FR 3127788 A1 20230407 FR 2110467 A 20211004 Tuyère de sortie équipée de chevrons pour propulseur aéronautique Tuyère de sortie (12’) pour propulseur aéronautique disposée en aval d’au moins une aube de stator (32) du propulseur, un bord de fuite (122’) de la tuyère de sortie comprenant une pluralité de chevrons (4) répartis circonférentiellement autour d’un axe central, ledit bord de fuite (122’) comprenant un premier motif de bord de fuite (M1) s’étendant sur une plage angulaire Δθ incluant la au moins une aube de stator (32), le premier motif (M1) étant une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron (4) ou étant une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron, et un deuxième motif de bord de fuite (M2) s’étendant sur une plage angulaire Δθ’ n’incluant pas la au moins une aube de stator (32), le deuxième motif (M2) étant une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron (4) ou étant une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron (4), et étant distinct du premier motif (M1). Figure pour l’abrégé : Fig. 5. Tuyère de sortie équipée de chevrons pour propulseur aéronautique La présente invention se rapporte au domaine général des propulseurs aéronautiques, et s’applique plus particulièrement aux turboréacteurs et turbopropulseurs d’aéronefs, notamment de type à grands diamètres mais pas uniquement. L’invention concerne en particulier une tuyère d’éjection des gaz équipant une turbomachine aéronautique, et concerne notamment la réduction du bruit de jet en sortie d’une telle tuyère d’éjection. Il est envisagé, pour les nouvelles générations d’avions commerciaux, d’utiliser des propulseurs aéronautiques à grand taux de dilution (« ByPass Ratio » -BPR- en anglais), par exemple des taux de dilution supérieurs à 10, et à grand diamètre, c’est-à-dire présentant des diamètres supérieurs à 1.5 m, afin d’augmenter le rendement propulsif des turboréacteurs et de diminuer leur consommation de carburant, ainsi que les émissions de gaz polluants. Les propulseurs aéronautiques peuvent être des moteurs thermiques, en particulier turbomoteurs, turboréacteurs, turbosoufflantes à fort taux de dilution, turbosoufflantes à engrenages ou à boitier de réduction de vitesse, turboréacteurs à turbines contrarotatives, des moteurs électriques, des moteurs à hydrogène, ou des moteurs hybrides thermique et/ou électrique et/ou à hydrogène. Les propulseurs aéronautiques peuvent comprendre plusieurs moteurs, et les sources d’énergie des moteurs peuvent être des carburants à base de kérosène, l’essence pour aviation, le diesel, les biocarburants pour aviation, l’électricité ou l’hydrogène. On notera que le terme « turboréacteurs » désigne un appareil à turbine à gaz fournissant par réaction à l’éjection à grande vitesse de gaz chaud, une poussée qui contribue à la propulsion. Par ailleurs, différents types de propulseurs aéronautiques, notamment de turboréacteurs, carénés et non carénés peuvent être utilisés : - « Ultra High Bypass Ration » (UHBR) : turboréacteur caréné 100 tel qu’illustré sur la , avec une roue de soufflante à calage fixe, avec ou sans boitier de réduction de vitesse de la soufflante, - « Variable Pitch Fan » (VPF) : turboréacteur caréné avec une soufflante à calage variable, - « Counter Rotating Open Rotor » (CROR) : turboréacteur non-caréné avec deux hélices (au moins) contrarotatives à calage variable, - « Unducted Stator Fan » (USF) : turboréacteur non-caréné 100’ tel qu’illustré sur la , avec une roue d’hélice 31 à calage variable et une roue de redresseur 32 (stator) à calage fixe ou variable. Des turbopropulseurs non carénés peuvent être également utilisés. On notera que le terme « turbopropulseur » désigne un appareil à turbine à gaz dont la poussée est principalement obtenue par la traction de l’hélice à calage variable. Cependant, un inconvénient majeur de ces architectures intégrées sur des avions commerciaux est leur impact acoustique, c’est-à-dire les niveaux de bruit. Les niveaux sonores émis par les avions sont soumis à des réglementations internationales de plus en plus strictes lors des phases de décollage et d’atterrissage, afin de limiter l’emprunte acoustique au voisinage des aéroports. Bien que l’augmentation du taux de dilution et la réduction de la vitesse de rotation de la soufflante ou des hélices sur les architectures non-carénées aient permis de réduire la vitesse d’éjection du flux secondaire et d’améliorer le mélange des écoulements à l’aval de la turbomachine, et donc améliorer la réduction du bruit de jet, ce dernier reste une source de bruit importante dont il est nécessaire de tenir compte dans le processus de conception d’une turbomachine aéronautique. Sur les figures 1 et 2, le bruit de jet généré est représenté par les arcs de cercle en traits interrompus. En référence à la représentant une turbomachine carénée 100, le bruit de jet est principalement dû à la sortie d’écoulement d’air à grande vitesse provenant du flux primaire F1 (et/ou du flux secondaire F2), qui produit un bruit à large bande qui domine à basse fréquence. De plus, le jet interagit avec la couche limite CL qui se développe sur la surface interne/externe sur la nacelle 20 (ou le carter 10) de la turbomachine, ce qui donne lieu à une couche de cisaillement CS. Par ailleurs, le jet peut également interagir avec les sillages en tête ou en pied des aubes/pales de stators ou bras structuraux, par exemple les aubes directrices de sortie 30 (dites OGV pour « Outlet Guide Vanes » en anglais), ou les aubes du carter d’échappement 40 (dites TRF pour « Turbine Rear Frame » en anglais) en aval de la turbine basse pression, à proximité du plan de sortie d’une ou plusieurs tuyères d’échappement 12, 22 des gaz de la turbomachine. En effet, l’écoulement en pied ou en tête d’une aube peut présenter des décollements (dits écoulements « décrochés » ou zones de recirculation) à certains régimes ou points de fonctionnement de la turbomachine. Ces phénomènes peuvent également contribuer au bruit de jet. En outre, les architectures de turbomachine précitées à grand diamètre présentent une nacelle 20 courte dans les moteurs carénés, afin de réduire la trainée, ce qui réduit la distance entre les aubes/pales 30, 40 de stator et le plan de sortie de la tuyère 12, 22 et favorise les phénomènes induisant les bruits de jet. Une solution connue en soi consiste à disposer des chevrons le long du bord de fuite des tuyères de sortie, permettant la réduction du bruit de jet, car favorisant le mélange de la couche de cisaillement à l’interface de deux écoulements avec des vitesses différentes. De plus, ils servent à réduire le bruit de bord de fuite, qui est lié au passage d’une couche limite turbulente par le bord de fuite du carter ou de la nacelle. Néanmoins, malgré leurs avantages, ces solutions ne sont pas adaptées à tous les types de turbomachines, et des améliorations restent nécessaires. Il existe donc un besoin pour une solution permettant d’améliorer encore la réduction du bruit de jet, et de pallier au moins en partie les inconvénients précités. Le présent exposé concerne une tuyère de sortie pour propulseur aéronautique, la tuyère de sortie étant destinée à s’étendre autour d’un axe central et à être disposée en aval d’au moins une aube de stator du propulseur, un bord de fuite de la tuyère de sortie comprenant une pluralité de chevrons répartis circonférentiellement autour de l’axe central, ledit bord de fuite comprenant : - au moins un premier motif de bord de fuite destiné à s’étendre, dans une direction azimutale, sur une plage angulaire Δθ incluant la au moins une aube de stator, le premier motif étant une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron ou étant une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron, et - au moins un deuxième motif de bord de fuite destiné à s’étendre, dans la direction azimutale, sur une plage angulaire Δθ’ n’incluant pas la au moins une aube de stator, le deuxième motif étant une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron ou étant une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron et étant distinct du premier motif. Dans le présent exposé, les termes « amont », « aval » et leurs dérivés sont définis selon un sens d’écoulement normal de l’air à travers la turbomachine, le long de l’axe central, c’est-à-dire le long de l’axe de rotation de la turbomachine. De même, les termes « radial », « circonférence », « direction azimutale » et leurs dérivés sont considérés par rapport à l’axe central de la tuyère, en d’autres termes par rapport à l’axe de rotation de la turbomachine avec lequel l’axe central de la tuyère peut être confondu. On comprend par « chevron », une irrégularité le long du bord de fuite de la tuyère, caractérisée par la présence d’une protubérance (ou sommet) et/ou d’une échancrure (ou creux), par rapport à un plan de référence défini par le bord de fuite dans le cas où ce dernier ne comprendrait aucun chevron. Par ailleurs, un motif de bord de fuite est une portion du périmètre du bord de fuite s’étendant sur une longueur azimutale, en d’autres termes sur une plage angulaire, prédéterminée, et présentant une géométrie prédéterminée également. On définit un premier motif comme s’étendant sur une plage angulaire Δθ incluant une aube de stator disposée en amont du bord de fuite. En d’autres termes, dans une vue de face de la tuyère de sortie, perpendiculaire au plan de référence défini par le bord de fuite et parallèle à l’axe central, l’aube de stator, alors disposée derrière le bord de fuite selon cette vue, se trouve à l’intérieur de la plage angulaire Δθ délimitant le premier motif. De la même façon, selon cette même vue, la plage angulaire Δθ’ délimitant le deuxième motif n’inclue aucune aube de stator. Ainsi, lorsque plusieurs aubes de stator sont disposées en amont de la tuyère de sortie, chaque premier motif s’étend sur une plage Δθ incluant une des aubes de stator, et chaque deuxième motif s’étend sur une plage Δθ’ n’incluant pas une aube de stator. De plus, le premier motif ou le deuxième motif de bord de fuite est défini comme une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron, ou aucun chevron. On comprend que dans le cas de figure où le premier motif ou le deuxième motif de bord fuite est une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron, cette portion est droite, c’est-à-dire comprise dans le plan de référence défini ci-dessus. Dans un mode privilégié de l’invention, le premier motif de bord fuite est une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron, et le deuxième motif de bord fuite est une portion du bord de fuite ayant au moins un chevron. Ainsi, selon le présent exposé, les différents motifs de bord de fuite, incluant ou non des chevrons, sont positionnés en tenant compte de la position azimutale des aubes de stator disposées en amont de la tuyère de sortie, et susceptible d’engendrer des bruits de jet comme décrit précédemment. En particulier, les premiers et les deuxièmes motifs sont différents de manière à tenir compte de la présence ou non d’une aube en amont du bord de fuite. Il est ainsi possible d’adapter la structure des motifs, notamment le nombre et/ou la forme des chevrons, en fonction de la position, de l’orientation ou de la forme des aubes, de manière à améliorer la réduction du bruit. Il est en particulier possible d’adapter la structure des motifs en fonction des particularités locales de la turbomachine et des spécificités de l’écoulement au niveau de la tuyère de sortie. Dans certains modes de réalisation, une courbe de bord de fuite est une courbe décrivant la forme du bord de fuite de la tuyère dans une vue perpendiculaire à l’axe central, une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron étant un intervalle de la courbe de bord de fuite dans lequel ladite courbe comprend au moins un maximum entre les deux extrémités de l’intervalle, et une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron étant un intervalle de la courbe de bord de fuite dans lequel ladite courbe est constante. Dans certains modes de réalisation, le premier motif de bord de fuite est une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron, le deuxième motif de bord de fuite étant différent du premier motif de bord de fuite par au moins un, de préférence au moins deux parmi le nombre, l’amplitude, la largeur, l’espacement ou la géométrie des chevrons. La présence de bras structuraux, par exemple, dans le flux d’air interne en amont de la tuyère de sortie peut impacter l’axi-symétrie du jet. Ainsi, le fait de disposer des deuxièmes motifs différant par au moins un, de préférence au moins deux paramètres, par exemple le fait d’augmenter le nombre de chevrons et/ou d’augmenter l’amplitude et/ou de réduire l’espacement ou la largeur des chevrons localement, près des aubes ou des éléments pouvant interagir avec le jet (par exemple, un pylône, une voilure et ou un dispositif hypersustentateur de la voilure) permet d’améliorer le mélange du jet et donc de casser les grosses structures tourbillonnaires avant d’interagir avec des éléments voisins. Dans certains modes de réalisation, le premier motif de bord de fuite et/ou le deuxième motif de bord de fuite ne sont pas des motifs géométriques homothétiques. On comprend dans ce cas de figure que le deuxième motif de bord de fuite n’est pas obtenu par une transformation du premier motif de bord de fuite résultant d’un agrandissement ou d’une réduction de celui-ci, mais préférentiellement d’une modification du nombre de chevrons ou de leur géométrie, par exemple. Dans certains modes de réalisation, le deuxième motif de bord de fuite est une portion du bord de fuite comprenant au moins deux chevrons. Dans un mode privilégié de l’invention, le premier motif de bord fuite est une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron, le deuxième motif de bord de fuite étant une portion du bord de fuite comprenant au moins deux chevrons. Dans certains modes de réalisation, le au moins un premier motif et/ou le au moins un deuxième motif de bord de fuite comprend au moins deux chevrons d’amplitudes et/ou de largeurs et/ou de géométries différentes. En d’autres termes, un même motif peut comprendre des chevrons distincts les uns des autres, et différant notamment par leur amplitude et/ou leur largeur, et/ou leur géométrie. Il est ainsi possible d’adapter la structure d’un motif en fonction de la structure locale de l’écoulement. Dans certains modes de réalisation, lorsque le au moins un premier motif et/ou le au moins un deuxième motif de bord de fuite comprennent deux chevrons de manière à former au moins un intervalle entre lesdits au moins deux chevrons, le au moins un intervalle est rempli au moins en partie par un matériau poreux. En d’autres termes, un matériau poreux est disposé dans ledit au moins un intervalle, de manière à occuper au moins en partie l’espace laissé libre entre les deux chevrons. Les matériaux poreux, par exemple les mousses métalliques, présentent l’avantage de posséder de bonnes propriétés d’absorption acoustique. En particulier, ces matériaux poreux permettent de réduire efficacement les bruits à large bande et basse fréquence. Ces caractéristiques sont particulièrement avantageuses vis-à-vis du bruit de jet et permettent de réduire davantage ce dernier. De plus, les matériaux poreux permettent une détente silencieuse des jets. Dans certains modes de réalisation, lorsque le au moins un premier motif et/ou le au moins un deuxième motif de bord de fuite comprennent deux chevrons de manière à former au moins un intervalle entre lesdits au moins deux chevrons, le au moins un intervalle est rempli au moins en partie par une pluralité de lamelles métalliques. En d’autres termes, des lamelles métalliques sont disposés dans ledit au moins un intervalle, de manière à occuper au moins en partie l’espace laissé libre entre les deux chevrons. Dans certains modes de réalisation, les lamelles métalliques présentent une amplitude h et une largeur E telles que h/E>10. De manière alternative aux matériaux poreux, il est possible de favoriser un mélange graduel du jet et donc d’atténuer le bruit du jet par des phénomènes visco-thermiques grâce à des lamelles métalliques formées par une pluralité de rainures, ou fentes, réalisées le long du bord de fuite de la tuyère, formant ainsi une structure de brosse métallique permettant de réduire le bruit de jet. Dans certains modes de réalisation, la tuyère de sortie comprend une portion amont, et un capot annulaire configuré pour être fixé de manière détachable à la portion amont, une extrémité aval du capot annulaire comprenant la pluralité de chevrons. En d’autres termes, le capot annulaire comprenant le bord de fuite de la tuyère de sortie et la pluralité de chevrons, est démontable par rapport au reste de la tuyère, notamment la portion amont. Il est ainsi possible d’enlever et de remplacer facilement les chevrons lors d’opérations de maintenance ou en cas d’endommagement des chevrons. Le présent exposé concerne également un propulseur aéronautique configurée pour accueillir au moins un flux d’air interne, comprenant au moins une tuyère de sortie selon l’un quelconque des modes de réalisation précédents et par laquelle est éjecté le au moins un flux d’air interne, et au moins une aube de stator disposée en amont de la tuyère de sortie. Dans certains modes de réalisation, S/C Ces rapports permettent de rendre le propulseur plus compact, notamment en diminuant la longueur du carter ou de la nacelle, permettant également de diminuer la trainée. Dans certains modes de réalisation, le propulseur aéronautique comprend N aubes de stator, où N≥2, réparties circonférentiellement autour de l’axe central, N premiers motifs de bord de fuite s’étendant chacun sur une plage angulaire Δθ incluant l’une des N aubes, et N deuxièmes motifs de bord de fuite distincts des premiers motifs et s’étendant chacun sur une plage angulaire Δθ’ n’incluant aucune des N aubes, le nombre de premiers motifs distincts les uns des autres étant compris entre 1 et N, et le nombre de deuxièmes motifs distincts les uns des autres étant compris entre 1 et N. On notera que N peut être compris entre 3 et 80. En d’autres termes, les premiers motifs sont disposés au niveau des positions azimutales correspondant aux aubes de stator, et les deuxièmes motifs sont disposés dans un intervalle entre deux premiers motifs, correspondant à des positions azimutales ne comprenant aucune aube de stator. Dans certains modes de réalisation, chaque plage angulaire Δθ incluant l’une des N aubes est centrée sur un axe principal de l’aube, et est telle que Δθ min ≤ Δθ ≤ Δθ max , où Δθ min = 360/(36*N) et Δθ max =360/(N+1), Δθ min , Δθ et Δθ max s’exprimant en degrés. Dans certains modes de réalisation, l’axe principal de l’aube est l’axe de changement de calage lorsque les aubes sont des aubes de stator à calage variable. L’angle de calage des aubes de stator peut être différent en fonction du point de fonctionnement du propulseur, notamment en croisière, à l’atterrissage ou au décollage. Par conséquent, une variation de l’angle de calage des aubes peut donner lieu à une variation de la direction de l’écoulement à l’aval des aubes stators (si par exemple, l’écoulement n’est pas complètement redressé par les stators), ou à une variation de la largeur des sillages des stators ou de leurs positions azimutales au niveau du plan de sortie de la tuyère. Ainsi, ces valeurs de plage angulaire Δθ permettent d’assurer un fonctionnement optimal quelle que soit la variation de l’angle de calage des aubes de stator. Dans certains modes de réalisation, l’axe principal de l’aube est l’axe perpendiculaire à l’axe central et passant par le bord de fuite de l’aube au niveau d’un encastrement de l’aube de stator sur un carter, un moyeu, ou une nacelle du propulseur, lorsque les aubes sont des aubes de stator à calage fixe. Dans certains modes de réalisation, le propulseur aéronautique est un turboréacteur à double flux. Dans certains modes de réalisation, le propulseur aéronautique est un turboréacteur à double flux caréné comprenant une première tuyère de sortie par laquelle est éjecté un premier flux d’air interne et une deuxième tuyère de sortie par laquelle est éjecté un deuxième flux d’air interne, un bord de fuite de chacune de la première et de la deuxième tuyère de sortie comprenant une pluralité de chevrons, au moins une première aube de stator étant disposée dans le premier flux d’air interne en amont de la première tuyère de sortie, et au moins une deuxième aube de stator étant disposée dans le deuxième flux d’air interne en amont de la première tuyère de sortie et de la deuxième tuyère de sortie, le bord de fuite de chacune de la première et de la deuxième tuyère de sortie comprenant au moins un premier motif et au moins un deuxième motif de bord de fuite. En d’autres termes, chacune de la première et de la deuxième tuyère de sortie comprend des premiers motifs disposés à des positions azimutales correspondant aux positions des premières aubes de stators et des deuxièmes aubes de stators respectivement. Il est ainsi possible d’adapter les structures des motifs de bord de fuite sur chacune des tuyères de sortie, en fonction des spécificités locales de chacun des flux internes et de chacune des tuyères, permettant ainsi de diminuer les bruits de jet du propulseur à double flux caréné. Dans certains modes de réalisation, le propulseur aéronautique est un turboréacteur à double flux non caréné comprenant une tuyère de sortie dont une surface interne délimite le flux d’air interne et dont une surface externe délimite un flux d’air externe, un bord de fuite de la tuyère de sortie comprenant une pluralité de chevrons, au moins une première aube de stator étant disposée dans le flux d’air interne en amont de la tuyère de sortie. On comprend que dans ce cas de figure, la première aube de stator est une aube TRF fixe du carter d’échappement. Dans certains modes de réalisation, le propulseur aéronautique comprend au moins une deuxième aube de stator disposée dans le flux d’air externe en amont de la tuyère de sortie, le bord de fuite de la tuyère de sortie comprenant au moins un premier motif et au moins un deuxième motif de bord de fuite, le au moins un premier motif étant disposé de telle sorte que la plage angulaire Δθ sur laquelle il s’étend inclue l’aube la plus proche axialement du bord de fuite, parmi la au moins une première aube de stator et la au moins une deuxième aube de stator. Dans certains modes de réalisation, le au moins un premier motif est disposé de telle sorte que la plage angulaire Δθ sur laquelle il s’étend inclue l’aube pour laquelle le rapport S/C est le plus faible, parmi la au moins une première aube de stator et la au moins une deuxième aube de stator. Dans ce cas de figure, les aubes de stators fixées sur la face externe et la face interne d’un carter, d’un moyeu ou d’une nacelle du propulseur non caréné sont susceptibles d’engendrer des bruits de jet au niveau de la tuyère de sortie en amont de laquelle elle se trouve. Le fait de disposer les différents motifs de bord de fuite, notamment les premiers motifs, en fonction des positions azimutales des aubes les plus proches du bord de fuite de la tuyère de sortie, ou dont le rapport S/C est le plus faible, permet d’optimiser la réduction du bruit de jet. Dans certains modes de réalisation, lorsque la tuyère de sortie comprend plus de deux motifs distincts, la variation des motifs selon la direction azimutale n’est pas monotone. Par exemple, lorsque le propulseur comprend N aubes de stator, N premiers motifs distincts et N deuxièmes motifs distincts, en d’autres termes un total de 2*N motifs distincts, la variation des motifs le long de la circonférence du bord de fuite n’est pas uniquement une diminution de l’amplitude des chevrons, par exemple, mais peut alterner entre augmentions et diminutions de l’amplitude, et également comprendre des variations de la largeur et/ou de l’écartement et/ou de la géométrie des chevrons. Dans certains modes de réalisation, la tuyère de sortie comprend un troisième motif de bord de fuite s’étendant sur une plage angulaire incluant un pylône d’accrochage du propulseur à une voilure d’aéronef, le troisième motif de bord de fuite étant une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron. Lorsque le propulseur est installé dans un aéronef, la présence d’un pylône (ou mât) et/ou de la voilure peuvent également avoir un effet sur la détente du jet. Par conséquent, le fait de disposer un troisième motif de bord de fuite, de préférence ne comportant pas de chevron, permet d’améliorer la réduction du bruit de jet. L’invention et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la description détaillée faite ci-après de différents modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples non limitatifs. Cette description fait référence aux pages de figures annexées, sur lesquelles : La représente schématiquement une vue partielle en coupe d’une turbomachine carénée selon l’art antérieur, La représente schématiquement une vue partielle en coupe d’une turbomachine non carénée selon l’art antérieur, La figure 3A représente schématiquement une vue partielle en coupe d’une turbomachine carénée selon un premier mode de réalisation conforme à l’invention, et la figure 3B représente schématiquement une vue partielle en coupe d’une turbomachine non carénée selon le premier mode de réalisation, La représente schématiquement une vue latérale d’une tuyère de sortie de la turbomachine de la figure 3A, La représente schématiquement une vue latérale et une vue arrière, par rapport à l’axe central de la turbomachine, d’un exemple d’une turbomachine non carénée conforme au premier mode de réalisation, Les figures 6A à 6H représentent schématiquement des vues arrière de la turbomachine non carénée de la , selon différents exemples conformes au premier mode de réalisation, Les figures 7A à 7F représentent schématiquement des vues latérales de la tuyère de sortie de la turbomachine non carénée de la , selon différents exemples conformes au premier mode de réalisation, La représente schématiquement des vues latérales d’une tuyère de sortie illustrant des exemples alternatifs conformes au premier mode de réalisation, La représente schématiquement une vue arrière de la turbomachine de la figure 3A, selon un exemple conforme au premier mode de réalisation, La représente schématiquement des vues latérales d’une tuyère de sortie d’une turbomachine conforme à un deuxième mode de réalisation, La représente schématiquement des vues latérales d’une tuyère de sortie d’une turbomachine conforme à un troisième mode de réalisation, La représente schématiquement des vues latérales d’une tuyère de sortie d’une turbomachine conforme à un quatrième mode de réalisation. Tuyère de sortie (12, 12’, 22) pour propulseur aéronautique, la tuyère de sortie étant destinée à s’étendre autour d’un axe central (A) et à être disposée en aval d’au moins une aube de stator (30, 32, 40) du propulseur, un bord de fuite (122, 122’, 222) de la tuyère de sortie comprenant une pluralité de chevrons (4) répartis circonférentiellement autour de l’axe central, ledit bord de fuite (122, 122’, 222) comprenant : - au moins un premier motif de bord de fuite (M1) destiné à s’étendre, dans une direction azimutale, sur une plage angulaire Δθ incluant la au moins une aube de stator (30, 32, 40), le premier motif (M1) étant une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron (4) ou étant une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron (4), et - au moins un deuxième motif de bord de fuite (M2) destiné à s’étendre, dans la direction azimutale, sur une plage angulaire Δθ’ n’incluant pas la au moins une aube de stator (30, 32, 40), le deuxième motif (M2) étant une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron (4) ou étant une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron (4), et étant distinct du premier motif (M1). Tuyère de sortie (12, 12’, 22) selon la revendication 1, dans laquelle le premier motif de bord de fuite (M1) est une portion du bord de fuite (122, 122’, 222) comprenant au moins un chevron (4), le deuxième motif de bord de fuite (M2) étant différent du premier motif de bord de fuite (M1) par au moins un, de préférence au moins deux parmi le nombre, l’amplitude, la largeur, l’espacement ou la géométrie des chevrons (4). Tuyère de sortie (12, 12’, 22) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle le premier motif de bord de fuite (M1) et/ou le deuxième motif de bord de fuite (M2) ne sont pas des motifs géométriques homothétiques. Tuyère de sortie (12, 12’, 22) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle le deuxième motif de bord de fuite (M2) est une portion du bord de fuite (122, 122’, 222) comprenant au moins deux chevrons (4). Tuyère de sortie (12, 12’, 22) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans laquelle le au moins un premier motif de bord de fuite (M1) et/ou le au moins un deuxième motif de bord de fuite (M2) comprend au moins deux chevrons (4) d’amplitudes et/ou de largeurs et/ou de géométries différentes. Tuyère de sortie (12, 12’, 22) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans laquelle, lorsque le au moins un premier motif de bord de fuite (M1) et/ou le au moins un deuxième motif de bord de fuite (M2) comprennent deux chevrons (4) de manière à former au moins un intervalle entre lesdits au moins deux chevrons (4), le au moins un intervalle est rempli au moins en partie par un matériau poreux (13). Tuyère de sortie (12, 12’, 22) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans laquelle, lorsque le au moins un premier motif de bord de fuite (M1) et/ou le au moins un deuxième motif de bord de fuite (M2) comprennent deux chevrons (4) de manière à former au moins un intervalle entre lesdits au moins deux chevrons (4), le au moins un intervalle est rempli au moins en partie par une pluralité de lamelles métalliques (14). Tuyère de sortie (12, 12’, 22) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, comprenant une portion amont (124), et un capot annulaire (126) configuré pour être fixé de manière détachable à la portion amont (124), une extrémité aval du capot annulaire (126) comprenant la pluralité de chevrons (4). Propulseur aéronautique (1, 1’) configurée pour accueillir au moins un flux d’air interne, comprenant au moins une tuyère de sortie (12, 12’, 22) selon l’une quelconque des revendications précédentes et par laquelle est éjecté le au moins un flux d’air interne, et au moins une aube de stator (40, 32, 30) disposée en amont de la tuyère de sortie (12, 12’, 22). Propulseur aéronautique (1, 1’) selon la revendication 9, dans lequel S/C Propulseur aéronautique (1, 1’) selon la revendication 9 ou 10, comprenant N aubes de stator (40, 32, 30), où N ≥ 2, réparties circonférentiellement autour de l’axe central (A), N premiers motifs de bord de fuite (M1) s’étendant chacun sur une plage angulaire Δθ incluant l’une des N aubes, et N deuxièmes motifs de bord de fuite (M2) distincts des premiers motifs de bord fuite (M1) et s’étendant chacun sur une plage angulaire Δθ’ n’incluant aucune des N aubes, le nombre de premiers motifs (M1) distincts les uns des autres étant compris entre 1 et N, et le nombre de deuxièmes motifs (M2) distincts les uns des autres étant compris entre 1 et N. Propulseur aéronautique (1, 1’) selon l’une quelconque des revendications 9 à 11, dans laquelle chaque plage angulaire Δθ incluant l’une des N aubes de stator est centrée sur un axe principal (X2) de l’aube qui est l’axe de changement de calage lorsque les aubes de stator sont des aubes de stator à calage variable, et est telle que Δθ min ≤ Δθ ≤ Δθ max , où Δθ min = 360/(36*N) et Δθ max =360/(N+1), Δθ min , Δθ et Δθ max s’exprimant en degrés. Propulseur aéronautique (1, 1’) selon l’une quelconque des revendications 9 à 12, le propulseur aéronautique étant un turboréacteur à double flux carénée comprenant une première tuyère de sortie (12) par laquelle est éjecté un premier flux d’air interne (F1) et une deuxième tuyère de sortie (22) par laquelle est éjecté un deuxième flux d’air interne (F2), un bord de fuite (122, 222) de chacune de la première et de la deuxième tuyère de sortie (12, 22) comprenant une pluralité de chevrons (4), au moins une première aube de stator (40) étant disposée dans le premier flux d’air interne en amont de la première tuyère de sortie (12), et au moins une deuxième aube de stator (30) étant disposée dans le deuxième flux d’air interne en amont de la première tuyère de sortie (12) et de la deuxième tuyère de sortie (22), le bord de fuite (122, 222) de chacune de la première et de la deuxième tuyère de sortie (12, 22) comprenant au moins un premier motif (M1) et au moins un deuxième motif de bord de fuite (M2). Propulseur aéronautique (1, 1’) selon l’une quelconque des revendications 9 à 12, le propulseur aéronautique étant un turboréacteur à double flux non carénée comprenant une tuyère de sortie (12’) dont une surface interne délimite le flux d’air interne et dont une surface externe délimite un flux d’air externe, un bord de fuite (122’) de la tuyère de sortie (12’) comprenant une pluralité de chevrons (4), au moins une première aube de stator (40) étant disposée dans le flux d’air interne en amont de la tuyère de sortie (12’). Propulseur aéronautique (1, 1’) selon la revendication 14, comprenant au moins une deuxième aube de stator (32) disposée dans le flux d’air externe en amont de la tuyère de sortie (12’), le bord de fuite (122’) de la tuyère de sortie (12’) comprenant au moins un premier motif (M1) et au moins un deuxième motif de bord de fuite (M2), le au moins un premier motif de bord de fuite (M1) étant disposé de telle sorte que la plage angulaire Δθ sur laquelle il s’étend inclue l’aube de stator la plus proche axialement du bord de fuite (122’), parmi la au moins une première aube de stator (40) et la au moins une deuxième aube de stator (32).