Description TITRE : PROPULSEUR AERONAUTIQUE NON-CARÉNÉ POUR AÉRONEF Domaine technique de l’invention [0001] La présente invention concerne un propulseur aéronautique non-caréné pour un aéronef, ainsi qu’un aéronef comportant un tel propulseur aéronautique. Arrière-plan technologique [0002] 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 qui est communiquée à l’air qui traverse le moteur est convertie en effort de poussée utile. [0003] Les éléments influençant au premier ordre ce rendement propulsif sont ceux liés aux parties basse pression du système propulsif, qui contribuent de manière immédiate à la génération de la poussée : turbine basse pression, système de transmission basse pression, fan et flux secondaire guidant l’écoulement de ce dernier. Le principe directeur connu permettant d’améliorer le rendement propulsif consiste à diminuer le taux de compression du fan, diminuant par là-même la vitesse d’écoulement en sortie du moteur et les pertes par énergie cinétique qui lui sont liées. [0004] L’une des principales conséquences de cette diminution de vitesse d’écoulement en sortie du moteur est qu’il est nécessaire de faire traiter à la partie basse pression (flux secondaire) un débit massique d’air plus important afin d’assurer un niveau de poussée donnée, fixé par les caractéristiques de l’avion : ceci conduit donc à l’augmentation du taux de dilution du moteur. Le taux de dilution, ou BPR (« ByPass Ratio », en anglais) est défini comme le rapport entre le débit massique passant dans le flux secondaire (flux froid), et le débit massique passant dans le flux primaire (flux chaud) et alimentant notamment la chambre de combustion. [0005] Cette augmentation de débit secondaire a pour effet direct de nécessiter l’augmentation du diamètre du fan, et par conséquent des dimensions externes du carter de rétention l’entourant, ainsi que de la nacelle constituant l’enveloppe aérodynamique du carter en question. Pour viser des taux de dilutions élevés, le carter devenant trop grand et trop lourd, (génère une trainée de captation importante), ce dernier est retiré pour passer sur des configurations à hélices non-carénées.
Plusieurs concepts de turbomachines non-carénées sont envisageables, mais la présente invention concerne une turbomachine non-carénée avec (au moins) une hélice amont à calage variable (cette hélice étant appelée « Open Fan ») et un redresseur aval à calage fixe ou variable. Dans le cas où une telle turbomachine comporte une seule hélice, celle-ci est appelée moteur à soufflante non-carénée (de l’anglais « Unducted Single Fan (USF) »). [0006] Ainsi, on connait de l’état de la technique un propulseur aéronautique non- caréné pour un aéronef, comportant : - un carter externe ; - un moyeu monté pivotant par rapport au carter externe autour d’un axe principal s’étendant selon une direction amont-aval de l’aéronef ; - une hélice propulsive montée sur le moyeu afin d’être pivotante par rapport au carter externe ; et - un redresseur fixe monté sur le carter externe en aval de l’hélice propulsive le long de l’axe principal, le redresseur fixe s’étendant autour de l’axe principal, le redresseur fixe comportant des pales statoriques présentant chacune : • une face intrados et une face extrados s’étendant entre un bord d’attaque et un bord de fuite de la pale statorique, • pour chaque coupe de la pale statorique perpendiculaire à un axe d’empilage, la coupe étant à une hauteur d’aubage le long de cet axe d’empilage : ○ une courbe, appelée squelette, à mi-distance entre l’intrados et l’extrados, ○ une distance, appelée corde, entre le bord d’attaque et le bord de fuite, et ○ une épaisseur entre l’intrados et l’extrados perpendiculairement au squelette, cette épaisseur étant normalisée par rapport à la corde présentant un maximum à une position sur la corde, normalisée par rapport à la corde. [0007] Ce type de turbomachine peut se présenter en pousseur (de l’anglais « pusher ») avec l’hélice et le redresseur à l’aval de la turbomachine (et en montage arrière avion) ou bien en tireur (de l’anglais « puller ») avec l’hélice et le redresseur à l’amont de la turbomachine (et en montage sous aile de l’avion ou en montage arrière fuselage). [0008] D’un point de vue aérodynamique, le rôle principal du redresseur est de redresser tout ou partie du flux d’air provenant de l’hélice, afin de générer de la
poussée contribuant à faire avancer l’avion. Cette poussée est générée par déviation de l’air sur les pales statoriques, caractérisé par un angle d’entrée différent de l’angle de sortie. Le rôle secondaire du redresseur revient à limiter les pertes globales du doublet hélice/redresseur, en permettant une récupération du flux tournant (giration) en aval de l’hélice. En effet, sans redresseur, ce flux tournant serait responsable de fortes pertes aérodynamiques, impliquant une forte dégradation de la poussée et donc du rendement de l’ensemble propulsif. Dans le cas d’une hélice non-carénée installée sur un avion, le rôle du redresseur est également d’adapter l’écoulement d’air aux différents éléments intégrés ou proches du moteur, tel que le pylône, afin de garantir l’opérabilité et la performance de l’ensemble propulsif installé. Ainsi, plusieurs familles (ou géométries) de redresseurs sont envisageables, notamment d’un côté et d’autre du pylône. D’un point de vue aéro-acoustique, la forme des pales statoriques doit minimiser les sources de bruit provenant de l’interaction du sillage de l’hélice et du tourbillon de bout de pale de l’hélice avec la surface du redresseur. Il est connu que les plaques planes ou les profils trop minces au niveau du bord d’attaque peuvent induire des décollements et/ou augmenter le bruit d’interaction. Enfin, d’un point de vue mécanique, la forme de pale et le matériau la constituant doivent lui permettre de tenir les charges statiques, dynamiques et d’ingestion telles que spécifiées par la réglementation. [0009] L’invention a pour but de fournir une pale statorique d’un redresseur non- caréné répondant à des critères multi-métiers (aérodynamique, mécanique et acoustique) permettant à un moteur non-caréné de fonctionner efficacement sur toute son enveloppe de vol. Par ailleurs, l’état de la technique comporte les documents suivants : FR 3125797 A1, US 2023/249810 A1, US 2010/260609 A1, US 9340277 B2. Résumé de l’invention [0010] Il est donc proposé un propulseur aéronautique non-caréné pour un aéronef, comportant : - un carter externe ; - un moyeu monté pivotant par rapport au carter externe autour d’un axe principal s’étendant selon une direction amont-aval de l’aéronef ; - une hélice propulsive montée sur le moyeu afin d’être pivotante par rapport au carter externe ; et
- un redresseur fixe monté sur le carter externe en aval de l’hélice propulsive le long de l’axe principal, le redresseur fixe s’étendant autour de l’axe principal, le redresseur fixe comportant des pales statoriques présentant chacune : • une face intrados et une face extrados s’étendant entre un bord d’attaque et un bord de fuite de la pale statorique, • pour chaque coupe de la pale statorique perpendiculaire à un axe d’empilage, la coupe étant à une hauteur d’aubage le long de cet axe d’empilage : ○ une courbe, appelée squelette, à mi-distance entre l’intrados et l’extrados, ○ une distance, appelée corde, entre le bord d’attaque et le bord de fuite, et ○ une épaisseur entre l’intrados et l’extrados perpendiculairement au squelette, cette épaisseur étant normalisée par rapport à la corde et présentant un maximum à une position sur la corde, normalisée par rapport à la corde ; caractérisé en ce que, pour au moins une pale statorique du redresseur fixe, la position d’épaisseur maximale est comprise entre 0,1 et 0,5 pour toutes les hauteurs d’aubage et/ou en ce que la position d’épaisseur maximale est strictement décroissante sur au moins 60% de la hauteur d’aubage H’, de préférence au moins 75% de la hauteur d’aubage. [0011] La loi d’épaisseur proposée permet d’assurer le fonctionnement efficace de la pale statorique pour les différentes conditions de vol rencontrées, d’un point de vue aérodynamique (critères de rendement et d’opérabilité respectés), acoustique (critère d’émission sonore maximal respecté) et mécanique (critères de durée de vie et d’ingestion respectés). [0012] L’invention peut en outre comporter l’une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes, selon toute combinaison techniquement possible. [0013] De façon optionnelle, la position d’épaisseur maximale est maximale entre 0% et 20% de la hauteur d’aubage. [0014] De façon optionnelle également, la position d’épaisseur maximale est supérieure ou égale à 0,15, de préférence supérieure ou égale à 0,25, ou encore de préférence supérieure ou égale à 0,3. [0015] De façon optionnelle également, la position d’épaisseur maximale décroit d’une valeur maximale située à une hauteur d’aubage inférieure à 0,1 jusqu’à une position d'épaisseur maximale à une hauteur d’aubage R1 comprise entre 20% et
40%, la position d'épaisseur maximale à la hauteur d’aubage R1 étant comprise entre 0,2 et 0,4, de préférence entre 0,25 et 0,35. [0016] De façon optionnelle également, sur la partie haute de l’aubage, c’est-à-dire au-dessus d’une hauteur égale à 50%, la position d’épaisseur maximale décroît strictement avec la hauteur d’aubage, depuis 50% de la hauteur d’aubage, jusqu’à une valeur comprise entre 0,15 et 0,35, de préférence entre 0,2 et 0,3, cette valeur étant atteinte à une hauteur d’aubage R2 comprise entre 55% et 100%. [0017] De façon optionnelle également, la décroissance de la position d’épaisseur maximale est plus prononcée entre la hauteur d’aubage R1 et la hauteur d’aubage R2 qu’entre 0% et la hauteur d’aubage R1. [0018] De façon optionnelle également, la position d’épaisseur maximale est décroissante jusqu’à une hauteur d’aubage R3 comprise entre 65% et 100%, à partir de laquelle la position d’épaisseur maximale est croissante jusqu’à 100% de la hauteur d’aubage. [0019] De façon optionnelle également, l’épaisseur maximale est comprise entre 0,01 et 0,3, de préférence entre 0,02 et 0,3, pour toutes les hauteurs d’aubage. [0020] De façon optionnelle également, l’épaisseur maximale est maximale à la hauteur d’aubage nulle et est comprise entre 0,05 et 0,25, de préférence entre 0,08 et 0,18, ou encore de préférence entre 0,1 et 0,14. [0021] De façon optionnelle également, l’épaisseur maximale est strictement décroissante depuis la hauteur d’aubage nulle jusqu’à une hauteur d’aubage R4 comprise entre 35% et 85%. [0022] De façon optionnelle également, l’épaisseur maximale est minimale à la hauteur d’aubage R4, où l’épaisseur maximale est comprise entre 35% et 85% de l’épaisseur maximale à la hauteur d’aubage nulle, de préférence entre 50% et 80% de l’épaisseur maximale à la hauteur d’aubage nulle. [0023] De façon optionnelle également, entre la hauteur d’aubage R4 et la hauteur d’aubage de 100%, l’épaisseur maximale est strictement croissante. [0024] De façon optionnelle également, l’épaisseur maximale à la hauteur d’aubage de 100% est comprise entre 125% et 400% de l’épaisseur maximale à la hauteur d’aubage R4.
[0025] Il est également proposé un aéronef comportant un propulseur aéronautique (100) selon l’invention. Brève description des figures [0026] L’invention sera mieux comprise à l’aide de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple et faite en se référant aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une vue de côté d’un propulseur aéronautique selon l’invention, - la figure 2 est une vue en coupe d’un redresseur du propulseur de la figure 1, - la figure 3 est une coupe d’une pale statorique du redresseur perpendiculairement à un axe d’empilage, - la figure 4 est une vue similaire à celle de la figure 3, illustrant un squelette de la pale statorique, - la figure 5 regroupe une vue similaire à celle de la figure 4, avec une courbe d’épaisseur en fonction d’une position de long d’une corde de la pale statorique, - la figure 6 regroupe trois courbes d’évolution de la position d’épaisseur maximale en fonction d’une hauteur d’aubage, et - la figure 7 regroupe trois courbes d’évolution de l’épaisseur maximale en fonction d’une hauteur d’aubage, Description détaillée de l’invention [0027] Dans la description qui suit, lorsqu’une caractéristique s’applique à au moins un élément, elle peut également s’appliquer à tous ces éléments. De manière similaire, lorsqu’une caractéristique s’applique pour au moins une valeur comprise dans un intervalle, elle peut également s’appliquer pour toutes les valeurs de cet intervalle. [0028] En référence à la figure 1, un propulseur aéronautique 100 dans lequel l’invention est mise en œuvre va à présent être décrit. [0029] Le propulseur aéronautique 100 est non-caréné (de l’anglais « Unducted Single Fan », également désigné par l’acronyme USF) et est conçu pour participer à
la propulsion d’un aéronef. Il est par exemple destiné à être supporté par un pylône fixé à une aile de l’aéronef. [0030] Le propulseur aéronautique 100 comporte tout d’abord un carter externe 102 et un moyeu 104 monté pivotant par rapport au carter externe 102 autour d’un axe principal X. [0031] Par la suite, les termes « amont » et « aval » serviront à préciser la position relative des éléments du propulseur aéronautique 100 le long de l’axe principal X dans un sens d’écoulement d’un flux d’air PHI lorsque l’aéronef est propulsé par le propulseur aéronautique 100. Par exemple, l’aéronef peut être propulsé par le propulseur aéronautique 100 en régime de croisière à un nombre de Mach de vol supérieur à 0,7. [0032] Le moyeu 104 est ainsi par exemple situé en amont du carter externe 102. [0033] Le propulseur aéronautique 100 comporte en outre un moteur 105 d’entraînement du moyeu 104. Le moteur 105 s’étend par exemple dans le carter externe 102. [0034] Le moteur 105 comporte par exemple au moins un moteur thermique, en particulier une turbomachine, un turbomoteur, un turboréacteur ou bien une turbosoufflante, et/ou au moins un moteur électrique, et/ou au moins un moteur à hydrogène. [0035] Le propulseur aéronautique 100 comporte en outre par exemple une entrée d’air 107 d’alimentation en flux primaire du moteur 105. [0036] HÉLICE [0037] Le propulseur aéronautique 100 comporte en outre une hélice propulsive 106 non-carénée et montée sur le moyeu 104 afin d’être pivotante par rapport au carter externe 102 autour de l’axe principal X. L’hélice 106 est donc entraînée en rotation autour de l’axe principal X par le moteur 105 via le moyeu 104. [0038] L’hélice 106 est par exemple située à l’amont du moteur 105. Un tel agencement est connu sous la désignation de « tracteur » (de l’anglais « puller »). Alternativement, le moteur 105 pourrait être en agencement « pousseur » (de l’anglais « pusher »). [0039] Lors de sa rotation, l’hélice 106 est conçue pour entraîner le flux d’air PHI vers l’aval pour propulser l’aéronef en vol. L’hélice 106 comporte pour cela des pales
rotoriques 108 (par exemple entre 3 et 25, de préférence entre 8 et 16) organisées par exemple en une unique rangée annulaire autour de l’axe principal X. Les pales rotoriques 108 peuvent être par exemple toutes identiques et espacées angulairement de manière régulière autour de l’axe principal X. [0040] Au moins une pale rotorique 108 est par exemple à calage variable, autour d’un axe de calage Y respectif. Le calage de chaque pale rotorique 108 à calage variable est défini par un angle de calage C autour de l’axe de calage rotorique Y. [0041] L’axe de calage Y peut passer par l’axe principal X ou bien être légèrement décalé de l’axe principal X, par exemple d’un décalage d’au plus 10 cm, par exemple encore d’au plus 5 cm, par exemple encore d’au plus 2 cm, par exemple encore d’au plus 1 cm. [0042] En outre, l’axe de calage Y peut être perpendiculaire à l’axe principal X, comme illustré sur les figures. Alternativement, l’axe de calage peut faire un angle légèrement différent de 90° par rapport à l’axe principal X, à cause de tolérances de fabrication ou bien de manière volontaire. L’axe de calage Y peut ainsi être par exemple perpendiculaire à l’axe principal X à 5° près, par exemple encore à 2° près, par exemple encore à 1° près, par exemple encore à 0,1° près. [0043] Dans un mode de réalisation privilégié, toutes les pales rotoriques 108 sont à calage variable. [0044] Par ailleurs, chaque pale rotorique 108 à calage variable de l’hélice 106 présente un rayon externe Re égal par définition à la distance entre l’axe principal X et le point de la pale rotorique 108 le plus éloigné de l’axe principal X parmi tous les angles de calage C possibles. Chaque pale rotorique 108 à calage variable présente en outre un rayon interne Ri égal par définition à la distance entre l’axe principal X et le point de la pale rotorique 108114 le plus proche de l’axe principal X parmi tous les angles de calage C possibles. [0045] L’hélice 106 présente ainsi un diamètre D égal à deux fois le rayon externe Re. Ce diamètre D est également appelé « diamètre moteur ». [0046] Par ailleurs, chaque pale rotorique 108 est formée d’un empilement de coupes (également appelées « sections » ou « profils ») suivant un axe, appelé axe d’empilage. Autrement dit, les coupes considérées sont perpendiculaires à l’axe d’empilage. Dans le cas où l’axe de calage rotorique Y est perpendiculaire à l’axe
principal X et intersecte ce dernier, l’axe d’empilage correspond à l’axe de calage rotorique Y. [0047] Lorsque l’axe de calage rotorique Y est décalé de l’axe principal X et/ou fait un angle différent de 90° avec l’axe principal X, l’axe de calage rotorique Y présente une composante radiale prise comme axe d’empilage. Cette composante radiale correspond à la projection de l’axe de calage rotorique Y sur la perpendiculaire à l’axe principal X. [0048] REDRESSEUR [0049] Le propulseur aéronautique 100 comporte en outre un redresseur fixe 112 (en anglais, « Outlet Guide Vane » ou OGV) non-caréné et monté sur le carter externe 102 à l’aval de l’hélice 106, par exemple en aval de l’entrée d’air 107, de sorte que cette dernière soit située entre l’hélice 106 et le redresseur 112. [0050] Le redresseur 112 forme un stator fixé au carter externe 102 et s’étendant autour de l’axe principal X, mais ne pouvant pas tourner autour de ce dernier. Le redresseur 112 comporte des pales statoriques 114 (par exemple entre 3 et 25, de préférence entre 8 et 16) organisées par exemple en une unique rangée annulaire autour de l’axe principal X. De préférence, le nombre de pales statoriques 114 est différent du nombre de pales rotoriques 108, afin de réduire le bruit du propulseur aéronautique 100. En particulier, le nombre de pales rotoriques 108 est supérieur au nombre de pales statoriques 114. En effet, dans le cas où le nombre de pales rotoriques 108 et le nombre de pales statoriques 114 seraient égaux, les pales rotoriques 108 seraient suivies de sillages qui interagiraient simultanément avec les pales statoriques 114, ce qui augmenterait les niveaux sonores. Les pales statoriques 114 peuvent être par exemple toutes identiques ou bien différentes et espacées angulairement de manière régulière ou bien de manière hétérogène autour de l’axe principal X, de sorte qu’au moins deux pales statoriques 114 présentent un espacement angulaire différent autour de l’axe principal X. [0051] Le redresseur 112 est conçu pour redresser au moins une partie du flux d’air PHI traversant l’hélice 106, afin d’améliorer les performances du propulseur aéronautique 100. Plus précisément, le redresseur 112 a pour but de reprendre la giration de l’écoulement induite par l’hélice propulsive 106 afin d’améliorer les performances de la configuration non-carénée. Néanmoins, sa présence induit une source de bruit dominante résultant de l’interaction avec le sillage de l’hélice 106 (et le tourbillon de bout de pale lorsque la troncature des pales statoriques 114 n’est pas
suffisante). Il convient donc de réduire les bruits générés par le redresseur 112 et son interaction avec le sillage de l’hélice 106 tout en préservant une bonne performance aérodynamique, car la réduction des émissions sonores et de la consommation est un enjeu majeur pour les architectures moteur non-carénées. [0052] Par exemple, au moins une pale statorique 114 est à calage variable autour d’un axe de calage statorique Y’ respectif. [0053] L’axe de calage statorique Y’ peut passer par l’axe principal X ou bien être légèrement décalé de l’axe principal X, par exemple d’un décalage d’au plus 10 cm, par exemple encore d’au plus 5 cm, par exemple encore d’au plus 2 cm, par exemple encore d’au plus 1 cm. [0054] En outre, l’axe de calage statorique Y’ peut être perpendiculaire à l’axe principal X, comme illustré sur les figures. Alternativement, l’axe de calage statorique Y’ peut faire un angle légèrement différent de 90° par rapport à l’axe principal X, à cause de tolérances de fabrication ou bien de manière volontaire. L’axe de calage statorique Y’ peut ainsi être par exemple perpendiculaire à l’axe principal X à 5° près, par exemple encore à 2° près, par exemple encore à 1° près, par exemple encore à 0,1° près. [0055] Dans un mode de réalisation privilégié, toutes les pales statoriques 114 sont à calage variable. [0056] Par ailleurs, chaque pale statorique 114 à calage variable du redresseur 112 présente un rayon externe Re’ égal par définition à la distance entre l’axe principal X et le point de la pale statorique 114 le plus éloigné de l’axe principal X parmi tous les angles de calage C’ possibles. Chaque pale statorique 114 à calage variable présente en outre un rayon interne Ri’ égal par définition à la distance entre l’axe principal X et le point de la pale statorique 114 le plus proche de l’axe principal X parmi tous les angles de calage C’ possibles. [0057] En outre, à un rayon donné compris entre Ri’ et Re’, deux pales statoriques 114 consécutives présentent un espacement E correspondant à ce rayon multiplié par l’arc de cercle reliant ces deux pales à ce rayon. [0058] Par ailleurs, les axes de calage Y, Y’ sont séparés par une distance S sur l’axe principal X. Cette distance S est la distance entre le point de l’axe principal X le plus proche de l’axe de calage Y et le point de l’axe principal X le plus proche de
l’axe de calage Y’. Dans le cas où les axes de calage Y, Y’ intersectent tous les deux l’axe principal X, cette distance S est la distance entre les deux points d’intersection. [0059] PALE STATORIQUE [0060] Par la suite, l’une quelconque des pales statoriques 114 va être décrite plus en détail, toutes les autres étant similaires. [0061] En référence à la figure 2, la pale statorique 114 comporte tout d’abord un bord d’attaque BA’ où arrive le flux d’air PHI en provenance de l’hélice 106 et un bord de fuite BF’ d’où s’éloigne le flux d’air PHI. [0062] Le bord d’attaque BA’ s’étend depuis un pied BA’_P proche du carter externe 102 jusqu’à une tête BA’_T éloignée du carter externe 102. De manière similaire, le bord de fuite BF’ s’étend depuis un pied BF’_P proche du carter externe 102 jusqu’à une tête BF’_T éloignée du carter externe 102. [0063] La pale statorique 114 peut être tronquée, comme dans l’exemple illustré, c’est-à-dire qu’il existe une section tronquée 602 par exemple droite, reliant les têtes BA’_T, BF’_T. Alternativement, la pale statorique pourrait être non-tronquée, auquel cas les têtes BA’_T, BF’_T sont confondues. [0064] Par ailleurs, la pale statorique 114 est formée d’un empilement de coupes (également appelées « sections » ou « profils ») suivant un axe, appelé axe d’empilage. Autrement dit, les coupes considérées sont perpendiculaires à l’axe d’empilage. Dans le cas où l’axe de calage statorique Y’ est perpendiculaire à l’axe principal X et intersecte ce dernier, l’axe d’empilage correspond à l’axe de calage statorique Y’. C’est ce cas qui est illustré sur les figures. [0065] Lorsque l’axe de calage statorique Y’ est décalé de l’axe principal X et/ou fait un angle différent de 90° avec l’axe principal X, l’axe de calage statorique Y’ présente une composante radiale prise comme axe d’empilage. Cette composante radiale correspondant à la projection de l’axe de calage statorique Y’ sur la perpendiculaire à l’axe principal X. [0066] Par la suite, lorsqu’appliqué dans le contexte de la pale statorique 114, le terme de « hauteur » fera référence à la distance entre deux points le long de l’axe d’empilage, c’est-à-dire entre les projections orthogonales de ces points sur l’axe d’empilage.
[0067] Il est ainsi possible de définir une hauteur d’aubage amont H’amont pour se positionner sur le bord d’attaque BA’. La hauteur d’aubage amont H’amont est ainsi le rapport entre une hauteur h’BA depuis le pied BA’_P et une hauteur totale H’BA du bord d’attaque BA’ entre le pied BA’_P et la tête BA’_T : H’amont = h’BA/H’BA. La hauteur d’aubage amont H’amont peut ainsi s’exprimer en pourcents et varie entre 0% (position au pied BA’_P) et 100% (position à la tête BA’_T). De même, il est possible de définir une hauteur d’aubage aval H’aval pour se positionner sur le bord de fuite BF’. La hauteur d’aubage aval H’aval est ainsi le rapport entre une hauteur h’BF depuis le pied BF’_P et une hauteur totale H’BF du bord de fuite BF’ entre le pied BF’_P et la tête BF’_T : H’aval = h’BF/H’BF. La hauteur d’aubage aval H’aval peut ainsi s’exprimer en pourcents et varie entre 0% (position au pied BF’_P) et 100% (position à la tête BF’_T). [0068] Dans la suite, lorsqu’on parlera de hauteur d’aubage, notée H’, sans préciser aval ou amont, cela pourra signifier soit la hauteur d’aubage amont H’amont, soit la hauteur d’aubage aval H’aval. [0069] La figure 3 est une coupe de la pale statorique 114 perpendiculairement à l’axe d’empilage, à une certaine hauteur. [0070] Comme cela est visible, la pale statorique 114 présente une face intrados 702 et une face extrados 704, respectivement concave et convexe, reliées l’une à l’autre par le bord d’attaque BA’ et le bord de fuite BF’. Le bord d’attaque BA’ permet donc de séparer la face intrados 702 de la face extrados 704 dans la partie amont de la pale statorique 114, tandis que le bord de fuite BF’ permet de séparer la face intrados 702 de la face extrados 704 dans sa partie arrière. [0071] Lorsque le bord d’attaque BA’ et le bord de fuite BF’ sont présents dans la coupe considérée (c’est-à-dire par exemple, dans l’exemple illustré, en dessous de la section tronquée 602), le bord d’attaque BA’ et le bord de fuite BF’ peuvent être reliés par une ligne de corde 706 dont l’orientation change suivant la hauteur d’aubage H’ (c’est-à-dire la hauteur d’aubage amont H’amont ou bien aval H’aval considérée). Le bord d’attaque BA’ et le bord de fuite BF’ sont séparés, sur la ligne de corde 706, d’une distance, appelée corde L’, pouvant changer suivant la hauteur d’aubage H’. [0072] En référence à la figure 4, pour chaque coupe de la pale statorique 114, il est possible de définir un squelette 902, comme la courbe à mi-distance de l’intrados 702 et l’extrados 704. Le squelette 902 peut par exemple être obtenu, comme illustré sur
la figure 4, comme l’ensemble des centres des cercles inscrits dans la coupe, c’est-à- dire affleurant à la fois l’intrados 702 et l’extrados 704. [0073] En référence à la figure 5, pour chaque coupe de la pale statorique 114, il est alors possible de définir, le long de la corde ligne de corde 706, entre le bord d’attaque BA’ et le bord de fuite BF’, une épaisseur Ep de la pale statorique 114, comme la distance entre l’intrados 702 et l’extrados 704 perpendiculairement au squelette 902. Plus précisément, pour chaque point le long de la ligne de corde L’ entre le bord d’attaque BA’ et le bord de fuite BF’, repéré par une abscisse x, cette distance est prise au point du squelette 902 placé sur la perpendiculaire à la ligne de corde 702 à l’abscisse x. L’épaisseur Ep et l’abscisse x sont normalisées par rapport à la corde L’ : Ep = épaisseur absolue / L’ et x = position absolue / L’. Ainsi, en particulier l’abscisse vaut 0 lorsque le point est sur le bord d’attaque BA’ et 1 lorsque le point est sur le bord de fuite BF’. L’épaisseur Ep est donc une fonction de la hauteur d’aubage H’ et de l’abscisse x. [0074] Pour une hauteur d’aubage H’ donnée, l’épaisseur Ep le long de la ligne de corde 706 présente un maximum, noté Epmax, situé à une position (c’est-à-dire une valeur de l’abscisse x) notée Xepmax. La position d’épaisseur maximale Xepmax est donc une fonction de la hauteur d’aubage H’. [0075] LOI D’ÉPAISSEUR [0076] L’invention vise à optimiser l’évolution radiale de l’épaisseur maximale Epmax, cette évolution étant appelée « loi d’épaisseur ». Pour obtenir cette optimisation, l’épaisseur maximale Epmax de chacune d’au moins une partie des pales statoriques 114, de préférence de toutes les pales statoriques 114, présente l’une ou les deux caractéristiques suivantes. [0077] Selon une première caractéristique, pour optimiser le comportement aéronautique, acoustique et mécanique de la pale statorique 114, la position d’épaisseur maximale Xepmax est comprise entre 0,1 et 0,5 pour toutes les hauteurs d’aubage H’. Cette position d’épaisseur maximale permet un fonctionnement optimal de la pale statorique 114 d’un point de vue multi-métier. [0078] Selon une deuxième caractéristique, la position d’épaisseur maximale Xepmax est décroissante de manière monotone sur au moins 60% de la hauteur d’aubage H’, c’est-à-dire sur n’importe quelle plage de longueur 60% comprise dans l’intervalle 0% - 100%, par exemple la plage 15% - 75%, de préférence au moins
75% de la hauteur d’aubage H’. Ce critère est en lien avec la réduction de masse en tête (nécessaire d’un point de vue mécanique) et le besoin de dégivrage au niveau du bord d’attaque du stator et qui impose des épaisseurs maximales proches du bord d’attaque pour intégrer la solution de dégivrage (par exemple, un tapis chauffant). Dans le cadre de cette deuxième caractéristique, l’épaisseur maximale Epmax peut présenter l’une ou plusieurs des sous-caractéristiques suivantes. [0079] Selon une première sous-caractéristique, la position d’épaisseur maximale Xepmax est maximale entre 0% et 20% de la hauteur d’aubage H’. Cela permet de ne pas générer une section de passage sonique à proximité du moyeu ou carter. [0080] Selon une deuxième sous-caractéristique, la position d’épaisseur maximale Xepmax est, entre 0% et 20% de la hauteur d’aubage H’, c’est-à-dire pour au moins une valeur de l’intervalle 0% - 20%, supérieure ou égale à 0,15, de préférence supérieure ou égale à 0,25, ou encore de préférence supérieure ou égale à 0,3. Cela est particulièrement important pour les redresseurs d’un côté et d’autre du pylône. [0081] Selon un troisième sous-caractéristique, la position d’épaisseur maximale Xepmax décroit d’une valeur maximale située à une hauteur d’aubage H’ inférieure à 0,1 jusqu’à une position d'épaisseur maximale Xepmax à une hauteur d’aubage R1 comprise entre 20% et 40%, la position d'épaisseur maximale Xepmax à la hauteur d’aubage R1 étant comprise entre 0,2 et 0,4, de préférence entre 0,25 et 0,35. Cela permet d’optimiser les performances aérodynamiques des profils situés dans l’intervalle de hauteur compris entre le pied de pale et R1 de la pale statorique 114, tout en respectant les contraintes mécaniques liées principalement à l’épaisseur du bord d’attaque BA’ : épaisseur minimale fabricable et tenue à l’ingestion par exemple. [0082] Selon une quatrième sous-caractéristique, sur la partie haute de l’aubage, c’est-à-dire au-dessus d’une hauteur égale à 50%, la position d’épaisseur maximale Xepmax décroît strictement depuis 50% de la hauteur d’aubage avec la hauteur d’aubage H’ jusqu’à une valeur comprise entre 0,15 et 0,35, de préférence entre 0,2 et 0,3, cette valeur étant atteinte à une hauteur d’aubage R2 comprise entre 55% et 100%. En effet, lorsque la hauteur d’aubage H’ augmente, l’épaisseur des profils diminue vers la tête. Les profils à faible épaisseur peuvent décoller plus facilement, ce qui génère des pertes aérodynamiques et augmente le bruit. Une solution de contournement est de placer la position d’épaisseur maximale Xepmax à proximité du bord d’attaque BA’, ce qui rend le profil plus robuste en cas de sur-incidence (comme peut être le cas lors des phases d’atterrissage et/ou décollage).
[0083] Selon une cinquième sous-caractéristique, la décroissance de la position d’épaisseur maximale Xpemax est plus prononcée entre la hauteur d’aubage R1 et la hauteur d’aubage R2 (c’est-à-dire en partie haute de la pale statorique 114) qu’entre 0% et la hauteur d’aubage R1 (partie basse de la pale statorique 114). Autrement dit : Xepmax(R1) – Xepmax(R2) > Xepmax(0) – Xepmax(R1). Cela permet d’assurer que la position d’épaisseur maximale sur les coupes en pied ne varie pas trop, ce qui est bénéfique pour la tenue mécanique de la pale statorique 114. [0084] Selon une sixième sous-caractéristique, la position d’épaisseur maximale Xepmax est décroissante jusqu’à une hauteur d’aubage R3 comprise entre 65% et 100%, à partir de laquelle la position d’épaisseur maximale Xepmax est croissante jusqu’à 100% de la hauteur d’aubage H’. Cela provient d’une diminution plus importante de la corde L’ dans la zone de tête de la pale statorique 114 que la diminution de la position d’épaisseur maximale Xepmax. La charge du redresseur 112 est en effet moins importante dans la partie supérieure de la pale statorique 114 que dans la partie inférieure, et le tourbillon de bout de pale statorique 114 ne constitue pas une source de bruit significative. Il est donc intéressant de diminuer la corde L’ pour réduire la masse de la pale statorique 114, tout en gardant une aérodynamique saine sur la pale statorique 114. [0085] Selon une septième sous-caractéristique, l’épaisseur maximale Epmax est comprise entre 0,01 et 0,3, de préférence entre 0,02 et 0,3, pour toutes les hauteurs d’aubage H’. Cela permet d’assurer de bonnes performances aérodynamiques, acoustiques et mécaniques. [0086] Selon une huitième sous-caractéristique, l’épaisseur maximale Epmax est maximale en pied (H’ = 0) et est comprise entre 0,05 et 0,25, de préférence entre 0,08 et 0,18, ou encore de préférence entre 0,1 et 0,14. Cela permet d’assurer que l’épaisseur du profil en pied (ou au niveau de l’encastrement) est suffisante pour tenir et transmettre les efforts aérodynamiques et mécaniques sur la pale. [0087] Selon une neuvième sous-caractéristique, l’épaisseur maximale Epmax est strictement décroissante depuis le pied (H’ = 0) jusqu’à une hauteur d’aubage R4 comprise entre 35% et 85%. [0088] Selon un dixième sous-caractéristique, l’épaisseur maximale Epmax est minimale à la hauteur d’aubage R4, où l’épaisseur maximale Epmax est comprise entre 35% et 85% de l’épaisseur maximale Epmax en pied (H’ = 0), de préférence entre 50% et 80% de l’épaisseur maximale Epmax en pied (H’ = 0).
[0089] Selon une onzième sous-caractéristique, entre la hauteur d’aubage R4 et la hauteur d’aubage H’ en tête (H’ = 100%), l’épaisseur maximale Epmax est strictement croissante. Ce comportement est principalement causé par une diminution de la corde L’ sur la partie haute de la pale statorique 114. En effet, la pale statorique 114 étant moins chargée sur sa partie haute, il est possible de réduire la corde L’ (gain de masse) tout en maintenant une bonne performance aérodynamique (pas de pertes massives ou de décollements). [0090] Selon une douzième sous-caractéristique, l’épaisseur maximale Epmax en tête (H’ = 100%) est comprise entre 125% et 400% de l’épaisseur maximale Epmax à la hauteur d’aubage R4. [0091] La figure 6 illustre trois courbes 602, 604, 606 de position d’épaisseur maximale Xepmax en fonction de la hauteur d’aubage H’ conformes à toutes les caractéristiques et sous-caractéristiques énoncées ci-dessus se rapportant à la position d’épaisseur maximale Xepmax. [0092] La figure 7 illustre trois courbes 802, 804, 806 d’épaisseur maximale Epmax en fonction de la hauteur d’aubage H’ conformes à toutes les caractéristiques et sous-caractéristiques énoncées ci-dessus se rapportant à l’épaisseur maximale Epmax. [0093] FACTEUR D’ACTIVITÉ [0094] Un paramètre qui permet de donner une première estimation de la répartition de corde le long de l’envergure d’une pale statorique 114 est son Facteur d’Activité (FA), qui est défini comme suit : !" =
où Ri’ correspond soit au rayon interne Ri’BA de la pale statorique 114 au bord d’attaque BA’, soit au rayon interne Ri’BF de la pale statorique 114 au bord de fuite BF’ ; Re’ correspond soit au rayon externe Re’BA de la pale statorique 114 au bord d’attaque BA’, soit au rayon externe Re’BF de la pale statorique 114 au bord de fuite BF’ ; 0 représente une distance radiale par rapport à l’axe principal X, divisée par le rayon extérieur Re’ ; L’(0) représente la corde L’ entre le bord d’attaque BA’ et le bord de fuite BF’ d’une coupe (ou profil aérodynamique) de la pale statorique 114 dans le plan perpendiculaire à la composante radiale de l’axe de calage Y’ à ladite distance radiale 0. [0095] Le facteur d’activité de la pale statorique 114 est compris de préférence entre 40 et 225, de préférence encore entre 90 et 160.
[0096] Cela implique que la corde L’ des pales statoriques 114 est relativement importante en partie basse de la pale statorique 114, ce qui, en combinaison avec une épaisseur importante en pied de pale statorique , permet d’assurer la tenue mécanique de la pale statorique 114. En plus, plus la corde L’ est grande en partie basse, plus la giration de l’écoulement à l’aval de l’hélice 106 augmente (avantage aérodynamique), ce qui permet d’optimiser la réduction de bruit en déchargant le bout de pale rotorique 108 de l’hélice 106 et de la pale statorique 114 du redresseur 112, où les vitesses de l’écoulement sont plus élevées. [0097] AUTRES CARACTÉRISTIQUES POSSIBLES DU PROPULSEUR AÉRONAUTIQUE [0098] De préférence, le nombre de pales rotoriques de l’hélice 106 et le nombre de pales statoriques 114 du redresseur 112 sont différents. Cela permet de minimiser le bruit du propulseur aéronautique 100. En effet, dans le cas où il y a un même nombre de pales rotoriques 108 et de pales statoriques 114, l’ensemble de sillages de l’hélice 106 interagit avec les pales statoriques 114 simultanément, ce qui augmente les niveaux sonores. De préférence, il y a plus de pales rotoriques 108 que de pales statoriques 114, par exemple deux pales rotoriques 108 de plus que de pales statoriques 114. [0099] De préférence encore, la solidité, notée П et définie, à un rayon donné, comme le rapport entre la corde L’ et l’espacement E entre deux pales statoriques 114 consécutives (l’espacement E correspondant à cette valeur de rayon multiplié par l’arc de cercle reliant ces deux pales à ce rayon), est inférieure à 3 sur toute la hauteur d’aubage H’. La solidité П est en outre de préférence inférieure à 1 en tête (hauteur d’aubage H’ égale à 100%). [0100] De préférence encore, le rapport entre l’espacement entre l’axe d’empilage de l’hélice 106 et l’axe d’empilage du redresseur 112 (la distance S dans l’exemple illustré) et le diamètre moteur D est compris entre 0,01 et 0,5, de préférence entre 0,15 et 0,35, soit : 0,01 < S/D < 0,5, de préférence 0,15 < S/D < 0,35. [0101] De préférence encore, le bord de fuite des pales rotoriques 108 de l’hélice 106 est situé à une position axiale plus en amont que le bord d’attaque BA’ des pales statoriques 114 du redresseur 112 afin d’éviter des interférences entre l’hélice 106 en rotation et le redresseur 112. [0102] PALE STATORIQUE FIXE
[0103] Dans le cas où l’une des pales statoriques 114 est fixe (par exemple pour des contraintes d’intégration, comme par exemple s’il manque d’espace sous le moyeu pour intégrer le système de changement de calage ou pour réduire le poids), l’axe d’empilage est défini par l’axe perpendiculaire à l’axe principal X et passant par ce dernier, et passant en outre par le bord d’attaque BA’ au pied de pale BA’_P. [0104] MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS [0105] Dans un mode de réalisation particulier, au moins deux pales statoriques 114 présentent une loi d’épaisseur identique en dessous de la position radiale R4. Cela permet d’avoir une seule définition géométrique de pale avec deux hauteurs de rayons max Re2 (ou valeurs de clipping) différents, tout en respectant les conditions sur l’épaisseur d’une ou plusieurs des caractéristiques précédentes sur l’épaisseur en bout de pale. [0106] Dans un mode de réalisation particulier, au moins deux pales statoriques présentent des lois d’épaisseur différentes, chacune de ces lois respectant toutefois au moins la première caractéristique et/ou la deuxième caractéristique décrites précédemment. Dans le cas d’un moteur à soufflante non-carénée (USF) installée sur avion, chaque pale statorique 114 peut en effet présenter une charge aérodynamique (ou efforts de l’écoulement d’air sur la pale) différente. Ce comportement est causé par les effets d’installation, menant à un environnement aérodynamique non- axisymmétrique autour de l’axe principal X. Ainsi, la loi d’épaisseur de chaque pale statorique 114 peut être optimisée relativement à sa charge maximale aérodynamique, cette dernière pouvant être différente d’une pale statorique 114 à l’autre. Cela permet par exemple de réduire l’épaisseur de certaines pales statoriques 114 par rapport à d’autres, menant à un gain de masse et donc de consommation de carburant (de l’anglais « Specific Fuel Consumption » ou SFC) de tout l’ensemble propulsif. [0107] Chaque pale statorique présente une épaisseur du bord d’attaque EpBA définie comme l’épaisseur Ep (normalisée) aux positions x comprises entre 0 et 0.1. Dans un mode de réalisation particulier, l’épaisseur du bord d’attaque EpBA, pour toutes les hauteurs d’aubage H’, est comprise entre 0,005 et 0,12, afin de rendre robuste la pale à la prise d’incidence. Ainsi, même pour des conditions de fonctionnement entrainant une large variation d’incidence vue par la pale statorique, la valeur minimale de l’épaisseur du bord d’attaque EpBA assure un fonctionnement aérodynamique correct de la pale statorique 114 sur toute la hauteur d’aubage H’ :
pas de décollement ou de séparation de l’écoulement, qui entrainerait des pertes supplémentaires et donc une dégradation du rendement global du moteur. [0108] Dans un mode de réalisation particulier, l’épaisseur du bord d’attaque EpBA permet de prendre en compte l’intégration d’un système thermique ayant pour but de dégivrer la zone du bord d’attaque, pendant toute ou partie de la mission de l’avion. [0109] Dans un mode de réalisation particulier, au moins deux pales statoriques présentent des épaisseurs de bord d’attaque EpBA différentes, chacune étant toutefois comprise entre 0,005 et 0,12. Ce mode de réalisation correspond à une optimisation du bord d’attaque de chaque pale statorique installée sur avion. En effet, la plage de variation d’incidence vue par chaque pale statorique peut être différente étant donnés les effets d’installation. La détermination de l’épaisseur du bord d’attaque EpBA de chaque pale statorique assure une robustesse à l’incidence pour chaque pale statorique, tout en évitant des épaisseurs trop grandes pour les pales statoriques étant soumis à des plages de variation d’incidence plus petites. Cette optimisation permet de maximiser les performances aérodynamiques du redresseur tout en limitant sa masse, conduisant à un gain de consommation de courant. [0110] CONCLUSION [0111] En conclusion, on notera que l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits précédemment. Il apparaîtra en effet à l'homme de l'art que diverses modifications peuvent être apportées aux modes de réalisation décrits ci- dessus, à la lumière de l'enseignement qui vient de lui être divulgué. [0112] Dans la présentation détaillée de l’invention qui est faite précédemment, les termes utilisés ne doivent pas être interprétés comme limitant l’invention aux modes de réalisation exposés dans la présente description, mais doivent être interprétés pour y inclure tous les équivalents dont la prévision est à la portée de l'homme de l'art en appliquant ses connaissances générales à la mise en œuvre de l'enseignement qui vient de lui être divulgué.
Description TITLE: UNDUCTED AERONAUTICAL PROPELLER FOR AIRCRAFT Technical field of the invention [0001] The present invention relates to an unducted aeronautical propellant for an aircraft, as well as to an aircraft comprising such an aeronautical propellant. Technological background [0002] The search for minimizing polluting emissions linked to air transport involves in particular the improvement of all the efficiencies of the propulsion systems, and more particularly the propulsive efficiency which characterizes the efficiency with which the energy which is communicated to the air which passes through the engine is converted into useful thrust force. [0003] The elements influencing this propulsive efficiency to the first order are those linked to the low pressure parts of the propulsion system, which contribute immediately to the generation of thrust: low pressure turbine, low pressure transmission system, fan and secondary flow guiding the flow of the latter. The known guiding principle for improving propulsive efficiency is to reduce the compression ratio of the fan, thereby reducing the flow velocity at the engine outlet and the kinetic energy losses associated with it. [0004] One of the main consequences of this reduction in flow velocity at the engine outlet is that it is necessary to process a higher mass flow of air in the low pressure part (secondary flow) in order to ensure a given thrust level, set by the characteristics of the aircraft: this therefore leads to an increase in the engine bypass ratio. The bypass ratio, or BPR (ByPass Ratio), is defined as the ratio between the mass flow passing through the secondary flow (cold flow) and the mass flow passing through the primary flow (hot flow) and feeding in particular the combustion chamber. [0005] This increase in secondary flow has the direct effect of requiring an increase in the diameter of the fan, and consequently the external dimensions of the retention casing surrounding it, as well as the nacelle constituting the aerodynamic envelope of the casing in question. To aim for high dilution rates, the casing becoming too large and too heavy (generating significant capture drag), the latter is removed to move to configurations with unducted propellers. Several concepts of unducted turbomachines are conceivable, but the present invention relates to an unducted turbomachine with (at least) one upstream variable-pitch propeller (this propeller being called an “Open Fan”) and a downstream rectifier with fixed or variable pitch. In the case where such a turbomachine comprises a single propeller, it is called an unducted single fan (USF) engine. [0006] Thus, an unducted aeronautical propeller for an aircraft is known from the state of the art, comprising: - an external casing; - a hub pivotally mounted relative to the external casing about a main axis extending in an upstream-downstream direction of the aircraft; - a propulsive propeller mounted on the hub in order to pivot relative to the external casing; and - a fixed rectifier mounted on the outer casing downstream of the propeller along the main axis, the fixed rectifier extending around the main axis, the fixed rectifier comprising stator blades each having: • a pressure face and an extrados face extending between a leading edge and a trailing edge of the stator blade, • for each section of the stator blade perpendicular to a stacking axis, the section being at a blade height along this stacking axis: ○ a curve, called a skeleton, midway between the pressure face and the extrados, ○ a distance, called a chord, between the leading edge and the trailing edge, and ○ a thickness between the pressure face and the extrados perpendicular to the skeleton, this thickness being normalized with respect to the chord having a maximum at a position on the chord, normalized with respect to the chord. [0007] This type of turbomachine can be presented as a pusher (from the English "pusher") with the propeller and the rectifier downstream of the turbomachine (and mounted at the rear of the aircraft) or as a puller (from the English "puller") with the propeller and the rectifier upstream of the turbomachine (and mounted under the wing of the aircraft or mounted at the rear of the fuselage). [0008] From an aerodynamic point of view, the main role of the rectifier is to straighten all or part of the air flow coming from the propeller, in order to generate thrust contributing to the aircraft's forward motion. This thrust is generated by deflecting the air onto the stator blades, characterized by an inlet angle different from the outlet angle. The secondary role of the rectifier is to limit the overall losses of the propeller/rectifier doublet, by allowing recovery of the rotating flow (gyration) downstream of the propeller. Indeed, without a rectifier, this rotating flow would be responsible for high aerodynamic losses, involving a significant degradation of the thrust and therefore of the efficiency of the propulsion system. In the case of an unducted propeller installed on an aircraft, the role of the rectifier is also to adapt the airflow to the various elements integrated or close to the engine, such as the pylon, in order to guarantee the operability and performance of the installed propulsion system. Thus, several families (or geometries) of rectifiers are possible, notably on one side and the other of the pylon. From an aero-acoustic point of view, the shape of the stator blades must minimize the sources of noise coming from the interaction of the propeller wake and the propeller blade tip vortex with the surface of the rectifier. It is known that flat plates or profiles that are too thin at the leading edge can induce separations and/or increase interaction noise. Finally, from a mechanical point of view, the blade shape and the material constituting it must allow it to withstand the static, dynamic and ingestion loads as specified by the regulations. [0009] The aim of the invention is to provide a stator blade for an unducted rectifier that meets multi-sector criteria (aerodynamic, mechanical and acoustic) allowing an unducted engine to operate efficiently over its entire flight envelope. Furthermore, the state of the art includes the following documents: FR 3125797 A1, US 2023/249810 A1, US 2010/260609 A1, US 9340277 B2. Summary of the invention [0010] There is therefore proposed an unducted aeronautical propeller for an aircraft, comprising: - an external casing; - a hub mounted to pivot relative to the external casing around a main axis extending in an upstream-downstream direction of the aircraft; - a propulsive propeller mounted on the hub so as to pivot relative to the external casing; and - a fixed rectifier mounted on the outer casing downstream of the propeller along the main axis, the fixed rectifier extending around the main axis, the fixed rectifier comprising stator blades each having: • a pressure face and an extrados face extending between a leading edge and a trailing edge of the stator blade, • for each section of the stator blade perpendicular to a stacking axis, the section being at a blade height along this stacking axis: ○ a curve, called a skeleton, midway between the pressure face and the extrados, ○ a distance, called a chord, between the leading edge and the trailing edge, and ○ a thickness between the pressure face and the extrados perpendicular to the skeleton, this thickness being normalized with respect to the chord and having a maximum at a position on the chord, normalized with respect to the chord; characterized in that, for at least one stator blade of the fixed rectifier, the maximum thickness position is between 0.1 and 0.5 for all the blade heights and/or in that the maximum thickness position is strictly decreasing over at least 60% of the blade height H', preferably at least 75% of the blade height. [0011] The proposed thickness law makes it possible to ensure the efficient operation of the stator blade for the different flight conditions encountered, from an aerodynamic point of view (performance and operability criteria respected), acoustic (maximum noise emission criterion respected) and mechanical (lifespan and ingestion criteria respected). [0012] The invention may further comprise one or more of the following optional features, in any technically possible combination. [0013] Optionally, the maximum thickness position is a maximum between 0% and 20% of the blading height. [0014] Also optionally, the maximum thickness position is greater than or equal to 0.15, preferably greater than or equal to 0.25, or even more preferably greater than or equal to 0.3. [0015] Also optionally, the maximum thickness position decreases from a maximum value located at a blading height less than 0.1 to a maximum thickness position at a blading height R1 of between 20% and 40%, the maximum thickness position at the blading height R1 being between 0.2 and 0.4, preferably between 0.25 and 0.35. [0016] Also optionally, on the upper part of the blading, i.e. above a height equal to 50%, the maximum thickness position decreases strictly with the blading height, from 50% of the blading height, to a value between 0.15 and 0.35, preferably between 0.2 and 0.3, this value being reached at a blading height R2 between 55% and 100%. [0017] Also optionally, the decrease in the maximum thickness position is more pronounced between the blade height R1 and the blade height R2 than between 0% and the blade height R1. [0018] Also optionally, the maximum thickness position is decreasing up to a blade height R3 of between 65% and 100%, from which the maximum thickness position is increasing up to 100% of the blade height. [0019] Also optionally, the maximum thickness is between 0.01 and 0.3, preferably between 0.02 and 0.3, for all blade heights. [0020] Also optionally, the maximum thickness is maximum at zero blading height and is between 0.05 and 0.25, preferably between 0.08 and 0.18, or even more preferably between 0.1 and 0.14. [0021] Also optionally, the maximum thickness is strictly decreasing from zero blading height to a blading height R4 of between 35% and 85%. [0022] Also optionally, the maximum thickness is minimum at blading height R4, where the maximum thickness is between 35% and 85% of the maximum thickness at zero blading height, preferably between 50% and 80% of the maximum thickness at zero blading height. [0023] Also optionally, between the blading height R4 and the blading height of 100%, the maximum thickness is strictly increasing. [0024] Also optionally, the maximum thickness at the blading height of 100% is between 125% and 400% of the maximum thickness at the blading height R4. [0025] An aircraft comprising an aeronautical propeller (100) according to the invention is also proposed. Brief description of the figures [0026] The invention will be better understood with the aid of the following description, given solely by way of example and with reference to the appended drawings in which: - Figure 1 is a side view of an aeronautical propeller according to the invention, - Figure 2 is a sectional view of a rectifier of the propeller of Figure 1, - Figure 3 is a section of a stator blade of the rectifier perpendicular to a stacking axis, - Figure 4 is a view similar to that of Figure 3, illustrating a skeleton of the stator blade, - Figure 5 groups together a view similar to that of Figure 4, with a thickness curve as a function of a position along a chord of the stator blade, - Figure 6 groups together three curves of evolution of the maximum thickness position as a function of a blade height, and - Figure 7 groups together three curves of evolution of the maximum thickness as a function of a blade height, Detailed description of the invention [0027] In the following description, when a characteristic applies to at least one element, it can also apply to all of these elements. Similarly, when a characteristic applies for at least one value included in an interval, it can also apply for all of the values in this interval. [0028] With reference to FIG. 1, an aeronautical propeller 100 in which the invention is implemented will now be described. [0029] The aeronautical propeller 100 is unducted (from the English "Unducted Single Fan", also designated by the acronym USF) and is designed to participate in the propulsion of an aircraft. It is for example intended to be supported by a pylon fixed to a wing of the aircraft. [0030] The aeronautical propeller 100 firstly comprises an external casing 102 and a hub 104 pivotally mounted relative to the external casing 102 around a main axis X. [0031] Subsequently, the terms “upstream” and “downstream” will be used to specify the relative position of the elements of the aeronautical propeller 100 along the main axis X in a direction of flow of an air flow PHI when the aircraft is propelled by the aeronautical propeller 100. For example, the aircraft may be propelled by the aeronautical propeller 100 in cruising mode at a flight Mach number greater than 0.7. [0032] The hub 104 is thus, for example, located upstream of the external casing 102. [0033] The aeronautical propeller 100 further comprises a motor 105 for driving the hub 104. The motor 105 extends, for example, into the external casing 102. [0034] The motor 105 comprises, for example, at least one thermal engine, in particular a turbomachine, a turboshaft engine, a turbojet engine or a turbofan, and/or at least one electric motor, and/or at least one hydrogen engine. [0035] The aeronautical thruster 100 further comprises, for example, an air inlet 107 for supplying primary flow to the engine 105. [0036] PROPELLER [0037] The aeronautical thruster 100 further comprises an unducted propulsive propeller 106 mounted on the hub 104 so as to be pivotable relative to the external casing 102 about the main axis X. The propeller 106 is therefore driven in rotation about the main axis X by the engine 105 via the hub 104. [0038] The propeller 106 is, for example, located upstream of the engine 105. Such an arrangement is known as a “tractor” (from the English “puller”). Alternatively, the engine 105 could be in a “pusher” arrangement. [0039] During its rotation, the propeller 106 is designed to drive the airflow PHI downstream to propel the aircraft in flight. The propeller 106 has blades for this purpose rotor blades 108 (for example between 3 and 25, preferably between 8 and 16) organized for example in a single annular row around the main axis X. The rotor blades 108 may for example all be identical and spaced angularly in a regular manner around the main axis X. [0040] At least one rotor blade 108 is for example variable-pitch, around a respective pitch axis Y. The pitch of each variable-pitch rotor blade 108 is defined by a pitch angle C around the rotor pitch axis Y. [0041] The pitch axis Y may pass through the main axis X or be slightly offset from the main axis X, for example by an offset of at most 10 cm, for example still at most 5 cm, for example still at most 2 cm, for example still at most 1 cm. [0042] Furthermore, the pitch axis Y may be perpendicular to the main axis X, as illustrated in the figures. Alternatively, the pitch axis may make an angle slightly different from 90° with respect to the main axis X, due to manufacturing tolerances or intentionally. The pitch axis Y may thus be, for example, perpendicular to the main axis X to within 5°, for example, still within 2°, for example, still within 1°, for example, still within 0.1°. [0043] In a preferred embodiment, all the rotor blades 108 are variable pitch. [0044] Furthermore, each variable pitch rotor blade 108 of the propeller 106 has an external radius Re equal by definition to the distance between the main axis X and the point of the rotor blade 108 furthest from the main axis X among all the possible pitch angles C. Each variable-pitch rotor blade 108 further has an internal radius Ri equal by definition to the distance between the main axis X and the point of the rotor blade 108114 closest to the main axis X among all the possible pitch angles C. [0045] The propeller 106 thus has a diameter D equal to twice the external radius Re. This diameter D is also called “engine diameter”. [0046] Furthermore, each rotor blade 108 is formed from a stack of sections (also called “sections” or “profiles”) along an axis, called the stacking axis. In other words, the sections considered are perpendicular to the stacking axis. In the case where the rotor pitch axis Y is perpendicular to the axis main axis X and intersects the latter, the stacking axis corresponds to the rotor pitch axis Y. [0047] When the rotor pitch axis Y is offset from the main axis X and/or makes an angle other than 90° with the main axis X, the rotor pitch axis Y has a radial component taken as the stacking axis. This radial component corresponds to the projection of the rotor pitch axis Y onto the perpendicular to the main axis X. [0048] RECTIFIER [0049] The aeronautical thruster 100 further comprises a fixed rectifier 112 (in English, “Outlet Guide Vane” or OGV) which is not shrouded and mounted on the external casing 102 downstream of the propeller 106, for example downstream of the air inlet 107, so that the latter is located between the propeller 106 and the rectifier 112. [0050] The rectifier 112 forms a stator fixed to the external casing 102 and extending around the main axis X, but which cannot rotate around the latter. The rectifier 112 comprises stator blades 114 (for example between 3 and 25, preferably between 8 and 16) organized for example in a single annular row around the main axis X. Preferably, the number of stator blades 114 is different from the number of rotor blades 108, in order to reduce the noise of the aeronautical propeller 100. In particular, the number of rotor blades 108 is greater than the number of stator blades 114. Indeed, in the case where the number of rotor blades 108 and the number of stator blades 114 were equal, the rotor blades 108 would be followed by wakes which would interact simultaneously with the stator blades 114, which would increase the sound levels. The stator blades 114 may for example all be identical or different and spaced angularly in a regular manner or in a heterogeneous manner around the main axis X, such that at least two stator blades 114 have a different angular spacing around the main axis X. [0051] The rectifier 112 is designed to straighten at least a portion of the air flow PHI passing through the propeller 106, in order to improve the performance of the aeronautical thruster 100. More precisely, the rectifier 112 aims to take up the gyration of the flow induced by the propulsive propeller 106 in order to improve the performance of the unducted configuration. However, its presence induces a dominant source of noise resulting from the interaction with the wake of the propeller 106 (and the blade tip vortex when the truncation of the stator blades 114 is not sufficient). It is therefore appropriate to reduce the noise generated by the rectifier 112 and its interaction with the wake of the propeller 106 while preserving good aerodynamic performance, since reducing noise emissions and consumption is a major issue for unducted engine architectures. [0052] For example, at least one stator blade 114 is variable-pitch about a respective stator pitch axis Y'. [0053] The stator pitch axis Y' may pass through the main axis X or be slightly offset from the main axis X, for example by an offset of at most 10 cm, for example still at most 5 cm, for example still at most 2 cm, for example still at most 1 cm. [0054] Furthermore, the stator pitch axis Y' may be perpendicular to the main axis X, as illustrated in the figures. Alternatively, the stator pitch axis Y' may make an angle slightly different from 90° relative to the main axis X, due to manufacturing tolerances or intentionally. The stator pitch axis Y' may thus be, for example, perpendicular to the main axis X to within 5°, for example, within 2°, for example, within 1°, for example, within 0.1°. [0055] In a preferred embodiment, all the stator blades 114 are variable pitch. [0056] Furthermore, each variable pitch stator blade 114 of the rectifier 112 has an external radius Re' equal by definition to the distance between the main axis X and the point of the stator blade 114 furthest from the main axis X among all the possible pitch angles C'. Each variable-pitch stator blade 114 further has an internal radius Ri' equal by definition to the distance between the main axis X and the point of the stator blade 114 closest to the main axis X among all the possible pitch angles C'. [0057] Furthermore, at a given radius between Ri' and Re', two consecutive stator blades 114 have a spacing E corresponding to this radius multiplied by the arc of a circle connecting these two blades to this radius. [0058] Furthermore, the pitch axes Y, Y' are separated by a distance S on the main axis X. This distance S is the distance between the point of the main axis X closest to the pitch axis Y and the point of the main axis X closest to the pitch axis Y'. In the case where the pitch axes Y, Y' both intersect the main axis X, this distance S is the distance between the two points of intersection. [0059] STATOR BLADE [0060] Subsequently, any one of the stator blades 114 will be described in more detail, all the others being similar. [0061] With reference to FIG. 2, the stator blade 114 firstly comprises a leading edge BA' where the air flow PHI arrives from the propeller 106 and a trailing edge BF' from which the air flow PHI departs. [0062] The leading edge BA' extends from a root BA'_P close to the outer casing 102 to a head BA'_T distant from the outer casing 102. Similarly, the trailing edge BF' extends from a root BF'_P close to the outer casing 102 to a head BF'_T distant from the outer casing 102. [0063] The stator blade 114 may be truncated, as in the example illustrated, that is to say that there is a truncated section 602 for example straight, connecting the heads BA'_T, BF'_T. Alternatively, the stator blade could be non-truncated, in which case the heads BA'_T, BF'_T are merged. [0064] Furthermore, the stator blade 114 is formed from a stack of sections (also called “sections” or “profiles”) along an axis, called the stacking axis. In other words, the sections considered are perpendicular to the stacking axis. In the case where the stator pitch axis Y' is perpendicular to the main axis X and intersects the latter, the stacking axis corresponds to the stator pitch axis Y'. This is the case that is illustrated in the figures. [0065] When the stator pitch axis Y' is offset from the main axis X and/or makes an angle other than 90° with the main axis X, the stator pitch axis Y' has a radial component taken as the stacking axis. This radial component corresponding to the projection of the stator setting axis Y' onto the perpendicular to the main axis X. [0066] Subsequently, when applied in the context of the stator blade 114, the term “height” will refer to the distance between two points along the stacking axis, i.e. between the orthogonal projections of these points onto the stacking axis. [0067] It is thus possible to define an upstream blading height H'amont to position oneself on the leading edge BA'. The upstream blading height H'amont is thus the ratio between a height h' BA from the root BA'_P and a total height H' BA of the leading edge BA' between the root BA'_P and the head BA'_T: H' amont = h' BA /H' BA . The upstream blading height H'amont can thus be expressed in percentages and varies between 0% (position at the root BA'_P) and 100% (position at the head BA'_T). Similarly, it is possible to define a downstream blading height H'amont to position oneself on the trailing edge BF'. The downstream blading height H' downstream is thus the ratio between a height h' BF from the root BF'_P and a total height H' BF of the trailing edge BF' between the root BF'_P and the head BF'_T: H' downstream = h' BF /H' BF . The downstream blading height H' downstream can thus be expressed in percentages and varies between 0% (position at the root BF'_P) and 100% (position at the head BF'_T). [0068] In the following, when we speak of blading height, noted H', without specifying downstream or upstream, this could mean either the upstream blading height H' upstream , or the downstream blading height H' downstream . [0069] Figure 3 is a section of the stator blade 114 perpendicular to the stacking axis, at a certain height. [0070] As can be seen, the stator blade 114 has a lower surface face 702 and an upper surface face 704, respectively concave and convex, connected to each other by the leading edge BA' and the trailing edge BF'. The leading edge BA' therefore makes it possible to separate the lower surface face 702 from the upper surface face 704 in the upstream part of the stator blade 114, while the trailing edge BF' makes it possible to separate the lower surface face 702 from the upper surface face 704 in its rear part. [0071] When the leading edge BA' and the trailing edge BF' are present in the section considered (that is to say for example, in the illustrated example, below the truncated section 602), the leading edge BA' and the trailing edge BF' can be connected by a chord line 706 whose orientation changes according to the blading height H' (that is to say the upstream blading height H'amont or downstream H'aval considered). The leading edge BA' and the trailing edge BF' are separated, on the chord line 706, by a distance, called chord L', which can change according to the blading height H'. [0072] With reference to Figure 4, for each section of the stator blade 114, it is possible to define a skeleton 902, such as the curve halfway between the intrados 702 and the extrados 704. The skeleton 902 can for example be obtained, as illustrated in 4, as the set of centers of the circles inscribed in the section, that is to say flush with both the intrados 702 and the extrados 704. [0073] With reference to FIG. 5, for each section of the stator blade 114, it is then possible to define, along the chord line 706, between the leading edge BA' and the trailing edge BF', a thickness Ep of the stator blade 114, as the distance between the intrados 702 and the extrados 704 perpendicular to the skeleton 902. More precisely, for each point along the chord line L' between the leading edge BA' and the trailing edge BF', identified by an abscissa x, this distance is taken at the point of the skeleton 902 placed on the perpendicular to the chord line 702 at the abscissa x. The thickness Ep and the abscissa x are normalized with respect to the chord L': Ep = absolute thickness / L' and x = absolute position / L'. Thus, in particular the abscissa is 0 when the point is on the leading edge BA' and 1 when the point is on the trailing edge BF'. The thickness Ep is therefore a function of the blading height H' and the abscissa x. [0074] For a given blading height H', the thickness Ep along the chord line 706 has a maximum, noted Epmax, located at a position (i.e. a value of the abscissa x) noted Xepmax. The maximum thickness position Xepmax is therefore a function of the blading height H'. [0075] THICKNESS LAW [0076] The invention aims to optimize the radial evolution of the maximum thickness Epmax, this evolution being called “thickness law”. To obtain this optimization, the maximum thickness Epmax of each of at least a portion of the stator blades 114, preferably of all the stator blades 114, has one or both of the following characteristics. [0077] According to a first characteristic, to optimize the aeronautical, acoustic and mechanical behavior of the stator blade 114, the maximum thickness position Xepmax is between 0.1 and 0.5 for all the blade heights H'. This maximum thickness position allows optimal operation of the stator blade 114 from a multi-trade point of view. [0078] According to a second characteristic, the maximum thickness position Xepmax decreases monotonically over at least 60% of the blade height H', i.e. over any length range 60% included in the interval 0% - 100%, for example the range 15% - 75%, preferably at least 75% of the blade height H'. This criterion is linked to the reduction of mass at the head (necessary from a mechanical point of view) and the need for defrosting at the leading edge of the stator and which imposes maximum thicknesses close to the leading edge to integrate the defrosting solution (for example, a heating mat). Within the framework of this second characteristic, the maximum thickness Epmax may have one or more of the following sub-characteristics. [0079] According to a first sub-characteristic, the maximum thickness position Xepmax is maximum between 0% and 20% of the blade height H'. This makes it possible not to generate a sonic passage section near the hub or casing. [0080] According to a second sub-characteristic, the maximum thickness position Xepmax is, between 0% and 20% of the blading height H', i.e. for at least one value of the interval 0% - 20%, greater than or equal to 0.15, preferably greater than or equal to 0.25, or even preferably greater than or equal to 0.3. This is particularly important for the rectifiers on one side and the other of the pylon. [0081] According to a third sub-characteristic, the maximum thickness position Xepmax decreases from a maximum value located at a blade height H' of less than 0.1 to a maximum thickness position Xepmax at a blade height R1 of between 20% and 40%, the maximum thickness position Xepmax at the blade height R1 being between 0.2 and 0.4, preferably between 0.25 and 0.35. This makes it possible to optimize the aerodynamic performance of the profiles located in the height interval between the blade root and R1 of the stator blade 114, while respecting the mechanical constraints linked mainly to the thickness of the leading edge BA': minimum thickness that can be manufactured and resistance to ingestion for example. [0082] According to a fourth sub-characteristic, on the upper part of the blading, that is to say above a height equal to 50%, the maximum thickness position Xepmax decreases strictly from 50% of the blading height with the blading height H' down to a value between 0.15 and 0.35, preferably between 0.2 and 0.3, this value being reached at a blading height R2 between 55% and 100%. Indeed, when the blading height H' increases, the thickness of the profiles decreases towards the head. Profiles with low thickness can detach more easily, which generates aerodynamic losses and increases noise. A workaround is to place the maximum thickness position Xepmax close to the leading edge BA', which makes the profile more robust in case of over-incidence (as can be the case during landing and/or takeoff phases). [0083] According to a fifth sub-characteristic, the decrease in the maximum thickness position Xpemax is more pronounced between the blading height R1 and the blading height R2 (i.e. in the upper part of the stator blade 114) than between 0% and the blading height R1 (lower part of the stator blade 114). In other words: Xepmax(R1) – Xepmax(R2) > Xepmax(0) – Xepmax(R1). This ensures that the maximum thickness position on the root sections does not vary too much, which is beneficial for the mechanical strength of the stator blade 114. [0084] According to a sixth sub-characteristic, the maximum thickness position Xepmax decreases up to a blading height R3 of between 65% and 100%, from which the maximum thickness position Xepmax increases up to 100% of the blading height H'. This results from a greater reduction in the chord L' in the tip area of the stator blade 114 than the reduction in the maximum thickness position Xepmax. The load of the rectifier 112 is in fact less significant in the upper part of the stator blade 114 than in the lower part, and the stator blade tip vortex 114 does not constitute a significant source of noise. It is therefore interesting to reduce the chord L' to reduce the mass of the stator blade 114, while maintaining healthy aerodynamics on the stator blade 114. [0085] According to a seventh sub-characteristic, the maximum thickness Epmax is between 0.01 and 0.3, preferably between 0.02 and 0.3, for all the blade heights H'. This ensures good aerodynamic, acoustic and mechanical performance. [0086] According to an eighth sub-characteristic, the maximum thickness Epmax is maximum at the foot (H' = 0) and is between 0.05 and 0.25, preferably between 0.08 and 0.18, or even preferably between 0.1 and 0.14. This ensures that the thickness of the profile at the root (or at the embedding) is sufficient to hold and transmit the aerodynamic and mechanical forces on the blade. [0087] According to a ninth sub-characteristic, the maximum thickness Epmax is strictly decreasing from the root (H' = 0) to a blading height R4 of between 35% and 85%. [0088] According to a tenth sub-characteristic, the maximum thickness Epmax is minimal at the blading height R4, where the maximum thickness Epmax is between 35% and 85% of the maximum thickness Epmax at the root (H' = 0), preferably between 50% and 80% of the maximum thickness Epmax at the root (H' = 0). [0089] According to an eleventh sub-characteristic, between the blading height R4 and the blading height H' at the head (H' = 100%), the maximum thickness Epmax is strictly increasing. This behavior is mainly caused by a reduction in the chord L' on the upper part of the stator blade 114. Indeed, the stator blade 114 being less loaded on its upper part, it is possible to reduce the chord L' (mass gain) while maintaining good aerodynamic performance (no mass losses or separations). [0090] According to a twelfth sub-characteristic, the maximum thickness Epmax at the head (H' = 100%) is between 125% and 400% of the maximum thickness Epmax at the blading height R4. [0091] Figure 6 illustrates three curves 602, 604, 606 of maximum thickness position Xepmax as a function of the blade height H' conforming to all the characteristics and sub-characteristics stated above relating to the maximum thickness position Xepmax. [0092] Figure 7 illustrates three curves 802, 804, 806 of maximum thickness Epmax as a function of the blade height H' conforming to all the characteristics and sub-characteristics stated above relating to the maximum thickness Epmax. [0093] ACTIVITY FACTOR [0094] A parameter which makes it possible to give a first estimate of the chord distribution along the span of a stator blade 114 is its Activity Factor (AF), which is defined as follows: !" = where Ri' corresponds either to the internal radius Ri'BA of the stator blade 114 at the leading edge BA', or to the internal radius Ri'BF of the stator blade 114 at the trailing edge BF';Re' corresponds either to the external radius Re' BA of the stator blade 114 at the leading edge BA', or to the external radius Re'BF of the stator blade 114 at the trailing edge BF'; 0 represents a radial distance from the main axis X, divided by the external radius Re';L'(0) represents the chord L' between the leading edge BA' and the trailing edge BF' of a section (or aerodynamic profile) of the stator blade 114 in the plane perpendicular to the radial component of the pitch axis Y' at said radial distance 0. [0095] The activity factor of the stator blade 114 is preferably between 40 and 225, more preferably between 90 and 160. [0096] This implies that the chord L' of the stator blades 114 is relatively large in the lower part of the stator blade 114, which, in combination with a significant thickness at the root of the stator blade, makes it possible to ensure the mechanical strength of the stator blade 114. In addition, the larger the chord L' in the lower part, the more the gyration of the flow downstream of the propeller 106 increases (aerodynamic advantage), which makes it possible to optimize the noise reduction by unloading the tip of the rotor blade 108 of the propeller 106 and of the stator blade 114 from the rectifier 112, where the flow speeds are higher. [0097] OTHER POSSIBLE CHARACTERISTICS OF THE AERONAUTICAL PROPELLER [0098] Preferably, the number of rotor blades of the propeller 106 and the number of stator blades 114 of the rectifier 112 are different. This makes it possible to minimize the noise of the aeronautical propeller 100. Indeed, in the case where there is the same number of rotor blades 108 and stator blades 114, the set of wakes of the propeller 106 interacts with the stator blades 114 simultaneously, which increases the noise levels. Preferably, there are more rotor blades 108 than stator blades 114, for example two more rotor blades 108 than stator blades 114. [0099] More preferably, the solidity, denoted П and defined, at a given radius, as the ratio between the chord L' and the spacing E between two consecutive stator blades 114 (the spacing E corresponding to this radius value multiplied by the arc of a circle connecting these two blades to this radius), is less than 3 over the entire blading height H'. The solidity П is furthermore preferably less than 1 at the head (blading height H' equal to 100%). [0100] More preferably, the ratio between the spacing between the stacking axis of the propeller 106 and the stacking axis of the rectifier 112 (the distance S in the illustrated example) and the motor diameter D is between 0.01 and 0.5, preferably between 0.15 and 0.35, i.e.: 0.01 < S/D < 0.5, preferably 0.15 < S/D < 0.35. [0101] More preferably, the trailing edge of the rotor blades 108 of the propeller 106 is located at an axial position further upstream than the leading edge BA' of the stator blades 114 of the rectifier 112 in order to avoid interference between the rotating propeller 106 and the rectifier 112. [0102] FIXED STATOR BLADE [0103] In the case where one of the stator blades 114 is fixed (for example for integration constraints, such as for example if there is a lack of space under the hub to integrate the pitch change system or to reduce the weight), the stacking axis is defined by the axis perpendicular to the main axis X and passing through the latter, and also passing through the leading edge BA' at the blade root BA'_P. [0104] PARTICULAR EMBODIMENTS [0105] In a particular embodiment, at least two stator blades 114 have an identical thickness law below the radial position R4. This makes it possible to have a single geometric blade definition with two different max radius heights Re2 (or clipping values), while respecting the conditions on the thickness of one or more of the preceding characteristics on the thickness at the blade tip. [0106] In a particular embodiment, at least two stator blades have different thickness laws, each of these laws however respecting at least the first characteristic and/or the second characteristic described previously. In the case of an unducted fan (USF) engine installed on an aircraft, each stator blade 114 may in fact have a different aerodynamic load (or airflow forces on the blade). This behavior is caused by installation effects, leading to a non-axisymmetric aerodynamic environment around the main axis X. Thus, the thickness law of each stator blade 114 can be optimized relative to its maximum aerodynamic load, the latter being able to be different from one stator blade 114 to another. This makes it possible, for example, to reduce the thickness of certain stator blades 114 compared to others, leading to a gain in mass and therefore in fuel consumption (from the English “Specific Fuel Consumption” or SFC) of the entire propulsion assembly. [0107] Each stator blade has a leading edge thickness EpBA defined as the thickness Ep (normalized) at positions x between 0 and 0.1. In a particular embodiment, the leading edge thickness EpBA, for all the blade heights H', is between 0.005 and 0.12, in order to make the blade robust to the angle of attack. Thus, even for operating conditions resulting in a wide variation in angle of attack seen by the stator blade, the minimum value of the leading edge thickness EpBA ensures correct aerodynamic operation of the stator blade 114 over the entire blade height H': no detachment or separation of the flow, which would lead to additional losses and therefore a degradation of the overall efficiency of the engine. [0108] In a particular embodiment, the thickness of the leading edge EpBA makes it possible to take into account the integration of a thermal system intended to de-ice the leading edge area, during all or part of the aircraft mission. [0109] In a particular embodiment, at least two stator blades have different leading edge thicknesses EpBA, each being however between 0.005 and 0.12. This embodiment corresponds to an optimization of the leading edge of each stator blade installed on the aircraft. Indeed, the range of incidence variation seen by each stator blade may be different given the installation effects. Determining the thickness of the leading edge EpBA of each stator blade ensures robustness to incidence for each stator blade, while avoiding excessively large thicknesses for stator blades being subjected to smaller incidence variation ranges. This optimization makes it possible to maximize the aerodynamic performance of the rectifier while limiting its mass, leading to a gain in current consumption. [0110] CONCLUSION [0111] In conclusion, it will be noted that the invention is not limited to the embodiments described above. It will indeed appear to those skilled in the art that various modifications can be made to the embodiments described above, in the light of the teaching which has just been disclosed to him. [0112] In the detailed presentation of the invention which is made above, the terms used must not be interpreted as limiting the invention to the embodiments set out in the present description, but must be interpreted to include all equivalents whose prediction is within the reach of those skilled in the art by applying their general knowledge to the implementation of the teaching which has just been disclosed to them.