FR 3161461 A1 20251024 FR 2404199 A 20240423 Procédé de fabrication d’une aube (30) pour une turbomachine d’aéronef, comprenant : a) la réalisation d’une préforme tridimensionnelle par tissage de fibres, b) la solidification de la préforme avec une résine polymérisable pour former un corps (36) de la pale, et c) la formation de serrations (35), cette formation étant réalisée en montant le corps (36) de la pale dans un moule (38) comportant une empreinte (40) des serrations (35) à former, et en thermocomprimant une matière (42) dans le moule (38), cette matière (42) étant destinée à se solidariser au corps (36) de la pale et à adopter la forme de l’empreinte (40), l’ensemble formé par le corps (36) de la pale et la matière (42) solidarisée formant la pale (32) de l’aube (30). Figure pour l'abrégé : Figure 4 PROCEDE DE FABRICATION D’UNE AUBE POUR UNE TURBOMACHINE D’AERONEF Domaine technique de l'invention La présente invention concerne un procédé de fabrication d’une aube pour une turbomachine d’aéronef, ainsi qu’une aube obtenue par ce procédé. Aval-plan technique L’état de l’art comprend notamment le document FR-A1-3 073 017. Une turbomachine d’aéronef comprend classiquement un générateur de gaz qui entraîne au moins une hélice. Le générateur de gaz comprend au moins un compresseur, une chambre de combustion et au moins une turbine. Le rotor ou l’un des rotors du générateur de gaz est relié au rotor de l’hélice pour son entraînement en rotation. Une hélice peut être carénée. C’est le cas d’une soufflante dans une turbomachine du type turboréacteur ou turbosoufflante par exemple. Une hélice peut être non carénée. C’est le cas d’un turbopropulseur par exemple. Une hélice comporte un moyeu et une rangée annulaire d’aubes qui sont montées tout autour du moyeu. Les aubes peuvent être fixes et avoir donc une position angulaire fixe autour de leurs axes d’allongement. En variante, les aubes peuvent être à calage variable, c’est-à-dire qu’elles sont aptes à être déplacées en rotation autour d’axes appelés axes de calage, qui s’étendent en général le long des axes d’allongement des aubes. Les axes de calage peuvent être des axes radiaux par rapport à l’axe de rotation de l’hélice. Une aube comprend classiquement une pale comportant un intrados et un extrados, ainsi qu’un bord d’attaque et un bord de fuite. Elle peut comprendre en outre une plateforme reliée à une extrémité de la pale et définissant l’axe de calage de l’aube. La plateforme est en général montée dans un orifice du moyeu et centrée et guidée en rotation dans cet orifice autour de l’axe de calage. Il est connu de réaliser de telles aubes en matériau métallique, céramique ou composite. Un matériau composite bien connu pour une comprend un corps à base de fibres tissées de carbone qui est noyé dans une matrice polymérique à base époxy par exemple. Le bord d’attaque de la pale peut être renforcé par un bouclier métallique collé. L’évolution des performances des turbomachines tend vers l’augmentation de leur taux de dilution, ce qui est principalement réalisé par l’augmentation du diamètre des hélices et donc de la longueur et de la masse de leurs aubes. De plus, une hélice dite lente et à haut taux de dilution comprend un nombre réduit d’aubes dont la corde est augmentée pour améliorer le rendement propulsif de la turbomachine. Dans le cas d’une hélice carénée, la nacelle qui entoure l’hélice comprend un traitement acoustique interne qui permet de réduire les émissions sonores à l’extérieur de la turbomachine. Dans le cas d’une hélice non carénée, il faut trouver d’autres solutions de réduction des bruits propulsifs. C’est notamment le cas pour la turbomachine illustrée à la FIG. 1 . Cette turbomachine 10 comporte une hélice 12 à l’amont, qui comprend des aubes de rotor 14 à calage variable, et un redresseur 16 à l’aval, qui comprend des aubes de stator 18 également à calage variable. Pour remédier au problème d’émission sonore, une technologie de réduction des bruits déjà connue sur des ventilateurs et inspirée notamment des ailes de rapaces nocturnes consiste à aménager des serrations 20 sur les bords de fuite des aubes de rotor 14 ou sur les bords d’attaque des aubes de stator 18 (figures 2 et 3). Des serrations 20 d’un bord d’attaque ou de fuite sont formées par une alternance de dents 20a et de creux 20b le long de ce bord. Les serrations peuvent entraîner des variations de la corde de l’aube en fonction de la hauteur radiale, avec des épaisseurs variables et un bord de fuite ou d’attaque très fin. Les dents 20a sont définies de sorte à réduire le bruit dans le spectre moyen d’émission sans empirer de façon trop importante d’autres fréquences à d’autres régimes moteurs. Le calage angulaire des aubes implique une acoustique variable des aubes suivant le régime moteur et l’orientation des aubes. On a constaté que, dans la plupart des régimes moteur, les serrations permettent de réduire les bruits émis. Cependant, on a constaté également une forte aggravation des bruits émis lorsque les aubes sont calées en mode reverse ou inversion de poussée. Dans le cas d’une aube de rotor, les serrations du bord de fuite se retrouvent orientées vers l’amont en mode reverse , ce qui perturbe beaucoup le flux aérodynamique. Les serrations sont alors contreproductives. La phase d’inversion de poussée est une phase qui au contraire devrait être la moins bruyante possible car elle se fait en général dans un environnement urbain proche. Un autre inconvénient de la technique antérieure est lié au fait que les serrations ne peuvent pas être fabriquées avec le même matériau que les aubes tissées car les serrations sont trop fines, et elles seraient trop fragiles et en particulier friables. La présente invention propose une solution à au moins une partie des problèmes de la technique antérieure, qui est simple, efficace et économique. L’invention concerne un procédé de fabrication d’une aube pour une turbomachine d’aéronef, cette aube comportant une pale comportant un intrados et un extrados, ainsi qu’un bord d’attaque et un bord de fuite, le bord d’attaque ou de fuite comportant des serrations (35) formées par une alternance de dents et de creux le long de ce bord, le procédé comprenant : a) la réalisation d’une préforme tridimensionnelle par tissage de fibres, et b) la solidification de la préforme avec une résine polymérisable, caractérisé en ce que les étapes a) et b) permettent de réaliser un corps de la pale sans les serrations, et le procédé comprend en outre : c) la formation des serrations, cette formation étant réalisée en montant le corps de la pale dans un moule comportant une empreinte des serrations à former, et en thermocomprimant une matière dans le moule, cette matière étant destinée à se solidariser au corps de la pale et à adopter la forme de l’empreinte, l’ensemble formé par le corps de la pale et la matière solidarisée formant la pale de l’aube. L’invention propose ainsi de réaliser les serrations postérieurement à la solidification de la préforme avec la résine. Les serrations sont réalisées par thermocompression, c’est-à-dire par un traitement combinant une augmentation de la température et de la pression. Une matière est utilisée spécifiquement pour la réalisation des serrations et est thermocomprimée avec la préforme solidifiée, appelée corps de pale, de façon à ce qu’elle épouse la forme du moule et adopte donc une forme à serrations. La thermocompression permet en outre de solidariser la matière à la préforme. Le procédé 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 : le procédé comprend, entre les étapes b) et c), une étape i) de préparation ou de traitement de la surface du corps de la pale destinée à être solidarisée à la matière ; -- ladite préparation ou ledit traitement de surface est choisi parmi un sablage, un traitement plasma et un film de colle ; la matière s’étend sur le corps de la pale, uniquement le long du bord de la pale comportant les serrations ; la matière est solidarisée au corps de la pale par adhésion chimique et/ou ancrage mécanique ; l’ancrage mécanique est réalisé en comblant des logements du corps de pale avec la matière lors de l’étape c) ; le procédé comprend, entre les étapes b) et c), une étape i) de formation des logements par exemple par usinage du corps de pale ; les logements ont chacun une forme générale en queue d’aronde ; le procédé comprend en outre, après l’étape c), une étape d) de recouvrement de la pale avec une couche de consolidation qui recouvre à la fois le corps de la pale et la matière ; la couche de consolidation est en polyuréthane ; pendant l’étape c), le moule est chauffé à une température supérieure à 100°C, et par exemple comprise entre 120 et 150°C ; pendant l’étape c), la thermocompression est réalisée à une pression supérieure à 50 bars, et par exemple comprise entre 70 et 140 bars ; la matière comprend au moins un polymère thermodurcissable ; la matière comprend des charges ; les charges comprennent des fibres en particulier de carbone. L’invention concerne également une aube pour une turbomachine d’aéronef, cette aube étant obtenue par un procédé tel que décrit ci-dessus. Avantageusement, l’aube comporte une pale comportant un intrados et un extrados, ainsi qu’un bord d’attaque et un bord de fuite, le bord d’attaque ou de fuite comportant des serrations formées par une alternance de dents et de creux le long de ce bord, la pale comportant un corps de pale et une matière solidarisée au corps de pale et définissant lesdites serrations, le corps de pale comportant une préforme tridimensionnelle réalisée par tissage de fibres et noyée dans une résine. La résine et la matière peuvent toutes les deux être à base d’époxy. Brève description des figures D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels : FIG. 1 la FIG. 1 est une vue schématique en perspective d’une turbomachine à hélice non carénée et un redresseur non caréné, l’hélice et le redresseur comportant des aubes à calage variable ; FIG. 2 la FIG. 2 est une vue schématique d’une aube de rotor ou d’hélice à calage variable ; FIG. 3 la FIG. 3 est une vue schématique d’une aube de stator ou de redresseur à calage variable ; FIG. 4 la FIG. 4 est une vue schématique d’une aube selon l’invention ; FIG. 5 la FIG. 5 est une vue en perspective d’un moule de thermocompression et montre une étape d’un procédé selon l’invention ; FIG. 6 la FIG. 6 est une autre vue schématique du moule et illustre également l’étape du procédé selon l’invention ; FIG. 7 les figures 7a et 7b sont des vues très schématiques partielles en coupe du moule de thermocompression et illustrent également l’étape précitée ; FIG. 8 la FIG. 8 est une vue schématique en coupe d’une aube selon l’invention ; et FIG. 9 la FIG. 9 est une vue similaire à celle de la FIG. 6 et illustre une variante de réalisation. Description détaillée de l'invention Les figures 1 à 3 ont été décrites dans ce qui précède. L’invention concerne une aube turbomachine d’aéronef, qui peut être la turbomachine de la FIG. 1 ou une autre turbomachine. La FIG. 4 illustre un mode de réalisation d’une aube 30 selon l’invention pour une turbomachine d’aéronef. L’invention s’applique à tout type d’aube, de stator ou de rotor. L’aube 30 peut donc être une aube d’hélice de rotor, comme une aube de stator. L’aube peut par ailleurs être du type à calage variable ou non. L’aube 30 comprend une pale 32 comportant un intrados 32a et un extrados 32b, ainsi qu’un bord d’attaque 32c et un bord de fuite 32d. L’un des bords 32c, 32d de l’aube 30 comporte des serrations 35 formées par une alternance de dents 35a et de creux 35b le long de ce bord. Il peut s’agir du bord d’attaque 32c ou du bord de fuite 32d et l’invention s’applique à ces deux cas de figure bien que la FIG. 4 et les figures suivantes se focalisent sur la présence et la formation de serrations sur le bord de fuite 32d. L’invention concerne un procédé de fabrication de l’aube 30. Le procédé comprend les étapes suivantes : a) la réalisation d’une préforme tridimensionnelle par tissage de fibres, et b) la solidification de la préforme avec une résine polymérisable. Ces étapes sont connues, en particulier dans le cadre d’un procédé du type RTM ( Resin Transfer Molding ). Dans le cadre de la présente invention, ces étapes sont utilisées pour réaliser un corps de la pale sans les serrations 35. L’invention propose ainsi de réaliser les serrations 35 après la solidification du corps de la pale. On comprend donc que la formation des serrations n’impactent pas en soi le procédé du type RTM. Le procédé selon l’invention comprend, après les étapes a) et b), une étape c) de formation des serrations 35. Comme cela est illustré 5, 6 et 7a-7b, cette formation est réalisée en montant le corps 36 de la pale dans un moule 38 comportant une empreinte 40 des serrations 35 à former, et en thermocomprimant une matière 42 dans le moule 38. Cette matière 42 est destinée à se solidariser au corps 36 de la pale et à adopter la forme de l’empreinte 40. L’ensemble formé par le corps 36 de la pale et la matière 42 solidarisée forme la pale 32 de l’aube 30. Dans la FIG. 5 , on voit un moule 38 en deux parties entre lesquelles est disposé le corps 36 de la pale. Les deux parties du moule 38 définissent une cavité de logement du corps de la pale. Cette cavité comprend l’empreinte 40 précitée. Dans la FIG. 6 et la figure 7a, on voit que la matière 42 est déposée sur une partie du corps 36 de la pale ou est injectée dans la cavité du moule 38, puis dans la figure 7b, le moule 38 est fermé et soumis à un traitement de thermocompression afin que la matière 42 comble l’empreinte 40 et adopte sa forme. Dans les figures 4 et 8, on constate que la matière 42 s’étend sur le corps 36 de la pale, uniquement le long du bord de la pale comportant les serrations 35. Il n’est en effet pas nécessaire de mouler de la matière 42 sur l’intégralité du corps 36 de la pale. La matière 42 peut être solidarisée au corps 36 de la pale par adhésion chimique et/ou ancrage mécanique. Dans le cas de la FIG. 8 , c’est une simple adhésion chimique qui permet de solidariser la matière 42 au corps 36 de la pale. Dans le cas de la FIG. 9 , c’est également un ancrage mécanique qui permet d’assurer cette solidarisation. L’ancrage mécanique peut être réalisé en comblant des logements 44 du corps 36 de pale avec la matière 42 lors de l’étape c). Le procédé comprend alors de préférence, entre les étapes b) et c), une étape i) de formation des logements 44 par exemple par usinage du corps 36 de pale. Les logements 44 peuvent avoir chacun une forme générale en queue d’aronde comme illustré schématiquement à la FIG. 9 . Ils peuvent s’étendre sur toute l’étendue transversale du corps 36 et donc déboucher respectivement sur l’intrados et l’extrados de ce corps 36. Le procédé peut comprendre, après l’étape c), une étape d) de recouvrement de la pale 32 avec une couche de consolidation 46 qui recouvre à la fois le corps 36 de la pale et la matière 42 (cf. FIG. 8 ). La couche de consolidation est par exemple en polyuréthane. En ce qui concerne la thermocompression à l’étape c), le moule 38 est de préférence chauffé à une température supérieure à 100°C, et par exemple comprise entre 120 et 150°C. La thermocompression est de préférence réalisée à une pression supérieure à 50 bars, et par exemple comprise entre 70 et 140 bars. La thermocompression peut être réalisée pendant une durée comprise entre 15s et 40min en fonction de la nature de la matière et de la température de moulage. La matière 42 utilisée pour la formation des serrations 36 comprend de préférence au moins un polymère thermodurcissable. Cette matière 42 peut comprendre des charges, telles que des fibres en particulier de carbone. On pourra utiliser des charges de type DLF ( Discontinuous Long Fiber ) et de la matière de type SMC ( Sheet Molding Compound ) ou encore BMC ( Bulk Molding Compound ). Ces charges et matières ont des avantages en particulier de fluer afin de permettre de remplir une forme complexe comme l’empreinte 40 de serrations 35. La matière 42 utilisée peut être celle commercialisée par la société Hexcel sous l’appellation HexMC®-i. La présente invention concerne également une aube 30 pour une turbomachine d’aéronef, cette aube 30 étant obtenue par le procédé décrit dans ce qui précède. L’aube 30 comporte une pale 32 comportant un intrados 32a et un extrados 32b, ainsi qu’un bord d’attaque 32c et un bord de fuite 32d. Le bord d’attaque 32c ou de fuite 32d comporte des serrations 35 formées par une alternance de dents 35a et de creux 35b le long de ce bord. La pale 32 comporte un corps 36 de pale et la matière 42 précitée solidarisée au corps 36 de pale et définissant les serrations 35. Le corps 36 de pale comporte une préforme tridimensionnelle réalisée par tissage de fibres et noyée dans une résine qui peut être différente de la matière formant les serrations 35. La résine et la matière 42 peuvent toutes les deux être à base d’époxy mais peuvent avoir des formulations et en particulier des charges ou additifs différent. Le procédé selon l’invention peut comprendre, entre les étapes b) et c), une étape i) de préparation ou de traitement de la surface du corps 36 de la pale destinée à être solidarisée à la matière 42. Cette préparation ou ce traitement de surface est de préférence choisi parmi un sablage, un traitement plasma et un film de colle. Ceci permet d’activer la zone d’accroche afin d’avoir une meilleure affinité entre les résines. L’invention apporte plusieurs avantages parmi lesquels : possibilité de faire des formes complexes, possibilité d’intégrer la forme à des aubes existantes, possibilité de réparer la géométrie tout au long du cycle de vie de la pièce, pas d’influence sur l’intégrité de la structure de l’aube. Procédé de fabrication d’une aube (30) pour une turbomachine d’aéronef, cette aube (30) comportant une pale (32) comportant un intrados (32a) et un extrados (32b), ainsi qu’un bord d’attaque (32c) et un bord de fuite (32d), le bord d’attaque (32c) ou de fuite (32d) comportant des serrations (35) formées par une alternance de dents (35a) et de creux (35b) le long de ce bord, le procédé comprenant : a) la réalisation d’une préforme tridimensionnelle par tissage de fibres, et b) la solidification de la préforme avec une résine polymérisable, caractérisé en ce que les étapes a) et b) permettent de réaliser un corps (36) de la pale sans les serrations (35), et le procédé comprend en outre : c) la formation des serrations (35), cette formation étant réalisée en montant le corps (36) de la pale dans un moule (38) comportant une empreinte (40) des serrations (35) à former, et en thermocomprimant une matière (42) dans le moule (38), cette matière (42) étant destinée à se solidariser au corps (36) de la pale et à adopter la forme de l’empreinte (40), l’ensemble formé par le corps (36) de la pale et la matière (42) solidarisée formant la pale (32) de l’aube (30). Procédé selon la revendication 1, dans lequel il comprend, entre les étapes b) et c), une étape i) de préparation ou de traitement de la surface du corps (36) de la pale destinée à être solidarisée à la matière (42). Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la matière (42) s’étend sur le corps (36) de la pale, uniquement le long du bord de la pale (32) comportant les serrations (35). Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la matière (42) est solidarisée au corps (36) de la pale par adhésion chimique et/ou ancrage mécanique. Procédé selon la revendication 4, dans lequel l’ancrage mécanique est réalisé en comblant des logements (44) du corps (36) de pale avec la matière (42) lors de l’étape c). Procédé selon la revendication 5, dans lequel il comprend, entre les étapes b) et c), une étape i) de formation des logements (44) par exemple par usinage du corps (36) de pale. Procédé selon la revendication 5 ou 6, dans lequel les logements (44) ont chacun une forme générale en queue d’aronde. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel il comprend en outre, après l’étape c), une étape d) de recouvrement de la pale avec une couche de consolidation (46) qui recouvre à la fois le corps (36) de la pale et la matière (42). Procédé selon la revendication précédente, dans lequel la couche de consolidation (46) est en polyuréthane. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel, pendant l’étape c), le moule (38) est chauffé à une température supérieure à 100°C, et par exemple comprise entre 120 et 150°C. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel, pendant l’étape c), la thermocompression est réalisée à une pression supérieure à 50 bars, et par exemple comprise entre 70 et 140 bars. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la matière (42) comprend au moins un polymère thermodurcissable. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la matière (42) comprend des charges. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel les charges comprennent des fibres en particulier de carbone. Aube (30) pour une turbomachine d’aéronef, cette aube (30) étant obtenue par un procédé selon l’une des revendications précédentes et comportant une pale (32) comportant un intrados (32a) et un extrados (32b), ainsi qu’un bord d’attaque (32c) et un bord de fuite (32d), le bord d’attaque (32c) ou de fuite (32d) comportant des serrations (35) formées par une alternance de dents (35a) et de creux (35b) le long de ce bord, la pale (32) comportant un corps (36) de pale et une matière (42) solidarisée au corps de pale et définissant lesdites serrations (35), le corps (36) de pale comportant une préforme tridimensionnelle réalisée par tissage de fibres et noyée dans une résine. Aube (30) selon la revendication précédente, dans laquelle la résine et la matière sont toutes les deux à base d’époxy.