FR 3162059 A1 20251114 FR 2404772 A 20240507 Distribution hétérogène de fentes de bord d’attaque La présente invention concerne un rangée d’aubes (120a,120b,130a,130b) de turbomachine arrangées autour d’un axe central (X). Cette rangée d’aubes (120a,120b,130a,130b) de turbomachine comporte un premier ensemble d’aubes (120a,130a) avec chacune un ensemble de fentes (200) de bord d’attaque, ainsi qu’au moins un deuxième ensemble d’aubes (120b,130b) dont aucune ne présente un ensemble de fentes (200) de bord d’attaque sensiblement identique à l’ensemble de fentes (200) de bord d’attaque de chaque aube (120a,130a) du premier ensemble d’aubes (120a,130a). On obtient aussi une distribution hétérogène des fentes (200) de bord d’attaque sur les différentes aubes (120a,120b,130a,130b) de cette rangée. Figure pour l’abrégé : Fig. 3C. Distribution hétérogène de fentes de bord d’attaque Le domaine technique du présent exposé est celui des turbomachines et en particulier les soufflantes propulsives et les moteurs à turbine à gaz, tels que notamment utilisés dans la propulsion aéronautique. Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions mais aussi ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique. Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions. Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son impact climatique par l’emploi de méthodes et l’exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire de l'empreinte environnementale de son activité. Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d’avions, l’allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l’emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques. La recherche de la minimisation des émissions polluantes liées au transport aérien passe notamment par la voie de l’amélioration de toutes les efficacités des systèmes de propulsion, et plus particulièrement du rendement propulsif qui caractérise l’efficacité avec laquelle l’énergie utilisée est convertie en effort de poussée utile. Les éléments influençant au premier ordre ce rendement propulsif sont ceux qui contribuent de manière immédiate à la génération de la poussée, dont notamment les soufflantes propulsives. Le principe directeur connu permettant d’améliorer le rendement propulsif consiste à diminuer le taux de compression de la soufflante, diminuant par là-même la vitesse d’écoulement de l’air en sortie de la soufflante et les pertes par énergie cinétique qui lui sont liées. Pour obtenir la même poussée, cette diminution de vitesse d’écoulement en sortie de la soufflante propulsive doit normalement être compensée par un plus grand débit massique d’air plus important, et donc un plus grand diamètre de la soufflante. Quand cette soufflante est actionnée par un moteur à turbine à gaz, ceci implique normalement aussi un plus grand taux de dilution (en anglais, « bypass ratio », abrégé « BPR »), qui est le rapport entre le débit massique du flux secondaire de la soufflante et celui du flux primaire alimentant la chambre de combustion du moteur à turbine à gaz. Quand la soufflante est carénée, par exemple des types dit à taux de dilution ultra-élevé (en anglais, « Ultra High Bypass Ratio », abrégé « UHBR ») ou à calage variable (en anglais, « Variable Pitch Fan », abrégé « VPF »), l’augmentation du diamètre de la soufflante implique aussi celle des dimensions extérieures du carter de rétention l’entourant, ainsi que de la nacelle constituant l’enveloppe aérodynamique du carter en question, et donc sa trainée, ainsi que celle de leur masse. Afin d’éviter ces inconvénients, il est possible de raccourcir la longueur axiale de la nacelle et de l’amincir, ce qui diminue l’espace disponible pour les traitements acoustiques qui servent à la réduction de bruit. Par ailleurs, plusieurs types de soufflantes propulsives non-carénées ont été envisagés, dont notamment ceux connus sous les acronymes anglais « USF » et « CROR ». Dans les deux types, la soufflante propulsive comprend deux rangées de pales arrangées radialement autour d’un ou plusieurs axes centraux, l’une en amont et l’autre en aval, les termes « amont » et « aval » étant compris, dans le contexte du présent exposé, comme étant définis par rapport au sens habituel de circulation de l’air à travers la soufflante. Toutefois, dans les soufflantes propulsives de type « USF » (« Unducted Single Fan ») seulement la rangée en amont est rotative autour de l’axe central, tandis que dans les soufflantes propulsives de type « CROR » (« Counter-Rotating Open Rotor ») les deux rangées sont rotatives en sens opposés. Toutefois, dans les deux types, des pales de chacune des deux rangées peuvent être à calage variable. Or, l’augmentation du diamètre et du débit massique de la soufflante peuvent engendrer également une augmentation sensible de ses émissions acoustiques, que le raccourcissement, amincissement ou même suppression de son carénage ne permettra pas de contenir. En grande partie, ces émissions sonores peuvent être dues aux interactions entre rangées successives de pales et/ou aubes de la soufflante, notamment aux harmoniques de la fréquence de passage des pales (« BPF », de l’anglais « Blade Passing Frequency »). D’importants efforts de recherche et développement ont donc été dirigés, notamment par la Déposante, à la réduction de ces émissions sonores. Pour cela, il a été proposé, notamment dans le brevet US 11,560,796, d’incorporer des dents ou ondulations au bord d’attaque des pales ou aubes aval. Il a aussi été proposé, dans ce même sens, d’incorporer des fentes au bord d’attaque d’aubes de redressement de soufflante. Le présent exposé est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des aéronefs et, en ce sens, contribue à la réduction de leur impact environnemental, et notamment en termes d’émissions sonores. Pour cela, un premier aspect du présent exposé concerne une rangée d’aubes de turbomachine arrangées autour d’un axe central. Chaque aube de ladite rangée d’aubes peut comprendre un intrados et un extrados s’étendant, dans une direction d’envergure sensiblement perpendiculaire à l’axe central, d’un pied d’aube à une tête d’aube et, perpendiculairement à la direction d’envergure, d’un bord d’attaque à un bord de fuite. La rangée d’aubes de turbomachine peut comporter un premier ensemble d’aubes avec chacune un ensemble de fentes de bord d’attaque, mais aussi au moins un deuxième ensemble d’aubes dont aucune ne présente un ensemble de fentes de bord d’attaque sensiblement identique à l’ensemble de fentes de bord d’attaque de chaque aube du premier ensemble d’aubes. On entend par « ensemble d’aubes », dans le cadre du présent exposé, un ensemble d’une ou plusieurs aubes, et par « ensemble de fentes de bord d’attaque », un ensemble d’une ou plusieurs fentes de bord d’attaque. En particulier, chaque aube du deuxième ensemble d’aubes peut être dépourvue de fentes sur tout son bord d’attaque, quoiqu’il est alternativement envisageable qu’au moins une aube du deuxième ensemble d’aubes comprenne au moins une fente de bord d’attaque de position, forme et/ou taille différentes de chaque fente de l’ensemble de fentes de bord d’attaque de chaque aube du premier ensemble d’aubes. On peut obtenir ainsi, dans un cas comme dans l’autre, une distribution hétérogène des fentes de bord d’attaque sur la rangée d’aubes, de manière à décorréler les sources sonores et ainsi réduire plus efficacement les émissions sonores. Limiter ou supprimer les fentes de bord d’attaque sur le deuxième ensemble d’aubes, peut permettre de réduire des éventuelles pertes aérodynamiques associées à la présence de fentes de bord d’attaque sur les aubes. Ledit premier ensemble d’aubes peut s’étendre uniquement sur un angle inférieur à 270°, en particulier inférieur à 180°, voire même inférieur à 120°, autour de l’axe central. Il est ainsi envisageable d’utiliser les fentes de bord d’attaque pour réduire les émissions sonores plus efficacement dans une direction préférentielle, comme par exemple, vers l’extérieur d’un aéronef, vers le fuselage d’un aéronef, ou vers le sol, sans affecter le rendement aérodynamique ou la résistance mécanique d’aubes orientées dans des directions différentes. Un deuxième aspect du présent exposé concerne une soufflante propulsive comprenant la rangée d’aubes suivant le premier aspect et, en amont de celle-ci, une autre rangée d’aubes, disposées tournantes autour de l’axe central. En effet, la réduction des émissions sonores grâce à la distribution hétérogène des fentes de bord d’attaque peut être particulièrement utile dans ce contexte. Néanmoins, il est également envisageable d’appliquer la distribution hétérogène des fentes de bord d’attaque dans d’autres rangées d’aubes de turbomachine. Dans la soufflante suivant ce deuxième aspect, au moins certaines aubes dudit premier ensemble d’aubes peuvent être situées en aval d’un secteur descendant de l’autre rangée d’aubes. En effet, dans ce secteur descendant, les aubes rotoriques de cette autre rangée en amont peuvent voir une sur-incidence et donc présenter de décollements et/ou des sillages plus énergétiques pouvant significativement augmenter les niveaux sonores dans leur interaction avec les aubes aval. Ainsi, un troisième aspect du présent exposé concerne un moteur à turbine à gaz comprenant la rangée d’aubes suivant le premier aspect en tant que rangée d’aubes directrices d’admission (en anglais : « inlet guide vanes » ou IGV). En effet, les aubes directrices d’admission peuvent également générer des bruits d’interaction avec, par exemple, des sillages des aubes tournantes de soufflante ou des couches limites sur le moyeu en amont, et des fentes de bord d’attaque distribuées de manière hétérogène parmi ces aubes directrices d’admission peuvent contribuer à réduire ces émissions sonores. Un quatrième aspect de la présente invention concerne un propulseur comprenant la soufflante propulsive suivant le deuxième aspect. Ce propulseur peut comprendre en outre un support disposé en aval de la première rangée d’aubes. Par « support », on entend, dans le contexte de cet exposé, toute structure destinée à soutenir le propulseur, y compris des systèmes d’accrochage tels que, par exemple, un mât ou pylône. La soufflante propulsive peut notamment être une soufflante propulsive non-carénée, en particulier de type USF, et ledit deuxième ensemble d’aubes de la deuxième rangée d’aubes peut alors comprendre au moins deux aubes, chacune dépourvue de fentes sur tout son bord d’attaque, disposées adjacentes du support d’un côté et d’autre du support en direction circonférentielle autour de l’axe central, afin d’éviter des décollements d’écoulement à proximité de ce support, ou d’une voilure adjacente, et donc des interactions qui pourraient nuire au rendement du propulseur et/ou augmenter les émissions sonores. Finalement, un cinquième aspect de la présente invention concerne un aéronef comprenant le propulseur suivant le quatrième aspect et/ou le moteur à turbine à gaz suivant le troisième aspect. Des caractéristiques individuelles des différents aspects et modes de réalisation susmentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux, à la lecture de la description détaillée qui suit, de modes de réalisation représentés à titre d'exemples non limitatifs. La description se réfère aux dessins annexés qui sont schématiques et visent avant tout à illustrer les principes de l’exposé. Sur ces dessins, d’une figure à l’autre, des éléments (ou parties d’élément) identiques ou équivalents sont repérés par les mêmes signes de référence. Sur ces dessins annexés : FIG. 1 La FIG. 1 illustre schématiquement un aéronef équipé d’un propulseur avec une soufflante propulsive non-carénée suivant un premier mode de réalisation. FIG. 2 La FIG. 2 illustre schématiquement le propulseur de l’aéronef de la FIG. 1 . FIG. 3 La FIG. 3 représente une vue frontale d’une rangée d’aubes aval d’une première variante de la soufflante propulsive non-carénée du premier mode de réalisation. FIG. 3 La FIG. 3 représente une vue frontale d’une rangée d’aubes aval d’une deuxième variante de la soufflante propulsive non-carénée du premier mode de réalisation. FIG. 3 La FIG. 3 représente une vue frontale d’une rangée d’aubes aval d’une troisième variante de la soufflante propulsive non-carénée du premier mode de réalisation. FIG. 4 La FIG. 4 est une vue de détail d’un premier exemple de fente de bord d’attaque d’aube de turbomachine. FIG. 4 La FIG. 4 est une vue de détail d’un deuxième exemple de fente de bord d’attaque d’aube de turbomachine. FIG. 4 La FIG. 4 est une vue de détail d’un troisième exemple de fente de bord d’attaque d’aube de turbomachine. FIG. 5 La FIG. 5 est une vue de détail de la rangée d’aubes directrices d’admission d’un moteur à turbine à gaz du propulseur de l’aéronef de la FIG. 1 . FIG. 6 La FIG. 6 représente une vue frontale d’aubes directrices d’admission d’une première variante de la rangée de la FIG. 5 . FIG. 6 La FIG. 6 représente une vue frontale d’aubes directrices d’admission d’une deuxième variante de la rangée de la FIG. 5 . FIG. 7 La FIG. 7 illustre schématiquement un aéronef équipé d’un propulseur avec une soufflante propulsive carénée suivant un deuxième mode de réalisation. FIG. 8 La FIG. 8 illustre schématiquement le propulseur de l’aéronef de la FIG. 7 . FIG. 9 La FIG. 9 représente une vue frontale d’une rangée d’aubes aval d’une première variante de la soufflante propulsive carénée du deuxième mode de réalisation. FIG. 9 La FIG. 9 représente une vue frontale d’une rangée d’aubes aval d’une deuxième variante de la soufflante propulsive carénée du deuxième mode de réalisation. FIG. 9 La FIG. 9 représente une vue frontale d’une rangée d’aubes aval d’une troisième variante de la soufflante propulsive carénée du deuxième mode de réalisation. Afin de rendre plus concret l’exposé, des modes de réalisation sont décrits en détail ci-après, en référence aux dessins annexés. Il est rappelé toutefois que l'invention ne se limite pas à ces modes de réalisation. Comme illustré sur la FIG. 1 , un aéronef 1 peut incorporer un ou plusieurs propulseurs 10 à soufflante propulsive 100 suivant le présent exposé. Ces propulseurs 10 peuvent notamment être disposés, comme illustré, sous les ailes 2, mais d’autres dispositions alternatives, par exemple à l’arrière du fuselage de l’aéronef 1, sont également envisageables. Comme illustré sur la FIG. 2 , le propulseur 10 peut aussi comprendre un moteur à turbine à gaz 11 et un réducteur 12. Dans le sens de l’écoulement de l’air, ce moteur à turbine à gaz 11 peut comprendre un compresseur basse pression 13, un compresseur haute pression 14, une chambre de combustion 15, une turbine haute pression 16, une turbine basse pression 17 et une tuyère 18, entourés par un carénage 19 aboutissant dans la tuyère 18. La turbine haute pression 16 peut être reliée au compresseur haute pression 14 par un premier arbre rotatif 21 pour l’entraînement de ce dernier, tandis que la turbine basse pression 17 peut être reliée au compresseur basse pression 13 par un deuxième arbre rotatif 22 coaxial au premier arbre rotatif 21, de manière analogue. Le réducteur 12 peut relier le deuxième arbre rotatif 22 à la soufflante propulsive 100 pour l’actionnement de cette dernière. Bien que dans l’exemple illustré la soufflante propulsive 100 soit disposée à l’avant du propulseur 10, dans une configuration dite « puller », il est également envisageable de la disposer à l’arrière du propulseur, en configuration « pusher ». Le propulseur 10 peut par ailleurs comprendre un support 50, par exemple en forme de pylône ou mât, le reliant à l’aéronef 1, et en particulier, comme illustré, aux ailes 2, quoique d’autres configurations sont envisageables, comme par exemple un rattachement au fuselage. Bien que, dans l’exemple illustré sur la FIG. 2 , ce support 50 soit disposé en aval des deux rangées d’aubes 110, 120a, 120b de la soufflante propulsive 100, il serait envisageable de le situer entre deux aubes directrices de la soufflante propulsive 100. En complément ou remplacement du moteur à turbine à gaz 11, le propulseur 10 pourrait toutefois comprendre un autre type de moteur, et en particulier un autre type de moteur à combustion et/ou un moteur électrique, pour l’actionnement de la soufflante, directement et/ou à travers une transmission telle que le réducteur 12. Le propulseur 10 pourrait donc ainsi être un propulseur hybride, en série ou parallèle, ou même purement électrique. La soufflante propulsive 100 peut comprendre un rotor avec une première rangée d’aubes 110, constituant donc chacune une pale rotorique, et un stator avec une deuxième rangée d’aubes 120a,120b, en aval de la rangée d’aubes 110, chaque aube 120a,120b constituant donc une aube directrice et/ou un redresseur. Chacune des aubes 110, 120a,120b peut comporter un corps profilé s’étendant radialement, par rapport à l’axe central X, d’un diamètre intérieur à un diamètre extérieur de la rangée correspondante. Alternativement, toutefois, la soufflante propulsive 100 peut comprendre, à la place du stator, un deuxième rotor, contrarotatif par rapport au premier rotor, de telle sorte que les aubes 120a,120b de la deuxième rangée constituent aussi chacune une pale rotorique, disposée en aval de la rangée de pales 110 du premier rotor. Les deux rangées peuvent notamment être coaxiales, avec les aubes des deux rangées disposées radialement autour du même axe central X, mais il est aussi envisageable qu’elles aient des axes centraux différents, et notamment parallèles. Le corps profilé de chaque aube peut être formé par des profils aérodynamiques empilés suivant un axe radial d’empilement dans une direction d’envergure Z correspondante, de manière à former, comme illustré sur la FIG. 3 , un intrados et un extrados, s’étendant chacun d’un bord d’attaque BA à un bord de fuite BF et d’un pied d’aube 123 à une tête d’aube 124. Par exemple, pour une coupe ou profil aérodynamique de l’aube 120a,120b, le bord d’attaque BA peut être défini comme l’extrémité amont suivant la direction d’écoulement du fluide. Le bord d’attaque BA peut être caractérisé par un minimum local sur le rayon de courbure définissant le profil dans sa partie amont. Le bord de fuite BF peut être défini comme l’extrémité aval suivant la direction d’écoulement du fluide. Ces coupes ou profils aérodynamiques peuvent notamment être cambrés. Une ou plusieurs des aubes 120a,120b, voire toutes les aubes 120a,120b de la deuxième rangée, peuvent présenter chacune plusieurs fentes 200 de bord d’attaque, tel qu’illustré sur les Figs. 3A à 3C. On entend par « fente », dans le contexte du présent exposé, une ouverture étroite et profonde, par exemple avec un rapport entre une profondeur, dans une direction de corde locale, et une largeur, dans la direction d’envergure, supérieure ou égale à 0,5, voire même supérieure ou égale à 1. Comme illustré sur chacune des Figs. 4A à 4C, une telle fente 200 de bord d’attaque peut être délimitée par deux surfaces latérales de fente 210. Les bords 211, 212 des surfaces latérales de fente 210 peuvent être arrondis ou échancrés. La fente 200 de bord d’attaque peut notamment être prolongée, sur au moins une partie de l’extrados 122 et/ou de l’intrados 121, en direction du bord de fuite BF, par un sillon 220 délimité par des prolongations 210’ des surfaces latérales de fente 210. Comme illustré sur la FIG. 4 , les deux surfaces latérales 210 et/ou leurs prolongations 210’ peuvent être sensiblement parallèles. Toutefois, il est aussi envisageable, comme illustré sur la FIG. 4 , que les deux surfaces latérales 210 et/ou leurs prolongations 210’ soient divergentes en direction du bord de fuite BF, ou bien, comme illustré sur la FIG. 4 , qu’elles soient convergentes en direction du bord de fuite BF. Il est également envisageable que la fente 200 de bord d’attaque soit inclinée radialement par rapport à l’axe central X, voire même qu’elle soit courbe ou ondulée. Comme illustré sur les Figs. 3A à 3C, les fentes 200 de bord d’attaque peuvent être distribuées de manière hétérogène sur la deuxième rangée d’aubes 120a,120b, de telle manière que la forme, taille, nombre et/ou position des fentes 200 de bord d’attaque varie entre les aubes 120a,120b de la deuxième rangée d’aubes. Ainsi, comme illustré sur la FIG. 3 , les aubes 120a,120b de la deuxième rangée peuvent comprendre un premier ensemble d’aubes 120a, avec chacune un ensemble sensiblement identique de fentes 200 de bord d’attaque, et au moins un deuxième ensemble d’aubes 120b, avec chacune un ensemble de fentes 200 de bord d’attaque sensiblement différent de celui du premier ensemble d’aubes 120a. Ainsi, comme illustré sur cette FIG. 3 , les fentes 200 de bord d’attaque des aubes 120b du deuxième ensemble peuvent différer en nombre, position, taille et/ou forme de celles des aubes 120a du premier ensemble, obtenant ainsi une distribution hétérogène. Comme également illustré sur la FIG. 3 , les aubes 120b du deuxième ensemble peuvent par exemple être intercalées entre les aubes 120a du premier ensemble, quoique d’autres distributions soient également envisageables. Cela permet d’augmenter la décorrelation des sources de bruit et donc de réduire les nuisances sonores produites par l’interaction avec le sillage de la première rangée d’aubes 110. Il est également envisageable que les aubes 120b du deuxième ensemble soient entièrement dépourvues de fentes 200 de bord d’attaque, comme illustré sur les Figs. 3B et 3C. Dans ce cas, au moins deux des aubes 120b du deuxième ensemble pourraient être disposées adjacentes au support 50, d’un côté et d’autre de ce support 50 en direction circonférentielle autour de l’axe central X, pour éviter des interactions négatives aérodynamiques, telles que décollements, et/ou mécaniques entre les fentes 200 de bord d’attaque et le support 50, comme illustré aussi sur les Figs. 3B et 3C. Il est aussi envisageable, comme illustré en particulier sur la FIG. 3 , que le premier ensemble d’aubes s’étende uniquement sur un angle θ limité autour de l’axe central X, de manière à limiter l’effet des fentes 200 de bord d’attaque à ce secteur autour de l’axe central X et ainsi réduire les émissions sonores plus efficacement dans ce secteur, qui peut par exemple être orienté vers l’extérieur d’un aéronef, ou vers le sol, sans affecter sensiblement le rendement aérodynamique ou la résistance mécanique d’aubes 120b orientées dans des directions différentes. Cet angle θ peut par exemple être inférieur à 270°, en particulier inférieur à 180°, voire même inférieur à 120°. Il est également envisageable que le secteur délimité par cet angle θ corresponde à un secteur descendant du rotor de la première rangée d’aubes 110. En effet, les aubes rotoriques descendantes de la première rangée d’aubes 110 peuvent voir une sur-incidence et donc présenter de décollements et/ou des sillages plus énergétiques pouvant augmenter les niveaux sonores significativement. La présence de fentes 200 de bord d’attaque sur les aubes 120a en vis-à-vis permet donc de limiter ce phénomène et donc de réduire une source de bruit dominante sur le secteur délimité par l’angle θ. Alternativement ou en complément, il est aussi envisageable que des fentes 200 de bord d’attaque soient disposées sur une rangée d’aubes directrices d’admission, telles que, par exemple, des aubes directrices d’admission 130a,130b du flux primaire ou interne, comme celles situées à l’admission du compresseur basse pression 13, illustrées sur les Figs. 5, 6A et 6B, s’étendant chacune d’un pied d’aube 133 à une tête d’aube 134. Comme illustré sur les Figs. 6A et 6B, les fentes 200 de bord d’attaque peuvent être distribuées de manière hétérogène sur les aubes directrices d’admission 130a,130b, de telle manière que la forme, taille, nombre et/ou position des fentes 200 de bord d’attaque varie entre les aubes 130a,130b de cette rangée. Ainsi, comme illustré sur la FIG. 6 , les aubes directrices d’admission 130a,130b peuvent comprendre un premier ensemble d’aubes 130a, avec chacune un ensemble sensiblement identique de fentes 200 de bord d’attaque, et au moins un deuxième ensemble d’aubes 130b, avec chacune un ensemble de fentes 200 de bord d’attaque sensiblement différent de celui du premier ensemble d’aubes 130a. Les fentes 200 de bord d’attaque des aubes 130b du deuxième ensemble peuvent ainsi différer en nombre, position, taille et/ou forme de celles des aubes 120a du premier ensemble, obtenant ainsi une distribution hétérogène. Comme également illustré sur la FIG. 6 , les aubes 130b du deuxième ensemble peuvent par exemple être intercalées entre les aubes 130a du premier ensemble, quoique d’autres distributions soient également envisageables. Par exemple, comme illustré sur la FIG. 6 , plusieurs, voire toutes les aubes 130a, 130b de chaque ensemble peuvent être arrangées adjacentes les unes aux autres. Par ailleurs, il est également envisageable que les aubes 130b du deuxième ensemble soient entièrement dépourvues de fentes 200 de bord d’attaque, comme également illustré sur la FIG. 6 . En effet, les de phases de vol en incidence telles que l’atterrissage et/ou le décollage peuvent générer une distorsion et/ou hétérogénéité dans l’écoulement d’entrée au flux primaire. Par exemple, des décollements en pied de la première rangée d’aubes 110 hétérogènes dans la direction azimutale et/ou épaisseurs de couche limite hétérogènes dans la direction azimutale. Ces phénomènes rendent nécessaire une optimisation des formes, taille et/ou positionnement des fentes 200 sur les aubes directrices d’admission 130a,130b afin de maximiser la réduction de bruit en fonction des propriétés de l’écoulement incident. Comme illustré sur les Figs. 1, 2 et 3A à 3C, la soufflante propulsive 100 peut notamment être une soufflante non-carénée. Alternativement, toutefois, comme dans le mode de réalisation illustré sur les Figs. 7, 8 et 9A à 9C la soufflante propulsive 100 pourrait être une soufflante carénée, comportant aussi une nacelle 150 entourant au moins les aubes 110 de la première rangée. Cette nacelle 150 peut par ailleurs comprendre aussi un carter de rétention 140 autour des aubes 110, avec un abradable pour limiter les dégâts en cas de contact entre l’extrémité radialement externe des aubes 110 et le carter, et/ou des traitements acoustiques pour la réduction de bruit. Comme dans le premier mode de réalisation, une ou plusieurs des aubes 120a,120b, voire toutes les aubes 120a,120b de la deuxième rangée, peuvent néanmoins présenter chacune plusieurs fentes 200 de bord d’attaque, tel qu’illustré sur les Figs. 9A à 9C. Dans ce mode de réalisation, comme illustré sur les Figs. 9A à 9C, les fentes 200 de bord d’attaque peuvent aussi être distribuées de manière hétérogène sur la deuxième rangée d’aubes 120a,120b, de telle manière que la forme, taille, nombre et/ou position des fentes 200 de bord d’attaque varie entre les aubes 120a, 120b de la deuxième rangée d’aubes. Ainsi, comme illustré sur la FIG. 9 , les aubes 120a,120b de la deuxième rangée peuvent comprendre un premier ensemble d’aubes 120a, avec chacune un ensemble sensiblement identique de fentes 200 de bord d’attaque, et au moins un deuxième ensemble d’aubes 120b, avec chacune un ensemble de fentes 200 de bord d’attaque sensiblement différent de celui du premier ensemble d’aubes 120a. Ainsi, comme illustré sur cette FIG. 9 , les fentes 200 de bord d’attaque des aubes 120b du deuxième ensemble peuvent différer en nombre, position, taille et/ou forme de celles des aubes 120a du premier ensemble, obtenant ainsi une distribution hétérogène. Comme également illustré sur la FIG. 9 , les aubes 120b du deuxième ensemble peuvent par exemple être intercalées entre les aubes 120a du premier ensemble, quoique d’autres distributions soient également envisageables, par exemple avec les aubes de chaque ensemble groupées ensemble. Il est également envisageable que les aubes 120b du deuxième ensemble soient entièrement dépourvues de fentes 200 de bord d’attaque, comme illustré sur les Figs. 9B et 9C. Les aubes 120b du deuxième ensemble peuvent être intercalées, tel qu’illustré sur la FIG. 9 , ou groupées adjacentes les unes des autres, tel qu’illustré sur la FIG. 9 . Comme dans le premier mode de réalisation, il est alors envisageable que le premier ensemble d’aubes s’étende uniquement sur un angle θ limité autour de l’axe central X, de manière à limiter l’effet des fentes 200 de bord d’attaque à ce secteur autour de l’axe central X et ainsi réduire les émissions sonores plus efficacement dans ce secteur, qui peut par exemple être orienté vers l’extérieur d’un aéronef, ou vers le sol, sans affecter sensiblement le rendement aérodynamique ou la résistance mécanique d’aubes 120b orientées dans des directions différentes. Cet angle θ peut par exemple être inférieur à 270°, en particulier inférieur à 180°, voire même inférieur à 120°. Quoique la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des différentes modifications et changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En outre, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation et variantes évoqués peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif. Rangée d’aubes (120a,120b,130a,130b) de turbomachine arrangées autour d’un axe central (X), chaque aube (120a,120b,130a,130b) de ladite rangée d’aubes (120a,120b,130a,130b) comprenant un intrados (121,131) et un extrados (122,132) s’étendant, dans une direction d’envergure (Z) sensiblement perpendiculaire à l’axe central (X), d’un pied d’aube (123,133) à une tête d’aube (124,134) et, perpendiculairement à la direction d’envergure (Z), d’un bord d’attaque (BA) à un bord de fuite (BF), ladite rangée d’aubes (120a,120b,130a,130b) de turbomachine comportant un premier ensemble d’aubes (120a,130a) avec chacune un ensemble de fentes (200) de bord d’attaque, la rangée d’aubes (120a,120b,130a,130b) étant caractérisée en ce qu’elle comprend aussi au moins un deuxième ensemble d’aubes (120b,130b) dont aucune ne présente un ensemble de fentes (200) de bord d’attaque sensiblement identique à l’ensemble de fentes (200) de bord d’attaque de chaque aube (120a,130a) du premier ensemble d’aubes (120a,130a). Rangée d’aubes (120a,120b,130a,130b) de turbomachine suivant la revendication 1, dans laquelle chaque aube (120b,130b) du deuxième ensemble d’aubes (120b,130b) est dépourvue de fentes sur tout son bord d’attaque (BA). Rangée d’aubes (120a,120b,130a,130b) de turbomachine suivant la revendication 1, dans laquelle au moins une aube (120b,130b) du deuxième ensemble d’aubes (120b,130b) comprend au moins une fente (200) de bord d’attaque de position, forme et/ou taille différentes de chaque fente de l’ensemble de fentes (200) de bord d’attaque de chaque aube (120a,130a) du premier ensemble d’aubes (120a,130a). Rangée d’aubes (120a,120b,130a,130b) de turbomachine suivant l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel ledit premier ensemble d’aubes s’étend uniquement sur un angle inférieur à 270°, en particulier inférieur à 180°, voire même inférieur à 120°, autour de l’axe central (X). Soufflante propulsive (100) comprenant la rangée d’aubes (120a,120b) suivant l’une quelconque des revendications 1 à 4 et, en amont de celle-ci, une autre rangée d’aubes (110), disposées tournantes autour de l’axe central (X). Soufflante propulsive (100) suivant la revendication 5, dans lequel au moins certaines aubes (120a,130a) dudit premier ensemble d’aubes sont situées en aval d’un secteur descendant de l’autre rangée d’aubes (110). Propulseur (10) comprenant la soufflante propulsive suivant la revendication 5 ou 6. Propulseur (10) suivant la revendication 7, comprenant en outre un support (50) disposé en aval de la première rangée d’aubes (110). Propulseur (10) suivant la revendication 8, dans lequel la soufflante propulsive (100) est une soufflante propulsive non-carénée, et ledit deuxième ensemble d’aubes (120b) de la deuxième rangée d’aubes (120a,120b) comprend au moins deux aubes (120b), dont chacune est dépourvue de fentes sur tout son bord d’attaque (BA), disposées adjacentes du support (50) d’un côté et d’autre du support (50) en direction circonférentielle autour de l’axe central (X). Moteur à turbine à gaz (11) comprenant la rangée d’aubes (130a,130b) suivant l’une quelconque des revendications 1 à 4 en tant que rangée d’aubes directrices d’admission. Aéronef (1) comprenant le propulseur (10) suivant l’une quelconque des revendications 1 à 9 et/ou le moteur à turbine à gaz (11) suivant la revendication 10.