FR 3158904 A1 20250808 FR 2401165 A 20240206 Procédé de fabrication d’une aube de turbomachine L’invention concerne un procédé de fabrication d’une aube (100) comprenant : - un drapage d’au moins une surface de la portion interne d’un longeron (10) par des fibres d’une première nature destinées à former une peau de liaison (50), le drapage étant réalisé par une méthode de drapage automatique ; - le drapage d’une surface (201) d’un moule (200) par des fibres (31) d’une deuxième nature pour former une peau aéronautique (30), le drapage étant réalisé par une méthode de drapage automatique ; - la disposition d’une première portion de structure (21) ; - la disposition du longeron (10) drapé sur la première portion de structure ; - la disposition d’une deuxième portion de structure (22) sur le longeron drapé ; - la fermeture du moule ; - éventuellement une étape d’injection d’une résine ; et - l’application au moule de conditions permettant la formation d’une aube en matériau composite. Figure pour l’abrégé : Fig. 2. Procédé de fabrication d’une aube de turbomachine Le présent exposé concerne le domaine de la fabrication des aubes ou pales d’hélice pour turbomachines aéronautiques. Les aubes ou pales d’hélice pour turbomachines aéronautiques sont généralement réalisées en matériau métallique. Si les aubes ou pales d’hélice en matériau métallique ont une bonne résistance mécanique, elles présentent toutefois l'inconvénient d'avoir une masse relativement importante. Afin d'obtenir des aubes ou pales d’hélice plus légères, il est connu de réaliser des pales d’hélice en matériau composite, c'est-à-dire en réalisant des pièces de structure à renfort fibreux densifié par une matrice. En particulier, il a été proposé d’intégrer des pieds métalliques dans des préformes fibreuses de l’aube. On assure ainsi d’une part la bonne résistance mécanique du pied de l’aube qui est l’endroit où la résistance mécanique la plus élevée est souhaitable et d’autre part un allègement de la portion externe de l’aube laquelle assure un rôle aérodynamique mais pour lequel une forte résistance mécanique n’est pas nécessaire. Toutefois, cela complexifie la méthode de préparation de l’aube et nécessite notamment des tissages particuliers et complexes permettant l’insertion de la partie de longeron dans la préforme de la partie externe de l’aube. En outre, l’étape d’insertion de la partie de longeron dans la préforme est difficilement automatisable, si bien que les aubes résultantes sont coûteuses et complexes à fabriquer. Il demeure souhaitable d’améliorer encore davantage de telles géométries d’aubes, et en particulier de développer des méthodes alternatives pour la fabrication d’aubes à calage variable, tout en assurant que ces dernières permettent néanmoins un allègement des aubes comparativement aux aubes métalliques de l’art antérieur. Le présent exposé vise à proposer des solutions à au moins l’un des problèmes exposés plus haut. Elle propose pour cela un procédé de fabrication d’une aube de turbomachine comprenant : - un drapage d’au moins une surface de la portion interne d’un longeron par des fibres d’une première nature destinées à former une peau de liaison, le longeron comprenant une partie de pied d’aube métallique et une partie interne au moins partiellement métallique, le drapage étant réalisé par une méthode de drapage automatique ; - le drapage d’une surface d’un moule par des fibres d’une deuxième nature pour former une peau aéronautique, le drapage étant réalisé par une méthode de drapage automatique ; - la disposition d’une première portion de structure sur les fibres d’une deuxième nature disposées sur la surface du moule ; - la disposition du longeron drapé sur la première portion de structure ; - la disposition d’une deuxième portion de structure sur le longeron drapé ; - la fermeture du moule ; - éventuellement une étape d’injection d’une résine ; et - l’application au moule fermé de conditions de température et de pression permettant la formation d’une aube en matériau composite. Une telle aube permet de présenter une masse plus faible comparativement à une aube intégralement en métal de l’art antérieur. En outre, elle est obtenue par des procédés simplifiés comparativement à des aubes composites de l’art antérieur car les étapes de drapage sont réalisées par des méthodes de drapage automatique. Il est du mérite des inventeurs de parvenir à proposer des procédés de fabrication d’aubes en matériau composite qui soient compatibles d’un drapage par placement automatique de fibres. En effet, il est ainsi proposé des procédés plus facilement industrialisables et représentant un coût moindre comparativement aux procédés de l’art antérieur dans lesquels la dépose manuelle est privilégiée, notamment pour garantir la bonne insertion du longeron dans l’ouverture prévue à cet effet dans la préforme de l’aube On notera que dans la présente demande une méthode de drapage sera dite automatique dès lors qu’elle ne comprend pas d’étape de drapage manuel. Par exemple de telles étapes de drapage automatique peuvent être réalisée par des méthodes de placement automatique de fibres (ou « AFP » pour l’acronyme en langue anglaise « Automated Fibed Placement »), un placement de bandes automatisé (ou « ATL » pour l’acronyme en langue anglaise « Automated Tape Layup »), l’enroulement filamentaire (ou « FW » pour l’acronyme en langue anglaise « Filament Winding ») ou encore une méthode de dite de « pick and place ». Dans un mode de réalisation, les étapes de drapage sont réalisées par une méthode de placement automatique de fibres. Cette méthode assure un excellent placement des fibres tout en augmentant la cadence de production comparativement aux méthodes de l’art antérieur. Par « l’application de conditions de température et de pression permettant la formation d’une aube en matériau composite », il est entendu que l’homme du métier connait, pour une résine et pour une nature de fibres données, les conditions de température et de pression qu’il convient d’appliquer à l’ensemble pour obtenir la matrice souhaitée liant ensemble les fibres et formant ainsi le matériau composite souhaité. Dans un mode de réalisation, les fibres de la première et de la deuxième nature peuvent être pré-imprégnées. En pareil cas, l’étape d’injection de la résine n’est pas nécessaire, car la résine est déjà présente lors du drapage du longeron et respectivement de la peau aéronautique. Alternativement, les fibres de la première nature et de la deuxième nature peuvent être sèches et la résine choisie pour l’étape d’injection de la résine peut être choisie parmi les résines thermoplastiques ou thermodurcissables. Dans un mode de réalisation, le longeron est intégralement métallique, c’est-à-dire que la partie de pied et la partie interne sont toutes deux métalliques. Dans un mode de réalisation, le longeron comprend une partie de pied d’aube métallique et une partie interne composée d’un métal dans le prolongement du pied et d’un matériau composite pour le reste de la partie interne du longeron. Dans d'autres modes de réalisation, le longeron comprend une partie de pied d’aube métallique et une partie interne composée d’un métal dans le prolongement du pied et de la mousse pour le reste de la partie interne du longeron. De tels longerons permettent un gain de masse par comparaison à un longeron intégralement métallique, mais complexifient en contrepartie la production d’un tel longeron car cela ajoute une interface entre le métal et un matériau non-métallique. Dans un mode de réalisation, la portion de structure recouvre l’intégralité de la surface de la partie interne du longeron et est séparée de cette dernière par la peau de liaison. Dans un mode de réalisation, les fibres d’une première nature peuvent être des fibres de carbone. Dans un mode de réalisation, les fibres d’une deuxième nature peuvent être choisies parmi les fibres de verre, de carbone, d’aramide ou d’un mélange d’au moins deux de ces éléments. Dans un mode de réalisation, les portions de structure peuvent être choisies parmi de la mousse, du bois ou une structure légère obtenue par fabrication additive. Dans un mode de réalisation, la peau de liaison peut être composée de matériau composite à fibre de carbone, de verre, d’aramide ou d’un mélange d’au moins deux de ces éléments avec une résine thermodurcissable ou thermoplastique. Dans un mode de réalisation, la peau aéronautique peut être composée de matériau composite à fibre de verre, de carbone ou d’aramide ou d’un mélange d’au moins deux de ces éléments avec une résine thermodurcissable ou thermoplastique. Dans un procédé décrit, les étapes d’injection d’une résine et d’application de conditions de température et de pression permettant la formation d’une aube en matériau composite peuvent être conformes à un procédé de moulage par injection de résine connu en tant que tel. Un tel procédé (dit aussi « RTM » pour l’acronyme anglais de « Resin Transfert Molding ») permet d’assurer une excellente imprégnation de la porosité des fibres par la résine afin d’obtenir finalement une porosité très réduite. Par exemple, et dans le cas où les fibres sont des fibres pré-imprégnées, les étapes d’injection d’une résine et d’application de conditions de température et de pression permettant la formation d’une aube en matériau composite peuvent être conformes à un procédé de moulage par injection de résine avec un apport de résine compatible avec celle utilisé pour le pré-impregné. Dans un tel procédé, bien que les fibres soient pré-imprégnées, de la résine, compatible à celle contenue dans les fibres pré-imprégnées est injectée dans le moule. Un tel procédé, dit aussi SQ-RTM pour l’acronyme anglais de « Same Quality Resin Transfert Molding », permet d’appliquer une pression dans le moule grâce à la résine injectée et ainsi garantir de meilleures performances notamment en termes de tenue géométrique et de santé matière. Dans un mode de réalisation, la température d’un tel procédé peut être comprise entre 20 et 450 °C. Notamment, la température pourra être variable au cours du procédé ou encore être choisie en fonction de la résine utilisée. Dans un mode de réalisation, la pression appliquée au cours d’un tel procédé peut être comprise entre 1 bar et 50 bars. Dans un mode de réalisation, la durée de l’étape d’application des conditions aptes à former un matériau composite peut être comprise entre quelques minutes et plusieurs heures, par exemple 15 heures. Dans un mode de réalisation, l’angle de dépose pour au moins une étape de drapage automatique peut être compris entre 10° et 20° entre la tête de dépose et le substrat. Par exemple, l’angle de dépose pour toutes les étapes de drapage automatique peut être compris entre 10° et 20° entre la tête de dépose et le substrat. Un tel angle, dit dans le domaine « tilt angle » du nom de ce paramètre en langue anglaise, permet d’assurer que l’utilisation d’une méthode de drapage automatique n’endommage pas les substrats et en particulier le longeron ou les portions de structure. En effet, lorsque la tête de dépose présente un angle trop faible avec le substrat il peut arriver que celle-ci abime ledit substrat. En outre, un tel angle permet d’assurer qu’il soit possible de draper des formes même complexes. Dans un mode de réalisation, la tension des fibres déposées pendant les étapes de drapage automatique peut être non nulle et inférieure à 20 daN. Cette tension permet d’assurer un excellent compactage de l’ensemble des fibres déposées sur le substrat et plus généralement de l’aube de turbomachine finalement obtenue. Par exemple, le bon compactage peut être défini par un foisonnement petit, le foisonnement étant défini au sens habituel qu’a ce terme dans le domaine, à savoir le gonflement de la préforme fibreuse après leur dépôt. Par exemple, la tension des fibres permet un foisonnement inférieur à 8%, voire inférieur à 7 % ce qui assure un positionnement aisé des fibres. Egalement, une telle tension permet de diminuer la pression de compactage nécessaire lors de la disposition des fils, et ainsi de diminuer le risque d’endommager le substrat. Dans un mode de réalisation, l’aube ne comprend pas d’autres couches que les couches décrites plus haut, c’est-à-dire le longeron, la peau de liaison, la portion de structure et la peau aéronautique. Dans un mode de réalisation, l’aube de turbomachine est une aube à calage variable, ou une pale d’hélice. En effet, c’est pour ces aubes que les avantages de l’invention sont les plus utiles. Dans un mode de réalisation, le procédé peut comprendre les étapes suivantes : - un drapage d’au moins une surface de la partie interne d’un longeron par des fibres d’une première nature destinées à former une peau de liaison, le longeron comprenant une partie de pied d’aube métallique et une partie interne au moins partiellement métallique, le drapage étant réalisé par une méthode de drapage automatique ; - le drapage d’une première surface d’un moule par des fibres d’une deuxième nature pour former une peau aéronautique ; - le drapage d’une deuxième surface d’un moule par des fibres d’une deuxième nature pour former une peau aéronautique, le drapage étant réalisé par une méthode de drapage automatique ; - la disposition d’une première portion de structure sur la peau aéronautique disposée sur la première surface du moule ; - la disposition du longeron drapé sur la première portion de structure ; - la disposition d’une deuxième portion de structure sur le longeron drapé ; - la fermeture du moule par disposition de la deuxième surface du moule, drapée par des fibres d’une deuxième nature sur la deuxième portion de structure ; - éventuellement une étape d’injection d’une résine ; - l’application de conditions de température et de pression permettant la formation d’une aube en matériau composite. Ce procédé permet d’obtenir indépendamment les deux surfaces d’une aube de turbomachine, chacune des surfaces du moule étant drapée indépendamment l’une de l’autre. En outre les étapes de drapage sont grandement simplifiées, car elles sont réalisées indépendamment les unes des autres, chacune sur une surface différente et toutes réalisées par une méthode de drapage automatique. Dans un mode de réalisation, le procédé de l’invention comprend les étapes suivantes : - un drapage d’au moins une surface de la partie interne d’un longeron par des fibres d’une première nature destinées à former une peau de liaison, le longeron comprenant une partie de pied d’aube métallique et une partie interne au moins partiellement métallique, le drapage étant réalisé par une méthode de drapage automatique ; - le drapage d’une première surface d’un moule par des fibres d’une deuxième nature pour former une peau aéronautique, le drapage étant réalisé par une méthode de drapage automatique ; - la disposition d’une première portion de structure sur la peau aéronautique disposée sur la première surface du moule ; - la disposition du longeron drapé sur la première portion de structure ; - la disposition d’une deuxième portion de structure sur le longeron drapé, la deuxième portion de structure ; - le drapage de la surface externe de la deuxième portion de structure par des fibres d’une deuxième nature pour former une peau aéronautique le drapage étant réalisé par une méthode de drapage automatique ; - la disposition d’une plaque de maintien pour assurer le maintien en forme de la peau aéronautique drapée ; - éventuellement une étape d’injection d’une résine dans le chargement ainsi obtenu ; - l’application de conditions de température et de pression permettant la formation d’une aube en matériau composite. Dans ce mode de réalisation, la plaque de maintien permet d’assurer l’étanchéité de l’ensemble, ainsi que le maintien en forme de la dernière peau aéronautique drapée. Cela permet, à la différence d’un procédé comprenant une étape de fermeture du moule, l’obtention d’une pièce avec un état de surface encore meilleur que lorsque que la pièce est préalablement drapée sur une portion de moule. Le meilleur état de surface est important car il permet d’améliorer les propriétés aérodynamiques de l’aube ainsi obtenue. Dans un mode de réalisation, les surfaces de la partie interne du longeron et de la portion de structure au contact de la peau de liaison présentent une ondulation régulière. Une telle ondulation régulière s’entend dans le sens de l’épaisseur de l’aube, c’est-à-dire depuis le longeron vers l’extérieur et cela de manière normale à la surface externe de l’aube. Une telle aube permet d’une part de présenter une masse significativement réduite comparativement à une aube intégralement en métal de l’art antérieur, et d’autre part une d’assurer une excellente continuité des efforts entre la partie de pied d’aube et le reste de l’aube et cela grâce aux ondulations de la peau de liaison. En effet, il est du mérite des inventeurs d’être parvenus à identifier que les méthodes de drapage automatique permettent un excellent comblement des ondulations, tout en assurant que l’aube ait des caractéristiques mécaniques supérieure à celles des aubes de l’art antérieur. L’ondulation de la surface du pied d’aube et de la surface de la portion de structure en regard permet d’améliorer significativement le passage d’efforts entre la portion de pied d’aube et la portion de structure. En outre, à la différence d’une surface plane, l’ondulation permet une rétention mécanique entre les composants métallique et composite permettant le transit des efforts non pas simplement par une interface plane en cisaillement mais par un effet de forme qui permet le transfert d’une partie de l’effort par matage. Dans un mode de réalisation, l’ondulation de la surface de la partie interne du longeron et l’ondulation de la surface de la portion de structure peuvent comprendre une période comprise entre 20 mm et 70 mm. Dans un mode de réalisation, l’ondulation de la surface de la partie interne du longeron et l’ondulation de la surface de la portion de structure peuvent comprendre une amplitude comprise entre 2,0 mm et 8,0 mm. « L’amplitude » et la « période » de la surface de la partie interne du longeron et l’ondulation de la surface de la portion de structure prennent ici la signification habituelle de ces termes dans le domaine des ondes. L’amplitude caractérise la distance entre une crête et un creux, et la période la distance entre deux crêtes successives (ou deux creux successifs). Ces paramètres proposés pour l’amplitude et la période de l’ondulation de surface de la portion de pied d’aube forment un compromis excellent entre la facilité de drapage de la surface du pied d’aube au moyen d’un procédé de drapage automatique et une excellente transmission des efforts entre le pied d’aube et le reste de l’aube. De préférence, l’ondulation de la surface de la partie interne du longeron et l’ondulation de la surface de la portion de structure ont la même période et la même amplitude. En effet, avoir une complémentarité entre les ondulations permet d’assurer une excellente continuité des efforts. L’ondulation régulière s’entend dans le sens de l’épaisseur des couches concernées, c’est-à-dire dans la direction qui va du longeron vers l’extérieur de l’aube. En d’autres termes, l’ondulation régulière cause une variation d’épaisseur du longeron et de la portion de structure. Néanmoins, l’ondulation ne nuit pas à l’obtention d’une peau externe lisse car les ondulations sont comblées par la peau aéronautique disposée. Par exemple, les surfaces de la partie interne du longeron et de la peau aéronautique en contact de la peau de liaison sont de préférence ondulées et il est intercalé des plis spécifiquement orienté dans les creux des ondulations pour permettre d’obtenir une surface externe lisse pour les peaux aéronautiques. Par « régulière » désignant l’ondulation, il est entendu que la période et l’amplitude de l’ondulation ne varie pas de plus de 25% pour une aube. Dans un mode de réalisation, une partie de la surface de la partie interne du longeron n’est pas recouverte par la portion de structure et la peau de liaison y est alors directement en contact de la partie interne du longeron d’une part et de la peau aéronautique d’autre part. En particulier, la portion du longeron formant l’intrados et/ou l’extrados de l’aube de turbomachine peut être directement en contact avec la peau de liaison, puis la peau aéronautique. En effet, dans certains modes de réalisation, la présence de la portion de structure n’est pas nécessaire pour toutes les zones de l’aube. L’intrados et l’extrados de l’aube de turbomachine jouent principalement un rôle aérodynamique, et servent à guider le flux d’air traversant la turbomachine. Ainsi, il peut être avantageux de ne pas y placer de portion de structure afin de diminuer encore davantage le poids de l’aube en évitant la présence de portions de structure là où elles ne sont pas strictement nécessaires. Dans un autre mode de réalisation, la portion de structure est présente entre toutes les surfaces en contact avec la peau de liaison, et la portion de structure comprend en outre les ondulations qui viennent d’être décrite. Ce mode de réalisation assure pour l’ensemble de l’aube l’obtention des avantages décrits pour la présence des ondulations, i.e. une excellente transmission des efforts. FIG. 1 La FIG. 1 est une représentation schématique d’une turbomachine. FIG. 2 La FIG. 2 est une représentation schématique d’une aube de turbomachine obtenue par un procédé décrit plus haut. FIG. 3 La FIG. 3 est une représentation schématique d’une aube de turbomachine obtenue par un procédé décrit plus haut. FIG. 4 La FIG. 4 est une représentation schématique d’une aube de turbomachine obtenue également par un procédé décrit plus haut mais différente de l’aube de la FIG. 3 . FIG. 5 La FIG. 5 est une représentation schématique d’une caractéristique particulière des aubes obtenues dans un mode de réalisation particulier du procédé décrit plus haut. FIG. 6 La FIG. 6 est une représentation schématique d’une étape d’un procédé selon un mode de réalisation. FIG. 7 La FIG. 7 est une représentation schématique d’une étape d’un procédé selon un mode de réalisation. FIG. 8 La FIG. 8 est une représentation schématique d’une étape d’un procédé selon un mode de réalisation. FIG. 9 La FIG. 9 est une représentation schématique d’une étape d’un procédé selon un mode de réalisation. FIG. 10 La FIG. 10 est une représentation schématique d’une étape d’un procédé selon un mode de réalisation. L’invention est à présent décrite au moyen de figures, présentes à but descriptif pour illustrer certains modes de réalisation de l’invention et qui ne doivent pas être interprétées comme limitant cette dernière. L’invention est à présent décrite au moyen de figures, présentes à but descriptif pour illustrer certains modes de réalisation de l’invention et qui ne doivent pas être interprétées comme limitant cette dernière. L'invention s'applique d'une manière générale pour l’obtention de différents types d'aubes ou pales d’hélice utilisées dans des moteurs d'aéronefs. L'invention trouve une application avantageuse mais non exclusive dans les procédés d’obtention d’aubes ou pales d’hélice de grandes dimensions qui sont destinées à être intégrées à des systèmes de pivotement ou pas variable. De telles aubes ou pales d’hélice sont en général munies d’un pied dit « cylindrique », c’est-à-dire présentant une forme de révolution, et une bonne résistance vis-à-vis d’efforts en traction, flexion et compression circonférentielle. Une telle aube peut notamment constituer une aube pour roues mobiles carénées telles que des aubes de soufflante ou une aube pour roues mobiles non carénées comme dans les moteurs aéronautiques dits « open rotor », et de préférence une aube mobile, dite également à calage variable. Dans la suite de la description, les exemples de réalisation sont décrits en relation avec des aubes pour turbomachine. Toutefois, les exemples de réalisation s’appliquent également à des pales d’hélice pour aéronefs. La FIG. 1 représente, en coupe selon un plan vertical passant par son axe principal A, un turboréacteur à double flux 1. Il comporte d’amont en aval selon la circulation du flux d’air, une soufflante 2, un compresseur basse pression 3, un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, une turbine haute pression 6, et une turbine basse pression 7. Dans la présente demande, les termes relatifs de positionnement par exemple « amont », « aval », « interne » et « externe » seront entendus par rapport à l’axe horizontal A du carter définissant la direction axiale, parcouru dans le sens d’écoulement des flux d’air principaux et secondaire de la turbomachine. Ainsi, un élément dit « amont » sera traversé avant un élément dit « aval » et un élément dit « interne » sera plus proche de l’axe A qu’un élément « externe ». La FIG. 2 illustre une aube 100 obtenue par un procédé décrit auparavant. Une telle aube 100 comprend un longeron 10 comprenant une partie de pied d’aube métallique 13 et une partie interne 11, 12 au moins partiellement métallique. Dans le mode de réalisation représenté, la partie 11 est métallique et se situe dans le prolongement du pied 13, tandis que la partie 12 est en un matériau composite. De la sorte le poids du longeron 10 est réduit, mais les caractéristiques de résistance mécanique nécessaires au bon fonctionnement du longeron 10 sont assurées par le pied 13 et la partie métallique 12 de la partie interne. L’aube 100 de la FIG. 2 comprend en outre une portion de structure 20 disposée sur la partie interne du longeron. Dans un mode de réalisation une telle portion de structure 20 peut être réalisée en un matériau choisi parmi matériau composite à fibre de carbone, de verre ou d’aramide ou d’un mélange de deux ou plus de ces composés avec une résine thermodurcissable ou thermoplastique. La portion de structure 20 joue, comme son nom l’indique, un rôle structurant pour l’aube 100. C’est en effet sur la portion de structure 20 qu’est disposée la peau aéronautique 30, laquelle ne joue qu’un rôle aérodynamique. La portion de structure 20 doit permettre, lorsque le pied 13 de l’aube 100 est déplacé, à l’ensemble de l’aube 100 et en particulier à la peau aéronautique 30 de prendre la position souhaitée. L’aube 100 est de préférence une aube à calage variable. En effet, ces dernières sont soumises à de plus grandes contraintes en fonctionnement et cela vient notamment du fait qu’il est nécessaire de pouvoir les repositionner si nécessaire et qu’il est souhaitable que la position des aubes et en particulier de leurs surfaces externes soit alors aussi précise que possible. Ainsi, pour les aubes à calage variable il est nécessaire qu’un mouvement du pied 13 soit transmis aussi précisément que possible au reste de l’aube 100 et en particulier à la peau aéronautique 30 de l’aube. Comme l’illustre la FIG. 2 , l’aube comprend une portion de peau aéronautique 30, disposée au moins partiellement sur la portion de structure 20, ladite peau aéronautique 30 formant une surface externe de l’aube 100. Par « formant une surface externe de l’aube » il est entendu que la peau aéronautique 30 est en contact de l’air que rencontre l’aube 100. La FIG. 2 est ainsi une coupe d’une aube 100, et les portions de longeron 10, de structure 20 et même la peau de liaison 50 sont recouvertes de part et d’autre par la peau aéronautique 30, qui forme seule la surface de l’intrados 103 et de l’extrados 104 de l’aube 100. Cela sera mieux compris de la vue d’une aube similaire à celle présentée sur la FIG. 3 . On notera que le bord d’attaque 101 et le bord de fuite 102 sont repérés sur la FIG. 2 . Comme cela est visible sur la FIG. 3 , l’aube 100 est caractérisée en ce qu’elle comprend une peau de liaison 50, disposée entre la surface de la partie interne 11, 12 du longeron 10 et une surface de la portion de structure 20. Le cas échéant, une ondulation régulière peut être présente entre le longeron 10 et la portion de structure 20. A des fins de compréhension, l’ondulation régulière de la peau de liaison et des surfaces en contact de celle-ci, n’est pas représentée sur la FIG. 2 et sera présentée de manière plus schématique lien avec la FIG. 5 . La FIG. 3 et la FIG. 4 illustrent une autre vue de deux aubes 100 obtenues par deux modes de réalisation distincts. Sur la FIG. 3 est représenté une aube 100 qui comprend une portion de structure 20 autour de l’intégralité de la surface de la partie interne 11, 12 du longeron 10. Dans le mode de réalisation de la FIG. 3 , la peau de liaison 50 est alors présente sur toute la surface de la partie interne 11, 12 du longeron 10, entre le longeron 10 et la portion de structure 20. Ce mode de réalisation assure une excellente continuité des efforts entre le longeron 10 et le reste de l’aube 100. Dans un tel mode de réalisation et ainsi que cela est illustré sur la FIG. 3 , la portion de structure 20 est alors elle-même intégralement revêtue de la peau aéronautique 30. La FIG. 3 repère en outre, par le rectangle V, la vue adoptée pour la FIG. 5 . La FIG. 4 illustre un mode de réalisation dans lequel, à la différence du mode de réalisation représenté en FIG. 3 , la portion de structure 20 n’est pas disposée autour de l’intégralité de la surface de la portion interne 11, 12 du longeron 10. Comme illustré, dans ce mode de réalisation, la portion de structure 20 n’est présente que pour les portions du bord d’attaque 101 et du bord de fuite 102 de l’aube. Plus précisément, pour les faces du longeron 10 faisant face à l’intrados 103 et l’extrados 104 de l’aube 100, la peau de liaison 50 est disposée directement entre la partie interne 11,12 du longeron 10 et la peau aéronautique 30. Dans ce mode de réalisation, l’absence de la portion de structure 20 faisant face à la peau aéronautique 30 destinée à former l’intrados 103 et l’extrados 104 permet un gain de masse, tout en assurant que la présence de la peau de liaison, alors directement disposée entre la partie interne 11, 12 du longeron 10 et la peau aéronautique 30 permet néanmoins une continuité des efforts acceptables. En pareil cas, la surface de la partie interne 11, 12 du longeron 10 et celle de l’aéronautique 30 directement en contact avec la peau de liaison 50 peuvent présenter une surface ondulée telle que décrite. En outre, la peau de liaison 50 directement disposée entre la surface de la partie interne 11, 12 du longeron 10 et la surface de la portion de structure 20, peut présenter une ondulation qui permet l’obtention des effets techniques déjà décrits. Dans un mode de réalisation, l’épaisseur de la peau de liaison 50 peut être comprise entre 0,8 mm et 10 mm. La peau de liaison n’a en effet pas besoin d’être particulièrement épaisse pourvu qu’elle permette une bonne cohérence entre les deux portions qu’elle relie. La peau de liaison 50 permet en effet une excellente adhérence entre le longeron 10 et la portion de structure 20, ou le cas échéant entre le longeron 10 et la portion de peau aéronautique 30. Cette excellente adhérence donne à l’aube 100 des propriétés mécaniques au moins aussi bonnes que celles de l’art antérieur tout en assurant en outre une meilleure continuité des efforts entre le longeron 10 et le reste de l’aube 100. La FIG. 5 illustre plus précisément ce qui est entendu par les ondulations régulières de la peau de liaison 50, et également des surfaces de la partie interne 11, 12 du longeron 10 et de la portion de liaison 20 en contact direct avec la peau de liaison. La vue représentée en FIG. 5 est repérée par le cadre V sur la FIG. 3 . Ainsi que cela a été décrit, la peau de liaison 50 entre la partie interne du longeron 10 et la portion de structure 20 est disposée sur des surfaces présentant des ondulations régulières. De telles ondulations permettent une excellente continuité des efforts entre le longeron 10 et la portion de structure 20. Les ondulations de la surface présentent de préférence une période T comprise entre 20 mm et 70 mm. Dans un mode de réalisation, les ondulations de surfaces présentent une amplitude A comprise entre 2,0 mm et 8,0 mm. Comme décrit, ces paramètres permettent de recourir à des méthodes de drapage automatiques des fibres, tout en assurant en même temps que les ondulations permettent d’obtenir les effets attendus. Dans un mode de réalisation, l’ondulation de surface n’est de préférence présente que pour les surfaces directement en contact de la peau de liaison. L’épaisseur de la portion de structure 20 doit être suffisante pour permettre à la surface externe de la portion de structure 20, i.e. sa surface qui n’est pas en contact avec la peau de liaison, d’être lisse. En effet, pour des contraintes aérodynamiques, il est important que la surface externe de l’aube 100 soit lisse. Par « lisse », il est entendu que la surface externe de l’aube est plus lisse que les ondulations de surface. Il n’est toutefois pas exclus que cette surface présente néanmoins une certaine rugosité, par exemple puisqu’elle comprend des fibres tissées selon un arrangement particulier. Une telle rugosité doit néanmoins être compatible d’une application pour une aube aéronautique et soit en particulier satisfaisante connaissant les contraintes aérodynamiques qu’une telle application impose. Dans un mode de réalisation, l’épaisseur du longeron est supérieure ou égale à 1,0 mm, par exemple comprise entre 1,0 mm et 50 mm. Dans un mode de réalisation, l’épaisseur de la portion de structure est supérieure ou égale à 2,0 mm, par exemple comprise entre 2,0 mm et 50 mm. Dans un mode de réalisation, l’épaisseur de la peau aéronautique est supérieure ou égale à 0,8 mm, par exemple comprise entre 0,8 mm et 10 mm. On notera si une clarification était nécessaire que les ondulations des deux surfaces de la peau de liaison 50 sur la FIG. 5 sont similaires et complémentaires. Enfin, les figures 6 à 10 illustrent des étapes successives d’un procédé de fabrication selon un mode de réalisation de l’invention. Le procédé décrit n’est pas le seul procédé selon l’invention, et d’autres alternatives sont possibles que ce soit pour une étape donnée ou pour un ensemble d’étapes. La FIG. 6 illustre une première étape d’un procédé dans lequel la surface interne 201 d’un moule 200 a été drapée par des fibres permettant de former la première portion 31 d’une peau aéronautique 30. Ce drapage est réalisé par un procédé de drapage automatisé. Il s’ensuit un procédé plus reproductible et moins cher qu’un drapage manuel. C’est la surface interne 201 du moule 200 qui permet l’obtention de la forme de la peau aéronautique ce qui permet d’augmenter la reproductibilité du procédé. L’on passe ensuite à l’étape représentée par la FIG. 7 , où une première portion 21 de la portion de structure 20, aussi dite première portion de structure 21, est déposée sur la surface interne 31s de la première portion 31 de la peau aéronautique 30. La première portion de structure 21 présente ici une surface 21s qui présente des ondulations de surface sans que cela ne soit strictement nécessaire. Ces ondulations sont représentées sur les figures de manière extrêmement schématique et ces figures ne doivent pas être interprétées de manière limitative. Une fois la disposition de la première portion de structure 21 accomplie, on peut disposer le longeron 10 dont la surface est recouverte de la peau de liaison 50. De préférence, le longeron 10 drapé par la peau de liaison 50 peut être obtenu par le drapage d’une surface ondulée de la partie interne d’un longeron 10 par des fibres d’une première nature, le longeron comprenant une partie de pied d’aube métallique et une partie interne au moins partiellement métallique. Sur la coupe de la FIG. 8 et pour des besoins de représentation, la portion de pied 13 n’est pas figurée. La FIG. 8 montre comment est disposé le longeron 10 dans le procédé de l’invention. La peau de liaison 50 et la surface du longeron 10, ou plus précisément de la partie interne du longeron 10, présentent des ondulations régulières complémentaires des ondulations ménagées à la surface 21s de la première portion de structure 21. Une partie 51 de la peau de liaison 50 est disposée directement au contact de la surface 21s de la première portion de structure 21. Une autre partie 52 de la peau de liaison 50 reste sans vis-à-vis à l’issue de l’étape représentée sur la FIG. 8 . Cette partie 52 sera toutefois recouverte dans l’étape suivante par la deuxième portion de structure 22. La FIG. 9 représente l’étape suivant la disposition du longeron 10 sur la première portion de structure 21. Sur la peau de liaison non recouverte 52, on peut disposer la deuxième portion de structure 22. Cette disposition peut être manuelle ou automatisée. De préférence, la deuxième portion de structure 22 est préparée aux dimensions souhaitées, compatibles des ondulations de la peau de liaison 50, indépendamment du procédé actuellement décrit. Dans un mode de réalisation, la préparation de la deuxième portion de structure 22 peut comprendre une étape d’ajustement particulier réalisées après la réalisation de la structure décrite en FIG. 9 . Cela permet d’assurer une compatibilité exacte entre la deuxième portion de structure 22 et l’empilement réalisé jusqu’ici. Une fois la deuxième portion de structure 22 déposée sur le longeron 10 et sur le reste de la construction décrite jusque-là, on obtient une portion de structure 20 complète qui s’étend tout autour du longeron 10, et qui est séparée de ce dernier par la peau de surface 50. Dans un mode de réalisation, d’ailleurs représenté sur la FIG. 10 , une deuxième partie de moule 300, déjà drapée d’une deuxième portion 32 de peau aéronautique 30 peut alors être disposée face à la première portion de moule 200 pour former un moule comprenant toutes les composantes d’une aube 100. Une fois le moule formé comme représenté sur la FIG. 10 , une résine peut être injectée dans le moule formé des parties 200 et 300, et l’ensemble peut être placé à une température et une pression après à produire la densification de la résine pour permettre la formation d’une aube en matériau composite. Ces paramètres de température seront choisis en fonction des fibres choisies, des résistances thermiques connues des portions de structure 20 ou encore en fonction de la nature chimique de la résine introduite dans le moule pour assurer la formation d’une aube ayant finalement les propriétés souhaitées. On notera que le procédé décrit sur les figures 6 à 10 permet l’obtention d’une aube dans laquelle la portion de structure 20 est présente tout autour du longeron 10. Néanmoins, il apparaitra que des alternatives peuvent être dérivées de la description qui vient d’être faite. Par exemple, il est possible de réaliser une aube 100 selon le mode de réalisation de la FIG. 4 et dans laquelle la portion de structure 20 n’est pas présente tout autour du longeron. Pour cela, il faut par disposer non pas une unique première portion de structure 21 comme représenté en FIG. 7 , mais deux portions de structures complémentaires disposées pour l’une proche du bord d’attaque 101 et pour l’autre du bord de fuite 102, laissant ainsi une partie du longeron 10 non couverte par la portion de structure 20. Dans d’autres modes de réalisation, le procédé peut comprendre après l’étape représentée en FIG. 9 une étape différente de celle représentée en FIG. 10 . Par exemple, la deuxième portion de peau aéronautique 32 peut être drapée directement sur un ensemble semblable à celui de la FIG. 9 . Une plaque de maintien peut ensuite être disposée sur une deuxième portion de peau aéronautique 32 ainsi drapée, et l’ensemble est placé dans des conditions de température et de pression permettant la formation d’une aube en matériau composite. Ce mode de représentation n’est pas illustré, mais ne doit pas pour autant être considéré comme hors invention. En outre, il vient d’être décrit des modes de réalisation d’un procédé dans lequel les surfaces de la partie interne du longeron (10) et de la portion de structure (20) au contact de la peau de liaison (50) présentent une ondulation régulière, et cela afin de présenter le mode de réalisation le plus complexe. Ces ondulations ne doivent pas être considérées essentielles, et des modes de réalisations où elles ne seraient pas présentes peuvent être obtenues de la manière qui vient d’être décrite. Procédé de fabrication d’une aube de turbomachine (100) comprenant : - un drapage d’au moins une surface de la portion interne d’un longeron (10) par des fibres d’une première nature destinées à former une peau de liaison (50), le longeron comprenant une partie de pied d’aube métallique et une partie interne au moins partiellement métallique, le drapage étant réalisé par une méthode de drapage automatique ; - le drapage d’une surface (201) d’un moule (200) par des fibres (31) d’une deuxième nature pour former une peau aéronautique (30), le drapage étant réalisé par une méthode de drapage automatique ; - la disposition d’une première portion de structure (21) sur les fibres d’une deuxième nature disposées sur la surface du moule (31) ; - la disposition du longeron (10) drapé sur la première portion de structure ; - la disposition d’une deuxième portion de structure (22) sur le longeron drapé ; - la fermeture du moule ; - éventuellement une étape d’injection d’une résine ; et - l’application au moule fermé de conditions de température et de pression permettant la formation d’une aube en matériau composite. Procédé selon la revendication 1 comprenant : - un drapage d’au moins une surface de la partie interne d’un longeron (10) par des fibres d’une première nature destinées à former une peau de liaison (50), le longeron comprenant une partie de pied d’aube (13) métallique et une partie interne au moins partiellement métallique, le drapage étant réalisé par une méthode de drapage automatique ; - le drapage d’une première surface (201) d’un moule (200) par des fibres d’une deuxième nature (31) pour former une peau aéronautique (30) ; - le drapage d’une deuxième surface d’un moule (300) par des fibres d’une deuxième nature (32) pour former une peau aéronautique, le drapage étant réalisé par une méthode de drapage automatique ; - la disposition d’une première portion de structure (21) sur la peau aéronautique (30) disposée sur la première surface du moule (201) ; - la disposition du longeron drapé sur la première portion de structure (21) ; - la disposition d’une deuxième portion de structure (22) sur le longeron drapé ; - la fermeture du moule par disposition de la deuxième surface du moule (300), drapée par des fibres d’une deuxième nature (32) sur la deuxième portion de structure ; - éventuellement une étape d’injection d’une résine ; - l’application de conditions de température et de pression permettant la formation d’une aube en matériau composite. Procédé selon la revendication 1 comprenant : - un drapage d’au moins une surface de la partie interne d’un longeron (10) par des fibres d’une première nature destinées à former une peau de liaison (50), le longeron comprenant une partie de pied d’aube (13) métallique et une partie interne au moins partiellement métallique, le drapage étant réalisé par une méthode de drapage automatique ; - le drapage d’une première surface (201) d’un moule (200) par des fibres d’une deuxième nature (32) pour former une peau aéronautique (30), le drapage étant réalisé par une méthode de drapage automatique ; - la disposition d’une première portion de structure (21) sur la peau aéronautique (30) disposée sur la première surface du moule ; - la disposition du longeron (10) drapé sur la première portion de structure (21) ; - la disposition d’une deuxième portion de structure (22) sur le longeron drapé, la deuxième portion de structure ; - le drapage de la surface externe de la deuxième portion de structure (22) par des fibres d’une deuxième nature (32) pour former une peau aéronautique le drapage étant réalisé par une méthode de drapage automatique ; - la disposition d’une plaque de maintien pour assurer le maintien en forme de la peau aéronautique drapée ; - éventuellement une étape d’injection d’une résine dans le chargement ainsi obtenu ; - l’application de conditions de température et de pression permettant la formation d’une aube en matériau composite. Procédé selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel l’angle de dépose pour au moins une étape de drapage automatique est compris entre 10° et 20°. Procédé selon la revendication 1 à 4, dans lequel la tension des fibres déposées pendant les étapes de drapage automatique est non nulle et inférieure ou égale à 20 daN. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel les surfaces de la partie interne du longeron et de la portion de structure au contact de la peau de liaison présentent une ondulation régulière. Procédé selon la revendication 6, dans lequel l’ondulation de la surface de la partie interne du longeron et l’ondulation de la surface de la portion de structure comprennent une période comprise entre 20 mm et 70 mm. Procédé selon la revendication 6 ou 7, dans lequel l’ondulation de la surface de la partie interne du longeron et l’ondulation de la surface de la portion de structure comprennent une amplitude comprise entre 2,0 mm et 8,0 mm. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel les fibres d’une première nature sont des fibres de carbone. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, dans lequel les fibres d’une deuxième nature sont choisies parmi les fibres de verre, de carbone, d’aramide ou d’un mélange d’au moins deux de ces éléments.