FR 3163593 A1 20251226 FR 2406828 A 20240625 La présente invention concerne un procédé de traitement d’une pièce réalisée en matériau composite, en particulier pour une turbomachine d’aéronef ou pour un aéronef, la pièce comportant au moins une couche recouvrant une surface de cette pièce, ce procédé comprenant une étape (a) de décapage d’au moins une couche de la pièce de manière à préparer au moins en partie ladite couche, dans lequel avant l’étape (b) de décapage, le procédé comprend une étape (a) de scarification de l’au moins une couche de la pièce. Figure pour l'abrégé : Fig.3 PROCEDE DE TRAITEMENT D’UNE PIECE DE TURBOMACHINE REALISEE EN MATERIAU COMPOSITE Domaine technique de l'invention La présente invention concerne le domaine des traitements d’une pièce réalisée en matériau composite, notamment pour une turbomachine d’aéronef. En particulier, la présente invention concerne un procédé de traitement d’une pièce réalisée en matériau composite. Arrière-plan technique De manière générale, toute pièce est conçue pour répondre à des fonctions et des contraintes environnementales. En particulier, que ce soit sur des matériaux métalliques ou composites. Pour répondre à ces contraintes environnementales, il est commun de voir apparaître des traitements de surface qui offrent des propriétés protectrices, notamment par l’application d’une ou plusieurs couches de protection. Ces couches protectrices sont généralement très sensibles aux agressions extérieures et nécessitent d’être retouchées ou réparées. Par ailleurs, les pièces composites peuvent être formées avec des matériaux différents et souvent de façon non homogène (par exemple : une partie en composite de fibres de carbone avec une matrice polymère et une partie métallique) et ce afin de répondre au cahier des charges fonctionnelles. Les traitements de surface peuvent être identiques ou pas selon le matériau de base de la pièce. Dans le domaine industriel, il est donc connu de prévoir un traitement des pièces métalliques ou composites pour préparer la surface extérieure de ces pièces de façon à nettoyer, réparer et/ou retoucher cette pièce. Dans le domaine aéronautique, en particulier des turbomachines d’aéronef, de plus en plus de pièces sont réalisées en matériau composite pour obtenir une masse globale moins élevée que ces mêmes pièces lorsqu’elles sont réalisées dans un matériau métallique, tout en présentant une résistance mécanique au moins équivalente sinon supérieure. Une pièce en matériau composite est généralement réparée ou retouchée en réalisant manuellement une étape de décapage, notamment par ponçage ou toilage. Ceci peut être long et fastidieux à réaliser. En effet, le décapage manuel peut nécessiter un effort physique de la part d’un opérateur et peut lui causer des troubles musculosquelettiques (TMS). Par ailleurs, le décapage peut présenter un risque d’endommager des parties à conserver de la pièce (par exemple lors d’un nettoyage pour enlever une pollution à un média abrasif) et/ou un risque de détériorer une surface en dessous de la couche à enlever par décapage, voire des composants environnants à la pièce. De plus, l’enlèvement de matière par décapage manuel peut ne pas être homogène sur une surface donnée, et ainsi présenter une imprécision sur l’épaisseur retirée. La pièce en matériau composite peut être soumise à une opération de préparation de surface (notamment avant application d’un revêtement additionnel) qui se fait traditionnellement par sablage. Le sablage peut avoir pour désavantage de polluer la surface de la pièce par un média de sablage et peut également nécessiter une étape de nettoyage supplémentaire pour retirer le média de sablage. Il existe donc un besoin de fournir un traitement efficace des pièces réalisées en matériau composite, en particulier pour une turbomachine d’aéronef, qui permet de décaper au moins une couche de la pièce sans détériorer et altérer les propriétés de cette pièce. L’invention a pour objectif de proposer une solution simple, efficace et économique à au moins un des inconvénients précités. A cet effet, l’invention a pour objet un procédé de traitement d’une pièce réalisée en matériau composite, en particulier pour une turbomachine d’aéronef ou pour un aéronef, la pièce comportant au moins une couche recouvrant une surface de cette pièce, ce procédé comprenant une étape (b) de décapage de l’au moins une couche de la pièce de manière à préparer au moins en partie ladite au moins une couche. Selon l’invention, avant l’étape (b) de décapage, le procédé comprend une étape (a) de scarification de l’au moins une couche de la pièce. Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. De manière générale, le procédé selon l’invention permet d’obtenir au moins une couche décapée (ou dit autrement une surface externe de la pièce décapées) sans détériorer la pièce réalisée en matériau composite. En effet, le procédé selon l’invention permet de préparer (par exemple par retrait et/ou nettoyage) la quantité nécessaire (telle qu’une épaisseur de couche) et de façon homogène de matière à enlever sur la couche à traiter, notamment avant de mettre en œuvre des solutions de reconstruction (telles des retouches, réparations, dépôts de revêtements additionnels, etc.). En particulier, la scarification en amont de la couche à décaper permet de créer des incisions (ou entailles ou dit autrement fissures) contrôlées sur cette couche à traiter pour amorcer le décapage. Ceci facilite la propagation de fissures et renforce l’enlèvement de matière au niveau de la couche à traiter sans altérer les autres composants et/ou propriétés de la pièce. Par ailleurs, la scarification permet également de renforcer l’élimination de contaminants qui peuvent être particulièrement résistant au décapage. A titre d’exemple, la pièce en matériau composite peut comporter une couche anti-érosion qui peut avoir une bonne résistance à l’amorçage de leur endommagement. Ainsi, les incisions réalisées par la scarification au niveau de cette couche anti-érosion permettent de faciliter la propagation de fissures et son élimination lors du décapage. De plus, les étapes de scarification et de décapage peuvent être adaptées pour un traitement automatisé (par exemple par une machine adaptée). Enfin, le procédé selon l’invention est moins nocif pour la santé des opérateurs qu’un décapage manuel et/ou chimique, moins énergivore et ne pollue pas la pièce. On entend par le terme « décapage » ou « décapé », un retrait (ou un usinage) pouvant être partiel ou total d’une couche (ou dit autrement une surface notamment externe) de la pièce en composite. On entend par le terme « scarification » ou « scarifié », une opération permettant d’amorcer le décapage en préparant la couche à traiter, par exemple en créant des incisions sur la couche à traiter (ou une partie de la couche à traiter ou à retirer). Le procédé de traitement 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 : - l’étape (a) de scarification est réalisée sur la totalité de l’au moins une couche de la pièce ; - les étapes (a, b) de scarification et de décapage sont réalisées en projetant un jet d’eau à, respectivement, une première pression prédéterminée et une seconde pression ; -- les étapes (a, b) de scarification et de décapage sont réalisées en projetant un jet d’eau à, respectivement, un premier paramètre et un second paramètre ; - la première pression est supérieure à la seconde pression ; - la première pression est comprise entre 1500 et 2000 bars, et la seconde pression est comprise entre 1000 et 2000 bars ; - le jet d’eau est déminéralisé et sans abrasif ; - le jet d’eau est projeté par une unique buse, une multi-buses ou une buse comportant plusieurs saphirs ; - avant et/ou après l’étape (b) de décapage, le procédé comprend en outre une étape (i) d’inspection de l’au moins une couche de la pièce ; - un organe de mesure, par exemple une caméra ou un capteur, est relié à la buse ou la multi-buses, de manière à vérifier l’au moins une couche de la pièce ; - la pièce de turbomachine ou d’aéronef est une aube, par exemple d’une soufflante, ou un carter ; -- l’étape (b) de décapage de l’au moins une couche de la pièce de manière à retirer au moins en partie ladite au moins une couche ; -- l’étape (b) de décapage de l’au moins une couche de la pièce de manière à nettoyer au moins en partie ladite au moins une couche ; -- une épaisseur prédéterminée est scarifiée lors de l’étape de scarification ; -- l’épaisseur prédéterminée est de 2,00 mm ; -- le matériau composite comprend une matrice organique ou céramique ; -- la pièce comprend des fibres noyées dans une résine ; -- les fibres sont tissées, de préférence en trois dimensions ; -- les fibres sont des fibres de verre, des fibres de carbone, des fibres d’aramide, des fibres de polyamide, des fibres céramiques, des fibres métalliques, ou un mélange d’au moins deux de ces fibres ; -- la résine est un thermodurcissable, par exemple choisi parmi le polyuréthane, l’époxy, le polybismaléimide, les polyimides ou le phtalonitrile, ou la résine est un thermoplastique, par exemple choisi parmi le polyéther-éther-cétone, le polyaryléthercétone ou le poly-éther-imide ; -- l’étape de décapage est suivie d’une étape de dépôt, par exemple d’un revêtement additionnel ou d’un bouclier de protection sur la surface décapée ; -- la pièce est multi-composants et/ou multi-matériaux ; -- la couche anti-érosion est une multicouches comportant par exemple une première sous-couche (dite d’accroche) en époxy et une seconde sous-couche (dite anti-érosion) en polyuréthane, la seconde sous-couche s’étendant au-dessus ou en-dessous de la première sous-couche ; -- l’aube comprend une pale présentant une face intrados et une face extrados s’étendant transversalement entre un bord d’attaque et un bord de fuite de cette pale, dans laquelle un bouclier de protection est placé sur la surface décapée à l’étape de dépôt par exemple par collage ; -- la pièce réalisée en matériau composite est une aube d’un compresseur ou de la turbomachine d’aéronef. L’invention peut concerner une utilisation d’un procédé de traitement selon l’une des particularités de l’invention, pour préparation d’une ou plusieurs surfaces de la pièce réalisée en matériau composite, par exemple d’une aube de turbomachine avant application (par exemple par ecollage) ou reconstruction d’un revêtement ou d’un bouclier de protection (tel qu’un clinquant métallique). L’invention peut concerner aussi une utilisation d’un procédé de traitement selon l’une des particularités de l’invention, pour réparation d’une ou plusieurs zones détériorées de la pièce réalisée en matériau composite, par exemple d’une aube de turbomachine. L’invention peut concerner également une utilisation d’un procédé de traitement selon l’une des particularités de l’invention, pour retouche d’une ou plusieurs zones de la pièce réalisée en matériau composite. L’invention peut concerner en outre une utilisation d’un procédé de traitement selon l’une des particularités de l’invention, pour nettoyage d’au moins un composant de la pièce, tel qu’un bouclier de protection métallique d’une aube de turbomachine ou un film polyuréthane d’une aube de turbomachine. Brève description des figures D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels : la FIG. 1 est une demi vue représentant schématiquement en coupe axiale une turbomachine d’aéronef ; la FIG. 2 est une vue représentant schématiquement en perspective une aube pour une soufflante de la turbomachine de la FIG. 1 ; la FIG. 3 est un schéma en bloc des étapes d’un procédé de traitement d’une pièce en matériau composite, telle que l’aube de la FIG. 2 ; la FIG. 4 représente schématiquement un traitement de la pièce en matériau composite ; la FIG. 5 représente schématiquement et partiellement une vue en coupe axiale d’un exemple d’aube de la FIG. 2 ; la FIG. 6 représente schématiquement et partiellement une vue en coupe axiale d’un autre exemple d’aube de la FIG. 2 . Les éléments ayant les mêmes fonctions dans les différentes mises en œuvre ont les mêmes références dans les figures. Description détaillée de l'invention Par convention, dans la description ci-après, les termes « longitudinal » et « axial » qualifient l'orientation d'éléments structurels s'étendant selon la direction d’un axe longitudinal (tel qu’un axe longitudinal d’une turbomachine). Les termes « radial » ou « vertical » qualifient une orientation d'éléments structurels s'étendant selon une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal. Les termes « intérieur » et « extérieur », et « interne » et « externe » sont utilisés en référence à un positionnement par rapport à l’axe longitudinal. Ainsi, un élément structurel s'étendant selon l'axe longitudinal comporte une face intérieure tournée vers l'axe longitudinal et une surface extérieure, opposée à sa surface intérieure. L’invention a pour objet un traitement d’une pièce 10 réalisée en matériau composite, en particulier pour une turbomachine 1 d’aéronef ou pour un aéronef. La pièce 10 peut être multi-composants et/ou multi-matériaux. A titre d’exemple, la pièce 10 peut une 2, 2a, 2b en matériau composite de la turbomachine 1 qui comprend un bouclier 3 de protection en matériau métallique son bord d’attaque. Dans la description qui suit, l’invention sera décrite dans le cadre de son application à une aube 2, 2a, 2b en matériau composite, notamment pour une soufflante 1a de la turbomachine 1. La FIG. 1 illustre un exemple non limitatif de turbomachine 1 qui est carénée. La turbomachine 1 peut être un turboréacteur ou turbopropulseur. La turbomachine 1 s’étend autour d’un axe longitudinal X. Elle peut comprendre d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz F le long de l’axe longitudinal X, la soufflante 1a, au moins un compresseur (tel qu’un compresseur basse pression 1b et un compresseur haute pression 1c), une chambre de combustion 1d, au moins une turbine 1e (telle qu’une turbine haute pression et une turbine basse pression), et une tuyère (non représentée). La turbomachine 1 peut comprendre par ailleurs un redresseur 1f qui permet de redresser le flux à la sortie d’un rotor situé en amont afin de fournir une poussée maximale à la sortie de la turbomachine 1. Sur l’exemple particulier de la FIG. 1 , le redresseur 1f est situé en aval de la soufflante 1a et permet de redresser un flux secondaire F2. La soufflante 1a permet l’aspiration d’un flux d’air se divisant en un flux primaire F1 et en flux secondaire F2. Le flux primaire F1 traverse une veine primaire de la turbomachine 1 tandis que le flux secondaire F2 est dirigé vers une veine secondaire entourant la veine primaire. Le flux primaire F1 est comprimé au sein du compresseur basse pression 1b puis du compresseur haute pression 1c. L’air comprimé est ensuite mélangé à un carburant et brulé au sein de la chambre de combustion 1d. Les gaz formés par la combustion traversent la turbine haute pression et la turbine basse pression. Les gaz s’échappent enfin au travers de la tuyère dont la section permet l’accélération de ces gaz pour générer de la poussée. Le flux secondaire F2 traverse le redresseur 1f qui accélère la circulation du flux secondaire F2 pour générer de la propulsion. La soufflante 1a, le compresseur basse pression 1b, le compresseur haute pression 1c, la turbine 1e haute pression et/ou basse pression, et le redresseur 1f comprennent des aubes 2. Les aubes 2 peuvent être mobiles (par exemple l’aube 2a de la FIG. 2 ) en rotation autour de l’axe X, ou fixes (l’aube 2b appelée OGV pour « Outlet Guide Vane » du redresseur 1f de la FIG. 1 ) par rapport à l’axe X. L’aube 2, 2a, 2b peut être réalisée en matériau composite. En particulier, l’aube 2a peut comprendre des fibres qui sont noyées dans une résine. La résine peut ainsi former une matrice de densification du matériau composite. Le matériau composite peut être une matrice organique ou céramique. Dit autrement, la résine peut être en organique ou céramique. La résine peut être un thermodurcissable ou un thermoplastique. Par exemple, la résine thermodurcissable peut être choisie parmi le polyuréthane, l’époxy, le polybismaléiimide (BMI), les polyimides ou le phtalonitrile. La résine thermoplastique peut être choisie parmi le polyéther-éther-cétone (PEEK), le polyaryléthercétone (PAEK) ou le poly-éther-imide (PEI). Les fibres peuvent être des fibres de verre, des fibres de carbone, des fibres d’aramide, des fibres de polyamide, des fibres de type céramique (par exemple de carbure de Silicium SiC), des fibres métalliques (par exemple de Titane Ti). Les fibres peuvent être un mélange d’au moins deux des fibres précitées (par exemple de carbure de silicium titane SiC-Ti). Les fibres peuvent être tissées, de préférence en trois dimensions. Les fibres peuvent également être tissées en deux dimensions pour former un tissu ou plusieurs tissus pouvant être utilisés en les drapant pour réaliser l’aube. En variante, les fibres peuvent être stratifiées. Par définition, une fibre stratifiée est formée par un empilement de plusieurs couches adhérant l’une à l’autre. Les fibres stratifiées sont configurées pour former un voile de fibres non tissées. L’aube 2, 2a, 2b peut comprendre des fibres de carbone noyées dans de l’époxyde. En référence à la FIG. 2 , l’aube 2a peut s’étendre, d’une part, suivant un axe longitudinal A (disposé horizontal sur la FIG. 2 ), et d’autre part, suivant un axe d’allongement B (disposé vertical sur la FIG. 2 ). Cet axe A est sensiblement perpendiculaire à l’axe B. L’axe A est sensiblement parallèle à l’axe X de la turbomachine 1. L’aube 2a peut comprendre une pale 20 présentant une face intrados 21 et une face extrados 22 s’étendant transversalement entre un bord d’attaque 23 et un bord de fuite 24. La pale 20 peut avoir un profil aérodynamique pour former la partie aérodynamique de l’aube 2a. Pour cela, la pale 20 peut présenter un profil incurvé d’épaisseur variable entre son bord d’attaque 23 et son bord de fuite 24. L’aube 2a peut comprendre un pied 26. La pale 20 peut comprendre une première extrémité longitudinale reliée au pied 26 d’aube et une seconde extrémité longitudinale, opposée à la première extrémité longitudinale, libre et configurée pour former un sommet 25 (ou une tête) d’aube. L’aube 2a peut comprendre également un renfort ou bouclier 3 de protection du bord d’attaque 23, sous la forme d’un clinquant métallique. Sur l’exemple, le bouclier 3 s’étend en hauteur (par rapport à l’axe A) et sur une portion en longueur (par rapport à l’axe B) de la face intrados 21 et de la face extrados 22 depuis le bord d’attaque 23 de la pale 20. Le bouclier 3 de protection peut être réalisé en titane ou tout autre matériau métallique. La pièce 10 de l’invention n’est toutefois pas limitée à l’aube 2, 2a, 2b de soufflante de la turbomachine 1 carénée, et peut être appliquée aussi à d’autres types d’aubes réalisées en matériau composite (telles que des aubes fixes ou mobiles des compresseurs basse pression 1b et haute pression 1c, des turbines haute pression et basse pression de la turbomachine 1). De manière générale, l’invention peut s’appliquer à toutes pièces en matériau composite nécessitant un traitement et/ou dotée d’une ou plusieurs composants avec différents matériaux (tels que le clinquant métallique en bord d’attaque ou un revêtement de type « wear strip » pour une aube de turbomachine). A titre d’exemple, ces pièces peuvent être des hélices d’une turbomachine non-carénée, des carters de turbomachine, un panneau de turbomachine ou d’aéronef, etc. Le procédé de traitement selon l’invention comprend une étape (b) de décapage d’au moins une couche 100 de la pièce 10 (qui peut être l’aube 2, 2a, 2b), de manière à préparer (en particulier de façon à retirer et/ou nettoyer) au moins une partie de cette couche 100. Selon l’une des particularités de l’invention, le procédé de traitement comprend avant l’étape (b) de décapage, une étape (a) de scarification de l’au moins une couche 100 de la pièce 10. En particulier, une partie de l’épaisseur de la couche 100 peut être scarifiée à l’étape (a). La FIG. 3 résume les étapes du procédé de traitement de l’invention avec des étapes optionnelles indiquées en pointillée. L’étape (a) de scarification permet d’amorcer le décapage, pour faciliter le retrait de matière (à savoir de la couche 100) lors de l’étape (b) de décapage. A titre d’exemple, la scarification permet de former des incisions sur la couche 100 de la pièce 10. L’étape (a) de scarification peut être réalisée sur la totalité de la couche 100 à traiter. Ceci permet notamment de répartir les incisions sur toute la couche à traiter pour faciliter et rendre plus rapide le retrait de matière pendant le décapage. L’étape (a) peut être réalisée en projetant un jet d’eau 54 à un premier paramètre (tel qu’une première pression P 1 prédéterminée). Le jet d’eau peut être un moyen de retrait de matière (ou d’usinage) efficace pour enlever la matière nécessaire sans dégrader la pièce. Le jet d’eau 54 peut être projeté à haute pression. La première pression P 1 peut être comprise entre 1500 et 2000 bars. Préférentiellement, cette première pression P 1 peut être comprise entre 1500 et 1800 bars. Lors de l’étape (a), une épaisseur prédéterminée peut être scarifiée. Cette épaisseur peut être au maximum de 2,00 mm. Dit autrement, l’épaisseur de chacune des incisions formées par la scarification sur la couche 100 peut être au maximum de 2,00 mm. L’épaisseur des incisions peut varier en fonction du matériau composite, de la ou des couches à enlever et/ou des dimensions de la couche 100 à traiter. Avantageusement, l’épaisseur scarifiée de la couche 100 peut être au maximum l’épaisseur d’une couche anti-érosion 214 recouvrant la pièce 10. Par exemple, l’épaisseur scarifiée de la couche 100 peut être au maximum d’environ 150 µm. Après réalisation de l’étape (a), l’étape (b) de décapage permet par exemple de retirer facilement et rapidement la matière de la couche 100 à traiter, sans altérer la pièce 10 et/ou les composants de cette pièce 10 (tels qu’une couche d’accroche 210, un film polyuréthane 212 et/ou le bouclier 3 de protection dans le cas de l’aube 2 notamment en référence à la FIG. 5 ou la FIG. 6 ). L’étape (b) peut être réalisée en projetant le jet d’eau 54 à un second paramètre (tel qu’une seconde pression P 2 ). Le second paramètre peut varier et/ou ajuster en fonction notamment de l’indication à une étape (i) d’inspection. La seconde pression P 2 peut être comprise entre 1000 et 2000 bars. Préférentiellement, cette seconde pression P 2 peut être comprise entre 1000 et 1500 bars. La première pression P 1 peut être différente de la seconde pression P 2 . En particulier, la première pression P 1 peut être supérieure à la seconde pression P 2 . Ceci permet notamment de former efficacement des incisions sur la couche 100 à traiter lors de l’étape (a) et permettre ensuite par exemple le retrait simple et rapide de matière de cette couche lors de l’étape (b). La première P 1 et seconde P 2 pressions peuvent varier en fonction du matériau composite, de la ou des couches à enlever et/ou des dimensions (telles que l’épaisseur, le profil, etc.) de la couche à traiter. Le jet d’eau 54 peut être déminéralisé (ou de l’eau de ville) et sans abrasif. A titre d’exemple, le jet d’eau peut présenter une conductivité inférieure ou égale à 2500 μS/cm pour une température de 20°C. Le jet d’eau 54 projeté lors de l’étape (a) peut être similaire à celui projeté lors de l’étape (b). En référence à la FIG. 4 , la présente demande va maintenant décrire un exemple d’appareil (ou machine) permettant de réaliser les étapes (a) et (b). Cet appareil peut comprendre le jet d’eau 54 projeté sur la couche 100 à traiter. Le jet d’eau 54 peut passer par une pompe 50 à haute pression pour être comprimée à travers une buse 52 et projetée sur la pièce 100 à traiter. En particulier, le jet d’eau 54 peut être projeté par une unique buse 52, une multi-buses (ou dit autrement une buse avec plusieurs têtes de projection) ou une buse comportant plusieurs saphir. La multi-buse permet notamment de traiter de façon simultanée une même couche 100 ou plusieurs couches 100 de la pièce. Par exemple, le jet d’eau 54 peut être projeté, préférentiellement de façon simultanée, sur les faces intrados 21 et extrados 22 de l’aube 2. A titre d’exemple, une buse de type saphir peut être commercialisé par sous la référence « Jet d’eau KMT 4000 bars Têtes Aqualine Buses Saphir ». La buse 52 peut être déplacée par un dispositif à commande numérique 56 (tel qu’un ordinateur). La buse 52 peut être disposée à une distance D face à la couche 100 à traiter. Cette distance D peut varier et/ou être ajuster notamment en fonction de l’indication à l’étape (i). La distance D peut être comprise entre 50 et 100 mm. Préférentiellement, cette distance D peut être comprise entre 50 et 80 mm. Encore plus préférentiellement, la distance D peut être comprise entre 60 et 80 mm ou entre 50 et 70 mm. Un organe de mesure 58 peut être relié à la buse 52 ou la multi-buses pour vérifier la couche 100 de la pièce. Cet organe de mesure 58 peut être une caméra ou un capteur (par exemple de mesure d’épaisseur à scarifier et/ou à décaper). Avant ou après l’étape (b), le procédé de traitement selon l’invention peut comprendre en outre une étape (i) d’inspection de la couche 100. Cette étape (i) peut permettre de réaliser plusieurs vérifications, telles que : - la présence ou l’absence d’éventuels résidus de la couche 100, - la quantité de matière retirée et/ou scarifiée, et/ou - la présence ou l’absence de non endommagement de la couche 100 finale de la pièce 10. On entend par « couche finale », la surface traitée de la pièce après scarification et décapage. L’étape (i) peut être réalisée par l’organe de mesure 58. En variante, l’étape (i) peut être réalisée manuellement par l’opérateur par exemple par une vérification visuelle. Le procédé de traitement selon l’invention peut comprendre, après l’étape (b) de décapage, une étape (c) de dépôt, par exemple d’un revêtement 4 additionnel ou du bouclier 3 sur la couche 100 décapée. L’ajout de ce revêtement 4 peut permettre de retoucher ou réparer par exemple une zone endommagée de la pièce, ou d’intégrer une fonction supplémentaire à la pièce (telle qu’une fonction de protection par exemple avec le bouclier 3 de protection). La scarification et/ou le décapage peuvent être optimisé(e)s en faisant varier au moins un des paramètres suivants : - la pression P 1 , P 2 du jet d’eau 54, - la vitesse de déplacement de la buse 52, - la stratégie de scarification et/ou de décapage, telle que le trajet d’usinage (trajectoire rectiligne, en courbe, en créneaux ou en zigzag ; avec ou sans balayage ; rotation ou translation de la buse 52, etc.), - le nombre de passages de la buse 52 sur la même couche 100, - la distance D entre la buse 52 et la couche 100, - le débit du jet d’eau 54, - le pas ou vitesse d’avancement de la buse 52 par rapport à la pièce, - les dimensions de la buse 52 (telles que son diamètre), et/ou - l’angle d’orientation de la buse 52 par rapport à la couche 100 à traiter. La FIG. 5 illustre un premier exemple d’aube 2 de turbomachine 1 comportant les faces intrados 21 et extrados 22 à traiter. Cette aube 2 peut comprendre des fibres de carbone noyées dans de l’époxyde. L’aube 2 peut comprendre un film polyuréthane 212 situé sur la face intrados 21 et une couche anti-érosion 214 autour du film polyuréthane 212, et éventuellement une couche d’accroche 210 intercalée entre le film polyuréthane 212 et la couche anti-érosion 214. Cette aube 2 peut comprendre la couche d’accroche 210 située sur la face extrados 22 et la couche anti-érosion 214 autour de cette couche d’accroche 210. En particulier, la couche anti-érosion 214 est située sur la couche d’accroche 210 du côté des faces intrados 21 et extrados 22 ( FIG. 5 ). Selon une autre variante non illustrée sur les figures, la couche anti-érosion 214 est située, d’une part, sur la couche d’accroche 210 du côté de la face extrados 22, et d’autre part, sur le film polyuréthane 212 du côté de la face intrados 21. Sur la FIG. 5 , les différentes couches 210, 214 et le film polyuréthane 212 peuvent présenter chacun(e) une épaisseur homogène et uniforme le long des faces intrados 21 et extrados 22. La couche d’accroche 210 peut être une résine, telle que l’époxy. La couche anti-érosion 214 peut être une multicouches par exemple appliquée par peinturage. Cette couche anti-érosion 214 peut comprendre une première couche dite de base en époxy et une seconde couche dite de finition en polyuréthane. La couche anti-érosion 214 peut présenter une fonction anti-érosion notamment avec un revêtement type « wear strip » et éventuellement une fonction d’amortissement notamment par le polyuréthane. La couche anti-érosion 214 peut avoir une épaisseur maximale de 150 µm. Le premier tableau (Table 1) résume les paramètres des étapes (a) et (b) par projection de jet d’eau qui peuvent être utilisés du côté de la face extrados 22 de l’aube 2 de la FIG. 5 , par exemple pour réaliser un retrait de la couche 100 pouvant être la couche anti-érosion 214. étape (a) scarification étape (b) décapage vitesse de déplacement de la buse (mm.s -1 ) entre 100 et 200 entre 100 et 200 pression du jet d’eau (bars) entre 1500 et 1800 entre 1000 et 1500 distance entre la buse et la couche à traiter (mm) entre 50 et 70 entre 50 et 70 nombre de passe de buse 1 1 ou 2 Le second tableau (Table 2) résume les paramètres des étapes (a) et (b) pouvant être utilisés sur la face intrados 21 de l’aube 2 de la FIG. 5 , par exemple pour réaliser également un retrait de la couche 100 pouvant être la couche anti-érosion 214. étape (a) scarification étape (b) décapage vitesse de déplacement de la buse (mm.s -1 ) entre 200 et 500 entre 100 et 500 pression du jet d’eau (bars) entre 1500 et 2000 entre 1000 et 2000 distance entre la buse et la couche à traiter (mm) entre 60 et 80 entre 60 et 80 nombre de passe de buse 1 ou 2 entre 1 et 10 Les paramètres des premier et second tableaux peuvent permettre d’obtenir une couche finale nettoyée, sans résidus et sans altérer l’aube 2. En fin d’étape (b), l’état de la couche 100 finale de l’aube 2 du côté de la face intrados 21 et/ou extrados 22 peut être vérifié en réalisant l’étape (i). La FIG. 6 illustre un second exemple d’aube 2 de turbomachine 1 comportant les faces intrados 21 et extrados 22 à traiter. L’aube 2 selon ce second exemple diffère de l’aube 2 du premier exemple ( FIG. 5 ) par un profil hétérogène des couches recouvrant les faces intrados 21 et extrados 22. Cette aube 2 peut comprendre des fibres de carbone noyées dans de l’époxyde. Du côté intrados, l’aube 2 selon ce second exemple peut comprendre une couche adhésive 209 du film polyuréthane 212 située sur la face intrados 21, le film polyuréthane 212 autour de cette couche adhésive 209, et une couche de finition 216 (telle que la couche anti-érosion 214), et éventuellement la couche d’accroche 210 intercalée entre la couche de finition 216 et le film polyuréthane 212. Du côté extrados, l’aube 2 du second exemple peut comprendre la couche d’accroche 210 située sur la face extrados 22 et la couche de finition 216 (telle que la couche anti-érosion 214) autour de cette couche d’accroche 210. Les différentes couches 209, 210, 214, 216 et le film polyuréthane 212 peuvent présenter chacun(e) une épaisseur différente de celle des autres couches 209, 210, 214, 216 et/ou hétérogène et irrégulière le long des faces intrados 21 et extrados 22. Avantageusement, le procédé de traitement peut être réalisé sur la pièce 10, qui peut être l’aube 2, notamment pour au moins une des utilisations suivantes : - préparer une ou plusieurs couches 100 de la pièce 10 notamment avant dépôt du revêtement 4 ou du bouclier 3 de protection, - réparer une ou plusieurs zones endommagées de la couche 100, - retoucher une ou plusieurs couches 100 de la pièce, et - nettoyer au moins un composant de la pièce 10 (tel que le bouclier 3 de protection, le film polyuréthane 214, etc.). Procédé de traitement d’une pièce (10) réalisée en matériau composite, en particulier pour une turbomachine (1) d’aéronef ou pour un aéronef, la pièce (10) comportant au moins une couche (100) recouvrant une surface de cette pièce (10), ce procédé comprenant une étape (b) de décapage de l’au moins une couche (100) de la pièce (10) de manière à préparer au moins en partie ladite au moins une couche (100), caractérisé en ce qu’avant l’étape (b) de décapage, le procédé comprend une étape (a) de scarification de l’au moins une couche (100) de la pièce (10). Procédé de traitement selon la revendication 1, caractérisé en ce que l’étape (a) de scarification est réalisée sur la totalité de l’au moins une couche de la pièce. Procédé de traitement selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que les étapes (a, b) de scarification et de décapage sont réalisées en projetant un jet d’eau (54) à, respectivement, une première pression (P 1 ) prédéterminée et une seconde pression (P 2 ). Procédé de traitement selon la revendication 3, caractérisé en ce que la première pression (P 1 ) est supérieure à la seconde pression (P 2 ). Procédé de traitement selon la revendication 3 ou 4, caractérisé en ce que la première pression (P 1 ) est comprise entre 1500 et 2000 bars, et la seconde pression (P 2 ) est comprise entre 1000 et 2000 bars. Procédé de traitement selon l’une des revendications 3 à 5, caractérisé en ce que le jet d’eau (54) est déminéralisé et sans abrasif. Procédé de traitement selon l’une des revendications 3 à 6, caractérisé en ce que le jet d’eau (54) est projeté par une unique buse (52), une multi-buses ou une buse comportant plusieurs saphirs. Procédé de traitement selon l’une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu’avant et/ou après l’étape (b) de décapage, le procédé comprend en outre une étape (i) d’inspection de l’au moins une couche (100) de la pièce. Procédé de traitement selon les revendications 7 et 8, caractérisé en ce qu’un organe de mesure (58), par exemple une caméra ou un capteur, est relié à la buse (52) ou la multi-buses, de manière à vérifier l’au moins une couche (100) de la pièce. Procédé de traitement selon l’une des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que la pièce (10) de turbomachine (1) ou d’aéronef est une aube (2), par exemple d’une soufflante, ou un carter.