FR 3155456 A1 20250523 FR 2312819 A 20231121 L’invention concerne un procédé de fabrication d’une pièce de turbomachine, comprenant une paroi et une structure alvéolaire en matériau composite sur au moins une portion d’une face de la paroi, la structure alvéolaire comportant au moins un premier réseau d’alvéoles et au moins une première peau recouvrant ce premier réseau d’alvéoles, le procédé comprenant les étapes suivantes de : (a) fourniture de la paroi, et (b) réalisation de la structure alvéolaire sur la face, dans lequel l’étape (b) de réalisation de la structure alvéolaire comprend les sous étapes suivantes de : (b 1 ) dépose de premiers plis en matériau composite par drapage pour former la première peau, et (b 2 ) formation du premier réseau d’alvéoles par fabrication additive, la sous-étape (b 1 ) étant réalisée avant ou après la sous-étape (b 2 ). Figure pour l'abrégé : Figure 10 PROCEDE DE FABRICATION D’UNE PIECE DE TURBOMACHINE COMPRENANT UNE STRUCTURE ALVEOLAIRE L’invention concerne le domaine de la fabrication de pièce de turbomachine, en particulier d’aéronef. Plus particulièrement, la présente invention concerne un procédé de fabrication d’une pièce de turbomachine comportant une paroi et une structure alvéolaire en matériau composite sur au moins une portion d’une face de cette paroi. Arrière-plan technique Une turbomachine, en particulier d’aéronef, comprend des pièces comportant une paroi et une structure alvéolaire en matériau composite sur au moins une portion d’une face de cette paroi. La structure alvéolaire comporte un ou plusieurs réseaux d’alvéoles et une ou plusieurs peaux recouvrant le ou les réseaux d’alvéoles. La structure alvéolaire permet notamment de conférer des propriétés mécaniques, vibratoires et acoustiques. Certaines pièces de turbomachine peuvent comporter des raidisseurs. Un des inconvénients de la réalisation des raidisseurs est qu’ils peuvent être délicats et long à assembler sur la pièce de turbomachine (telle qu’un panneau acoustique ou un panneau auto-raidi). Une solution est de réaliser ces raidisseurs sous forme de structure alvéolaire afin d’alléger la pièce. De telles pièces peuvent être creuses ou avoir une portion creuse contenant la structure alvéolaire. A titre d’exemple, les pièces de turbomachine comprenant (ou susceptible de comprendre) la structure alvéolaire peuvent être un conduit de décharge d’un flux de gaz, un carter annulaire, un panneau acoustique, etc. De telles pièces peuvent être réalisées en matériau métallique ou composite. Il est connu de réaliser de telles pièces de turbomachine en matériau composite par la technique de moulage par transfert de résine dit RTM (acronyme anglais pour « Resin Transfert Moulding »). De manière générale, les pièces de turbomachine creuses sont préférentiellement réalisées par RTM. Cette technique nécessite l’utilisation de moule d’injection de résine, de bâches pour envelopper notamment la préforme fibreuse destinée à former la pièce de turbomachine, un autoclave pour réaliser notamment la polymérisation de résine, et des noyaux pour réaliser notamment une portion creuse de la pièce de turbomachine et/ou le réseau d’alvéoles. Cette technique peut être fastidieuse et complexe à réaliser puisqu’elle nécessite l’utilisation de plusieurs outillages. Concernant la réalisation de la structure alvéolaire de la pièce de turbomachine, elle est généralement formée en fabricant le réseau d’alvéoles et le ou les peaux séparément, puis en les assemblant par des adhésifs et enfin en consolidant l’ensemble (par exemple par soudage, collage et l’utilisation d’autres outillages de montage et de consolidation). Lorsque la structure alvéolaire est réalisée sur la face d’une paroi courbée, le réseau d’alvéoles est généralement courbé puis assemblé sur cette paroi courbée. Un des inconvénients de cette méthode de fabrication de la structure alvéolaire est qu’elle n’est pas adaptée pour des pièces de turbomachine par exemple de petites dimensions (telles qu’à faible rayon de courbure), de forme cylindrique ou ayant de manière générale une surface dit non développable (telles que des formes sphérique, elliptique, creuse, etc.). On entend par « surface non développable », une surface présentant une courbure complexe notamment une courbure dans au moins deux directions différentes. Une telle surface non développable est par exemple présente dans des pièces de turbomachine de type conduit, une enveloppe ou un panneau externe appelée structure interne fixe (IFS), nacelle conique, etc. La FIG. 1 illustre un exemple de pièce 1 de forme cylindrique comportant un premier réseau d’alvéole R1 s’étendant autour d’une paroi cylindrique 12 de cette pièce 1, et un second réseau d’alvéoles R2 s’étendant sur une paroi circulaire 14 reliée à la paroi cylindrique 12. Des flèches en pointillées représentent des défauts de raccordement D r au niveau entre les premier R1 et second R2 réseaux d’alvéoles au niveau d’un pourtour cylindrique 16 de la pièce 1. La FIG. 2 illustre un exemple de courbure maximal C max réalisable sur un réseau d’alvéoles R. La FIG. 3 illustre un exemple de déformation D f sur un réseau d’alvéoles R courbé. En particulier, des parois Rp des cellules alvéolaires Rc formant le réseau d’alvéoles R, sont écrasées entre elles. Dans ce contexte, il est intéressant de proposer une solution permettant de pallier au moins un des inconvénients précités, notamment en optimisant et en simplifiant la réalisation d’une structure alvéolaire sur au moins une partie d’une pièce de turbomachine. La présente invention propose une solution simple, efficace et économique aux inconvénients précités de l’art antérieur. À cet effet, l’invention concerne un procédé de fabrication d’une pièce de turbomachine, en particulier d’aéronef, la pièce de turbomachine comprenant une paroi et une structure alvéolaire en matériau composite sur au moins une portion d’une face de la paroi, la structure alvéolaire comportant au moins un premier réseau d’alvéoles et au moins une première peau recouvrant ce premier réseau d’alvéoles, le procédé comprenant les étapes suivantes de : (a) fourniture de la paroi, et (b) réalisation de la structure alvéolaire sur l’au moins une partie de la face de la paroi. Selon l’invention, l’étape (b) de réalisation de la structure alvéolaire comprend les sous étapes suivantes de : (b 1 ) dépose de premiers plis en matériau composite par drapage pour former ladite au moins une première peau, et (b 2 ) formation dudit au moins un premier réseau d’alvéoles par fabrication additive, la sous-étape (b 1 ) étant réalisée avant ou après la sous-étape (b 2 ). Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. De manière générale, le procédé selon l’invention permet d’optimiser la réalisation d’une structure alvéolaire sur au moins une portion d’une face d’une paroi de la pièce de turbomachine, en combinant les techniques de dépose de plis en matériau composite par drapage et de fabrication additive. En particulier, le drapage de plis en matériau composite et la fabrication additive permettent de former de façon simple et efficace, respectivement, la ou les peaux et le ou les réseaux d’alvéoles composant la structure alvéolaire, notamment sans contrainte de dimensions de la pièce de turbomachine. En effet, la fabrication additive permet d’imprimer le ou les réseaux d’alvéoles directement sur toutes dimensions possibles de la peau et/ou de la face de la paroi de la pièce de turbomachine. Ces dimensions peuvent être un faible rayon de courbure, une forme cylindrique et/ou une surface non-développable. La combinaison des techniques de drapage et de fabrication additive permet également de fonctionnaliser la structure alvéolaire, notamment en conférant des propriétés mécaniques de type raideur en plus des propriétés vibratoires et acoustiques de façon à renforcer la rigidité et la tenue en flexion de la pièce. En effet, l’invention permet de réaliser à la fois une structure alvéolaire simple (composée par exemple d’une seule peau et d’un réseau d’alvéoles) ou de type sandwich (composée par exemple d’une double peau avec un ou plusieurs réseaux d’alvéoles) sur des pièces de turbomachine de forme simple ou complexe (c’est-à-dire une paroi comportant par exemple une courbure non conventionnelle avec un faible rayon de courbure, double courbure, etc.). De cette façon, la structure alvéolaire réalisée par le procédé de l’invention permet d’augmenter la raideur locale (notamment au niveau de la paroi) de la pièce de turbomachine. Les propriétés vibratoires de la structure alvéolaire obtenue par le procédé de l’invention permettent de renforcer l’absorption des différentes fréquences de résonance de la turbomachine en fonctionnement pour éviter que la pièce de turbomachine rentre en résonnance. Les propriétés acoustiques de la structure alvéolaire obtenue par le procédé de l’invention permettent d’atténuer les nuisances sonores (notamment lorsque la structure alvéolaire comporte au moins deux peaux) puisque le réseau d’alvéoles peut s’adapter aux dimensions spécifiques de la pièce. L’invention présente par conséquent l’avantage de reposer sur une conception simple à réaliser, offrant une très grande fiabilité, et peu pénalisante en termes de coûts, de masse et d’encombrement. De plus, l’invention permet de réduire l’impact environnemental en améliorant et simplifiant la fabrication de la pièce de turbomachine. On entend par « plis en matériau composite », une ou plusieurs couches (ou dit autrement tissus) fibreuses qui peuvent être réalisées chacune par exemple par tissage en deux ou trois dimensions. Le matériau composite peut comprendre une préforme fibreuse noyée dans une résine. Le matériau composite peut être à matrice céramique CMC ou à matrice organique CMO. On entend par « drapage », le dépôt successif par superposition et empilement de plusieurs plis en matériau composite pour former dans la présente demande la ou les peaux de la structure alvéolaire. On entend par « fabrication additive », la réalisation par ajout de matière d’un élément ou une portion d’élément (tel qu’un filament, des granulés, une résine, etc.) à partir d’un objet numérique qui dans la présente demande peut être le réseau d’alvéoles. Le procédé de fabrication selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - la structure alvéolaire comporte au moins une seconde peau, ledit au moins un premier réseau d’alvéoles s’étendant entre ladite au moins une première peau et ladite au moins une seconde peau, dans lequel le procédé comprend une sous-étape (b 3 ) de dépose de seconds plis en matériau composite par drapage pour former ladite au moins une seconde peau, cette sous-étape (b 3 ) étant réalisée avant la sous-étape (b 2 ) et la sous-étape (b 1 ) étant réalisée après la sous-étape (b 2 ) ; - la structure alvéolaire comporte au moins un second réseau d’alvéoles, ladite au moins une première peau recouvrant ledit premier réseau d’alvéoles et ladite au moins une seconde peau étant perforée et intercalée entre lesdits premier et second réseaux d’alvéoles, dans lequel le procédé comprend une sous-étape (b 4 ) de formation dudit au moins un second réseau d’alvéoles par fabrication additive, cette sous-étape (b 4 ) étant réalisée avant la sous-étape (b 3 ) ; - la pièce de turbomachine comprend au moins une portion plane, une portion annulaire, une portion courbée et/ou une portion trouée, dans laquelle au moins une des portions plane, annulaire, courbée et trouée comporte l’au moins une portion de la face sur laquelle est réalisée la structure alvéolaire ; - le drapage des sous-étapes (b 1 ) et (b 3 ) sont réalisés manuellement ou de manière automatique, et la fabrication additive des sous-étapes (b 2 ) et (b 4 ) sont réalisées par fusion laser sur lit de poudre (LBM) ou par extrusion (EAM) ; - au moins un desdits premier et second réseaux d’alvéoles présente une épaisseur comprise entre 0,2 et 55 mm ; - au moins une desdites première et seconde peaux présente une épaisseur comprise entre 0,4 et 7 mm ; - ledit premier réseau d’alvéoles et/ou ledit second réseau d’alvéoles comprend des cellules polygonales, par exemple de forme triangulaire, quadrangulaire, pentagonal ou hexagonal et/ou arrondie, formées par fabrication additive ; - la pièce de turbomachine est choisie parmi un conduit de décharge d’un flux de gaz, un carter annulaire et un panneau acoustique ; - la pièce de turbomachine est réalisée en matériau métallique ou composite ; -- les premiers plis en matériau composite et/ou les second plis en matériau composite présentent chacun une largeur de plis maximale d’environ 20 mm ou jusqu’à environ 40 mm ; ceci permet un drapage de type AFP ; -- les premiers plis en matériau composite et/ou les second plis en matériau composite présentent chacun une largeur de plis comprise entre 0,7 et 6,5 mm ; ceci permet un drapage de type micro-AFP. L’invention peut concerner également une pièce de turbomachine comprenant une paroi et une structure alvéolaire en matériau composite sur au moins une portion d’une face de la paroi, la structure alvéolaire comportant au moins un premier réseau d’alvéoles et au moins une première peau recouvrant ce premier réseau d’alvéoles. Cette pièce de turbomachine peut être obtenue par le procédé de fabrication selon l’une des particularités de l’invention. La pièce de turbomachine peut être choisie de façon non limitative parmi un conduit de décharge d’un flux de gaz, un carter annulaire, un panneau auto-raidi et un panneau acoustique. La pièce de turbomachine peut être réalisée en matériau métallique ou composite. Brève description des figures La présente invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description d’un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels : la FIG. 1 est une vue en perspective représentant schématiquement une pièce de forme cylindrique comportant une structure alvéolaire avec des réseaux d’alvéoles selon l’art antérieur ; la FIG. 2 est une vue en perspective et partielle représentant un réseau d’alvéoles courbé d’une autre structure alvéolaire selon l’art antérieur ; la FIG. 3 est une vue en coupe axiale et partielle représentant un réseau d’alvéoles déformé d’une autre structure alvéolaire selon l’art antérieur ; la FIG. 4 est une vue en perspective d’un conduit de décharge d’un flux de gaz comportant une structure alvéolaire selon l’invention ; la FIG. 4 est une vue en perspective et agrandie de la structure alvéolaire de la FIG. 4 ; la FIG. 5 est une vue schématique en perspective représentant un carter annulaire comportant une structure alvéolaire selon l’invention ; la FIG. 6 est une vue schématique d’une pièce de turbomachine avec une potion plane comportant une structure alvéolaire selon l’invention ; la FIG. 7 est une schématique en coupe et partielle d’un premier exemple de la structure alvéolaire selon l’invention ; la FIG. 8 est une schématique en coupe et partielle d’un second exemple de la structure alvéolaire selon l’invention ; la FIG. 9 est une schématique en coupe et partielle d’un troisième exemple de la structure alvéolaire selon l’invention ; la FIG. 10 est un schéma en d’un premier exemple de procédé de fabrication d’une pièce de turbomachine comportant la structure alvéolaire de la FIG. 7 ; la FIG. 11 est un schéma en bloc d’un second exemple de procédé de fabrication d’une pièce de turbomachine comportant la structure alvéolaire de la FIG. 8 ; la FIG. 12 est un schéma en bloc d’un troisième exemple de procédé de fabrication d’une pièce de turbomachine comportant la structure alvéolaire de la FIG. 10 ; la FIG. 13 est une vue en coupe axiale et agrandie sur un réseau d’alvéoles sans déformation de la structure alvéolaire selon l’invention ; Les éléments ayant les mêmes fonctions dans les différentes mises en œuvre ont les mêmes références dans les figures. Description détaillée de l’invention Les figures 1, 2 et 3 ont été décrites dans l’arrière-plan technique de la présente demande et illustrent des exemples d’une pièce de turbomachine comportant une structure alvéolaire de l’art antérieur. L’invention s’applique d’une manière générale et non limitativement à différents types de pièce de turbomachine , en particulier d’aéronef. La turbomachine peut être un turbopropulseur ou un turboréacteur. La turbomachine peut comprendre classiquement, d’amont en aval (par rapport au sens de circulation des gaz dans la turbomachine), une soufflante, un ou plusieurs compresseurs, une chambre annulaire de combustion, une ou plusieurs turbines et éventuellement une tuyère d’échappement. L’invention trouve une application avantageuse mais non exclusive dans des pièces 2 pouvant être un conduit de décharge d’un flux de gaz (figures 4a et 4b), un carter annulaire ( FIG. 5 ), un panneau acoustique ou un panneau auto-raidi ( FIG. 6 ). La pièce 2 de l’invention peut ainsi être toute pièce de la turbomachine ayant une paroi de forme complexe ou simple de réalisation. La pièce 2 peut être réalisée en matériau métallique (tel que l’aluminium, l’acier ou le titane) ou en matériau composite. La pièce 2 comprend une paroi 3 et une structure alvéolaire 4 en matériau composite sur au moins une partie d’une face 30 de la paroi 3. La pièce 2 peut comprendre au moins une portion plane 2a, une portion annulaire 2b, une portion courbée 2c et/ou une portion trouée 2d. Les portions plane 2a, annulaire 2b, courbée 2c et/ou trouée 2b peuvent être formées sur la paroi 3. Au moins une des portions plane 2a, portion annulaire 2b, portion courbée 2c et portion trouée 2d peut comporter la face 30 avec la structure alvéolaire 4. La portion courbée 2c peut comprendre une simple courbure ou plusieurs courbures. Chaque courbure peut être du type monoclastique (c’est-à-dire la surface de la portion courbée présente une courbure suivant un seul plan), synclastique (c’est-à-dire que la surface de la portion courbée présente des courbures suivant des plans et du même côté) ou anticlastique (c’est-à-dire que la surface de la portion courbée présente des courbures suivant plusieurs plans et sur différents côtés). Les figures 4a à 6 illustrent différentes configurations de la pièce 2 pouvant comprendre la structure alvéolaire 4 réalisée notamment selon un procédé de fabrication de l’invention. Les FIG. 4 et 4b illustrent de façon non limitative le conduit de décharge ou tout autre pièce 2 de la turbomachine ayant la portion courbée 2c. Cette portion courbée 2c peut comporter la face 30 sur laquelle est formée la structure alvéolaire 4. La FIG. 5 illustre de façon non limitative le carter annulaire ou tout autre pièce 2 de la turbomachine ayant la portion annulaire 2b. Cette portion annulaire 2a peut comporter la face 30 sur laquelle est formée la structure alvéolaire 4. La FIG. 6 illustre de façon non limitative le panneau acoustique, le panneau auto-raidi ou tout autre pièce 2 de turbomachine ayant la portion plane 2a. Cette portion plane 2a peut comporter la face 30 sur laquelle est formée la structure alvéolaire 4. La FIG. 6 illustre de façon non limitative également la paroi 3 avec la portion trouée 2d avec un orifice O. Cette portion trouée 2d peut comporter la face 30 sur laquelle est formée la structure alvéolaire 4. Plus particulièrement, la structure alvéolaire 4 peut s’étendre autour de l’orifice O. Les figures 7 à 9 illustrent de façon non limitative les différentes configurations possibles de la structure alvéolaire 4 de l’invention pouvant être formée sur la paroi 3 de la pièce 2 décrite ci-dessus (notamment en référence aux figures 4a à 6). La structure alvéolaire 4 comporte au moins un premier réseau d’alvéoles 42 et au moins une première peau 44 recouvrant ce premier réseau d’alvéoles 42. En référence à la FIG. 7 , la structure alvéolaire 4 peut former une structure dite simple. Cette structure alvéolaire 4 simple selon un premier exemple peut être composée de la simple première peau 44 recouvrant le premier réseau d’alvéoles 42. Sur l’exemple de la FIG. 7 , le premier réseau 42 peut être situé sur la face 30. En référence à la FIG. 8 , la structure alvéolaire 4 peut former une structure dite à sandwich. Cette structure à sandwich selon un second exemple peut comprendre en outre au moins une seconde peau 48, dans laquelle le premier réseau d’alvéoles 42 peut s’étendre entre les première 44 et seconde 48 peaux. Sur l’exemple de la FIG. 8 , la seconde peau 48 peut être située sur la face 30. Cette seconde peau 48 peut ainsi former une peau supérieure de la paroi 3. En référence à la FIG. 9 , la structure alvéolaire 4 peut former une structure dite 2DOF (acronyme anglais de « two degree of freedom » pour désigner deux degrés de liberté et une atténuation acoustique suivant deux fréquences, telle que les basse et haute fréquences). Cette structure 2DOF selon un troisième exemple peut comprendre en outre au moins un second réseau d’alvéoles 46, dans laquelle la première peau 44 recouvre le premier réseau d’alvéoles 42 et la seconde peau 48 est perforée et intercalée entre les premier 42 et second 46 réseaux d’alvéoles. Sur l’exemple de la FIG. 9 , le second réseau d’alvéoles 46 peut être située sur la face 30. La seconde peau 48 peut comporter des perforations 480. La structure alvéolaire 4 selon le troisième exemple permet de renforcer les propriétés acoustiques de la pièce 2, notamment en atténuant deux fréquences de résonance différentes (telle qu’une plage de fréquences haute et basse) par la superposition des premier 42 et second 46 réseaux d’alvéoles. Le premier réseau d’alvéoles 42 et/ou le second réseau d’alvéoles 46 peut comprendre des cellules alvéolaires qui peuvent être de façon non limitative de forme polygonale. Ces cellules polygonales peuvent être de forme triangulaire, quadrangulaire, pentagonal ou hexagonal et/ou de forme arrondie. Avantageusement, les cellules alvéolaires du premier réseau d’alvéoles 42 et/ou du second réseau d’alvéoles 46 peuvent présenter chacune des parois latérales qui présentent une forme arrondie (ou dit autrement courbée) par exemple sur au moins une de leurs extrémités de paroi latérale. Avantageusement, la structure alvéolaire 4 peut comprendre au moins un tronçon annulaire 40a, 40b qui peut être disposé en amont et/ou en aval des peaux 44, 48 et des réseaux d’alvéole 42, 46. La FIG. 5 illustre de façon non limitante deux tronçons 40a, 40b pouvant être présenter un chanfrein et pouvant être monolithique (ou dit autrement plein). En variante, ce ou ces tronçons annulaires 40a, 40b peuvent être traités acoustiquement en comportant par exemple un troisième réseau d’alvéoles ayant des dimensions plus petites que celles des premier et/ou second réseaux d’alvéoles. Le premier réseau d’alvéoles 42 peut présenter une première épaisseur E 42 comprise entre 0,2 et 55 mm. De préférence, la première épaisseur E 42 peut être comprise entre 5 et 35 mm. Le second réseau d’alvéoles 46 peut présenter une seconde épaisseur E 46 comprise entre 0,2 et 55 mm. De préférence, la seconde épaisseur E 46 peut être comprise entre 5 et 35 mm. La seconde épaisseur E 46 peut être identique ou différente de la première épaisseur E 42 . La première peau 44 peut présenter une troisième épaisseur E 44 comprise entre 0,4 et 7 mm. De préférence, la troisième épaisseur E 44 peut être comprise entre 0,4 et 2,5 mm. La seconde peau 48 peut présenter une quatrième épaisseur E 48 comprise entre 0,4 et 7 mm. De préférence, la quatrième épaisseur E 48 peut être comprise entre 0,4 et 2,5 mm. La quatrième épaisseur E 48 peut être identique ou différente de la troisième épaisseur E 44 . La structure alvéolaire 4 est en matériau composite. Le matériau composite peut comprendre une préforme fibreuse noyée dans une résine. Le matériau composite peut être à matrice céramique CMC ou à organique CMO. La préforme fibreuse peut comprendre des fibres de carbone, des fibres de verre, des fibres de céramique (telles que du carbure de silicium, de verre, ou encore d’aramide), des fibres de polyamide, des fibres métalliques, des fibres en oxyde, ou un mélange d’au moins deux de ces fibres. Les fibres du matériau composite de la structure alvéolaire 4 (notamment des premier 46 et/ou second 46 réseaux d’alvéoles) peuvent être des fibres courtes ou des fibres longues. En particulier, la première peau 44 peut être formée de premiers plis en matériau composite. La seconde peau 48 peut être formée de seconds plis en matériau composite. Les premiers et seconds plis en matériau composite peuvent comprendre chacun des fibres de verre, des fibres de carbone, des fibres d’aramide, des fibres céramique (telles que du carbure de silicium, de verre, ou encore d’aramide), ou des fibres en oxyde. La résine (pouvant former la matrice CMC ou CMO) du matériau composite peut une résine thermoplastique ou thermodurcissable, par exemple à base d’époxy, polyépoxyde, polyimide, polybismaléimide, polyuréthane, polyester, polyétherimide (PEI), famille des Polyaryléthercétones (PAEK, telle que le polyétheréthercétone PEEK, polyéthercétone PEK, polyéthercétonecétone PEKK, …), ou vinylester. La présente demande va maintenant décrire un procédé de fabrication de la pièce 2 décrite ci-dessus (notamment en référence aux figures 4a à 6) comportant la structure alvéolaire 4 décrite ci-dessous (notamment en référence aux figures 7 à 9). Les figures 10 à 12 illustrent de façon non limitative différents exemples de réalisation du procédé de l’invention. La FIG. 10 illustre les étapes d’un procédé de fabrication d’une pièce 2 de turbomachine, en particulier d’aéronef. Le procédé comprend les étapes suivantes de : (a) fourniture de la paroi 3, et (b) réalisation de la structure alvéolaire 4 sur l’au moins une portion de la face 30 de la paroi 3. L’une des particularités de l’invention est que l’étape (b) de réalisation de la structure alvéolaire 4 comprend les sous étapes suivantes de : (b 1 ) dépose de plis en matériau composite par drapage pour former la première peau 44, et (b 2 ) formation du premier réseau d’alvéoles 42 par fabrication additive. La sous-étape (b 1 ) est être réalisée avant ou après la sous-étape (b 2 ). Ceci est représenté par une double flèche sur la FIG. 10 . Tel que mentionné ci-dessus, la combinaison des techniques de drapage et de fabrication additive permet de former la structure alvéolaire 4 directement sur la portion de la face 30 de la paroi 3 quel que soit la forme (telle qu’une forme courbée simple ou à plusieurs courbures, forme plane, forme trouée etc.) et la taille (telle que le rayon de courbure, la longueur, etc.) de cette portion de face 30. Ceci permet de renforcer les propriétés vibratoires et acoustiques de la structure alvéolaire 4, et également de conférer des propriétés mécaniques en renforçant la raideur localement. Il n’est pas nécessaire d’avoir les mêmes renforts ou raidisseurs sous forme de structure alvéolaire 4 partout sur la pièce 2. En effet, en référence à la FIG. 4 ou 4b, la structure alvéolaire 4 peut être formée spécifiquement sur la portion courbée 2c de la pièce 2 nécessitant un renforcement local des propriétés mécanique, vibratoire et/ou acoustique de cette pièce 2. Le procédé de fabrication de la pièce 2 peut comprendre une sous-étape (b 3 ) de dépose de seconds plis en matériau composite par drapage pour former la seconde peau 48 de la structure alvéolaire 48, telle qu’illustrée sur les figures 11 et 12. Cette sous-étape (b 3 ) peut être réalisée avant la sous-étape (b 2 ). Le procédé de fabrication de la pièce 2 peut comprendre une sous-étape (b 4 ) de formation par fabrication additive du second réseau d’alvéoles 46 de la structure alvéolaire 48, telle qu’illustrée sur la FIG. 12 . Cette sous-étape (b 4 ) peut être réalisée avant la sous-étape (b 3 ). La structure alvéolaire 4 peut comprendre au moins une des portions plane 2a, annulaire 2b, courbée 2c et trouée 2c. Au moins une de ces portions plane 2a, annulaire 2b, courbée 2c et trouée 2c peut comporter (ou former) l’au moins une portion de la face 30 sur laquelle est réalisée la structure alvéolaire 4 selon le procédé de l’invention (notamment par les sous-étapes (b 1 ) et (b 2 ), et/ou la sous-étape (b 3 ) et éventuellement la sous-étape (b 4 )). A la sous-étape (b 1 ) et/ou la sous-étape (b 3 ), le drapage des premiers et/ou seconds plis en matériau composite peut être réalisé manuellement ou de manière automatique. A titre d’exemple, la sous-étape (b 1 ) et/ou la sous-étape (b 3 ) peut être réalisée par la technique AFP (acronyme anglais de « Automated Fiber Laying » pour pose de fibres automatisée), la technique ATL (acronyme anglais de « Automated Tape Laying » pour pose de rubans automatisée) ou la technique P&P (acronyme anglais de « Pick&Place » pour système de saisie et de positionnement). Le drapage AFP permet une dépose des premiers et/ou seconds plis en matériau composite, de préférence parallèlement et simultanément, pour former la première peau 44 et éventuellement la seconde peau 48. Les premiers et/ou seconds plis en matériau composite déposée peuvent chacun présenter une largeur de plis de quelques millimètres à quelques dizaines de millimètre. Par exemple, cette largeur de plis par drapage AFP peut être au maximum d’environ 20 mm ou jusqu’à environ 40 mm. Avantageusement, le drapage des premiers et/ou seconds plis en matériau composite peut être réalisé par la technique micro-AFP désignant la dépose des premiers et/ou seconds plis en matériau composite ayant chacun une largeur de plis pouvant être comprise entre 0,7 et 6,5 mm. Les premiers et/ou seconds plis en matériau composite peuvent être préalablement consolidés (ou dit autrement densifiés) avant leurs drapage sur la pièce 2, ou consolidés dans un outillage adapté pour former la forme finale de, respectivement, la première peau 44 et la seconde peau 48. L’outillage adapté peut être un four, un autoclave, une bâche sous vide et/ou une presse de compression. A la sous-étape (b 2 ) et/ou la sous-étape (b 4 ), la fabrication additive peut être réalisée par fusion laser sur lit de poudre (LBM acronyme anglais pour « Laser Beam Melting »), ou par extrusion (EAM acronyme anglais pour « Extrusion Additive Manufacturing »). La fabrication additive sur lit de poudre permet de réaliser des pièces de forme complexe, telle que les premier 42 et second 46 réseaux d’alvéoles de la structure alvéolaire 4 quel que soit la forme et dimensions de la portion de la face 30 de la pièce 2. Par ailleurs, la fabrication additive permet de former plus facilement et de contrôler les différentes formes possibles du réseau d’alvéoles 42, 46 (notamment de ces cellules polygonales). Ainsi, les cellules polygonales (par exemple de forme triangulaire, quadrangulaire, pentagonal ou hexagonal et/ou de forme arrondie) peuvent être formées par fabrication additive. La fabrication additive LBM permet de consolider sélectivement des couches de poudre afin de constituer, strates par strates, les premier 42 et second 46 réseaux d’alvéoles en trois dimensions. La fabrication additive EAM permet de déposer un filament continu de matériau composite ou thermoplastique pour construire couche par couche les premier 42 et second 46 réseaux d’alvéoles en trois dimensions. Le premier exemple de la structure alvéolaire 4 de la FIG. 7 peut être formé en réalisant la sous-étape (b 2 ) pour former le premier réseau d’alvéoles 42 notamment sur la face 30, puis la sous-étape (b 1 ) pour former la première peau 44 recouvrant le premier réseau d’alvéoles 42 obtenu à la sous-étape (b 2 ). Le second exemple de la structure alvéolaire 4 de la FIG. 8 peut être formé en réalisant selon l’ordre suivant : - la sous-étape (b 3 ) pour former la seconde peau 48 notamment sur la face 30, - puis la sous-étape (b 2 ) pour former le premier réseau d’alvéoles 42 notamment sur la seconde peau 48 obtenue à la sous-étape (b 3 ), et - enfin la sous-étape (b 1 ) pour former la première peau 42 recouvrant le premier réseau d’alvéoles 42 obtenu à la sous-étape (b 2 ). Ces étapes de réalisation de la structure alvéolaire 4 selon le second exemple sont représentées sur la FIG. 11 . Le troisième exemple de la structure alvéolaire 4 de la FIG. 9 peut être formé en réalisant selon l’ordre suivant : - la sous-étape (b 4 ) pour former le second réseau d’alvéoles 46 notamment sur la face 30, - puis la sous-étape (b 3 ) pour former la seconde peau 48 recouvrant notamment le second réseau d’alvéoles 46 obtenue à la sous-étape (b 4 ), - ensuite la sous-étape (b 2 ) pour former le premier réseau d’alvéoles 42 notamment sur la seconde peau 48 obtenue à la sous-étape (b 3 ), et - enfin la sous-étape (b 1 ) pour former la première peau 44 recouvrant le premier réseau d’alvéoles 42 obtenu à la sous-étape (b 2 ). Ces étapes de réalisation de la structure alvéolaire 4 selon le second exemple sont représentées sur la FIG. 12 . La seconde peau 48 peut être perforée des perforations 480 avant ou après le drapage de la sous-étape (b 3 ). En référence à la FIG. 13 , la formation du premier réseau d’alvéoles 42 et/ou du second réseau d’alvéoles 46 par fabrication additive notamment sur la portion annulaire 2b ou courbée 2b permet de former réaliser les parois latérales des cellules polygonales sans déformation. Dit autrement, les parois latérales des cellules alvéolaires des réseaux d’alvéoles 42, 46 présentent des épaisseurs constantes quel que soit la courbure de la paroi 3. En effet, ces parois latérales de cellules alvéolaires (notamment de forme polygonale) qui sont courbées, peuvent être distantes l’une de l’autre via un jeu J. La présente demande va maintenant décrire de façon non limitative deux exemples d’essais pour mesurer et comparer les propriétés mécaniques (à savoir la force de flexion) de la pièce 2 réalisées selon le procédé de l’invention. Selon un premier essai, la force de flexion à la rupture (mesurée en Newton N) est mesurée sur trois différentes éprouvettes d’essais EA 1 , EA 2 , EA 3 . Une première éprouvette d’essai EA 1 comprend uniquement la première 44 ou la seconde 48 peau formée par drapage des premiers ou des seconds plis en matériau composite. Plus particulièrement, l’épaisseur de la première éprouvette EA 1 est d’environ 1 mm, représentant par exemple huit plis en matériau composite déposés par drapage. Cette première éprouvette EA 1 présente une force de flexion d’environ 45 N. Une seconde éprouvette d’essai EA 2 comprend la première 44 ou seconde 48 peau d’épaisseur d’environ 1 mm et le premier 42 ou second 46 réseau d’alvéoles formés par fabrication additive FFF (acronyme anglais pour « Fused Filament Fabrication » pour désigner un dépôt de fil fondu) avec une résine thermoplastique PEI de type Ultem ® 1010. Cette seconde éprouvette EA 2 présente une force de flexion plus importante d’environ 65 N. Une troisième éprouvette d’essai EA 3 comprend la première 44 ou seconde 48 peau d’épaisseur d’environ 1 mm et le premier 42 ou second 46 réseau d’alvéoles formés par fabrication additive FFF avec une résine thermoplastique PEI de type Ultem ® 9085. Cette troisième éprouvette EA 3 présente une force de flexion encore plus importante d’environ 140 N. Ainsi, les résultats du premier essai permettent de conclure que la pièce 2 comportant le premier 42 ou second 46 réseau d’alvéoles réalisés par fabrication additive, augmente de manière significativement la force de flexion. Le choix du matériau composite permet également de renforcer la force de flexion de la pièce 2. Selon un second essai, la rigidité de trois différentes éprouvettes d’essai EA 4 , EA 5 , EA 6 est mesurée. Une quatrième éprouvette d’essai EA 4 est réalisée en aluminium. Cette quatrième éprouvette EA 4 dite de référence présente une force de flexion d’un pour un poids donné. Une cinquième éprouvette d’essai EA 5 comprend une première couche C 1 réalisée par drapage AFP en matériau PEEK et d’épaisseur d’environ 6,35 mm, et une seconde couche C 2 enveloppant au partiellement la première couche C 1 et réalisée en matériau PEI. Cette cinquième éprouvette EA 5 présente une force de flexion deux fois plus importante pour un poids réduit de moitié par rapport à la quatrième éprouvette EA 4 . Une sixième éprouvette d’essai EA 6 comprend la première couche C 1 et la seconde couche C 2 de la cinquième éprouvette d’essai EA 5 , et une troisième couche C 3 s’étendant radialement de la première couche C 1 , ayant l’épaisseur d’environ 1 mm et réalisée par fabrication additive. Cette sixième éprouvette EA 6 présente une force de flexion qui est supérieur à 2,5 fois pour un poids réduit d’environ 0,6 par rapport à la quatrième éprouvette EA 4 . Les cinquième EA 5 et sixième EA 6 éprouvettes d’essai présente une force de flexion plus importante pour un poids réduit que ceux de la quatrième éprouvette d’essai EA 4 . Ainsi, les résultats de second essai permettent de conclure que la sixième éprouvette d’essai EA 6 (correspondant sensible à la pièce 2 formée selon le procédé de l’invention) présente un important gain en rigidité. Procédé de fabrication d’une pièce (2) de turbomachine, en particulier d’aéronef, la pièce (2) de turbomachine comprenant une paroi (3) et une structure alvéolaire (4) en matériau composite sur au moins une portion d’une face (30) de la paroi (3), la structure alvéolaire (4) comportant au moins un premier réseau d’alvéoles (42) et au moins une première peau (44) recouvrant ce premier réseau d’alvéoles (42), le procédé comprenant les étapes suivantes de : (a) fourniture de la paroi (3), et (b) réalisation de la structure alvéolaire (4) sur l’au moins une portion de la face (30) de la paroi (3), caractérisé en ce que l’étape (b) de réalisation de la structure alvéolaire (4) comprend les sous étapes suivantes de : (b 1 ) dépose de premiers plis en matériau composite par drapage pour former ladite au moins une première peau (44), et (b 2 ) formation dudit au moins un premier réseau d’alvéoles (42) par fabrication additive, la sous-étape (b 1 ) étant réalisée avant ou après la sous-étape (b 2 ). Procédé de fabrication selon la revendication 1, caractérisé en ce que la structure alvéolaire (4) comporte au moins une seconde peau (48), ledit au moins un premier réseau d’alvéoles (42) s’étendant entre ladite au moins une première peau (44) et ladite au moins une seconde peau (48), dans lequel le procédé comprend une sous-étape (b 3 ) de dépose de seconds plis en matériau composite par drapage pour former ladite au moins une seconde peau (48), cette sous-étape (b 3 ) étant réalisée avant la sous-étape (b 2 ) et la sous-étape (b 1 ) étant réalisée après la sous-étape (b 2 ). Procédé de fabrication selon la revendication 2, caractérisé en ce que la structure alvéolaire (4) comporte au moins un second réseau d’alvéoles (46), ladite au moins une première peau (44) recouvrant ledit premier réseau d’alvéoles (42) et ladite au moins une seconde peau (48) étant perforée et intercalée entre lesdits premier (42) et second (46) réseaux d’alvéoles, dans lequel le procédé comprend une sous-étape (b 4 ) de formation dudit au moins un second réseau d’alvéoles (46) par fabrication additive, cette sous-étape (b 4 ) étant réalisée avant la sous-étape (b 3 ). Procédé de fabrication selon la revendication 3, caractérisé en ce que le drapage des sous-étapes (b 1 ) et (b 3 ) sont réalisés manuellement ou de manière automatique, et la fabrication additive des sous-étapes (b 2 ) et (b 4 ) sont réalisées par fusion laser sur lit de poudre (LBM) ou par extrusion (EAM). Procédé de fabrication selon la revendication 3 ou 4, caractérisé en ce qu’au moins un desdits premier (42) et second (46) réseaux d’alvéoles présente une épaisseur (E 42 , E 44 ) comprise entre 0,2 et 55 mm. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications 2 à 5, caractérisé en ce qu’au moins une desdites première (44) et seconde (48) peaux présente une épaisseur (E 44 , E 46 ) comprise entre 0,4 et 7 mm. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications 3 à 6, caractérisé en ce que ledit premier réseau d’alvéoles (42) et/ou ledit second réseau d’alvéoles (46) comprend des cellules polygonales, par exemple de forme triangulaire, quadrangulaire, pentagonal ou hexagonal et/ou de forme arrondie, formées par fabrication additive. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la pièce (2) de turbomachine comprend au moins une portion plane (2a), une portion annulaire (2b), une portion courbée (2c) et/ou une portion trouée (2d), dans laquelle au moins une des portions plane (2a), annulaire (2b), courbée (2c) et trouée (2d) comporte l’au moins une portion de la face (30) sur laquelle est réalisée la structure alvéolaire (4). Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la pièce (2) de turbomachine est choisie parmi un conduit de décharge d’un flux de gaz, un carter annulaire et un panneau acoustique. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la pièce (2) de turbomachine est réalisée en matériau métallique ou composite.