La présente invention a pour objet un nouveau matériau composite ablatif, ainsi que son procédé de préparation. Elle a également pour objet une pièce dudit matériau composite ablatif, le procédé de préparation de ladite pièce, ainsi que l’utilisation dudit matériau pour la protection thermique de la surface d’un lanceur de munition propulsée par un carburant.

Lors de la mise en oeuvre d’armes sur les bâtiments de surface, le départ de munitions engendre une agression aérothermique très sévère qui nécessite la protection des zones de pas de tirs par des matériaux spécifiques. Que ce soit sur le pont des navires ou sur des systèmes plus complexes, les performances des matériaux de protection thermique sont essentielles pour garantir la sécurité de l’équipage et du navire et permettre une disponibilité maximale du système de combat.

Un matériau ablatif tire ses performances de sa capacité à absorber le flux thermique et aérodynamique lors du départ d’une munition grâce à des caractéristiques thermiques et mécaniques adaptées. Dans le cadre de travaux de développement d’une protection thermique, il est essentiel d’identifier les propriétés du matériau qui favoriseront la dissipation d’énergie au cours du phénomène d’ablation. Plus un matériau dissipera d’énergie en se dégradant plus il sera performant. Par ailleurs, le matériau doit être un bon isolant.

L’ablation est un phénomène complexe et fortement couplé faisant intervenir des mécanismes chimiques, thermiques et mécaniques. La chaleur d’ablation peut être définie comme l’énergie absorbée par masse de matière consommée au cours de l’ablation. Plus elle est élevée, plus il faut d’énergie pour dégrader le matériau, ou en d’autres termes, moins il faut de matière pour protéger une surface. Il est logique de chercher à la maximiser. La chaleur d’ablation est directement liée à la chaleur spécifique, aux enthalpies de réaction et à l’émissivité du matériau.

Ces solutions peuvent être séparées en deux grandes familles de matériaux très différentes, les composites à matrice organique et les composites céramiques. Les matériaux céramiques ultra-haute température sont principalement constitués de borures, nitrures, carbures et oxyde de métaux tels que le hafnium, le zirconium, le tantale ou le titane. Ces éléments présentent des températures de fusion particulièrement élevées, supérieures à 2500°C. Il s'agit de technologies de pointe dont le coût élevé est difficilement compatible avec une mise en oeuvre sur de grandes surfaces.

A ce jour, il existe plusieurs types de matériaux utilisés comme protections thermiques ou dont la résistance ablative a été testée, ainsi que quelques matériaux développés par des industriels. On peut citer les matériaux basés sur des résines thermodurcissables, notamment la résine phénolique, les matériaux basés sur des élastomères ainsi que des matériaux à base céramique ou matériaux du type carbone-carbone.

Le cas des composites céramiques mis à part, il est possible de définir le matériau composite avec trois paramètres principaux : la résine, le renfort et l'architecture du renfort. Malgré le nombre de combinaisons offertes par ces composants, toutes les associations fibre-matrice ne sont pas aussi performantes les unes que les autres. La question de la cohésion du matériau est aussi essentielle que la qualité individuelle de chaque élément constituant le composite.

Les agressions très sévères générées lors des mises à feu impliquent une forte érosion de la surface des protections thermiques employées. Il est donc essentiel de proposer des solutions matériaux dont le comportement est maîtrisé pour garantir la disponibilité des équipements.

Il existe donc un besoin pour disposer d’un matériau ablatif pour obtenir des propriétés satisfaisantes d’isolation thermique adaptées notamment pour des lanceurs de munition.

La présente invention a donc pour but de résoudre les problématiques d’isolation thermique et de maîtrise de la dégradation pendant un tir retenu ou un tir départ de missile.

Elle a également pour but de fournir un matériau ablatif présentant des propriétés de protection thermique adaptées, notamment pour une utilisation notamment pour la préparation de lanceurs de munitions.

Ainsi, la présente invention concerne un matériau composite ablatif comprenant une matrice et un renfort, caractérisé en ce que :

la matrice est une résine phénolique ou une résine époxy et

le renfort est formé de fibres courtes de carbone de longueur comprise entre 0,5 mm et 20 mm, et de diamètre compris entre 6 pm et 20 pm.

Le matériau selon l’invention est donc formé d’une matrice et de fibres courtes de carbone à titre de renfort. De préférence, la longueur des fibres de carbone est inférieure à 20 mm.

Les fibres de carbone mises en oeuvre selon l’invention peuvent être obtenues à partir des précurseurs brai ou PAN (polyacrylonitrile).

Avantageusement, les fibres courtes de carbone présentent une porosité inférieure à 15%, de préférence inférieure ou égale à 10%, plus préférentiellement inférieure ou égale à 5%.

Il est important que le matériau selon l’invention puisse être adapté pour être soumis à une sollicitation aérothermique sévère. Aussi, il est souhaitable, voire primordial, de limiter la porosité, notamment les pores de dimension importante qui accélèrent sensiblement l'érosion du matériau et de veiller à ce que le matériau soit le plus homogène et isotrope possible. De préférence, la cohésion et la densité du charbon (fibres de carbone) sont maximisées et la sensibilité à l'arrachement est limitée.

Selon un mode de réalisation, la matrice du matériau de l’invention est une résine phénolique. Les résines phénoliques sont essentiellement des résines issues du formaldéhyde et du phénol.

De préférence, la résine phénolique est choisie parmi les résines novolaques (préparées par catalyse acide) ou résols (préparées par catalyse basique). Préférentiellement, la matrice du matériau selon l’invention est une matrice phénolique de type résole.

Selon un mode de réalisation, la matrice du matériau de l’invention est une résine phénolique (matrice phénolique) et ledit matériau comprend un taux maximal de 60% en masse de fibres courtes de carbone telles que définies ci-dessus par rapport à la masse totale dudit matériau, lesdites fibres courtes de carbone présentant de préférence une porosité inférieure à 15%.

Selon un mode de réalisation, le matériau comprend au moins 10% en masse de fibres courtes de carbone telles que définies ci-dessus par rapport à la masse totale dudit matériau.

De préférence, la matrice du matériau de l’invention est une résine phénolique et ledit matériau comprend de 25% à 40% en masse de fibres courtes de carbone telles que définies ci-dessus par rapport à la masse totale dudit matériau, lesdites fibres courtes de carbone présentant une porosité inférieure à 5%.

L’augmentation de la teneur en fibres courtes de carbone permet d’augmenter la conductivité du matériau sans en dégrader les propriétés ablatives, ce qui permet de limiter l’élévation de température en face avant et de limiter la perte de masse sans compromettre les performances isolantes du matériau.

Un matériau particulièrement préféré selon l’invention comprend une matrice phénolique renforcée à 25% en masse de fibres courtes de carbone telles que définies ci-dessus présentant une porosité faible, notamment inférieure à 5%. De préférence, la taille des pores des fibres de carbone est inférieure à 1 mm. Les caractéristiques fonctionnelles du matériau résultent du compromis entre la conductivité thermique du matériau et sa tenue à l’érosion du jet.

Selon un mode de réalisation, la matrice du matériau de l’invention est une résine époxy.

Selon un mode de réalisation, le matériau composite ablatif selon l’invention comprend une matrice qui est une résine époxy, et comprend un taux maximal de 60% en masse de fibres courtes de carbone telles que définies ci-dessus par rapport à la masse totale dudit matériau, ledit matériau présentant une porosité inférieure à 15%.

Selon un mode de réalisation, le matériau comprend au moins 10% en masse de fibres courtes de carbone telles que définies ci-dessus par rapport à la masse totale dudit matériau.

Selon un mode de réalisation, le matériau composite ablatif comprend, à titre de matrice, une résine époxy choisie parmi les résines époxy ignifugées.

A titre de résines époxy ignifugées préférées, on peut citer par exemple les résines époxy riches en carbone, notamment avec un résidu carboné à 1 000°C sous azote compris entre 20% et 80% en masse.

Selon un mode de réalisation préféré, lorsque la matrice est une résine époxy, le matériau de l’invention comprend en outre de la poudre de carbone, de préférence en une teneur massique comprise entre 5% et 20% par rapport à la masse totale dudit matériau.

A titre de poudre de carbone, on peut notamment citer de la poudre de carbone dont la taille des particules est inférieure à 1 mm. La présente invention concerne également un procédé de préparation du matériau composite ablatif tel que défini ci-dessus, comprenant le mélange de la matrice et du renfort tels que définis ci-dessus.

La présente invention concerne également un procédé de préparation d’une pièce de matériau composite ablatif tel que défini ci-dessus. Ce procédé consiste essentiellement à réaliser un moulage par compression (moule/mandrin). Le procédé de préparation et les paramètres associés permettent de piloter la qualité finale et les caractéristiques du matériau obtenu.

Selon un mode de réalisation, le procédé de l’invention comprend une étape de mélange de la matrice et du renfort, et une étape de moulage par compression dudit mélange.

Ainsi, la présente invention concerne également un procédé de préparation d’une pièce de matériau composite ablatif tel que défini ci-dessus, comprenant une résine phénolique à titre de matrice.

La présente invention concerne donc également un procédé de préparation d’une pièce de matériau composite ablatif tel que défini ci-dessus, dans lequel la matrice est une résine phénolique, et comprenant de 10% à 60% en masse de fibres courtes de carbone par rapport à la masse totale dudit matériau.

Ledit procédé est constitué de plusieurs étapes permettant la mise en oeuvre de l’invention. Le cycle de fabrication comprend une mise en pression et température du mélange suivant plusieurs cycles différents (couples température / pression) permettant d’obtenir les caractéristiques requises pour le matériau.

Le cycle de mise en oeuvre est adapté à la nature de la résine phénolique utilisée. Le paramètre essentiel à la mise en oeuvre est donc le couplage entre la pression et la température. Une mise en oeuvre par compression est impérative pour obtenir un matériau répondant aux performances souhaitées. Un mélange homogène et une répartition parfaitement des fibres dans le mélange garantissent des performances du premier ordre.

La présente invention concerne également un procédé de préparation d’une pièce de matériau composite ablatif tel que défini ci-dessus, comprenant une résine époxy à titre de matrice. La présente invention concerne donc également un procédé de préparation d’une pièce de matériau composite ablatif tel que défini ci-dessus, dans lequel la matrice est une résine époxy, et comprenant entre 10% et 60% en masse de fibres courtes de carbone par rapport à la masse totale dudit matériau. Ledit procédé est constitué de plusieurs étapes permettant la mise en oeuvre de l’invention. Le cycle de fabrication comprend une mise en pression et température du mélange suivant plusieurs cycles différents (couples température / pression) permettant d’obtenir les caractéristiques requises pour le matériau.

Le cycle de mise en oeuvre est adapté à la nature de la résine époxy utilisée. Le paramètre essentiel à la mise en oeuvre est donc le couplage entre la pression et la température. Une mise en oeuvre par compression est impérative pour obtenir un matériau répondant aux performances souhaitées. Un mélange homogène et une répartition parfaitement des fibres dans le mélange garantissent des performances du premier ordre.

La présente invention concerne également une pièce de matériau composite ablatif, ledit matériau étant tel que défini ci-dessus. De préférence, la présente invention concerne une pièce de matériau composite ablatif obtenue par le procédé susmentionné.

La présente invention concerne également un procédé de protection thermique de la surface d’un lanceur de munition propulsée par un carburant, comprenant l’application d’une pièce telle que définie ci-dessus sur ladite surface.

De préférence, le procédé de protection thermique de l’invention est destiné à protéger l’environnement de tir vis à vis des départs de munitions, notamment celles propulsées par carburant solide.

Parmi les équipements permettant le lancement de munition propulsée par un carburant, on peut citer par exemple les lanceurs verticaux, inclinables ou inclinés de missiles.

La présente invention concerne donc également les lanceurs de munitions propulsées par un carburant, comprenant au moins une pièce de matériau composite ablatif telle que définie ci-dessus. EXEMPLES

Exemple 1 : Préparation d’une pièce de matériau ablatif comprenant une résine phénolique

Une pièce de matériau comprenant une résine phénolique selon l’invention est préparée selon le procédé décrit dans le tableau 1 ci-dessous.

Tableau 1

Exemple 2 : Préparation d’une pièce de matériau ablatif comprenant une résine époxy

Une pièce de matériau comprenant une résine époxy selon l’invention est préparée selon le procédé décrit dans le tableau 2 ci-dessous.

Tableau 2

Exemple 3 : Propriétés ablatives des matériaux

Les inventions basées sur les résines phénoliques et époxy présentent une répartition homogène des fibres de carbone sans orientation préférentielle.

Les principales caractéristiques thermo-physiques sont reportées dans le tableau ci-dessous.

Tableau 3

Lors de la dégradation, le matériau doit se dégrader de manière sure et linéaire. Cela signifie que l’érosion doit être progressive et contrôlée avec une bonne linéarité de la cratérisation lors de l’augmentation du temps d’exposition. Lors de la dégradation, le charbon issu de la dégradation doit rester confiné en partie supérieure de la plaque et l’affectation thermique ne doit pas engendrer de dégradation en profondeur de la protection thermique.