EP3094916A1 - Système de protection thermique pour un réservoir cryogénique d'engin spatial - Google Patents

Système de protection thermique pour un réservoir cryogénique d'engin spatial

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EP3094916A1
EP3094916A1 EP14831044.4A EP14831044A EP3094916A1 EP 3094916 A1 EP3094916 A1 EP 3094916A1 EP 14831044 A EP14831044 A EP 14831044A EP 3094916 A1 EP3094916 A1 EP 3094916A1
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EP
European Patent Office
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shell
internal space
spacecraft
coolant
cryogenic
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP14831044.4A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Didier Vuillamy
Nicolas Ravier
David HAYOUN
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ArianeGroup SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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Filing date
Publication date
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    • Y02E60/00—Enabling technologies; Technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
    • Y02E60/30—Hydrogen technology
    • Y02E60/32—Hydrogen storage

Definitions

  • the present invention relates to the field of tanks for cryogenic fluids of space launcher, and more particularly to a means of thermal protection of such a tank.
  • cryogenic propellants are subjected to an increase in the temperature in the tanks, because of the heat exchange with the external environment, which causes a phase change of the propellants which pass into the gaseous phase, thus causing a rise in pressure in reservoirs that can reach levels that are too high.
  • the current solution is to evacuate the gas from the tanks to limit the increase in pressure.
  • This results in a loss of propellant which must be compensated until a few minutes before the launch, which is binding in terms of preparations.
  • the present invention proposes an assembly comprising a cryogenic fluid reservoir for a spacecraft, and a thermal protection system for a cryogenic fluid reservoir for a spacecraft, said system comprising
  • a hull adapted to envelop the cryogenic fluid reservoir, the hull being dimensioned so as to create an internal space between the hull and the tank,
  • an injection duct (35) connected to a heat transfer fluid reservoir (36), adapted to inject a coolant spray into said internal space,
  • said coolant is injected into the internal space in the liquid state, and at a temperature adapted so that the coolant captures a heat flow to the cryogenic fluid reservoir causing vaporization of said heat transfer fluid, the hull comprising a plurality of orifices adapted to allow the gaseous coolant to exit said inner space through the hull.
  • the assembly advantageously has one or more of the following characteristics, taken independently or in combination:
  • the system comprises means for injecting dry gas into the internal space
  • the hull comprises a plurality of articulated segments adapted to selectively envelope the cryogenic fluid reservoir or release it prior to the launch of the spacecraft; -
  • the shell comprises an inner wall and an outer wall, between which is disposed a thermally insulating material.
  • the invention also relates to a method of thermal protection of a cryogenic fluid reservoir of a spacecraft, in which
  • the shell is enveloped by means of a shell so as to form an internal space between the shell and the tank,
  • a coolant spray is injected into the internal space thus formed, the coolant being injected in liquid form at a temperature adapted so that the heat transfer fluid is vaporized as a result of heat exchanges with a heat flow reaching the tank,
  • the coolant vapor is evacuated formed by heat exchange with the reservoir through the shell, via a plurality of orifices arranged in the shell.
  • a dry gas is injected into said internal space so as to eliminate the humidity of said internal space and to avoid the formation of ice water or carbon dioxide that could close the passages allowing the coolant vapor to pass through the hull.
  • a dry gas is injected at ambient temperature into the internal space so as to raise the surface temperature of the reservoir and avoid the formation of ice.
  • FIG. 1 schematically represents a spacecraft provided with a system according to one aspect of the invention
  • FIG. 2 is a detailed sectional view of the system according to one aspect of the invention.
  • FIG. 3 schematically illustrates a method according to one aspect of the invention.
  • FIG. 1 schematically represents a spacecraft equipped with a system according to one aspect of the invention.
  • FIG. 1 shows schematically a spacecraft 1, in this case a launcher comprising a cap 11, a propulsion stage 12 and a thruster 13.
  • propulsion stage 12 generally denotes the stages of the spacecraft comprising cryogenic equipment and tanks.
  • the propulsion stage 12 is thus represented as being surrounded by a thermal protection system 2, comprising a shell 3 adapted to envelop tanks of cryogenic fluids that comprises the propulsion stage, and a base 4 ensuring the level of leaktightness. thruster 13.
  • the shell 3 thus advantageously envelops all the cryogenic tanks of the spacecraft.
  • the hull 3 is adapted to perform a thermal protection function of the cryogenic tanks of the spacecraft, and more specifically to prevent an increase in temperature and pressure in the cryogenic tanks of the spacecraft when the cryogenic tanks contain a fluid cryogenic.
  • the shell 3 as shown comprises an inner wall 31 and an outer wall 32 between which is disposed a partition 33 of thermally insulating material.
  • the inner wall 31 and the outer wall 32 are for example made of metallic material, while the partition 33 is for example composed of polyurethane foam.
  • the shell 3 typically has a thickness of the order of 10 to 20 cm.
  • the weight of the shell is thus advantageously maintained at the lowest possible value, to facilitate its introduction and its removal.
  • the shell 3 is typically formed of several articulated segments, so as to be assembled in order to envelop a tank of spacecraft 1, or separated in order to allow the removal of the shell 3 and thus release the spacecraft 1, by example to allow its launch.
  • the shell 3 When the shell 3 is disposed around the spacecraft 1, it defines an internal space 21 between the outer surface of the spacecraft 1 and the shell 3.
  • the shell 3 may have supports adapted to come into contact with the spacecraft 1 and provide a predefined spacing between the machine 1 and the shell 3. These supports are advantageously made of flexible materials so as not to damage the walls of the spacecraft 1.
  • the system 2 also comprises means for injecting a coolant spray in liquid form in the internal space 21 defined between the shell 3 and the reservoir, for example in the form of a spray of droplets or microdroplets.
  • these injection means comprise an injection duct 35 connected to a coolant reservoir 36.
  • injection means 35 and 36 are distributed at different points of the shell 3, so as to have a substantially homogeneous distribution of coolant spray in the internal space 21.
  • the coolant is, for example nitrous (N2), which is compatible with the propellant temperature contained in the cryogenic tanks of space devices, and interesting in terms of price and availability.
  • the heat transfer fluid is for example injected in liquid form at a temperature below the temperature at which the cryogenic fluid reservoir wall of the spacecraft would be in the absence of the assembly as presented. More generally, as will be seen later, the coolant is injected at a sufficiently low temperature so that it captures all or part of the heat flow to the cryogenic fluid reservoir.
  • the system 2 further comprises means for injecting dry gas into the internal space 21.
  • dry gas is meant here a gas that does not include gaseous substances that will liquefy during use.
  • these dry gas injection means comprise injection nozzles 37 fed by a dry gas tank 38.
  • Several dry gas injection means 37, 38 can be distributed at different points of the shell 3, also so as to allow a substantially homogeneous diffusion of dry gas in the inner space 21 between the shell 3 and the tank.
  • the shell 3 is adapted to allow a passage of gas from the inner space 21 to the outside through the shell 3.
  • the shell 3 comprises orifices 34 distributed at different points of the shell 3 and allowing and an exhaust gas located in the inner space 21 to the outside of the shell 3 through the shell 3 via these orifices 34.
  • the orifices 34 typically have a dimension of the order of a millimeter. Their multiplicity allows a good regulation of the outgoing gas flow, and limits the impact of the dispersion at the level of their size on the evacuation of the gas.
  • the shell 3 is dimensioned so as to envelop at least the cryogenic tanks of the spacecraft 1.
  • the coolant may for example be liquid nitrogen.
  • the system 2 is positioned around the cryogenic tank of the spacecraft during a positioning step El.
  • the cryogenic tank has been previously filled or is being filled, the hull 3 and the different injection means 35, 36, 37 and 38 are positioned around the reservoir.
  • An optional dry gas injection step E2 is then carried out in the internal space 21, via the dry gas injection means 37 and 38.
  • This optional step makes it possible to evacuate the moisture from the internal space 21 and avoids or at least greatly reduces the risk of ice appearing on the outer wall of the spacecraft 1.
  • the injected dry gas is discharged through the shell 3, for example by the orifices 34 described above.
  • the temperature of the injected dry gas is then gradually lowered, until its temperature is of the order of its temperature in the liquid state, which avoids or at least to limit the risk of admission. of air in the internal space 21 during the step E3 described below.
  • E3 is then injected with a heat-transfer fluid spray in liquid form in the internal space 21, via the injection means 35 and 36.
  • the heat-transfer fluid in liquid form is injected at a temperature that is adapted according to that cryogenic tank and in particular the contents of the cryogenic tank. In this way, the coolant intercepts the heat reaching cryogenic tank, and thus avoids its heating.
  • the heat captured by the heat transfer fluid causes its vaporization; it therefore passes in gaseous form, and is discharged from the internal space 21 through the shell 3 during a step that is designated by E4.
  • Steps E3 and E4 although shown as separate, occur simultaneously during operation of the thermal protection system 2.
  • the injection of heat transfer fluid into the internal space 21 is in fact carried out continuously to ensure the maintenance of the reservoir at a given temperature, which results in a generation and continuous evacuation of coolant vapor through the shell 3.
  • This evacuation of heat transfer fluid vapor through the shell 3 is advantageously facilitated by applying an overpressure in the internal space 21 with respect to the ambient environment, which also makes it possible to prevent outside air at room temperature from penetrates the internal volume 21.
  • Such overpressure is achieved for example via an adjustment of the dimensions of the orifices 34 arranged in the shell 3.
  • the coolant vapor flows along the inner wall 31 and the outer wall 32 of the shell 3, as shown schematically by arrows in Figure 2, which both limits the heat exchange from from the outside environment to the internal space 21, and to limit the formation of ice on the outer wall 32 of the shell 3 while maintaining a continuous stream of coolant vapor on the outer wall 32.
  • the proposed system 2 thus has several advantages. Firstly, it provides active thermal protection, maintaining a desired temperature of the cryogenic tanks of a spacecraft, thus avoiding degassing or even emptying and then a refilling in case of launch report.
  • the heat flow entering in the absence of a thermal protection system as presented is estimated at 8kW.
  • the proposed system reduces the incoming flow below 400W, which significantly reduces the losses of hydrogen, and makes the pressure rise within the reservoir very slow, making possible waiting times of several days .
  • the pressure in the tank reaches 1.6 bar after a duration of 12 hours.
  • the coolant consumption is also relatively low; for the example presented, the need for dinitrogen is 2 grams per second.
  • the system 2 can also be coupled to the filling means of the cryogenic tanks, thereby reducing the time constraints imposed during the filling of the cryogenic tanks.
  • the proposed system prevents the formation of gel on the surface of the spacecraft 1, and is formed solely of components external to the spacecraft 1 and therefore does not require structural modifications of the spacecraft 1.

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Abstract

Ensemble comprenant un réservoir de fluide cryogénique d'engin spatial, et un système (2) de protection thermique pour un réservoir de fluide cryogénique d'engin spatial (1), comprenant - une coque (3) adaptée pour envelopper le réservoir de fluide cryogénique, la coque (3) étant dimensionnée de manière à aménager un espace interne (21) entre la coque (3) et le réservoir, - des moyens d'injection (35, 36) d'un spray de fluide caloporteur dans ledit espace interne (21), caractérisé en ce que ledit fluide caloporteur est injecté dans l'espace interne (21) à l'état liquide, à une température adaptée de manière à ce que le fluide caloporteur capte le flux thermique parvenant au réservoir de fluide cryogénique entraînant une vaporisation dudit fluide caloporteur, la coque (3) comprenant une pluralité d'orifices adaptés pour permettre au fluide caloporteur sous forme gazeuse de sortir dudit espace interne (21) au travers de la coque (3).

Description

Système de protection thermique pour un réservoir cryogénique d'engin spatial
DOMAINE TECHNIQUE GENERAL
La présente invention concerne le domaine des réservoirs pour fluides cryogéniques de lanceur spatial, et vise plus particulièrement un moyen de protection thermique d'un tel réservoir. ETAT DE L'ART
Les lanceurs spatiaux utilisant des ergols cryogéniques présentent une problématique importante liée à la nature de ces ergols, qui disposent d'une faible durée de phase d'attente de tir.
En effet, les ergols cryogéniques sont soumis à une augmentation de la température dans les réservoirs, du fait des échanges thermiques avec l'environnement extérieur, ce qui entraine un changement de phase des ergols qui passent en phase gazeuse, provoquant ainsi une montée en pression importante dans les réservoirs pouvant atteindre des niveaux trop élevés.
La solution actuelle consiste à évacuer le gaz des réservoirs afin de limiter la montée en pression. Toutefois, cela entraine une perte d'ergol qui doit donc être compensée jusqu'à quelques minutes avant le lancement, ce qui est contraignant en termes de préparatifs.
En outre, en cas de report de tir, les pertes en ergol peuvent être très importantes, et nécessitent un re-remplissage important des réservoirs. Selon la durée du report de tir, il peut même être nécessaire de complètement vider les réservoirs puis de les remplir à nouveau préalablement au tir. Il y a donc un besoin de réservoir d'ergol cryogénique stable permettant un maintien thermique d'un ergol cryogénique sur une durée pouvant aller au-delà d'une journée. PRESENTATION DE L'INVENTION
A cet effet, la présente invention propose un ensemble comprenant un réservoir de fluide cryogénique d'engin spatial, et un système de protection thermique pour un réservoir de fluide cryogénique d'engin spatial, ledit système comprenant
- une coque adaptée pour envelopper le réservoir de fluide cryogénique, la coque étant dimensionnée de manière à aménager un espace interne entre la coque et le réservoir,
- un conduit d'injection (35) relié à un réservoir de fluide caloporteur (36), adaptés pour injecter un spray de fluide caloporteur dans ledit espace interne,
caractérisé en ce que ledit fluide caloporteur est injecté dans l'espace interne à l'état liquide, et à une température adaptée de manière à ce que le fluide caloporteur capte un flux thermique parvenant au réservoir de fluide cryogénique entraînant une vaporisation dudit fluide caloporteur, la coque comprenant une pluralités d'orifices adaptés pour permettre au fluide caloporteur sous forme gazeuse de sortir dudit espace interne au travers de la coque.
L'ensemble présente avantageusement une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises indépendamment ou en combinaison :
- le système comprend des moyens d'injection de gaz sec dans l'espace interne ;
- la coque comprend plusieurs segments articulés, adaptés de manière à sélectivement envelopper le réservoir de fluide cryogénique ou le libérer préalablement au lancement de l'engin spatial ; - la coque comprend une paroi interne et une paroi externe, entre lesquelles est disposé un matériau isolant thermiquement.
L'invention concerne également un procédé de protection thermique d'un réservoir de fluide cryogénique d'engin spatial, dans lequel
- on enveloppe le réservoir au moyen d'une coque de manière à former un espace interne entre la coque et le réservoir,
- on injecte un spray de fluide caloporteur dans l'espace interne ainsi formé, le fluide caloporteur étant injecté sous forme liquide à une température adaptée de manière à ce que le fluide caloporteur soit vaporisé par suite d'échanges thermiques avec un flux thermique parvenant au réservoir,
- on évacue la vapeur de fluide caloporteur formée par échange thermique avec le réservoir au travers de la coque, via une pluralité d'orifices aménagés dans la coque.
Selon un mode de réalisation particulier, préalablement à l'injection du spray de fluide caloporteur à l'état liquide dans l'espace interne, on injecte un gaz sec dans ledit espace interne de manière à éliminer l'humidité dudit espace interne et éviter la formation de glace d'eau ou de gaz carbonique qui risquerait d'obturer les passages permettant à la vapeur de fluide caloporteur de passer à travers la coque.
De manière optionnelle, préalablement au lancement de l'engin spatial et après l'injection du fluide caloporteur dans l'espace interne, on injecte un gaz sec à température ambiante dans l'espace interne de manière à relever la température de surface du réservoir et éviter la formation de glace. PRESENTATION DES FIGURES
D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés, sur lesquels :
- La figure 1 représente schématiquement un engin spatial muni d'un système selon un aspect de l'invention,
- La figure 2 est une vue en coupe détaillée du système selon un aspect de l'invention,
- La figure 3 illustre schématiquement un procédé selon un aspect de l'invention.
Sur l'ensemble des figures, les éléments en commun sont repérés par des références numériques identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE
La figure 1 représente schématiquement un engin spatial muni d'un système selon un aspect de l'invention.
On représente schématiquement sur cette figure un engin spatial 1, en l'occurrence un lanceur comprenant une coiffe 11, un étage de propulsion 12 et un propulseur 13.
Par étage de propulsion 12, on désigne de manière générale les étages de l'engin spatial comprenant des équipements et réservoirs cryogéniques.
L'étage de propulsion 12 est ainsi représenté comme étant entouré par un système 2 de protection thermique, comprenant une coque 3 adaptée pour envelopper des réservoirs de fluides cryogéniques que comprend l'étage de propulsion, et une base 4 assurant l'étanchéité au niveau du propulseur 13 . La coque 3 enveloppe ainsi avantageusement l'ensemble des réservoirs cryogéniques de l'engin spatial.
La coque 3 est adaptée pour réaliser une fonction de protection thermique des réservoirs cryogéniques de l'engin spatial, et plus précisément pour éviter une montée en température et en pression au sein des réservoirs cryogéniques de l'engin spatial lorsque les réservoirs cryogéniques contiennent un fluide cryogénique. On décrit ensuite en référence à la figure 2 un exemple de structure de la coque 3 selon un aspect de l'invention.
La coque 3 telle que présentée comprend une paroi interne 31 et une paroi externe 32 entre lesquelles est disposée une cloison 33 en matériau isolant thermiquement.
La paroi interne 31 et la paroi externe 32 sont par exemple réalisées en matériau métallique, tandis que la cloison 33 est par exemple composée de mousse de polyuréthanne.
La coque 3 a typiquement une épaisseur de l'ordre de 10 à 20 cm.
Le poids de la coque est ainsi avantageusement maintenu à une valeur la plus faible possible, afin de faciliter sa mise en place et son retrait.
La coque 3 est typiquement formée de plusieurs segments articulés, de manière à pouvoir être assemblés afin d'envelopper un réservoir d'engin spatial 1, ou séparés afin de permettre le retrait de la coque 3 et ainsi libérer l'engin spatial 1, par exemple pour permettre son lancement. Lorsque la coque 3 est disposée autour de l'engin spatial 1, elle définit un espace interne 21 entre la surface externe de l'engin spatial 1 et la coque 3.
La coque 3 peut présenter des supports adaptés pour venir au contact de l'engin spatial 1 et assurent un espacement prédéfini entre l'engin spatial 1 et la coque 3. Ces supports sont avantageusement réalisés en matériaux souples afin de ne pas détériorer les parois de l'engin spatial 1. Le système 2 comprend également des moyens d'injection d'un spray de fluide caloporteur sous forme liquide dans l'espace interne 21 défini entre la coque 3 et le réservoir, par exemple sous forme d'un spray de gouttelettes ou de microgouttes.
Dans le mode de réalisation représenté, ces moyens d'injection comprennent un conduit d'injection 35 relié à un réservoir de fluide caloporteur 36.
Plusieurs moyens d'injection 35 et 36 sont répartis en différents points de la coque 3, de manière à avoir une distribution sensiblement homogène de spray de fluide caloporteur dans l'espace interne 21.
Le fluide caloporteur est par exemple du diazote (N2), qui est compatible avec la température des ergols contenus dans les réservoirs cryogéniques d'appareils spatiaux, et intéressant en termes de prix et de disponibilité.
Le fluide caloporteur est par exemple injecté sous forme liquide, à une température inférieure à la température à laquelle serait la paroi du réservoir de fluide cryogénique de l'engin spatial en l'absence de l'ensemble tel que présenté. Plus généralement, comme on le verra par la suite, le fluide caloporteur est injecté à une température suffisamment faible de manière à ce qu'il capte tout ou partie du flux thermique arrivant sur le réservoir de fluide cryogénique.
Le système 2 comprend de plus des moyens d'injection de gaz sec dans l'espace interne 21.
Par gaz sec, on entend ici un gaz ne comprenant pas de substances gazeuses qui vont se liquéfier lors de son utilisation. Dans le mode de réalisation représenté, ces moyens d'injection de gaz sec comprennent des buses d'injection 37 alimentées par un réservoir de gaz sec 38. Plusieurs moyens d'injection de gaz sec 37, 38 peuvent être répartis en différents points de la coque 3, également de manière à permettre une diffusion sensiblement homogène de gaz sec dans l'espace interne 21 entre la coque 3 et le réservoir.
La coque 3 est adaptée pour permettre un passage de gaz de l'espace interne 21 vers l'extérieur en traversant la coque 3. Plusieurs modes de réalisation sont possibles pour réaliser cette fonction ; on peut notamment citer l'utilisation de matériaux perméables pour la réalisation de tout ou partie de la coque 3. Dans le mode de réalisation représenté sur la figure 2, la coque 3 comprend des orifices 34 répartis en différents points de la coque 3 et permettant ainsi un échappement du gaz se trouvant dans l'espace interne 21 vers l'extérieur de la coque 3 en traversant la coque 3 via ces orifices 34. Les orifices 34 ont typiquement une dimension de l'ordre du millimètre. Leur multiplicité permet une bonne régulation du flux de gaz sortant, et limite l'impact de la dispersion au niveau de leur taille sur l'évacuation du gaz.
La coque 3 est dimensionnée de manière à envelopper au moins les réservoirs cryogéniques de l'engin spatial 1.
Dans le cas où le réservoir cryogénique contient de l'oxygène ou du méthane, le fluide caloporteur peut par exemple être de l'azote liquide.
On décrit ensuite un exemple de fonctionnement du système 2 présenté, en référence à la figure 2 décrite précédemment et à la figure 3 qui schématise un procédé selon un aspect de l'invention.
Le système 2 est positionné autour du réservoir cryogénique de l'engin spatial lors d'une étape de positionnement El. Le réservoir cryogénique a été rempli préalablement ou est en cours de remplissage, la coque 3 et les différents moyens d'injection 35, 36, 37 et 38 sont positionnés autour du réservoir.
On réalise ensuite une étape facultative E2 d'injection de gaz sec dans l'espace interne 21, via les moyens d'injection de gaz sec 37 et 38. Cette étape facultative permet d'évacuer l'humidité de l'espace interne 21 et évite ou à tout le moins réduit fortement le risque d'apparition de glace sur la paroi externe de l'engin spatial 1. Le gaz sec injecté est évacué au travers de la coque 3, par exemple par les orifices 34 décrits précédemment.
La température du gaz sec injecté est ensuite progressivement abaissée, jusqu'à ce que sa température soit de l'ordre de sa température à l'état liquide, ce qui permet d'éviter ou à tout de moins de limiter le risque d'admission d'air dans l'espace interne 21 lors de l'étape E3 décrite ci- après.
On réalise ensuite l'injection E3 d'un spray de fluide caloporteur sous forme liquide dans l'espace interne 21, via les moyens d'injection 35 et 36. Le fluide caloporteur sous forme liquide est injecté à une température adaptée en fonction de celle du réservoir cryogénique et notamment du contenu du réservoir cryogénique. De cette manière, le fluide caloporteur intercepte la chaleur parvenant réservoir cryogénique, et évite ainsi son réchauffement. La chaleur captée par le fluide caloporteur entraine sa vaporisation ; il passe donc sous forme gazeuse, et est évacué de l'espace interne 21 au travers de la coque 3 lors d'une étape que l'on désigne par E4.
Les étapes E3 et E4, bien que représentées comme étant distinctes, se produisent de manière simultanée lors du fonctionnement du système 2 de protection thermique. L'injection de fluide caloporteur dans l'espace interne 21 est en effet réalisée de manière continue afin d'assurer le maintien du réservoir à une température donnée, ce qui entraine une génération et une évacuation continue de vapeur de fluide caloporteur au travers de la coque 3.
Cette évacuation de vapeur de fluide caloporteur au travers de la coque 3 est avantageusement facilitée par application d'une surpression dans l'espace interne 21 par rapport au milieu ambiant, qui permet également d'éviter que de l'air extérieur à température ambiante ne pénètre dans le volume interne 21. Une telle surpression est réalisée par exemple via un ajustement des dimensions des orifices 34 aménagés dans la coque 3.
De plus, la vapeur de fluide caloporteur circule le long de la paroi interne 31 et de la paroi externe 32 de la coque 3, comme représenté schématiquement par des flèches sur la figure 2, ce qui permet à la fois de limiter les échanges thermiques provenant du milieu extérieur vers l'espace interne 21, et de limiter la formation de glace sur la paroi externe 32 de la coque 3 en maintenant un flux continu de vapeur de fluide caloporteur sur la paroi externe 32.
Lorsque le lancement de l'engin spatial est imminent, on cesse d'injecter du fluide caloporteur, et on réalise à nouveau une injection de gaz sec E5, typiquement à température ambiante, dans l'espace interne 21, en élevant momentanément la température externe du lanceur à une température proche de la température de formation de la glace. La coque 3, et plus généralement le système 2 sont ensuite retirés de l'engin spatial 1 lors d'une étape E6, avant le lancement E7 de l'engin spatial 1.
Le système 2 proposé présente ainsi plusieurs avantages. En premier lieu, il assure une protection thermique active, réalisant un maintien à une température souhaitée des réservoirs cryogéniques d'un engin spatial, permettant ainsi d'éviter de procéder à un dégazage voire à une vidange puis à un re-remplissage en cas de report de lancement.
A titre d'exemple, pour un réservoir cryogénique de dihydrogène d'un volume de 16 mètres cube, soit des dimensions de 6m de hauteur et 2m de diamètre et présentant une isolation structurelle conventionnelle, le flux de chaleur entrant en l'absence d'un système de protection thermique tel que présenté est estimé à 8kW. Le système proposé permet de réduire le flux entrant en dessous de 400W, ce qui permet de réduire considérablement les pertes en dihydrogène, et rend la montée en pression au sein du réservoir très lente, rendant possible des temps d'attente pouvant être de plusieurs jours.
A titre de comparaison, en considérant un réservoir cryogénique de dihydrogène de 7 mètres cube fermé hermétiquement, en l'absence de système de protection thermique tel que présenté, la pression au sein du réservoir est de l'ordre de 2,1 bar au bout d'une heure d'attente, correspondant à la pression de l'état monophasique.
En utilisant le système tel que présenté, pour un même réservoir, la pression dans le réservoir atteint 1,6 bar après une durée de 12 heures. La consommation en fluide caloporteur est également relativement faible ; pour l'exemple présenté, le besoin en diazote est de 2 grammes par seconde.
Le système 2 peut également être couplé aux moyens de remplissage des réservoirs cryogéniques, permettant ainsi de réduire les contraintes de temps imposées lors du remplissage des réservoirs cryogéniques. De plus, le système proposé prévient la formation de gel en surface de l'engin spatial 1, et est formé uniquement de composants externes à l'engin spatial 1 et ne nécessite donc pas de modifications structurelles de l'engin spatial 1.

Claims

Revendications
1. Ensemble comprenant un réservoir de fluide cryogénique d'engin spatial, et un système (2) de protection thermique pour le réservoir de fluide cryogénique d'engin spatial (1), ledit système (2) comprenant
- une coque (3) adaptée pour envelopper le réservoir de fluide cryogénique, la coque (3) étant dimensionnée de manière à aménager un espace interne (21) entre la coque (3) et le réservoir,
- un conduit d'injection (35) relié à un réservoir de fluide caloporteur (36), adaptés pour injecter un spray de fluide caloporteur dans ledit espace interne (21),
caractérisé en ce que ledit fluide caloporteur est injecté dans l'espace interne (21) à l'état liquide, à une température adaptée de manière à ce que le fluide caloporteur capte un flux thermique parvenant au réservoir de fluide cryogénique entraînant une vaporisation dudit fluide caloporteur, la coque (3) comprenant une pluralité d'orifices (34) adaptés pour permettre au fluide caloporteur sous forme gazeuse de sortir dudit espace interne (21) au travers de la coque (3).
2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel ledit système (2) comprend en outre des moyens d'injection de gaz sec (37, 38) dans l'espace interne (21).
3. Ensemble selon l'une des revendications 1 ou 2, dans lequel ladite coque (3) comprend plusieurs segments articulés, adaptés de manière à sélectivement envelopper le réservoir de fluide cryogénique ou le libérer préalablement au lancement de l'engin spatial (1).
4. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel ladite coque (3) comprend une paroi interne (31) et une paroi externe (32), entre lesquelles est disposé un matériau isolant (33) thermiquement.
5. Procédé de protection thermique d'un réservoir de fluide cryogénique d'engin spatial (1), dans lequel
- on enveloppe (El) le réservoir au moyen d'une coque (3) de manière à former un espace interne (21) entre la coque (3) et le réservoir,
- on injecte (E3) un spray de fluide caloporteur dans l'espace interne (21) ainsi formé, le fluide caloporteur étant injecté sous forme liquide à une température adaptée de manière à ce que le fluide caloporteur soit vaporisé par suite d'échanges thermiques avec un flux thermique parvenant au réservoir,
- on évacue (E4) la vapeur de fluide caloporteur formée par échange thermique au travers d'une pluralité d'orifices de la coque (3).
6. Procédé selon la revendication 5, dans lequel préalablement à l'injection (E3) du spray de fluide caloporteur à l'état liquide dans l'espace interne (21), on injecte un gaz sec (E2) dans ledit espace interne (21) de manière à éliminer l'humidité dudit espace interne (21).
7. Procédé selon l'une des revendications 5 ou 6, dans lequel préalablement au lancement (E7) de l'engin spatial (1) et après l'injection (E3) du fluide caloporteur dans l'espace interne (21), on injecte un gaz sec (E5) à température ambiante dans l'espace interne (21) de manière à éliminer l'humidité dudit espace interne (21).
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