FR 3143070 A1 20240614 FR 2213108 A 20221209 L’invention concerne un propulseur aéronautique comprenant une aube, l’aube comprenant une partie profilée (85) présentant un profil aérodynamique s’étendant radialement à partir de la pièce centrale (83), la partie profilée (85) ayant un bord d’attaque (86), un bord de fuite (87), une surface d’intrados et une surface d’extrados (89), dans lequel la surface d’intrados (88) ou la surface d’extrados (89) comprend une portion de surface texturée (90) présentant une série de saillies (95) et/ou de creux (96), la portion de surface texturée (90) étant définie de telle sorte que tout point considéré de la portion de surface texturée (90) est situé à une distance radiale de l’axe principal du propulseur aéronautique égale à la somme d’un rayon minimal (R min ) et entre 20% et 95% d’une envergure de la partie profilée (85), et est situé à une distance axiale du bord d’attaque comprise entre 2% et 50% de la longueur de corde locale. Figure pour l’abrégé : Figure 6 PROPULSEUR AERONAUTIQUE COMPRENANT UNE AUBE PRESENTANT DES RELIEFS DOMAINE DE L'INVENTION L’invention concerne un propulseur aéronautique, tel qu’un moteur à turbine à gaz par exemple. ETAT DE LA TECHNIQUE Les propulseurs aéronautiques comprennent des parties fixe et des parties tournantes, qui sont entrainées en rotation par rapport aux parties fixes lorsque le propulseur aéronautique est en fonctionnement. Les parties tournantes et les parties fixes présentent chacune des aubages. Ainsi, les moteurs à turbine à gaz comprennent généralement un module de soufflante ou un module d’hélice, un module de compresseur, une chambre de combustion et un module de turbine. Le module de soufflante (ou le module hélice), le module de compresseur et le module de turbine, comprennent chacune des parties tournantes (ou « rotor ») et des parties fixes (ou « stator »). Par exemple, le module de soufflante comprend un stator de soufflante et un rotor de soufflante propre à être entrainée en rotation par rapport au stator de soufflante. Le rotor de soufflante comprend une ou plusieurs rangées d’aubes mobiles. La rotation du rotor de soufflante a pour effet de compresser de l’air qui est expulsé vers l’arrière afin de produire une partie de la poussée du moteur. En outre, le stator de soufflante comprend généralement un ensemble d’aubes fixes de sortie (également appelées « Outlet Guide Vanes » ou « OGV » en anglais) disposé en aval du rotor de soufflante et jouant le rôle de redresseur. Cet ensemble d’aubes fixes a pour fonction de redresser et de réguler le flux d’air qui s’écoule en aval du rotor de soufflante pour optimiser la poussée du moteur. Le flux d’air qui traverse l’ensemble d’aubes fixes s’écoule globalement entre les aubes fixes selon une direction amont-aval. Cependant, dans certaines conditions de fonctionnement du moteur, notamment en régime partiel (i.e. lors des phases de décollage et d’atterrissage de l’aéronef), des bulles de recirculation (« separation/recirculation bubble » en anglais) et/ou des zones avec un écoulement partiellement détaché peuvent apparaître sur les surfaces des aubes, notamment sur les surfaces d’extrados. Ces bulles de recirculation génèrent du bruit. D’une part, ces bulles de recirculation produisent des raies (bruit tonal) à hautes fréquences, qui sont liées à la présence de ces bulles et au détachement tourbillonnaire associé. D’autre part, les bulles de recirculation augmentent l’épaisseur de la couche limite, ce qui a un impact sur le sillage du rotor de soufflante et sur le bruit d’interaction avec le stator de soufflante ou la rangée d’aubes fixes situées en aval. En effet, une bulle de recirculation trop grande augmente l’énergie cinétique turbulente et le déficit de vitesse dans le sillage, ce qui augmente le bruit d’interaction (à large bande et tonal, respectivement). Le même phénomène peut se produire sur les hélices non carénées des turbopropulseurs, des moteurs à turbine à gaz de type « Counter-Rotating Open Rotor » (CROR) et sur les soufflantes non carénées des moteurs à turbine à gaz de type « Unducted Single Fan » (USF). Ce même phénomène peut se produire également sur d’autres aubes fixes ou mobiles d’un propulseur aéronautique. Un but de l’invention est de réduire le bruit généré par une aube en présence d’une bulle de recirculation et/ou de zones avec un écoulement partiellement détaché qui apparaissent à certains régimes, sans pour autant pénaliser le fonctionnement du propulseur aéronautique aux autres régimes. Ce but est atteint dans le cadre de la présente invention grâce à un propulseur aéronautique comprenant une partie fixe et une partie tournante propre à être entrainée en rotation par rapport à la partie fixe autour d’un axe principal du propulseur aéronautique, l’une de la partie fixe et de la partie tournante comprenant une pièce centrale et une aube, l’aube comprenant une partie profilée présentant un profil aérodynamique s’étendant radialement à partir de la pièce centrale, la partie profilée ayant un bord d’attaque, un bord de fuite, une surface d’intrados et une surface d’extrados, dans lequel la surface d’intrados ou la surface d’extrados comprend une portion de surface texturée présentant une série de saillies et/ou de creux, la portion de surface texturée étant définie de telle sorte que tout point considéré de la portion de surface texturée est situé à une distance radiale de l’axe principal du propulseur aéronautique égale à la somme d’un rayon minimal et entre 20% et 95% d’une envergure de la partie profilée, et est situé à une distance du bord d’attaque comprise entre 2% et 50% de la longueur de corde locale, dans lequel l’envergure de la partie profilée est définie comme une différence entre un rayon maximal de la partie profilée et un rayon minimal de la partie profilée, le rayon maximal étant défini comme une distance entre un point de la partie profilée le plus éloigné de l’axe principal du propulseur aéronautique, et l’axe principal du propulseur aéronautique, et le rayon minimal étant défini comme une distance entre un point du bord d’attaque de la partie profilée le plus proche de l’axe principal du propulseur aéronautique, et l’axe principal du propulseur aéronautique, ou dans le cas où l’aube est à calage variable, le rayon minimal étant défini comme une distance entre un point du bord d’attaque de la partie profilée le plus proche de l’axe principal du propulseur aéronautique, et l’axe principal du propulseur aéronautique, lorsque l’aube est positionnée avec un angle de calage dans lequel l’aube est en drapeau, et dans lequel la longueur de corde locale est définie comme une distance entre un point du bord d’attaque et un point du bord de fuite, le point du bord d’attaque et le point du bord de fuite étant situés à la même distance radiale de l’axe principal que le point considéré. La portion de surface texturée ainsi définie se trouve dans une zone dans laquelle une bulle de recirculation et/ou un écoulement partiellement détaché est susceptible d’apparaître. La présence d’une série de saillies et/ou de creux dans cette zone permet de recréer un écoulement turbulent à cet endroit, à la place d’une bulle de recirculation en régime partiel (i.e. lors des phases de décollage et d’atterrissage de l’aéronef) et de réduire le frottement pariétal et les pertes aérodynamiques en régime nominal (i.e. en régime de croisière). Cela permet ainsi de limiter le bruit généré par la soufflante au décollage et à l’atterrissage, sans impact sur les performances du propulseur aéronautique en régime de croisière. Le propulseur aéronautique peut en outre présenter une ou plusieurs des caractéristiques suivantes : - la portion de surface texturée est une portion de la surface d’extrados et la série de saillies et/ou de creux consiste en une alternance de saillies et de creux, - la portion de surface texturée est définie de telle sorte que tout point considéré de la portion de surface texturée est situé à une distance radiale de l’axe principal du propulseur aéronautique égale à la somme d’un rayon minimal et entre 50% et 90% d’une envergure de la partie profilée, - la portion de surface texturée est définie de telle sorte que tout point considéré de la portion de surface texturée est situé à une distance radiale de l’axe principal du propulseur aéronautique supérieur à une distance radiale d’un point du bord d’attaque de la partie profilée situé la plus en amont, en considérant que l’axe principal du propulseur s’étend d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz à travers le propulseur aéronautique, lorsque le propulseur aéronautique est en fonctionnement normal, - la portion de surface texturée est définie de telle sorte que tout point considéré de la portion de surface texturée est situé à une distance axiale du bord d’attaque comprise entre 5% et 40% de la longueur de corde locale, de préférence comprise entre 10% et 30% de la longueur de la corde locale, - pour tout point considéré de la portion de surface texturée, l’épaisseur de la partie profilée au point considéré est inférieure à 12% de la corde locale, de préférence inférieure ou égale à 10% de la corde locale, ou encore de préférence inférieure ou égale à 7% de la corde locale, - l’épaisseur de la partie profilée au point considéré est supérieure à 0,1% de la corde locale, de préférence supérieure à 0,25% de la corde locale, ou encore de préférence supérieur à 1% de la corde locale, - pour une distance radiale donnée, la partie profilée présente une épaisseur maximale en un point donné de la surface d’intrados ou de la surface d’extrados, et tout point considéré de la portion de surface texturée est situé en amont du point où l’épaisseur de la partie profilée est maximale, - pour une distance radiale donnée, la partie profilée présente une épaisseur maximale en un point donné de la surface d’intrados ou de la surface d’extrados, le point donné étant situé à une distance du bord d’attaque comprise entre 10% et 45% de la corde locale, de préférence entre 15% et 30% de la corde locale, - la partie profilée comprend une âme en matériau composite et une pièce rapportée fixée à l’âme et formant le bord d’attaque de la partie profilée, et les saillies et les creux sont formés uniquement sur la pièce rapportée, - la pièce rapportée est une pièce de renfort métallique fixée à l’âme ou un tapis chauffant fixé à l’âme, - les saillies et/ou les creux sont situés à une distance radiale de l’axe principal supérieure à une distance radiale du maximum de corde locale de l’aube par rapport à l’axe principal, ou supérieure à la distance radiale d’un ventre du bord d’attaque par rapport à l’axe principal, - les saillies et/ou les creux sont formés par usinage dans la pièce rapportée, - alternativement, les saillies et/ou les creux sont formés également sur l’âme en matériau composite, - les saillies et/ou les creux sont formés dans un film rapporté sur l’âme en matériau composite, - la surface d’intrados ou la surface d’extrados comprend plusieurs portions texturées présentant une série de saillies et/ou de creux, et dans lequel une portion de surface texturée est séparée d’une autre portion de surface texturée la plus proche d’une distance comprise entre 1% et 35% de l’envergure, de préférence entre 2% et 15% de l’envergure, - les saillies présentent une hauteur comprise entre 0,04% de la corde locale, de préférence 1%, et 3% de la corde locale et/ou les creux présentent une profondeur comprise entre 0,04% de la corde locale, de préférence 1%, et 3% de la corde locale, - les saillies et/ou les creux forment un motif répétitif présentant un pas constant entre deux saillies consécutives ou entre deux creux consécutifs, le pas étant compris entre 1/3 et 3 fois une hauteur d’une saillie ou entre 1/3 et 3 fois une profondeur d’un creux, - les creux comprennent des cavités, chaque cavité ayant une forme de portion de sphère, par exemple une forme hémisphérique, - les saillies comprennent des nervures, - chaque nervure présente une base et une arête ayant une hauteur mesurée par rapport à la base qui augmente de manière strictement monotone d’amont en aval, - l’arête présente une extrémité amont et une extrémité avale, et chaque nervure comprend une face d’extrémité amont s’étendant depuis la base jusqu’à l’extrémité amont de l’arête en formant un premier angle non-nul avec la base, inférieur ou égale à 90°, et une face d’extrémité avale s’étendant depuis une extrémité avale de l’arête jusqu’à la base, en formant un deuxième angle non-nul avec la base, inférieur ou égal à 90°, - la face d’extrémité amont présente une portion plane s’étendant à partir de la base et une portion de jonction arrondie s’étendant depuis la portion plane jusqu’à l’extrémité amont de l’arête, - le premier angle est compris entre 20° et 70°, - le deuxième angle est compris entre 20° et 70°, - la face d’extrémité avale présente une portion de jonction arrondie s’étendant à partir de l’extrémité avale de l’arête et une portion plane s’étendant depuis la portion de jonction arrondie jusqu’à la base, - chaque nervure présente une section en coupe transversale de forme triangulaire, avec une base et un sommet, le sommet présentant une hauteur mesurée par rapport à la base supérieure à la largeur de la base, - la portion de surface texturée comprend des premières zones et des deuxièmes zones disposées en alternance avec les premières zones le long d’une direction radiale par rapport à l’axe principal, et chaque première zone présente une série de premières nervures, orientées avec un premier angle par rapport à l’axe principal du propulseur aéronautique, et chaque deuxième zone présente une série de deuxièmes nervures orientées avec un deuxième angle par rapport à l’axe principal, le deuxième angle étant différent du premier angle, - le premier angle et le deuxième angle sont adjacents et le premier angle est compris entre +15° et +45° par rapport à l’axe principal du moteur et le deuxième angle est compris entre -15° et -45° par rapport à l’axe principal du moteur, - l’alternance de premières zones et de deuxièmes zones présente une période spatiale comprise entre 5% et 20% de la corde locale, - chaque première nervure converge vers une deuxième nervure respective dans le sens amont-aval, - le propulseur aéronautique comprend une soufflante carénée ou une hélice non-carénée, et l’aube est une aube de la soufflante carénée ou de l’hélice non-carénée du propulseur aéronautique, - l’aube est à calage variable, - le propulseur aéronautique comprend une turbine d’entrainement de la soufflante ou de l’hélice, un arbre de soufflante ou un arbre d’hélice raccordée à la soufflante ou à l’hélice, un arbre de turbine raccordé à la turbine, et un mécanisme de réduction présentant une entrée raccordée à l’arbre de turbine et une sortie raccordée à l’arbre de soufflante ou à l’arbre d’hélice, de sorte qu’en fonctionnement, la soufflante ou l’hélice est entrainée en rotation par la turbine à une vitesse de rotation inférieure à une vitesse de rotation de la turbine. PRESENTATION DES DESSINS D’autres caractéristiques et avantages ressortiront encore de la description qui suit, laquelle est purement illustrative et non limitative, et doit être lue en regard des figures annexées, parmi lesquelles : - la représente de manière schématique un premier exemple de propulseur aéronautique comprenant un module d’hélice non-caréné, - la représente de manière schématique un deuxième exemple de propulseur aéronautique comprenant un module de soufflante caréné, - la représente de manière schématique, en coupe longitudinale, un moteur à turbine à gaz à soufflante carénée, - la représente de manière schématique une aube de soufflante ou d’hélice, - la représente de manière schématique, en coupe transversale, l’aube de soufflante ou d’hélice de la , - la représente de manière schématique une aube de soufflante ou d’hélice conforme à un mode de réalisation de l’invention, - la représente de manière schématique, en coupe transversale, l’aube de soufflante ou d’hélice de la , - la représente de manière schématique, un profil d’aube de soufflante ou d’hélice et la ligne de squelette dans le plan de coupe, - la est une vue agrandie d’une portion de surface texturée de l’aube de soufflante ou d’hélice, conforme à un mode de réalisation possible de l’invention, - la représente de manière schématique la forme d’une saillie ménagée dans la portion d’extrados conforme à un premier mode de réalisation de l’invention, - la représente de manière schématique la forme d’une saillie ménagée dans la portion d’extrados conforme à un deuxième mode de réalisation de l’invention, - la représente de manière schématique une alternance de saillies et de creux ménagés dans la portion de surface texturée de l’aube de soufflante ou d’hélice, - la représente de manière schématique des angles d’orientation des saillies, les saillies présentant la forme de nervures, - la représente de manière schématique, en coupe transversale, une aube comprenant une saillie, - la est une vue agrandie d’une portion de surface texturée de l’aube de soufflante, conforme à un autre mode de réalisation possible de l’invention, - la représente de manière schématique, en coupe transversale, l’aube de la , - les figures 16A à 16F illustrent différentes configurations de la portion de surface texturée. DESCRIPTION DETAILLEE D’UN MODE DE REALISATION Sur la , le propulseur aéronautique 1 représenté est un moteur à turbine à gaz à hélices non carénées. Le moteur à turbine à gaz 1 est un moteur à turbine à gaz de type « Open Rotor », en configuration couramment qualifiée de « pusher » (i.e. la soufflante est placée à l’aval du générateur de puissance avec une entrée d’air située à l’amont, à gauche sur la ). Le moteur à turbine à gaz 1 comprend une nacelle 2 destinée à être fixée à un fuselage d’un aéronef, et une soufflante 8 non-carénée. La soufflante 8 comprend deux rotors de soufflante contrarotatifs 81 et 82. Autrement dit, lorsque le moteur 1 est en fonctionnement, les rotors 81 et 82 sont entrainés en rotation par rapport à la nacelle 2 autour d’un même axe de rotation X (qui coïncide avec un axe principal du moteur), en sens opposés. Dans l’exemple illustré sur la , le moteur 1 est un moteur de type non-caréné à rotors de soufflante contrarotatifs (également appelé « contra-rotating open rotor » ou « CROR » en anglais), en configuration « pusher ». Cependant, l’invention n’est pas limitée à cette configuration. L’invention s’applique également à des moteurs de type « Open Rotor », en configuration « puller » (i.e. la soufflante est placée en amont du générateur de puissance avec une entrée d’air située avant, entre ou juste derrière les deux rotors de soufflante). En outre, l’invention s’applique également à des moteurs présentant des architectures différentes, telles qu’une architecture comprenant un rotor de soufflante comprenant des aubes mobiles (ou un « Open Fan » en anglais) et un stator de soufflante comprenant des aubes (USF), ou bien un unique rotor de soufflante. Les aubes du stator de soufflante peuvent être fixes ou à calage variable. Dans ce cas, chacune des aubes est montée pivotante par rapport à la nacelle 2 suivant un axe de calage. L’invention est applicable à des architectures de type turbopropulseur (comprenant un unique rotor de soufflante). Sur la , chaque rotor de soufflante 81, 82 comprend un moyeu 83 monté rotatif par rapport à la nacelle 2 et une pluralité d’aubes 84 raccordées au moyeu 83. Les aubes 84 s’étendent sensiblement radialement par rapport à l’axe de rotation X du moyeu. Les aubes 84 peuvent être fixes ou à calage variable. Les aubes fixes sont montées fixes sur le moyeu 83. Dans le cas où les aubes 84 sont à calage variable, chaque aube 84 est montée pivotante par rapport au moyeu 83 autour d’un axe de calage Y respectif. Les aubes 84 sont reliées à un mécanisme de changement de pas permettant d’ajuster l’angle de calage des aubes 84 par rapport au moyeu 83, et ainsi leur angle d’incidence, en fonction des phases de vol. Sur la , le propulseur aéronautique 1 représenté est un moteur à turbine à gaz à soufflante carénée. Le moteur à turbine à gaz 1 représenté comprend une nacelle 2 destinée à être fixée à un fuselage d’un aéronef, une soufflante 8 et un carénage entourant la soufflante 8, le carénage étant monté fixe sur la nacelle 2. Dans l’exemple illustré sur la , le carénage de la soufflante 8 est disposé à l’intérieur de la nacelle 2. La soufflante 8 comprend un rotor de soufflante 81 propre à être entrainé en rotation par rapport à la nacelle 2 autour d’un axe de rotation X (qui coïncide avec l’axe principal du moteur 1). Le rotor de soufflante 81 comprend un moyeu 83 et une pluralité d’aubes 84 fixées au moyeu 83 et s’étendant selon des directions sensiblement radiales à partir du moyeu 83. Dans l’exemple illustré sur la , les aubes 84 sont toutes identiques, et agencées avec un écart angulaire constant entre deux aubes successives. La soufflante 8 peut être une soufflante à calage variable (appelée « Variable pitch fan » ou « VPF » en anglais), c’est-à-dire que la soufflante inclut un mécanisme permettant de faire pivoter chaque aube 84 autour d’un axe de calage de manière à modifier le pas des aubes en fonction des phases de vol. Sur la , le propulseur aéronautique 1 représenté est un moteur à turbine à gaz à double corps et à double flux. Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz présentant un taux de dilution élevé (« Ultra High Bypass Ratio » ou « UHBR » en anglais), c’est-à-dire présentant un taux de dilution (« Bypass ratio ») compris entre environ 15 et environ 40. Le moteur à turbine à gaz 1 présente un axe principal X (ou axe longitudinal). Le moteur à turbine à gaz 1 comprend une nacelle 2, un module de soufflante 3, un module de compresseur 4, une chambre de combustion 5, et un module de turbine 6. Dans l’exemple illustré sur la , le module de soufflante 3 comprend un carter de soufflante 7 monté fixe par rapport à la nacelle, une soufflante 8 propre à être entrainée en rotation par rapport au carter de soufflante 7. Le carter de soufflante 7 comprend des aubes fixes de sortie 9 (ou « OGV ») ayant pour fonction de redresser le flux d’air secondaire qui s’écoule en sortie de la soufflante 8. Dans l’exemple illustré sur la , le module de compresseur 4 comprend un compresseur basse pression 10 et un compresseur haute pression 11. De plus, le module de turbine 6 comprend une turbine haute pression 12 et une turbine basse pression 13. Le moteur à turbine à gaz 1 comprend un arbre basse pression 14 reliant la turbine basse pression 13 au compresseur basse pression 10 et à la soufflante 8, et un arbre haute pression 15 reliant la turbine haute pression 12 au compresseur haute pression 11. L’arbre haute pression 15 est coaxial avec l’arbre basse pression 14 et s’étend autour de l’arbre basse pression 14. L’arbre haute pression 15 et l’arbre basse pression 14 sont montés rotatifs par rapport à la nacelle 2, autour de l’axe principal X du moteur. Dans un mode de réalisation, le moteur à turbine à gaz 1 peut comprendre un arbre de soufflante servant à entrainer en rotation la soufflante 8 et un mécanisme de réduction présentant une entrée raccordée à l’arbre basse pression 14 et une sortie raccordée à l’arbre de soufflante. Dans ce mode de réalisation, la soufflante 8 est entrainée en rotation à une vitesse inférieure à la vitesse de rotation de la turbine basse pression 13. Le mécanisme de réduction permet ainsi d’optimiser de manière indépendante la vitesse de rotation de la soufflante 8 et la vitesse de rotation de la turbine basse pression 14 et du compresseur basse pression 10. Le module de soufflante 3, le compresseur basse pression 10, la turbine basse pression 13, et l’arbre basse pression 14 (ainsi que le cas échéant le mécanisme de réduction et l’arbre de soufflante) forment ensemble le corps basse pression du moteur 1. La turbine basse pression 13 est propre à entrainer en rotation le compresseur basse pression 10 et la soufflante 8 par l’intermédiaire de l’arbre basse pression 14 (ainsi que le cas échéant par l’intermédiaire du mécanisme de réduction et de l’arbre de soufflante). Plus précisément, le compresseur basse pression 10 comprend un carter de compresseur basse pression 16, monté fixe par rapport à la nacelle 2, un rotor de compresseur basse pression 17, et un stator de compresseur basse pression 18. Le rotor de compresseur basse pression 17 est propre à être entrainé en rotation par rapport au stator de compresseur basse pression 18, autour de l’axe principal X du moteur 1. Le rotor de compresseur basse pression 17 comprend des aubes mobiles. Le stator de compresseur basse pression 18 comprend des aubes fixes (également appelées « aubes de guidage » ou « aubes de redresseur ») qui sont montées fixes sur le carter du compresseur basse pression 16 en étant intercalées entre les aubes mobiles. Ces aubes fixes ont pour fonction de guider le flux d’air primaire à travers le compresseur basse pression 10. De même, la turbine basse pression 13 comprend un carter de turbine basse pression 19, monté fixe par rapport à la nacelle 2, un rotor de turbine basse pression 20, et un stator de turbine basse pression 21. Le rotor de turbine basse pression 20 est propre à être entrainé en rotation par rapport au stator de turbine basse pression 21, autour de l’axe principal X du moteur 1. Le rotor de turbine basse pression 20 comprend des aubes mobiles. Le stator de turbine basse pression 21 comprend des aubes fixes qui sont montées fixes sur le carter de la turbine basse pression 19 en étant intercalées entre les aubes mobiles. Ces aubes fixes ont pour fonction de guider le flux d’air primaire à travers la turbine basse pression 13. Le rotor de turbine basse pression 20 est relié au rotor de compresseur basse pression 17 par l’intermédiaire de l’arbre basse pression 14. Ainsi, lorsque le moteur 1 est en fonctionnement, la rotation du rotor de turbine basse pression 20 entraine une rotation du rotor de compresseur basse pression 17. Le compresseur haute pression 11, la turbine haute pression 12 et l’arbre haute pression 15 forment ensemble le corps haute pression du moteur 1. La turbine haute pression 12 est propre à entrainer le compresseur haute pression 11 en rotation par le biais de l’arbre haute pression 15. Plus précisément, le compresseur haute pression 11 comprend un carter de compresseur haute pression 22, monté fixe par rapport à la nacelle 2, un rotor de compresseur haute pression 23, et un stator de compresseur haute pression 24. Le rotor de compresseur haute pression 23 est propre à être entrainé en rotation par rapport au stator de compresseur haute pression 24, autour de l’axe principal X du moteur 1. Le rotor de compresseur haute pression 23 comprend des aubes mobiles. Le stator de compresseur haute pression 24 comprend des aubes fixes (également appelées « aubes de guidage » ou « aubes de redresseur ») qui sont montées fixes sur le carter 22 du compresseur haute pression en étant intercalées entre les aubes mobiles. Ces aubes fixes ont pour fonction de guider le flux d’air primaire à travers le compresseur haute pression 11. Dans un mode de réalisation, les aubes du stator de compresseur haute pression 24 peuvent être à calage variable, afin d’assurer l’opérabilité du compresseur haute pression 23 et augmenter sa marge au pompage. De même, la turbine haute pression 12 comprend un carter de turbine haute pression 25, monté fixe par rapport à la nacelle 2, un rotor de turbine haute pression 26, et un stator de turbine haute pression 27. Le rotor de turbine haute pression 26 est propre à être entrainé en rotation par rapport au stator de turbine haute pression 27, autour de l’axe principal X du moteur 1. Le rotor de turbine haute pression 26 comprend des aubes mobiles. Le stator de turbine haute pression 27 comprend des aubes fixes qui sont montées fixes sur le carter 25 de la turbine haute pression en étant intercalées entre les aubes mobiles. Ces aubes fixes ont pour fonction de guider le flux d’air primaire à travers la turbine haute pression 12. Le rotor de turbine haute pression 26 est relié au rotor de compresseur haute pression 11 par l’intermédiaire de l’arbre haute pression 15. Ainsi, lorsque le moteur 1 est en fonctionnement, la rotation du rotor de turbine haute pression 26 entraine une rotation du rotor de compresseur haute pression 23. Les aubes fixes de sortie 9 du module de soufflante 3, les aubes fixes du stator 18 du compresseur basse pression 10, les aubes fixes du stator 24 du compresseur haute pression 11, les aubes fixes du stator 27 de la turbine haute pression 12 et les aubes fixes du stator 21 de la turbine basse pression 13 sont des exemples d’aubes directrices. Lorsque le moteur 1 est en fonctionnement, la soufflante 8 et le compresseur basse pression 10 sont entrainés en rotation par la turbine basse pression 13. De même, le compresseur haute pression 11 est entrainé en rotation par la turbine haute pression 12. De l’air est aspiré par la soufflante 8. L’air aspiré par la soufflante 8 est divisé entre un flux d’air primaire et un flux d’air secondaire, qui circulent d’amont en aval du moteur à turbine à gaz 1. Le flux d’air primaire s’écoule d’amont en aval du moteur à turbine à gaz 1 dans une veine primaire, en passant successivement à travers le compresseur basse pression 10, le compresseur haute pression 11, la chambre de combustion 5 où il est mélangé avec du carburant pour servir de comburant, la turbine haute pression 12 et la turbine basse pression 13. Le passage du flux d’air primaire à travers la turbine haute pression 12 et la turbine basse pression 13 provoque une rotation des rotors 26 et 20 des turbines qui entrainent à leur tour en rotation les rotors 23 et 17 des compresseurs haute pression et basse pression, ainsi que la soufflante 8 via l’arbre haute pression 15 et l’arbre basse pression 14. Le flux d’air primaire s’échappe du moteur 1 à travers un carter d’échappement 28, situé en aval du carter de turbine basse pression 19. Le flux d’air secondaire (appelé également « flux d’air de dérivation » ou « bypass flow » en anglais) s’écoule d’amont en aval du moteur à turbine à gaz 1 dans une veine secondaire. Ce flux d’air secondaire ne passe pas dans la chambre de combustion 5 et n’entraine pas les turbines 12 et 13. Le flux d’air secondaire sert à la fois à refroidir la périphérie du corps de moteur et permet de générer la majeure partie de la poussée fournie par le moteur à turbine à gaz. Le flux d’air secondaire s’écoule à travers les aubes fixes 9 montées sur le carter de soufflante 2, en aval de la soufflante 8. Les figures 4 et 5 représentent de manière schématique une aube de soufflante ou d’hélice 84. Toutefois, l’invention s’applique également à d’autres aubes du propulseur aéronautique, telles que les aubes de turbine ou de compresseur par exemple. L’aube peut être une aube d’une partie tournante du propulseur aéronautique ou une aube d’une partie fixe du propulseur aéronautique. Sur les figures 4 et 5, l’aube de soufflante 84 comprend une partie profilée 85 présentant un profil aérodynamique s’étendant radialement à partir du moyeu de soufflante 83. La partie profilée 85 présente un bord d’attaque 86, un bord de fuite 87, une surface d’intrados 88 et une surface d’extrados 89. En outre, dans l’exemple illustré sur les figures 4 et 5, l’aube de soufflante 84 est montée rotative par rapport au moyeu 83 autour d’un axe de calage Y, ce qui permet de modifier l’angle d’incidence de la partie profilée 85 par rapport à l’axe principal X du moteur, et par conséquent par rapport à une direction du flux d’air entrant. Comme cela est illustré sur la , un rayon minimal R min de la partie profilée 85 est défini comme une distance entre un point du bord d’attaque 86 de la partie profilée 85 le plus proche de l’axe principal X du propulseur aéronautique, et l’axe principal X du propulseur aéronautique. Dans le cas où l’aube est à calage variable, le rayon minimal R min de la partie profilée 85 étant défini comme une distance entre un point du bord d’attaque 86 de la partie profilée 85 le plus proche de l’axe principal X du propulseur aéronautique, et l’axe principal X) du propulseur aéronautique, lorsque l’aube 84 est positionnée avec un angle de calage dans lequel l’aube 84 est en drapeau Une aube à calage variable est dite « en drapeau » lorsque l’angle de calage de l’aube est tel que la traînée aérodynamique générée par l’aube dans le flux d’air qui traverse la soufflante est minimale. La position en drapeau est la position prise par une aube de la soufflante lorsque celle-ci est laissée libre de s’orienter naturellement dans le flux d’air qui traverse la soufflante d’amont en aval parallèlement à l’axe principal du propulseur aéronautique, la partie tournante n’étant pas entrainée en rotation. Un rayon maximal R max est défini comme une distance entre un point de la partie profilée 85 le plus éloigné de l’axe principal X du propulseur aéronautique, et l’axe principal du propulseur aéronautique. Une envergure L de la partie profilée 85 est définie comme une différence entre le rayon maximal R max de la partie profilée 85 et le rayon minimal R min de la partie profilée 85. Sur la , le plan de coupe A-A est un plan parallèle à l’axe principal du moteur X et qui coupe la partie profilée en un point du bord d’attaque 86 et un point du bord de fuite 87, le plan de coupe A-A étant orthogonal à l’axe de calage Y. Comme cela est illustré sur la , une corde locale est définie comme un segment reliant un point du bord d’attaque 86 et un point du bord de fuite 87, le point du bord d’attaque et le point du bord de fuite étant situés à la même distance radiale de l’axe principal X du moteur. Ainsi, la longueur de corde locale C est définie comme une distance entre un point du bord d’attaque 86 et un point du bord de fuite 87 situés à une même distance radiale de l’axe principal X du moteur. Sur la , l’angle γ est l’angle de calage de l’aube. L’angle de calage γ est défini comme l’angle entre la corde locale C mesurée une distance radiale égale à 0,75 x R max de l’axe principal X du moteur, et l’axe principal du moteur. Dans le cas d’une aube à calage variable, lorsque l’aube est en drapeau, l’angle de calage γ est généralement égal à environ 90° (à 15° près). Comme visible sur les figures 6 et 7, la surface d’extrados 89 de la partie profilée 85, présente une portion de surface texturée 90 présentant une alternance de saillies et de creux. Le reste de la surface d’extrados 89, s’étendant en dehors de la portion de surface texturée 90, est lisse, c’est-à-dire qu’elle ne présente pas de saillies ni de creux. La portion de surface texturée 90 est délimitée par une première ligne de délimitation 91, une deuxième ligne de délimitation 92, une troisième ligne de délimitation 93 et une quatrième ligne de délimitation 94. La portion de surface texturée 90 s’étend radialement entre la première ligne de délimitation 91 et la deuxième ligne de délimitation 92. La première ligne de délimitation 91 est située à une distance radiale de l’axe principal X du propulseur aéronautique supérieure ou égale à la somme du rayon minimal R min et 20% de l’envergure L de la partie profilée 85. Autrement dit, la première ligne de délimitation 91 est située à une distance de l’axe principal X supérieure ou égale à R min + 0,2 x L. De préférence, la première ligne de délimitation 91 est située à une distance radiale de l’axe principal X du propulseur aéronautique supérieure ou égale à la somme du rayon minimal R min et 50% de l’envergure L de la partie profilée 85. Autrement dit, la première ligne de délimitation 91 est située à une distance de l’axe principal X supérieure ou égale à R min + 0,5 x L. La deuxième ligne de délimitation 92 est située à une distance radiale de l’axe principal X du propulseur aéronautique inférieure ou égale à la somme du rayon minimal R min et 95% de l’envergure L de la partie profilée 85. Autrement dit, la deuxième ligne de délimitation 92 est située à une distance de l’axe principal X inférieure ou égale à R min + 0,95 x L. La deuxième ligne de délimitation 92 est située à une distance radiale de l’axe principal X du propulseur aéronautique inférieure ou égale à la somme du rayon minimal R min et 90% de l’envergure L de la partie profilée 85. Autrement dit, la deuxième ligne de délimitation 92 est située à une distance de l’axe principal X inférieure ou égale à R min + 0,90 x L. La portion de surface texturée 90 s’étend axialement entre la troisième ligne de délimitation 93 et la quatrième ligne de délimitation 94. La troisième ligne de délimitation 93 est définie comme l’ensemble des points de la surface d’extrados 89 situés à une distance axiale du bord d’attaque 86, supérieure ou égale à 2% de la longueur de corde locale C. Autrement dit, la troisième ligne de délimitation est située à une distance axiale du bord d’attaque 86 supérieure ou égale à 0,02 x C. De préférence, la troisième ligne de délimitation 93 est définie comme l’ensemble des points de la surface d’extrados 89 situés à une distance axiale du bord d’attaque 86, supérieure ou égale à 5% de la longueur de corde locale C, de manière plus préférentielle supérieure ou égale à 10% de la corde locale C. Autrement dit, la troisième ligne de délimitation 93 est située à une distance axiale, mesurée dans la direction de la corde locale à une même distance radiale de l’axe principal X du moteur, supérieure ou égale à 0,05 x C, de préférence supérieure ou égale à 0,1 x C. La quatrième ligne de délimitation 94 est définie comme l’ensemble des points de la surface d’extrados 89 situés à une distance axiale du bord d’attaque 86, inférieure ou égale à 50% de la longueur de corde locale C. Autrement dit, la quatrième ligne de délimitation 94 est située à une distance axiale, mesurée dans la direction de la corde locale à une même distance radiale de l’axe principal X du moteur, inférieure ou égale à 0,5 x C. De préférence, la quatrième ligne de délimitation 94 est située à une distance axiale du bord d’attaque 86, inférieure ou égale à 40% de la longueur de corde locale C, de manière plus préférentielle inférieure ou égale à 30% de la corde locale C. Autrement dit, la quatrième ligne de délimitation 94 est située à une distance axiale, mesurée dans la direction de la corde locale à une même distance radiale de l’axe principal X du moteur, inférieure ou égale à 0,4 x C, de préférence inférieure ou égale à 0,3 x C. La portion de surface texturée 90 ainsi définie se trouve dans une zone dans laquelle une bulle de recirculation et/ou un écoulement partiellement détaché est susceptible d’apparaître. La présence des saillies et/ou des creux dans cette zone permet de recréer un écoulement turbulent à cet endroit, à la place d’une bulle de recirculation en régime partiel (i.e. lors des phases de décollage et d’atterrissage de l’aéronef) et de réduire le frottement pariétal et les pertes aérodynamique en régime nominal (i.e. en régime de croisière). Cela permet ainsi de limiter le bruit généré par la soufflante au décollage et à l’atterrissage, sans impact sur les performances du propulseur aéronautique en régime de croisière. Dans l’exemple illustré sur les figures 6 et 7, l’alternance de saillie et de creux s’étend sur l’ensemble de la portion de surface texturée 90, c’est-à-dire depuis la première ligne de jonction 91 jusqu’à la deuxième ligne de jonction 92 et depuis la troisième ligne de jonction 93 jusqu’à la quatrième ligne de jonction 94. La représente de manière schématique un profil de la partie profilée 85 de l’aube 84, c’est-à-dire une coupe de la partie profilée 85 dans un plan de coupe transversal. Le plan de coupe transversal est défini comme un plan parallèle à l’axe principal X et contenant un point du bord d’attaque et un point du bord de fuite situés à égale distance de l’axe principal X. Dans le cas où l’aube 84 est une aube à calage variable, le plan de coupe transversal peut être défini comme un plan orthogonal à l’axe de calage Y. Comme illustré sur la , dans chaque plan de coupe transversal, la partie profilée 85 présente une épaisseur e max maximale en un point donné de la surface d’extrados 89, situé à une distance axiale x emax du bord d’attaque 86, mesurée parallèlement à la corde locale. La quatrième ligne de délimitation 94 est située en amont du point où l’épaisseur de la partie profilée est maximale. Autrement dit, chacun des points de la quatrième ligne de délimitation 94 est situé à une distance axiale du bord d’attaque 86 strictement inférieure à x emax . Comme illustré sur la , dans un plan de coupe transversal donné, l’épaisseur e est définie comme la distance entre la surface d’intrados 88 et la surface d’extrados 89 de la partie profilée 85 mesurée perpendiculairement à une ligne de squelette S. La ligne de squelette S est définie comme l’ensemble des points situés à mi-distance entre la ligne d’intrados et le ligne d’extrados dans le plan transversal (la ligne d’intrados étant définie comme la ligne d’intersection entre la surface d’intrados 88 et le plan radial et la ligne d’extrados étant définie comme la ligne d’intersection entre la surface d’extrados 89 et le plan radial). La ligne de squelette S peut par exemple être obtenue en positionnant des cercles inscrits I à l’intérieur du profil de la partie profilée. La ligne de squelette est définie par l’ensemble des points qui constituent les centres des cercles inscrits. Pour tout point considéré de la portion de surface texturée 90, l’épaisseur e de la partie profilée 85 au point considéré est inférieure à 12% de la corde locale, de préférence inférieure ou égale à 10% de la corde locale, ou encore de préférence inférieure ou égale à 7% de la corde locale. Les épaisseurs de la partie profilée 85 sont faibles, notamment en partie haute pour réduire les efforts centrifuges et donc favoriser la tenue mécanique de l’aube 84. La représente de manière schématique une alternance de saillies 95 et de creux 96 formés sur la portion de surface texturée 90. Dans cet exemple, les saillies 95 présentent la forme de nervures, en reliefs par rapport au reste de la surface d’extrados 89. La portion de surface texturée 90 comprend des premières zones 90A et des deuxièmes zones 90B, les deuxièmes zones 90B étant disposées en alternance avec les premières zones 90A le long d’une direction radiale par rapport à l’axe principal X du propulseur aéronautique. Chaque première zone 90A présente une série de premières nervures, orientées avec un premier angle par rapport à l’axe principal X du propulseur aéronautique, et chaque deuxième zone 90B présente une série de deuxièmes nervures orientées avec un deuxième angle par rapport à l’axe principal X du propulseur aéronautique, le deuxième angle étant différent du premier angle. L’angle α (α 1 , α 2, … ) d’une nervure peut être défini comme l’angle entre l’axe principal X du propulseur aéronautique et les saillies ou nervures (lorsque celles-ci sont projetées dans un plan passant par l’axe principal X et traversant –partiellement– l’aube). Si l’aube est à calage variable, cette définition est valable lorsque l’aube présente le calage correspondant au point de conception aérodynamique (« Aerodynamic Design Point » ou « ADP » en anglais) ou au point de fonctionnement en régime de croisière. Pour une hélice non-carénée, cela correspond à un angle de calage γ, tel que défini sur la , qui varie entre 60° et 70° sur la coupe transversale à 0,75 x R max . Comme illustré sur la , le premier angle α 1 peut être compris entre +15° et 45°. Le deuxième angle peut être symétrique par rapport au premier angle, c’est-à-dire que le deuxième angle α 2 est compris entre -45° et -15°. Dans un mode de réalisation privilégié, α 2 = -α 1. De cette manière, les premières nervures et les deuxièmes nervures forment ensemble un motif à chevrons. La représente de manière schématique un premier exemple de nervure 95. La nervure 95 présente une base 97 tournée du côté de la surface d’extrados et un sommet 98 situé à distance de la base 97. Une section transversale de la nervure est définie comme une section prise dans un plan de coupe orthogonale à une direction longitudinale de la nervure 95. Dans ce premier exemple, la nervure 95 présente une section transversale de forme rectangulaire. C’est-à-dire que la nervure 95 présente en section transversale une épaisseur t constante depuis sa base 97 jusqu’à son sommet 98. Dans une variante illustrée à droite de la , la nervure 95 peut présenter un sommet 98 arrondi. La représente de manière schématique un deuxième exemple de nervure 95. La nervure 95 présente une base 97 tournée du côté de la surface d’extrados et un sommet 98 situé à distance de la base 97. Dans ce deuxième exemple, la nervure 95 présente une section transversale de forme triangulaire. C’est-à-dire que la nervure 95 présente en section transversale une épaisseur t qui diminue continûment (ou de manière strictement monotone) depuis sa base 97 jusqu’à son sommet 98. Dans une variante illustrée à droite de la , la nervure 95 peut présenter un sommet 98 arrondi. Dans ces deux exemples, le sommet 98 de la nervure 95 présente une hauteur h mesurée par rapport à la base 97, supérieure à la largeur t de la base 97. De plus, chaque nervure 95 présente une face d’extrémité amont 101 et une face d’extrémité avale 102. Chaque nervure 95 présente une arête 103 s’étendant depuis la face d’extrémité amont 101 jusqu’à la face d’extrémité avale 102. L’arête 103 présente une extrémité amont et une extrémité avale. La face d’extrémité amont 101 présente une portion plane s’étendant à partir de la base 97 et une portion de jonction arrondie s’étendant depuis la portion plane jusqu’à l’extrémité amont de l’arête 103. La portion plane forme un premier angle β non-nul avec la base 97. Le premier angle β est inférieur ou égale à 90°. De préférence, le premier angle β est compris entre 20° et 70°. La face d’extrémité avale 102 présente une portion de jonction arrondie s’étendant à partir de l’extrémité avale de l’arête 103 et une portion plane s’étendant depuis la portion de jonction arrondie jusqu’à la base 97. La portion plane forme un deuxième angle γ non-nul avec la base 97. Le deuxième angle γ est inférieur ou égal à 90°. De préférence, le deuxième angle ψ est compris entre 20° et 70°. L’arête 103 présente une hauteur h mesurée par rapport à la base 97 qui augmente de manière strictement monotone depuis la face d’extrémité amont 101 jusqu’à la face d’extrémité aval 102. Par exemple, l’arête présente une première hauteur mesurée à son extrémité amont supérieure ou égale à 0,04% de la corde locale (i.e. h ≥ 0,0004xC), de préférence supérieure ou égale à 1% de la corde locale (i.e. h ≥ 0,01xC), et une deuxième hauteur mesurée à son extrémité avale inférieure ou égale à 3% de la corde locale (i.e. h ≤ 0,03xC). Cela permet d’inclure des nervures ayant une hauteur caractéristique correspondant à celle des couches limites et/ou des bulles de recirculation qui peuvent apparaitre en régime partiel sur l’extrados des aubes de soufflante à proximité du bord d’attaque. Comme illustré sur la , les saillies et les creux forment un motif répétitif présentant un pas w constant entre deux saillies 95 consécutives ou entre deux creux 96 consécutifs, le pas étant compris entre 1/3 et 3 fois une hauteur d’une saillie ou entre 1/3 et 3 fois une profondeur d’un creux. Autrement dit, 1/3 ≤ w/h ≤ 3. Le pas w est de préférence compris entre 1% et 3% de la corde locale, i.e. 0,01 Comme illustré sur la , la largeur radiale d'un schéma de nervures est comprise entre 5% et 20% de la corde. Ce schéma ou motif de nervures peut se répéter à l’identique ou suivant une homothétie dans une ou plusieurs directions (radiale, axiale, …) quelconques sur la portion de surface texturée 90. Comme illustré sur la , la base 97 des nervures 95 peut être située au-dessous du niveau de la partie lisse de la surface d’extrados 89 qui s’étend hors de la portion de la surface d’extrados 90, tandis que le sommet des nervures 95 peut être situé au-dessus du niveau de cette partie lisse. Dans le mode de réalisation illustré sur les figures 14 et 15, la portion de surface texturée 90 présente des creux 96. Le reste de la surface d’extrados 89, s’étendant en dehors de la portion de surface texturée 90, est lisse, c’est-à-dire qu’elle ne présente pas de saillies ni de creux. Dans ce mode de réalisation, les creux 96 ont une forme de portion de sphère, par exemple une forme hémisphérique. Chaque creux 96 présente une profondeur h et un diamètre t, la profondeur h étant de préférence égale à 0,5 x t. Les creux 96 forment un motif répétitif présentant un pas w constant entre deux deux creux 96 consécutifs ou adjacents, le pas étant compris entre 1/3 et 3 fois la profondeur h d’un creux. De plus, le pas w est de préférence compris entre 1% et 3% de la corde locale. Les creux 96 sont disposés en formant des premières rangées parallèles entre elles et orientées avec un premier angle par rapport à l’axe principal X du propulseur aéronautique, et des deuxièmes rangées parallèles entre elles et orientées avec un deuxième angle par rapport à l’axe principal X du propulseur aéronautique, différent du premier angle. Comme illustré sur la , le premier angle α 1 peut être compris entre +15 et +45°. Le deuxième angle peut être symétrique par rapport au premier angle, c’est-à-dire que le deuxième angle α 2 =-α 1 est compris entre -45° et -15°. Ainsi, les deuxièmes rangées forment un angle égal à 2α 1 avec les premières rangées. Les figures 16A à 16F illustrent différentes configurations de la portion de surface texturée 90. Dans une première configuration illustrée sur la , la partie profilée 85 comprend une âme 111 en matériau composite et une pièce rapportée 112 fixée à l’âme 111. La pièce rapportée 112 forme le bord d’attaque 86 de la partie profilée 85. La pièce rapportée 112 peut être une pièce métallique, telle qu’une pièce de renfort métallique fixée à l’âme 111, ou un tapis chauffant fixé à l’âme 111 (en particulier, dans le cas d’une aube d’hélice, le tapis chauffant assure une fonction de dégivrage de la zone du bord d’attaque la plus exposée au givre). Les saillies 95 et/ou les creux 96 sont formés uniquement sur la pièce rapportée 112, tout le long du bord d’attaque 86 depuis la première ligne de délimitation 91 jusqu’à la deuxième ligne de délimitation 92 délimitant la portion de surface texturée 90. Cela permet d’usiner facilement les motifs des saillies et/ou des creux sur la surface de l’aube, ainsi que de limiter l’usure des motifs qui peut apparaitre en service. Dans une deuxième configuration illustrée sur la , la surface d’extrados 89 comprend plusieurs portions de surface texturées 90a, 90b, 90c présentant des saillies et/ou des creux. Les portions de surface texturées 90a, 90b, 90c sont agencées, les unes à la duite des autres, le long du bord d’attaque 86. Les saillies 95 et/ou les creux 96 sont formés uniquement sur la pièce rapportée 112. Chaque portion de surface texturée 90a, 90b, 90c est séparée d’une portion de surface texturée la plus proche d’une distance (dans la direction radiale) b 1 , b 2 comprise entre 1% et 35% de l’envergure L de la partie profilée 85, de préférence comprise entre 2% et 15% de l’envergure de la partie profilée 85. Dans une troisième configuration illustrée sur la , les saillies 95 et/ou les creux 96 sont formés uniquement sur la pièce rapportée 112, dans une partie de la pièce rapportée 112 située à proximité d’une extrémité la plus éloignée radialement de l’axe principal X du propulseur aéronautique. Dans une quatrième configuration illustrée sur la , le bord d’attaque 86 est formé en partie par le renfort métallique 112 et en partie par l’âme en matériau composite 111. Plus précisément, une partie du bord d’attaque 86 plus éloignée de l’axe principal du propulseur aéronautique est formée par l’âme en matériau composite 111, et une partie du bord d’attaque 86 plus proche de l’axe principal du propulseur aéronautique est formée par le renfort métallique 112. Les saillies 95 et/ou les creux 96 sont formés uniquement sur la pièce rapportée métallique 112, dans une partie de la pièce rapportée 112 située à proximité d’une extrémité la plus éloignée radialement de l’axe principal X du propulseur aéronautique. Dans une cinquième configuration illustrée sur la , le bord d’attaque 86 est formé en partie par le renfort métallique 112 et en partie par l’âme en matériau composite 111. Plus précisément, une partie du bord d’attaque 86 plus proche de l’axe principal du propulseur aéronautique est formée par l’âme en matériau composite 111, et une partie du bord d’attaque 86 plus éloignée de l’axe principal du propulseur aéronautique est formée par le renfort métallique 112. Les saillies 95 et/ou les creux 96 sont formés uniquement sur la pièce rapportée 112, dans une partie de la pièce rapportée 112 située à proximité d’une extrémité la plus éloignée radialement de l’axe principal X du propulseur aéronautique. Lorsque les saillies 95 et/ou les creux 96 sont formés sur la pièce rapportée 112, ces saillies et ces creux peuvent être formés par usinage directement dans le renfort métallique 112. Dans une sixième configuration illustrée sur la , les saillies 95 et/ou les creux 96 sont formés uniquement sur l’âme en matériau composite 111. Cela permet de limiter le poids de l’aube, notamment lorsqu’une pièce de renfort métallique n’est pas nécessaire pour des raisons de tenue mécanique à l’ingestion d’oiseau. Sur les figures 15C, 15D, 15E et 15F, les saillies 95 et/ou les creux 96 sont situés dans une position radiale soit au-dessus de la position radiale du maximum de corde locale C, soit au-dessus de la position du ventre du bord d’attaque 86, dans une zone où des décollements en régime partiel sont susceptibles de se produire. Lorsque les saillies 95 et/ou les creux 96 sont formés sur l’âme en matériau composite 111, ces saillies et/ou ces creux peuvent être formés directement dans le matériau composite ou dans un film qui est rapporté sur la surface d’extrados 89, par exemple par collage. Propulseur aéronautique (1) comprenant une partie fixe (7) et une partie tournante (8) propre à être entrainée en rotation par rapport à la partie fixe (7) autour d’un axe principal (X) du propulseur aéronautique, l’une de la partie fixe (7) et de la partie tournante (8) comprenant une pièce centrale (83) et une aube (84), l’aube (84) comprenant une partie profilée (85) présentant un profil aérodynamique s’étendant radialement à partir de la pièce centrale (83), la partie profilée (85) ayant un bord d’attaque (86), un bord de fuite (87), une surface d’intrados (88) et une surface d’extrados (89), dans lequel la surface d’intrados (88) ou la surface d’extrados (89) comprend une portion de surface texturée (90) présentant une série de saillies (95) et/ou de creux (96), la portion de surface texturée (90) étant définie de telle sorte que tout point considéré de la portion de surface texturée (90) est situé à une distance radiale de l’axe principal (X) du propulseur aéronautique égale à la somme d’un rayon minimal (R min ) et entre 20% et 95% d’une envergure (L) de la partie profilée (85), et est situé à une distance du bord d’attaque comprise entre 2% et 50% de la longueur de corde locale (C), dans lequel l’envergure (L) de la partie profilée (85) est définie comme une différence entre un rayon maximal (R max ) de la partie profilée (85) et un rayon minimal (R min ) de la partie profilée (85), le rayon maximal (R max ) étant défini comme une distance entre un point de la partie profilée (85) le plus éloigné de l’axe principal (X) du propulseur aéronautique, et l’axe principal (X) du propulseur aéronautique, et le rayon minimal (R min ) étant défini comme une distance entre un point du bord d’attaque (86) de la partie profilée (85) le plus proche de l’axe principal (X) du propulseur aéronautique, et l’axe principal (X) du propulseur aéronautique, ou dans le cas où l’aube est à calage variable, le rayon minimal (R min ) étant défini comme une distance entre un point du bord d’attaque (86) de la partie profilée (85) le plus proche de l’axe principal (X) du propulseur aéronautique, et l’axe principal (X) du propulseur aéronautique, lorsque l’aube (84) est positionnée avec un angle de calage dans lequel l’aube (84) est en drapeau, et dans lequel la longueur de corde locale (C) est définie comme une distance entre un point du bord d’attaque (86) et un point du bord de fuite (87), le point du bord d’attaque et le point du bord de fuite étant situés à la même distance radiale de l’axe principal (X) que le point considéré. Propulseur aéronautique selon la revendication 1, dans lequel la portion de surface texturée (90) est une portion de la surface d’extrados et la série de saillies (95) et/ou de creux (96) consiste en une alternance de saillies (95) et de creux (96), Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel pour tout point considéré de la portion de surface texturée (90), l’épaisseur (e) de la partie profilée (85) au point considéré est inférieure à 12% de la corde locale (C), de préférence inférieure ou égale à 10% de la corde locale (C), ou encore de préférence inférieur ou égale à 7% de la corde locale (C). Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel pour une distance radiale donnée, la partie profilée (85) présente une épaisseur (e) maximale en un point donné de la surface d’intrados (88) ou de la surface d’extrados (89), et tout point considéré de la portion de surface texturée (90) est situé en amont du point où l’épaisseur de la partie profilée est maximale, dans le sens d’écoulement des gaz à travers le propulseur aéronautique. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel pour une distance radiale donnée, la partie profilée (85) présente une épaisseur (e) maximale en un point donné de la surface d’intrados (88) ou de la surface d’extrados (89), le point donné étant situé à une distance du bord d’attaque comprise entre 10% et 45% de la corde locale (C), de préférence entre 15% et 30% de la corde locale (C). Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel la partie profilée (85) comprend une âme (111) en matériau composite et une pièce rapportée (112) fixée à l’âme (111) et formant le bord d’attaque (86) de la partie profilée (85), et dans lequel les saillies (95) et/ou les creux (96) sont formés uniquement sur la pièce rapportée (112). Propulseur aéronautique selon la revendication 6, dans lequel la pièce rapportée (112) est une pièce de renfort métallique fixée à l’âme (111) ou un tapis chauffant fixé à l’âme (111). Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 6 et 7, dans lequel les saillies (95) et/ou les creux (96) sont situés à une distance radiale de l’axe principal (X) supérieure à une distance radiale du maximum de corde locale (C) de l’aube (84) par rapport à l’axe principal (X), ou supérieure à la distance radiale d’un ventre du bord d’attaque (86) par rapport à l’axe principal (X). Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel la surface d’intrados (88) ou la surface d’extrados (89) comprend plusieurs portions de surface texturées (90a, 90b, 90c) présentant une série de saillies (95) et/ou de creux (96), et dans lequel une portion de surface texturée (90a) est séparée d’une autre portion de surface texturée (90b) la plus proche d’une distance comprise entre 1% et 35% de l’envergure (L), de préférence comprise entre 2% et 15% de l’envergure de la partie profilée (85). Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 9, dans lequel les saillies (95) présentent une hauteur (h) comprise entre 0,04% de la corde locale (C), de préférence 1%, et 3% de la corde locale (C) et/ou les creux (96) présentent une profondeur (h) comprise entre 0,04% de la corde locale (C), de préférence 1%, et 3% de la corde locale (C). Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 10, dans lequel les saillies (95) et/ou les creux (96) forment un motif répétitif présentant un pas constant (w) entre deux saillies (95) consécutives ou entre deux creux (96) consécutifs, le pas étant compris entre 1/3 et 3 fois une hauteur (h) d’une saillie (95) ou entre 1/3 et 3 fois une profondeur (h) d’un creux (96). Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 11, dans lequel les saillies (95) comprennent des nervures. Propulseur aéronautique selon la revendication 12, dans lequel chaque nervure présente une base (97) et une arête (103) ayant une hauteur (h) mesurée par rapport à la base (97) qui augmente de manière strictement monotone d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz à travers le propulseur aéronautique. Propulseur aéronautique selon la revendication 13, dans lequel l’arête (103) présente une extrémité amont et une extrémité avale, et chaque nervure comprend une face d’extrémité amont (101) s’étendant depuis la base jusqu’à l’extrémité amont de l’arête en formant un premier angle non-nul (β) avec la base (97), inférieur ou égale à 90°, de préférence entre 20° et 70°, et une face d’extrémité avale (102) s’étendant depuis une extrémité avale de l’arête jusqu’à la base, en formant un deuxième angle non-nul (ψ) avec la base (97), inférieur ou égal à 90°, de préférence entre 20° et 70°. Propulseur aéronautique selon la revendication 14, dans lequel la face d’extrémité amont (101) présente une portion plane s’étendant à partir de la base (97) et une portion de jonction arrondie s’étendant depuis la portion plane jusqu’à l’extrémité amont de l’arête (103). Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 14 et 15, dans lequel la face d’extrémité avale (101) présente une portion de jonction arrondie s’étendant à partir de l’extrémité avale de l’arête (103) et une portion plane s’étendant depuis la portion de jonction arrondie jusqu’à la base (97). Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 12 et 13, dans lequel chaque nervure présente une section en coupe transversale de forme triangulaire, avec une base (97) et un sommet (98), le sommet (98) présentant une hauteur (h) mesurée par rapport à la base (97) supérieure à la largeur (t) de la base (97). Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 12 à 17, dans lequel la portion de surface texturée (89) comprend des premières zones (90A) et des deuxièmes zones (90B) disposées en alternance avec les premières zones (90A) le long d’une direction radiale par rapport à l’axe principal (X), et dans lequel chaque première zone (90A) présente une série de premières nervures, orientées avec un premier angle (α 1 ) par rapport à l’axe principal (X) du propulseur aéronautique, et chaque deuxième zone (90B) présente une série de deuxièmes nervures orientées avec un deuxième angle (α 2 ) par rapport à l’axe principal (X), le deuxième angle étant différent du premier angle. Propulseur aéronautique selon la revendication 18, dans lequel le premier angle (α 1 ) et le deuxième angle (α 2 ) sont adjacents et le premier angle est compris entre +15° et +45° par rapport à l’axe principal du moteur et le deuxième angle est compris entre -15° et -45° par rapport à l’axe principal du moteur. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 18 et 19, dans lequel l’alternance de premières zones (90A) et de deuxièmes zones (90B) présente une période spatiale (dr) comprise entre 5% et 20% de la corde locale (C). Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 18 à 19, dans lequel chaque première nervure converge vers une deuxième nervure respective dans le sens amont-aval. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 11, dans lequel les creux (96) comprennent des cavités ayant chacune une forme de portion de sphère. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 22, comprenant une soufflante (8) ou une hélice, et dans lequel l’aube (84) est une aube de la soufflante (8) ou de l’hélice du propulseur aéronautique (1). Propulseur aéronautique selon la revendication 23, comprenant une turbine (13) d’entrainement de la soufflante (8) ou de l’hélice, un arbre de soufflante ou un arbre d’hélice raccordée à la soufflante ou à l’hélice, un arbre de turbine raccordé à la turbine (13), et un mécanisme de réduction présentant une entrée raccordée à l’arbre de turbine et une sortie raccordée à l’arbre de soufflante ou à l’arbre d’hélice, de sorte qu’en fonctionnement, la soufflante (8) ou l’hélice est entrainée en rotation par la turbine (13) à une vitesse de rotation inférieure à une vitesse de rotation de la turbine (13).