FR2918036A1

FR2918036A1 - Leading edge forming device for e.g. wing of aircraft, has rigid elements, external and internal walls forming metallic lattice, where rigid elements are extended between walls and connected directly/indirectly to walls

Info

Publication number: FR2918036A1
Application number: FR0704578A
Authority: FR
Inventors: Didier Langlois
Original assignee: Sogeclair SA
Current assignee: Sogeclair SA
Priority date: 2007-06-26
Filing date: 2007-06-26
Publication date: 2009-01-02

Abstract

The device has a metallic external wall (8) presenting a bowed aerodynamic profile and extending along a wing span direction. A metallic internal wall (9) is connected to lower and upper edges of the wall (8). The walls define an enclosure (11) extending along the direction. A fixation unit fixes the device to a structural part of the wing and comprises rigid fixation portions (12). Metallic rigid elements (13, 16, 17) are arranged in the enclosure. The elements and walls form a metallic lattice. The elements are extended between the walls and connected directly/indirectly to the walls.

Description

DISPOSITIF FORMANT BORD D'ATTAQUE POUR UNE VOILURE D'AÉRONEF ET VOILUREDEVICE FORMING ATTACK EDGE FOR AN AIRCRAFT SAIL AND VESSEL

ÉQUIPÉE D'UN TEL DISPOSITIF L'invention concerne un dispositif formant bord d'attaque pour une voilure d'aéronef L'invention concerne également une voilure d'aéronef équipée d'au moins un tel dispositif formant bord d'attaque. Une voilure d'aéronef comprend une partie structurelle, et une partie frontale ùfixe ou mobileù formant le bord d'attaque de la voilure. Dans tout le texte, le terme voilure désigne aussi bien une aile d'aéronef, qu'un plan horizontal arrière d'aéronef ou une dérive d'aéronef La partie structurelle d'une voilure comprend des longerons qui permettent de rigidifier la voilure de manière à ce qu'elle puisse supporter les contraintes de vol. Il est fréquent que cette partie structurelle comprenne un caisson de voilure servant d'une part, de réservoirs de carburant, et d'autre part, de support à des ensembles de propulsion, à un train d'atterrissage, à des emports de charge, etc., ancrés sur cette partie structurelle. La partie frontale formant le bord d'attaque doit présenter des caractéristiques qui lui permettent de résister aux impacts qui peuvent se produire en vol suite à un choc avec un objet volant, tel qu'un oiseau. Compte tenu des dommages que peut subir une telle partie frontale formant bord d'attaque, elle est montée sur la partie structurelle d'une voilure de manière à pouvoir être remplacée en cas de dommage. La partie frontale doit faire office de bouclier en empêchant, en cas de choc, toute pénétration d'un objet jusqu'à la partie structurelle, en particulier lorsque la partie structurelle de la voilure comprend des réservoirs de carburant. En d'autres termes, un objet volant tel qu'un oiseau qui percute le bord d'attaque ne doit pas pouvoir atteindre les éléments formant la partie structurelle. Ce problème crucial a conduit les acteurs du secteur aéronautique à engager de nombreuses recherches en vue de développer des bords d'attaque résistants à de tels chocs. Différents types de bords d'attaque ont ainsi été proposés. TECHNICAL FIELD The invention relates to a leading edge device for an aircraft wing. The invention also relates to an aircraft wing equipped with at least one such leading edge device. An aircraft wing comprises a structural part, and a fixed or mobile frontal part forming the leading edge of the wing. Throughout the text, the term "wing" designates both an aircraft wing, an aircraft's horizontal rear plane or an aircraft's wing. The structural part of a wing comprises longitudinal members which make it possible to stiffen the sail so that it can withstand the constraints of flight. It is common for this structural part to include a wing box serving on the one hand, fuel tanks, and secondly, support for propulsion assemblies, a landing gear, load carriers, etc., anchored on this structural part. The frontal portion forming the leading edge must have characteristics that enable it to withstand the impacts that may occur in flight following an impact with a flying object, such as a bird. Given the damage that can suffer such leading edge portion, it is mounted on the structural part of a wing so that it can be replaced in case of damage. The front part should act as a shield by preventing, in case of impact, any penetration of an object to the structural part, especially when the structural part of the wing includes fuel tanks. In other words, a flying object such as a bird that hits the leading edge must not be able to reach the elements forming the structural part. This crucial problem has led aeronautical stakeholders to undertake a great deal of research in order to develop leading edges resistant to such shocks. Different types of leading edges have been proposed.

Par exemple, WO 2004/098993 décrit une aile d'aéronef comprenant une partie structurelle et une partie frontale formant le bord d'attaque de l'aile. La partie frontale formant le bord d'attaque définit, avec le longeron avant de la partie structurelle, une enceinte à l'intérieur de laquelle est disposé un matériau absorbeur d'énergie qui fait office de noyau du bord d'attaque de l'aile. Un tel bord d'attaque vise à limiter les dégâts causés par des collisions entre un objet volant, tel qu'un oiseau, et cette aile d'aéronef, et à protéger les organes structurels situés en arrière du bord d'attaque, notamment le premier longeron et les réservoirs. For example, WO 2004/098993 discloses an aircraft wing comprising a structural part and a front part forming the leading edge of the wing. The front part forming the leading edge defines, with the front spar of the structural part, an enclosure inside which is disposed an energy absorbing material which acts as the core of the leading edge of the wing. . Such a leading edge aims to limit the damage caused by collisions between a flying object, such as a bird, and this aircraft wing, and to protect the structural members located behind the leading edge, particularly the first spar and tanks.

En revanche, un tel bord d'attaque est volumineux et induit une surcharge pondérale de l'aile, ce qui est peu satisfaisant, notamment en terme de consommation de carburant. EP 0 056 288 décrit un stratifié destiné à la réalisation de composants d'aéronefs, comprenant au moins deux feuilles métalliques en alliage d'aluminium entre lesquelles sont ménagées des fibres présentant un coefficient d'élasticité élevé, ces fibres étant collées aux feuilles métalliques par un adhésif. Un tel matériau présente une bonne capacité de dissipation d'énergie mécanique par déformation plastique par la présence d'une pluralité de couches d'aluminium et un déplacement relatif des couches les unes par rapport aux autres lors de la déformation. Ce matériau, connu sous l'appellation GLARE , est depuis peu utilisé pour la réalisation des bords d'attaque. Cela permet de réaliser des bords d'attaque légers qui assurent une protection efficace contre les risques de détérioration des structures sensibles en arrière du bord d'attaque. En revanche, un tel matériau est très cher et la réalisation d'un bord d'attaque avec un tel matériau est peu compatible avec les impératifs d'économie et de rentabilité des aéronefs. De plus, un tel matériau se prête mal à la réalisation des voilures à double courbure. L'invention vise à pallier l'ensemble de ces inconvénients et à proposer un dispositif formant bord d'attaque qui, simultanément, soit léger, de fabrication économique et puisse assurer une très grande dissipation d'énergie mécanique par déformation plastique, en cas de choc en vol avec un objet volant. However, such a leading edge is bulky and induces overweight wing, which is unsatisfactory, especially in terms of fuel consumption. EP 0 056 288 discloses a laminate for the production of aircraft components, comprising at least two aluminum alloy foils between which are formed fibers having a high coefficient of elasticity, these fibers being bonded to the metal foils by an adhesive. Such a material has a good ability to dissipate mechanical energy by plastic deformation by the presence of a plurality of aluminum layers and a relative displacement of the layers relative to each other during deformation. This material, known under the name GLARE, is recently used for the realization of leading edges. This allows for light leading edges that provide effective protection against the risk of damage to sensitive structures behind the leading edge. On the other hand, such a material is very expensive and the realization of a leading edge with such a material is not very compatible with the requirements of economy and profitability of the aircraft. In addition, such a material is poorly suited to the realization of double curvature sails. The aim of the invention is to overcome all these drawbacks and to propose a device forming a leading edge which, simultaneously, is light, of economical manufacture and can ensure a very great dissipation of mechanical energy by plastic deformation, in case of shock in flight with a flying object.

L'invention vise également à proposer un dispositif formant bord d'attaque ûfixe ou mobileû qui soit compatible avec les parties structurelles des ailes d'aéronefs connues. L'invention vise également à proposer une voilure d'aéronef équipée d'au moins un dispositif formant bord d'attaque selon l'invention. Pour ce faire, l'invention concerne un dispositif formant bord d'attaque pour une voilure d'aéronef comprenant une partie structurelle, ledit dispositif comprenant : - une paroi externe métallique présentant un profil arqué aérodynamique et s'étendant le long d'une direction, dite direction d'envergure, - une paroi interne métallique reliée à la paroi externe au niveau des bords intrados et extrados de la paroi externe et qui définit avec la paroi externe une enceinte qui s'étend le long de la direction d'envergure, des moyens de fixation du dispositif formant bord d'attaque à ladite partie structurelle de ladite voilure d'aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend une pluralité d'éléments rigides métalliques agencés dans ladite enceinte de façon à former, avec les parois interne et externe, un treillis métallique, chaque élément métallique s'étendant entre la paroi interne et la paroi externe et étant relié, directement ou indirectement, à ces dernières. Les inventeurs ont déterminé qu'un dispositif selon l'invention présente, en cas de choc avec un objet volant, un mécanisme de ruine en flexion, traction et compression, qui assure une grande dissipation d'énergie 25 mécanique avant rupture. Ce mécanisme de ruine est le résultat de la structure complexe constituée d'une pluralité d'éléments métalliques élémentaires assemblés structurellement aux parois interne et externe de manière à former un treillis métallique. Ce treillis métallique est adapté pour subir de grandes 30 déformations plastiques avant rupture. En particulier, lorsqu'un treillis est soumis à un effort, certains éléments sont mis en compression, d'autres en traction et d'autres en flexion. En pratique, chaque élément métallique relié structurellement aux parois interne et externe présente au moins un degré de liberté de déformation qui lui permet de subir une déformation plastique avant 5 rupture selon au moins une direction. Un dispositif selon l'invention est destiné à être monté sur la partie structurelle d'une voilure d'aéronef ùnotamment une aile d'aéronefù en avant du longeron avant de cette partie structurelle et à assurer une fonction d'absorption d'énergie mécanique en cas de choc frontal avec un objet volant de 10 manière à éviter tout dommage de la partie structurelle de la voilure. Cette préservation de la partie structurelle est essentielle car elle n'est pas remplaçable, elle forme souvent une paroi d'un réservoir de carburant et peut servir de support aux cheminements de câbles ou tubulures des systèmes de contrôle de l'avion. Des parois liées à une pluralité d'éléments métalliques 15 élémentaires par des jonctions structurales, formant un treillis métallique, occasionnent lors d'un choc frontal avec un objet volant la déformation d'une multiplicité de parois fines liées entre elles, ce qui permet une grande dissipation d'énergie mécanique. La déformation d'un dispositif selon l'invention, en cas de 20 choc frontal en vol avec un objet volant, est caractérisée par le fait que les chemins d'efforts varient continûment en fonction des rigidités résiduelles et provoquent une forte dissipation d'énergie de déformation sans atteindre la rupture franche d'un des éléments tant que des déformations sont possibles. Selon une première variante de l'invention, les éléments 25 métalliques sont tous identiques et s'étendent entre les parois interne et externe selon une même direction. Néanmoins, avantageusement et selon l'invention, ladite pluralité d'éléments métalliques comprend : - au moins une première série d'éléments 30 métalliques s'étendant entre la paroi externe et la paroi interne selon une première direction, 4 - au moins une deuxième série d'éléments métalliques s'étendant entre la paroi externe et la paroi interne selon une deuxième direction distincte de ladite première direction. Cette deuxième variante de l'invention permet une plus 5 grande variété de déformations possibles en cas de choc avec un objet volant, ce qui permet d'obtenir un mécanisme de ruine en flexion, traction et compression, qui assure une plus grande dissipation d'énergie mécanique. Selon d'autres variantes de l'invention, les éléments métalliques se répartissent en plusieurs séries d'éléments métalliques, chaque 10 série présentant une direction privilégiée distincte des autres séries d'éléments de manière à permettre des déformations dans plusieurs directions distinctes. Dans le cas où un dispositif selon l'invention comprend au moins deux séries d'éléments métalliques, avantageusement et selon l'invention, au moins un élément ûnotamment chaque élémentû de la première série 15 d'éléments métalliques est assemblé rigidement à au moins un élément û notamment chaque élémentû de la deuxième série d'éléments métalliques. Cela permet un transfert d'énergie mécanique d'un élément d'une série d'éléments à un élément d'une autre série d'éléments, ce qui renforce la capacité d'absorption d'énergie mécanique d'un dispositif selon l'invention, 20 l'élément de la première série d'éléments transférant à l'élément de la deuxième série d'éléments une partie de l'énergie mécanique qu'il ne peut pas absorber, ce qui retarde la survenue de la rupture de l'élément de la première série. Un dispositif formant bord d'attaque selon l'invention est particulièrement destiné à être monté sur une voilure d'aéronef, en lieu et place 25 des dispositifs connus. Les moyens de fixation du dispositif formant bord d'attaque à une voilure d'aéronef peuvent être de tous types connus. Néanmoins, avantageusement et selon l'invention, lesdits moyens de fixation du dispositif formant bord d'attaque à la partie structurelle d'une voilure d'aéronef comprennent, pour chacun des bords intrados et 30 extrados, des portions rigides qui s'étendent le long de la direction d'envergure et qui sont jointives et assemblées aux parois interne et externe. The invention also aims at providing a device which forms a fixed or movable leading edge which is compatible with the structural parts of the wings of known aircraft. The invention also aims at providing an aircraft wing equipped with at least one leading edge device according to the invention. To do this, the invention relates to a leading edge device for an aircraft wing comprising a structural part, said device comprising: a metal outer wall having an aerodynamic arcuate profile and extending along a direction , said span direction, - a metal inner wall connected to the outer wall at the intrados and extrados edges of the outer wall and which defines with the outer wall an enclosure which extends along the span direction, fastening means of the leading edge device to said structural part of said aircraft wing, characterized in that it comprises a plurality of rigid metal elements arranged in said enclosure so as to form, with the inner walls and external, a wire mesh, each metal element extending between the inner wall and the outer wall and being connected, directly or indirectly, to the latter. The inventors have determined that a device according to the invention has, in the event of an impact with a flying object, a mechanism of failure in flexion, traction and compression, which ensures a great dissipation of mechanical energy before failure. This ruin mechanism is the result of the complex structure consisting of a plurality of elementary metal elements structurally assembled to the inner and outer walls so as to form a wire mesh. This wire mesh is adapted to undergo large plastic deformations before breaking. In particular, when a trellis is subjected to a force, some elements are put in compression, others in tension and others in flexion. In practice, each metal element structurally connected to the inner and outer walls has at least one degree of freedom of deformation which allows it to undergo a plastic deformation before breaking in at least one direction. A device according to the invention is intended to be mounted on the structural part of an aircraft wing, notably an aircraft wing in front of the front spar of this structural part, and to ensure a mechanical energy absorption function. frontal impact with a flying object so as to avoid any damage to the structural part of the wing. This preservation of the structural part is essential because it is not replaceable, it often forms a wall of a fuel tank and can serve as a support for cable routing or tubing control systems of the aircraft. Walls connected to a plurality of elemental metal elements by structural junctions, forming a wire mesh, cause in a frontal collision with a flying object the deformation of a multiplicity of thin walls bonded together, which allows a great dissipation of mechanical energy. The deformation of a device according to the invention, in the event of a frontal impact in flight with a flying object, is characterized by the fact that the force paths vary continuously as a function of the residual stiffnesses and cause a strong dissipation of energy. of deformation without reaching the frank break of one of the elements as deformations are possible. According to a first variant of the invention, the metal elements are all identical and extend between the inner and outer walls in the same direction. Nevertheless, advantageously and according to the invention, said plurality of metallic elements comprises: at least one first series of metal elements extending between the outer wall and the inner wall in a first direction, at least one second series of metallic elements extending between the outer wall and the inner wall in a second direction distinct from said first direction. This second variant of the invention allows a greater variety of possible deformations in the event of impact with a flying object, which makes it possible to obtain a mechanism of ruin in flexion, traction and compression, which ensures a greater dissipation of mechanical energy. According to other variants of the invention, the metallic elements are distributed in several series of metallic elements, each series having a privileged direction distinct from the other series of elements so as to allow deformations in several distinct directions. In the case where a device according to the invention comprises at least two series of metallic elements, advantageously and according to the invention, at least one element, in particular each element of the first series of metallic elements, is rigidly connected to at least one element - in particular each element of the second series of metallic elements. This allows a transfer of mechanical energy from one element of a series of elements to one element of another series of elements, which enhances the mechanical energy absorption capacity of a device according to the invention. invention, the element of the first series of elements transferring to the element of the second series of elements a portion of the mechanical energy that it can not absorb, which delays the occurrence of the rupture of the element of the first series. A leading edge device according to the invention is particularly intended to be mounted on an aircraft wing, in place of known devices. The fastening means of the leading edge device to an aircraft wing can be of any known type. Nevertheless, advantageously and according to the invention, said fastening means of the leading edge device to the structural part of an aircraft wing comprise, for each of the intrados and extrados edges, rigid portions which extend along the span direction and which are joined and assembled to the inner and outer walls.

Ces portions rigides de fixation sont, par exemple, des plaques rigides qui forment des éléments massifs de fixation qui permettent d'assurer une liaison rigide entre le dispositif formant bord d'attaque et la partie structurelle d'une voilure d'aéronef. L'assemblage entre les portions rigides de fixation et la partie structurelle d'une voilure d'aéronef peut être réalisé par tout type de moyens. Par exemple, les portions rigides peuvent comprendre des ouvertures concentriques à des ouvertures ménagées aux extrémités de partie structurelle de la voilure d'aéronef, ces ouvertures étant adaptées pour recevoir des organes de liaison du type vis écrou, rivet, etc. These rigid attachment portions are, for example, rigid plates which form solid fixing elements which make it possible to ensure a rigid connection between the leading edge device and the structural part of an aircraft wing. The assembly between the rigid attachment portions and the structural part of an aircraft wing can be achieved by any type of means. For example, the rigid portions may comprise concentric openings at openings formed at the ends of the structural part of the aircraft wing, these openings being adapted to receive connecting members such as screw nut, rivet, etc.

Selon une variante avantageuse de l'invention, le bord d'attaque est relié à la partie structurelle par l'intermédiaire d'une structure secondaire agencée entre le bord d'attaque et la partie structurelle de la voilure de manière à renforcer la capacité de la partie frontale de la voilure à encaisser les efforts aérodynamiques. Dans ce cas, les portions rigides de fixation assurent la liaison entre le bord d'attaque et la structure secondaire. Cette structure secondaire comprend également avantageusement de telles portions rigides de fixation de la structure secondaire sur la partie structurelle. Ces portions rigides présentent un comportement en cisaillement en fonction des flux d'effort liés aux charges subies par la partie 20 structurelle d'une voilure d'aéronef. Ces portions permettent également de reprendre de manière efficace les efforts de traction engendrés par la déformation du dispositif selon l'invention en cas de choc avec un objet volant. Ces portions rigides de fixation s'étendent également avantageusement le long de chaque profil arqué d'extrémité d'un dispositif selon 25 l'invention destiné à être assemblé à des nervures de bord d'attaque réparties le long de la direction d'envergure d'une voilure d'aéronef. Les différentes portions rigides de fixation forment les bordures d'un dispositif formant bord d'attaque selon l'invention. Une paroi interne d'un dispositif selon l'invention peut 30 présenter diverses formes, ce qui lui permet de définir, avec la paroi externe, une enceinte dont le profil peut présenter diverses formes. According to an advantageous variant of the invention, the leading edge is connected to the structural part by means of a secondary structure arranged between the leading edge and the structural part of the wing in order to reinforce the ability to the front part of the wing to collect the aerodynamic forces. In this case, the rigid attachment portions provide the connection between the leading edge and the secondary structure. This secondary structure also advantageously comprises such rigid portions for fixing the secondary structure on the structural part. These rigid portions exhibit shear behavior as a function of load-related stress flows experienced by the structural part of an aircraft wing. These portions also make it possible to effectively take up the tensile forces generated by the deformation of the device according to the invention in the event of impact with a flying object. These rigid fastening portions also advantageously extend along each end arcuate profile of a device according to the invention intended to be assembled to leading edge ribs distributed along the width direction of the invention. an aircraft wing. The different rigid attachment portions form the borders of a leading edge device according to the invention. An inner wall of a device according to the invention may have various shapes, which allows it to define, with the outer wall, an enclosure whose profile may have various shapes.

Néanmoins, avantageusement et selon l'invention, la paroi interne présente un profil arqué dans le même sens que le profil de la paroi externe et définit avec la paroi externe une enceinte à profil d'arche d'épaisseur non constante. Nevertheless, advantageously and according to the invention, the inner wall has an arcuate profile in the same direction as the profile of the outer wall and defines with the outer wall a chamber arch profile of non-constant thickness.

Les inventeurs ont déterminé que la combinaison d'une enceinte à profil d'arche d'épaisseur non constante, de portions rigides jointives des bords intrados et extrados des parois interne et externe, et d'éléments métalliques liée aux parois interne et externe par des jonctions structurales de manière à former un treillis métallique, permet d'obtenir un mécanisme de ruine de l'ensemble, en flexion, traction et compression qui absorbe une grande quantité d'énergie mécanique avant rupture. Différentes formes et dimensions de l'enceinte à profil d'arche, délimitée par les parois externe et interne, permettent d'obtenir le mécanisme de ruine recherchée en flexion, traction et compression, en cas de 15 collision entre le dispositif selon l'invention et un objet volant. Les inventeurs ont déterminé qu'une arche à épaisseur non constante permet d'améliorer le mécanisme de ruine. En particulier, une enceinte à profil d'arche dont la dimension, dite épaisseur, selon une direction parallèle à la direction de la flèche de l'arc de la paroi externe, est décroissante entre la ligne 20 centrale du profil de l'arche et les extrémités de ce profil, permet d'obtenir un mécanisme de ruine en flexion, traction et compression, qui empêche la pénétration d'un objet volant jusqu'à la partie structurelle d'une aile d'aéronef Les inventeurs ont également déterminé qu'une épaisseur de l'enceinte inférieure à 15 mm permet d'obtenir un dispositif léger et flexible, 25 tout en étant suffisamment résistant. Un dispositif selon l'invention ne participe pas aux efforts généraux d'une voilure d'aéronef, mais peut subir sans dommages les charges thermiques de la partie structurelle de l'aile et celles liées aux déformations. Les éléments métalliques peuvent être reliés directement ou 30 indirectement aux parois interne et externe. Avantageusement, un dispositif formant bord d'attaque selon l'invention comprend au moins une paroi intermédiaire métallique agencée entre les parois externe et interne et assemblée à ces dernières au niveau de leurs extrémités. La présence d'au moins une paroi intermédiaire agencée 5 entre la paroi externe et la paroi interne permet de rigidifier le dispositif tout en augmentant sa plasticité, et en offrant des chemins d'efforts additionnels en cas d'un choc frontal entre le dispositif et un objet volant. Selon cette variante, les éléments métalliques sont assemblés à une des parois interne ou externe et à cette paroi intermédiaire. 10 Avantageusement et selon l'invention, au moins une paroi intermédiaire métallique est choisie dans un groupe composé d'une paroi métallique ajourée et d'une paroi métallique pleine. Les parois métalliques ùexterne, interne et intermédiairesùdoivent offrir une grande rigidité et ne pas rompre en cas de chocs. Pour ce faire, 15 ces parois doivent avantageusement posséder une capacité à subir des déformations plastiques avant rupture. Les alliages métalliques possèdent une telle propriété. Ces alliages peuvent être de tous types connus. Par exemple, ces alliages peuvent être des alliages d'aluminium ou de titane qui permettent des allongements avant rupture de l'ordre de 18%. 20 Aussi, avantageusement et selon l'invention, au moins une paroi métallique --notamment chaque paroi métalliqueù est en un alliage métallique choisi dans un groupe composé d'un alliage d'aluminium et d'un alliage de titane. De même, avantageusement et selon l'invention, au moins 25 un élément métallique ùnotamment chaque élément métalliqueù est choisi dans un groupe composé d'un alliage d'aluminium et d'un alliage de titane. Ces éléments métalliques peuvent être de toutes sortes. Ces éléments métalliques peuvent prendre la forme de plaques métalliques, de poutrelles métalliques, de grilles métalliques, etc. 30 Néanmoins, avantageusement et selon l'invention, au moins un élément métallique ùnotamment chaque élément métalliqueù est choisi dans un groupe composé de feutres métalliques, de toiles métalliques, de tissages métalliques, de nids d'abeilles métalliques, de mousses métalliques et de sphères creuses métalliques. De tels éléments permettent une grande dissipation d'énergie mécanique. Un dispositif selon l'invention peut comprendre un seul type d'élément métallique absorbeur d'énergie ou une pluralité d'éléments métalliques absorbeurs liés les uns aux autres par des jonctions structurales. Les éléments métalliques absorbeurs d'énergie mécanique et les parois externe, interne, et éventuellement intermédiaire(s), sont assemblés les uns aux autres par des jonctions structurales, ce qui permet de conférer à un dispositif selon l'invention des propriétés de plasticité et de permettre la continuité des chemins des efforts lors de la déformation du dispositif selon l'invention. Le type de jonction structurale dépend notamment du type 15 de paroi. Avantageusement et selon l'invention, au moins un élément métallique ùnotamment chaque élément métalliqueù est assemblé à au moins une paroi métallique ùnotamment chaque paroi métalliqueù par une liaison choisie dans un groupe composé d'une soudure par diffusion, d'une brasure et d'un 20 collage par adhésif. Dans le cas d'une paroi en alliage métallique de titane, la liaison entre un élément métallique et la paroi est une soudure par diffusion ou une brasure. Dans le cas d'une paroi en alliage métallique d'aluminium, 25 la liaison entre un élément métallique et la paroi est un collage structural ou une brasure. Un dispositif selon l'invention présente une grande capacité de déformation plastique avant rupture. Avantageusement, les parois interne et externe présentent des profils arqués de telle sorte que l'enceinte définie par ces 30 deux parois présente un profil en forme d'arche. Un tel dispositif présente donc un volume et un poids inférieurs au volume et poids des dispositifs selon l'art antérieur. Un dispositif selon l'invention peut présenter différentes épaisseurs selon les contraintes d'utilisation. Avantageusement, un dispositif selon l'invention présente 5 une ou plusieurs des caractéristiques suivantes : -la paroi externe présente une épaisseur inférieure à 1 mm, notamment inférieure à 0,5 mm, - la paroi interne présente une épaisseur inférieure à 0,5 mm, notamment inférieure à 0,2 mm, 10 - l'enceinte définie par les parois interne et externe présente une épaisseur inférieure à 5 mm, notamment inférieure à 2 mm, - il présente une épaisseur globale inférieure à 15 mm, notamment inférieure à 10 mm. Avantageusement et selon l'invention, les portions rigides 15 de fixation sont réalisées en un matériau choisi parmi le groupe composé du plastique renforcé en fibres de carbone (CFRP) et du verre-époxy. Avantageusement et selon l'invention, ces portions rigides de fixation sont des plaques qui présentent une épaisseur inférieure à 5 mm, notamment de l'ordre de 3,5 mm. 20 Un dispositif selon l'invention est adapté pour présenter un mécanisme de ruine en flexion, traction et compression, ce qui permet une grande déformation plastique avant rupture. Un dispositif selon l'invention permet donc, une fois monté en avant d'une partie structurelle d'une voilure d'un aéronef, de préserver l'intégrité des éléments situés en arrière du dispositif selon 25 l'invention, et tout en présentant un poids inférieur aux dispositifs de l'art antérieur. Un avion équipé d'un dispositif selon l'invention a donc besoin, à distance et emports égaux, de moins de carburant qu'un avion équipé d'un dispositif de l'art antérieur, et ce tout en possédant une meilleure protection 30 contre les risques de perforation de la partie structurelle de la voilure pour un coût égal, voire inférieur. 10 L'invention concerne également une voilure d'aéronef comprenant : - une partie structurelle comprenant au moins un longeron avant, un longeron arrière et des profils supérieur et inférieur 5 aérodynamiques, - une partie frontale formant le bord d'attaque de la voilure assemblée à ladite partie structurelle en avant dudit longeron avant, caractérisée en ce que ladite partie frontale est un dispositif formant bord d'attaque selon l'invention. Une telle voilure d'aéronef peut être une aile d'aéronef, un plan horizontal arrière d'aéronef ou une dérive d'aéronef. L'invention concerne en outre une voilure d'aéronef et un dispositif formant bord d'attaque, caractérisés en combinaison par tout ou partie des caractéristiques mentionnées ci-dessus ou ci-après. D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante qui présente à titre d'exemple non limitatif un mode de réalisation de l'invention, en référence aux dessins annexés ; sur ces dessins : - la figure 1 est une vue schématique d'un aéronef 20 comprenant notamment un plan horizontal arrière selon un mode de réalisation de l'invention, - la figure 2 est une vue schématique en coupe transversale d'une portion d'un plan horizontal arrière selon un mode de réalisation de l'invention, 25 - la figure 3 est une vue schématique en perspective de la portion du plan horizontal arrière des figures 1 et 2, - la figure 4 est une vue schématique en coupe transversale d'un dispositif formant bord d'attaque selon un mode de réalisation de l'invention, 30 - la figure 5 est une vue schématique détaillée d'une portion de la figure 3. 10 15 Sur la figure 1, un aéronef 40 comprend deux ailes 41 selon un mode de réalisation de l'invention, deux plans 51 horizontaux arrières selon un mode de réalisation de l'invention et une dérive 61 selon un mode de réalisation de l'invention. L'un des deux plans horizontaux arrières est coupé transversalement de manière à faire apparaître la structure interne de ce plan 51 horizontal arrière selon un mode de réalisation de l'invention. La figure 2 présente une portion du plan 51 horizontal arrière de l'aéronef 40 selon un mode de réalisation de l'invention. Ce plan 51 horizontal arrière comprend un longeron 1 destiné à être assemblé au fuselage de l'aéronef au niveau de son emplanture. Le longeron 1 définit la frontière entre la partie 5 structurelle du plan 51 horizontal arrière à préserver et la partie comprenant le dispositif 4 formant bord d'attaque. Ce longeron 1 appartient à la partie 5 structurelle à préserver. Selon le mode de réalisation de la figure 1, le plan 51 horizontal arrière de l'aéronef comprend également une structure 6 secondaire agencée entre le dispositif 4 formant bord d'attaque et la partie 5 structurelle. Cette structure 6 secondaire comprend les longerons 2, 3 qui lui confèrent suffisamment de rigidité pour encaisser les efforts aérodynamiques. Selon ce mode de réalisation, cette structure 6 secondaire comprend des panneaux 7 rigides agencés sur les bords extrados et intrados de la voilure. Ces panneaux peuvent par exemple être prévus en plastique renforcé en fibres de carbone (CFRP) ou en verre époxy. La figure 3 est une vue en perspective du dispositif 4 formant bord d'attaque selon l'invention et de la structure 6 secondaire. The inventors have determined that the combination of an enclosure having an arch profile of non-constant thickness, of rigid portions contiguous to the intrados and extrados edges of the inner and outer walls, and of metallic elements bonded to the inner and outer walls by structural junctions so as to form a wire mesh, provides a mechanism of ruin of the assembly, in flexion, traction and compression which absorbs a large amount of mechanical energy before rupture. Different shapes and dimensions of the arch profile enclosure delimited by the outer and inner walls make it possible to obtain the desired ruin mechanism in terms of flexion, traction and compression, in the event of a collision between the device according to the invention. and a flying object. The inventors have determined that an arch with a non-constant thickness makes it possible to improve the ruin mechanism. In particular, a chamber with an arch profile whose dimension, called thickness, in a direction parallel to the direction of the arrow of the arc of the outer wall, decreases between the central line 20 of the profile of the arch and the ends of this profile, provides a mechanism of ruin in flexion, traction and compression, which prevents the penetration of a flying object to the structural part of an aircraft wing The inventors have also determined that a thickness of the enclosure less than 15 mm makes it possible to obtain a light and flexible device, while being sufficiently resistant. A device according to the invention does not participate in the general efforts of an aircraft wing, but can suffer without damage the thermal loads of the structural part of the wing and those related to the deformations. The metal elements can be connected directly or indirectly to the inner and outer walls. Advantageously, a device forming a leading edge according to the invention comprises at least one metal intermediate wall arranged between the outer and inner walls and assembled at the latter at their ends. The presence of at least one intermediate wall arranged between the outer wall and the inner wall makes it possible to stiffen the device while increasing its plasticity, and by providing additional force paths in the event of a frontal impact between the device and a flying object. According to this variant, the metal elements are assembled to one of the inner or outer walls and to this intermediate wall. Advantageously and according to the invention, at least one metal intermediate wall is chosen from a group consisting of a perforated metal wall and a solid metal wall. The external, internal and intermediate metal walls must have high rigidity and must not break in the event of shocks. To do this, these walls must advantageously have an ability to undergo plastic deformation before rupture. Metallic alloys have such a property. These alloys can be of any known type. For example, these alloys may be alloys of aluminum or titanium which allow elongations before rupture of the order of 18%. Also, advantageously and according to the invention, at least one metal wall - in particular each metal wall - is made of a metal alloy selected from a group consisting of an aluminum alloy and a titanium alloy. Likewise, advantageously and according to the invention, at least one metallic element, in particular each metallic element, is chosen from a group composed of an aluminum alloy and a titanium alloy. These metal elements can be of all kinds. These metal elements can take the form of metal plates, metal girders, metal grids, etc. Nevertheless, advantageously and according to the invention, at least one metallic element, in particular each metallic element, is chosen from a group consisting of metal felts, metal cloths, metal weavings, metal honeycombs, metal foams and spheres. hollow metal. Such elements allow a great dissipation of mechanical energy. A device according to the invention may comprise a single type of energy-absorbing metal element or a plurality of absorber metal elements connected to one another by structural junctions. The mechanical energy absorbing metal elements and the external, internal, and possibly intermediate (s) walls are assembled to each other by structural junctions, which makes it possible to confer on a device according to the invention plasticity properties and to allow the continuity of the paths of the forces during the deformation of the device according to the invention. The type of structural junction depends in particular on the type of wall. Advantageously and according to the invention, at least one metallic element, in particular each metallic element, is connected to at least one metal wall, in particular each metal wall, by a connection chosen from a group consisting of a diffusion weld, a solder and a adhesive bonding. In the case of a titanium metal alloy wall, the bond between a metal element and the wall is a diffusion bond or a solder. In the case of an aluminum alloy metal wall, the bond between a metal member and the wall is a structural bond or solder. A device according to the invention has a large plastic deformation capacity before rupture. Advantageously, the inner and outer walls have arcuate profiles so that the enclosure defined by these two walls has a profile in the form of an arch. Such a device therefore has a volume and a weight less than the volume and weight of the devices according to the prior art. A device according to the invention may have different thicknesses depending on the use constraints. Advantageously, a device according to the invention has one or more of the following characteristics: the outer wall has a thickness of less than 1 mm, in particular less than 0.5 mm, the inner wall has a thickness of less than 0.5 mm; , in particular less than 0.2 mm, the enclosure defined by the inner and outer walls has a thickness of less than 5 mm, in particular less than 2 mm, it has an overall thickness of less than 15 mm, in particular less than 10 mm. mm. Advantageously and according to the invention, the rigid attachment portions 15 are made of a material selected from the group consisting of carbon fiber reinforced plastic (CFRP) and glass-epoxy. Advantageously and according to the invention, these rigid attachment portions are plates having a thickness of less than 5 mm, in particular of the order of 3.5 mm. A device according to the invention is adapted to present a mechanism of failure in flexion, traction and compression, which allows a large plastic deformation before rupture. A device according to the invention therefore makes it possible, once mounted in front of a structural part of a wing of an aircraft, to preserve the integrity of the elements situated behind the device according to the invention, and while presenting a weight less than the devices of the prior art. An aircraft equipped with a device according to the invention therefore needs, at a distance and equal pockets, less fuel than an aircraft equipped with a device of the prior art, and this while having better protection against the risks of perforation of the structural part of the wing for a cost equal to or even lower. The invention also relates to an aircraft wing comprising: a structural part comprising at least a front spar, a rear spar and aerodynamic upper and lower sections, a front part forming the leading edge of the assembled wing. at said structural portion in front of said front spar, characterized in that said front portion is a leading edge device according to the invention. Such an aircraft wing can be an aircraft wing, an aircraft rear horizontal plane or an aircraft wing. The invention further relates to an aircraft wing and a leading edge device, characterized in combination by all or some of the features mentioned above or below. Other characteristics, objects and advantages of the invention will become apparent on reading the following description which, by way of nonlimiting example, shows one embodiment of the invention, with reference to the appended drawings; in these drawings: FIG. 1 is a schematic view of an aircraft comprising in particular a rear horizontal plane according to one embodiment of the invention; FIG. 2 is a schematic cross-sectional view of a portion of a rear horizontal plane according to one embodiment of the invention, - Figure 3 is a schematic perspective view of the portion of the rear horizontal plane of Figures 1 and 2, - Figure 4 is a schematic cross-sectional view of A leading edge device according to one embodiment of the invention; FIG. 5 is a detailed schematic view of a portion of FIG. 3. In FIG. 1, an aircraft 40 comprises two wings. 41 according to one embodiment of the invention, two rear horizontal planes 51 according to one embodiment of the invention and a drift 61 according to one embodiment of the invention. One of the two rear horizontal planes is cut transversely so as to reveal the internal structure of the rear horizontal plane 51 according to one embodiment of the invention. Figure 2 shows a portion of the horizontal plane 51 rear of the aircraft 40 according to one embodiment of the invention. This rear horizontal plane 51 comprises a spar 1 intended to be assembled to the fuselage of the aircraft at its root. The spar 1 defines the boundary between the structural part of the horizontal plane 51 rear to preserve and the part comprising the device 4 forming a leading edge. This spar 1 belongs to the structural part 5 to preserve. According to the embodiment of FIG. 1, the rear horizontal plane 51 of the aircraft also comprises a secondary structure 6 arranged between the device 4 forming the leading edge and the structural part 5. This secondary structure 6 comprises the longitudinal members 2, 3 which give it sufficient rigidity to absorb the aerodynamic forces. According to this embodiment, this secondary structure 6 comprises rigid panels 7 arranged on the upper and lower surfaces of the wing. These panels may for example be provided in carbon fiber reinforced plastic (CFRP) or epoxy glass. Figure 3 is a perspective view of the device 4 forming a leading edge according to the invention and the secondary structure 6.

Le dispositif 4 formant bord d'attaque selon l'invention comprend, tel que représenté notamment sur la figure 4, une paroi 8 externe métallique présentant un profil arqué aérodynamique et s'étendant le long d'une direction, dite direction 10 d'envergure ; une paroi 9 interne métallique reliée à la paroi 8 externe au niveau des bords intrados et extrados de la paroi 8 externe et qui définit avec la paroi 8 externe une enceinte 11 qui s'étend le long de la direction 10 d'envergure et des moyens de fixation du dispositif formant bord d'attaque à une voilure d'aéronef Selon le mode de réalisation des figures, les moyens de fixation du dispositif formant bord d'attaque à une voilure d'aéronef comprennent des portions 12 rigides qui s'étendent le long de la direction 10 d'envergure. Ces portions 12 rigides sont par exemple des plaques intégrées aux bords intrados et extrados des parois 9 interne et 8 externe. Ces plaques rigides sont, selon un mode de réalisation de l'invention, réalisées en CFRP ou en verre époxy. Un dispositif selon l'invention comprend également une pluralité d'éléments 13 métalliques agencés dans l'enceinte 11 de façon à former, avec les parois 9 interne et 8 externe, un treillis métallique. Chaque élément 13 métallique s'étend entre la paroi 9 interne et la paroi 8 externe et est relié à ces dernières. Selon un mode de réalisation, au moins un élément 13 métallique est assemblé directement aux parois 9 interne et 8 externe. Selon un autre mode de réalisation de l'invention, et tel que représenté notamment sur les figures 4 et 5, un dispositif selon l'invention comprend au moins une paroi 14 intermédiaire agencée entre les parois 8 externe et 9 interne. Dans ce cas, les éléments 13 métalliques peuvent être assemblés aux parois 8 externe et 14 intermédiaire d'une part, et aux parois 14 intermédiaire et 9 interne d'autre part. Les parois 14 intermédiaires peuvent être des parois pleines ou des parois ajourées. Les parois 8 externe, 9 interne et 14 intermédiaires, en combinaison avec les éléments 13, 16, 17 métalliques reliés directement ou indirectement aux parois, forment un treillis métallique, c'est-à-dire un assemblage d'éléments adaptés pour subir de grandes déformations plastiques avant rupture. Un tel treillis forme un réseau triangulé d'éléments métalliques, chaque élément étant mis, lorsque soumis à un effort, en compression, en traction ou en flexion. The device 4 forming a leading edge according to the invention comprises, as represented in particular in FIG. 4, an external metal wall 8 having an aerodynamic arched profile and extending along a direction, called a span direction. ; a metal inner wall 9 connected to the outer wall 8 at the intrados and extrados edges of the outer wall 8 and defining with the outer wall 8 an enclosure 11 which extends along the span direction and means for fastening the device forming a leading edge to an aircraft wing According to the embodiment of the figures, the attachment means of the device forming the leading edge to an aircraft wing comprise rigid portions 12 which extend over the plane of the aircraft. along the span direction 10. These rigid portions 12 are, for example, plates integrated at the intrados and extrados edges of the inner and outer walls. These rigid plates are, according to one embodiment of the invention, made of CFRP or epoxy glass. A device according to the invention also comprises a plurality of metal elements 13 arranged in the enclosure 11 so as to form, with the inner and outer walls 9, a wire mesh. Each metal element 13 extends between the inner wall 9 and the outer wall 8 and is connected thereto. According to one embodiment, at least one metal element 13 is assembled directly to the inner and outer walls. According to another embodiment of the invention, and as shown in particular in Figures 4 and 5, a device according to the invention comprises at least one intermediate wall 14 arranged between the outer walls 8 and 9 internal. In this case, the metal elements 13 can be assembled to the outer and intermediate walls 8 on the one hand, and to the intermediate and inner walls 14 on the other hand. The intermediate walls 14 may be solid walls or perforated walls. The external walls 8, 9 internal and 14 intermediate, in combination with the elements 13, 16, 17 metal connected directly or indirectly to the walls, form a wire mesh, that is to say an assembly of elements adapted to undergo large plastic deformations before rupture. Such a lattice forms a triangulated network of metal elements, each element being set when subjected to a force, in compression, in tension or in flexion.

Ce réseau triangulé est réalisé par des assemblages entre des parois et des éléments métalliques. Les éléments métalliques peuvent s'étendre entre les parois 8 externe et 9 interne et être assemblés à ces dernières (les éléments sont alors reliés directement aux parois 8 externe et 9 interne) ou s'étendre entre les parois et être reliés à au moins une paroi 14 intermédiaire (les éléments sont alors reliés indirectement aux parois 8 externe et 9 interne). This triangulated network is made by assemblies between walls and metal elements. The metal elements can extend between the outer and inner walls 8 and be assembled to the latter (the elements are then connected directly to the outer and inner walls 8) or extend between the walls and be connected to at least one intermediate wall 14 (the elements are then indirectly connected to the outer walls 8 and 9 internal).

Selon d'autres modes de réalisation, un dispositif selon l'invention peut comprendre plusieurs parois 14 intermédiaires. Les assemblages entre les éléments métalliques et les parois métalliques peuvent être de tous types et dépendent du type de matériau. En pratique, les parois 9 interne, 8 externe et 14 intermédiaire sont en un alliage d'aluminium ou en un alliage de titane. De préférence, les éléments 13 métalliques, les parois 9 interne, 8 externe et 14 intermédiaire sont réalisés en un même matériau. Dans le cas du titane, l'assemblage entre une paroi et un élément métallique est réalisé par brasure ou par soudure par diffusion. According to other embodiments, a device according to the invention may comprise a plurality of intermediate walls 14. The assemblies between the metallic elements and the metal walls can be of all types and depend on the type of material. In practice, the inner, outer and outer walls 9 are made of an aluminum alloy or a titanium alloy. Preferably, the metal elements 13, the inner 9, outer 8 and intermediate 14 walls are made of the same material. In the case of titanium, the assembly between a wall and a metal element is made by soldering or by diffusion bonding.

Dans le cas de l'aluminium, l'assemblage entre une paroi et un élément métallique est réalisé par collage. Selon l'invention, la paroi 9 internequi définit une enceinte 11 avec la paroi 8 externe peut présenter diverses formes. Néanmoins, selon un mode de réalisation avantageux, et tel que représenté sur les figures, la paroi 9 interne présente un profil arqué dans le même sens que le profil de la paroi 8 externe. Dès lors, les parois 8 externe et 9 interne définissent une enceinte 11 à profil d'arche d'épaisseur non constante. Une enceinte 11 à profil d'arche, en combinaison avec des éléments 13 métalliques formant un treillis métallique, confère à un dispositif selon ce mode de réalisation, en cas de collision avec un objet volant, un mécanisme de ruine en flexion, traction et compression qui permet la dissipation d'une grande quantité d'énergie mécanique avant la rupture du dispositif selon l'invention. En particulier, les inventeurs ont déterminé qu'une arche à épaisseur non constante permet d'améliorer le mécanisme de ruine. La figure 4 présente une coupe transversale d'un dispositif formant bord d'attaque selon un mode de réalisation de l'invention. Selon ce mode de réalisation, la paroi 8 externe présente un profil arqué aérodynamique et forme avec la paroi 9 interne qui présente un profil arqué dans le même sens que le profil de la paroi 8 externe, une enceinte 11 à profil d'arche d'épaisseur non constante. Le dispositif selon ce mode de réalisation comprend en outre une première paroi 14 intermédiaire métallique et une seconde paroi 15 intermédiaire métallique agencées entre les parois 8 externe et 9 interne et assemblées à ces dernières au niveau de leurs extrémités. In the case of aluminum, the assembly between a wall and a metal element is made by gluing. According to the invention, the inner wall 9 which defines an enclosure 11 with the outer wall 8 may have various shapes. However, according to an advantageous embodiment, and as shown in the figures, the inner wall 9 has an arcuate profile in the same direction as the profile of the outer wall 8. As a result, the outer and inner walls 8 define an enclosure 11 with an arch profile of non-constant thickness. An enclosure 11 with an arch profile, in combination with metallic elements 13 forming a wire mesh, gives to a device according to this embodiment, in the event of a collision with a flying object, a mechanism of ruin in flexion, traction and compression. which allows the dissipation of a large amount of mechanical energy before breaking the device according to the invention. In particular, the inventors have determined that a non-constant thickness arch makes it possible to improve the ruin mechanism. Figure 4 shows a cross section of a leading edge device according to one embodiment of the invention. According to this embodiment, the outer wall 8 has an aerodynamic arched profile and forms with the internal wall 9 which has an arcuate profile in the same direction as the profile of the outer wall 8, an enclosure 11 with an arch profile. non-constant thickness. The device according to this embodiment further comprises a first metal intermediate wall 14 and a second metal intermediate wall 15 arranged between the outer and inner walls 8 and assembled to the latter at their ends.

Le dispositif comprend en outre plusieurs séries d'éléments métalliques agencés dans l'enceinte 11. Par exemple, une première série d'éléments 13 métalliques est constituée d'éléments qui s'étendent entre la paroi 8 externe et la première paroi 14 intermédiaire. Chaque élément 13 métallique de cette première série est assemblé à la paroi 8 externe et à la paroi 14 intermédiaire. Selon la nature de la paroi 8 externe, de la première paroi 14 intermédiaire, et des éléments 13 métalliques, l'assemblage peut être réalisé, comme indiqué précédemment, par soudure, par brasure ou par collage. Une deuxième série d'éléments 16 métalliques est constituée d'éléments qui s'étendent entre la première paroi 14 intermédiaire et la seconde paroi 15 intermédiaire. Chaque élément 16 métallique de cette deuxième série est assemblé à la première paroi 14 intermédiaire et à la seconde paroi 15 intermédiaire. Selon la nature de la paroi 14 intermédiaire, de la seconde paroi 15 intermédiaire, et des éléments 16 métalliques, l'assemblage peut être réalisé par soudure, par brasure ou par collage. Une troisième série d'éléments 17 métalliques est constituée d'éléments qui s'étendent entre la seconde paroi 15 intermédiaire et la paroi 9 interne. Chaque élément 17 métallique de cette troisième série est assemblé à la seconde paroi 15 intermédiaire et à la paroi 9 interne. Selon la nature de la seconde paroi 15 intermédiaire, de la paroi 9 interne et des éléments 17 métalliques, l'assemblage peut être réalisé par soudure, par brasure ou par collage. Les éléments métalliques des différentes séries d'éléments métalliques peuvent être de tous types. Ces éléments forment avec les parois 8 externe, 9 interne et les parois 14, 15 intermédiaires, un treillis métallique, qui lorsqu'il est soumis à un effort, entraîne certains éléments en compression, certains en traction, et d'autres en flexion, de telle sorte qu'il possède une grande capacité d'absorption d'énergie mécanique avant sa rupture. Selon l'invention, chaque élément métallique est choisi dans un groupe composé de feutres métalliques, de toiles métalliques, de tissages métalliques, de nids d'abeilles métalliques, de mousses métalliques et de sphères creuses métalliques. The device further comprises several series of metal elements arranged in the enclosure 11. For example, a first series of metal elements 13 consists of elements that extend between the outer wall 8 and the first intermediate wall 14. Each metal element 13 of this first series is assembled to the outer wall 8 and to the intermediate wall 14. Depending on the nature of the outer wall 8, the first intermediate wall 14, and the metal elements 13, the assembly can be made, as indicated previously, by welding, brazing or gluing. A second set of metallic elements 16 consists of elements which extend between the first intermediate wall 14 and the second intermediate wall. Each metal element 16 of this second series is assembled to the first intermediate wall 14 and the second intermediate wall. Depending on the nature of the intermediate wall 14, the second intermediate wall 15, and the metal elements 16, the assembly can be made by welding, brazing or gluing. A third set of metal elements 17 consists of elements which extend between the second intermediate wall and the inner wall 9. Each metal element 17 of this third series is assembled to the second intermediate wall and to the inner wall 9. Depending on the nature of the second intermediate wall, the inner wall 9 and the metal elements 17, the assembly can be made by welding, brazing or gluing. The metal elements of the different series of metal elements can be of all types. These elements form with the outer walls 8, 9 internal and the walls 14, 15 intermediate, a wire mesh, which when subjected to a force, causes some elements in compression, some in tension, and others in flexion, so that it has a large capacity for absorbing mechanical energy before it breaks. According to the invention, each metal element is selected from a group consisting of metal felts, wire cloths, metal weaves, metal honeycombs, metal foams and metal hollow spheres.

La figure 5 présente un détail de la figure 4 sur laquelle les liaisons entre les éléments métalliques et les parois ont été exagérées de manière à ce qu'elles soient apparentes. Sur cette figure, les éléments 13, 14, 17 métalliques sont en alliage de titane et les liaisons avec les parois métalliques en alliage de titane ont été réalisées par soudure par diffusion. Figure 5 shows a detail of Figure 4 in which the connections between the metal elements and the walls have been exaggerated so that they are apparent. In this figure, the metal elements 13, 14, 17 are made of titanium alloy and the connections with the titanium alloy metal walls have been made by diffusion bonding.

Un dispositif formant bord d'attaque selon l'invention peut présenter diverses épaisseurs. Selon un mode de réalisation de l'invention, la paroi 8 externe présente une épaisseur inférieure à 1 mm, notamment inférieure à 0,5 mm, la paroi 9 interne présente une épaisseur inférieure à 0,5 mm, notamment inférieure à 0,2 mm, et l'enceinte 1l définie par les parois 9 interne et 8 externe présente une épaisseur inférieure à 5 mm, notamment inférieure à 2 mm. Un dispositif selon ce mode de réalisation absorbe suffisamment d'énergie mécanique en cas de choc avec un objet volant de sorte qu'il répond aux critères exigés pour obtenir une certification de navigabilité aéronautique. Ces derniers imposent notamment l'absence de dommages dans la partie structurelle de l'aile de l'aéronef en cas de choc entre un oiseau présentant un poids de l'ordre de 4 kilos lancé contre le dispositif formant bord d'attaque selon l'invention à une vitesse de 175 m/s. L'invention ne se limite pas aux seuls modes de réalisation 30 décrits. En particulier, un dispositif formant bord d'attaque selon l'invention peut présenter des formes et/ou dimensions différentes de celles décrites, être réalisé en des alliages métalliques non décrits et comprendre des organes non spécifiquement décrits, tout en assurant un mécanisme de ruine en flexion, traction et compression qui permet une grande dissipation d'énergie mécanique en cas de choc avec un oiseau par exemple. A leading edge device according to the invention can have various thicknesses. According to one embodiment of the invention, the outer wall 8 has a thickness of less than 1 mm, in particular less than 0.5 mm, the internal wall 9 has a thickness of less than 0.5 mm, especially less than 0.2. mm, and the enclosure 1l defined by the inner 9 and outer 8 walls has a thickness less than 5 mm, especially less than 2 mm. A device according to this embodiment absorbs sufficient mechanical energy in the event of impact with a flying object so that it meets the criteria required to obtain an aeronautical airworthiness certification. These require in particular the absence of damage in the structural part of the wing of the aircraft in the event of collision between a bird with a weight of about 4 kg launched against the device leading edge according to the invention at a speed of 175 m / s. The invention is not limited to the described embodiments alone. In particular, a device forming a leading edge according to the invention may have shapes and / or dimensions different from those described, be made of non-described metal alloys and include organs not specifically described, while ensuring a mechanism of ruin in flexion, traction and compression which allows a great dissipation of mechanical energy in case of impact with a bird for example.

Un dispositif formant bord d'attaque selon l'invention permet de disposer d'un bord d'attaque résistant, qui possède un pouvoir d'absorption important, tout en étant peu volumineux et peu onéreux à réaliser. Un dispositif formant bord d'attaque selon l'invention peut équipé une aile d'un aéronef, un plan horizontal arrière d'un aéronef ou une dérive d'un aéronef. A device forming a leading edge according to the invention makes it possible to have a strong leading edge, which has a high absorption power, while being bulky and inexpensive to produce. A leading edge device according to the invention can equip a wing of an aircraft, a rear horizontal plane of an aircraft or a drift of an aircraft.

Claims

1 / - Device forming a leading edge for an aircraft wing comprising a structural part, said device comprising: - a metal outer wall (8) having an aerodynamic arcuate profile and extending along a direction, so-called Span direction (10), - a metal inner wall (9) connected to the external wall (8) at the intrados and extrados edges of the external wall (8) and which defines with the external wall (8) an enclosure (11) extending along the span direction (10); - means for attaching the leading edge device to the structural portion (5) of said wing (41; 51; 61); aircraft, characterized in that it comprises a plurality of rigid metal elements (13; 16; 17) arranged in said enclosure (11) so as to form, with the walls 15 (9) internal and (8) external, a wire mesh, each metal member (13; 16; 17) extending between the inner wall (9) and the wall (8) externally and connected directly or indirectly to the latter.

2 / - Device according to claim 1, characterized in that said plurality of elements (13; 16; 17) metal comprises: - at least a first series of metal elements extending between the outer wall (8) and the inner wall (9) in a first direction; - at least one second series of metallic elements extending between the outer wall (8) and the inner wall (9) in a second direction distinct from said first direction.

3 / -Dispositif according to claim 2, characterized in that at least one element (13; 16; 17) of said first series of metal elements is rigidly connected to at least one element (13; 16; 17) of said second set of metal elements. 4 / - Device according to one of claims 1 to 3, characterized in that said fixing means comprise, for each of the intrados and extrados edges, rigid attachment portions (12) which extend along the direction ( 10) and which are joined and assembled to the walls (9) internal and (8) external. 5 / - Device according to one of claims 1 to 4, 5 characterized in that said inner wall (9) has an arcuate profile in the same direction as the profile of the outer wall (8) and defines with the wall (8). external chamber (11) arch profile of non-constant thickness. 6 / - Device according to one of claims 1 to 5, characterized in that it comprises at least one wall (14; 15) intermediate metal 10 arranged between the walls (8) external and (9) internal and assembled to these last at their ends. 7 / -Dispositif according to claim 6, characterized in that at least one wall (14; 15) intermediate metal is selected from a group consisting of a perforated metal wall and a solid metal wall. 8 / - Device according to one of claims 1 to 7, characterized in that at least one wall (8; 9; 14; 15) metal ùnotamment each metal wallû is a metal alloy selected from a group consisting of an aluminum alloy and a titanium alloy. 9. The device as claimed in claim 1, wherein at least one metal element (13; of a titanium alloy. 10 / - Device according to one of claims 1 to 9, characterized in that at least one element (13; 16; 17) metal ùnotamment 25 each metal elementù is selected from a group consisting of metal felts, wire cloths, metal weaves, metal honeycombs, metal foams and hollow metallic spheres. 11 / - Device according to one of claims 1 to 10, characterized in that at least one element (13; 16; 17) metal ùnotamment 30 each metal elementù is assembled to at least one metal wall ù including each metal wallù by a bond selected from a group comprising a diffusion bond, a solder and an adhesive bond. 12 / - Device according to one of claims 1 to 11, characterized in that said outer wall (8) has a thickness of less than 1 mm, especially less than 0.5 mm. 13 / - Device according to one of claims 1 to 12, characterized in that said inner wall (9) has a thickness less than 0.5 mm, especially less than 0.2 mm. 14 / - Device according to one of claims 1 to 13, characterized in that said enclosure (11) defined by the walls (8) external and 10 (9) internal has a thickness less than 5 mm, especially less than 2 mm . 15 / - Device according to one of claims 1 to 14, characterized in that it has an overall thickness of less than 15 mm, especially less than 5 mm. 15 / - Device according to one of claims 1 to 15, characterized in that said rigid attachment portions (12) are made of a material selected from carbon fiber reinforced plastic (CFRP), and glass-epoxy . 17 / - Device according to one of claims 1 to 16, characterized in that said rigid attachment portions (12) are rigid plates which have a thickness of less than 5 mm, in particular of the order of 3.5 mm . 18 / - Aircraft wing comprising: - a structural part (5) comprising at least a front spar, a rear spar and aerodynamic upper and lower sections, - a front portion (4) forming the leading edge of the spoiler. wing connected to said structural part (5) in front of said front spar, characterized in that said front portion (4) is a leading edge device according to one of claims 1 to 17.