Procédé de fabrication d’une aube creuse de turbomachine L’invention concerne un procédé de fabrication d’une pièce de turbomachine en matériau composite creuse comprenant au moins : - la réalisation d’une ébauche fibreuse (100) en une seule pièce par tissage tridimensionnel de fils, ladite ébauche comprenant au moins une déliaison (102) formant une cavité interne, - l’insertion d’une pièce de conformation (140) dans la cavité interne de l’ébauche fibreuse (100) pour obtenir une préforme, - la densification de la préforme par une matrice pour obtenir une structure ayant un renfort fibreux constitué par ladite préforme et densifié par ladite matrice, le procédé étant caractérisé en ce que la pièce de conformation (140) est flexible et en ce que la pièce de conformation (140) est retirée mécaniquement de la structure après l’étape de densification. Figure pour l’abrégé : Fig. 4 Procédé de fabrication d’une aube creuse de turbomachine La présente invention se rapporte au domaine général des pièces creuses en matériau composite, et plus particulièrement aux aubes fixes ou stator pour moteur aéronautique à turbine à gaz de type aube directrice de sortie ou « OGV » (pour « outlet guide vane »). Dans le domaine des moteurs aéronautiques, les aubes de turbomachines peuvent être réalisées en matériau composite afin d’acquérir une résistance équivalente ou supérieure au métal, mais une masse globale inférieure. En effet, l’amélioration des performances de la turbomachine, en particulier par rapport à la consommation, nécessite une diminution de masse. Dans le cas des aubes en matériau composite obtenues par tissage tridimensionnel, le matériau composite situé au cœur de l’aube n’a qu’une influence réduite sur les performances mécaniques de la pièce, alors qu’il compte pour une part non négligeable de la masse de l’aube. Ainsi, il est intéressant de fabriquer des aubes creuses, constituées d’un renfort fibreux obtenu par tissage tridimensionnel. Les structures fibreuses peuvent être drapées de manière bien connue autour d’une pièce de conformation métallique. Après densification des structures fibreuses, on procède à la fusion de la pièce de conformation métallique. Ce procédé permet de fabriquer une aube creuse, et donc relativement légère, pouvant adopter des formes variées. En revanche, le procédé de fusion du métal ajoute une étape supplémentaire dans le procédé, pour un coût élevé. En outre, les hautes températures nécessaires pour cette étape ont un impact non négligeable sur les propriétés mécaniques de la pièce, et notamment sur son potentiel de réparation. Enfin, l’étape de fusion du métal de conformation peut laisser des résidus non désirés à l’intérieur de l’aube creuse. Pour éviter ces contraintes, on peut utiliser de manière connue un mandrin métallique permettant de draper les structures fibreuses. Après densification des structures fibreuses, celui-ci est retiré mécaniquement. Ainsi, il n’y a pas d’étape supplémentaire de fusion du métal et un risque très réduit de laisser des résidus indésirables à l’intérieur de la pièce. En revanche, les géométries de cavité possibles sont fortement restreintes par cette opération de démoulage. Ainsi, les formes complexes souhaitées pour les aubes de nouvelles générations ne sont pas accessibles. La présente invention a pour but de proposer une solution qui permet de réaliser des pièces creuses en matériau composite, par exemple des aubes de turbomachine, en remédiant aux inconvénients précités. A cet effet, l’invention propose un procédé de fabrication d’une pièce de turbomachine en matériau composite creuse comprenant au moins : - la réalisation d’une ébauche fibreuse (100) en une seule pièce par tissage tridimensionnel de fils, ladite ébauche comprenant au moins une déliaison (102) formant une cavité interne, - l’insertion d’une pièce de conformation (140) dans la cavité interne de l’ébauche fibreuse (100) pour obtenir une préforme, - la densification de la préforme par une matrice pour obtenir une structure ayant un renfort fibreux constitué par ladite préforme et densifié par ladite matrice, le procédé étant caractérisé en ce que la pièce de conformation est flexible et en ce que la pièce de conformation est retirée mécaniquement de la structure après l’étape de densification. Ainsi, grâce à l’utilisation d’une pièce de conformation souple, il est possible de réaliser des formes de cavité complexes grâce à la déformabilité de la pièce de conformation qui lui permettra de sortir de la cavité après l’étape de densification. On s’affranchit ainsi de toute étape de fusion d’un métal, et ainsi de résidus indésirables ou de températures élevées après la densification pouvant altérer les performances mécaniques de la pièce. Selon une caractéristique particulière de l’invention, la pièce de conformation comprend au moins deux parties qui peuvent être séparées lors du retrait de la pièce de conformation de la structure. Selon une autre caractéristique particulière de l’invention, la jonction entre les deux parties de la pièce de conformation se situe au niveau de la section de plus faible aire de la pièce de conformation. Selon une autre caractéristique particulière de l’invention, la jonction entre les deux parties de la pièce de conformation comprend une pluralité d’incisions permettant de faciliter la séparation desdites deux parties lors du retrait de la pièce de conformation de la structure. Cette caractéristique permet d’introduire la pièce de conformation dans l’ébauche fibreuse sans que les deux parties de la pièce de conformation ne se détachent, tout en permettant une séparation aisée des deux parties au moment du démoulage. Cette caractéristique peut être mise en œuvre grâce aux propriétés du matériau de la pièce de conformation selon l’invention, et n’auraient pas pu être permises par une pièce de conformation intégralement métallique. Selon une autre caractéristique particulière de l’invention, la pièce de conformation comprend au moins une zone d’accrochage située à l’extérieur de la préforme lors de l’étape de densification. Selon une autre caractéristique particulière de l’invention, la pièce de conformation est réalisée dans au moins un matériau dont la dureté Shore A est comprise entre 30 et 80. Selon une autre caractéristique particulière de l’invention, la pièce de conformation comprend un premier matériau et un deuxième matériau présentant des duretés différentes, le premier matériau étant présent de part et d’autre du deuxième matériau. Par « de part et d’autre », on entend ici que le premier matériau est présent au moins sur un premier côté du deuxième matériau et sur un deuxième côté du deuxième matériau opposé au premier côté. Ainsi, le premier matériau peut encadrer le deuxième matériau, voire entourer le deuxième matériau entièrement. Par « matériaux présentant des duretés différentes », on désigne des matériaux présentant des duretés différentes par rapport à une même échelle de dureté (par exemple deux silicones présentant des duretés Shore A différentes), ou des matériaux ne pouvant être comparés sur une même échelle de dureté (par exemple un silicone et un métal). Selon une autre caractéristique particulière de l’invention, le premier matériau présente une dureté Shore A comprise entre 30 et 60 et le deuxième matériau présente une dureté Shore A comprise entre 50 et 80. L’utilisation d’un matériau plus souple pour la surface de la pièce de conformation permet de faciliter le démoulage de ladite pièce de conformation, alors que l’utilisation d’un matériau plus rigide au cœur de la pièce de conformation permet de faciliter l’insertion de la pièce de conformation dans l’ébauche fibreuse. Selon une autre caractéristique particulière de l’invention, la pièce de conformation est réalisée en silicone. Selon une autre caractéristique particulière de l’invention, le deuxième matériau est un métal. Selon une autre caractéristique particulière de l’invention, la pièce en matériau composite est une aube fixe de turbomachine. La est une vue schématique en plan d’une ébauche fibreuse tissée destinée à la réalisation d’une préforme fibreuse conformément à un mode de réalisation de l’invention. La est une vue en coupe de l’ébauche fibreuse de la . La est une vue en coupe schématique d’un plan de tissage de l’ébauche des figures 1 et 2. La est une vue schématique de l’insertion d’une pièce de conformation en une seule partie dans la préforme fibreuse des figures 1 et 2. La est une vue schématique en plan d’une ébauche fibreuse tissée destinée à la réalisation d’une préforme fibreuse conformément à un mode de réalisation de l’invention. La est une vue en coupe de l’ébauche fibreuse de la . La est une vue schématique de l’insertion d’une pièce de conformation en deux parties dans la préforme fibreuse des figures 5 et 6. La est une vue en coupe dans la direction L de la vue de la . La est une vue schématique du démoulage d’une pièce de conformation en deux parties. La est une vue schématique en coupe dans la direction L d’une pièce de conformation bi-matériaux avec des cœurs en deuxième matériau entourés d’un premier matériau, conformément à un mode de réalisation de l’invention. La est une vue schématique en coupe dans la direction L d’une pièce de conformation bi-matériaux comprenant des renforts, conformément à un mode de réalisation de l’invention. Procédé de fabrication d’une pièce de turbomachine en matériau composite creuse, comprenant au moins : - la réalisation d’une ébauche fibreuse (100 ; 200) en une seule pièce par tissage tridimensionnel de fils, ladite ébauche comprenant au moins une déliaison (102 ; 202) formant une cavité interne, - l’insertion d’une pièce de conformation (140 ; 150) dans la cavité interne de l’ébauche fibreuse (100 ; 200) pour obtenir une préforme, - la densification de la préforme par une matrice pour obtenir une structure ayant un renfort fibreux constitué par ladite préforme et densifié par ladite matrice, le procédé étant caractérisé en ce que la pièce de conformation (140 ; 150) est flexible et en ce que la pièce de conformation (140 ; 150) est retirée mécaniquement de la structure après l’étape de densification. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la pièce de conformation (150) comprend au moins deux parties (151, 152) qui peuvent être séparées lors du retrait de la pièce de conformation de la structure. Procédé selon la revendication 2, dans lequel la jonction (153) entre les deux parties (151, 152) de la pièce de conformation (150) se situe au niveau de la section de plus faible aire de la pièce de conformation. Procédé selon la revendication 2 ou 3, dans lequel la jonction (153) entre les deux parties (151, 152) de la pièce de conformation (150) comprend une pluralité d’incisions permettant de faciliter la séparation desdites deux parties lors du retrait de la pièce de conformation de la structure. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel la pièce de conformation (140 ; 150) comprend au moins une zone d’accrochage (140a ; 151a, 152a) située à l’extérieur de la préforme lors de l’étape de densification. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel la pièce de conformation (140 ; 150) est réalisée dans au moins un matériau dont la dureté Shore A est comprise entre 30 et 80. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel la pièce de conformation (160 ; 170) comprend un premier matériau (161c, 162c) et un deuxième matériau (161d, 162d ; 171d, 172d) présentant des duretés différentes, le premier matériau étant présent de part et d’autre du deuxième matériau. Procédé selon la revendication 7, dans lequel le premier matériau (161c, 162c) présente une dureté Shore A comprise entre 30 et 60 et le deuxième matériau (161d, 162d ; 171d, 172d) présente une dureté Shore A comprise entre 50 et 80. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel la pièce de conformation (140 ; 150 ; 160) est réalisée en silicone. Procédé selon la revendication 7, dans lequel le deuxième matériau (161d, 162d ; 171d, 172d) est un métal. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 10, dans lequel la pièce en matériau composite est une aube fixe de turbomachine.