FR 3153107 A1 20250321 FR 2309733 A 20230915 Un dispositif de support (1) pour au moins une aube statorique (22) d’une turbomachine d’aéronef d’axe longitudinal (X) comprenant une paroi externe (21) depuis laquelle l’aube statorique (22) s’étend en saillie, le dispositif de support (1) comprenant : - un logement (2) configuré pour recevoir radialement un pied de montage (23) de l’aube statorique (22) ; - un pied de support amont (5) et un pied de support aval (6) reliés respectivement à une extrémité amont (3) et à une extrémité aval (4) du logement (2) et configurés pour être montés sur la paroi externe (21) de la turbomachine d’aéronef ; - le pied de support aval (6) comprenant une portion de protection (8) comportant une porosité supérieure à celle d’une portion de liaison (7), la portion de protection (8) comprenant une pluralité de pores (9) adaptés pour être compressés sous l’effet d’un impact (A) exercé sur l’aube statorique (22). Figure de l’abrégé : Figure 2 Dispositif de support pour au moins une aube statorique d’une turbomachine d’aéronef et son procédé d’utilisation La présente invention concerne une turbomachine d’aéronef et vise plus précisément un dispositif de support d’au moins une aube statorique ainsi que son procédé d’utilisation. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique. Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions. Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent notamment sur de nouvelles générations de turbomachines d’aéronef dites « non carénées » en ce qu’elles sont exemptes de nacelle entourant la turbomachine d’aéronef. Une turbomachine non carénée comprend classiquement à l’amont une soufflante configurée pour guider un flux d’air dans une veine d’air définie d’amont en aval par un ou plusieurs compresseurs, une chambre de combustion et une ou plusieurs turbines. Aucun carénage n’entoure la soufflante ce qui permet de prévoir une soufflante de très grand diamètre supérieur à 4m. La masse de la turbomachine d’aéronef est avantageusement réduite et la poussée améliorée, permettant de réduire la consommation en carburant de 20% par rapport aux dernières générations de turbomachines d’aéronef. En pratique, un redresseur est monté extérieurement sur la turbomachine d’aéronef, en aval de la soufflante, afin de redresser le flux d’air non admis dans la veine d’air et favoriser la poussée. De même que la soufflante, aucun carénage n’entoure le redresseur. Un tel redresseur comprend une pluralité d’aubes statoriques comprenant une pale radiale et un pied de montage reliés par une plateforme. Le pied de montage de chaque aube statorique est monté dans un logement qui est fixé au carter extérieur du ou des compresseurs. Dans le cas d’aubes statoriques à calage variable, le pied de montage est monté pivotant radialement dans le logement afin d’adapter l’angle d’attaque des aubes statoriques durant le vol. Du fait qu’il est non caréné, un tel redresseur est davantage exposé à un risque d’impact par un corps solide, tel qu’un oiseau, susceptible à long terme d’endommager les pièces de la turbomachine d’aéronef, notamment par déformation. Pour limiter le risque, une solution consisterait à renforcer le logement et le carter de compresseur, ce qui impacterait toutefois de manière indésirable la masse de la turbomachine d’aéronef. Une autre solution serait de renforcer uniquement le logement, mais ceci transmettrait les efforts de manière indésirable au carter extérieur de compresseur. L’invention vise ainsi à protéger une turbomachine non carénée en cas d’impact d’un corps solide, tel qu’un oiseau, sur les aubes statoriques d’un redresseur non caréné. PRESENTATION DE L’INVENTION L’invention concerne un dispositif de support pour au moins une aube statorique d’une turbomachine d’aéronef, la turbomachine d’aéronef s’étendant selon un axe longitudinal orienté d’amont en aval et comprenant une paroi externe depuis laquelle l’aube statorique s’étend en saillie selon un axe radial, le dispositif de support comprenant : Au moins un logement configuré pour recevoir radialement un pied de montage de l’aube statorique, Un pied de support amont et un pied de support aval reliés respectivement à une extrémité amont et à une extrémité aval du logement et configurés pour être montés sur la paroi externe de la turbomachine d’aéronef. L’invention est remarquable en ce que le pied de support aval comprend au moins une portion de liaison et au moins une portion de protection, la portion de protection comportant une porosité supérieure à celle de la portion de liaison, la portion de protection comprenant une pluralité de pores adaptés pour être compressés sous l’effet d’un impact exercé sur l’aube statorique. Le dispositif de support selon l’invention permet avantageusement d’amortir les efforts subis lors d’un impact exercé d’amont en aval par un corps solide, tel qu’un oiseau, sur l’aube statorique, notamment au niveau de la pale. La portion de protection du pied de support aval est avantageusement adaptée pour se compacter sous l’effet de l’impact ce qui incline vers l’aval de manière solidaire le logement et l’aube statorique. Ceci a pour effet de limiter les efforts subis par l’aube statorique, mais également ceux transmis à la paroi externe de la turbomachine d’aéronef. La portion de protection permet ainsi d’éviter une déformation voire des détériorations de la turbomachine d’aéronef, sans impacter la masse et la complexité de celle-ci. Selon un aspect de l’invention, les pores sont adaptés pour être compressés irréversiblement. La portion de protection est un élément fusible ou sacrificiel peu coûteux permettant de subir les efforts infligés par l’impact en lieu et place de l’aube statorique et de la paroi externe qui sont des pièces coûteuses. La portion de protection permet donc de protéger la turbomachine d’aéronef, et est facilement remplaçable après impact. Selon un aspect de l’invention, les pores s’étendent parallèlement les uns par rapport aux autres, de préférence selon une direction parallèle à l’axe radial. Ceci permet de conférer à la portion de protection une direction préférentielle d’écrasement, pour favoriser l’inclinaison de l’aube statorique vers l’aval lors d’un impact. Selon un aspect de l’invention, la portion de protection se présente sous la forme d’une structure alvéolaire, de préférence en forme de nid d’abeille. Une telle structure est avantageuse légère, peu coûteuse et assure un maintien suffisant de l’aube statorique en fonctionnement normal. Selon un aspect de l’invention, la portion de protection est en acier. Un tel matériau permet d’assurer un maintien suffisant de l’aube statorique en fonctionnement normal tout en étant compactable lors d’un impact. Selon un aspect de l’invention, la portion de liaison s’étend entre le logement et la portion de protection, de préférence de manière radialement extérieure par rapport à la portion de protection. La portion de liaison exerce ainsi un effort sur la portion de protection et favorise sa compression. Selon un aspect de l’invention, le dispositif de support définit une cavité délimitée en amont par le pied de support amont et en aval par le pied de support aval, la cavité étant adaptée pour loger un dispositif de contrôle de l’angle de pivotement selon l’axe radial de l’aube statorique dans le logement. Le dispositif de calage variable est ainsi intégré de manière simple et pratique dans le dispositif de support. L’invention concerne également un ensemble d’un dispositif de support tel que décrit précédemment et d’une paroi externe d’une turbomachine d’aéronef, la turbomachine d’aéronef s’étendant selon un axe longitudinal orienté d’amont en aval, l’aube statorique étant configurée pour s’étendre en saillie depuis la paroi externe selon un axe radial, le pied de support amont du dispositif de support étant monté pivotant par rapport à la paroi externe de la turbomachine d’aéronef, de préférence selon un axe de pivotement orthogonal à l’axe radial s’étendant dans un plan transversal par rapport à l’axe longitudinal. Un tel montage pivotant maximise les efforts transmis dans la portion de protection lors d’un impact, et réduit la sollicitation du pied de support amont. L’invention concerne également une turbomachine d’aéronef s’étendant selon un axe longitudinal orienté d’amont en aval et comprenant : Une paroi externe, de préférence sous la forme d’un carter extérieur de compresseur, Un redresseur non caréné comprenant au moins une aube statorique s’étendant en saillie depuis la paroi externe selon un axe radial, Au moins un dispositif de support tel que décrit précédemment, dans lequel le pied de support amont et le pied de support aval sont montés sur la paroi externe, l’aube statorique comprenant un pied de montage monté radialement dans le logement du dispositif de support. De préférence, la turbomachine d’aéronef est de type non carénée. Les aubes statoriques du redresseur ne sont pas protégées par un carénage et sont davantage exposées au risque d’impact d’objets extérieurs étrangers comme des d’oiseaux. L’invention concerne également un procédé d’utilisation d’une turbomachine d’aéronef telle que décrite précédemment, dans lequel les pores de la portion de protection sont compressés sous l’effet d’un impact exercé sur l’aube statorique de la turbomachine d’aéronef. Un tel procédé est mis en œuvre de manière passive, c’est-à-dire qu’il ne nécessite avantageusement aucun contrôle manuel ou électronique. PRESENTATION DES FIGURES L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée à titre d’exemple, et se référant aux figures suivantes, données à titre d’exemples non limitatifs, dans lesquelles des références identiques sont données à des objets semblables. La FIG. 1 est une représentation schématique en perspective d’une turbomachine d’aéronef selon une forme de réalisation de l’invention. La FIG. 2 est une représentation schématique en demi-coupe longitudinale du dispositif de support avant un impact selon une première forme de réalisation de l’invention. La FIG. 3 est une représentation schématique en perspective rapprochée de la portion de protection du dispositif de support de la FIG. 2 . La FIG. 4 est une représentation schématique en demi-coupe longitudinale du dispositif de support avant un impact selon une deuxième forme de réalisation de l’invention. La FIG. 5 est une représentation schématique d’un procédé d’utilisation du dispositif de support de la FIG. 4 lors d’un impact selon un mode de réalisation de l’invention. Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en œuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant. DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION En référence à la FIG. 1 , l’invention concerne une turbomachine d’aéronef 20 s’étendant selon un axe longitudinal X orienté d’amont en aval. La turbomachine d’aéronef 20 comprend classiquement à l’amont une soufflante 27 configurée pour guider un flux d’air dans une veine d’air 28 définie d’amont en aval par un ou plusieurs compresseurs, une chambre de combustion et une ou plusieurs turbines. La soufflante 27 est de type non carénée et comporte de préférence un diamètre supérieur à 4m. La turbomachine d’aéronef 20 se présente de préférence sous la forme d’un turbopropulseur dans lequel la soufflante 27 est entraînée par la ou les turbines via un réducteur. En référence aux figures 1 et 2, la turbomachine d’aéronef 20 comprend également un redresseur 29 de type non caréné s’étendant de manière radialement extérieure par rapport à la veine d’air 28, en aval de la soufflante 27. Le redresseur 29 non caréné permet de redresser le flux d’air non admis dans la veine d’air 28 et favoriser la poussée. Le redresseur 29 comprend une pluralité d’aubes statoriques 22 s’étendant en saillie vers l’extérieur depuis une paroi externe 21 de la turbomachine d’aéronef 20, de préférence selon un axe radial Y. Chaque aube statorique 22 comprend une pale radiale 25 et un pied de montage 23 reliés par une plateforme 24. La turbomachine d’aéronef 20 est de préférence de type non carénée, c’est-à-dire qu’elle est exempte de nacelle entourant la turbomachine d’aéronef 20. En référence à la FIG. 2 , l’invention concerne un dispositif de support 1 pour une ou plusieurs aubes statoriques 22 du redresseur 29 non caréné de la turbomachine d’aéronef 20, comportant : Un ou plusieurs logements 2 configurés chacun pour recevoir radialement un pied de montage 23 d’une aube statorique 22, Un pied de support amont 5 et un pied de support aval 6 reliés respectivement à une extrémité amont 3 et à une extrémité aval 4 du ou des logements 2 et configurés pour être montés sur la paroi externe 21 de la turbomachine d’aéronef 20, Le pied de support aval 6 comprenant une portion de liaison 7 et une portion de protection 8, la portion de protection 8 comportant une porosité supérieure à celle de la portion de liaison 7, la portion de protection 8 comprenant des pores 9 adaptés pour être compressés sous l’effet d’un impact A (voir FIG. 5 ) exercé sur l’aube statorique 22. Grâce à la portion de protection 8, le dispositif de support 1 selon l’invention permet avantageusement de réduire les efforts transmis à la turbomachine d’aéronef 20 lors d’un impact d’un corps solide, tel qu’un oiseau, exercé sur une ou plusieurs aubes statoriques 22 du redresseur 29. La portion de protection 8 forme en effet un élément fusible ou sacrificiel adapté pour être écrasé lors d’un impact ce qui permet d’incliner les aubes statoriques 22 vers l’aval et ainsi d’amortir les efforts transmis aux aubes statoriques 22 ainsi qu’à la paroi externe 21. Le risque de déformation voire de détériorations est avantageusement réduit. La portion de protection 8 ne pénalise en outre pas la masse de la turbomachine d’aéronef 20. Selon un aspect préféré, le dispositif de support 1 se présente sous la forme d’une pièce périphérique d’axe longitudinal X comprenant un logement 2 pour chaque aube statorique 22 du redresseur 29. Selon un autre aspect préféré, le dispositif de support 1 se présente sous la forme d’un ou de plusieurs secteurs angulaires comportant chacun un ou plusieurs logements 2 et s’étendant de manière partiellement périphérique ou périphérique autour de l’axe longitudinal X. Selon un aspect préféré, la paroi externe 21 sur laquelle est fixé le dispositif de support 1 se présente sous la forme de la paroi externe de la veine d’air 28, et préférentiellement du carter extérieur d’un ou de plusieurs compresseurs montés dans la veine d’air 28. Dans l’exemple de la FIG. 2 , le pied de support amont 5 est fixé sur le carter extérieur 21A d’un compresseur amont et le pied de support aval 6 est fixé sur le carter extérieur 21B d’un compresseur aval de la turbomachine d’aéronef 20. Un ou plusieurs éléments de fixation assurent la fixation des pieds de support 5, 6 sur la paroi externe 21, tels que des vis, rivets ou boulons. Selon un aspect préféré illustré sur la FIG. 2 , le pied de montage 23 de l’aube statorique 22 est monté pivotant selon l’axe radial Y dans le logement 2. Autrement dit, les aubes statoriques 22 du redresseur 29 sont de type à calage variable, ce qui permet de modifier leur angle d’attaque en fonction des conditions de vol. On précise que les aubes statoriques 22, par opposition à des aubes rotoriques, ne sont pas montées mobiles en rotation selon l’axe longitudinal X. Le seul degré de liberté de l’aube rotorique 22 est une rotation selon l’axe radial Y. Alternativement, le pied de montage 23 de l’aube statorique 22 est monté fixe dans le logement 2. Comme illustré sur la FIG. 2 , le dispositif de support 1 définit de préférence une cavité C délimitée en amont par le pied de support amont 5 et en aval par le pied de support aval 6. La cavité C s’étend radialement entre la paroi externe 21 et le logement 2 et permet de loger un dispositif de contrôle (non représenté) de l’angle de calage d’une ou des aubes statoriques 22, à savoir leur angle de pivotement selon l’axe radial Y dans le logement 2. Dans l’exemple de la FIG. 2 , le pied de support aval 6 comprend une unique portion de liaison 7 et une unique portion de protection 8. De préférence, le pied de support aval 6 est constitué de la portion de liaison 7 et de la portion de protection 8. Dans cet exemple, la portion de liaison 7 s’étend entre le logement 2 et la portion de protection 8, de préférence de manière radialement extérieure par rapport à l’axe longitudinal X pour favoriser l’écrasement de la portion de protection 8. En référence à la FIG. 3 , la portion de protection 8 se présente sous la forme d’une structure poreuse comprenant des cavités, également appelés « pores » ou « alvéoles », formées dans la portion de protection 8. La porosité de la portion de protection 8 est définie comme le rapport du volume des pores de la portion de protection 8 sur son volume total et est de préférence comprise entre 70% et 95% dans un état intact. Les pores 9 de la portion de protection 8 sont de préférence macroscopiques, à savoir visibles à l’œil nu. Les pores 9 de la portion de protection 8 comportent de préférence une section supérieure à 0,5mm², de manière à permettre une compression suffisante lors d’un impact, et inférieure à 2mm², de manière à présenter une résistance mécanique suffisante pour maintenir l’aube statorique 22. Toujours en référence à la FIG. 3 , la portion de protection 8 présente de préférence une structure géométrique régulière, dans cet exemple alvéolaire en forme de nid d’abeille. Les pores 9 de la portion de protection 8 comportent sensiblement une section de même taille et de même forme, dans cet exemple hexagonale. Comme illustré sur la FIG. 3 , les pores 9 s’étendent parallèlement les uns par rapport aux autres, de préférence selon une direction parallèle à l’axe radial Y. Ceci favorise la rigidité radiale pour supporter les efforts de fonctionnement nominaux et permet un écrasement soudain et définitif de la portion de protection 8, à savoir selon l’axe radial Y ou selon une direction avec une composante radiale, et permet l’inclinaison de l’aube statorique 22 vers l’aval. De préférence, la portion de protection 8 est réalisée dans un matériau solide, tel que de l’acier. La portion de protection 8 forme ainsi un élément fusible ou sacrificiel adapté pour être écrasé de manière irréversible lors d’un impact d’un corps solide, tel qu’un oiseau, sur l’aube statorique 22, notamment au niveau de la pale 25. Le matériau permet également à la portion de protection 8 de présenter une résistance mécanique suffisante pour résister aux efforts aérodynamiques exercés sur l’aube statorique 22 en fonctionnement normal par le flux d’air. De préférence, la portion de liaison 7 du pied de support aval 6 comporte une structure pleine par opposition à la structure poreuse de la portion de protection 8. La portion de liaison 7 est de préférence en titane. Idem pour le pied de support amont 5. La portion de liaison 7 du pied de support aval 6 et le pied de support amont 5 sont avantageusement adaptés pour résister mécaniquement à un impact d’un corps solide tel qu’un oiseau. La forme de réalisation de la FIG. 4 diffère de celle de la FIG. 2 en ce que le pied de support amont 5 est monté pivotant par rapport à la paroi externe 21 de la turbomachine d’aéronef 21, de préférence selon un axe de pivotement Z orthogonal à l’axe radial Y s’étendant dans un plan transversal par rapport à l’axe longitudinal X. Ceci permet avantageusement de réduire les efforts transmis dans le pied de support amont 5 lors d’un impact. Le pivot 10 permet avantageusement de faciliter l’inclinaison de l’aube statorique 22 vers l’aval lors de l’écrasement de la portion de protection 8. Les figures 2 et 4 illustrent le dispositif de support 1 lorsque la portion de protection 8 est intacte, avant un impact. La portion de protection 8 comporte une longueur radiale initiale V0 prédéterminée et permet de maintenir la ou les aubes statoriques 22 selon l’axe radial Y. La portion de protection 8 est dimensionnée pour résister mécaniquement en présence d’efforts aérodynamiques exercés sur l’aube statorique 22, par exemple des perturbations météorologiques. En référence à la FIG. 5 , en présence d’un impact A d’un corps solide orienté d’amont en aval sur l’aube statorique 22, la portion de protection 8 est compressée jusqu’à atteindre une longueur radiale réduite V1. Le corps solide se présente typiquement sous la forme d’un oiseau exerçant une force sur l’aube statorique 22. Sous l’action de l’impact A, les pores 9 de la portion de protection 8 sont écrasés radialement, ce qui a pour effet de réduire la longueur radiale de la portion de protection 8 de manière irréversible. Après l’impact, la portion de protection 8 est dans un état compacté. La portion de protection 8 agit ainsi comme un fusible et doit ensuite être remplacée une fois l’aéronef posé au sol. Comme illustré sur la FIG. 5 , la portion de protection 8 permet avantageusement d’incliner l’aube statorique 22 vers l’aval lors de l’impact A, ce qui permet d’amortir le choc et les efforts transmis à l’aube statorique 22, mais également à la paroi externe 21. La portion de protection 8 permet ainsi de protéger de manière simple, pratique et à moindre coût la turbomachine d’aéronef 20. Le procédé est mis en œuvre de manière passive, aucune commande manuelle ou électrique n’étant nécessaire. Dispositif de support (1) pour au moins une aube statorique (22) d’une turbomachine d’aéronef (20), la turbomachine d’aéronef (20) s’étendant selon un axe longitudinal (X) orienté d’amont en aval et comprenant une paroi externe (21) depuis laquelle l’aube statorique (22) s’étend en saillie selon un axe radial (Y), le dispositif de support (1) comprenant : Au moins un logement (2) configuré pour recevoir radialement un pied de montage (23) de l’aube statorique (22), Un pied de support amont (5) et un pied de support aval (6) reliés respectivement à une extrémité amont (3) et à une extrémité aval (4) du logement (2) et configurés pour être montés sur la paroi externe (21) de la turbomachine d’aéronef (20), Le dispositif de support (1) étant caractérisé en ce que le pied de support aval (6) comprend au moins une portion de liaison (7) et au moins une portion de protection (8), la portion de protection (8) comportant une porosité supérieure à celle de la portion de liaison (7), la portion de protection (8) comprenant une pluralité de pores (9) adaptés pour être compressés sous l’effet d’un impact (A) exercé sur l’aube statorique (22). Dispositif de support (1) selon la revendication 1, dans lequel les pores (9) sont adaptés pour être compressés irréversiblement. Dispositif de support (1) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel les pores (9) s’étendent parallèlement les uns par rapport aux autres, de préférence selon une direction parallèle à l’axe radial (Y). Dispositif de support (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel la portion de protection (8) se présente sous la forme d’une structure alvéolaire. Dispositif de support (1) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la portion de protection (8) est en acier. Dispositif de support (1) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel la portion de liaison (7) s’étend entre le logement (2) et la portion de protection (8), de préférence de manière radialement extérieure par rapport à la portion de protection (8). Dispositif de support (1) selon l’une des revendications 1 à 6, définissant une cavité (C) délimitée en amont par le pied de support amont (5) et en aval par le pied de support aval (6), la cavité (C) étant adaptée pour loger un dispositif de contrôle de l’angle de pivotement selon l’axe radial (Y) de l’aube statorique (22) dans le logement (2). Ensemble d’un dispositif de support (1) selon l’une des revendications 1 à 7 et d’une paroi externe (21) d’une turbomachine d’aéronef (20), la turbomachine d’aéronef (20) s’étendant selon un axe longitudinal (X) orienté d’amont en aval, l’aube statorique (22) étant configurée pour s’étendre en saillie depuis la paroi externe (21) selon un axe radial (Y), le pied de support amont (5) du dispositif de support (1) étant monté pivotant par rapport à la paroi externe (21) de la turbomachine d’aéronef (20), de préférence selon un axe de pivotement (Z) orthogonal à l’axe radial (Y) s’étendant dans un plan transversal par rapport à l’axe longitudinal (X). Turbomachine d’aéronef (20) s’étendant selon un axe longitudinal (X) orienté d’amont en aval et comprenant : Une paroi externe (21), de préférence sous la forme d’un carter extérieur de compresseur, Un redresseur (29) non caréné comprenant au moins une aube statorique (22) s’étendant en saillie depuis la paroi externe (21) selon un axe radial (Y), Au moins un dispositif de support (1) selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel le pied de support amont (5) et le pied de support aval (6) sont montés sur la paroi externe (21), l’aube statorique (22) comprenant un pied de montage (23) monté radialement dans le logement (2) du dispositif de support (1). Procédé d’utilisation d’une turbomachine d’aéronef (20) selon la revendication 9, dans lequel les pores (9) de la portion de protection (8) sont compressés sous l’effet d’un impact (A) exercé sur l’aube statorique (22) de la turbomachine d’aéronef (20).