5 10 15 20 25 30 35 CA 03009226 2018-06-20 WO 2017/109407 PCT/FR2016/053607 1 BOUCLIER DE BORD D'ATTAQUE Arrière-plan de l'invention La présente invention concerne un bouclier de bord d'attaque pour aube de turbomachine. On entend par « turbomachine », dans ce contexte, toute machine dans laquelle peut s'opérer un transfert d'énergie entre un écoulement de fluide et au moins un aubage, comme, par exemple, un compresseur, une pompe, une turbine, une hélice, ou bien une combinaison d'au moins deux de ceux-ci. De tels boucliers de bord d'attaque sont typiquement destinés à protéger les bords d'attaque d'aubes tournantes ou d'aubes directrices contre les impacts. On entend par « aubes », dans ce contexte, tant les aubes de soufflante que les pales d'hélice aérienne. Afin de limiter leur poids, ces aubes sont typiquement principalement formées d'un corps d'aube en composite à matrice organique, par exemple en polymère, renforcée par des fibres. Bien que ces matériaux présentent des qualités mécaniques généralement très favorables, en particulier par rapport à leur masse, ils présentent une certaine sensibilité aux impacts ponctuels. Des boucliers, typiquement en matériau métallique hautement résistant, comme les alliages de titane, sont donc normalement installés sur les bords d'attaque de telles aubes, afin de les protéger contre ces impacts. Ces boucliers prennent normalement la forme d'une fine ailette intrados et une fine ailette extrados jointes par une section plus épaisse chevauchant le bord d'attaque, l'ensemble épousant la forme de l'aube sur le bord d'attaque et des sections adjacentes de l'intrados et de l'extrados. Les ailettes intrados et extrados s'étendent en hauteur et en longueur sur ces sections de, respectivement, l'intrados et l'extrados de l'aube, et servent principalement à assurer le positionnement et la fixation du bouclier sur le bord d'attaque, mais aussi à distribuer la force d'un impact et dissiper son énergie sur une plus grande surface du corps d'aube. Ainsi, en cas d'impact sur le bouclier de bord d'attaque, des ondes de déformation vont se propager à travers ce bouclier, y compris les ailettes, jusqu'à y être entièrement dissipées. Toutefois, dans certains cas, cette propagation 5 10 15 20 25 30 35 CA 03009226 2018-06-20 WO 2017/109407 PCT/FR2016/053607 2 peut créer des pics de déformation pouvant aller jusqu'à provoquer un décollement partiel d'une ailette. Objet et résumé de l'invention La présente divulgation vise à remédier à ces inconvénients, en proposant un bouclier de bord d'attaque pour aube de turbomachine qui permette de plus efficacement dissiper l'énergie des impacts et de limiter les potentiels décollements. Dans au moins un mode de réalisation, ce but est atteint grâce au fait que, dans ledit bouclier de bord d'attaque, qui peut être en matériau métallique et comporte une ailette intrados et une ailette extrados, s'étendant chacune en hauteur d'un bord inférieur à un bord supérieur et en longueur du bord d'attaque à un bord arrière respectif, et reliées l'une à l'autre à travers le bord d'attaque, le bord arrière de l'ailette extrados présente au moins un segment formé tel que la longueur de l'ailette extrados à l'intérieur de ce segment soit inférieure à la longueur de l'ailette extrados à chaque extrémité de ce segment. Grâce à ces dispositions, la propagation des ondes de déformation à travers l'ailette extrados en cas d'impact est affectée de manière à obtenir une dissipation plus rapide et efficace de l'énergie de l'impact. En outre, cette forme présente aussi l'avantage supplémentaire de former un obstacle au décollement de l'ailette extrados à partir de son bord supérieur et/ou de son bord arrière. Pour mieux dissiper l'énergie d'impact, ledit segment du bord arrière de l'ailette extrados peut notamment être plus proche du bord supérieur que du bord inférieur de l'ailette extrados. En outre, pour multiplier l'effet de dissipation, ledit bord arrière de l'ailette extrados peut présenter une pluralité de segments formés tels que la longueur de l'ailette extrados à l'intérieur de chaque segment soit inférieure à la longueur de l'ailette extrados à chaque extrémité du même segment. 5 10 15 20 25 30 CA 03009226 2018-06-20 WO 2017/109407 PCT/FR2016/053607 3 Afin d'éviter les concentrations d'efforts, le bord arrière de l'ailette extrados peut présenter une continuité de tangence sur toute la hauteur du bouclier, l'évolution de la longueur de l'ailette extrados étant ainsi graduelle et pouvant notamment éviter des courbures trop prononcées, correspondant à des rayons de courbure en dessous d'un minimum prédéterminé. La présente divulgation concerne aussi une aube s'étendant en hauteur d'un pied d'aube à une tête d'aube et comprenant un corps d'aube et un tel bouclier de bord d'attaque assemblé sur le corps d'aube, le corps d'aube étant en matériau composite à matrice organique, par exemple en polymère, renforcée par des fibres, le bouclier de bord d'attaque étant en un matériau ayant une meilleure résistance aux impacts ponctuels que le matériau composite du corps d'aube. Dans cette aube, le bord d'attaque peut notamment présenter au moins localement une flèche positive égale ou supérieure à 30°, pour un meilleur rendement aérodynamique. La forme du bord arrière de l'ailette extrados est en effet particulièrement utile pour dissiper les impacts à proximité du bord d'attaque d'une aube présentant une telle flèche. La présente divulgation concerne aussi une turbomachine comprenant une pluralité de telles aubes, une soufflante comprenant une pluralité de telles aubes et un turboréacteur à double flux comprenant une telle soufflante. Brève description des dessins L’invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux, à la lecture de la description détaillée qui suit, de modes de réalisation représentés à titre d’exemples non limitatif. La description se réfère aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une vue schématique en perspective d'un turboréacteur à double flux; 5 10 15 20 25 30 35 CA 03009226 2018-06-20 WO 2017/109407 PCT/FR2016/053607 4 - la figure 2 est une vue schématique en perspective du côté extrados d'une aube tournante de la soufflante du turboréacteur de la figure 1 selon un premier mode de réalisation de l'aube ; - la figure 3 est une vue partielle en coupe de l'aube de la figure 2 selon le plan III-III; et - la figure 4 est une vue schématique en perspective du côté extrados d'une aube tournante de la soufflante du turboréacteur de la figure 1selon un deuxième mode de réalisation de l'aube. Description détaillée de l'invention La figure 1 illustre un turboréacteur à double flux 10 comprenant un groupe générateur de gaz 12 et une soufflante 14. Cette soufflante 14 comprend une pluralité d'aubes tournantes 16, arrangées radialement autour d'un axe central X, profilées aérodynamiquement de manière à impulser l'air par leur rotation. Ainsi, comme illustré sur les figures 2 et 3, chaque aube 16 présente un bord d'attaque 18, un bord de fuite 20, un intrados 22, un extrados 24, une tête d'aube 26 et un pied d'aube 28. En fonctionnement normal, le vent relatif est sensiblement orienté vers le bord d'attaque 18 de chaque aube 16. Ainsi, ce bord d'attaque 18 est particulièrement exposé aux impacts. En particulier quand l'aube 16 comprend un corps d'aube 30 en matériau composite, notamment à matrice polymère renforcée par des fibres, il convient donc de protéger le bord d'attaque 18 avec un bouclier de bord d'attaque 32 intégré à chaque aube. En d'autres termes, le bouclier de bord d'attaque 32 est assemblé sur le corps d'aube 30. Le bouclier de bord d'attaque 32 est fabriqué en un matériau ayant une meilleure résistante aux impacts ponctuels que le matériau composite du corps d'aube 30. Le bouclier de bord d'attaque 32 est principalement métallique, et plus spécifiquement en alliage à base de titane, comme par exemple le TA6V (Ti-6AI-4V). Le bouclier de bord d'attaque 32 pourrait également être en acier ou en alliage métallique communément désigné par la marque déposée Inconel™. On parle par la suite d'Inconel pour désigner un alliage à base de fer alliés avec du nickel et du chrome. 5 10 15 20 25 30 35 CA 03009226 2018-06-20 WO 2017/109407 PCT/FR2016/053607 5 Comme illustré notamment sur la figure 3, le bouclier de bord d'attaque 32 comporte une ailette intrados 34, une ailette extrados 36, et une section centrale 38 plus épaisse, destinée à chevaucher un bord du corps d'aube 30 et reliant l'ailette intrados 34 et l'ailette extrados 36 au bord d'attaque 18. Les ailettes intrados et extrados 34, 36 assurent le positionnement du bouclier 32 sur le corps d'aube 30, mais aussi la dissipation de l'énergie d'impact. Les ailettes intrados et extrados 34, 36 et s'étendent chacune en hauteur sur une hauteur H d'un bord inférieur 50 à un bord supérieur 51 et en longueur du bord d'attaque 18 au bord arrière 40, 42 correspondant. Afin de mieux dissiper l'énergie des ondes de déformation se propageant à travers le bouclier 32 suite à un impact, le bord arrière 42 de l'ailette extrados n'est pas parallèle au bord d'attaque 18 sur toute sa longueur, mais présente, plus près du bord supérieur 51 que du bord inférieur 50, par exemple au-delà d'au moins 60% de la hauteur H du bouclier 32 à partir du bord inférieur 50, un segment SI formé tel que la longueur 11 de l'ailette extrados 36 à l'intérieur de ce segment soit inférieure à la longueur 12,13 de l'ailette extrados 36 à chaque extrémité de ce segment 52. La longueur 11 peut ainsi arriver à être inférieure d'au moins 10%, voire 15%, voire même 30%, de chacune des longueurs 12,13. Cette diminution locale de la longueur de l'ailette extrados 36 non seulement facilite la dissipation de l'énergie d'impact en compliquant la propagation des ondes de déformation sur l'ailette extrados 36, mais peut aussi contribuer à empêcher la propagation d'un décollement local du bouclier 32 le long du bord arrière 42. Bien que dans ce premier mode de réalisation le bord arrière 42 ne présente qu'un seul segment SI formé tel que la longueur 11 de l'ailette extrados 36 à l'intérieur de ce segment soit inférieure à la longueur 12,13 de l'ailette extrados 36 à chaque extrémité de ce segment SI, il est aussi envisageable de combiner plusieurs tels segments successifs afin de renforcer leurs effets. Ainsi, dans un deuxième mode de réalisation, illustré sur la figure 4, le bord arrière 42 de l'ailette extrados 36 présente deux segments S1,S2 successifs formés tels que la longueur 111,112 de CA 03009226 2018-06-20 WO 2017/109407 PCT/FR2016/053607 l'ailette extrados 36 à l'intérieur de chaque segment S1,S2 soit inférieure à la longueur 121,122,131,132 de l'ailette extrados 36 à chaque extrémité du même segment S1,S2. Les éléments restants du bouclier 32 et l'aube 16 suivant ce deuxième mode de réalisation sont tous analogues à ceux du 5 premier mode de réalisation et reçoivent en conséquence les mêmes chiffres de référence sur le dessin. Quoique la présente invention ait été décrite en se référant à un exemple de réalisation spécifique, il est évident que des différentes 10 modifications et changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l’invention telle que définie par les revendications. En outre, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation évoqués peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins 15 doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.5 10 15 20 25 30 35 CA 03009226 2018-06-20 WO 2017/109407 PCT/FR2016/053607 1 LEADING EDGE SHIELD Background of the Invention The present invention relates to a leading edge shield for a turbomachine blade. In this context, "turbomachine" means any machine in which energy can be transferred between a fluid flow and at least one blade, such as, for example, a compressor, a pump, a turbine, a propeller, or a combination of at least two of these. Such leading edge shields are typically intended to protect the leading edges of rotating or guide blades from impacts. "Blades" in this context include both fan blades and propeller blades. To limit their weight, these blades are typically primarily formed from a blade body made of an organic matrix composite, for example, a polymer, reinforced with fibers. Although these materials generally exhibit very favorable mechanical properties, especially relative to their mass, they are somewhat susceptible to point impacts. Shields, typically made of high-strength metallic materials such as titanium alloys, are therefore normally installed on the leading edges of such blades to protect them against these impacts. These shields normally take the form of a thin lower surface fin and a thin upper surface fin joined by a thicker section that overlaps the leading edge, the assembly conforming to the shape of the blade on the leading edge and adjacent sections of the lower and upper surfaces. The upper and lower surface vanes extend vertically and horizontally across these sections of the blade's upper and lower surfaces, respectively, and primarily serve to position and secure the shield to the leading edge. They also distribute the force of an impact and dissipate its energy over a larger area of the blade body. Thus, in the event of an impact on the leading edge shield, deformation waves will propagate through this shield, including the vanes, until they are completely dissipated. However, in some cases, this propagation can create deformation peaks that can even cause partial detachment of a vane. Object and summary of the invention: The present disclosure aims to overcome these drawbacks by proposing a leading-edge shield for a turbomachine blade that more effectively dissipates impact energy and limits potential separation. In at least one embodiment, this objective is achieved by the fact that, in said leading-edge shield, which may be made of metallic material and comprises an intrados fin and an extrados fin, each extending vertically from a lower edge to an upper edge and longitudinally from the leading edge to a respective rear edge, and connected to each other through the leading edge, the rear edge of the extrados fin has at least one segment formed such that the length of the extrados fin within this segment is less than the length of the extrados fin at each end of this segment. Thanks to these arrangements, the propagation of deformation waves through the upper wingtip during an impact is affected in such a way as to achieve faster and more efficient dissipation of the impact energy. Furthermore, this shape also offers the added advantage of preventing the upper wingtip from separating from its upper and/or rear edges. To better dissipate impact energy, the rear edge segment of the upper wingtip can be positioned closer to the upper edge than to the lower edge. Moreover, to amplify the dissipation effect, the rear edge of the upper wingtip can be composed of multiple segments such that the length of the upper wingtip within each segment is less than the length of the upper wingtip at either end of that segment. 5 10 15 20 25 30 CA 03009226 2018-06-20 WO 2017/109407 PCT/FR2016/053607 3 In order to avoid stress concentrations, the rear edge of the upper winglet can have a continuity of tangency over the entire height of the shield, the evolution of the length of the upper winglet being gradual and in particular avoiding excessively pronounced curvatures, corresponding to radii of curvature below a predetermined minimum. This disclosure also relates to a blade extending vertically from a blade root to a blade tip and comprising a blade body and such a leading-edge shield assembled onto the blade body. The blade body is made of an organic matrix composite material, for example, a fiber-reinforced polymer, and the leading-edge shield is made of a material having greater resistance to point impacts than the composite material of the blade body. In this blade, the leading edge may, in particular, have at least locally a positive sweep of 30° or more for improved aerodynamic efficiency. The shape of the trailing edge of the upper surface blade is particularly useful for dissipating impacts near the leading edge of a blade with such a sweep. This disclosure also relates to a turbomachine comprising a plurality of such blades, a fan comprising a plurality of such blades, and a turbofan engine comprising such a fan. Brief description of the drawings The invention will be better understood and its advantages will become more apparent upon reading the following detailed description of embodiments shown by way of non-limiting examples. The description refers to the accompanying drawings in which: - Figure 1 is a schematic perspective view of a turbofan engine; 5 10 15 20 25 30 35 CA 03009226 2018-06-20 WO 2017/109407 PCT/FR2016/053607 4 - Figure 2 is a schematic perspective view of the upper surface of a rotating fan blade of the turbofan engine of Figure 1 according to a first embodiment of the blade; - Figure 3 is a partial cross-sectional view of the blade of Figure 2 along plane III-III; and - Figure 4 is a schematic perspective view of the extrados side of a rotating blade of the turbojet fan of Figure 1 according to a second embodiment of the blade. Detailed description of the invention Figure 1 illustrates a turbojet engine 10 comprising a gas generator unit 12 and a fan 14. This fan 14 comprises a plurality of rotating blades 16, arranged radially around a central axis X, aerodynamically profiled so as to impel air by their rotation. Thus, as illustrated in Figures 2 and 3, each blade 16 has a leading edge 18, a trailing edge 20, an intrados 22, an extrados 24, a blade tip 26, and a blade root 28. In normal operation, the relative wind is directed primarily towards the leading edge 18 of each blade 16. Therefore, this leading edge 18 is particularly exposed to impacts. Especially when the blade 16 includes a blade body 30 made of composite material, particularly a fiber-reinforced polymer matrix, it is therefore necessary to protect the leading edge 18 with a leading edge shield 32 integrated into each blade. In other words, the leading edge shield 32 is assembled onto the blade body 30. The leading edge shield 32 is made of a material with greater resistance to point impacts than the composite material of the blade body 30. The leading edge shield 32 is primarily metallic, and more specifically made of a titanium-based alloy, such as TA6V (Ti-6Al-4V). The leading edge shield 32 could also be made of steel or a metallic alloy commonly known by the registered trademark Inconel™. Inconel is subsequently used to refer to an iron-based alloy with nickel and chromium. 5 10 15 20 25 30 35 CA 03009226 2018-06-20 WO 2017/109407 PCT/FR2016/053607 5 As illustrated in particular in Figure 3, the leading edge shield 32 comprises an intrados fin 34, an extrados fin 36, and a thicker central section 38, intended to overlap an edge of the blade body 30 and connecting the intrados fin 34 and the extrados fin 36 to the leading edge 18. The intrados and extrados fins 34, 36 ensure the positioning of the shield 32 on the blade body 30, but also the dissipation of impact energy. The intrados and extrados wings 34, 36 and each extend in height over a height H from a lower edge 50 to a higher edge 51 and in length from the leading edge 18 to the corresponding rear edge 40, 42. In order to better dissipate the energy of the deformation waves propagating through the shield 32 following an impact, the rear edge 42 of the upper winglet is not parallel to the leading edge 18 along its entire length, but presents, closer to the upper edge 51 than to the lower edge 50, for example beyond at least 60% of the height H of the shield 32 from the lower edge 50, a segment SI formed such that the length 11 of the upper winglet 36 inside this segment is less than the length 12,13 of the upper winglet 36 at each end of this segment 52. The length 11 can thus be less than at least 10%, or even 15%, or even 30%, of each of the lengths 12,13. This local reduction in the length of the upper wing 36 not only facilitates the dissipation of impact energy by complicating the propagation of deformation waves on the upper wing 36, but can also help to prevent the propagation of a local separation of the shield 32 along the rear edge 42. Although in this first embodiment the rear edge 42 has only one segment SI formed such that the length 11 of the upper wing 36 inside this segment is less than the length 12,13 of the upper wing 36 at each end of this segment SI, it is also conceivable to combine several such successive segments in order to strengthen their effects. Thus, in a second embodiment, illustrated in Figure 4, the rear edge 42 of the upper wingtip 36 has two successive segments S1, S2 formed such that the length 111, 112 of the upper wingtip 36 within each segment S1, S2 is less than the length 121, 122, 131, 132 of the upper wingtip 36 at each end of the same segment S1, S2. The remaining elements of the shield 32 and the blade 16 according to this second embodiment are all analogous to those of the first embodiment and consequently receive the same reference numerals in the drawing. Although the present invention has been described with reference to a specific embodiment, it is evident that various modifications and changes can be made to these examples without departing from the general scope of the invention as defined by the claims. Furthermore, individual features of the various embodiments mentioned can be combined in additional embodiments. Therefore, the description and the drawings should be considered illustrative rather than restrictive.