FR 3164499 A1 20260116 FR 2407558 A 20240711 Un dispositif de support (1) pour une aube statorique (22) d’une turbomachine d’aéronef d’axe longitudinal (X) comprenant une paroi externe (21) depuis laquelle l’aube statorique (22) s’étend en saillie, le dispositif de support (1) comprenant : - un logement (2) configuré pour recevoir radialement un pied de montage (23) de l’aube statorique (22) ; - un pied de support amont (5) et un pied de support aval (6) reliés respectivement à une extrémité amont (3) et à une extrémité aval (4) du logement (2) et configurés pour être montés sur la paroi externe (21) de la turbomachine d’aéronef ; le pied de support aval (6) comprenant une cavité dans laquelle est montée un indicateur de choc (10) configuré pour changer d’aspect visuel de manière irréversible en cas de déformation d’un contour (9) de forme prédéterminée de la cavité, de manière à détecter visuellement un impact exercé sur l’aube statorique (22). Figure de l’abrégé : Figure 2 Dispositif de support pour au moins une aube statorique d’une turbomachine d’aéronef et son procédé d’utilisation La présente invention concerne une turbomachine d’aéronef et vise plus précisément un dispositif de support d’au moins une aube statorique ainsi que son procédé d’utilisation. 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. Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent notamment sur de nouvelles générations de turbomachines d’aéronef dites « non carénées » en ce qu’elles sont exemptes de nacelle entourant la turbomachine d’aéronef. Une turbomachine non carénée comprend classiquement à l’amont une soufflante configurée pour guider un flux d’air dans une veine d’air définie d’amont en aval par un ou plusieurs compresseurs, une chambre de combustion et une ou plusieurs turbines. Aucun carénage n’entoure la soufflante ce qui permet de prévoir une soufflante de très grand diamètre supérieur à 4m. La masse de la turbomachine d’aéronef est avantageusement réduite et la poussée améliorée, permettant de réduire la consommation en carburant de 20% par rapport aux dernières générations de turbomachines d’aéronef. En pratique, un redresseur est monté extérieurement sur la turbomachine d’aéronef, en aval de la soufflante, afin de redresser le flux d’air non admis dans la veine d’air et favoriser la poussée. De même que la soufflante, aucun carénage n’entoure le redresseur. Un tel redresseur comprend une pluralité d’aubes statoriques comprenant une pale radiale et un pied de montage reliés par une plateforme. Le pied de montage de chaque aube statorique est monté dans un logement qui est fixé au carter extérieur du ou des compresseurs. Dans le cas d’aubes statoriques à calage variable, le pied de montage est monté pivotant radialement dans le logement afin d’adapter l’angle d’attaque des aubes statoriques durant le vol. Du fait qu’il est non caréné, un tel redresseur est davantage exposé à un risque d’impact par un corps solide, tel qu’un oiseau, susceptible à long terme d’endommager les pièces de la turbomachine d’aéronef, notamment de déformer le logement et/ou le carter extérieur de compresseur. Ceci nécessite dans certains cas de remplacer les pièces endommagées pour préserver les performances de la turbomachine d’aéronef ainsi que sa durée de vie. Outre les coûts de maintenance et le temps d’immobilisation au sol, une autre difficulté réside dans la détection des endommagements sur les pièces. Ceci nécessite aux opérateurs d’opérer un contrôle au sol qui est coûteux et chronophage, voire insuffisant dans certains cas. En effet, certains endommagements peuvent ne pas être visibles à l’œil nu, ce qui empêche leur détection et le remplacement des pièces concernées, avec le risque à terme de réduire les performances de la turbomachine d’aéronef et sa durée de vie. L’invention vise ainsi à détecter de manière simple et fiable un endommagement suite à un impact d’un corps solide sur le redresseur non caréné d’une turbomachine d’aéronef. PRESENTATION DE L’INVENTION L’invention concerne un dispositif de support pour au moins une aube statorique d’une turbomachine d’aéronef, la turbomachine d’aéronef s’étendant selon un axe longitudinal orienté d’amont en aval et comprenant une paroi externe depuis laquelle l’aube statorique s’étend en saillie selon un axe radial, le dispositif de support comprenant : Au moins un logement configuré pour recevoir radialement un pied de montage de l’aube statorique, Un pied de support amont et un pied de support aval reliés respectivement à une extrémité amont et à une extrémité aval du logement et configurés pour être montés sur la paroi externe de la turbomachine d’aéronef. L’invention est remarquable en ce que le pied de support aval comprend au moins une cavité dans laquelle est monté au moins un indicateur de choc, la cavité ayant un contour de forme prédéterminée, l’indicateur de choc étant configuré pour changer d’aspect visuel de manière irréversible en cas de déformation du contour de la cavité, de manière à détecter visuellement un impact exercé sur l’aube statorique. L'indicateur de choc du dispositif de support selon l'invention permet avantageusement une détection à la fois simple, précoce et fiable d'un impact, typiquement occasionné par un corps solide, tel qu'un oiseau. Grâce à l'indicateur de choc, un simple contrôle de l'aspect visuel de ce dernier renseigne sur la survenue d'un impact, sans nécessiter un examen chronophage et laborieux des pièces de la turbomachine d'aéronef. En outre, l'indicateur de choc permet de témoigner d'un impact invisible à l'œil nu. En garantissant une bonne détection, l'indicateur de choc permet de déterminer de manière précoce et fiable si le remplacement d'une pièce du redresseur et/ou de la paroi externe est nécessaire pour maintenir les performances de la turbomachine d'aéronef. Selon un aspect de l’invention, en conditions nominales, l’indicateur de choc est en contact avec le contour de la cavité. Ceci favorise la transmission des efforts générés par l’impact à l’indicateur de choc. L’indicateur de choc ainsi monté dans la cavité limite l’encombrement et la masse. Selon un aspect de l’invention, l’indicateur de choc est passif, ne nécessitant avantageusement aucun contrôle manuel ou électronique. Selon un aspect de l’invention, l’indicateur de choc comporte un matériau adapté pour rompre ou se déformer plastiquement par compression en cas de déformation du contour de la cavité. L’indicateur de choc présente ainsi une élasticité et/ou une ductilité inférieures au matériau constituant le corps, qui s’endommage plus facilement et permet une détection aisée d’un impact, même modéré. Selon un aspect de l’invention, la cavité du pied de support aval est traversante. Ceci favorise la déformation du contour sous l’effet d’un impact. Selon un aspect de l’invention, le contour de la cavité présente une largeur transversale décroissante de l’amont vers l’aval, de préférence en forme de larme présentant une extrémité large à l’amont et une extrémité étroite à l’aval alignées transversalement par rapport à l’axe longitudinal. Ceci favorise la déformation du contour sous l’effet d’un impact, typiquement un oiseau percutant l’aube statorique depuis l’amont. Selon un aspect de l’invention, le pied de support aval comporte une rainure s’étendant dans le prolongement longitudinal de la cavité. Ceci favorise la déformation du contour sous l’effet d’un impact. L’invention concerne également une turbomachine d’aéronef s’étendant selon un axe longitudinal orienté d’amont en aval et comprenant : Une paroi externe, de préférence sous la forme d’un carter extérieur de compresseur, Un redresseur non caréné comprenant au moins une aube statorique s’étendant en saillie depuis la paroi externe selon un axe radial, Au moins un dispositif de support (1) tel que décrit précédemment, dans lequel le pied de support amont et le pied de support aval sont montés sur la paroi externe, l’aube statorique comprenant un pied de montage monté radialement dans le logement du dispositif de support. De préférence, la turbomachine d’aéronef est de type non carénée. Les aubes statoriques du redresseur ne sont pas protégées par un carénage et sont davantage exposées au risque d’impact d’objets extérieurs étrangers comme des oiseaux. L’invention concerne également un procédé d’utilisation d’un dispositif de support tel que décrit précédemment, dans lequel l’indicateur de choc change d’aspect visuel de manière irréversible lors d’une déformation du contour de la cavité, de manière à détecter visuellement un impact exercé sur l’aube statorique. Un tel procédé permet avantageusement une détection simple, fiable et rapide d’un impact et signale un éventuel besoin de remplacement d’une pièce de la turbomachine. L’invention concerne également un procédé de fabrication d’un dispositif de support tel que décrit précédemment, comprenant : Une étape de formation de la cavité dans le pied de support aval, Une étape de remplissage de la cavité avec un matériau malléable, Une étape de durcissement du matériau malléable, de manière à former l’indicateur de choc. Un tel montage est avantageusement simple de mise en œuvre et limite l’encombrement et la masse liés à l’intégration de l’indicateur de choc dans le dispositif de support. PRESENTATION DES FIGURES L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée à titre d’exemple, et se référant aux figures suivantes, données à titre d’exemples non limitatifs, dans lesquelles des références identiques sont données à des objets semblables. La FIG. 1 est une représentation schématique en perspective d’une turbomachine d’aéronef selon une forme de réalisation de l’invention. La FIG. 2 est une représentation schématique en demi-coupe longitudinale du dispositif de support en conditions nominales selon une forme de réalisation de l’invention. La FIG. 3 est une représentation schématique en perspective rapprochée du pied de support aval du dispositif de support de la FIG. 2 ayant un aspect visuel nominal. La FIG. 4 est une représentation schématique en demi-coupe longitudinale du dispositif de support de la FIG. 2 lors d’un impact exercé sur l’aube statorique. La FIG. 5 est une représentation schématique en perspective rapprochée du pied de support aval de la FIG. 4 ayant un aspect visuel endommagé selon une première forme de réalisation de l’invention. La FIG. 6 est une représentation schématique en perspective rapprochée du pied de support aval de la FIG. 4 ayant un aspect visuel endommagé selon une deuxième forme de réalisation de l’invention. La FIG. 7 est une représentation schématique en perspective rapprochée d’un procédé de fabrication du pied de support aval selon un mode de réalisation de l’invention. Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en œuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant. DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION En référence à la FIG. 1 , l’invention concerne une turbomachine d’aéronef 20 s’étendant selon un axe longitudinal X orienté d’amont en aval. La turbomachine d’aéronef 20 comprend classiquement à l’amont une soufflante 27 configurée pour guider un flux d’air dans une veine d’air 28 définie d’amont en aval par un ou plusieurs compresseurs, une chambre de combustion et une ou plusieurs turbines. La soufflante 27 est de type non carénée et comporte de préférence un diamètre supérieur à 4m. La turbomachine d’aéronef 20 se présente de préférence sous la forme d’un turbopropulseur dans lequel la soufflante 27 est entraînée par la ou les turbines via un réducteur. En référence aux figures 1 et 2, la turbomachine d’aéronef 20 comprend également un redresseur 29 de type non caréné s’étendant de manière radialement extérieure par rapport à la veine d’air 28, en aval de la soufflante 27. Le redresseur 29 non caréné permet de redresser le flux d’air non admis dans la veine d’air 28 et favoriser la poussée. Le redresseur 29 comprend une pluralité d’aubes statoriques 22 s’étendant en saillie vers l’extérieur depuis une paroi externe 21 de la turbomachine d’aéronef 20, de préférence selon un axe radial Y. Chaque aube statorique 22 comprend une pale radiale 25 et un pied de montage 23 reliés par une plateforme 24. La turbomachine d’aéronef 20 est de préférence de type non carénée, c’est-à-dire qu’elle est exempte de nacelle entourant la turbomachine d’aéronef 20. En référence à la FIG. 2 , l’invention concerne un dispositif de support 1 pour une ou plusieurs aubes statoriques 22 du redresseur 29 non caréné de la turbomachine d’aéronef 20, comportant : Un ou plusieurs logements 2 configurés chacun pour recevoir radialement un pied de montage 23 d’une aube statorique 22, Un pied de support amont 5 et un pied de support aval 6 reliés respectivement à une extrémité amont 3 et à une extrémité aval 4 du ou des logements 2 et configurés pour être montés sur la paroi externe 21 de la turbomachine d’aéronef 20, Le pied de support aval 6 comprenant une cavité dans laquelle est monté un indicateur de choc 10, la cavité ayant un contour 9 de forme prédéterminée, l’indicateur de choc 10 étant configuré pour changer d’aspect visuel de manière irréversible en cas de déformation du contour 9 de la cavité 8 de manière à détecter visuellement un impact A exercé sur l’aube statorique 22 (voir FIG. 4 ). L'indicateur de choc 10 du dispositif de support 1 selon l'invention permet avantageusement une détection à la fois simple, précoce et fiable d'un impact A. Comme illustré sur la FIG. 4 , un tel impact A est typiquement occasionné par un corps solide, tel qu'un oiseau, heurtant le redresseur 29, notamment au niveau du bord d'attaque des aubes statoriques 22 selon une direction sensiblement longitudinale X. De par son type non caréné, le redresseur 29 est davantage exposé à un tel risque d'impact A, qui peut endommager certaines pièces de la turbomachine d'aéronef 20, notamment le redresseur 29 et/ou la paroi externe 21. Grâce à l'indicateur de choc 10, un simple contrôle de l'aspect visuel de ce dernier renseigne sur la survenue d'un impact A, sans nécessiter un examen chronophage et laborieux des pièces de la turbomachine d'aéronef 20. En outre, l'indicateur de choc 10 permet de témoigner d'un impact A invisible à l'œil nu qui aurait pu passer inaperçu. En garantissant une bonne détection, l'indicateur de choc 10 permet de déterminer de manière précoce et fiable si le remplacement d'une pièce du redresseur 29 et/ou de la paroi externe 21 est nécessaire pour maintenir les performances de la turbomachine d'aéronef 20. Selon un aspect préféré, le dispositif de support 1 se présente sous la forme d’une pièce périphérique d’axe longitudinal X comprenant un logement 2 pour chaque aube statorique 22 du redresseur 29. Selon un autre aspect préféré, le dispositif de support 1 se présente sous la forme d’un ou de plusieurs secteurs angulaires comportant chacun un ou plusieurs logements 2 et s’étendant de manière partiellement périphérique ou périphérique autour de l’axe longitudinal X. Selon un aspect préféré, la paroi externe 21 sur laquelle est fixé le dispositif de support 1 se présente sous la forme de la paroi externe de la veine d’air 28, et préférentiellement du carter extérieur d’un ou de plusieurs compresseurs montés dans la veine d’air 28. Dans l’exemple de la FIG. 2 , le pied de support amont 5 est fixé sur le carter extérieur 21A d’un compresseur amont et le pied de support aval 6 est fixé sur le carter extérieur 21B d’un compresseur aval de la turbomachine d’aéronef 20. Un ou plusieurs éléments de fixation assurent la fixation des pieds de support 5, 6 sur la paroi externe 21, tels que des vis, rivets ou boulons. La paroi externe 21 peut être typiquement en matériau composite à base de fibres de carbone tissées et enveloppées de résine polymère thermodurcissable. Selon un aspect préféré illustré sur la FIG. 2 , le pied de montage 23 de l’aube statorique 22 est monté pivotant selon l’axe radial Y dans le logement 2. Autrement dit, les aubes statoriques 22 du redresseur 29 sont de type à calage variable, ce qui permet de modifier leur angle d’attaque en fonction des conditions de vol. On précise que les aubes statoriques 22, par opposition à des aubes rotoriques, ne sont pas montées mobiles en rotation selon l’axe longitudinal X. Le seul degré de liberté de l’aube rotorique 22 est une rotation selon l’axe radial Y. Alternativement, le pied de montage 23 de l’aube statorique 22 est monté fixe dans le logement 2. Comme illustré sur la FIG. 2 , le dispositif de support 1 définit de préférence un volume L délimité en amont par le pied de support amont 5 et en aval par le pied de support aval 6. Le volume L s’étend radialement entre la paroi externe 21 et le logement 2 et permet de loger un dispositif de contrôle (non représenté) de l’angle de calage d’une ou des aubes statoriques 22, à savoir leur angle de pivotement selon l’axe radial Y dans le logement 2. En référence à la FIG. 3 , le pied de support aval 6 du dispositif de support 1 comprend un corps 7 relié en amont à l'extrémité aval 4 du logement 2 et en aval à la paroi externe 21. De préférence, le corps 7 est monobloc, et dans cet exemple, monobloc avec le logement 2. Le corps 7 est dans cet exemple fixé sur la paroi externe 21, par exemple par des vis, des rivets ou des boulons. Le corps 7 est de préférence en titane. Un tel corps 7 présente une bonne tenue mécanique sans pénaliser la masse de la turbomachine d'aéronef 20. Comme illustré sur la FIG. 7 , la cavité 8 est formée dans le corps 7 du pied de support aval 6, de préférence par usinage du corps 7. Le corps 7 comprend ainsi une première branche 14 et une deuxième branche 15 s’étendant de part et d’autre de la cavité 8. Le contour 9 de la cavité 8 est formé par les parois du corps 7 délimitant la cavité 8. Comme illustré sur la FIG. 3 , l’indicateur de choc 10 s’étend dans la cavité 8 et comporte, en conditions nominales, à savoir avant la survenue d’un impact A, un premier aspect visuel OK. Comme illustré sur la FIG. 4 , lors d’un impact A exercé sur l’aube statorique 22, les efforts transmis au dispositif de support 1 transitent notamment dans le corps 7 ce qui déforme le contour 9 et confère à l’indicateur de choc 10 un deuxième aspect visuel POK illustré sur les figures 5 et 6. Le montage de l’indicateur de choc 10 dans la cavité 8 favorise la transmission des efforts à l’indicateur de choc 10, sans pénaliser la masse ni l’encombrement du dispositif de support 1. Selon un aspect préféré illustré sur la FIG. 3 , en conditions nominales, l’indicateur de choc 10 est en contact avec le contour 9 de la cavité 8, de préférence avec toute la circonférence du contour 9, à savoir remplit la cavité 8. Ceci favorise la transmission des efforts à l’indicateur de choc 10. De préférence également, la cavité 8 est traversante, c’est-à-dire qu’elle communique avec le volume L. Ceci favorise la déformation du contour 9 et, par suite, la transmission des efforts à l’indicateur de choc 10. Selon un aspect préféré illustré sur la FIG. 7 , la cavité 8 s’étend longitudinalement et comprend une extrémité large 12 positionnée à l’amont et une extrémité étroite 13 positionnée à l’aval. De préférence, le contour 9 de la cavité 8 possède une largeur transversale par rapport à l’axe longitudinal X qui est décroissante de l’extrémité large 12 vers l’extrémité étroite 13. Le contour 9 présente typiquement dans cet exemple une forme de goutte ou de larme. Une telle cavité 8 favorise la déformation du contour 9 en rapprochant l’extrémité large 12 vers l’extrémité étroite 13 lors d’un impact A exercé de l’amont vers l’aval sur l’aube statorique 22, tel qu’illustré sur la FIG. 4 . D’autres formes de contour 9 avec une extrémité large 12 à l’amont et une extrémité étroite 13 à l’aval, comme un ovoïde, une poire ou un triangle conviennent alternativement. Selon un aspect préféré illustré sur la FIG. 3 , la cavité 8 est formée dans le corps 7 plus proche de l’extrémité aval 4 du logement 2 que de la paroi externe 21. La cavité 8 est dans cet exemple juxtaposée à l’extrémité aval 4 du logement 2 pour une meilleure transmission des efforts de l’impact A. De préférence également, la cavité 8 s’étend dans une portion sensiblement longitudinale du corps 7 dans une direction sensiblement identique à celle de l’objet solide venant heurter l’aube statorique 22. Selon un autre aspect préféré, la cavité 8 s’étend sur plus de 20% de la longueur du corps 7, et de préférence sur moins de 70%, pour être facilement visible par l’opérateur et garantir une tenue mécanique suffisante. Selon un aspect préféré illustré sur la FIG. 3 , le corps 7 comprend également une rainure 11 s’étendant dans le prolongement longitudinal de la cavité 8. Les branches 14, 15 s’étendent de part et d’autre de la rainure 11 et de la cavité 8. La rainure 11 permet avantageusement de renforcer la déformation du contour 9 en cas d’impact. Dans cet exemple, la cavité 8 et la rainure 11 s’étendent ensemble sur toute la longueur du corps 7. En référence aux figures 3 à 6, l’indicateur de choc 10 est adapté pour modifier son aspect visuel d’un premier aspect visuel OK ( FIG. 3 ) en conditions nominales vers un deuxième aspect visuel POK (figures 5 et 6) en cas de déformation D du contour 9, généré par un impact A exercé sur l’aube statorique 22 ( FIG. 4 ). Le deuxième aspect visuel POK est irréversible et permet d’attester de manière simple et fiable de la survenue de l’impact A. Selon un aspect préféré, l’indicateur de choc 10 est de type passif, c’est-à-dire qu’il ne nécessite aucune commande manuelle ou électrique de manière simple et pratique. Selon un aspect préféré illustré sur les figures 5 et 6, l’indicateur de choc 10 comporte un matériau adapté pour rompre ( FIG. 5 ) ou se déformer plastiquement ( FIG. 6 ) sous l’effet de l’impact A, lui conférant son deuxième aspect visuel POK. L’indicateur de choc 10 comporte typiquement une élasticité et/ou une résistance à la rupture inférieures à celle du corps 7 et/ou de la paroi externe 21. Ainsi, l’endommagement de l’indicateur de choc 10 sous l’effet d’un impact A sera davantage visible que sur le corps 7 et/ou la paroi externe 21. Dans le cas d’un impact A modéré, l’indicateur de choc 10 sera avantageusement dans le deuxième aspect visuel POK indiquant à l’opérateur que le corps 7 et/ou la paroi externe 21 sont susceptibles d’être endommagés même si ce n’est pas visible, par exemple une déformation élastique ou un endommagement interne. Dans l’exemple de la FIG. 5 , le matériau de l’indicateur de choc 10 est adapté pour rompre et comporte, dans le deuxième aspect visuel POK, une ou plusieurs fissures voire cassures. Dans le premier aspect visuel OK, l’indicateur de choc 10 est exempt de fissures. L’indicateur de choc 10 se présente typiquement sous la forme d’un matériau abradable d’aéronef, notamment un matériau composite comprenant un ensemble d’éléments en verre noyés dans un polymère époxyde. Le verre favorise la rupture sous l’effet d’un impact A. Les éléments en verre, tels que des billes, sont de préférence creux pour limiter la masse. Dans l’exemple de la FIG. 6 , le matériau de l’indicateur de choc 10 est adapté pour se déformer plastiquement, typiquement se compresser irréversiblement, et comporte, dans le deuxième aspect visuel POK, un état compressé par rapport au premier aspect visuel OK. Dans cet exemple, l’indicateur de choc 10 dans le deuxième aspect visuel POK n’est plus en contact avec tout le contour 9 de la cavité 8, en particulier l’extrémité large 12. L’indicateur de choc 10 se présente typiquement sous la forme d’une mousse polyuréthane durcie, de faible masse et adaptée pour se compresser sans reprendre sa forme initiale. Comme illustré sur la FIG. 7 , l’indicateur de choc 10 est typiquement formé en remplissant la cavité 8 avec un matériau malléable M qui est ensuite durci. Dans l’exemple de la FIG. 5 , le matériau malléable M se présente sous la forme d’une pâte de polymère époxyde chargée en éléments de verre qui est déposée dans la cavité 8. Son durcissement se fait à l’air ambiant ou par chauffage. Dans l’exemple de la FIG. 6 , le matériau malléable M se présente sous la forme d’une mousse polyuréthane qui est projetée dans la cavité 8. La mousse de polyuréthane durcit au contact de l’air l’ambiant. En référence aux figures 1 à 3, le procédé d’utilisation du dispositif de support 1 selon l’invention est typiquement mis en œuvre durant le vol de la turbomachine d’aéronef 20. En conditions nominales, l’indicateur de choc 10 présente le premier aspect visuel OK, à savoir, dans cet exemple, est en contact avec tout le contour 9 de la cavité 8 et est exempt de fissures. Comme illustré sur la FIG. 4 , lors d’un impact A exercé sur l’aube statorique 22, l’indicateur de choc 10 se modifie irréversiblement et présente le deuxième aspect visuel POK, typiquement de manière passive. Dans l’exemple de la FIG. 5 , le deuxième aspect visuel POK présente des fissures. Dans l’exemple de la FIG. 6 , le deuxième aspect visuel POK est compressé et n’est plus en contact avec l’extrémité large 12. L’impact A est typiquement occasionné par un corps solide tel qu’un oiseau percutant l’aube statorique 22 sensiblement longitudinalement d’amont en aval. Le choc subi par l’aube statorique 22 se répercute dans le dispositif de support 1 ce qui génère une déformation D du contour 9 de la cavité 8, élastique pour un impact modéré et plastique pour un impact plus important. Le deuxième aspect visuel POK de l’indicateur de choc 10 renseigne avantageusement de manière simple, fiable et rapide un opérateur qu’un impact A est survenu et d’un éventuel endommagement d’une ou plusieurs pièces de la turbomachine d’aéronef, dans certains cas imperceptible à l’œil nu. Ceci permet de déterminer si un remplacement est nécessaire. Dispositif de support (1) pour au moins une aube statorique (22) d’une turbomachine d’aéronef (20), la turbomachine d’aéronef (20) s’étendant selon un axe longitudinal (X) orienté d’amont en aval et comprenant une paroi externe (21) depuis laquelle l’aube statorique (22) s’étend en saillie selon un axe radial (Y), le dispositif de support (1) comprenant : Au moins un logement (2) configuré pour recevoir radialement un pied de montage (23) de l’aube statorique (22), Un pied de support amont (5) et un pied de support aval (6) reliés respectivement à une extrémité amont (3) et à une extrémité aval (4) du logement (2) et configurés pour être montés sur la paroi externe (21) de la turbomachine d’aéronef (20), Le dispositif de support (1) étant caractérisé en ce que le pied de support aval (6) comprend au moins une cavité (8) dans laquelle est monté au moins un indicateur de choc (10), la cavité (8) ayant un contour (9) de forme prédéterminée, l’indicateur de choc (10) étant configuré pour changer d’aspect visuel de manière irréversible en cas de déformation (D) du contour (9) de la cavité (8) de manière à détecter visuellement un impact (A) exercé sur l’aube statorique (22). Dispositif de support (1) selon la revendication 1, dans lequel, en conditions nominales, l’indicateur de choc (10) est en contact avec le contour (9) de la cavité (8). Dispositif de support (1) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel l’indicateur de choc (10) est passif. Dispositif de support (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel l’indicateur de choc (10) comporte un matériau adapté pour rompre ou se déformer plastiquement par compression en cas de déformation (D) du contour (9) de la cavité (8). Dispositif de support (1) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la cavité (8) du pied de support aval (6) est traversante. Dispositif de support (1) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel le contour (9) de la cavité (8) présente une largeur transversale décroissante de l’amont vers l’aval, de préférence en forme de larme présentant une extrémité large (12) à l’amont et une extrémité étroite (13) à l’aval alignées transversalement par rapport à l’axe longitudinal (X). Dispositif de support (1) selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel le pied de support aval (6) comporte une rainure (11) s’étendant dans le prolongement longitudinal de la cavité (8). Turbomachine d’aéronef (20) s’étendant selon un axe longitudinal (X) orienté d’amont en aval et comprenant : Une paroi externe (21), de préférence sous la forme d’un carter extérieur de compresseur, Un redresseur (29) non caréné comprenant au moins une aube statorique (22) s’étendant en saillie depuis la paroi externe (21) selon un axe radial (Y), Au moins un dispositif de support (1) selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel le pied de support amont (5) et le pied de support aval (6) sont montés sur la paroi externe (21), l’aube statorique (22) comprenant un pied de montage (23) monté radialement dans le logement (2) du dispositif de support (1). Procédé d’utilisation d’un dispositif de support (1) selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel l’indicateur de choc (10) change d’aspect visuel de manière irréversible lors d’une déformation (D) du contour (9) de la cavité (8) de manière à détecter visuellement un impact (A) exercé sur l’aube statorique (22). Procédé de fabrication d’un dispositif de support (1) selon l’une des revendications 1 à 7, comprenant : Une étape de formation de la cavité (8) dans le pied de support aval (6), Une étape de remplissage de la cavité (8) avec un matériau malléable (M), Une étape de durcissement du matériau malléable (M), de manière à former l’indicateur de choc (10).