Bouclier thermique

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Dans le domaine de l'astronautique un bouclier thermique est destiné à protéger un véhicule spatial lors de son entrée dans une atmosphère. On distingue deux types de dispositifs : les systèmes réutilisables basés sur la réémission thermique d'une grande partie de l'énergie reçue sous forme convective et radiative et les systèmes ablatifs dans lesquels une partie de la matière disparaît sous l'effet de divers phénomènes physico-chimiques en procurant une protection qui vient se superposer au phénomène radiatif. Ce dernier reste cependant prépondérant dans la plupart des cas.

Phénomènes liés à la rentrée[modifier | modifier le code]

Lors de la rentrée atmosphérique l'objet, habité ou non, est soumis à un environnement sévère en termes d'accélération, de flux de chaleur mais aussi au plan chimique. En effet aux hautes températures présentes au voisinage de la surface les espèces chimiques présentes ont un fort pouvoir oxydant, qu'il s'agisse de l'oxygène de l'atmosphère terrestre ou du gaz carbonique présent sur Mars ou Vénus. La forme stable de ce gaz à haute température étant le monoxyde CO, il libère de l'oxygène disponible pour se lier au matériau dont est constituée la surface.

Quel que soit le dispositif, l'aspect isolation thermique dans l'épaisseur du bouclier sera important. On trouve deux grandes classes de solutions. Dans la première cette fonction est réalisée par un isolant placé sous le matériau de surface. Dans la seconde, c'est le matériau de surface qui possède les qualités requises, en tous cas des qualités suffisantes pour éviter tous les problèmes technologiques liés à l'interface de deux matériaux superposés.

Systèmes réutilisables[modifier | modifier le code]

Tuile HRSI. Le marquage sert à l'identification (détrompage).

Les objets rentrants de grande taille de type orbiteur de la navette spatiale sont soumis à des conditions d'environnement relativement modestes, au moins si on les compare à celui des sondes spatiales. En effet la nécessité d'obtenir des accélérations faibles pour le vol humain s'accompagne de l'obtention de flux de chaleur modérés. D'où la conception d'objets manœuvrants capables de grandes incidences à haute altitude et donc d'un freinage important dans les tranches peu denses de l'atmosphère. La protection thermique est réutilisable. Pour obtenir ce résultat le fonctionnement thermique repose donc sur la réémission d'une grande partie de l'énergie incidente, obtenue par une surface de forte émissivité et sur un matériau de faible conductivité thermique.

On peut distinguer trois types de régions[1] :

  • La pointe avant et les bords d'attaque des ailes qui supportent les conditions d'environnement les plus sévères. On utilise un matériau carbone-carbone de masse volumique 1 980 kg/m3 formé de mèches obtenues par filature textile de fibres de carbone imprégnées d'un carbone obtenu par pyrolyse de polymères in situ. Il est protégé de l'oxygène par un dépôt de carbure de silicium réalisé là aussi in situ. Ces pièces ont une fonction structurale. La température maximale atteint 1 900 K.
  • la partie inférieure au vent lors de l'entrée est constituée de tuiles. Un exemple est constitué par les High-temperature Reusable Surface Insulation (HRSI) comportant une structure formée de fibres de silice très poreuse (porosité 94 %) surmontée d'une couche de borosilicate comportant un additif destiné à augmenter l'émissivité de la surface, d'où son aspect noirâtre. La masse volumique est de 140 kg/m3. La température de surface atteint environ 1 500 K.
  • Les parties moins exposées sont protégées par des tuiles Low-temperature Reusable Surface Insulation (LRSI) analogues aux précédentes mais avec un dépôt d'oxyde d'aluminium qui lui donnent une couleur blanche. Elles sont qualifiées pour un usage jusqu'à 900 K. Elles participent à la régulation thermique en orbite, c'est pour cette raison que l'on a choisi une surface possédant une forte réflectivité donc une faible émissivité.

D'autres isolants de moindres performances sont utilisés localement. Au total la protection thermique représente environ 10 % de la masse totale de l'orbiteur.

Compte tenu de la complexité de la surface externe d'une navette la protection thermique est découpée en un grand nombre de tuiles (20 548 tuiles sur la navette spatiale, 38 600 sur Bourane[2]). Cela conduit non seulement à une gestion technique complexe mais aussi à un problème technique important constitué par la jonction entre deux tuiles. Il faut en effet concilier le problème de dilatation avec celui d'entrée des gaz chauds dans l'interstice entre deux tuiles.

Systèmes ablatifs[modifier | modifier le code]

Bouclier thermique PICA de la sonde Mars Science Laboratory.

Les écrans thermique utilisés pour les sondes spatiales subissent un environnement beaucoup plus sévère que celui de la navette spatiale. Les flux de chaleur maximaux se comptent en MW/m2 : 5 pour Apollo 4, 11 pour Stardust, la rentrée terrestre la plus sévère jamais effectuée et jusqu'à 350 pour Galileo entré à 47 km/s dans l'atmosphère de Jupiter[3]. Il s'agit là de flux de chaleur de référence que verrait une hypothétique paroi froide et inerte. En effet la valeur réelle dépend du matériau par l'intermédiaire de la température pariétale et du phénomène d'injection des gaz issus de la décomposition physique ou chimique et qui vont s'opposer à la convection des gaz chauds dans la couche limite. Ce phénomène réduit notablement le flux de chaleur mais aussi le transfert des gaz vers la paroi, en particulier celui de l'oxygène lorsque celui-ci est présent. On lui donne parfois le nom de "bloquage".

Matériaux[modifier | modifier le code]

Divers matériaux ont été conçus pour faire face à un environnement plus ou moins sévère. Ces matériaux composites sont le plus souvent fabriqués à partir de fibres de silice ou de carbone. Elles sont utilisées directement sous forme de feutre ou assemblées en mèches et tissées. Leur structuration est faite par dépôt ou infiltration le plus souvent d'une résine phénolique, époxyde ou silicone, plus rarement de carbone. Dans le passé les concepteurs ont jugé utile d'ajouter divers additifs. On peut faire varier la composition d'un matériau qui constitue donc une famille plutôt qu'un matériau unique. Pour cette raison leur dénomination est généralement suivie d'un numéro indiquant la variante utilisée. Il existe aussi une famille de matériaux basés sur l'utilisation du liège imprégné par une résine silicone.

Quelques matériaux très utilisés :

  • Tape Wrapped Carbon Phenolic FM5055, de masse volumique 1 450 kg/m3 et de porosité quasi-nulle, formé de tissus carbone drapés et d'une résine phénolique, utilisé sur les sondes Pioneer et Galileo. Un matériau analogue a été utilisé pour Hayabusa.
  • Avcoat5026-39G, de masse volumique 530 kg/m3 et de porosité 25 %, matériau d'Apollo déposé sur un support nid d'abeilles en fibre de silice et résine phénolique. C'est un matériau constitué de fibres courtes de silice et d'une résine époxyde avec divers additifs (fibres de silice broyées, microballons de résine phénolique).
  • Super Lightweight Ablator SLA561V, de masse volumique 260 kg/m3, à base de liège, utilisé sur Viking, Pathfinder, Mars Exploration Rover, Phoenix. Ce matériau est déposé sur un substrat nid d'abeilles.
  • Phenolic Impregnated Carbon Ablator PICA15[4], de masse volumique 250 kg/m3 (15 lbm/ft3), un non-tissé formé de fibres courtes de carbone et d'une résine phénolique, utilisé sur Stardust, Mars Science Laboratory et Orion.

Les matériaux légers possèdent une très forte porosité. Par exemple le PICA a une porosité de 80 %. Dans tous les cas la décomposition thermique des résines en créera ou augmentera l'existante.

Les efforts visant à créer des matériaux légers s'explique par le fait que l'écran thermique peut représenter une part notable du poids de l'engin, un tiers pour Apollo et la moitié de Galileo.

Réponse des matériaux à leur environnement[3][modifier | modifier le code]

Schéma d'ablation de matériau

Lors de la rentrée atmosphérique l'objet habité ou non, est soumis à un environnement sévère en termes d'accélération, de flux de chaleur mais aussi au plan chimique. En effet la surface est portée à une température de 2000 à 4000 K. À ces températures les espèces chimiques présentes ont un fort pouvoir oxydant, qu'il s'agisse de l'oxygène de l'atmosphère terrestre ou du gaz carbonique présent sur Mars ou Vénus. La forme stable de ce gaz à haute température étant le monoxyde CO, il libère de l'oxygène disponible pour se lier au matériau dont est constituée la surface.

Quel que soit le dispositif, l'aspect isolation thermique dans l'épaisseur du bouclier sera important. On trouve deux grandes classes de solutions. Dans la première cette fonction est réalisée par un isolant placé sous le matériau de surface. Cette technique a été rarement utilisée : Genesis en est un exemple. Dans la seconde, c'est le matériau de surface qui possède les qualités requises, en tous cas des qualités suffisantes pour éviter tous les problèmes technologiques liés à l'interface de deux matériaux superposés.

La protection thermique utilisée pour ce type d'application réagira par les mécanismes suivants[3],[5] :

  • rayonnement de la surface, représentant 60 à 80 % de l'énergie dissipée,
  • réactions physico-chimiques de surface (ablation) et éventuellement volumiques (pyrolyse de la résine) : 15 à 50 %,
  • conduction thermique dans le matériau : 10 à 20 %.

Cette partition est contenue dans l'équation de bilan énergétique dans un repère géométrique lié à la paroi

\textstyle q(T_p,\dot{m})+q_R=\dot{m}[h_p(T_p)-h_s(T_p)]+q_{cond}

q est le flux de chaleur convectif dépendant de la température de paroi \textstyle T_p et du débit massique surfacique d'ablation \textstyle\dot{m}, terme contenant tout le détail des réactions physico-chimiques et donc lui-même dépendant de \textstyle T_p ainsi que d'autres paramètres. Il est relié à la vitesse d'ablation \textstyle v_a par \textstyle \dot{m}=\rho v_a. La masse volumique du matériau \textstyle \rho n'apparaît pas directement : deux matériaux de mêmes propriétés mais de masses volumiques différentes s'ablatent avec le même débit massique. q_R est le flux radiatif (éventuel). \textstyle h_p est l'enthalpie du gaz, \textstyle h_s celle du matériau et \textstyle q_{cond} le flux de conduction dans le matériau. Cette équation dit simplement que l'énergie incidente (termes de gauche dans l'équation) est utilisée pour transformer le solide en gaz à la température de la paroi, l'excédent étant transféré vers l'intérieur du matériau par conduction. Elle fixe le "point d'équilibre" du système que représente \textstyle T_p. En pratique la température atteint de 2000 K à 4000 K, la valeur étant donc fixée par le couple matériau-flux de chaleur de référence.

Un caractère particulier de l'ablation est l'existence d'un état stationnaire : toutes les quantités sont invariantes dans un repère géométrique lié à la paroi. Cette hypothèse constitue une bonne approximation du phénomène. Dès lors si on effectue un simple bilan entre la surface et la partie froide on peut donner le flux de conduction

\textstyle q_{cond}=\dot{m}[h_s(T_p)-h_s(T_0)]\simeq \dot{m}h_s(T_p)

\textstyle T_0<<T_p est la température de la partie froide du matériau. Le flux de conduction a servi à faire passer la température du matériau de \textstyle T_0 à \textstyle T_p avec le débit \textstyle \dot{m}.

Ce flux de conduction \textstyle q_{cond}=-\lambda grad(T) conditionne le gradient de température et donc les contraintes mécaniques dans le matériau. Celles-ci sont à l'origine de possibles dégradations de celui-ci en fonctionnement. D'où le premier critère général : le flux maximal conditionne l'utilisation d'un matériau donné. Un exemple est le SLA561V qui se délite à partir de 3 MWm2 ce qui en fait un bon matériau pour une sonde martienne mais le rend inutilisable pour une rentrée terrestre.

Si on reporte cette équation dans la précédente il vient

\textstyle q(T_p,\dot{m})+q_R=\dot{m}h_p(T_p)

Pour un matériau donné la plage de température de fonctionnement est relativement faible et le débit massique d'ablation est donc approximativement proportionnel au flux de chaleur incident. L'épaisseur totale ablatée en un point sera donc en gros proportionnelle à la quantité surfacique de chaleur reçue en ce point. Ceci constitue un second critère général dans le domaine.

Ablation[modifier | modifier le code]

On désigne sous ce nom les réactions physico-chimiques subies par le matériau en surface ou dans une région proche de celle-ci atteinte par les gaz provenant de la couche limite. Les réactions chimiques se font essentiellement avec l'oxygène présent. Ces réactions sont exothermiques et donc très défavorables dans le bilan d'énergie. Étant très rapides à haute température, elles consomment tout l'oxygène disponible : c'est la diffusion de celui-ci dans la couche limite qui constitue le mécanisme limitant. D'autres réactions avec l'azote par exemple sont beaucoup moins importantes sauf par certaines espèces crées pouvant jouer un rôle sur le rayonnement.

Les matériaux subissent également des transformations physiques, par exemple la sublimation dans le cas du carbone. Ce phénomène est très endothermique mais n'intervient que dans les cas les plus sévères. Certains matériaux comme la silice forment une phase liquide qui joue un rôle protecteur en surface.

Dans le bilan d'énergie l'ablation ne constitue donc un poste important que dans les cas les plus sévères.

Les matériaux utilisés étant composites les divers constituants s'ablatent avec une vitesse différente, ce qui crée une surface complexe qui modifie les échanges de masse et de chaleur.

Pyrolyse[modifier | modifier le code]

De nombreux matériaux contiennent une ou plusieurs résines qui se décomposent sous l'effet de la chaleur. Ce phénomène de pyrolyse est endothermique. Au cours de cette décomposition une partie est transformée en carbone, environ 50% dans le cas d'une résine phénolique. L'autre partie se transforme en gaz qui migrent vers la surface où ils participent au phénomène de "bloquage". Ce phénomène ne modifie pas qualitativement les mécanismes globaux décrits ci-dessus.

Conduction dans le matériau[modifier | modifier le code]

Le transfert de chaleur à l'intérieur du matériau se fait par conduction dans la phase solide mais également par rayonnement interne dans les matériaux à forte porosité. Or celle-ci atteint 90% après pyrolyse dans le PICA. Pour un tel milieu le transfert radiatif interne devient prépondérant à partir de 2 000 K. La conductivité passe ainsi de 0,2 W/m/K à température ambiante à une valeur apparente de 4 W/m/K à 3 000 K[4]. Malgré cette valeur élevée ce matériau est utilisable sans isolation supplémentaire.

Notes et références[modifier | modifier le code]

  1. (en) « Thermal Protection Systems »
  2. « Heat shield »
  3. a, b et c (en) Duffa G., Ablative Thermal Protection Systems Modeling, Reston, VA, AIAA Educational Series,‎ (ISBN 978-1-62410-171-7)
  4. a et b (en) Tran H. K., Johnson C. E., Rasky D. J., Huy F. C. L., Hsu M.-T., Chen T., Chen Y. K., Paragas D. et Kobayachi L., Phenolic Impregnated Carbon Ablator (PICA) as Thermal Protection Systems for Discovery Missions, NASA TM 110440,‎ (lire en ligne)
  5. (en) B. Laub, M. J. Wright et E. Venkatapathy, « Thermal Protection Systems Technology (TPS) Design and the Relationship to Atmospheric Entry Environments », 6nd International Planetary Probe Workshop,‎ (lire en ligne)

Bibliographie[modifier | modifier le code]

  • (en) Roger D. Launius et Dennis R. Jenkins, Coming Home: Reentry and Recovery from Space (NASA SP-2011-593, NASA,‎ (ISBN 978-0-16-091064-7, lire en ligne)
    Historique des méthodes étudiées et développées pour faire atterrir un engin spatial sur Terre (centré autour des réalisations américaines)

Voir aussi[modifier | modifier le code]

Articles connexes[modifier | modifier le code]