~ 2û3~82~
L'invention est relative à des dispositifs de protection thermique destinés à des zones devant subir pendant un temps relativement court un flux thermique relativement élevé ainsi qu'une brusque variation de pression. L'invention concerne également des matériaux permettant la réalisation de ces dispositifs.
L'invention est notamment applicable à la protection thermique d'éléments soumis aux flux thermiques émis par des générateurs de gaz chauds, et plus particulièrement à la protection thermique de culot de propulseur de fusée ou de missile. Une telle protection permet de protéger les équipements électriques, mécaniques ou autres, situés dans les zones arrières des propulseurs, des flux thermiques émis par les tuyères, lors de la mise à feu et/ou du lancement des missiles ou des fusées et/ou de la séparation de deux de leurs étages.
On sait que de telles tuyères peuvent être fixes ou présenter une déformabilité très faible mais que, pour certaines applications, nécessitant par exemple des tuyères orientables, leurs mouvements peuvent être relativement importants. Une tuyère présente en général une forme sensiblement tronconique. Au repos, la tuyère est dans une position telle que son axe est sensiblement parallèle à l'axe du propulseur. Les mouvements de la tuyère consistent principalement en une inclinaison de son axe par rapport à l'axe du propulseur. La tuyère peut également se déformer légèrement sous l'effet des gaz chauds qui y circulent. L'invention concerne une protection thermique qui est utilisable quelle que soit l'ampleur des déformations ou déplacements de la tuyère.
On sait de plus qu'une fusée, comme un missile, est susceptible d'être embarquée à bord d'un véhicule aérien, marin ou sous-marin.
Dans de tels véhicules, l'espace disponible est mesuré et on souhaite disposer du maximum d'éléments embarqués dans le minimum d'espace, sans porter atteinte à leur intégrité et sans pour autant nuire à leur efficacité. Il est donc intéressant d'avoir un engin embarqué, fusée ou missile, particulièrement peu encombrant en longueur tout en étant capable d'accomplir la mission envisagée, avec des performances accrues, pour la meme longueur hors-tout de l'engin en phase d'activité. Ce résultat peut etre obtenu en équipant le propulseur de l'engin embarqué d'une tuyère comprenant un divergent déployable. Le divergent est déployé après l'allumage du propulseur lorsque l'engin :
20 ~ ~2~
est en vol libre et n'est plus soumis à des limitations de longueur, afin de contribuer à accroître le rapport de détente des gaz dans la tuyère et donc à améliorer le rendement de propulsion.
On peut ainsi se référer au brevet français n 2 422 831 qui est relatif à une tuyère de propulseur à divergent déployable, le divergent étant constitué par une succession d'anneaux rigides reliés entre eux et au corps de tuyère par des anneaux souples. Dans la position repliée du divergent, ces anneaux souples et rigides sont juxtaposés les uns autour des autres et autour du corps de tuyère suivant un profil en accordéon. Dans la position déployée du diversent, ils sont alignés les uns à la suite des autres suivant le profil désiré pour le divergent en configuration d'activité.
On peut également se référer au brevet français n 2 457 390 qui est également relatif à un divergent déployable de tuyère pour propulseur de fusée. Ce divergent comprend un ensemble de panneaux individuels élémentaires en matériau réfractaire articulés entre eux et par rapport à une partie amont fixe de divergent voisine du col de la tuyère. Les panneaux articulés sont répartis de manière à définir au moins deux couronnes ou troncs de cône adjacents successifs et à
pouvoir être placés dans une première position de repli et dans une deuxième position déployée.
L'invention est plus précisément relative à une protection thermique susceptible d'être réalisée aussi bien pour des tuyères réalisées en une seule pièce que pour des tuyères au moins partiellement déployables ou comportant un divergent au moins partiellement déployable.
De nombreux dispositifs de protection thermique sont déjà connus, certains étant destinés plus particulièrement aux éléments placés à
l'arrière des propulseurs. Ils peuvent consister en une protection individuelle de chaque élément que l'on souhaite protéger des flux thermiques émanant de la tuyère.
Ainsi, chaque élément de structure, par exemple la jupe ou le fond du propulseur, ainsi que chaque équipement placé dans la zone arrière du propulseur peut être doté d'une coque rigide isolante le protégeant du flux thermique.
Le brevet FR-2 489 81Z décrit un procédé de fabrication de pièces en forme capables de supporter des chocs thermiques relativement - 2ID3~
importants ainsi que des températures élevées, de l'ordre de 1600C.
Ces pièces sont réalisées à partir d'un substrat formé de fibres minérales rigidifiées par au moins un liant minéral et éventuellement un liant organique, le substrat étant réalisé par la technique du moulage par aspiration et l'ensemble ayant subi un traitement de renforcement par une résine. Les pièces en forme obtenues résistent au délaminage et à l'éclatement sous lleffet d'une surpression ou d'une dépression gazeuse et présentent de plus une bonne tenue mécanique réelle et une excellente usinabilité.
Cette technique de protection individuelle de chaque élément de structure et de chaque équipement présente de nombreux inconvénients.
Tout d'abord, elle impose l'utilisation d'une surface et donc d'une masse de matériau de protection thermique très importantes.
De plus, ces coques ou pièces de protection sont fixées mécaniquement ou par collage sur chaque élément de structure ou chaque équipement. Ceci implique que seules les caractéristiques d'isolation thermique des matériaux composant ces coques ou ces pièces sont utilisées. De plus, le collage des éléments de protection thermique sur les équipements entraîne de nombreuses difficultés lors de la maintenance de ceux-ci. En effet, après le démontage des équipements, il faut notamment procéder à la dépose des protections et au décapage des surfaces de collage.
Si la complexité de la réalisation des pièces de protection est fonction de la technique utilisée, il reste qu'un outillage spécifique est nécessaire pour la réalisation de chaque pièce de protection destinée à un élément de structure ou à un équipement particulier.
Ainsi, le procédé décrit dans le brevet FR-2 489 812 impose la réalisation préalable, pour chaque pièce de protection particulière, d'un moule d'aspiration destiné à former cette pièce.
On constate enfin que ces techniques de protection thermique individuelles imposent de nombreuses opérations manuelles, notamment des opérations de moulage, de découpe, d'ajustage ou encore de collage. Ces techniques sont donc relativement couteuses.
On peut donc alors envisager une protection thermique permettant de protéger globalement une première zone des flux thermiques émanant d'une deuxième zone, laquelle peut être soumise à des variations brusques et importantes de température et de pression.
.
~ 4 ~ ~35822 Ainsi, le brevet US-4,324,167 décrit un dispositif réalisant, entre l'allumage et le lancement d'une fusée, une étanchéité entre le tube de lancement et l'arrière de la fusée. Ce dispositif protège ainsi le tube de lancement des gaz à haute température générés par la fusée dès son allumage. Cette protection comprend un écran support et une protection flexible superposés, placés à la partie inférieure de la fusée. Lors de l'allumage de la fusée, une pression s'exerce contre la protection flexible, laquelle se déforme pour venir en contact de la fusée et former un joint étanche. Lorsque la fusée décolle, elle rompt le joint, les gaz d'échappement s'échappant de la tuyère provoquant alors la déformation de la protection et l'accroissement du flux de gaz à travers celle-ci.
Cette protection thermique est efficace pour protéger le tube de lancement dans lequel est placé un missile ou une fusée des flux thermiques émis par les tuyères. Cependant, cette protection n'a aucun effet sur les équipements placés dans les zones arrière des propulseurs.
On peut cependant envisager d'isoler thermiquement grace à un écran thermique assurant une protection thermique globale de, soit toute une zone comportant des équipements, soit une fraction de cette zone correspondant à un équipement particulier sensible au flux thermique.
Une protection thermique globale comporte des avantages. En effet, sa réalisation nécessite moins de moule et d'outillage que la technique de protection thermique individuelle. Elle est donc moins onéreuse que cette dernière. De plus, l'accès aux équipements qu'elle protège est plus aisé et leur maintenance en est facilitée. En particulier, les opérations de décapage des équipements pour oter les résidus de colle et de matière isolante, résultant du collage des pièces de protection thermique sur les équipements, sont supprimées.
Enfin, la surface et donc la masse des matériaux de protection thermique nécessaires à la réalisation d'une telle protection thermique globale sont beaucoup moins importantes que celles entraînées par la réalisation de pièces de protection thermique individuelle qui seraient nécessaires pour protéger les mêmes équipements. On peut constater que le gain de masse est de 25 à 30 %.
La protection thermique globale telle que décrite dans le brevet : 2~35822-US-4,324,167 présente cependant des inconvénients. Ainsi, on constate qu'elle est étanche à la pression. Elle engendre en conséquence des efforts importants sur les structures porteuses auxquelles elle est fixée. Ceci impose de renforcer ces structures porteuses et donc entraîne une augmentation de leur masse en réduisant de ce fait les performances de l'engin sur lequel la protection thermique est réalisée.
On connait des protections thermiques rigides et perméables à la pression. Cependant, celles-ci ne présentent qu'une tenue mécanique relativement faible. On peut se reporter de nouveau au brevet FR-2 489 812 qui décrit des pièces et matériaux de protection thermiques présentant une porosité relativement importante et qui résistent ainsi à l'éclatement sous les effets de surpressions ou de dépressions gazeuses. Cependant, ces pièces ou matériaux ne présentent pas de lS bonnes caractéristiques mécaniques et nécessitent des structures porteuses telles que des chassis. Ceci entralne une augmentation de la masse de la protection thermique réalisée, ce qui, comme précédemment, réduit les performances de l'engin sur lequel la protection thermique est montée.
Enfin, de telles protections thermiques sont utilisées pour des tuyères fixes ou présentant une très faible déformabilité, mais ne peuvent l'etre pour des tuyères dont les mouvements sont relativement importants.
On peut donc envisager un dispositif rigide de protection thermique d'éléments soumis aux flux thermiques émis par des générateurs de gaz chaud, perméable aux surpressions engendrées par l'allumage des générateurs afin de limiter les efforts sur les structures porteuses, permettant de résister à des flux thermiques élevés et de s'adapter à des déformations importantes de ces générateurs. Dans le cas où le générateur de gaz chauds est constitué
par la tuyère d'un propulseur de fusée ou de missile, ce dispositif peut par exemple consister en un écran thermique composé de deux parties autoporteuses et non solidaires, une partie étant fixée à la tuyère et l'autre partie à la jupe du propulseur. Une chicane étant ménagée entre ces deux parties, l'écran est perméable à la pression tout en assurant une protection efficace d'une première zone de l'arrière du propulseur, située entre le culot du propulseur et le - 203~-822 ~
dispositif de protection par rapport à une deuxième zone située entre le dispositif de protection et le milieu ambiant.
Cependant, un tel dispositif de protection thermique n'est pas utilisable pour des tuyères comportant un divergent au moins partiellement déployable.
Ce dispositif présente de plus des inconvénients. En effet, chaque partie constitutive de l'écran peut etre réalisée en un matériau soit étanche, soit perméable à la pression.
Dans le premier cas, des efforts importants sont exercés sur les structures auxquelles elle est fixée, ce qui nécessite la mise en place de renforts. Dans le deuxième cas, le matériau ne présente pas de tenue mécanique suffisante et il faut prévoir des structures porteuses. On constate donc que, dans les deux cas, la masse du dispositif de protection thermique est nécessairement augmentée, ce qui réduit les performances de l'engin sur lequel il est monté.
L'invention a donc pour objet un dispositif de protection thermique :
- perméable aux surpressions engendrées par l'allumage d'une tuyère, - de masse réduite, - permettant de résister à des flux thermiques élevés, - présentant une capacité de stockage compatible avec une tuyère comportant un divergent au moins partiellement déployable et - pouvant s'adapter à des déplacements et/ou des déformations importantes de la tuyère.
Ce dispositif de protection est plus particulièrement applicable à la protection thermique de culot de propulseur de missile ou de fusée. Il est perméable aux surpressions engendrées par l'allumage de la ou des tuyère(s), résiste à des températures élevées, présente une capacité de stockage compatible avec au moins une tuyère comportant un divergent au moins partiellement déployable et peut s'adapter à des déformations et/ou déplacements importants de la ou des tuyère(s).
L'invention concerne donc un dispositif de protection thermique entre une première et une deuxième zones, la deuxième zone pouvant etre soumise à des variations relativement brusques et importantes de température et de pression, ce dispositif comprenant un écran disposé
entre les deux zones.
`~ 2~3~22-Selon l'invention, l'écran étant thermiquement isolant, au moins une partie dudit écran est réalisée en un matériau perméable à la pression et flexible.
De façon préférée, lesdites zones étant situées entre au moins un premier et un deuxième éléments sensiblement en vis-à-vis, susceptibles de s'écarter l'un de l'autre et de glisser l'un par rapport à l'autre, l'écran présente au moins un point d'accrochage sur chacun desdits éléments.
De préférence, l'écran présente une forme adaptée aux premier et deuxième éléments.
Dans une application du dispositif selon l'invention, la deuxième zone est soumise à la température et à la pression de gaz émanant d'un générateur de gaz relativement chauds.
Le premier élément est alors constitué par le générateur de gaz chauds.
Dans une application plus particulière, les zones sont situées à
l'arrière du propulseur d'une fusée ou d'un missile.
Le générateur de gaz chauds est alors constitué par le propulseur et la tuyère de la fusée ou du missile tandis que le deuxième élément est constitué par la jupe de la fusée ou du missile.
Dans cette application, la première zone est de plus située entre le culot du propulseur et l'écran tandis que la deuxième zone est de plus située entre l'écran et le milieu ambiant.
Selon une forme préférée de réalisation du dispositif de protection thermique selon l'invention, l'écran est sensiblement annulaire, sa périphérie externe constituant une zone d'accrochage sur la jupe tandis que sa périphérie interne constitue une zone d'accrochage sur la tuyère.
De façon préférée, la partie en matériau flexible est fixée sur la tuyère au niveau de sa périphérie interne.
Selon un premier mode de réalisation du dispositif de protection thermique selon l'invention, l'écran comprend de plus une autre partie dont la périphérie extérieure est fixée sur la jupe.
Dans un premier exemple de réalisation, cette autre partie est constituée d'un matériau thermiquement isolant et rigide.
Dans un deuxième exemple de réalisation, cette autre partie est constituée d'un matériau isolant thermiquement et d'une structure - 8 - 2035~2~
porteuse.
Dans ces deux exemples, le matériau isolant thermiquement est, de préférence, perméable à la pression.
Dans le deuxième exemple de réalisation, la structure porteuse est supportée, de préférence, par un châssis.
De fason préférée, le châssis est composé de bras répartis autour de la tuyère et reliés entre eux par l'intermédiaire d'un cadre supérieur et d'un cadre inférieur, le cadre supérieur étant fixé à la jupe tandis que le cadre inférieur supporte la structure porteuse.
Dans ce deuxième exemple de réalisation, la structure porteuse est constituée par des supports usinés ou moulés ou par un plateau conique en nid d'abeille.
Dans ce cas, le plateau comporte, de préférence, des ouvertures.
Dans ces deux exemples de réalisation, la partie en matériau flexible est, de préférence, fixée au cadre inférieur au niveau de sa périphérie extérieure.
Selon un deuxième mode de réalisation du dispositif de protection thermique selon l'invention, ladite partie en matériau flexible constitue l'ensemble de l'écran et est fixée au niveau de sa périphérie extérieure sur la jupe.
De préférence, la partie en matériau flexible est également fixée sur le cadre inférieur d'un châssis.
Pour faciliter son montage sur la tuyère, l'écran est, de préférence, composé de deux éléments annulaires reliés entre eux lors de leur montage.
L'invention est également relative à un matériau de protection thermique perméable à la pression et flexible.
Selon l'invention, il comprend au moins une couche de feutre thermiquement isolant en fibres réfractaires placée entre au moins deux couches de tissu dont l'une au moins est réalisée en un tissu ignifuge et/ou réfractaire.
Dans un premier exemple de réalisation, les couches de feutre et de tissu sont juxtaposées.
Dans un deuxième exemple de réalisation, les couches de feutre et de tissu sont maintenues entre elles par tout moyen de liaison approprié tel que des coutures, des agrafes ou des points piqués.
De préférence, les moyens de liaison sont disposés selon au moins ~3~22 une direction de façon à obtenir un matelassage.
I.es moyens de liaison peuvent notamment être selon deux directions perpendiculaires.
Dans une première forme de réalisation, le tissu est constitué de fibres identiques à celles composant le feutre isolant.
Dans une deuxième forme de réalisation, le tissu est constitué de flbres de nature différente de celle composant le feutre isolant.
Le matériau de protection thermique perméable à la pression et flexible, selon l'invention peut aussi être constitué d'un tissu ou d'un treillis métallique souple recouvert de fibres ou de tissus réfractaires.
L'invention sera mieux comprise et d'autres buts, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit de modes particuliers de réalisation faite en relation avec les dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 représente une demi-coupe de la zone arrière du propulseur d'une fusée selon l'axe vertical de la fusée, - la figure 2 représente une vue en plan d'un exemple de structure porteuse pour le dispositif de protection selon l'invention, 20- la figure 3 représente une vue partielle en coupe selon un plan passant par l'axe de la fusée d'un premier exemple de réalisation du dispositif de protection selon l'invention, - la figure 4 représente une vue partielle en coupe selon un plan passant par l'axe de la fusée d'un deuxième exemple de réalisation du dispositif de protection selon l'invention, - la figure 5 représente une vue avec coupe partielle du matériau isolant pour le dispositif de protection selon l'invention, - la figure 6 représente un troisième exemple de réalisation du dispositif de protection selon l'invention et 30- la figure 7 représente une vue partielle en coupe selon un plan passant par l'axe de la fusée d'un quatrième exemple de réalisation du dispositif de protection selon l'invention.
Les éléments communs aux différentes figures seront désignés par les mêmes références.
35En référence à la figure 1, le culot du propulseur porte la référence 1. Il présente une forme annulaire concave dont la concavité
est tournée vers l'intérieur du propulseur. Au niveau de sa périphérie 3~ 8 22 -extérieure 4, est fixée l'extrémité supérieure de la jupe 2 qui présente une forme cylindrique. Le culot 1 et la jupe 2 sont des surfaces de révolution ayant pour axe l'axe vertical 6 de la fusée.
L'extrémité supérieure de la tuyère 3 est disposée au niveau de la périphérie intérieure 5 du culot 1.
La tuyère 3 présente une forme sensiblement tronconique.
La jupe 2 est fixe, par contre l~ tuyère est mobile. Ainsi, la figure 1 illustre à titre d'exemple les deux positions extrêmes de la tuyère, référencées b et c.
Dans la position a, représentée en traits pleins, l'axe de la tuyère correspond à l'axe vertical 6 de la fusée. Dans les positions b et c, représentées en pointillés, l'axe de la tuyère fait un angle +
par rapport à l'axe 6, ~ étant une valeur déterminée.
Comme on le comprendra par la suite, l'invention est plus particulièrement avantageuse pour des fusées comportant des tuyères mobiles ou des tuyères comportant un divergent au moins partiellement déployable. Elle est cependant tout à fait applicable à des fusées dont les tuyères sont fixes.
On peut noter d'ailleurs que, quelque soit le type de tuyère, sous l'effet des gaz chauds circulant dans la tuyère, celle-ci peut se dilater légèrement.
Entre la tuyère 3 et la jupe 2, sont disposés des équipements électriques ou mécaniques, désignés par la référence 21. En l'absence de tout dispositif de protection, ces équipements sont soumis au flux thermique émis par la tuyère 3, dans laquelle circulent des gaz chauds après l'allumage de la fusée. La température des gaz peut atteindre par exemple 1600C.
Les équipements ne peuvent subir de telles températures sans dommage.
Le dispositif de protection selon l'invention a donc pour but de s'opposer au flux thermique émis par la tuyère afin de limiter l'élévation de température des équipements et des structures à une valeur acceptable, par exemple comprise entre 70C et 150C.
Ce dispositif comprend essentiellement un écran thermique 10 réalisé en une première et une deuxième parties 11 et 12 sensiblement annulaires. La première partie 11 est montée sur la jupe 2 au niveau de sa périphérie extérieure 8 par l'intermédiaire d'un châssis 34 11 203~22 supporté par la jupe 2, tandis que la périphérie intérieure 7 de la deuxième partie 12 est supportée par la tuyère 3.
De plus, la première partie 11, respectivement la deuxième partie 12, est fixée au niveau de sa périphérie intérieure 17, respectivement au niveau de sa périphérie extérieure 18 sur le cadre inférieur lS
d'un châssis 20. Le châssis 20 est composé de plusieurs bras 19 répartis autour de la tuyère 3, reliés entre eux par l'intermédiaire d'un cadre supérieur 16, fixé à la jupe 2 et du cadre inférieur 15.
Le châssis 20 est essentiellement prévu pour porter des équipements, et il peut etre également utilisé pour la fixation de l'écran thermique. D'autres moyens de fixation peuvent cependant etre prévus.
Dans l'exemple de réalisation illustré par la figure 1, la deuxième partie 12 du dispositif de protection est placée plus près du culot 1 du propulseur que la première partie 11. L'intérêt de cette disposition est détaillée plus loin.
Les deux parties sont réalisées en des matériaux tels qu'elles assurent une isolation thermique efficace d'une première zone 13 de l'arrière du propulseur, située entre le culot 1 du propulseur et le dispositif de protection et comportant les équipements 21 à protéger, par rapport à une deuxième zone 14 située entre le dispositif de protection et le milieu ambiant tout en présentant simultanément une tenue mécanique et une perméabilité aux gaz suffisantes.
En effet, la température des gaz émanant de la tuyère peut atteindre des valeurs élevées, par exemple 1600C.
De plus, les variations très brusques de la pression dans la deuxième zone 14, du fait des gaz émanant de la tuyère, peuvent être assimilées à des chocs et le transport ainsi que le tir des engins sur lesquels le dispositif de protection thermique peut etre embarqué
entrainent des vibrations importantes.
Enfin, les variations de pression très brusques, dans la deuxième zone 14, entrainent des efforts d'autant plus importants sur les structures porteuses du dispositif de protection que celui~ci est moins perméable à la pression. Ces efforts rendent nécessaire de prévoir des renforts supplémentaires pour qu'ils soient supportés sans dommage. Ceci entraine une augmentation de la masse globale -du dispositif de protection et réduit donc les performances de l'engin ~ 2~5~2~
- lZ -sur lequel celui-ci est monté. Il est donc nécessalre d'utiliser des matériaux relativement perméables à la pression.
La première partie 11 peut être réalisée en un matériau thermiquement isolant dans le cas où celui-ci est suffisamment rigide.
On peut citer, comme exemple non limitatif d'un tel matériau, le matériau commercialisé sous la marque DURESTOS, qui est composé de fibres courtes d'amiante et de résine thermodurcissable. Elle peut être également constituée d'une structure porteuse relativement rigide recouverte d'un matériau thermiquement isolant dont des exemples de réalisation vont maintenant être décrits en référence aux figures 2 à
4.
La structure porteuse de la première partie 11 peut être une structure mécanique classique constituée par des supports 22 usinés ou moulés. Grâce au matériau isolant, dont une couche 23 est placée sur la face des supports 22 située vers le milieu ambiant, la température des supports est limitée. Dans la mesure où elle n'excède pas 150C, toute liberté est laissée dans le choix des matériaux métalliques dans lesquels les supports sont réalisés.
On peut également envisager de réaliser la structure porteuse en Z0 un assemblage ayant une âme en nid d'abeille, éventuellement recouverte de tissu par exemple en carbone haut module (HM), pour accroître la rigidité. Cet assemblage présente l'avantage d'être très léger tout en ayant un moment d'inertie très important. Il est notamment commercialisé par l'Aérospatiale sous la marque NIDA.
Ainsi, la figure 2 illustre un exemple de structure porteuse réalisée en NIDA. Cette structure est réalisée à partir d'un cône plein en NIDA qui peut être usiné de fason à réaliser des ouvertures.
L'intérêt des ouvertures sera détaillé dans la suite de la description. Elle se présente alors sous la forme d'un plateau conique 24 muni d'ouvertures Z5 relativement importantes. Ce plateau peut être réalisé en deux parties, à partir de deux demi-cônes, pour faciliter son montage autour de la tuyère 3.
Le plateau 24 est également recouvert d'une couche de matériau thermiquement isolant 23 sur sa face située vers le milieu ambiant.
Plusieurs types de matériaux isolants peuvent être utilisés pour recouvrir la structure porteuse de la première partie 11 du dispositif de protection selon l'invention.
:
- 13 - 2~3~2 Compte tenu de ce qui a été exposé précédemment, on choisit des matériaux perméables à la pression, afin de réduire les efforts exercés sur les structures porteuses et les éléments qui les supportent (châssis).
Les structures porteuses décrites précédemment comportent des évidements : ouvertures 25 dans le plateau 24 pour une structure porteuse réalisée en NIDA ou espaces entre les supports usinés ou moulés 22 pour une structure porteuse mécanique.
Ainsi, si l'on utilise un matériau isolant perméable à la pression, la première partie 11 du dispositif de protection est perméable à la pression.
On peut citer comme matériau isolant perméable à la pression le matériau obtenu par le procédé décrit dans le brevet FR-2 489 812 déjà
cité dans l'introduction de la présente demande et inclus ici à titre lS de référence.
Ce matériau présente un pourcentage de porosités ouvertes très élevé, de l'ordre de 84 %, et un faible pourcentage de fibres, de l'ordre de 10 %. Il offre une résistance aux brusques variations de pression et une protection thermique tout à fait satisfaisantes.
Il est cependant relativement fragile aux contraintes mécaniques et aux chocs et ne peut donc etre utilisé qu'en association avec des structures porteuses.
Le matériau est fabriqué, pour cette application, sous forme de plaques dont l'épaisseur est adaptée aux conditions d'utilisation.
Ces plaques sont, soit collées sur les structures porteuses, soit fixées mécaniquement, il est alors nécessaire de protéger les tetes de fixation.
On peut aussi envisager d'intégrer, au moment de la fabrication du matériau isolant et plus particulièrement au moment de l'aspiration des fibres, un implant en forme de cadre et muni de pattes de fixation permettant de lier la structure porteuse au matériau isolant. On comprend que, dans ce cas, les implants sont liés par adhérence aux fibres du matériau isolant.
L'invention n'est pas limitée à l'utilisation de ce matériau isolant particulier.
La deuxième partie 12 est réalisée en un matériau qui est non seulement un bon isolant thermique, perméable aux gaz, mais qui est 2035~2~
aussi flexible. Des exemples d'un tel matériau seront détaillés dans la suite de la description.
La largeur de la deuxième partle 12 est choisie de façon à
permettre les déformations ou déplacements de la tuyère 3, notamment des déformations dues à des dilatations thermiques et des déplacements angulaires, comme illustré à la figure 1, ou en translation par rapport à la jupe pour des tuyères au moins partiellement déployables ou comportant un divergent au moins partiellement déployable.
On comprend qu'en ce qui concerne les déplacements angulaires de la tuyère, la largeur de la deuxième partie 12 peut etre d'autant moins importante qu'elle est plus proche du culot 1 du propulseur. La disposition illustrée aux figures 1 et 4 est donc préférable du point de vue de la masse du dispositif de protection.
Il est cependant envisageable de placer la première partie 11 du dispositif de protection plus près du culot 1 du propulseur que la périphérie interne de la deuxième partie 12, par laquelle cette deuxième partie est fixée à la tuyère 3, comme illustré à la figure 3.
On peut envisager plusieurs types de matériaux pour réaliser la deuxième partie du dispositif.
20Cependant, le matériau qui va maintenant etre décrit en référence à la figure 5 a été spécialement consu à cet effet et répond de fason tout à fait satisfaisante aux impératifs exposés ci-dessus.
Ce matériau est constitué essentielle~ent de trois éléments : un feutre thermiquement isolant 26, un tissu 27 ignifuge et réfractaire et éventuellement un fil de liaison réfractaire.
Le feutre isolant 26 présente l'avantage d'être souple et perméable aux gaz.
Le tissu 27 est lui aussi souple et perméable aux gaz avec une tenue mécanique satisfaisante. On peut choisir de plus un tissu constitué de fibres identiques à celles entrant dans la composition du feutre 26.
Le matériau comprend de préférence une couche de feutre 26 entre deux couches de tissu 27. Celles-ci permettent de maintenir le feutre 26 et de conférer ainsi à l'ensemble une tenue mécanique compatible avec les niveaux de sollicitations rencontrés lors de l'utilisation.
On peut bien sûr utiliser plus de deux couches de tissu, mais il est nécessaire de prévoir au moins une couche de tissu de chaque côté
~ 15 - 2~ 3~ 822 du feutre 26.
On peut noter que les couches de tissu 27, situées de part et d'autre du feutre 26, peuvent être ou non de nature identique et qu'elles peuvent ou non etre constituées de fibres identiques à celles du feutre 26.
Les couches de tissu et de feutre peuvent etre simplement juxtaposées ou encore maintenues en place par tout moyen de liaison approprié tel que par exemple des agrafes, des points piqués, ou encore des coutures disposées selon au moins une direction déterminée de façon à obtenir un matelassage. Ces moyens de liaison, comme les coutures 28, peuvent notamment etre disposés selon des directions perpendiculaires, comme illustré à la figure 5.
Ces moyens, comme les coutures 28, assurent la cohésion entre les différentes couches. Du fait qu'ils compartimentent le feutre, ils limitent l'effet des vibrations.
Compte tenu de la température élevée des gaz émanant d'une tuyère, on utilise de préférence des feutres céramiques, comprenant des fibres d'oxyde d'aluminium (Alz 03) et d'alumino silicate (Si Oz) ou des fibres d'oxyde de zircon (Z~ Oz), comme ceux commercialisés sous les dénominations Cerachem par la Société John Manville France et sous les dénominations Kerlane 60 ou Zirlane par la Société Kerlane.
On constate, après essais thermiques, que ces feutres conservent une souplesse suffisante pour supporter les mouvements de la tuyère lors du fonctionnement du propulseur.
De meme, on choisit de préférence des tissus constitués principalement de fils, fibres ou filaments d'oxyde d'aluminium (Al~
03 ) et d'alumino silicate (Si Oz), comme ceux commercialisés sous la dénomination Nextel par la Société 3M, au moins sur la "face chaude"
du matériau isolant, c'est-à-dire la face du matériau isolant placée vers la deuxième zone 14.
On peut utiliser, sur la "face froide" du matériau isolant, face placée vers la première zone 13, des tissus en fibre aramide comme ceux commercialisés sous la dénomination Kevlar, ou encore des tissus en carbone ou des tissus composés de fils métalliques.
Quant aux fils utilisés pour réaliser les coutures 28, on peut envisager d'utiliser des fils Nextel.
On peut aussi envisager d'utiliser, pour réaliser la deuxième - 16 - 2~3~822 partie du dispositif, un matériau constitué d'un tissu ou d'un treillis métallique souple recouvert de fibres ou de tissus réfractaires, par exemple un tissu de verre. Un tel matériau présente l'avantage, par rapport à celui qui vient d'être décrit, d'être moins fragile, notamment lorsque le feutre utilisé dans le matériau précédent est un feutre céramique. Il est cependant moins perméable à
la pression que le matériau précédent.
Vont maintenant être décrits de fason plus précise des exemples non limitatifs de modes de liaison de la deuxième partie 12 du dispositif sur la tuyère 3 ainsi que des exemples de liaison des deux parties sur le cadre inférieur 15 du châssis 34.
La liaison entre la première et la deuxième parties 11 et 12 s'effectue au niveau du cadre inférieur 15 et de façon classique, par exemple en pincant une extrémité de la deuxième partie 12 entre le cadre inférieur 15 et un élément de fixation 29 et en les fixant par tout moyen approprié, par exemple des vis 30. L'élément 29 est de préférence revêtu d'une couche de matériau isolant.
La liaison entre la deuxième partie 12 et la tuyère 3 peut être réalisée par l'intermédiaire d'un câble 32 passant à l'intérieur de l'autre extrémité de la deuxième partie 12, ce câble 32 étant logé à
l'intérieur d'une gorge 33 ménagée dans la tuyère 3. Cette disposition est illustrée par la figure 3. Elle peut également être réalisée au moyen d'un système de fixation 35 placé sur la tuyère 3 auquel l'autre extrémité de la deuxième partie 12 est fixée par l'intermédiaire de tout moyen approprié, notament des vis 36. Cette disposition est illustrée par la figure 4.
Le dispositif de protection thermique qui vient d'être décrit est composé d'un écran en deux parties assurant l'une et l'autre une protection thermique de la première zone 13 ainsi qu'un équilibrage des pressions de part et d'autre du dispositif de protection, la première partie 11 étant relativement rigide et la deuxième partie 12 relativement souple. La deuxième partie 12 permet de plus les mouvements de la tuyère.
On peut envisager, comme illustré à la figure 6, de supprimer la première partie 11 relativement rigide, le dispositif de protection selon l'invention étant alors entièrement constitué d'un écran 10 en un matériau flexible, par exemple celui qui a été décrit en référence ~ - 17 - Z~35~22 à la figure 6.
La liaison entre le dispositif de protection et la tuyère 3 est réalisée comme précédemment par l'intermédiaire d'un câble ou d'un système de fixation. C'est ce dernier exemple qui est illustré à la figure 6.
Le dispositif de protection est fixé sur la jupe 2, par exemple par l'intermédiaire d'un élément de fixation 37 relié à la jupe 2, des moyens de fixation tels que des vis 38 étant prévus pour relier le dispositif à l'élément 37, de préférence recouvert de matériau isolant.
Il est également fixé au niveau du cadre inférieur 15 du châssis par tout moyen approprié.
On comprend que ce dispositif présente les mêmes avantages que celui décrit précédemment : protection thermique, perméabilité aux gaz, flexibilité, tout en permettant un gain de masse important. En effet, la partie rigide du dispositif et notamment sa structure porteuse est supprimée. Il permet également de diminuer le nombre de pièces intervenant dans la réalisation du dispositif.
Dans l'exemple de réalisation illustré à la figure 7, le ~o dispositif de protection selon l'invention est, comme sur la figure 6, entièrement constitué d'un écran 10 en un matériau flexible. Il est fixé sur la jupe 2 par des moyens de fixation appropriés 37 et sur la tuyère 3 par des moyens appropriés 38.
Le divergent de la tuyère 3 comporte, dans cet exemple, deux anneaux 39 et 40 articulés entre eux et au corps de tuyère.
Dans la position déployée, représentée en pointillés, les anneaux et le corps de tuyère sont alignés les uns à la suite des autres suivant le profil désiré pour le divergent en configuration d'activité. Le dispositif de protection 10, dans sa position correspondant à la position déployée du divergent, est également représenté en pointillés sur la figure 7.
Dans la position repliée du divergent, représentée en traits pleins, les anneaux 39 et 40 sont juxtaposés l'un autour de l'autre et autour du corps de tuyère selon un profil en accordéon. La position correspondante du dispositif de protection 10 est également représentée en traits pleins sur la figure 7.
Cette figure illustre un autre avantage essentiel du dispositif - 18 - ~ 22 selon l'invention qui est sa capacité de stockage. Celle-ci permet l'utilisation du dispositif avec une tuyère comportant un divergent au moins partiellement déployable.
On peut noter que le dispositif peut, pour faciliter son montage, être réalisé en deux parties annulaires. Ces deux parties peuvent alors être reliées par différents moyens, notamment un laçage à travers des oeillets, des crochets, des fermetures à glissières ou encore des bandes auto-agrippantes.
Enfin, les signes de référence insérés après les caractéristiques techniques énoncées dans les revendications, ont pour seul but de faciliter la compréhension de ces dernières et ne peuvent avoir en aucun cas pour effet de limiter l'invention aux modes particuliers de réalisation qui viennent d'être décrits.
~5 .~5 ~ 2û3 ~ 82 ~
The invention relates to protective devices thermal intended for zones to undergo during a time relatively short a relatively high heat flux as well as sudden variation in pressure. The invention also relates to materials allowing the realization of these devices.
The invention is particularly applicable to thermal protection of elements subjected to thermal fluxes emitted by gas generators hot, and more particularly to the thermal protection of the base of rocket or missile booster. Such protection allows protect the electrical, mechanical or other equipment located in the rear areas of the thrusters, heat flux emitted by the nozzles, when firing and / or launching the missiles, or rockets and / or the separation of two of their stages.
We know that such nozzles can be fixed or have a very low deformability but that, for certain applications, requiring, for example, adjustable nozzles, their movements can be relatively large. A nozzle generally present a substantially frustoconical shape. At rest, the nozzle is in a position such that its axis is substantially parallel to the axis of the propellant. The movements of the nozzle consist mainly of an inclination of its axis relative to the axis of the propellant. The nozzle can also deform slightly under the effect of gases that circulate there. The invention relates to thermal protection which can be used regardless of the magnitude of the deformations or displacement of the nozzle.
We also know that a rocket, like a missile, is susceptible to be taken on board an air, marine or submarine vehicle.
In such vehicles, the available space is measured and it is desired have the maximum of on-board elements in the minimum of space, without compromising their integrity and without harming their efficiency. It is therefore interesting to have an on-board vehicle, rocket or missile, particularly space-saving in length while being capable of accomplishing the envisaged mission, with performances increased, for the same overall length of the vehicle in phase of activity. This can be achieved by equipping the propellant with the vehicle on board with a nozzle comprising a deployable divergent. The divergent is deployed after ignition of the propellant when the machine :
20 ~ ~ 2 ~
is in free flight and is no longer subject to length restrictions, to help increase the gas expansion ratio in the nozzle and therefore improve the propulsion efficiency.
We can thus refer to French Patent No. 2 422 831 which is relating to a deployable divergent thruster nozzle, the divergent being constituted by a succession of rigid rings connected between them and to the nozzle body by flexible rings. In the folded position of the divergent, these flexible and rigid rings are juxtaposed around each other and around the nozzle body following an accordion profile. In the deployed position of the diversify, they are aligned one after the other according to the desired profile for the divergent in activity configuration.
We can also refer to French Patent No. 2,457,390 which also relates to a deployable diverging nozzle for rocket propellant. This divergent includes a set of panels individual refractory material hinged together and with respect to a fixed upstream part of the divergent adjacent to the neck of the nozzle. The articulated panels are distributed so as to define at least two successive adjacent crowns or truncated cones and be able to be placed in a first fallback position and in a second position deployed.
The invention relates more specifically to protection thermal capable of being carried out as well for nozzles made in one piece only for nozzles at least partially deployable or with at least one diverging part partially deployable.
Many thermal protection devices are already known, some being intended more particularly for elements placed at the rear of the thrusters. They can consist of protection individual of each element that one wishes to protect from flows from the nozzle.
Thus, each structural element, for example the skirt or the bottom of the thruster, as well as each equipment placed in the area rear of the thruster can be fitted with a rigid insulating shell protecting from heat flow.
Patent FR-2 489 81Z describes a process for manufacturing parts shaped capable of withstanding relatively thermal shock - 2ID3 ~
important as well as high temperatures, of the order of 1600C.
These parts are made from a substrate formed of fibers mineral stiffened by at least one mineral binder and possibly an organic binder, the substrate being produced by the technique of vacuum molding and the assembly having undergone a treatment of resin reinforcement. The shaped parts obtained withstand delamination and bursting under the effect of an overpressure or a gas depression and also have good mechanical strength real and excellent machinability.
This technique of individual protection of each element of structure and each equipment has many disadvantages.
First, it requires the use of a surface and therefore a very large mass of thermal protection material.
In addition, these shells or protective parts are fixed mechanically or by bonding on each structural element or each equipment. This implies that only the insulation characteristics thermal of the materials making up these shells or these parts are used. In addition, bonding of thermal protection elements on equipment leads to many difficulties when maintenance of these. After dismantling the equipment, it is particularly necessary to remove the protections and stripping bonding surfaces.
If the complexity of producing protective parts is depending on the technique used, only a specific tool remains is necessary for the realization of each protective part intended for a particular structural element or piece of equipment.
Thus, the process described in patent FR-2 489 812 requires the prior production, for each particular protective part, a suction mold intended to form this part.
Finally, we note that these thermal protection techniques many manual operations, including molding, cutting, adjustment or even collage. These techniques are therefore relatively expensive.
We can therefore consider a thermal protection allowing to protect a first zone overall from the heat fluxes emanating a second zone, which may be subject to variations abrupt and significant temperature and pressure.
.
~ 4 ~ ~ 35822 Thus, US Pat. No. 4,324,167 describes a device producing, between the ignition and the launch of a rocket, a seal between the launch tube and rear of the rocket. This device protects thus the high temperature gas launch tube generated by the rocket upon ignition. This protection includes a support screen and flexible overlapping protection, placed at the bottom of the rocket. When the rocket is ignited, pressure is exerted against the flexible protection, which deforms to come into contact with the rocket and form a tight seal. When the rocket takes off, it breaks the seal, exhaust gases escaping from the nozzle then causing the deformation of the protection and the increase of the gas flow through it.
This thermal protection is effective in protecting the tube from launch in which a flow missile or rocket is placed thermal emissions from the nozzles. However, this protection has no effect on equipment placed in the rear areas of propellants.
We can however consider thermally insulating thanks to a heat shield providing overall thermal protection of either an entire area with equipment, a fraction of this zone corresponding to a particular piece of equipment sensitive to flow thermal.
Comprehensive thermal protection has advantages. In Indeed, its realization requires less mold and tools than the individual thermal protection technique. It is therefore less more expensive than the latter. In addition, access to the equipment it protects is easier and their maintenance is facilitated. In in particular, the stripping of equipment to remove the residues of glue and insulating material, resulting from the bonding of thermal protection parts on the equipment are removed.
Finally, the surface and therefore the mass of the protective materials necessary for the realization of such protection overall thermal are much less important than those driven by the production of thermal protection parts individual that would be necessary to protect the same equipment. We can see that the mass gain is 25 to 30%.
Global thermal protection as described in the patent : 2 ~ 35822-US-4,324,167 has drawbacks, however. So, we see that it is pressure tight. It therefore generates significant efforts on the load-bearing structures to which it is attached fixed. This requires strengthening these load-bearing structures and therefore causes their mass to increase, thereby reducing the performance of the machine on which the thermal protection is carried out.
We know rigid thermal protection and permeable to pressure. However, these only have mechanical strength relatively small. Reference may again be made to patent FR-2,489 812 which describes thermal protection parts and materials having a relatively large porosity and which thus resist bursting under the effects of overpressures or depressions carbonated. However, these parts or materials do not show any lS good mechanical characteristics and require structures carriers such as chassis. This leads to an increase in the mass of the thermal protection produced, which, as before, reduces the performance of the machine on which the thermal protection went up.
Finally, such thermal protections are used for nozzles fixed or with very low deformability, but do not can be for nozzles whose movements are relatively important.
We can therefore consider a rigid protection device of elements subjected to thermal fluxes emitted by hot gas generators, permeable to overpressures generated by the ignition of the generators in order to limit the efforts on the load-bearing structures, making it possible to withstand thermal flows high and adapt to significant deformations of these generators. In the case where the hot gas generator is constituted by the nozzle of a rocket or missile propellant, this device may for example consist of a heat shield made up of two self-supporting and non-integral parts, one part being fixed to the nozzle and the other part to the skirt of the propellant. A chicane being formed between these two parts, the screen is permeable to pressure while ensuring effective protection of a first area of the rear of the thruster, located between the thruster base and the - 203 ~ -822 ~
protection device with respect to a second zone located between the protective device and the surrounding environment.
However, such a thermal protection device is not usable for nozzles with at least one divergent partially deployable.
This device also has drawbacks. Indeed, each component part of the screen can be made in one material either waterproof or permeable to pressure.
In the first case, significant efforts are exerted on the structures to which it is attached, which requires setting up reinforcements. In the second case, the material does not have of sufficient mechanical strength and structures must be provided carriers. It can therefore be seen that, in both cases, the mass of the thermal protection device is necessarily increased, this which reduces the performance of the machine on which it is mounted.
The subject of the invention is therefore a protection device thermal:
- permeable to overpressures generated by the ignition of a nozzle, - reduced mass, - allowing to withstand high thermal fluxes, - having a storage capacity compatible with a nozzle comprising a divergent at least partially deployable and - able to adapt to displacements and / or deformations of the nozzle.
This protection device is more particularly applicable to thermal protection of the missile booster base or rocket. It is permeable to overpressures generated by the ignition of the nozzle (s), withstands high temperatures, has a storage capacity compatible with at least one nozzle comprising a diverge at least partially deployable and can adapt to significant deformations and / or displacements of the nozzle (s).
The invention therefore relates to a thermal protection device between a first and a second zone, the second zone possibly be subject to relatively sudden and large variations in temperature and pressure, this device comprising a screen arranged between the two areas.
`~ 2 ~ 3 ~ 22-According to the invention, the screen being thermally insulating, at least part of said screen is made of a material permeable to pressure and flexible.
Preferably, said zones being located between at least one first and second elements substantially opposite, likely to move away from each other and slip off one by compared to the other, the screen has at least one attachment point on each of said elements.
Preferably, the screen has a shape adapted to the first and second elements.
In an application of the device according to the invention, the second area is subject to the temperature and pressure of gases emanating from a relatively hot gas generator.
The first element is then constituted by the gas generator hot.
In a more particular application, the zones are located at the rear of a rocket or missile propellant.
The hot gas generator is then constituted by the propellant and the rocket or missile nozzle while the second element consists of the skirt of the rocket or missile.
In this application, the first zone is also located between the propellant base and the screen while the second area is more located between the screen and the environment.
According to a preferred embodiment of the thermal protection according to the invention, the screen is substantially annular, its outer periphery constituting an attachment zone on the skirt while its internal periphery constitutes an area hooking on the nozzle.
Preferably, the part made of flexible material is fixed to the nozzle at its internal periphery.
According to a first embodiment of the protection device thermal screen according to the invention, the screen also comprises another part whose outer periphery is fixed to the skirt.
In a first exemplary embodiment, this other part is made of a thermally insulating and rigid material.
In a second embodiment, this other part is made of thermally insulating material and a structure - 8 - 2035 ~ 2 ~
carrier.
In these two examples, the thermally insulating material is, preferably permeable to pressure.
In the second embodiment, the supporting structure is preferably supported by a frame.
Preferably, the chassis is composed of arms distributed around of the nozzle and connected together via a frame upper and lower frame, the upper frame being attached to the skirt while the lower frame supports the supporting structure.
In this second embodiment, the supporting structure consists of machined or molded supports or a plate conical honeycomb.
In this case, the tray preferably has openings.
In these two embodiments, the part made of material flexible is preferably attached to the lower frame at the level of its outer periphery.
According to a second embodiment of the protection device according to the invention, said part made of flexible material constitutes the entire screen and is fixed at its outer periphery on the skirt.
Preferably, the part made of flexible material is also fixed.
on the lower frame of a chassis.
To facilitate its mounting on the nozzle, the screen is, preferably composed of two annular elements linked together during of their editing.
The invention also relates to a protective material thermal permeable to pressure and flexible.
According to the invention, it comprises at least one layer of felt thermally insulating in refractory fibers placed between at least two layers of fabric, at least one of which is made of a fabric flame retardant and / or refractory.
In a first embodiment, the layers of felt and of fabric are juxtaposed.
In a second embodiment, the layers of felt and of fabric are held together by any connecting means suitable such as seams, staples or stitches.
Preferably, the connecting means are arranged according to at least ~ 3 ~ 22 a direction so as to obtain a quilting.
I. The connecting means can in particular be according to two perpendicular directions.
In a first embodiment, the fabric consists of fibers identical to those composing the insulating felt.
In a second embodiment, the fabric consists of flbres of a different nature from that composing the insulating felt.
The pressure-permeable thermal protection material and flexible according to the invention can also be made of a fabric or a flexible wire mesh covered with fibers or fabrics refractory.
The invention will be better understood and other aims, advantages and characteristics of it will appear more clearly on reading of the following description of particular embodiments made in relation to the attached drawings in which:
- Figure 1 shows a half section of the rear area of the rocket propeller along the vertical axis of the rocket, - Figure 2 shows a plan view of an example of supporting structure for the protection device according to the invention, 20- Figure 3 shows a partial sectional view along a plane passing through the rocket axis of a first embodiment of the protection device according to the invention, - Figure 4 shows a partial sectional view along a plane passing through the rocket axis of a second embodiment of the protection device according to the invention, - Figure 5 shows a view with partial section of the material insulator for the protection device according to the invention, - Figure 6 shows a third embodiment of the protection device according to the invention and 30- Figure 7 shows a partial sectional view along a plane passing through the rocket axis of a fourth embodiment of the protection device according to the invention.
The elements common to the different figures will be designated by the same references.
35 With reference to Figure 1, the propellant base carries the reference 1. It has a concave annular shape whose concavity is turned towards the inside of the thruster. At its periphery 3 ~ 8 22 -outer 4, is fixed the upper end of the skirt 2 which has a cylindrical shape. The base 1 and the skirt 2 are surfaces of revolution having for axis the vertical axis 6 of the rocket.
The upper end of the nozzle 3 is disposed at the level of the inner periphery 5 of the base 1.
The nozzle 3 has a substantially frustoconical shape.
The skirt 2 is fixed, on the other hand the nozzle is mobile. So the Figure 1 illustrates by way of example the two extreme positions of the nozzle, referenced b and c.
In position a, shown in solid lines, the axis of the nozzle corresponds to the vertical axis 6 of the rocket. In positions b and c, shown in dotted lines, the axis of the nozzle forms an angle +
relative to axis 6, ~ being a determined value.
As will be understood later, the invention is more particularly advantageous for rockets comprising nozzles mobile or nozzles comprising an at least partially divergent deployable. It is however entirely applicable to rockets whose nozzles are fixed.
We can also note that, whatever the type of nozzle, under the effect of hot gases circulating in the nozzle, this can expand slightly.
Between the nozzle 3 and the skirt 2, are arranged equipment electrical or mechanical, designated by the reference 21. In the absence of any protection device, this equipment is subject to flow thermal emitted by the nozzle 3, in which hot gases circulate after ignition of the rocket. Gas temperature can reach for example 1600C.
Equipment cannot withstand such temperatures without pity.
The protection device according to the invention therefore aims to oppose the heat flow emitted by the nozzle in order to limit the rise in temperature of equipment and structures to a acceptable value, for example between 70C and 150C.
This device essentially comprises a thermal screen 10 produced in first and second parts 11 and 12 substantially annulars. The first part 11 is mounted on the skirt 2 at the level from its outer periphery 8 via a frame 34 11 203 ~ 22 supported by the skirt 2, while the inner periphery 7 of the second part 12 is supported by the nozzle 3.
In addition, the first part 11, respectively the second part 12, is fixed at its inner periphery 17, respectively at its outer periphery 18 on the lower frame lS
a chassis 20. The chassis 20 is composed of several arms 19 distributed around the nozzle 3, interconnected via an upper frame 16, fixed to the skirt 2 and the lower frame 15.
The chassis 20 is essentially designed to carry equipment, and it can also be used for fixing the heat shield. Other means of attachment may, however, be planned.
In the embodiment illustrated in FIG. 1, the second part 12 of the protective device is placed closer to the pellet 1 of the propellant as the first part 11. The interest of this provision is detailed below.
Both parts are made of materials such as provide effective thermal insulation of a first zone 13 of the rear of the thruster, located between the base 1 of the thruster and the protection device and comprising the equipment 21 to be protected, relative to a second zone 14 located between the device protection and the surrounding environment while simultaneously presenting a mechanical strength and sufficient gas permeability.
In fact, the temperature of the gases emanating from the nozzle can reach high values, for example 1600C.
In addition, the very sudden variations in pressure in the second zone 14, because of the gases emanating from the nozzle, can be assimilated to shocks and transport as well as the firing of gear on which the thermal protection device can be on board cause significant vibrations.
Finally, the very sudden pressure variations, in the second zone 14, lead to even greater efforts on the load-bearing structures of the protection device that it is less permeable to pressure. These efforts make it necessary to provide additional reinforcements so that they are supported without pity. This leads to an increase in the overall mass protection device and therefore reduces the performance of the machine ~ 2 ~ 5 ~ 2 ~
- lZ -on which it is mounted. It is therefore necessary to use materials relatively permeable to pressure.
The first part 11 can be made of a material thermally insulating if it is sufficiently rigid.
As a non-limiting example of such a material, we can cite the material marketed under the DURESTOS brand, which is composed of short fibers of asbestos and thermosetting resin. She can also be made up of a relatively rigid supporting structure covered with a thermally insulating material including examples of embodiment will now be described with reference to FIGS. 2 to 4.
The supporting structure of the first part 11 can be a conventional mechanical structure consisting of machined supports 22 or molded. Thanks to the insulating material, a layer 23 of which is placed on the face of the supports 22 located towards the ambient environment, the temperature media is limited. As long as it does not exceed 150C, all freedom is left in the choice of metallic materials in which supports are made.
It is also possible to envisage making the supporting structure in Z0 an assembly having a honeycomb core, possibly covered with fabric, for example in high modulus carbon (HM), to increase rigidity. This assembly has the advantage of being very light while having a very important moment of inertia. It is notably marketed by Aérospatiale under the NIDA brand.
Figure 2 illustrates an example of a supporting structure performed in NIDA. This structure is made from a cone full of NIDA which can be machined to make openings.
The value of the openings will be detailed in the rest of the description. It then takes the form of a conical plate 24 provided with relatively large Z5 openings. This tray can be made in two parts, from two half-cones, to facilitate mounting it around the nozzle 3.
The plate 24 is also covered with a layer of material thermally insulating 23 on its face located towards the ambient environment.
Several types of insulating materials can be used for cover the supporting structure of the first part 11 of the device protection according to the invention.
:
- 13 - 2 ~ 3 ~ 2 In view of what has been explained above, we choose pressure-permeable materials to reduce stress exerted on the supporting structures and the elements which support (chassis).
The load-bearing structures described above include recesses: openings 25 in the tray 24 for a structure carrier made of NIDA or spaces between the machined supports or molded 22 for a mechanical support structure.
Thus, if an insulating material permeable to water is used pressure, the first part 11 of the protective device is pressure permeable.
As an insulating material permeable to pressure, mention may be made of material obtained by the process described in patent FR-2,489,812 already cited in the introduction to this application and included here as lS of reference.
This material has a very open percentage of porosities high, around 84%, and a low percentage of fiber, around 10%. It offers resistance to sudden variations in pressure and thermal protection quite satisfactory.
It is however relatively fragile to mechanical stresses and shock and can therefore only be used in combination with load-bearing structures.
The material is manufactured, for this application, in the form of plates whose thickness is adapted to the conditions of use.
These plates are either glued to the supporting structures, or mechanically fixed, it is then necessary to protect the heads from fixation.
We can also consider integrating, during manufacturing insulating material and more particularly at the time of aspiration fibers, a frame-shaped implant with fixing lugs allowing the supporting structure to be linked to the insulating material. We understands that in this case the implants are bonded by adhesion to insulating material fibers.
The invention is not limited to the use of this material special insulation.
The second part 12 is made of a material which is not only a good thermal insulator, permeable to gases, but which is 2035 ~ 2 ~
as flexible. Examples of such a material will be detailed in the rest of the description.
The width of the second part 12 is chosen so as to allow deformations or displacements of the nozzle 3, in particular deformations due to thermal expansion and displacement angular, as illustrated in figure 1, or in translation by relative to the skirt for at least partially deployable nozzles or comprising an at least partially deployable divergent.
We understand that as regards the angular displacements of the nozzle, the width of the second part 12 can be all the more less important than it is closer to the base 1 of the propellant. The arrangement illustrated in Figures 1 and 4 is therefore preferable from the point view of the mass of the protective device.
It is however possible to place the first part 11 of the protection device closer to the propellant base 1 than the internal periphery of the second part 12, through which this second part is fixed to the nozzle 3, as illustrated in FIG. 3.
We can consider several types of materials to achieve the second part of the device.
20However, the material which will now be described with reference in Figure 5 has been specially designed for this purpose and responds in a completely satisfactory to the requirements set out above.
This material is essential ~ ent of three elements: a thermally insulating felt 26, a fireproof and refractory fabric 27 and possibly a refractory bonding wire.
The insulating felt 26 has the advantage of being flexible and permeable to gases.
The fabric 27 is also flexible and gas permeable with a satisfactory mechanical strength. We can also choose a fabric made up of fibers identical to those used in the composition of felt 26.
The material preferably comprises a layer of felt 26 between two layers of fabric 27. These hold the felt 26 and thus give the assembly a compatible mechanical strength with the levels of stress encountered during use.
You can of course use more than two layers of fabric, but it it is necessary to provide at least one layer of fabric on each side ~ 15 - 2 ~ 3 ~ 822 felt 26.
It can be noted that the layers of fabric 27, located on the opposite side and other of the felt 26, may or may not be of identical nature and whether or not they may be made of fibers identical to those felt 26.
The layers of fabric and felt can be simply juxtaposed or still held in place by any connecting means suitable such as for example staples, stitches, or still seams arranged in at least one specific direction so as to obtain a quilting. These means of connection, such as seams 28, can in particular be arranged in directions perpendicular, as illustrated in figure 5.
These means, like the seams 28, ensure cohesion between the different layers. Because they compartmentalize the felt, they limit the effect of vibrations.
Given the high temperature of the gases emanating from a nozzle, ceramic felts are preferably used, comprising aluminum oxide (Alz 03) and alumino silicate (Si Oz) fibers or zircon oxide fibers (Z ~ Oz), such as those sold under the names Cerachem by the John Manville France Company and under the names Kerlane 60 or Zirlane by the Kerlane Company.
It is found, after thermal tests, that these felts retain a sufficient flexibility to support the movements of the nozzle during of the thruster operation.
Likewise, preferably fabrics made up are chosen.
mainly aluminum oxide threads, fibers or filaments (Al ~
03) and alumino silicate (Si Oz), such as those sold under the name Nextel by 3M, at least on the "hot side"
insulating material, i.e. the face of the insulating material placed to the second zone 14.
One can use, on the "cold face" of the insulating material, face placed towards the first zone 13, aramid fiber fabrics such as those sold under the name Kevlar, or fabrics made of carbon or fabrics composed of metallic threads.
As for the threads used to make the seams 28, we can consider using Nextel threads.
We can also consider using, to carry out the second - 16 - 2 ~ 3 ~ 822 part of the device, a material made of a fabric or flexible wire mesh covered with fibers or fabrics refractory, for example a glass cloth. Such a material presents the advantage, compared to that just described, of being less fragile, especially when the felt used in the material previous is a ceramic felt. It is however less permeable to pressure than the previous material.
Will now be described in more detail examples non-limiting of connection modes of the second part 12 of the device on the nozzle 3 as well as examples of connection of the two parts on the lower frame 15 of the chassis 34.
The connection between the first and second parts 11 and 12 takes place at the lower frame 15 and in a conventional manner, by example by pinching one end of the second part 12 between the lower frame 15 and a fixing element 29 and fixing them by any suitable means, for example screws 30. Element 29 is preferably coated with a layer of insulating material.
The connection between the second part 12 and the nozzle 3 can be made via a cable 32 passing inside the other end of the second part 12, this cable 32 being housed at inside a groove 33 formed in the nozzle 3. This arrangement is illustrated in Figure 3. It can also be performed at by means of a fixing system 35 placed on the nozzle 3 to which the other end of the second part 12 is fixed by means of any suitable means, in particular screws 36. This provision is illustrated in figure 4.
The thermal protection device which has just been described is composed of a screen in two parts ensuring both thermal protection of the first zone 13 as well as balancing pressures on either side of the protection device, the first part 11 being relatively rigid and the second part 12 relatively flexible. The second part 12 also allows the nozzle movements.
We can consider, as illustrated in Figure 6, to remove the first part 11 relatively rigid, the protection device according to the invention then being entirely made up of a screen 10 in a flexible material, for example that which has been described with reference ~ - 17 - Z ~ 35 ~ 22 in Figure 6.
The connection between the protection device and the nozzle 3 is carried out as previously via a cable or a fastening system. It is this last example which is illustrated in the figure 6.
The protective device is fixed on the skirt 2, for example by means of a fixing element 37 connected to the skirt 2, fixing means such as screws 38 being provided to connect the device at element 37, preferably covered with material insulating.
It is also fixed at the lower frame 15 of the chassis by any appropriate means.
We understand that this device has the same advantages as that described above: thermal protection, permeability to gas, flexibility, while allowing a significant gain in mass. In effect, the rigid part of the device and in particular its structure carrier is deleted. It also reduces the number of parts involved in the realization of the device.
In the embodiment illustrated in FIG. 7, the ~ o protective device according to the invention is, as in FIG. 6, entirely made up of a screen 10 made of a flexible material. It is fixed on the skirt 2 by appropriate fixing means 37 and on the nozzle 3 by appropriate means 38.
The diverging portion of the nozzle 3 comprises, in this example, two rings 39 and 40 hinged together and to the nozzle body.
In the deployed position, shown in dotted lines, the rings and the nozzle body are aligned one after the other according to the desired profile for the divergent configuration of activity. The protective device 10, in its position corresponding to the deployed position of the divergent, is also shown in dotted lines in Figure 7.
In the folded position of the divergent, shown in lines full, the rings 39 and 40 are juxtaposed around one another and around the nozzle body according to an accordion profile. The position protection device 10 is also shown in solid lines in Figure 7.
This figure illustrates another essential advantage of the device.
- 18 - ~ 22 according to the invention which is its storage capacity. This allows using the device with a nozzle having a diverging less partially deployable.
It can be noted that the device can, to facilitate its mounting, be made in two annular parts. These two parts can then be connected by different means, including lacing through eyelets, hooks, zippers or still Velcro straps.
Finally, the reference signs inserted after the characteristics techniques set out in the claims, are for the sole purpose of facilitate the understanding of these and cannot have no case has the effect of limiting the invention to particular modes of realization which have just been described.
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