FR 3144938 A1 20240719 FR 2300402 A 20230116 L’invention concerne un procédé de fabrication d’une pièce composite à partir d’une préforme comprenant des fibres de renfort (f1) s’étendant suivant une direction dans deux zones adjacentes, le procédé comprenant : -l’application de contraintes de traction sur des fibres de renfort (f1) suivant la direction, -l’introduction d’une matrice composite métallique dans une première zone (10a) comportant des fibres de renfort étirées et application à cette zone de conditions opératoires propres à la réalisation d’une première structure composite à partir des fibres de la zone et de la matrice introduite, -après solidification de la première structure composite, relâchement des contraintes de traction appliquées, -introduction d’une matrice composite dans la deuxième zone adjacente (10b) et application à cette deuxième zone de conditions opératoires, notamment de température et de pression, propres à la réalisation d’une deuxième structure composite à partir des fibres de la deuxième zone et de la matrice introduite. Figure pour l’abrégé : Fig. 1D PROCEDE DE FABRICATION D’UNE PIECE EN MATERIAU COMPOSITE ET PIECE AINSI FABRIQUEE Le présent exposé concerne un procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite et une pièce ainsi fabriquée. L’invention s’applique notamment aux pièces aéronautiques et spatiales, en particulier dans les turbomachines, notamment aéronautiques. En aéronautique les pièces qui sont utilisées, par exemple dans les turboréacteurs et, en particulier, les aubes de rotor, sont soumises à des contraintes opérationnelles sévères. De plus en plus de pièces aéronautiques sont réalisées dans des matériaux composites en raison du très bon compromis poids/raideur que ces matériaux permettent d’atteindre. Le choix d’un matériau composite est généralement opéré en fonction des températures d’utilisation prévues. Pour une pièce aéronautique, le choix peut par exemple porter sur l’utilisation d’un Composite à Matrice Organique (CMO), d’un Composite à Matrice Métallique (CMM) ou d’un Composite à Matrice Céramique (CMC). Toutefois, une problématique peut survenir lorsque la pièce doit être adaptée à un champ de contraintes ou de températures qui est susceptible de varier spatialement et/ou temporellement, de manière significative, lors de l’utilisation de la pièce. Pour tenir compte d’une telle adaptation, la pièce peut être réalisée en plusieurs parties qui sont adaptées chacune à un champ de contraintes/températures spécifique et qui sont ensuite assemblées pour obtenir la pièce finale. Toutefois, l’opération d’assemblage des différentes parties peut s’avérer critique, voire très complexe à mettre en œuvre et d’un coût économique relativement élevé. Au vu de ce qui précède, il serait donc utile de pouvoir réaliser de manière simple une pièce en composite dont certaines zones peuvent être soumises, lors de l’utilisation de la pièce, à des environnements spécifiques, notamment représentés par des champs de contraintes et/ou de températures spécifiques d’une zone à l’autre. L’invention a ainsi pour objet un procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite à partir d’une préforme comprenant des fibres de renfort s’étendant suivant au moins une direction et qui comporte plusieurs zones, caractérisé en ce que la préforme comporte au moins deux zones adjacentes qui sont telles qu’au moins certaines fibres de renfort de la préforme ont une longueur qui s’étend dans lesdites au moins deux zones adjacentes, suivant ladite au moins une direction, de manière à assurer une continuité des fibres de renfort d’une zone à l’autre, le procédé comprenant les étapes suivantes : -application de contraintes de traction sur un ensemble de fibres de renfort suivant ladite au moins une direction, appelée direction de mise en contrainte, -introduction d’une matrice composite métallique dans une première desdites au moins deux zones adjacentes qui comporte des fibres de renfort étirées et application à cette première zone de conditions opératoires, notamment de température et de pression, propres à la réalisation d’une première structure composite à partir des fibres de renfort de la première zone et de la matrice composite métallique introduite dans cette première zone, -après solidification de la première structure composite, relâchement des contraintes de traction appliquées à l’ensemble de fibres de renfort suivant la direction de mise en contrainte, -introduction d’une matrice composite dans une deuxième desdites au moins deux zones adjacentes et application à cette deuxième zone de conditions opératoires, notamment de température et de pression, propres à la réalisation d’une deuxième structure composite à partir des fibres de renfort de la deuxième zone et de la matrice composite introduite dans cette deuxième zone. De manière générale, ce procédé permet de fabriquer des pièces en matériau composite de manière particulièrement simple et efficace dans la mesure où la pièce ainsi fabriquée ne résulte pas de l’assemblage de plusieurs parties qui auraient été préalablement fabriquées de manière séparée. Le procédé décrit ci-dessus permet de traiter séparément (spatialement et temporellement) des zones adjacentes ou contigües (deux par deux) d’une même préforme dans la mesure où ces zones adjacentes ont en commun des fibres de renfort de la préforme qui s’étendent physiquement dans chacune de ces zones et relient une zone à l’autre. Ces fibres de renfort assurent ainsi une continuité spatiale/géométrique entre les zones traitées à l’intérieur desquelles elles s’étendent, de telle manière que la préforme est formée d’un seul tenant et non en plusieurs parties. Chacune de ces zones peut ainsi subir un traitement qui lui est propre (spécifique) afin d’y réaliser une structure en matériau composite spécifique, distincte d’une zone à l’autre. Le traitement spécifique est un traitement ou une méthode de traitement (type de matrice composite utilisée, conditions opératoires, notamment de température, de pression, propres à la réalisation d’un composite donné) qui vise à réaliser une structure composite dans une zone dite zone d’application, alors que la zone adjacente à cette zone d’application, au sens défini précédemment (c’est-à-dire la zone qui est liée spatialement à la zone d’application par l’intermédiaire de fibres de renfort) n’est pas traitée pendant ce temps (elle peut avoir déjà été traitée ou sera traitée après). La zone adjacente est par exemple protégée ou isolée de la zone d’application (zone en cours de traitement). Ce procédé permet ainsi de réaliser une pièce en matériau composite qui présente des structures composites distinctes correspondant à des zones ou portions géométriques distinctes de la pièce qui répondent à des contraintes d’utilisation, d’environnement ou d’interface variant d’une zone à l’autre (ces différentes contraintes empêchent de réaliser la pièce dans un seul et même matériau composite qui ne pourrait en effet pas répondre simultanément à un tel cahier des charges). Plus particulièrement, la première zone traitée de la préforme est destinée à y former une structure composite métallique dans laquelle des fibres de renfort ont été préalablement étirées afin d’avoir dans la pièce composite finie une zone pré-contrainte, qui confère à la pièce une meilleure tenue en fatigue qu’une pièce dont la zone correspondante comporte une structure composite métallique dans laquelle les fibres de renfort n’ont pas subi de traction avant la formation de la structure composite. Une fois la structure composite métallique ainsi réalisée, une ou plusieurs autres structures en matériau composite peuvent être réalisées sur une deuxième zone adjacente de la préforme en appliquant à cette zone des conditions opératoires, notamment de température et de pression, propres à la réalisation d’une deuxième structure composite à partir des fibres de renfort de la deuxième zone et de la matrice composite introduite dans cette deuxième zone. Le processus décrit ci-dessus peut se répéter avec une troisième zone, adjacente ou non à la première zone. Selon d’autres caractéristiques possibles : -l’application de contraintes de traction sur l’ensemble de fibres de renfort suivant la direction de mise en contrainte est réalisée aux premières extrémités des fibres de renfort de l’ensemble des fibres de renfort, tandis que les deuxièmes extrémités opposées des fibres de renfort de l’ensemble des fibres de renfort sont maintenues dans une position fixe ; -préalablement à l’application de contraintes de traction sur l’ensemble de fibres de renfort suivant la direction de mise en contrainte, une première partie de matrice composite métallique est préalablement introduite dans la première zone qui comporte les deuxièmes extrémités opposées des fibres de renfort de l’ensemble des fibres de renfort et des conditions opératoires, notamment de température et de pression, sont appliquées à cette première zone afin de réaliser une première structure composite incomplète à partir des fibres de renfort de la première zone et de la première partie de matrice composite métallique introduite dans cette première zone, la première structure composite complète étant réalisée, après l’application de contraintes de traction, en introduisant une deuxième partie de matrice composite métallique dans la première zone et en y appliquant des conditions opératoires, notamment de température et de pression, propres à la réalisation de la première structure composite complète ; -les contraintes de traction appliquées sont dimensionnées pour que, dans la pièce en matériau composite ainsi fabriquée, la partie de la pièce correspondant à la première zone soit pré-contrainte en compression à des valeurs de contrainte comprises entre 20 et 80MPa; -la préforme comporte deux zones distinctes adjacentes, la matrice introduite dans chaque zone étant différente d’une zone à l’autre et choisie parmi une matrice organique, une matrice métallique, une matrice céramique ; -la préforme comporte trois zones distinctes adjacentes deux à deux, la matrice introduite dans chaque zone étant choisie (différente ou non d’une zone à l’autre) parmi une matrice organique, une matrice métallique, une matrice céramique; -chacune des trois zones distinctes est adjacente aux deux autres zones ; -les fibres de renfort comprennent des fibres de carbone, des fibres de carbure de silicium, des fibres de verre, des fibres de bore, des fibres d’alumine; - la préforme est formée d’un seul tenant. L’invention a également pour objet une pièce en matériau composite qui comprend plusieurs structures composites distinctes réalisées par le procédé brièvement exposé ci-dessus et qui sont intimement liées l’une à l’autre par les fibres de renfort communes. Selon d’autres caractéristiques possibles : -les structures composites distinctes sont destinées à être soumises chacune à un champ de contraintes mécaniques et/ou de températures distinct d’une zone à l’autre; -la pièce en matériau composite est une aube de rotor de turbomachine (aube de soufflante); alternativement, la pièce en matériau composite est une aube de stator de turbomachine telle qu’une aube de redressement ; -l’aube de rotor comprend, d’une part, un pied d’aube formant une structure composite réalisée à partir d’une matrice métallique (CMM) et correspondant à la première zone de la préforme et, d’autre part, une pale formant une structure composite réalisée à partir d’une matrice organique (CMO); -la pièce est une hélice de turbopropulseur. L’invention a également pour objet un rotor (soufflante) de turbomachine comprenant une pluralité de pièces en matériau composite (aubes de rotor) telles que brièvement exposées ci-dessus. L’invention a aussi pour objet une turbomachine comprenant un rotor de turbomachine tel que brièvement exposé ci-dessus. D'autres caractéristiques et avantages de l'objet du présent exposé ressortiront de la description suivante de modes de réalisation, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux figures annexées. La est une représentation schématique d’une première étape de réalisation d’une préforme d’aube de soufflante selon un mode de réalisation d’un procédé selon l’invention; La est une représentation plus détaillée de la préforme de la ; La illustre une étape au cours de laquelle les extrémités inférieures des fibres de renfort sont maintenues en position fixe ; La illustre une étape au cours de laquelle les extrémités supérieures des fibres de renfort sont étirées ; La illustre une étape au cours de laquelle une structure composite métallique est réalisée dans la première zone ; La illustre une étape suivante de placement de la préforme de la dans un moule selon le mode de réalisation du procédé ; La illustre une étape suivante du mode de réalisation du procédé au cours de laquelle une matrice composite métallique est introduite dans le moule de la ; La illustre une étape optionnelle de coulée métallique partielle sur la première zone de la préforme; La illustre une étape suivante de placement de la préforme partiellement traitée de la dans un moule selon le mode de réalisation du procédé; La est une vue schématique illustrant l’introduction d’une matrice composite organique dans le moule de la ; La illustre la réalisation de la deuxième structure composite organique selon le mode de réalisation du procédé afin d’obtenir la pièce composite finale ; La est une représentation schématique d’une turbomachine intégrant une soufflante dont les aubes ont été fabriquées selon le mode de réalisation du procédé dont les étapes sont illustrées aux figures précédentes ; La illustre l’une des aubes de la . Description détaillée La description détaillée qui suit concerne un mode de réalisation d’un procédé de fabrication d’une aube de soufflante en matériau composite d’une turbomachine pour un aéronef. Toutefois, le procédé de fabrication selon l’invention s’applique à la fabrication d’autres pièces en matériau composite pour l’aéronautique et le spatial pour lesquelles des zones distinctes d’une même pièce doivent répondre à un cahier des charges fonctionnel différent d’une zone à l’autre lorsque la pièce est mise en opération. Les Figures 1A-K illustrent différentes étapes possibles du procédé de fabrication d’une aube en matériau composite mentionné ci-dessus. On notera que la description qui suit s’applique également à la fabrication de toute autre pièce en matériau composite ayant au moins deux parties ou zones à transformer en zones composites indépendamment l’une de l’autre, en utilisant une matrice composite métallique pour la première zone. La illustre de manière très schématique la fabrication d'une préforme 10 d'une aube de soufflante. Cette préforme est composée de fibres de renfort, par exemple des fibres de carbone, qui forment un maillage ou structure de fibres entrecroisées en deux dimensions ou en trois dimensions. La réalisation d'une telle préforme ou ébauche en fibres de renfort est largement connue de l'homme de l'art. À titre d'exemple, la préforme peut être réalisée de manière connue en tissage 3D. Sur la les fibres de renfort sont représentées sous la forme d'un entrecroisement de premières fibres f1 qui s'étendent dans une première direction (dans le sens dit « sens chaîne ») et de deuxièmes fibres f2 (dans le sens dit « sens trame ») qui s'étendent dans une deuxième direction, ici perpendiculaire à la première direction. Cette dénomination « chaîne » et « trame » est empruntée à la notion de fils de chaîne et de fils de trame utilisée dans le tissage de préforme en composite. Dans le présent mode de réalisation, les premières fibres sont appelées fibres longitudinales ou fils de chaîne et sont destinées à s'étendre suivant la dimension longitudinale ou hauteur de l'ébauche (correspondant à la hauteur de l'aube), tandis que les deuxièmes fibres sont appelées fibres transversales ou fils de trame et sont destinées à s'étendre suivant la dimension transversale ou largeur de l'ébauche (cette dimension s'étend suivant la corde de l'aube, c'est-à-dire entre le bord d'attaque et le bord de fuite de celle-ci). La préforme 10 comporte deux parties ou zones adjacentes ou contiguës (spatialement), à savoir une partie ou zone 10a, dite inférieure, qui forme le pied de la future aube et une partie ou zone 10b, dite supérieure, qui forme la partie haute ou pale de la future aube. Chacune de ces parties est soumise à des contraintes très différentes lorsque l'aube est utilisée sur un rotor de soufflante. En particulier, le pied d'aube peut être soumis à des contraintes thermiques plus élevées que la partie haute plus éloignée du rotor, à des contraintes d'assemblage plus contraignantes que la partie haute (par exemple en raison des besoins d'usinage, de perçage…) ou à des contraintes mécaniques spécifiques (par exemple en raison de l’existence de pressions de matage). Par ailleurs, on cherche plus particulièrement à réaliser un gain de masse sur la partie haute de l'aube en raison des vitesses élevées de rotation. Les deux parties 10a et 10b décrites ci-dessus sont disposées géométriquement de manière adjacente ou contiguë l'une par rapport à l'autre. À cet égard, on notera que les mêmes fibres de renfort f1 s'étendent ici de manière continue dans les deux parties ou zones distinctes 10a et 10b de la préforme si bien qu'il n'est pas possible de séparer physiquement les deux parties l'une de l'autre sans détériorer l'une et/ou l'autre d'entre elles. La présence des fibres de renfort communes aux deux zones confère à la préforme ainsi constituée une tenue mécanique suffisante pour que les étapes ultérieures de fabrication des structures composites sur chacune de ces zones puissent être effectuées sans affecter la préforme, et en particulier sans l’endommager. En raison des contraintes d'environnement spécifiques à chacune des parties ou zones décrites ci-dessus, chacune d'elles va être soumise à une méthode de traitement différente d'une zone à l'autre afin d'obtenir une structure en matériau composite différente d'une zone à l'autre. Chaque structure composite distincte permettra ainsi de répondre à des exigences fonctionnelles localement différentes. Les étapes qui suivent illustrent de manière très schématique, successivement, la réalisation d'une première structure composite métallique, sur une première zone de la préforme, ici la zone inférieure 10a, en utilisant une première méthode de traitement (ici introduction d'une première matrice afin de former une structure composite à matrice métallique) et la réalisation d'une deuxième structure composite, sur la deuxième zone adjacente de la préforme, ici la zone supérieure 10b, en utilisant une deuxième méthode de traitement (ici introduction d'une deuxième matrice afin de former une structure composite à matrice organique ; toutefois, une autre matrice peut alternativement être utilisée). La illustre de manière plus précise que sur la la préforme 10 avec les fibres de renfort f1 et f2 dans les deux zones 10a et 10b. Les fibres f1 et f2 représentées sont ici droites ou rectilignes. Sur cette figure les dimensions des zones 10a et 10b ont été représentées de manière cohérente avec les zones ou parties de l’aube auxquelles elles sont censées correspondre : une partie plus étroite pour le pied d’aube (10a) et une partie élargie pour la pale (10b). Normalement, lorsque la préforme est réalisée, par exemple en tissage 3D, la préforme obtenue est ensuite découpée aux dimensions souhaitées qui correspondent sensiblement à celles de la pièce à fabriquer. Ici, la préforme 10 comprenant les zones conformées 10a et 10b a été obtenue par découpage. Toutefois, des fibres f1 dans le sens chaîne de la préforme qui sont destinées à être étirées n’ont pas été découpées et sont laissées volontairement longues afin de dépasser de part et d’autre de la préforme découpée, ici en haut et en bas suivant le positionnement vertical de la préforme. On notera que les fibres f1 non découpées sont celles qui s’étendent dans les deux zones 10a et 10b. Les fibres f1 qui ne s’étendent que dans la deuxième zone 10b ont, quant à elles, été découpées en longueur. La longueur des fibres f1 laissées longues est choisie de manière à offrir suffisamment de prise sur ces fibres pour pouvoir exercer une traction dessus par un dispositif quelconque. À cet effet, la longueur des fibres f1 qui s’étend longitudinalement au-dessus de la préforme 10 est plus longue que celle des fibres qui s’étend en dessous de cette préforme, dans la mesure où, dans cet exemple, la traction sera exercée sur les fibres en partie supérieure. Comme représenté sur la , les fibres f1 qui dépassent de la préforme 10 constituent un ensemble de fibres de renfort qui s’étend suivant une direction de mise en contrainte qui, ici, est verticale. Ces fibres présentent chacune deux extrémités opposées, à savoir une extrémité supérieure f1.1 et une extrémité inférieure f1.2. Comme représenté sur la , les extrémités inférieures f1.2 des fibres qui font saillie en-dessous de la préforme sont maintenues dans une position verticale fixe, par exemple, par l’intermédiaire d’un support 20 auquel elles sont fixées de manière temporaire. Ce support 20 peut par exemple faire partie du moule dans lequel la première zone de la préforme subira une méthode de traitement afin de former une structure composite métallique. La illustre un exemple possible de dispositif 30 permettant d’appliquer des contraintes de traction sur l’ensemble de fibres de renfort f1 qui font saillie au-delà de la préforme 10. Le dispositif 30 comprend par exemple des organes intermédiaires tels que des rouleaux 32, 34 qui permettent de retourner les extrémités supérieures f1.1 des fibres f1 en les orientant vers le bas, en prenant ici appui sur deux rouleaux successifs, parallèles entre eux et écartés l’un de l’autre. Alternativement, d’autres organes ou mécanismes permettant un changement d’orientation des extrémités supérieures f1.1 des fibres de renfort peuvent également être utilisés. Le dispositif 30 comprend également, par exemple, un ensemble de contrepoids 36 attachés aux extrémités supérieures f1.1 retournées (orientées vers le bas) des fibres f1 afin d’exercer de manière contrôlée des contraintes de traction sur l’ensemble de ces fibres. Le choix des valeurs de contraintes de traction à appliquer aux fibres dépend des conditions finales de l’utilisation de la partie concernée de la pièce composite. À titre d’exemple, les aubes de redressement telles que les OGV n’ont pas besoin d’autant de pré-charge que les aubes d’une soufflante dans la mesure où elles ne sont pas soumises un mouvement de rotation. De manière générale, les valeurs de contraintes en traction à appliquer à la première zone 10a sont choisies de manière à ce que, dans la pièce finale, la partie de la pièce correspondant à cette première zone, ici le pied d’aube, soit précontrainte en compression à des valeurs de contraintes comprises entre 20 et 80 MPa. Lors de l’utilisation de la pièce, cette compression interne compensera les efforts de traction qui seront générés par les efforts centrifuges. Une telle mise en précontrainte locale de la préforme permet ainsi de conférer à la pièce en composite finale (aube) une tenue en fatigue améliorée par rapport à l’art antérieur. Comme représenté sur la , après application de contraintes de traction sur l’ensemble des fibres de renfort, la première zone 10a de la préforme est placée dans un moule 40 dans lequel une matrice composite métallique est introduite afin d’emprisonner les fibres de renfort de cette zone. Des conditions opératoires, notamment de température et de pression, propres à la réalisation d’une structure composite métallique sont ensuite appliquées. Les figures 1F et 1G illustrent de manière plus détaillée la réalisation de la structure composite métallique sur la première zone 10a. Sur ces figures, seule la première zone 10a est représentée, la zone supérieure 10b étant volontairement omise par souci de simplification. Ainsi, la première zone 10a est placée dans le moule 40 ( ) et on notera que les extrémités inférieures f1.2 des fibres f1 visibles sur la peuvent être fixées au fond du moule au lieu d’être fixées au support 20 des figures 1C et 1D pour leur maintien en position avant étirement. La illustre une étape d'introduction d'un métal liquide M (introduction d'une matrice métallique) à l'intérieur du moule afin que le métal soit en contact avec la première zone 10a de la préforme et puisse imprégner l'ensemble des fibres de renfort constitutives de cette première zone. La partie interne du moule avec laquelle la première zone 10a de la préforme est en contact est conformée de manière à conférer la forme voulue à cette zone (ici destinée à former le pied de l’aube). Le métal peut par exemple être coulé par gravité à l'intérieur du moule (par exemple à partir d'un récipient 42) ou injecté à basse pression (par exemple avec une pression de l’ordre de quelques MPa) dans ce dernier par un moyen connu. Dans l'exemple de réalisation décrit, le métal est par exemple de l'aluminium et la température appliquée est sensiblement égale à la température de fusion de la matrice métallique, soit ici environ 660°C pour l’aluminium. D'autres métaux sont bien entendu envisageables selon les contraintes fonctionnelles auxquelles la première zone 10a de la pièce doit répondre. Par exemple, du titane peut être utilisé pour former la matrice métallique et la température appliquée est sensiblement égale à la température de fusion de la matrice métallique, soit ici environ 1660°C pour le titane. Au cours de cette étape, la deuxième zone 10b de la préforme est préservée de tout traitement et, en particulier, n'est pas traitée par la méthode qui est utilisée uniquement pour le traitement de la première partie 10a. Ensuite, une étape de refroidissement peut être appliquée à l'ensemble formé par les fibres de renfort et la matrice métallique introduite dans la première zone 10a de la préforme afin d'obtenir une structure composite à base métallique solidifiée pour cette zone. Au cours du refroidissement, la matrice métallique passe, par exemple, de sa température de coulée (au-dessus de 660°C pour l’aluminium par exemple) à la température ambiante. Ensuite, si cela s’avère nécessaire (vis-à-vis du temps de fabrication ou bien pour une meilleure qualité du matériau par exemple), le refroidissement de la matrice peut être optimisé. Un dispositif de ventilation (soufflage d’air froid/ambiant sur la pièce pour évacuer des calories) ou un système de canaux de refroidissement (système de canaux intégré au moule et permettant de faire circuler un fluide froid/ambiant pour évacuer les calories de la pièce contenue dans le moule) peut par exemple être mis en place. La première zone ainsi traitée est représentée par la référence 10a' dans la suite de l’exposé. Lorsque la structure composite métallique est solidifiée, les contraintes de traction appliquées suivant la direction de mise en contrainte à l’ensemble des fibres de renfort peuvent être relâchées. Les portions de fibres de renfort qui s’étendent au-delà de la préforme 10 dans laquelle la première zone 10a comporte une structure composite métallique sont ensuite coupées à la longueur souhaitée afin de poursuivre le procédé de fabrication. De manière optionnelle par rapport à ce qui a été décrit pour le maintien en position fixe des deuxièmes extrémités opposées f1.2 des fibres de renfort, avant l’application de contraintes de traction ( ), la première zone 10a de la préforme est placée dans le moule 40. Une première coulée de métal peut alors être réalisée dans le moule 40 afin de sceller les extrémités f1.2 au moule, avant de mettre en traction les fibres de renfort f1. On notera que la partie des fibres incluant les extrémités f1.2 qui est ainsi liée au moule ne sera pas mise sous contrainte de compression comme le reste de l’ensemble des fibres f1 dans la pièce finale et, pour cette raison, ne fera pas partie de la pièce finale. Ceci permettra, après solidification de cette première partie ou quantité de métal autour des extrémités f1.2 des fibres dans le moule, de figer de manière homogène l’ensemble des fibres f1 disposées dans cette première zone et ensuite, d’exercer ensuite une traction homogène sur l’ensemble de ces fibres, notamment à partir de leurs extrémités f1.1. Plus particulièrement, préalablement à l’application de contraintes de traction sur l’ensemble des fibres de renfort f1 suivant la direction de mise en contrainte, une première partie ou quantité de matrice composite métallique est introduite dans la première zone 10a située dans le moule 40. Des conditions opératoires, notamment de température et de pression, sont appliquées à cette première zone 10a afin de réaliser une première structure composite incomplète à partir des fibres de renfort de la première zone 10a et de la première partie ou quantité de matrice composite métallique introduite dans cette première zone. La première structure composite complète ne sera réalisée, quant à elle, qu’après l’application de contraintes de traction, en introduisant une deuxième partie ou quantité de matrice composite métallique dans la première zone 10a située dans le moule 40 et en y appliquant des conditions opératoires, notamment de température et de pression, propres à la réalisation de la première structure composite complète afin d’aboutir au même résultat que celui obtenu à l’issue des étapes des figures 1F et 1G qui s’appliquent ici. Selon une variante possible de l’option décrite ci-dessus, la première zone 10a de la préforme est placée dans le moule 40 et les deuxièmes extrémités opposées des fibres de renfort sont fixées à ce moule par exemple au moyen d’une pluralité de pinces fixées au fond du moule (généralement une pince par fibre à étirer). Ensuite, une traction homogène est exercée sur l’ensemble de ces fibres, notamment à partir de leurs extrémités f1.1, puis une seule coulée métallique est réalisée dans le moule dans les conditions déjà décrites ci-dessus en relation avec l’étage de la . La deuxième zone 10b de la préforme n'est toujours pas traitée et ne comporte, pour le moment, que les fibres de renfort de la préforme illustrées sur les figures 1A-E. Les fibres de renfort longitudinales f1 de la préforme qui s'étendent suivant leur longueur, à cheval sur les deux zones de la préforme présentent ainsi, d'une part, une première portion de leur longueur située dans la première zone traitée 10a' qui fait désormais partie de la première structure en matériau composite métallique qui a été réalisée comme décrit plus haut et, d'autre part, une deuxième portion de leur longueur située dans la deuxième zone 10b non encore traitée. Ces deuxièmes portions de fibres longitudinales sont ainsi physiquement solidaires de la première zone via les premières portions auxquelles elles sont toujours liées. On notera qu'une partie seulement de l'ensemble des fibres de renfort f1 de la préforme peut se prolonger d'une zone à l'autre, tandis que la partie restante des fibres de renfort de la préforme peut ne s'étendre que dans l'une ou l'autre de ces zones, dans la mesure où une fraction significative des fibres de renfort s'étend à la fois dans une zone et dans l'autre zone et permet donc d’assurer une continuité physique entre ces zones. Des étapes (non représentées) de démoulage, puis d'ébavurage ou d'usinage de la première structure composite métallique 10a' disposée, par exemple, sur un support peuvent, par exemple, être réalisées. La illustre de manière schématique le positionnement de la deuxième zone 10b non encore traitée de la préforme à l'intérieur d'un deuxième moule ou récipient 50, en laissant à l'extérieur de ce moule la première structure composite métallique 10a' déjà réalisée. Un système de joint périphérique 52 peut être prévu à la jonction entre les deux zones 10a' et 10b afin de refermer de manière hermétique le moule 50 sur la deuxième zone 10b, formant ainsi un autoclave à l'intérieur duquel une température souhaitée (température non ambiante) peut être appliquée de manière contrôlée pour la réalisation de la structure composite. La partie interne du moule 50 avec laquelle la deuxième zone 10b de la préforme est en contact est conformée de manière à conférer la forme voulue à cette zone. Un système 54 d'injection sous pression ( ) d'une deuxième matrice M’, ici une résine époxy, est mis en œuvre afin d'injecter sous pression dans le moule 50 une quantité contrôlée (volume) de résine par l'intermédiaire d'un orifice 50a à partir d'un réservoir et, par exemple, d'un dispositif de pompage. A titre d’exemple la technique connue de moulage par transfert de résine ou RTM (connue en terminologie anglo-saxonne sous le terme « Resin Transfer Molding ») peut être utilisée. La température de la résine époxy est de l’ordre de 150°C et la pression dans le moule est sensiblement égale à 10 bars. On notera que la température utilisée lors de cette étape est inférieure à celle utilisée pour la réalisation de la première structure composite métallique. En effet, la réalisation des structures composites dans l'ordre inverse de celui décrit ne serait pas envisageable car elle conduirait à une dégradation de la première structure composite obtenue. L'introduction de la résine à l'intérieur du moule 50 permet d'imprégner ou d'enrober l'ensemble des fibres de renfort non encore traitées de la deuxième zone 10b avec cette matrice. Une fois la résine totalement injectée dans le moule, il est prévu de laisser refroidir et durcir l'ensemble formé par les fibres de renfort et la résine introduite dans la deuxième zone (matrice organique) afin d'obtenir une structure composite à base organique pour cette zone. La deuxième zone ainsi traitée est représentée par la référence 10b' sur la . Des étapes de démoulage, puis d'ébavurage ou d'usinage de cette deuxième zone sont ensuite réalisées afin d'obtenir la pièce en matériau composite illustrée très schématiquement sur la et qui comporte les deux structures composites adjacentes de l'aube de soufflante 10' ainsi fabriquée. Tout ce qui a été décrit ci-dessus s’applique de manière générale, indépendamment de la méthode de traitement utilisée pour la réalisation de chaque structure composite, indépendamment de la pièce à fabriquer et du nombre de zones et, donc du nombre de structures composites à fabriquer. On notera que la préforme peut comporter plusieurs types de fibres avec éventuellement plusieurs longueurs et diamètres. À titre d’exemple, la préforme peut comporter des fibres de carbone et des fibres de verre. Selon une variante de réalisation non représentée, la préforme comprenant des fibres de renfort qui vont être soumises à une pré-charge peut ne comporter que des fibres unidirectionnelles ou fils de chaîne. Des contraintes de traction seront ainsi appliquées suivant la direction de mise en contrainte correspondant à la direction des fibres unidirectionnelles ou fils de chaîne de la préforme. Un pied d’aube peut ainsi être formé à partir d’une telle préforme. Selon une variante de réalisation non représentée, il est envisageable de mettre en œuvre le procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite en appliquant des contraintes de traction sur un ensemble de fibres de renfort qui s’étend dans une autre direction de mise en contrainte, comme par exemple dans la direction suivant laquelle les fibres f2 de la s’étendent. Tout ce qui a été décrit ci-dessus s’applique également à une telle variante et il est par exemple possible d’appliquer des contraintes de traction sur des fibres f2 de la première zone 10a. Des pinces peuvent être fixées à une des extrémités de ces fibres f2 afin de les maintenir en position fixe, tandis d’une traction est exercée sur les extrémités opposées de ces fibres. De manière générale, l’invention concerne un procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite à partir d’une préforme comprenant des fibres de renfort s’étendant suivant au moins une direction et qui comporte plusieurs zones. La préforme comporte au moins deux zones adjacentes qui sont telles qu’au moins certaines fibres de renfort de la préforme ont une longueur qui s’étend dans lesdites au moins deux zones adjacentes, suivant ladite au moins une direction, de manière à assurer une continuité des fibres de renfort d’une zone à l’autre, le procédé comprenant les étapes suivantes : -application de contraintes de traction sur un ensemble de fibres de renfort suivant ladite au moins une direction, appelée direction de mise en contrainte, -introduction d’une matrice composite métallique dans une première desdites au moins deux zones adjacentes qui comporte des fibres de renfort étirées et application à cette première zone de conditions opératoires, notamment de température et de pression, propres à la réalisation d’une première structure composite à partir des fibres de renfort de la première zone et de la matrice composite métallique introduite dans cette première zone, -après solidification de la première structure composite, relâchement des contraintes de traction appliquées à l’ensemble de fibres de renfort suivant la direction de mise en contrainte, -introduction d’une matrice composite dans une deuxième desdites au moins deux zones adjacentes et application à cette deuxième zone de conditions opératoires, notamment de température et de pression, propres à la réalisation d’une deuxième structure composite à partir des fibres de renfort de la deuxième zone et de la matrice composite introduite dans cette deuxième zone. Suivant ce procédé général des contraintes de traction peuvent être appliquées suivant une direction, à savoir la direction d’extension des fibres de renfort qui s’étendent dans lesdites au moins deux zones adjacentes ou bien dans une autre direction, par exemple une direction d’extension d’autres fibres de renfort qui est perpendiculaire à la première direction. La illustre un exemple de réalisation d’une turbomachine (turboréacteur) 70 (ici représentée carénée bien qu’elle puisse être non carénée) comportant une soufflante 72 qui intègre des aubes de soufflante 74 fabriquées selon le procédé décrit ci-dessus. On notera que les aubes fabriquées par le procédé décrit ci-dessus peuvent être des aubes d’un rotor d’une turbomachine qui n’est pas nécessairement une soufflante ou même des aubes de stator telles des pales de redressement de type OGV (acronyme signifiant en terminologie anglo-saxonne «Outlet Guide Vane»). La illustre un exemple d’aube de soufflante 74 utilisée dans la soufflante 72 de la où l’aube comporte un pied 74a et une pale 74b. Selon un autre mode de réalisation, le procédé peut être utilisé pour fabriquer une pièce en matériau composite comportant trois zones distinctes aux fonctionnalités hétérogènes. À titre d’exemple, une telle pièce peut être une hélice de turbopropulseur. La préforme d’une telle hélice comporte trois zones distinctes, à savoir une première zone correspondant au pied de l’hélice, une deuxième zone correspondant au bord d’attaque de l’hélice qui est soumis à une érosion abrasive et une troisième zone correspondant au reste de la pièce qui doit être le plus léger possible. Dans une telle préforme une partie des fibres de renfort de la première zone s’étend dans la deuxième zone adjacente à la première et une autre partie des fibres de renfort de la première zone s’étend dans la troisième zone adjacente à la première et à la deuxième. Ainsi, la première et la deuxième zones sont reliées spatialement l’une à l’autre par une partie des fibres de renfort et la première et la troisième zones sont reliées spatialement l’une à l’autre par une autre partie des fibres de renfort. Dans cet exemple, les fibres de renfort de la préforme sont en carbure de silicium (SiC). La première zone du pied est traitée pour réaliser une structure composite à matrice métallique, par exemple en utilisant une matrice en titane, notamment en Ti-6Al-4V. La deuxième zone du bord d’attaque peut être traitée pour réaliser une structure composite à matrice métallique, par exemple en utilisant également une matrice en titane, notamment en Ti-6Al-4V. La troisième zone peut être traitée pour réaliser une structure composite à matrice organique (CMO), par exemple en utilisant une matrice époxy. Dans ce mode de réalisation, là encore, l’ordre de traitement des zones est réalisé en fonction de l’ordre décroissant des températures appliquées lors de la réalisation de chaque structure composite afin de traiter la première zone par la méthode nécessitant la température la plus élevée et en procédant de façon identique pour les zones suivantes. Ainsi, la première zone du pied en titane (température de 1660°C) précontraint comme décrit ci-dessus est réalisée, puis la deuxième zone du bord d’attaque en titane sera traitée (température de 1660°C), et en dernier la troisième zone pour le reste de l’aube en CMO (température de 150/200°C). Les parties ou zones métalliques sont préférentiellement traitées par gravité en réalisant une opération de coulée des matrices métalliques avec la zone d’intérêt située en partie basse. Ce qui a été décrit ci-dessus en référence aux figures 1A-K peut également s’appliquer ici, moyennant éventuellement quelques ajustements à la portée de l’homme du métier. Le procédé peut être utilisé pour fabriquer une pièce composite avec un plus grand nombre de zones hétérogènes à traiter que ce qui est envisagé ci-dessus. Bien que la présente description se réfère à des exemples de réalisation spécifiques, des modifications peuvent être apportées à ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En outre, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés ou mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif. Procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite (10’) à partir d’une préforme (10) comprenant des fibres de renfort (f1, f2) s’étendant suivant au moins une direction et qui comporte plusieurs zones, caractérisé en ce que la préforme comporte au moins deux zones adjacentes (10a, 10b) qui sont telles qu’au moins certaines fibres de renfort (f1) de la préforme ont une longueur qui s’étend dans lesdites au moins deux zones adjacentes, suivant ladite au moins une direction, de manière à assurer une continuité des fibres de renfort d’une zone à l’autre, le procédé comprenant les étapes suivantes : -application de contraintes de traction sur un ensemble de fibres de renfort (f1) suivant ladite au moins une direction, appelée direction de mise en contrainte, -introduction d’une matrice composite métallique (M) dans une première (10a) desdites au moins deux zones adjacentes qui comporte des fibres de renfort étirées et application à cette première zone de conditions opératoires, notamment de température et de pression, propres à la réalisation d’une première structure composite à partir des fibres de renfort de la première zone et de la matrice composite métallique introduite dans cette première zone, -après solidification de la première structure composite, relâchement des contraintes de traction appliquées à l’ensemble de fibres de renfort suivant la direction de mise en contrainte, -introduction d’une matrice composite (M’) dans une deuxième desdites au moins deux zones adjacentes et application à cette deuxième zone de conditions opératoires, notamment de température et de pression, propres à la réalisation d’une deuxième structure composite à partir des fibres de renfort de la deuxième zone et de la matrice composite introduite dans cette deuxième zone. Procédé de fabrication selon la revendication 1, caractérisé en ce que l’application de contraintes de traction sur l’ensemble de fibres de renfort suivant la direction de mise en contrainte est réalisée aux premières extrémités (f1.1) des fibres de renfort (f1) de l’ensemble des fibres de renfort, tandis que les deuxièmes extrémités opposées (f1.2) des fibres de renfort de l’ensemble des fibres de renfort sont maintenues dans une position fixe. Procédé de fabrication selon la revendication 2, caractérisé en ce que, préalablement à l’application de contraintes de traction sur l’ensemble de fibres de renfort suivant la direction de mise en contrainte, une première partie de matrice composite métallique est préalablement introduite dans la première zone (10a) qui comporte les deuxièmes extrémités opposées (f1.2) des fibres de renfort (f1) de l’ensemble des fibres de renfort et des conditions opératoires, notamment de température et de pression, sont appliquées à cette première zone afin de réaliser une première structure composite incomplète à partir des fibres de renfort de la première zone et de la première partie de matrice composite métallique introduite dans cette première zone, la première structure composite complète étant réalisée, après l’application de contraintes de traction, en introduisant une deuxième partie de matrice composite métallique dans la première zone et en y appliquant des conditions opératoires, notamment de température et de pression, propres à la réalisation de la première structure composite complète. Procédé de fabrication selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les contraintes de traction appliquées sont dimensionnées pour que, dans la pièce en matériau composite ainsi fabriquée, la partie de la pièce correspondant à la première zone (10a) soit pré-contrainte en compression à des valeurs de contrainte comprises entre 20 et 80MPa. Procédé de fabrication selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la préforme (10) comporte deux zones distinctes adjacentes (10a, 10b), la matrice introduite dans la deuxième zone (10b) de la préforme étant choisie parmi une matrice organique, une matrice métallique, une matrice céramique. Procédé de fabrication selon l’une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que la préforme comporte trois zones distinctes adjacentes deux à deux, la matrice introduite dans chaque zone étant choisie parmi une matrice organique, une matrice métallique, une matrice céramique. Procédé de fabrication selon la revendication 6, caractérisé en ce que chacune des trois zones distinctes est adjacente aux deux autres zones. Procédé de fabrication selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les fibres de renfort comprennent des fibres de carbone, des fibres de carbure de silicium, des fibres de verre, des fibres de bore, des fibres d’alumine. Procédé de fabrication selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la préforme est formée d’un seul tenant. Pièce en matériau composite, caractérisée en ce qu’elle comprend plusieurs structures composites distinctes, dont une première structure composite métallique, réalisées par le procédé selon l’une des revendications précédentes. Pièce en matériau composite selon la revendication 10, caractérisée en ce que les structures composites distinctes sont destinées à être soumises chacune à un champ de contraintes mécaniques et/ou de températures distinct d’une zone à l’autre. Pièce en matériau composite selon la revendication 10 ou 11, caractérisée en ce que la pièce est une aube de rotor de turbomachine ou une hélice de turbopropulseur. Pièce en matériau composite selon la revendication 12, caractérisée en ce que, lorsque que la pièce est une aube de rotor de turbomachine, l’aube de rotor (74) comprend, d’une part, un pied d’aube (74a) formant une structure composite réalisée à partir d’une matrice métallique (CMM) et correspondant à la première zone (10a) de la préforme et, d’autre part, une pale (74b) formant une structure composite réalisée à partir d’une matrice organique (CMO). Rotor de turbomachine, caractérisé en ce qu’il comprend une pluralité de pièces en matériau composite selon l’une des revendications 10 à 13. Turbomachine comprenant un rotor de turbomachine selon la revendication 14.