Bouclier thermique

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 (ou fils) 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 reposant sur l'utilisation du liège imprégné par une résine silicone.

Principaux matériaux utilisés par les missions spatiales américaines et japonaises :

• 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 la sonde atmosphérique Galileo (pénétration dans l'atmosphère de Jupiter). Un matériau analogue a été utilisé pour la capsule de retour d'échantillon Hayabusa ;
• Avcoat5026-39G, de masse volumique 530 kg/m³ et de porosité 25 %, matériau utilisé pour le module de commande d'Apollo (retour sur Terre) 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 (dans tous cas, descente dans l'atmosphère martienne). Ce matériau est déposé sur un substrat nid d'abeilles ;
• Phenolic Impregnated Carbon Ablator PICA15[6], de masse volumique 250 kg/m³ (15 lbm/ft³), un matériau non-tissé formé de fibres courtes de carbone et d'une résine phénolique, utilisé sur la capsule de retour d'échantillon Stardust, la sonde Mars Science Laboratory (descente dans l'atmosphère de Mars) et envisagé pour Orion (retour sur Terre après une mission lunaire). Une variante a été développée pour le Boeing CST-100 Starliner (Boeing Rigid Insulation-18).

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 crée ou augmente cette porosité.

Les efforts visant à créer des matériaux légers s'expliquent par la masse relativement importante de l'écran thermique, qui représente 15 % de l'engin pour Apollo[5] - [7] et le quart de Galileo[8].

Schéma d'ablation de matériau.

Lors de la rentrée atmosphérique, l'objet, habité ou non, est soumis à un environnement sévère en matière d'accélération, de flux de chaleur et chimique. En effet, la surface est portée à une température de 2 000 à 4 000 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 du véhicule.

Quel que soit le dispositif, l'isolation thermique dans l'épaisseur du bouclier est importante. 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 réagit par les mécanismes suivants[5] - [9] :

• rayonnement de la surface : représente 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

${\displaystyle \textstyle q(T_{p},{\dot {m}})+q_{R}={\dot {m}}[h_{p}(T_{p})-h_{s}(T_{p})]+q_{cond}}$

où ${\displaystyle q}$ est le flux de chaleur convectif dépendant de la température de paroi ${\displaystyle \textstyle T_{p}}$ et du débit massique surfacique d'ablation ${\displaystyle \textstyle {\dot {m}}}$, terme contenant tout le détail des réactions physico-chimiques et donc lui-même dépendant de ${\displaystyle \textstyle T_{p}}$ ainsi que d'autres paramètres. Il est relié à la vitesse d'ablation ${\displaystyle \textstyle v_{a}}$ par ${\displaystyle \textstyle {\dot {m}}=\rho v_{a}}$. La masse volumique du matériau ${\displaystyle \textstyle \rho }$ n'apparaît pas directement : deux matériaux de mêmes propriétés mais de masses volumiques différentes s'ablatent avec le même débit massique. ${\displaystyle q_{R}}$ est le flux radiatif (éventuel). ${\displaystyle \textstyle h_{p}}$ est l'enthalpie du gaz, ${\displaystyle \textstyle h_{s}}$ celle du matériau et ${\displaystyle \textstyle q_{cond}}$ 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 ${\displaystyle \textstyle T_{p}}$. En pratique, la température atteint de 2 000 à 4 000 K, la valeur étant donc fixée par le couple matériau-flux de chaleur de référence.

Une particularité 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 :

${\displaystyle \textstyle q_{cond}={\dot {m}}[h_{s}(T_{p})-h_{s}(T_{0})]\simeq {\dot {m}}h_{s}(T_{p})}$

où ${\displaystyle \textstyle T_{0}<<T_{p}}$ est la température de la partie froide du matériau. Le flux de conduction a servi à faire passer la température du matériau de ${\displaystyle \textstyle T_{0}}$ à ${\displaystyle \textstyle T_{p}}$ avec le débit ${\displaystyle \textstyle {\dot {m}}}$.

Ce flux de conduction ${\displaystyle \textstyle q_{cond}=-\lambda grad(T)}$ 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 MW m⁻² 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 :

${\displaystyle \textstyle q(T_{p},{\dot {m}})+q_{R}={\dot {m}}h_{p}(T_{p})}$

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.

Simulation numérique de l'ablation d'un matériau de type PICA. Échelles de la boite : quelques centaines de microns.

L'ablation désigne 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 créées 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. Même sur un matériau homogène les instabilités de l'écoulement peuvent créer des motifs géométrique de type gouge qui ont eux aussi un impact sur les échanges pariétaux.

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 blocage. Ce phénomène ne modifie pas qualitativement les mécanismes globaux décrits ci-dessus mais alourdit considérablement le problème du fait des nombreuses espèces chimiques créées et injectées dans la couche limite.

Le transfert thermique 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[6]. Malgré cette valeur élevée, ce matériau est utilisable sans isolation supplémentaire.

• (en) Roger D. Launius et Dennis R. Jenkins, Coming Home : Reentry and Recovery from Space (NASA SP-2011-593, NASA, 2001 (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)

• Rentrée atmosphérique
• Navette spatiale américaine
• Bourane
• Matériau composite
• Fibre synthétique
• Résine (constituant)
• Tissage
• Composite à matrice céramique
• Diborure d'hafnium

(en) Cours d'aérothermodynamique