La présente invention concerne les matériaux de protection thermique, du type de ceux utilisés dans le domaine spatial. Ces matériaux sont destinés à protéger des structures ou des équipements contre des sollicitations thermiques très importantes, mais pendant des durées courtes ne dépassant pas quelques minutes.

Ces matériaux sont nécessaires de façon générale lors des phases de traversée de l'atmosphère des planètes, que ce soit au lancement ou à la rentrée.

Ils sont aussi utilisés comme protection envers les sources chaudes des lanceurs ou véhicules spatiaux, comme les systèmes de propulsion.

Les capacités naturelles d'isolation thermique du liège associées à un liant résistant à des hautes températures permettent son utilisation dans les industries aérospatiales et militaires pour de telles applications.

Il existe de nombreuses réalisations de matériaux de protection thermique et notamment le document US 2001/0036505 A1 concerne une composition poreuse comprenant des particules de liège et un liant, le document US 4 204 899 concerne la réalisation d'un matériau de protection thermique ablatif comprenant du liège finement divisé et une résine thermodurcissable et le document EP 1 493 788A1 décrit un matériau ablatif de protection thermique pour l'entrée atmosphérique d'un véhicule spatial comportant du liège et du silicone pouvant être projeté sur une surface.

Le document US2005/0096414 A1 décrit pour sa part un matériau de protection thermique comprenant une résine silicone, un catalyseur silicone, du liège, des écosphères de verre et un solvant silicone, la résine silicone étant présente dans une quantité de 65,3 à 72,3 pourcent massique. Un matériau utilisé est aussi le matériau connu sous la marque NORCOAT du groupe EADS.

Ce matériau comprend 100 parties pondérales de liège 0,5 à 1 mm, 35 parties pondérales de résine phénolique, un fongicide et un ignifugeant.

L'objectif de la présente invention est d'optimiser en termes de performance massique les matériaux existants vis-à-vis des applications à bas ou haut flux, de 0,1 MW/m2 jusqu'à 10 MW/m2, et d'obtenir des matériaux nettement moins denses que les matériaux actuellement utilisés dans ce domaine.

Les flux intenses se rencontrent sur les boucliers avant de véhicules spatiaux, ou sur les parties arrières des véhicules soumises aux flux de propulsion.

Les faibles flux se retrouvent sur les parties arrières de véhicules de rentrée atmosphérique.

L'objectif de la présente invention est d'optimiser en termes de performance massique les matériaux existants quant à leur comportement en ablation. Il s'agit d'optimiser le comportement sous flux thermique de la croûte qui se forme sur le matériau soumis au flux thermique.

Pour ce faire, la présente invention prévoit un matériau de protection thermique d'une surface réalisé à partir d'un mélange comprenant des granulés de liège et une résine formant un liant caractérisé en ce qu'il comprend en outre des fibres courtes d'un matériau résistant à la chaleur.

Avantageusement, la proportion de fibres courtes dans le matériau est de 12 à 18% massique et préférablement la proportion de fibres courtes correspond à un pourcentage massique de 14,5 à 15,5%.

Selon un premier mode de réalisation, la résine est une résine phénolique.

Dans ce cas, le pourcentage massique de la résine est avantageusement de 20 à 30% et préférablement de 25,9% ± 2%.

Selon un second mode de réalisation, la résine est une résine époxyde.

Le pourcentage massique dans le mélange de la résine époxyde est alors avantageusement de 20 à 35 % et préférablement de 27% + 2% .

La résine époxy peut notamment être une résine à deux composantes.

Selon une première variante de l'invention, les fibres courtes sont des fibres de carbone. Selon une seconde variante, les fibres courtes sont des fibres d'alumine.

D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à la lecture de la description qui suit d'exemples de réalisation non limitatifs de l'invention accompagnée des dessins qui représentent:

en figure 1 : un premier matériau de l'invention avant et après essai thermique;

en figure 2: un deuxième matériau de l'invention avant et après essai thermique;

en figure 3: un troisième matériau de l'invention avant et après essai thermique;

aux figures 4 et 5: un matériau à liant silicone respectivement sans et avec fibres avant et après essai thermique;

en figure 6: un matériau de l'art antérieur sans fibres avant et après essai thermique;

en figure 7: un matériau à liant époxide sans fibres avant et après essai.

Les matériaux de protection thermique utilisés dans le cadre des missions spatiales sont exposés à des sollicitations thermiques importantes pendant des durées courtes. Il existe des matériaux à projeter sur les surfaces à protéger et des matériaux en plaques, la présente invention ayant trait aux matériaux en plaques.

Du fait de leur principe de fonctionnement, on ne peut caractériser ces matériaux, notamment ceux comportant du liège, selon des critères tels que leur conductivité thermique, leur capacité calorifique et leur diffusivité.

En outre on ne peut pas définir une température à laquelle ils sont soumis par contre on peut caractériser leur condition d'emploi par une loi exprimant le flux thermique appliqué en fonction du temps.

Soumis au flux thermique dû au frottement d'une atmosphère, les matériaux de protection thermique réagissent de façon transitoire : ils s'échauffent par conduction thermique et rayonnement, transmettent la chaleur par leur diffusivité, et se décomposent.

Leur surface exposée au flux peut en outre s'éliminer peu à peu.

Ce dernier comportement dit ablatif est fondamental pour ce type de matériaux du fait qu'il permet de diminuer le flux de chaleur entrant. Le comportement des matériaux lors de cette ablation doit être tel que le matériau qui se décompose donne un résidu appelé croûte qui demeure en surface du matériau.

Il faut que cette croûte reste en place malgré les sollicitations mécaniques que peut subir le matériau, vibration et frottement aérodynamique en particulier.

En outre, de façon à ne pas modifier le profil aérodynamique de l'objet lors de son parcours atmosphérique, il faut que cette croûte soit homogène et le moins fissurée possible.

Enfin, il faut que la formation de cette croûte s'accompagne du plus petit recul possible de la surface du matériau, de façon à conserver le pouvoir isolant du matériau.

Pour optimiser les matériaux et obtenir un bon comportement de ces derniers, de nombreux paramètres peuvent être modifiés, le but étant qu'en fin de mission du véhicule spatial l'augmentation de température de la face froide du matériau soit la plus faible possible pour une masse de protection la plus faible possible.

Un critère important d'optimisation des matériaux de protection thermique est leur masse du fait que l'optimisation des solutions techniques en terme de masse est un objectif permanent lorsque l'on construit un véhicule spatial ou un aéronef.

En effet, toute masse gagnée sur la structure se traduit soit par une possibilité plus grande de charge utile, soit une réduction de la masse de propergols à emporter et permet éventuellement une réduction de masse de la structure porteuse.

Les effets de la réduction de masse sont non seulement techniques mais également économiques. Réduire la masse du véhicule est déjà très important sur un lanceur mais l'est encore plus pour une sonde spatiale qui doit retourner sur une planète après un séjour dans l'espace.

Avec un matériau dont la croûte reste la plus homogène possible on peut envisager de réduire l'épaisseur du matériau de protection ce qui permet une réduction de la masse de matériau nécessaire.

Les missions pour lesquelles on a besoin de protection thermiques sont caractérisées en termes de flux thermique, de durée de la sollicitation thermique, et également en termes de charge thermique ce qui correspond au flux total accumulé pendant la mission.

Les essais conduits sont des essais de pyrolyse conduits selon la norme ISO 5660 avec une irradiation de 75kW/m ² pendant une durée de 300 secondes.

Un tel essai permet d'approximer le comportement du matériau par rapport à la mission prévue de façon adéquate.

En figure 1 est représenté un premier matériau 1 a, 1 b de l'invention qui comporte de la résine phénolique en proportion massique de 25,9% ± 2% ainsi que des fibres de carbone pour une proportion massique de 14,8% ± 2%. Le matériau est représenté avant 1 a et après 1 b essai thermique. Après essai thermique, le matériau présente une croûte homogène et ne comporte pas de fissures.

En figure 2 est représenté un second matériau 2a, 2b de l'invention qui comporte de la résine phénolique en proportion massique de 25,9% ± 2% ainsi que des fibres d'alumine pour une proportion massique de 14,8% ± 2%. Après essai thermique 2b, le matériau présente aussi une croûte homogène et ne comporte pas de fissures.

En figure 3 est représenté un troisième matériau 3a, 3b de l'invention. Ce matériau comporte de la résine époxyde en proportion massique de 27% ± 2% ainsi que des fibres de carbone pour une proportion massique de 14,8% ± 2%.

Après essai thermique 3b, le matériau présente lui aussi une croûte homogène dépourvue de fissures.

A la figure 4 on a représenté un matériau 4a, 4b à liant résine silicone dans une proportion massique de 24,2% et une charge aérogel dans une proportion massique de 14,8% sans fibres avant 4a et après 4b essai thermique. Après essai, l'échantillon présente d'importantes fissures 5 qui le rendent impropre à servir d'isolant thermique à haut flux.

A la figure 5 on a représenté un matériau 6a, 6b à liant résine silicone dans une proportion massique de 24,2% et des fibres de carbone dans une proportion massique de 14,8% avant 6a et après 6b essai thermique. Ici encore, des fissures importantes 5 apparaissent et le matériau est impropre à un usage en tant qu'isolant thermique pour des flux importants. la figure 6 représente le matériau NORCOAT 7a, 7b de l'art antérieur sans ajout de fibres. Après essai thermique 7b, ce matériau présente des boursouflures 8 et des fissures 5 importantes, son usage n'est donc possible qu'en grosses épaisseurs ce qui n'est pas compatible avec une optimisation de la masse de matériau isolant et une bonne aérodynamique de l'engin le comportant.

Pour mieux mettre en avant l'apport des fibres dans la tenue du matériau, un essai a été fait avec un liège comportant le liant résine époxyde de la figure 3 sans fibres. La figure 7 représente ce matériau avant 9a et après 9b essai. Dans la photo après essai on distingue une important fissure 5 formant une étoile à trois branches dont le centre se situe à peu près au centre de l'échantillon.

Les fibres de type fibres courtes de carbone ou d'alumine accroissent la cohésion du matériau dans lequel elles sont incorporées et améliorent la tenue de ce matériau soumis à un flux de chaleur intense.

L'examen des résultats obtenus permet de conclure que la présence de fibres en général, qu'elles soient de carbone ou d'alumine, fait disparaître l'essentiel des fissures de la croûte.

Le meilleur résultat est obtenu pour des matrices phénoliques et époxy que l'on utilise des fibres de carbone ou des fibres d'alumine.

Par contre, en présence d'une matrice silicone des fissures restent présentes.

Ainsi l'ajout de fibres telles que carbone ou alumine permet une meilleure conservation de l'état de surface lors de l'utilisation des matériaux de protection thermique à base de liège, de densité comprise entre 0.2 et 0.45.

Dans le cadre de la présente invention, les matériaux présentant les meilleurs résultats comprennent un liant à base de résine phénolique ou époxyde.

Le matériau de protection thermique est réalisé à partir d'un mélange comprenant des granulés de liège et une résine formant un liant qui comprend en outre des fibres courtes d'un matériau résistant à la chaleur.

La proportion de fibres courtes dans le matériau est de 12 à 18% massique et la proportion de fibres courtes correspond préférablement à un pourcentage massique de 14,5 à 15,5%.

Dans le cas où la résine est une résine phénolique, le pourcentage massique de la résine est de 20 à 30% et préférablement de 25,9% ± 2%. Dans le cas où la résine est une résine époxyde, le pourcentage massique dans le mélange de la résine époxyde est de 20 à 35 % et préférablement de 27% ± 2% .

La résine époxy choisie est une résine à deux composantes.

Les fibres courtes sont des fibres de carbone ou éventuellement des fibres d'alumine.

Au delà de l'application initiale de réalisation de protections thermiques pour véhicules spatiaux, la présente invention peut trouver de nombreuses autres application comme protection thermique dans le domaine du transport ferroviaire, maritime, aéronautique ou terrestre; le domaine de l'industrie tels que les machines, le domaine de la construction comme les protections coupe feu.