FR 2542698 A1 19840921 FR 8401279 A 19840127 " Procédé pour protéger thermiquement et pour moduler la résistance de structures d'entrée dans l'atmosphère et de missiles hypersoniques." L'invention concerne un procédé pour la protection thermique et pour la modulation de résistance de structures d'entrée dans l'atmosphère et de missibles hypersoniques, qui entrent dans l'atmosphère d'une planète, en utilisant un bouclier thermique refroidi intérieurement avec un agent de refroidissement susceptible de se vaporiser ou de se gazéifier ou bien avec un agent gazeux de refroidissement. Il y a lieu de tenir compte que les corps entrant dans l'atmosphère terrestre avec une vitesse approchant la vitesse orbitale (hop7800 m/s) ou bien la vitesse de libération (,v11200 m/s), par exemple des satellites et des étages supérieurs réutilisables, possèdent une. énergie cinétique considérable (h/25000 kJ/kg ou bien 62000 kJ/kg), qui est convertie en chaleur et qui devrait suffire pour la vaporisation. Par l'intermédiaire du mécanisme de la résistance dynamique des gaz, le corps est freiné et son énergie cinétique est convertie en énergie thermique de l'air qui le baigne.Par convexion, conductibilité thermique, rayonnement et recombinaison superficielle, une partie de cette énergie est transmise à partir du gaz échauffé et partiellement dissocié et ionisé dans l'onde de choc précédant le corps, sur la surface de ce corps. Bien que relativement réduite en pourcentage, la fraction de cette énergie transmise sous forme de chaleur sur la surface du corps, suffit pour détruire l'intégrité structurelle dans le cas où aucune mesure spéciale de protection n'est prise. Pour 11 importance de la fraction d'énergie globalement transmise sur le corps entrant dans lBatmosphè- re, de la densité maximale du flux thermique et du freinage maximal, le champ d'écoulement entourant le corps, la trajectoire d'entrée et le rapport (X/D) de la portance (X) par rapport à la résistance (D) jouent un r81e décisif, Selon une approximation grossière9 la densité maximale du flux thermique est proportionnelle au produit de la densité de l'air et de la troisième puissance de la vitesse (q~u3) le freinage maximal est proportionnel au produit de la densité de l'air et du carré de la vitesse ( u > 9 u2)o La densité maximale du flux thermique évoluera en conséquence toujours plus t3t que le freinage maximal. Aux dépens d'une augmentation de la fraction d'énergie globalement transmise sous forme de chaleur sur le corps, la densité maximale du flux thermique peut entre réduite et maintenue avec divers systèmes de protection thermiques dans des limites maitrisables, en obtenant par le choix de trajectoires d'entrée plus plates un transfert et une extension de la phase d'échauffement et de freinage maximale dans les couches d'air supérieures. Notamment dans le cas de systèmes ailés volant avec une portance, ce procédé s'avère très efficace, car il permet en outre, par l'intermédiaire d'une variation de la portance et de la résistance, une réduction significative du freinage maximal. Pour des corps balistiques non ailés, volant pratiquement sans portance, le freinage maximal est en pratique déterminé uniquement par la trajectoire d'entrée choisie, c'est-à-dire l'angle de la trajectoire lors de l'entrée dans l'atmosphère. Ce freinage est à peu près indépendant de la masse et de la forme du corps (fait teur balistique) et peut, dans des conditions favorables9 être réduit à environ 7g. Une réduction supplémentaire de ce freinage maximal n'est possible pour des appareils balistiques que grâce à une modulation commandée de la résistance (à évolution brusque ou constante). Différentes dispositions pour la protection thermique des corps entrant dans l'atmosphère sont déjà connues : - boucliezsthermiqueschauds avec refroidissement passif par rayonnement, - boucliers thermiques refroidis par ablation, - boucliers thermiques "froids" refroidis par liquide ou par gaz. Toutes ces dispositions connues sont, soit limitées à des domaines d'application déterminés, soit affectées de défauts qui font apparaitre comme problématique leur application universelle à des appareils balistiques pouvant 8trie réutilisés d'une façon simple. Le procédé utilise pour les navettes spatiales américaines "Space ShuttleW d'une isolation résistant à la chaleur, refroidie par rayonnement sur sa surface externe, et disposée sur la surface des corps, est limité, du fait de la limitation du flux thermique maximal à la valeur susceptible d'bure évacuée par rayonnement pour la température maximale admissible de l'isolation, à des systèmes ailés et à des corps comportant des coefficients balistiques a = D/(CD . A) extr & ement réduits, pour lesquels la phase d'échauffement maximal est décalé dans les c-ouches d'air les plus élevées. Pour la récupération balistique intéressante en pratique d'étages supérieurs, ce principe s'élimine en pratique du fait de la limitation précitée. Les boucliers thermiques chauds, refroidis par rayonnement, constitués de matériaux résistants à de hautes températures, sont soumis à des dilatations thermiques importantes et pour cette raisonS ne peuvent entre que difficilement constitués sous la forme de coquilles fermées étanches. Pour eux également, il en résulte une limitation du flux thermique maximal admissible à des valeurs qui se situent encore au-dessous des taux d'échauffement maximal à escompter dans le cas de la rentrée d'appareils balistiques. Les boucliers thermiques refroidis par ablation, dans le cas desquels un matériau rapporté extérieurement capte et évacue par pyrolyse le flux thermique incident, et dans le cas desquels l'effet d'ablation par soufflage du matériau pyrolysé agit auxiliairement par blocage du flux thermique extérieur, s'avèrent aptes à maîtriser les flux thermiques importants à escompter lors de la rentrée en atmosphère d'appareils balistiques et ont fait leur preuve en pratique comme l'ont montré les exemples Gemini et Apollo. L'inconvénient de ces systèmes de refroidissement par ablation est leur masse relativement importante en comparaison avec les concepts d'isolation refroidis par rayonnement, leurs coûts relativement importants et leurs caractéristiques de systèmes typiquement non réutilisables, qui imposent pour des mises en oeuvre successives une dépense relativement importante de renouvellement. Les boucliers thermiques "froids" refroidis intérieurement par un liquide ou un gaz sont simples, relativement bon marché et réutilisables de façon très simple. D'inconvénient de ces systèmes en comparaison avec les autres systèmes réside dans les flux thermiques plus importants par suite de la température superficielle plus basse, les possibilités spécifiques de refroidissement nettement plus réduites par rapport aux chaleurs d'ablation effectives des procédés de refroidissement par ablation, et le rayonnement plus réduit du fait de la faible température superficielle, inconvénients qui au total, aboutissent à une consommation importante de fluide de refroidissement et donc à un système de protection thermique lourd.Pour des fusées porteuses, cette nécessité d'une masse plus élevée est lourde de conséquences, car elle réduit directement la capacité de charge utile et nécessite ainsi pour le transport d'une charge utile prédéfinie, un véhl- cule porteur plus important et plus cher et des coûts de lancement plus importants. Le but de la présente invention est de créer un procédé pour le refroidissement et pour la modulation de la résistance de corps rentrant dans l'atmosphère, procédé qui en utilisant un bouclier thermique "froid" refroidi intérieurement ménage les avantages de ce système et élimine les inconvénients d'une masse importante et d'une consommation importante de fluide de refroidissement e et ouvre en outre la possibilité d'une modulation de la résistance dans le but de diminuer le freinage maximal et la correction de trajectoire. La solution de ce problème résulte conformément à l'invention en ce que l'agent de refroidissement refroidit le bouclier thermique en captant le flux de chaleur aéro-thermodynamique, tandis que le courant d'agent de refroidissement échauffé et/ou vaporisé ou bien gazéifié dans le bouclier thermique s'écoule essentiellement en sens inverse du vol et le courant d'agent de refroidissement ainsi expulsé constitue une zone de recirculation "froide" s'éten- dant devant le bouclier thermique et repoussant l'écoule- ment chaud en provenance de la surface de la structure, une modification du champ d'écoulement externe et de la résistance à l'écoulement, se produisant grâce à la zone de circulation. On obtient dans ce cas, une réduction du flux thermique ainsi que, par modification du champ d'écoulement et du champ de pression entourant la partie frontale du corps, une modification souhaitable des valeurs aérodynamiques correspondantes. Comme autres avantages, on obtient une meilleure utilisation des possibilités poter.- tielles de refroidissement du fluide de refroidissement, du fait de son chauffage externe par refroidissement de l'air échauffé dans l'onde de choc. D'autres réalisations et dispositions avan- tageuses pour la mise en oeuvre du procédé résultent en ce qu'un liquide inerte vaporisable, de préférence de l'eau est utilisé comme agent de refroidissement. Il est prévu plusieurs buses disposées en cercle et alignées sur un point de l'axe de la structure. Il est prévu également, une buse en forme de fente annulaire. Des buses ou des segments de buses sont susceptibles d'être commandés individuellement, Il existe ainsi également la possibilité dtune commande individuelle des buses pour obtenir des champs de pression et d'écoulement asymétriques dans le but de con trôner les efforts transversaux et l'angle de positionnement. REVEDICATIOS 1.- Procédé pour la protection thermique et pour la modulation de résistance de structures d'entrée dans l'atmosphère et de missiles hypersoniques, qui entrent dans l'atmosphère d'une planète, en utilisant un bou- clier thermique refroidi intérieurement avec un agent de refroidissement susceptible de se vaporiser ou de se gazdi- fier ou bien avec un agent gazeux de refroidissement, procédé caractérisé en ce que l'agent de refroidissement refroidit le bouclier thermique en captant le flux de chaleur aéro-thermodynamique9 tandis que le courant dfagent de refroidissement échauffé et/ou vaporisé ou bien gazéifie dans le bouclier thermique s'écoule essentiellement en sens inverse du vol et le courant d'agent de refroidissement ainsi expulsé constitue une zone de recirculation froide s1 étendant devant le bouclier thermique et repoussant l'écoulement chaud en provenance de la surface de la structure, une modification du champ d'écoulement externe et de la résistance à l'écoulement, se produisant gracie à la zone de circulation. 2.- Procédé selon la revendication 1, carac- térisé en ce qu'un liquide inerte vaporisable, de préférence de l'eau, est utilisé comme agent de refroidissement. 3.- Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2s caractérisé en ce qu'il est prévu plusieurs buses disposées en cercle et alignées sur un point de l'axe de la structure0 4.- Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé selon l'une quelconque des revendications j ou 2, caractérise en ce qu'il est prévu une buse en forme de fente annulaire. 5.- Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé selon l'une quelconque des revendications d ou 2, caractérisé en ce qu'4l est prévu des buses ou des segments de buses susceptibles d'être commandés individuellement