FR 2898105 A1 20070907 FR 0650719 A 20060301 BLINDAGE EXTERIEUR POUR AERONEF CONTRE DES PROJECTILES BALISTIQUES La présente invention concerne un blindage destiné à protéger l'équipage d'un aéronef et les équipements dudit aéronef contre les projectiles balistiques. Plus particulièrement, l'invention est adaptée au blindage de zones de l'aéronef pour lesquelles un blindage intérieur aux structures de l'aéronef s'avère une solution difficilement réalisable ou très pénalisante. La logistique des forces armées est assurée lors d'intervention dans des zones en situation de crise avec une forte participation des avions de transport. Au cours de leurs missions, en particulier dans les zones de conflits latents, ces avions de transport peuvent être soumis à des tirs d'armes conventionnelles, très répandues à travers le monde, et ceci d'autant plus que ces avions sont amenés à évoluer à basse altitude et à des vitesses relativement lentes lors des phases d'approche sur une zone d'atterrissage ou lors d'opérations de largage basse altitude par exemple. Si dans une certaine mesure les avions modernes de transport ont des structures relativement tolérantes aux dommages qu'elles peuvent subir du fait de l'impact de munitions inertes de faible calibre, par exemple des munitions de diamètre 12,7 mm auto-perforantes, les effets de ces munitions sont toujours une menace importante pour l'équipage. Pour protéger l'équipage contre ce type de munitions et contre leurs effets, la technique utilisée consiste à installer des blindages plus ou moins élaborés sur ou sous le plancher de la zone où se tient l'équipage pendant la mission, voire à disposer de sièges dont les assises elles mêmes sont blindées. Pour compléter cette protection, adaptée aux projectiles arrivant avec des trajectoires essentiellement verticales, les pilotes et autres membres de l'équipage sont en général contraints de porter sur eux des gilets pare-balles, notamment comme protection vis à vis des projectiles ayant des trajectoires essentiellement horizontales. Outre le fait que de telles protections individuelles portées par les pilotes ont une efficacité limitée lorsque les munitions sont d'une énergie élevée, on comprend qu'elles constituent une gêne peu compatible avec les délicates opérations de pilotage lors des phases d'approche ou de largage qui sont réalisées au moment où ces protections sont les plus nécessaires. En outre les équipements de la planche de bord de l'aéronef ne sont absolument pas protégés par ces protections individuelles et sont pourtant, dans les avions modernes, essentiels à la réalisation de la mission et, pour certains, à la survie de l'aéronef. Pour protéger les équipements de bord et l'équipage, une solution consisterait à réaliser une structure de l'aéronef blindée dans sa partie avant. Une telle solution s'avérerait toutefois très pénalisante en raison de son coût de fabrication, la zone avant est une structure intrinsèquement complexe dont la conception est dictée par de nombreux paramètres liés à l'aérodynamique, à l'ergonomie et à la résistance structurale, et en raison de sa masse nécessairement élevée qui pénaliserait les coûts d'exploitation de l'aéronef dans les périodes de paix où le blindage n'est pas nécessaire lors des opérations d'entraînement ou d'assistance aux populations. La présente invention se propose de protéger efficacement l'équipage en poste de pilotage avec le minimum de contraintes physiologiques ainsi que les équipements de la planche de bord ou dans d'autres zones de l'aéronef, sans pénaliser l'aéronef lorsqu'il n'est pas nécessaire de disposer d'un blindage. L'objet de l'invention est donc de proposer un blindage amovible de protection contre des projectiles balistiques, pour un aéronef, caractérisé en ce que: - le blindage est monté sur la surface extérieure d'une zone à protéger de l'aéronef, en contact avec ladite surface extérieure à protéger et en ce qu'il comporte : - au moins une plaque d'un matériau de blindage apte à s'opposer aux effets de projectiles balistiques, ladite au moins une plaque présentant une première face en vis-à-vis de la surface extérieure à protéger et une seconde face orientée vers l'écoulement aérodynamique ; - au moins une couche d'un matériau de remplissage interposée entre la surface extérieure à protéger et la première face d'au moins une plaque de matériau de blindage, ladite couche étant apte à se conformer à la forme de la surface extérieure de la zone à protéger de l'aéronef ; - au moins une couche d'un matériau d'enrobage appliquée sur la seconde face d'au moins une plaque de matériau de blindage, ladite couche étant apte à assurer au blindage une surface extérieure en contact avec l'écoulement aérodynamique sensiblement parallèle à la surface extérieure de la zone de l'aéronef recouverte par le blindage. Le matériau de remplissage peut être en matériau alvéolaire rigide ou semi-rigide. Le matériau d'enrobage peut être en matériau alvéolaire rigide ou semi-rigide. Dans un mode de réalisation particulier de l'invention, le matériau de remplissage, côté interne du blindage, est recouvert de au moins une couche de protection apte à protéger le matériaux de remplissage contre les agressions physiques et chimiques liées à l'utilisation et au stockage du blindage. De manière similaire, le matériau d'enrobage, côté externe du blindage, peut être recouvert de au moins une couche de protection apte à protéger le matériau de remplissage contre les agressions physiques et chimiques liées à l'utilisation et au stockage du blindage. Ladite couche de protection peut être réalisée en un matériau apte à contenir les éclats de blindage et de projectile. De plus, cette couche de protection peut comporter des moyens de drainage pour éviter la stagnation de liquide entre le blindage et la surface extérieure de la zone de l'aéronef recouverte par le blindage. Ces couches de protection peuvent être réalisées au moyen d'un ou plusieurs plis de tissu imprégné d'une résine durcie. De préférence la couche de protection côté externe du blindage comporte des moyens pour évacuer des charges électriques et des courants de foudre. Suivant un mode de réalisation préféré, les bords libres du blindage sont progressivement amincis au moyen d'un chanfrein. Ce chanfrein peut être essentiellement réalisé par un amincissement d'une ou plusieurs couches du matériau de remplissage ou du matériau d'enrobage. Dans une forme préférée de l'invention, au moins deux plaques de matériau de blindage sont juxtaposées pour couvrir la zone devant être protégée. Le blindage peut comporter des trous traversant ledit blindage pour permettre de fixer celui-ci à la surface extérieure de la zone de l'aéronef à protéger. Les moyens de fixation peuvent être des vis venant se reprendre dans des écrous maintenus en place sur la structure de l'aéronef. De préférence, ces écrous sont montés à demeure sur l'aéronef. Dans un mode de réalisation de l'invention, le blindage comporte au moins deux éléments disjoints destinés à être montés contigus sur une zone de la surface extérieure de l'aéronef à protéger, les bords contigus desdits éléments ne comportant pas de chanfrein. D'une manière générale, le blindage est conformé pour protéger la zone de fuselage d'un aéronef situé entre la limite arrière d'un radôme monté sur la pointe avant de l'aéronef et le bord inférieur du pare-brise dudit aéronef. Les plaques de blindage peuvent être, notamment, réalisées : - en carbure de bore ou - en carbure de silicium ou - en oxyde d'aluminium ou - par un assemblage de plaques réalisé en deux ou plus de matériaux de blindage différents dont notamment les matériaux cités ci-dessus. L'invention concerne également un aéronef devant être protégé contre les effets de projectiles balistiques et comportant un blindage selon l'un quelconque des modes de réalisation précédents. Ledit aéronef peut comporter des moyens de fixation pour fixer un tel blindage. Ces moyens de fixation peuvent comporter des écrous prisonniers de la structure de l'aéronef en vis-à-vis de trous traversant le blindage et permettant le passage de vis de fixation. Une description détaillée d'un mode de réalisation de l'invention est décrite en référence aux figures qui correspondent : - figure 1 : présente la partie avant d'un avion de transport conventionnel comportant notamment un radôme à l'extrémité avant et un pare-brise pour le poste de pilotage en partie supérieure à l'arrière du radôme ; - figure 2 : section simplifiée perpendiculaire à l'axe du fuselage dans une zone protégée par un blindage suivant l'invention ; - figure 3 : section partielle du blindage ; - figure 4 : sections partielles du blindage comportant une bordure 25 chanfreinée et une bordure contiguë avec un élément séparable du même blindage ; - figure 5 : exemple d'un principe de fixation du blindage à la structure de l'aéronef ; Un blindage 10 suivant la présente invention comporte une ou 30 plusieurs plaques de blindage 11, 11 a, 11 b, pour assurer la fonction d'arrêt de l'énergie des projectiles et qui sont recouvertes sur leurs deux faces de matériaux 12, 13, sans fonction particulière d'arrêt des projectiles, aptes à donner au blindage les formes géométriques recherchées. L'ensemble de la ou des plaques de blindage 11, 11 a, 11 b, et des matériaux d'enrobage 12, 13, constitue une coque de préférence rigide ou semi-rigide, c'est à dire qui conserve sensiblement sa forme en dehors de fixation sur un support, dont la forme et les dimensions lui permettent d'être appliquée sur une zone de l'avion 1 dont elle épouse les formes extérieures. Les plaques de blindage 11, 11 a, 11 c, sont réalisées de façon connue dans des matériaux résistants de type céramique. Dans un exemple préféré de réalisation on utilise des plaques en carbure de bore avec une épaisseur de 25mm environ. Le carbure de bore est un matériau pour lequel la pénalité de masse est relativement compatible avec des applications embarquées aéronautiques, mais d'autres matériaux tels qu'un carbure de silicium ou un oxyde d'aluminium peuvent aussi être utilisés. L'épaisseur peut également être adaptée en fonction du matériau retenu pour les plaques de blindage et de l'énergie des projectiles qui doivent être arrêtés par le blindage 10. Le choix du couple matériau des plaques de blindage et épaisseurs des plaques de blindage est en pratique retenu pour avoir, sur les projectiles qui doivent être arrêtés, de préférence la double action, d'une part, de destruction du noyau du projectile en le fractionnant en de multiples morceaux et, d'autre part, d'absorption de l'énergie cinétique du projectile. Les matériaux qui doivent être utilisés pour les plaques de blindage 11, 11a, 11 b, sont des matériaux très difficiles à usiner. Ils sont généralement disponibles sous la forme de plaques de dimensions 100mm par 100mm ou 100mm par 200mm. Ces plaques 11, 11a, 11 b, sont généralement planes mais elles peuvent, moyennant une augmentation des coûts de leur fabrication, être réalisées en forme suivant des profils à définir. Lorsque la zone de l'avion 1 à protéger est délimitée la forme géométrique de la partie interne de la coque qui vient assurer le blindage de cette zone est totalement déterminée par la géométrie de la surface extérieure 2 de l'avion 1 dans ladite zone. Comme dans le cas de la zone 3 à l'avant du fuselage située entre la limite inférieure du pare-brise 4 et la limite arrière du radôme 5, souvent dénommée bavette en raison de sa forme, cette zone peut être de géométrie complexe, avec une double courbure par exemple, et est de plus très sensible aux écoulements aérodynamiques pouvant avoir des effets significatifs sur les performances générales de l'avion. Ainsi le blindage 10 comporte une première couche 12 d'un premier matériau de remplissage apte à être conformé pour coïncider avec les formes extérieures 2 de l'avion 1, une seconde couche constitué de une ou plusieurs plaques de blindage 11, 11a, 11 b, juxtaposées, de préférence jointives pour éviter de laisser des zones non protégées qui ne pourraient pas arrêter un projectile, et une troisième couche 13 d'un second matériau d'enrobage apte à maintenir la ou les plaques de blindage 11, 11a, 11 b, contre la première couche 12, à l'emplacement souhaité, et également apte à être conformé pour reconstituer les formes aérodynamiques extérieures de l'avion dans la zone blindée, au surcroît d'épaisseur 8 du blindage 10 près. Avantageusement le matériau de remplissage de la première couche 12 et le matériau d'enrobage de la troisième couche 13 sont les mêmes ou de même nature et sont susceptibles d'être mis en forme dans un moule aux formes adaptées dans lequel les plaques de blindage 11, 11a, 11 b, auront été préalablement disposées et maintenues en position. Par exemple le matériau de la première couche 12 et de la troisième couche 13 peut être une mousse rigide, de préférence à cellules fermées pour éviter de possibles accumulations d'eau, qui pourra être injectée et/ou expansée dans le moule ou bien mis en forme par découpe et/ou usinage et/ou formage. Lorsque les courbures du fuselage dans la zone à protéger sont fortes ou lorsque les contraintes aérodynamiques à respecter imposent d'avoir la plus faible sur-épaisseur 8 possible pour le blindage 10, on utilise de préférence des plaques de blindage 11, 11a, 11 b, planes de petites dimensions voire des plaques de blindage courbes mais au détriment du coût dans cette alternative. Pour améliorer les caractéristiques du blindage 10, une ou des couches supplémentaires 20, 21, de surface comme présenté sur la figure 3, peuvent être prévues pour former des barrières de protection de la première couche 12 et de la troisième couche 13 sur les deux faces du blindage. Sur la partie extérieure du blindage 10 qui est en contact avec l'écoulement aérodynamique, une telle couche de surface externe 21 sera destinée, en cas de besoin, à améliorer l'état de surface du blindage 10 et à protéger le matériau de la troisième couche 13 contre l'abrasion et les agressions chimiques ou mécaniques extérieures comme celles de l'eau de pluie, des produits de nettoyage de l'aéronef, des produits chimiques mouillants projetés sur les pares brises ou de la grêle. Une ou plusieurs couches de tissu, de fibres de verre, de fibres d'aramide ou de fibres de carbone ou d'une combinaison de ces fibres, par exemple, imprégnées de résine peuvent former une telle barrière. Cette couche de surface externe 21 comportera avantageusement des moyens de métallisation (non représentés), par exemple un grillage métallique conducteur en surface, pour assurer l'écoulement des charges d'électricité statique et pour évacuer le courant en cas de foudroiement de l'avion. Sur la partie intérieure du blindage 10 qui est en contact avec la structure de l'avion 1, cette couche de surface interne 20 aura pour fonction de renforcer mécaniquement la surface de la première couche 12 du blindage 10 qui pourrait être endommagée par friction avec la structure de l'avion et, en cas de nécessité, d'assurer la compatibilité entre les différents matériaux du blindage 10 et la structure de l'avion 1 pour éviter les phénomènes de corrosion par exemple. Cette couche de surface interne 20 peut également être réalisée au moyen de tissus imprégnés de résine. La sélection d'un tissu résistant comme les tissus à base de fibres d'aramide, du type Kevlar , permet en outre de favoriser la contention des éclats de projectile ou de blindage si le projectile a une énergie suffisante pour perforer une plaque de blindage. Avantageusement, cette couche de surface interne 20 comporte des moyens de drainage (non représentés), par exemple des rainures, aptes à éviter la stagnation d'eau ou d'autres produits entre le blindage 10 et la structure de l'aéronef 1 qui pourraient provoquer des phénomènes de corrosion à l'interface entre la structure de l'avion et le blindage 10, en particulier dans le cas où celui-ci serait laissé installé sur l'avion 1 de façon durable. Ces couches de surface 20, 21, assurent aussi la protection mécanique de la première couche 12 et de la troisième couche 13 lorsque le blindage 10 n'est pas installé sur l'avion 1 en particulier pendant les opérations de manutention lors de la pose et de la dépose du blindage 10 ainsi que lors de son stockage. Le blindage 10 suivant l'invention est fixé sur la structure de l'avion 1 qui correspond à la zone qui doit être protégée au moyen de fixations 30, par exemple des vis comme représenté sur la figure 5. Chaque moyen de fixation 30 traverse localement le blindage 10 par d'un trou débouchant 34, et coopère avec des moyens d'accrochage 31 positionnés sur la structure de l'avion 1. Ces moyens d'accrochage 31 peuvent être réalisés par exemple au moyen d'inserts structuraux comportant chacun au moins un écrou et fixés à un cadre 32 sous le revêtement du fuselage 33 de l'aéronef 1. Ces moyens de fixation sont définis pour tenir compte des tolérances et dispersions de fabrication de la zone de l'avion à protéger ainsi que du blindage lui-même. Les moyens de fixation sont aussi définis pour prendre en compte les éventuelles déformations au cours de la vie opérationnelle du blindage 10. Afin de limiter les dégradations de performances aérodynamiques, (traînée ou qualité de vol), que la présence du blindage 10 à la surface extérieure de l'avion 1 pourrait induire, les bords 14 du blindage 10 sont amincis progressivement au moyen d'un chanfrein 15. L'angle 17 optimal du chanfrein 15 dépend des caractéristiques aérodynamiques locales que des moyens de simulation ou des essais permettent de déterminer en chaque point du périmètre du blindage 10. Par défaut il est souhaitable de prévoir un chanfrein 15 d'un angle 17 de 60 degrés environ par rapport à la normale locale 16 à la surface extérieure de l'avion 1. Cette valeur de l'angle 17 du chanfrein 15 permet de limiter les effets aérodynamiques de la sur-épaisseur 8 due à la présence du blindage 10 sans être trop pénalisante en terme de surface recouverte par le blindage 10 mais non protégée par des plaques de blindage 11, 11 a, 11 b. Avantageusement le chanfrein 15 sera réalisé dans une zone périphérique 14 du blindage 10 qui s'étend au delà du bord des plaques de blindage 11, 11 a, 11 b, par l'amincissement des premières couche 12 et/ou troisième couche 13 du blindage 10. De préférence, les plaques de blindage 11 a,11 b sont d'épaisseur constante car chanfreiner lesdites plaques peut s'avérer coûteux à réaliser. De plus, l'intérêt d'une telle opération d'usinage reste limité par le fait que la partie amincie de la zone périphérique 14 du blindage 10 n'a plus les performances recherchées vis à vis de sa capacité à arrêter les projectiles. Pour des raisons de manipulation et de stockage du blindage 10 liées à sa masse et/ou à ses dimensions, une zone donnée de l'avion 1 peut être protégée par un blindage 10 réalisé en plusieurs éléments juxtaposés et fixés individuellement lors du montage à la surface extérieure de l'avion 1. Par exemple, dans le cas de la protection de la zone 3 de la bavette d'un avion de transport, le blindage 10 peut être réalisé en deux éléments symétriques, 10a et 10b, montés de part et d'autre du plan de symétrie vertical de l'aéronef 1. Cette réalisation du blindage 10 en deux ou plusieurs éléments permet également de limiter les difficultés de montage qui pourraient naître de tolérances de montage trop serrées. Dans un tel mode de réalisation, les bordures contiguës 18 à deux éléments 10a, 10b, du blindage 10, correspondant au plan de symétrie de l'avion 1 dans l'exemple de la bavette, ne sont pas biseautées et les plaques de blindage 11, 11 a, 11 b, de chacun des éléments 10a, 10b, sont disposées pour venir au plus près de la bordure de l'élément 10a ou 10b le long de ces bordures contiguës 18. On comprend que l'on a ainsi réalisé un blindage 10 pour un aéronef 1 aisé à manipuler, qui peut être monté et démonté rapidement par l'extérieur de l'aéronef 1 sans perturber les préparatifs de la mission à l'intérieur de l'aéronef 1 et qui cependant respecte les formes aérodynamiques et la structure de l'aéronef 1. REVENDICATIONS 1- Blindage (10) amovible de protection contre des projectiles balistiques pour un aéronef (1) caractérisé en ce que le blindage (10) est monté sur la surface extérieure (2) d'une zone de l'aéronef (1) à protéger, en contact avec ladite surface extérieure à protéger, et en ce qu'il comporte : - au moins une plaque (11) d'un matériau de blindage apte à s'opposer aux effets de projectiles balistiques, ladite au moins une plaque (11) présentant une première face en vis-à-vis de la surface extérieure (2) à protéger et une seconde face orientée vers l'écoulement aérodynamique ; -au moins une couche d'un matériau de remplissage (12) interposée entre la surface extérieure (2) à protéger et la première face d'au moins une plaque (11) d'un matériau de blindage, ladite couche (12) étant apte à se conformer à la forme de la surface extérieure (2) de la zone à protéger de l'aéronef (1) ; - au moins une couche d'un matériau d'enrobage (13) appliquée sur la seconde face d'au moins une plaque (11) d'un matériau de blindage ladite couche étant apte à assurer au blindage (10) une surface extérieure en contact avec l'écoulement aérodynamique sensiblement parallèle à la surface extérieure (2) de la zone de l'aéronef recouverte par le blindage (10). 2- Blindage suivant la revendication 1 dans lequel le matériau de remplissage (12) est un matériau alvéolaire rigide ou semi-rigide. 3- Blindage suivant la revendication 1 ou la revendication 2 dans lequel le matériau d'enrobage (13) est un matériau alvéolaire rigide ou semi-rigide. 4- Blindage (10) suivant l'une des revendications précédentes comportant en outre une couche de surface interne (20) apte à protéger le matériau de la couche de remplissage (12) contre les agressions physiques et chimiques liées à l'utilisation et au stockage du blindage (10). 5- Blindage (10) suivant l'une des revendications précédentes comportant en outre une couche de surface externe (21) apte à protéger le matériau de la couche d'enrobage (13) contre les agressions physiques et chimiques liés à l'utilisation et au stockage du blindage (10). 6- Blindage (10) suivant la revendication 4 dont la couche de surface interne (20) est réalisée dans un matériau apte à contenir les éclats de blindage et de projectile. 7- Blindage (10) suivant la revendication 4 ou la revendication 6 dont la couche de surface interne (20) comporte des moyens de drainage pour éviter la stagnation de liquides entre le blindage (10) et la surface extérieure (2) de l'aéronef (1). 8- Blindage (10) suivant l'une des revendications 4, 5, 6 ou 7 dans lequel la couche de surface interne (20) et la couche de surface externe (21) sont réalisées au moyen de un ou plusieurs plis de tissu imprégné d'une résine durcie. 9- Blindage (10) suivant la revendication 7 dont la couche de surface externe (21) comporte des moyens d'évacuation des charges électriques et des courants de foudre. 10- Blindage (10) suivant l'une des revendications précédentes dont les bords (14) sont amincis progressivement au moyen d'un chanfrein (15). 11- Blindage (10) suivant la revendication 10 dans lequel le chanfrein (15) est essentiellement réalisé par un amincissement d'une ou de plusieurs couches du matériau de remplissage (12). 12- Blindage (10) suivant la revendication 10 ou suivant la revendication 11 dans lequel le chanfrein (15) est essentiellement réalisé par un amincissement d'une ou de plusieurs couches du matériau d'enrobage (13). 13- Blindage (10) suivant l'une des revendications précédentes dans lequel au moins deux plaques (11) (11a) (11 b) d'un matériau de blindage sont juxtaposées pour couvrir la zone devant être protégée. 14- Blindage (10) suivant l'une des revendications précédentes comportant des trous (34) traversant le blindage (10) pour fixer le blindage à la surface de la zone de l'aéronef à protéger au moyen de vis (30). 15- Blindage (10) suivant l'une des revendications précédentes comportant au moins deux éléments (10a) (10b) disjoints destinés à être montés contigus sur une zone de la surface extérieure (2) de l'aéronef à protéger dont les bords contigus (18) entre deux éléments (10a) (10b) ne comportent pas de chanfrein (15) et dans lequel les plaques de matériau de blindage (11) (11a) (11 b) arrivent sensiblement jusqu'à proximité des bords contigus (18) des éléments disjoints (10a) (10b). 16- Blindage (10) suivant l'une des revendications précédentes conformé pour protéger la zone du fuselage d'un aéronef (1) situé entre la limite arrière d'un radôme (5) monté sur la pointe avant de l'aéronef (1) et le bord inférieur du pare brise (4) dudit aéronef. 17- Blindage (10) suivant l'une des revendications précédentes dans lequel les plaques de blindage (11) (11a) (11 b) sont en carbure de bore. 18- Blindage (10) suivant l'une des revendications 1 à 16 dans lequel les plaques de blindage (11) (11a) (11 b) sont en carbure de silicium. 19- Blindage (10) suivant l'une des revendications 1 à 16 dans lequel les plaques de blindage (11) (11a) (11 b) sont en oxyde d'aluminium. 20- Blindage (10) suivant l'une des revendications précédentes dans lequel les plaques de blindage (11) (11a) (11 b) comporte un assemblage de plaques en deux ou plusieurs matériaux de blindage notamment choisis parmi le carbure de bore, le carbure de silicium et l'oxyde d'aluminium. 21- Aéronef (1) apte à être protégé sur au moins une partie de la surface extérieure (2) de son fuselage contre les effets de projectiles au moyen d'un blindage (10) conforme à l'une des revendications 1 à 20. 22- Aéronef (1) suivant la revendication 21 comportant dans une zone du fuselage devant être protégé contre les effets de projectiles balistiques des moyens (31) pour fixer un blindage (10) conforme à l'une des revendications 1 à 20 sur la surface extérieure (2) du fuselage. 23- Aéronef (1) suivant la revendication 22 dont les moyens pour fixer le blindage (10) comporte des écrous prisonniers (31) de la structure (32) (33) de l'aéronef (1) en vis à vis, lorsque le blindage (10) est positionné sur la zone de l'aéronef (1) devant être protégée, de trous (34) traversant le blindage (10) pour le passage de vis de fixation (30).