FR 2975079 A1 20121116 FR 1101460 A 20110513 PROCÉDÉ DE FABRICATION D'UN ÉLÉMENT DE VÉHICULE SPATIAL ET ÉLÉMENT DE VÉHICULE SPATIAL OBTENU PAR LE PROCÉDÉ. L'invention concerne un procédé de fabrication d'un élément de véhicule spatial, notamment d'un réservoir sphérique d'ergols, permettant sa destruction complète lors de la rentrée du véhicule spatial dans l'atmosphère. L'invention concerne également un élément de véhicule spatial obtenu par ce procédé de fabrication. Dans le domaine des véhicules spatiaux, en particulier pour les véhicules spatiaux non réutilisables tels que les satellites artificiels de communication ou d'observation par exemple, lorsque le satellite arrive en fin de vie opérationnelle, il est courant de libérer l'orbite utilisée et de se défaire du satellite en fin de vie. Dans la suite du texte, on utilise le terme de satellite (sans autre précision) pour désigner plus généralement un véhicule spatial quelconque susceptible de parvenir en fin de vie opérationnelle de manière prévisible ou non, le cas échéant à la suite d'un incident ou d'une panne et de retomber vers la terre. On connaît plusieurs procédés pour éliminer un satellite en fin de vie dont, par exemple, la mise du satellite sur une orbite « cimetière » ou la destruction du satellite par combustion et/ou fusion lors de la rentrée de celui-ci dans l'atmosphère terrestre. Dans ce dernier cas, il est important de s'assurer que tous les éléments du véhicule sont correctement et complètement détruits afin d'éviter la retombée sur terre de débris de taille importante pouvant entrainer des dégâts matériels et/ou humains. Cependant, il a été démontré que dans certaines conditions, des éléments importants du satellite, tels que les réservoirs d'ergols, pouvaient ne pas être complètement détruits. En effet, ces réservoirs sont en général de forme sensiblement sphérique et sont susceptibles de se détacher de la structure du satellite lorsque celui-ci se démembre sous l'effet des forces aérodynamiques à une altitude de l'ordre de 78 kilomètres. Ces réservoirs peuvent adopter alors un mouvement de rotation sur eux-mêmes (spin) qui minimise l'échauffement de leur surface sous l'effet des frottements avec les couches denses de l'atmosphère et empêche leur combustion ou leur fusion complète. En outre, la matière du réservoir, en général du titane, présente un coefficient d'émissivité tel que le réservoir atteint difficilement sa température de fusion / combustion. Par ailleurs, il pourrait arriver qu'un satellite ou son lanceur soit affecté d'une panne d'une gravité telle qu'il en devienne incontrôlable et, dans ce cas, s'il retombe vers l'atmosphère terrestre, il est possible que le ou les réservoir(s) soit encore plein de carburant ou de comburant gelé, comme évoqué dans l'article « Atmospheric Reentry of a hydrazine tank » (rentrée dans l'atmosphère d'un réservoir d'hydrazine) de MM. KELLEY et ROCHELLE publié en juillet 2008 pour le compte de la NASA et analysant le cas du satellite espion USA-193. Dans ce cas, la destruction imparfaite du réservoir peut entrainer une pollution atmosphérique par un composé toxique comme l'hydrazine. Il subsiste donc un besoin de mettre en oeuvre des moyens pour s'assurer qu'une telle éventualité ne puisse pas se produire et que les éléments constituants d'un satellite retombant dans l'atmosphère soient sûrement et complètement détruits. Afin d'éviter ce risque, il peut être envisagé de doter ces réservoirs ou tout autre élément constituant du satellite (par exemple roues à inertie, etc.) présentant une forme ou une masse suffisante pour entrainer un risque analogue, d'un dispositif d'autodestruction de manière à ce que les fragments obtenus puissent subir une combustion complète avant la fin de la rentrée dans l'atmosphère. On connaît, par exemple du brevet US 4,007,688 ou du préambule de la demande de brevet français FR 2 364 746 des dispositifs d'autodestruction dans le domaine des missiles ou d'étages de lanceurs par découpe de leur structure au moyen d'un cordeau détonant de découpe. Cependant, à la différence de ces dispositifs qui nécessitent une commande positive pour déclencher l'explosion d'une charge pyrotechnique, ou comme dans le brevet US cité, un délai fixé et relativement bref entre la mise en service du missile et son autodestruction, la fragmentation des éléments de satellite selon l'invention doit être réalisée en fin de vie du satellite, après parfois plusieurs dizaines d'années de service, c'est-à-dire à un moment où il est difficile de garantir qu'un ordre d'autodestruction émis par une station au sol sera bien reçu et exécuté par le satellite. Il en va de même dans les rares cas où un satellite perd totalement ses capacités opérationnelles à la suite d'une panne le rendant inopérant. L'invention vise donc un procédé de fabrication d'un élément de satellite prévoyant des moyens propres à fragmenter cet élément en vue de sa destruction complète dont le fonctionnement n'est pas altéré par le temps pendant la durée de vie du satellite et dont le déclenchement résulte d'un mécanisme passif non soumis à la bonne réception et exécution d'un ordre d'autodestruction. L'invention vise également un tel procédé dans lequel les moyens de fragmentation prévus sont aptes à conserver leur capacité de fonctionnement lors de la rentrée dans l'atmosphère sans être détériorés par l'échauffement avant leur déclenchement. L'invention vise en outre un tel procédé permettant d'assurer la sécurité en minimisant les risques de fragmentation de l'élément lors des opérations de fabrication, de test, d'intégration et de lancement au sol, même en cas d'incendie. Pour ce faire, l'invention concerne un procédé de fabrication d'un élément de véhicule spatial adapté pour pouvoir se détruire lors de la rentrée dans l'atmosphère dudit véhicule, caractérisé en ce que : - on équipe ledit élément d'un dispositif de découpe pyrotechnique, dit cordeau de découpe, adapté pour opérer une fragmentation dudit élément selon une ligne de 25 découpe prédéterminée, - on munit le cordeau de découpe d'au moins un détonateur sensible à la température, adapté pour provoquer de manière autonome une détonation du cordeau de découpe lorsqu'au moins un détonateur atteint une température prédéterminée, dite température de détonation, par échauffement par frottement 30 avec les couches denses de l'atmosphère. En concevant et en réalisant un satellite dont les éléments les plus massifs ou ceux dont la forme et/ou la taille sont tels qu'il y a une probabilité non négligeable qu'ils ne soient pas complètement consumés lors de la rentrée dans l'atmosphère sont équipés d'un dispositif de découpe pyrotechnique permettant leur fragmentation lors de cette étape, on réduit la taille des débris, on élimine leur éventuelle symétrie de forme et on génère des arêtes ou des pointes, usuellement nommées points d'arrêt, à partir desquels l'échauffement de la matière composant ces éléments par le frottement avec les couches denses de l'atmosphère entraine une combustion de la matière. Ainsi une taille de débris plus petite et des points d'arrêt nombreux améliorent la combustion des débris et réduisent la probabilité de retombée de débris solides sur le sol. Avantageusement, le cordeau de découpe est muni d'un ou plusieurs détonateurs adaptés pour se déclencher de manière autonome et passive, c'est-à-dire sans intervention d'une commande émise par une station au sol ou même par un dispositif de commande qui serait intégré à l'électronique du satellite. Le choix de détonateurs sensibles à la température permet d'utiliser l'échauffement généré par le frottement avec les couches supérieures de l'atmosphère, dès le début de la rentrée, pour déclencher le cordeau de découpe et fragmenter les éléments ainsi équipés. Avantageusement et selon l'invention, on choisit un cordeau de découpe comportant une âme explosive constitué d'un matériau explosif thermostable apte à rester fonctionnel au moins jusqu'à la température de détonation du détonateur. Les explosifs entrant dans la composition des cordeaux de découpe sont choisis pour être thermostables, c'est-à-dire qu'ils n'explosent pas spontanément lorsqu'ils sont soumis par exemple à une forte température. Au contraire, ces explosifs ont alors tendance à se décomposer et à perdre leurs capacités de détonation. En choisissant un explosif thermostable qui reste fonctionnel au moins jusqu'à la température à laquelle le ou les détonateurs déclencheront la détonation de l'ensemble du cordeau de découpe, on garantit que l'échauffement par frottement subi par l'élément de satellite entrainera en premier lieu l'explosion du détonateur qui déclenchera celle du cordeau et non la dégradation de l'explosif du cordeau qui rendrait inopérant celui-ci. Avantageusement et selon l'invention, le cordeau de découpe comporte un revêtement de protection thermique. Dans le cadre de l'application envisagée par l'invention, le cordeau de découpe peut être formé d'une âme explosive contenue dans un étui métallique tubulaire dont la section droite sensiblement triangulaire présente une face concave tournée vers la paroi de l'élément à découper. L'étui métallique peut être recouvert d'une couche épaisse d'isolant thermique, par exemple un élastomère chargé de fibres ou une résine chargée de liège permettant de réduire le flux thermique atteignant l'âme explosive lorsque la surface extérieure est soumise à un échauffement. Une mince couche d'isolant thermique peut également être placée entre l'étui métallique et la surface de la paroi de l'élément à découper afin de réduire une éventuelle conduction thermique entre l'élément à découper et l'âme explosive. Avantageusement et selon l'invention, on choisit le(s) détonateur(s) de telle sorte que la température de détonation soit supérieure à une température atteinte par le détonateur lors d'un incendie affectant le véhicule spatial au sol et inférieure à une température atteinte par le détonateur lors de la rentrée dans l'atmosphère. Un détonateur sensible à la température peut être thermomécanique, un verrou fusible à une température prédéterminée libérant un percuteur mécanique venant heurter une amorce, ou bien exclusivement pyrotechnique comportant un premier composé énergétique présentant une température d'auto-inflammation prédéterminée. On choisit donc un détonateur qui présente une résistance thermique appropriée entre le milieu extérieur auquel il est soumis et le verrou fusible ou le premier composé, de manière à ce que le flux thermique généré par un incendie au sol, qui est de l'ordre de 50 à 100 kW/m2 ne permette pas d'atteindre, tout au moins pour une durée prédéterminée, la température de fusion du verrou ou d'auto inflammation du premier composé, cette température devant être atteinte lorsque le détonateur est soumis à un flux thermique correspondant à l'échauffement provoqué par la rentrée dans l'atmosphère, de l'ordre de 200 à 250 kW/m2. Avantageusement et selon l'invention, le détonateur comporte également un capuchon de protection thermique de manière à limiter son échauffement lors d'un incendie affectant le véhicule spatial au sol. A l'instar du cordeau de découpe, le détonateur comprend également une ou plusieurs couches d'isolant thermique, par exemple sous la forme d'un capuchon recouvrant les parties exposées du détonateur, afin d'obtenir la résistance thermique appropriée en fonction de la température de fusion du verrou ou d'auto-inflammation du premier composé. Grâce à ce capuchon isolant, l'échauffement généré par le flux thermique d'un incendie au sol est limité. Par contre, lors de la rentrée dans l'atmosphère, non seulement le flux thermique est supérieur, mais le capuchon isolant du détonateur est également abrasé par le frottement et son épaisseur diminue, contribuant ainsi à diminuer sa protection et donc à faciliter son déclenchement dans ces conditions. Avantageusement et selon l'invention, on choisit un détonateur pyrotechnique dont l'amorçage s'effectue par auto inflammation d'un premier composé énergétique à une température prédéterminée. On choisit préférentiellement un détonateur utilisant exclusivement des explosifs secondaires. Ce type de détonateur est insensible aux chocs et vibrations mécaniques et aux problèmes de dilatation différentielle à l'inverse des détonateurs thermomécaniques, offre une fiabilité accrue en service et permet une meilleure sécurité lors des manipulations de l'élément au cours du procédé de fabrication et des étapes ultérieures d'intégration de l'élément. En outre, l'utilisation exclusive d'explosifs secondaires évite l'emploi de barrières de sécurité et d'armement, comme cela serait nécessaire avec des explosifs primaires, plus dangereux et plus toxiques. Avantageusement et selon l'invention, dans un mode d'exécution particulier du procédé de l'invention, on forme le détonateur par confinement d'un tronçon d'une âme explosive du cordeau de découpe. Ainsi, en conservant un tronçon de l'âme explosive du cordeau de découpe au-delà de l'extrémité de celui-ci et en le confinant, par exemple par sertissage dans un tube de confinement de diamètre adapté, il est possible de réaliser un détonateur simple et économique, sans discontinuité entre le détonateur et l'âme explosive du cordeau de découpe. La longueur du tronçon d'âme explosive et le confinement réalisé permettent d'obtenir une transition déflagration / détonation et donc l'explosion du cordeau de découpe. Avantageusement et selon l'invention, le détonateur est placé en saillie sur une face externe du cordeau de découpe de manière former un point d'arrêt sur la surface de l'élément permettant un échauffement par frottement plus intense que l'échauffement affectant le cordeau de découpe. En plaçant le ou les détonateur(s) en saillie par rapport au cordeau de découpe lui-même, que ce soit perpendiculairement à l'axe longitudinal du cordeau ou selon un axe oblique, l'extrémité saillante du détonateur est directement soumise au frottement des couches denses de l'atmosphère et s'échauffe plus rapidement que le cordeau détonant. La température du détonateur s'élève donc plus vite que celle du cordeau de découpe et permet ainsi d'atteindre la température de détonation bien avant que l'explosif du cordeau ne se dégrade par la chaleur. Avantageusement et selon l'invention, on applique le procédé à un réservoir d'ergols de forme sensiblement sphérique. Parmi les éléments d'un satellite susceptibles de ne pas être complètement détruits par combustion lors de la rentrée dans l'atmosphère, les réservoirs d'ergols sont les plus courants en raison de leur forme sphérique. Cette symétrie de forme et l'absence (ou tout au moins le nombre réduit) de points d'arrêt susceptibles de créer par frottement des zones de très haute température entrainant la combustion du métal dont sont formés ces réservoirs les désignent tout particulièrement pour faire l'objet du procédé de fabrication selon l'invention. En fragmentant ces réservoirs, leur symétrie de forme disparaît et les bords de la découpe réalisée s'échauffent suffisamment pour entrainer leur combustion complète. Avantageusement et selon l'invention, la ligne de découpe prédéterminée suit un méridien dudit réservoir. Une telle ligne de découpe 30 partageant le réservoir en deux demi-sphères est la plus simple à réaliser. Avantageusement et selon l'invention, dans une variante du procédé, la ligne de découpe prédéterminée présente des excursions de part et d'autre d'un méridien du réservoir de manière à ce que la découpe forme des points d'arrêts permettant un échauffement par frottement propre à permettre une combustion complète du réservoir. En plaçant le cordeau de découpe de façon à former des pointes de part et d'autre d'un méridien, le bord des demi-sphères ainsi obtenues forme des points d'arrêts qui sont autant de foyers d'échauffement intense permettant la combustion complète du réservoir. De plus, ces excursions peuvent être adaptées pour éviter des points de fixation du réservoir sur son bâti et permettent de placer des détonateurs en dehors d'un plan de symétrie du réservoir, améliorant ainsi leur capacité d'échauffement. L'invention s'étend également à un élément de véhicule spatial, obtenu par un procédé de fabrication présentant l'une quelconque des caractéristiques listées ci-avant, et notamment à un réservoir sphérique d'ergols. L'invention concerne également un procédé de fabrication d'un élément de véhicule spatial et un élément obtenu par ce procédé caractérisé en combinaison par tout ou partie des caractéristiques mentionnées ci-dessus ou ci-après. D'autres buts, caractéristiques et avantages de l'invention 20 apparaîtront au vu de la description qui va suivre et des dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 représente une vue générale, en perspective, d'un réservoir d'ergols obtenu par le procédé de l'invention ; - la figure 2 représente une vue en coupe transversale d'un 25 cordeau de découpe et d'un détonateur associé installés sur une paroi d'un réservoir par le procédé de l'invention ; - les figures 3 et 4 représentent des vues en coupe longitudinale d'un cordeau de découpe et d'un détonateur associé installés sur une paroi d'un réservoir par le procédé de l'invention, selon deux variantes dudit procédé. On se réfère à la figure 1 où on a représenté un élément 1 de satellite, en l'occurrence un réservoir 2 d'ergols ou de tout autre type de fluide en général sous pression. Le réservoir 2 est en général constitué d'une paroi 7 mince (figure 2), de forme sensiblement sphérique, en alliage de titane. D'autres types de réservoirs peuvent comprendre en outre une seconde paroi en matériau composite au dessus de la paroi en titane pour renforcer celle-ci. Par exemple, pour un satellite de type LEO (Law Earth Orbit) prévu pour fonctionner sur une orbite basse entre 500 et 2000 km de la Terre, un réservoir d'hydrazine présente un diamètre de l'ordre de 600 mm pour une épaisseur de paroi de l'ordre de 0,8 mm. Le réservoir 2 est équipé selon un méridien 3 et sur tout le tour du réservoir, d'un cordeau de découpe 4. Un cordeau de découpe, encore appelé cordeau détonant, est un dispositif pyrotechnique fonctionnant sur le principe d'une charge creuse de forme allongée, comportant un étui tubulaire 5 métallique, par exemple en métal relativement ductile tel que le cuivre ou l'aluminium. L'étui tubulaire 5 présente une section droite sensiblement triangulaire (figure 2) fermée entre deux cotés du triangle par une cloison 6 concave dont la concavité est tournée vers la paroi 7 du réservoir 2. Cette cloison 6 délimite avec le reste de l'étui tubulaire une chambre dans laquelle est placé une âme explosive 8, usuellement constitué d'un matériau explosif thermostable de type hexanitrostilbène (HNS) ou équivalent. De manière connue, lors de la détonation de l'âme explosive, la cloison concave est projetée dans le plan de symétrie de l'étui et donne naissance à un jet de particules à très haute pression et très haute vitesse en direction de la surface en regard de laquelle la cloison concave est tournée. Ce jet provoque la découpe du matériau le long d'une ligne de découpe qui suit le plan de symétrie du cordeau. Selon le procédé de fabrication de l'invention, on utilise donc un tel cordeau de découpe 4 pour en équiper un élément de satellite tel qu'un réservoir 2 de manière à le fragmenter, par exemple en deux demi sphères de manière à ce que les fragments perdent la symétrie de forme du réservoir. Pour cela, on place le cordeau de découpe 4 sur la surface de la paroi 7 selon une ligne de découpe 9. La ligne de découpe 9 peut dans le cas le plus simple suivre un méridien 3 du réservoir permettant une découpe selon ce méridien. Cependant, on tire avantage de la relative ductilité du matériau formant l'étui tubulaire 5 pour pouvoir déformer le cordeau de découpe selon des directions transverses à son axe longitudinal et permettre de déterminer une ligne de découpe 10 alternative, représentée en pointillés sur la figure 1, pouvant présenter par exemple des excursions de part et d'autre du méridien 3, en dents de scie ou en ondulations sensiblement sinusoïdales. Le cordeau de découpe 4 peut également être formé de manière à éviter certains « accidents » de la surface du réservoir 2 tels que des points de fixation du réservoir sur son bâti ou encore des raccordements de tuyauteries (non représentés). Le cordeau de découpe 4 comprend un revêtement 11 de protection thermique qui isole l'étui tubulaire 5 et l'âme explosive 8 de la température régnant à l'extérieur du réservoir 2. Le revêtement 11 est par exemple réalisé par un moulage en matériau élastomère chargé en fibres tel que le produit connu sous le nom NORCOAT® 4011 et/ou en matériau composite constitué de particules de liège liées par une résine phénolique tel que le produit connu sous le nom de NORCOAT® HPK, tous deux commercialisés par la société EADS. Ce revêtement 11 enrobe l'étui tubulaire 5 au moins sur sa partie opposée à la paroi du réservoir 2. Dans l'exemple de réalisation illustré sur la figure 1, le revêtement 11 n'est montré que sur un secteur angulaire du cordeau de découpe 4 pour laisser apparaître l'étui tubulaire 5, mais il est bien entendu que le revêtement 11 est présent sur toute la longueur du cordeau. A titre d'information, un revêtement 11 d'une épaisseur de 10 mm réalisé avec le matériau élastomère précité, soumis à un flux thermique de 1000 kW/m2 peut atteindre une température de surface extérieure de 1400°C et permet de conserver pendant au moins une minute, une température inférieure à 100°C au dessous du revêtement. Dans le cas de l'invention, l'épaisseur du revêtement 11 peut atteindre 20 mm au dessus de l'étui 5. Une fine couche (environ 1 mm) de revêtement isolant peut également être placée entre le cordeau de découpe et le réservoir afin de limiter l'échauffement de celui-ci par la conduction de la paroi du réservoir. Avantageusement, le moulage ainsi effectué sert de moyen de fixation de l'étui tubulaire sur la paroi du réservoir. Le cordeau de découpe 4 est muni d'au moins un détonateur 12 sensible à la température. De préférence, comme illustré sur la figure 1, on installe plusieurs détonateurs, à intervalles réguliers, par exemple trois détonateurs à 120° pour un cordeau de découpe placé sur un méridien 3 ou bien trois ou quatre détonateurs placés de part et d'autre du méridien à l'extrémité de certaines excursions du cordeau dans le cas de la ligne de découpe 10 ondulée. L'utilisation d'une pluralité de détonateurs permet d'assurer qu'au moins l'un d'eux sera dans une position favorable à un échauffement intense lors de la rentrée du réservoir dans l'atmosphère. Le détonateur (par commodité, on utilise le singulier dans la suite du texte sans que cela limite la description à un cordeau équipé d'un seul détonateur) est constitué d'une douille 15 métallique contenant un dispositif détonant. Dans les exemples représentés aux figures 2 à 4, le détonateur est du type pyrotechnique sensible à la température, c'est-à-dire qu'il contient, à une première extrémité de la douille 15, un premier composé 14 énergétique apte à s'enflammer lorsqu'il atteint une température prédéterminée dite température d'auto inflammation. Par exemple, ce premier composé peut être composé de cyclotétra- methylènetétranitramine, connu sous les noms d'hexogène (RDX) ou d'octogène (HMX). Le détonateur 12 comprend le cas échéant d'autres composés, agencés de manière connue en elle-même afin de produire une onde de choc (détonation) lorsque le premier composé est soumis à une température supérieure ou égale à sa température d'auto inflammation et à communiquer cette onde de choc à l'âme explosive 8 du cordeau de découpe 4. Pour cela, le détonateur est placé de manière à ce que son extrémité opposée au premier composé 14 soit positionnée à proximité immédiate ou en contact avec cette âme explosive, par exemple comme illustré à la figure 3 sur laquelle l'extrémité du détonateur est en appui sur l'étui métallique 5 du cordeau de découpe 4. Un autre mode de réalisation du détonateur 12 peut être envisagé, comme illustré à la figure 4, dans lequel un tronçon 16 de l'âme explosive 8, situé à une extrémité de celui-ci, est dégagé de l'étui métallique 5 pour être confiné dans un tube de confinement 17, par exemple par sertissage de ce tube de confinement autour du tronçon d'âme explosive, le tube de confinement étant alors fixé dans la douille 15 du détonateur. Grâce au confinement ainsi réalisé, même en l'absence d'un premier composé 14, l'échauffement de la douille 15 conduit à une déflagration de l'extrémité du tronçon 16 qui, sur la longueur de confinement réalisée par le tube de confinement 17 se transforme en détonation et se propage dans toute la longueur de l'âme explosive 8. Le détonateur 12 comprend également un capuchon 13 de protection thermique réalisé dans un matériau identique ou similaire au revêtement 11 de protection thermique du cordeau de découpe. Le capuchon 13 recouvre l'extrémité de la douille 15 opposée à l'âme explosive 8 lorsque le détonateur est en place sur le cordeau de découpe, et rejoint le revêtement 11 de manière à assurer une continuité de la protection thermique. L'épaisseur minimum de la protection thermique apportée par le capuchon 13 au détonateur est déterminée, en fonction du ou des composés énergétiques contenus dans le détonateur, de façon à ce que la température de détonation du détonateur ne puisse être atteinte lorsqu'un réservoir 2 fabriqué selon le procédé de l'invention est soumis à un incendie au sol (représentant un flux thermique de 50 à 100 kW/m2) avant que la température atteinte par le réservoir lui-même n'ait entrainé l'éclatement de celui-ci du fait de la pression développée par les fluides contenus dans celui-ci. En pratique, en fonction du type de revêtement utilisé et des constituants du détonateur, l'épaisseur du capuchon 13 est de l'ordre de 10 à 15 mm. Par ailleurs, l'épaisseur du revêtement 11 de protection thermique du cordeau de découpe 4 lui-même est déterminée pour empêcher la décomposition en température de l'explosif constituant l'âme explosive 8 avant que le détonateur n'atteigne sa température de détonation. Dès lors, la sécurité d'un réservoir fabriqué selon l'invention n'est pas affectée par le dispositif de fragmentation (cordeau de découpe 4 et détonateur(s) 12) lorsque le réservoir est soumis à un aléa tel qu'un incendie au sol. L'épaisseur maximum de la protection thermique apportée par le capuchon 13 au détonateur est également déterminée, en fonction du ou des composés pyrotechniques contenus dans le détonateur, de façon à ce que la température de détonation du détonateur puisse être atteinte lors de la rentrée du réservoir dans l'atmosphère, lorsque l'échauffement produit par le frottement contre les couches denses de l'atmosphère atteint des valeurs de flux thermique de l'ordre de 250 kW/m2, ce qui est le cas à une altitude d'environ 75 km. Avantageusement, comme illustré aux figures 2 à 4, on place le détonateur 12 de telle sorte qu'une partie de la douille 15, protégée par le capuchon 13 soit en saillie par rapport à la surface extérieure du cordeau de découpe 4. De cette manière, lors de la rentrée dans l'atmosphère, le capuchon 13, déjà soumis à un échauffement important puisqu'il forme un point d'arrêt, est également soumis à une abrasion par frottement et son épaisseur diminue. Dès lors, le premier composé atteint rapidement sa température d'auto inflammation et entraine la détonation du détonateur 12. Cette détonation est communiquée au cordeau de découpe 4 qui découpe le réservoir 2 en deux ou plusieurs fragments, par exemple sous forme de deux demi sphères présentant le cas échéant un bord ondulé ou dentelé dans le cas d'une ligne de découpe 10. Les fragments du réservoir 2 ne présentant plus de symétrie de forme et comportant un certain nombre de points d'arrêts autour desquels l'échauffement par frottement est intense, la combustion et/ou la fusion des fragments du réservoir est amorcée et le risque que le réservoir ne soit pas complètement détruit lors de la rentrées dans l'atmosphère est grandement réduit, voire éliminé. Grace au procédé de fabrication selon l'invention, on peut obtenir un élément de véhicule spatial, tel qu'un réservoir d'ergols, capable de se fragmenter lors de la rentrée dans l'atmosphère, grâce à un dispositif de fragmentation déclenché de manière passive, sous l'effet de l'échauffement qu'il subit. Bien entendu, cette description est donnée à titre d'exemple illustratif uniquement et l'homme du métier pourra y apporter de nombreuses modifications sans sortir de la portée de l'invention, comme par exemple utiliser des détonateurs thermo mécaniques dans lesquels la fusion d'un verrou libère un percuteur amorçant la détonation du cordeau de découpe ou encore apposer un ou plusieurs cordeaux de découpe afin de fragmenter l'élément considéré en un nombre de morceaux supérieur à deux.15 REVENDICATIONS1/ - Procédé de fabrication d'un élément (1 ; 2) de véhicule spatial adapté pour pouvoir se détruire lors de la rentrée dans l'atmosphère dudit véhicule, caractérisé en ce que : - on équipe ledit élément (1 ; 2) d'un dispositif de découpe pyrotechnique, dit cordeau de découpe (4), adapté pour opérer une fragmentation dudit élément selon une ligne de découpe (9 ; 10) prédéterminée, - on munit le cordeau de découpe (4) d'au moins un détonateur (12) sensible à la température, adapté pour provoquer de manière autonome une détonation du cordeau de découpe lorsqu'au moins un détonateur atteint une température prédéterminée, dite température de détonation, par échauffement par frottement avec les couches denses de l'atmosphère. 2/ - Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'on choisit un cordeau de découpe (4) comportant une âme explosive (8) constitué d'un matériau explosif thermostable apte à rester fonctionnel au moins jusqu'à la température de détonation du détonateur (12). 3/ - Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2 caractérisé en ce que le cordeau de découpe (4) comporte un revêtement (11) de protection thermique. 4/ - Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'on choisit le(s) détonateur(s) (12) de telle sorte que la température de détonation soit supérieure à une température atteinte par le détonateur lors d'un incendie affectant le véhicule spatial au sol et inférieure à une température atteinte par le détonateur lors de la rentrée dans l'atmosphère. 5/ - Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que le détonateur comporte également un capuchon (13) de protection thermique de manière à limiter son échauffement lors d'un incendie affectant le véhicule spatial au sol. 6/ - Procédé selon l'une des revendications 4 ou 5, 30 caractérisé en ce que l'on choisit un détonateur (12) dont l'amorçage s'effectue par 25auto-inflammation d'un premier composé (14) énergétique à une température prédéterminée. 7/ - Procédé selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'on forme le détonateur (12) par confinement d'un tronçon (16) d'une âme 5 explosive (8) du cordeau de découpe (4). 8/ - Procédé selon l'une des revendications 1 à 7 caractérisé en ce que le détonateur (12) est placé en saillie sur une face externe du cordeau de découpe (4) de manière former un point d'arrêt sur la surface de l'élément (1) permettant un échauffement par frottement plus intense que l'échauffement 10 affectant le cordeau de découpe. 9/ - Procédé selon l'une des revendications 1 à 8 caractérisé en ce qu'on l'applique à un réservoir (2) d'ergols de forme sensiblement sphérique. 10/ - Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que la ligne de découpe (9) prédéterminée suit un méridien (3) dudit réservoir (2). 15 11/ - Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que la ligne de découpe (10) prédéterminée présente des excursions de part et d'autre d'un méridien (3) du réservoir (2) de manière à ce que la découpe forme des points d'arrêts permettant un échauffement par frottement propre à permettre une combustion complète du réservoir. 20 12/ - Élément (1 ; 2) de véhicule spatial, obtenu par un procédé de fabrication selon l'une quelconque des revendications 1 à 11, notamment un réservoir (2) d'ergols sensiblement sphérique.