FR 3153764 A1 20250411 FR 2310825 A 20231010 L’invention concerne un procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite à partir d’une préforme (10) composée d’une structure tissée de fibres de renfort comprenant une première série de fibres (f1) s’étendant suivant une première direction longitudinale et une deuxième série de fibres (f2) s’étendant suivant une deuxième direction, la préforme comportant deux zones adjacentes (10a, 10b) reliées entre elles par les fibres longitudinales. La structure tissée comprend: -dans la première série de fibres (f1), une partie des fibres de renfort qui ont un point de fusion inférieur au point de fusion d’une première matrice composite utilisée ultérieurement pour la réalisation d’une première structure composite et/ou -dans la deuxième série de fibres (f2), au moins une partie des fibres de renfort qui ont un point de fusion inférieur au point de fusion de la première matrice composite utilisée ultérieurement pour la réalisation de la première structure composite. Figure pour l’abrégé : Fig. 1B 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. On connaît de la demande de brevet FR 3 124 422 A1 un procédé qui permet de fabriquer de manière simple et efficace une pièce en matériau composite ayant plusieurs zones qui peuvent être soumises, lors de l’utilisation de la pièce, à des environnements spécifiques, notamment représentés par des champs de contraintes ou de températures spécifiques d’une zone à l’autre. Selon ce procédé, on réalise par exemple deux structures composites sur deux zones adjacentes d’une préforme ayant des fibres de renfort qui s’étendent dans ces deux zones en débutant par la zone où la réalisation de la structure composite fait intervenir la température la plus haute, par exemple une structure composite en matériau métallique (CMM). On réalise ensuite la structure composite qui fait intervenir une température inférieure à la première température, par exemple une structure composite en matériau organique (CMO). Dans cette demande de brevet on fabrique ainsi, par exemple, une aube de rotor de turbomachine. Bien que ce procédé soit satisfaisant, les inventeurs ont constaté le phénomène suivant : lorsque le pied de l’aube est en matériau composite métallique et la pale est en matériau composite organique, la structure en composite métallique du pied est généralement réalisée en effectuant une coulée basse pression car la coulée haute pression n’est pas utilisable en raison même des spécificités du procédé. En particulier, il est impossible de réaliser une étanchéité parfaite aux niveaux des fibres longues qui dépasseraient du moule. Une injection « sous haute pression » restreinte à une zone locale des fibres longues n’est donc pas possible en l’état. Or, en réalisant une coulée métallique basse pression, les inventeurs se sont aperçus que la matrice métallique introduite dans le moule ne permet pas d’imprégner de manière suffisante les fibres de renfort de la préforme et cela a pour conséquence que les propriétés mécaniques pour la pièce résultante ne sont pas optimales. En particulier, les admissibles mécaniques, par exemple le premier endommagement, ou bien les modules de traction, par exemple le module de traction longitudinale, sont en partie dépendants de la surface de contact fibre/résine à l’échelle mésoscopique. Si cette surface est considérablement réduite, alors les admissibles et modules sont nécessairement impactés. Au vu de ce qui précède, il serait donc utile de pouvoir améliorer le procédé de fabrication décrit ci-dessus afin d’améliorer les propriétés mécaniques de la pièce ainsi fabriquée. L’invention a ainsi pour objet un procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite à partir d’une préforme composée d’une structure tissée de fibres de renfort, la structure tissée comprenant une première série de fibres de renfort f1 qui s’étendent suivant une première direction longitudinale et une deuxième série de fibres de renfort f2 qui s’étendent suivant une deuxième direction, la préforme comportant au moins deux zones adjacentes qui sont telles que les fibres de renfort de la première série de fibres de renfort f1 ont une longueur qui s’étend dans lesdites au moins deux zones adjacentes de manière à assurer une continuité des fibres de renfort d’une zone à l’autre suivant la première direction longitudinale, caractérisé en ce que la structure tissée de fibres de renfort f1, f2 comprend, en vue de réaliser ultérieurement dans une première desdites au moins deux zones adjacentes de la préforme, une première structure composite à partir des fibres de renfort de la première zone et de l’introduction, dans cette première zone, d’une première matrice composite : -dans la première série de fibres de renfort f1, une partie des fibres de renfort qui ont un point de fusion inférieur au point de fusion de la première matrice composite utilisée ultérieurement pour la réalisation de la première structure composite et/ou -dans la deuxième série de fibres de renfort f2, au moins une partie des fibres de renfort qui ont un point de fusion inférieur au point de fusion de la première matrice composite utilisée ultérieurement pour la réalisation de la première structure composite. L’utilisation de fibres de renfort ayant un point de fusion inférieur au point de fusion de la première matrice composite utilisée ultérieurement pour la réalisation de la première structure composite permet, lors de l’introduction ultérieure de cette matrice, de faire disparaître ces fibres de renfort qui seront dégradées physiquement par les conditions opératoires de température utilisées (injection de matrice/résine liquide à cette température). Ainsi, la matrice liquide qui est introduite occupe la place laissée libre dans la première zone par les fibres de renfort qui fondent au contact de la matrice chaude, ce qui permet d’obtenir une meilleure imprégnation des fibres de renfort restantes par la matrice (mélange plus intime qui lie davantage la matrice aux fibres) et donc une meilleure tenue mécanique de la structure composite ainsi réalisée. La matrice injectée remplace ainsi l’espace qui était préalablement occupé par les fibres. De manière générale, le taux volumique de fibres dans la pièce fabriquée peut varier entre 25% et 75%. On notera que les fibres de renfort restantes sont réalisées dans des matériaux ayant un point de fusion supérieur à celui de la matrice composite utilisée. Ce procédé permet donc de fabriquer des pièces en matériau composite ayant un comportement mécanique amélioré, notamment qui possèdent un module de traction plus élevé. Selon d’autres caractéristiques possibles : -la partie des fibres de renfort de la première série de fibres de renfort f1 est inférieure à 50% de la totalité des fibres de renfort de la première série de fibres de renfort f1 ; -les fibres de renfort la première série de fibres de renfort f1 qui ont un point de fusion inférieur au point de fusion de la première matrice composite utilisée ultérieurement pour la réalisation de la première structure composite sont choisies parmi des fibres de lin, des fibres de chanvre, des fibres de bambou -les fibres de renfort la deuxième série de fibres de renfort f2 qui ont un point de fusion inférieur au point de fusion de la première matrice composite utilisée ultérieurement pour la réalisation de la première structure composite sont choisies parmi des fibres de lin, des fibres de chanvre, des fibres de bambou ; -le procédé comprend la réalisation de structures composites distinctes successives pour chacune desdites au moins deux zones adjacentes de la préforme, en réalisant d’abord la première structure composite de la première zone, puis une deuxième structure composite d’une deuxième zone adjacente à cette première zone, et ainsi de suite pour chaque zone additionnelle adjacente éventuelle, chaque structure composite distincte étant réalisée, d’une part, en introduisant une matrice composite dans une zone de la préforme, telle que la première matrice composite dans la première zone de la préforme et, d’autre part, en appliquant à cette zone des conditions opératoires, notamment de température, propres à la réalisation de la structure composite à partir des fibres de renfort de la zone et de la matrice composite introduite, les différentes zones desdites au moins deux zones adjacentes de la préforme étant traitées dans un ordre qui correspond à l’ordre décroissant des températures utilisées dans les conditions opératoires appliquées à la réalisation des structures composites distinctes ; -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 matrice introduite dans la première zone de la préforme est une matrice métallique, la matrice introduite dans la deuxième zone étant choisie parmi une matrice organique et une matrice céramique ; - 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 : -la pièce en matériau composite est une aube de rotor de turbomachine (aube de soufflante); -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, 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. FIG. 1 La FIG. 1 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; FIG. 1 La FIG. 1 illustre de manière plus détaillée la structure tissée de la FIG. 1 ; FIG. 1 La FIG. 1 illustre une étape suivante de placement de la préforme des figures 1A et 1B dans un moule selon le mode de réalisation du procédé ; FIG. 1 La FIG. 1 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 FIG. 1 ; FIG. 1 La FIG. 1 illustre une étape de réalisation d’une première structure composite métallique selon le mode de réalisation du procédé ; FIG. 1 La FIG. 1 illustre une étape ultérieure du mode de réalisation du procédé au cours de laquelle la structure composite subit un traitement mécanique de finition ; FIG. 1 La FIG. 1 illustre une étape suivante de placement de la préforme partiellement traitée de la FIG. 1 dans un moule selon le mode de réalisation du procédé; FIG. 1 La FIG. 1 est une vue schématique illustrant l’introduction d’une matrice composite organique dans le moule de la FIG. 1 ; FIG. 1 La FIG. 1 illustre la réalisation de la deuxième structure composite organique selon le mode de réalisation du procédé afin d’obtenir la pièce composite finale ; FIG. 2 La FIG. 2 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 ; FIG. 3 La FIG. 3 illustre l’une des aubes de la FIG. 2 . 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-I 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 soit les mêmes matrices composites soit une ou d’autres matrices composites. La FIG. 1 illustre de manière très schématique la fabrication d'une préforme ou ébauche 10 d'une aube de rotor de soufflante. Cette préforme est composée d’une structure tissée de fibres de renfort f1, f2 entrecroisées qui forment un maillage en deux dimensions ou en trois dimensions. À titre d'exemple, la préforme peut être réalisée de manière connue en tissage 3D ou d’une autre manière connue, par exemple suivant un tissage qui forme une armature de tissage telle qu’une armature interlock, multi-toile, multi satin ou multi-sergé. Comme représenté schématiquement sur la FIG. 1 , de manière plus détaillée que sur la FIG. 1 , la structure tissée comprend, plus particulièrement, une première série de fibres de renfort f1 (fibres longues) qui s’étendent suivant une première direction longitudinale, notée ici Z, qui correspond à la direction suivant laquelle s’étend la dimension de hauteur de la future aube. La structure tissée comprend également une deuxième série de fibres de renfort f2 (fibres transversales) qui s’étendent suivant une deuxième direction, notée X, et qui est de manière générale sécante à la première direction et, ici, qui est plus particulièrement perpendiculaire à la première direction Z. Cette direction correspond à la direction suivant laquelle s’étend transversalement la future aube, entre le bord d’attaque et le bord de fuite de celle-ci (largeur ou corde de l’aube). On notera que les fibres longues f1 sont appelées fibres de chaîne et les fibres transversales f2 fibres de trame. La préforme 10 comporte au moins deux parties ou zones adjacentes ou contiguës (spatialement), ici au nombre de deux notées 10a, 10b, qui sont telles que les fibres de renfort de la première série de fibres de renfort f1 ont une longueur (suivant Z) qui s’étend dans les deux zones adjacentes de manière à assurer une continuité des fibres de renfort d’une zone à l’autre suivant la première direction longitudinale. La zone 10a, dite inférieure, forme le pied de la future aube et la zone 10b, dite supérieure, 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 longues 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. Comme représenté sur la FIG. 1 , dans ce mode de réalisation, la première série de fibres de renfort longues f1 est formée d’une première partie de ces fibres de renfort notées f1.1 (premier type de fibres) et d’une deuxième partie f1.2 (deuxième type de fibres). Les fibres f1.1 de la première partie sont sélectionnées pour avoir un point de fusion inférieur au point de fusion de la matrice composite (première) qui sera utilisée ultérieurement pour la réalisation de la structure composite de la première partie 10a (pied) de la préforme (première structure composite). Les fibres f1.2, quant à elles, ont un point de fusion supérieur au point de fusion de la première matrice composite. Ainsi, lors de l’introduction de la première matrice composite dans la première zone 10a, la matière liquide de la résine imprégnera la zone et se répartira entre les différentes fibres. Au contact de cette matière, les fibres du premier type f1.1 vont fondre, ce qui permettra à cette matière de remplir les espaces occupés par ces fibres et donc d’obtenir une meilleure imprégnation des fibres restantes (deuxième type f1.2) par la matière. En se solidifiant, la structure composite ainsi obtenue offrira une meilleure tenue mécanique, notamment en traction, dans la mesure où la matrice est plus intimement mélangée avec les fibres et les entoure de manière plus homogène qu’auparavant. On notera que les portions de fibres f1.1 restantes dans la seconde zone ne sont pas « fondues » par la résine. Ces portions peuvent éventuellement être retirées/supprimées entre l’injection des deux résines (manuellement ou en chauffant par exemple) ou bien laissées en place si l’impact sur le nouveau matériau ainsi créé dans la seconde zone a des propriétés mécaniques qui reste compatible avec les sollicitations de la pièce. Comme la préforme 10 est ici une préforme d’une pièce tournante (aube ou hélice), les fibres f1.1 sont positionnées de manière préférentielle dans la portion de la zone 10a qui est proche de l’axe de rotation, symbolisé ici par l’axe A. En revanche, les portions plus éloignées de l’axe A sont généralement formées de fibres du deuxième type f1.2. On notera que la portion de la zone 10a proche de l’axe de rotation A peut également comporter des fibres du deuxième type f1.2. Si la préforme 10 est une préforme d’une pièce statique, telle qu’une pièce de stator de turbomachine, toutes les portions de la zone de la préforme peuvent contenir des fibres de premier type f1.1 (fibres remplaçables). De manière générale, les fibres de renfort du premier type f1.1 sont inférieures en quantité à 50% de la totalité des fibres de renfort de la première série de fibres de renfort (f1.1 et f1.2). En effet, comme ce sont les fibres longues f1 qui assurent la continuité géométrique entre les deux zones adjacentes 10a, 10b et la raideur de la préforme, il est important d’en conserver une partie significative (au moins 50%) dans la préforme après réalisation de la première structure composite. Plus particulièrement, les fibres de renfort du premier type f1.1 sont inférieures en quantité à 25% (une fibre sur quatre) de la totalité des fibres de renfort de la première série de fibres de renfort (f1.1 et f1.2). Ceci permet d’améliorer la tenue mécanique globale des deux zones entres elles suivant la dimension longitudinale. Dans un exemple de réalisation non représenté, les fibres de renfort de la première zone 10a ne comportent que des fibres du deuxième type f1.2 qui ne seront donc pas dégradées lors de la fabrication de la structure composite, comme les fibres f1.1 l’auraient été. Par ailleurs, la deuxième série de fibres de renfort transversales f2 peut être formée d’une première partie de ces fibres de renfort notées f2.1 (premier type de fibres) et d’une deuxième partie f2.2 (deuxième type de fibres). Les fibres f2.1 de la première partie 10a sont sélectionnées pour avoir un point de fusion inférieur au point de fusion de la première matrice composite qui sera utilisée ultérieurement pour la réalisation de la structure composite de la première partie 10a (pied) de la préforme (première structure composite). Les fibres f2.2, quant à elles, ont un point de fusion supérieur au point de fusion de la première matrice composite. Ainsi, lors de l’introduction de la première matrice composite dans la première zone 10a, la matière liquide de la résine imprégnera la zone et se répartira entre les différentes fibres. Au contact de cette matière, les fibres du premier type f2.1 vont fondre, ce qui permettra à cette matière de remplir les espaces occupés par ces fibres et donc d’obtenir une meilleure imprégnation des fibres restantes (deuxième type f2.2) par la matière. En se solidifiant, la structure composite ainsi obtenue offrira une meilleure tenue mécanique, notamment en traction, dans la mesure où la matrice est plus intimement mélangée avec les fibres et les entoure de manière plus homogène qu’auparavant. La répartition des différentes fibres f2.1 et f2.2 dans la première zone 10a est variable et peut prendre différentes formes. Par exemple, les fibres f2.1 et f2.2 peuvent être disposées en alternance ou différemment selon les besoins et dans des proportions relatives qui diffèrent également selon les besoins. On notera qu’ici, contrairement aux fibres f1, il n’y a pas de quantité minimale de fibres de deuxième type f2.2, ni de quantité maximale de fibres de premier type f2.1 à respecter. Ainsi, dans un cas extrême, toutes les fibres f2 de la première zone 10a peuvent être du premier type f2.1 et donc être remplacées par la matrice liquide lors de la fabrication de la première structure composite. Ce cas extrême peut survenir dans le cas où l’on a un besoin spécifique de caractéristique mécanique en sens chaine. Inversement, dans un cas extrême opposé, toutes les fibres f2 de la première zone 10a sont du deuxième type f2.2 et sont donc conservées lors de la fabrication de la première structure composite. Ce cas extrême peut survenir dans le cas où l’on a un besoin spécifique de caractéristique mécanique en sens trame. De manière plus générale, les fibres f2.1 de la première partie 10a peuvent représenter en quantité entre 0% et 100% de la totalité des fibres de renfort de la deuxième série de fibres de renfort (f2.1 et f2.2), de préférence entre 50% (une fibre sur deux) et 100%. Ainsi, suivant les différents ratios possibles qui sont appliqués lors de l’étape de tissage de la structure formant la préforme, le taux volumique de fibres (TVF) qui est obtenu dans la préforme transformée (après réalisation des structures composites) peut varier entre une valeur sensiblement égale au TVF initial (dans le cas où très peu de fibres remplaçables sont tissées) et 50% de TVF initial (dans le cas où 50% de fibres remplaçables sont insérées en sens chaine et 100% de fibres remplaçables sont insérées en sens trame. Cela donne à la pièce une gamme très étendue de TVF et donc d’imprégnation possible pour répondre aux sollicitations exigées. A titre d’exemple, les fibres de renfort de premier type de la première série et de la deuxième série de fibres de renfort (f1.1, f2.1) sont choisies parmi les fibres de lin, les fibres de chanvre, les fibres de bambou. Les fibres naturelles se dégradent généralement aux alentours de 350-400°C maximum mais la température peut être plus basse suivant les fibres utilisées. On notera que par souci de simplification de l’étape de tissage, les mêmes fibres seront utilisées pour les deux séries de fibres. Toutefois, selon les besoins, des fibres différentes peuvent être sélectionnées pour les deux séries de fibres, par exemple pour optimiser le tissage. Généralement, les fibres de chaines sont constamment tendues tandis que les fibres de trames viennent d’une bobine unique qui est régulièrement coupée pour former les trames. Ainsi, il serait donc possible d’avoir des fibres naturelles avec un haut module en sens chaine pour éviter l’endommagement des fibres pendant le tissage et, à l’inverse, avoir des fibres facilement découpables en sens trame. A titre d’exemple, les fibres de renfort de deuxième type de la première série et de la deuxième série de fibres de renfort (f1.2, f2.2) peuvent être des fibres de carbone, de carbure de silicium, de verre, de bore ou d’alumine, voire un mélange de certaines de ces fibres (ex : fibres de verre et fibres de carbone). On notera que les fibres de renfort de la deuxième zone 10b comportent les mêmes fibres de renfort longues f1 que la première zone 10a, à savoir le mélange de fibres f1.1 et f1.2 de cette zone (ou seulement des fibres f1.2 selon les cas) et comportent généralement seulement des fibres de renfort transversal de deuxième type f2.2. En effet, il n’est pas nécessaire d’améliorer dans cette zone l’imprégnation des fibres par la matrice liquide (meilleure cohésion mécanique de la structure composite obtenue). Typiquement, la zone 10a peut être réalisée en utilisant une matrice métallique avec un point de fusion supérieur à 650°C (par exemple en aluminium), tandis que la zone 10b peut être réalisée en utilisant une matrice organique (point de fusion d’environ 180°C). On notera qu’à cette température il n’est pas possible de faire disparaitre les fibres naturelles. Toutefois, dans le cas de deux matrices métalliques (par exemple en titane pour la zone 10a et en aluminium pour la zone 10b), il est envisageable de faire disparaitre des fibres naturelles dans la zone 10b et donc d’avoir, dans cette zone, des fibres remplaçables au sens de l’invention. Les étapes 1C-1I qui suivent illustrent de manière très schématique, successivement, la réalisation de la première structure composite, sur la 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). Avant l’exécution de ces étapes, la structure tissée subit par exemple une étape de découpage adaptée connue en soi. La FIG. 1 illustre le positionnement vertical de la préforme 10 (telle que décrite en référence aux figures 1A et 1B) dans un moule 12 avec la première zone 10a de la préforme disposée dans la partie inférieure du moule, c'est-à-dire à proximité du fond de celui-ci. La FIG. 1 illustre une étape d'introduction d'un métal liquide (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 située au fond du moule et puisse imprégner l'ensemble des fibres de renfort f1, f2 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 14) ou injecté à basse pression (par exemple 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 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. Lors de cette étape ( FIG. 1 ), comme cela a déjà été décrit plus haut, le métal fondu qui est introduit dans le moule renfermant la première zone 10a se répartit entre les fibres f1, f2 de la première zone et fait fondre les fibres de premier type f1.1 et f2.1 en occupant, par la même occasion, l’espace laissé libre par ces fibres. Le métal fondu se répartit également autour des autres fibres f1.2 et f2.2 qu’il enveloppe. En raison de la disparition des fibres de premier type f1.1 et f2.1 le métal fondu peut davantage s’insérer entre les fibres restantes qui sont susceptibles de se déplacer légèrement sous l’action du flux de métal. Au final, une plus grande quantité de métal peut imprégner la structure tissée de la première zone, ce qui améliorera sa cohésion et sa tenue d’ensemble après solidification. Au cours de cette étape ( FIG. 1 ), 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. La FIG. 1 illustre de manière schématique et regroupée les étapes de refroidissement, puis de durcissement de 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 pour cette zone. La première zone ainsi traitée est représentée par la référence 10a'. La deuxième zone 10b qui se situe en partie supérieure du moule 12 n'est toujours pas traitée et ne comporte, pour le moment, que les fibres de renfort de la préforme illustrées sur les figures 1A et 1B. Les fibres de renfort longitudinales f1 (f1.1, f1.2) de la préforme qui s'étendent suivant leur longueur à cheval sur les deux zones 10a, 10b de la préforme présentent ainsi, d'une part, une première portion de leur longueur située dans la première zone 10a' qui fait désormais partie de la première structure en matériau composite (en ce qui concerne les fibres de deuxième type f1.2 de la zone car les fibres de premier type f1.1 ont disparu au cours de l’étape de la FIG. 1 ) 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 (en ce qui concerne les fibres de deuxième type f1.2 ; les fibres de type f1.1 de la deuxième zone sont par exemple toujours présentes dans celle-ci). 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. Ainsi, les fibres f1.1 de la préforme peuvent, dans un exemple de réalisation non représenté, ne s’étendre que dans la première zone. La FIG. 1 illustre de manière schématique et regroupée les étapes de démoulage, puis d'ébavurage ou d'usinage, par exemple sur un support 16 de la première structure composite 10a'. La FIG. 1 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 18, en laissant à l'extérieur de ce moule la première structure composite 10a'. Un système de joint périphérique 20 peut être prévu à la jonction entre les deux zones 10a' et 10b afin de refermer de manière hermétique le moule 18 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 18 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 22 d'injection sous pression d'une deuxième matrice, ici une résine époxy, est mis en œuvre afin d'injecter sous pression dans le moule 18 une quantité contrôlée (volume) de résine par l'intermédiaire d'un orifice 18a 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 sur la première zone 10a. 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 18 permet d'imprégner ou d'enrober l'ensemble des fibres de renfort non encore traitées de la deuxième zone 10b avec cette deuxième matrice composite. Une fois la résine totalement injectée dans le moule, il est prévu de laisser refroidir, puis de durcir l'ensemble formé par les fibres de renfort et la résine introduite dans la deuxième zone 10b (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 FIG. 1 . 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 FIG. 1 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. La FIG. 2 illustre un exemple de réalisation d’une turbomachine (turboréacteur) 30 (ici représentée carénée bien qu’elle puisse être non carénée) comportant une soufflante 32 qui intègre des aubes de soufflante 34 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. La FIG. 3 illustre un exemple d’aube de soufflante 34 utilisée dans la soufflante 32 de la FIG. 2 . 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 l’autre partie des fibres de renfort. Au moins en ce qui concerne les première et deuxième zones de la préforme, tout ce qui a été décrit ci-dessus dans le cadre du premier mode de réalisation s’applique ici pour permettre d’obtenir une meilleure imprégnation des fibres de renfort de la première zone par la résine et donc une meilleure tenue mécanique de la structure composite ainsi obtenue. Dans cet exemple, les fibres de renfort de la préforme sont en carbure de silicium (SiC). La première zone du pied peut être traitée pour réaliser une structure composite à matrice métallique, par exemple en utilisant une matrice en aluminium. La deuxième zone du bord d’attaque peut être traitée pour réaliser une structure composite à matrice métallique, par exemple en utilisant une matrice enTi-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 deuxième zone du bord d’attaque en titane sera traitée en premier (température de 1660°C), puis la première zone du pied en aluminium (température de 660°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 pour le premier mode 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 les nombres envisagés 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 à partir d’une préforme (10) composée d’une structure tissée de fibres de renfort (f1, f2), la structure tissée comprenant une première série de fibres de renfort (f1) qui s’étendent suivant une première direction longitudinale et une deuxième série de fibres de renfort (f2) qui s’étendent suivant une deuxième direction, la préforme comportant au moins deux zones adjacentes (10a, 10b) qui sont telles que les fibres de renfort de la première série de fibres de renfort (f1) ont une longueur qui s’étend dans lesdites au moins deux zones adjacentes de manière à assurer une continuité des fibres de renfort d’une zone à l’autre suivant la première direction longitudinale, caractérisé en ce que la structure tissée de fibres de renfort (f1, f2) comprend, en vue de réaliser ultérieurement dans une première desdites au moins deux zones adjacentes de la préforme, une première structure composite à partir des fibres de renfort de la première zone et de l’introduction, dans cette première zone, d’une première matrice composite : -dans la première série de fibres de renfort (f1), une partie des fibres de renfort (f1.1) qui ont un point de fusion inférieur au point de fusion de la première matrice composite utilisée ultérieurement pour la réalisation de la première structure composite et/ou -dans la deuxième série de fibres de renfort (f2), au moins une partie des fibres de renfort (f2.1) qui ont un point de fusion inférieur au point de fusion de la première matrice composite utilisée ultérieurement pour la réalisation de la première structure composite. Procédé de fabrication selon la revendication 1, caractérisé en ce que la partie des fibres de renfort de la première série de fibres de renfort (f1) est inférieure à 50% de la totalité des fibres de renfort de la première série de fibres de renfort (f1). Procédé de fabrication selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que les fibres de renfort la première série de fibres de renfort (f1) qui ont un point de fusion inférieur au point de fusion de la première matrice composite utilisée ultérieurement pour la réalisation de la première structure composite sont choisies parmi des fibres de lin, des fibres de chanvre, des fibres de bambou. Procédé de fabrication selon l’une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les fibres de renfort la deuxième série de fibres de renfort (f2) qui ont un point de fusion inférieur au point de fusion de la première matrice composite utilisée ultérieurement pour la réalisation de la première structure composite sont choisies parmi des fibres de lin, des fibres de chanvre, des fibres de bambou. Procédé de fabrication selon l’une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que le procédé comprend la réalisation de structures composites distinctes successives pour chacune desdites au moins deux zones adjacentes de la préforme, en réalisant d’abord la première structure composite (10a’) de la première (10a) zone, puis une deuxième structure composite (10b’) d’une deuxième zone (10b) adjacente à cette première zone, et ainsi de suite pour chaque zone additionnelle adjacente éventuelle, chaque structure composite distincte étant réalisée, d’une part, en introduisant une matrice composite dans une zone de la préforme, telle que la première matrice composite dans la première zone de la préforme et, d’autre part, en appliquant à cette zone des conditions opératoires, notamment de température, propres à la réalisation de la structure composite à partir des fibres de renfort de la zone et de la matrice composite introduite, les différentes zones desdites au moins deux zones adjacentes de la préforme étant traitées dans un ordre qui correspond à l’ordre décroissant des températures utilisées dans les conditions opératoires appliquées à la réalisation des structures composites distinctes. Procédé de fabrication selon l’une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que la préforme (10) comporte deux zones distinctes adjacentes (10a, 10b), 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. Pièce en matériau composite, caractérisée en ce qu’elle comprend plusieurs structures composites distinctes réalisées par le procédé selon l’une des revendications précédentes. Pièce en matériau composite selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la pièce est une aube de rotor de turbomachine. Pièce en matériau composite selon la revendication 7, caractérisée en ce que la pièce est une hélice de turbopropulseur. Rotor de turbomachine, caractérisé en ce qu’il comprend une pluralité de pièces en matériau composite selon la revendication 7 ou 8. Turbomachine comprenant un rotor de turbomachine selon la revendication précédente.