FR2975079A1 - Method for fabricating spherical propellant tank i.e. hydrazine tank, of e.g. artificial observation satellite, involves arranging detonator on cutting device for detonating cutting device when detonator reaches detonation temperature - Google Patents
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- B64G1/62—Systems for re-entry into the earth's atmosphere; Retarding or landing devices
Abstract
Description
PROCÉDÉ DE FABRICATION D'UN ÉLÉMENT DE VÉHICULE SPATIAL ET ÉLÉMENT DE VÉHICULE SPATIAL OBTENU PAR LE PROCÉDÉ. L'invention concerne un procédé de fabrication d'un élément de véhicule spatial, notamment d'un réservoir sphérique d'ergols, permettant sa destruction complète lors de la rentrée du véhicule spatial dans l'atmosphère. L'invention concerne également un élément de véhicule spatial obtenu par ce procédé de fabrication. Dans le domaine des véhicules spatiaux, en particulier pour les véhicules spatiaux non réutilisables tels que les satellites artificiels de communication ou d'observation par exemple, lorsque le satellite arrive en fin de vie opérationnelle, il est courant de libérer l'orbite utilisée et de se défaire du satellite en fin de vie. Dans la suite du texte, on utilise le terme de satellite (sans autre précision) pour désigner plus généralement un véhicule spatial quelconque susceptible de parvenir en fin de vie opérationnelle de manière prévisible ou non, le cas échéant à la suite d'un incident ou d'une panne et de retomber vers la terre. On connaît plusieurs procédés pour éliminer un satellite en fin de vie dont, par exemple, la mise du satellite sur une orbite « cimetière » ou la destruction du satellite par combustion et/ou fusion lors de la rentrée de celui-ci dans l'atmosphère terrestre. Dans ce dernier cas, il est important de s'assurer que tous les éléments du véhicule sont correctement et complètement détruits afin d'éviter la retombée sur terre de débris de taille importante pouvant entrainer des dégâts matériels et/ou humains. Cependant, il a été démontré que dans certaines conditions, des éléments importants du satellite, tels que les réservoirs d'ergols, pouvaient ne pas être complètement détruits. En effet, ces réservoirs sont en général de forme sensiblement sphérique et sont susceptibles de se détacher de la structure du satellite lorsque celui-ci se démembre sous l'effet des forces aérodynamiques à une altitude de l'ordre de 78 kilomètres. Ces réservoirs peuvent adopter alors un mouvement de rotation sur eux-mêmes (spin) qui minimise l'échauffement de leur surface sous l'effet des frottements avec les couches denses de l'atmosphère et empêche leur combustion ou leur fusion complète. En outre, la matière du réservoir, en général du titane, présente un coefficient d'émissivité tel que le réservoir atteint difficilement sa température de fusion / combustion. METHOD FOR MANUFACTURING A SPATIAL VEHICLE ELEMENT AND SPATIAL VEHICLE ELEMENT OBTAINED BY THE METHOD The invention relates to a method of manufacturing a space vehicle element, including a spherical propellant tank, allowing its complete destruction during the re-entry of the space vehicle into the atmosphere. The invention also relates to a space vehicle element obtained by this manufacturing method. In the field of space vehicles, particularly for non-reusable spacecraft such as artificial communications or observation satellites, for example, when the satellite reaches the end of its operational life, it is common to release the orbit used and get rid of the satellite at the end of life. In the rest of the text, the term satellite (without further details) is used to designate more generally any spacecraft likely to reach the end of its operational life in a predictable or non-predictable manner, as the case may be following an incident or of a breakdown and fall back to the ground. Several methods are known for eliminating a satellite at the end of its life, for example, placing the satellite in a "cemetery" orbit, or destroying the satellite by combustion and / or melting when the satellite enters the atmosphere. earthly. In the latter case, it is important to ensure that all parts of the vehicle are properly and completely destroyed in order to prevent large debris falling on the ground that could lead to material and / or human damage. However, it has been shown that under certain conditions, important elements of the satellite, such as propellant tanks, may not be completely destroyed. Indeed, these tanks are generally of substantially spherical shape and are likely to detach from the structure of the satellite when it disassembles under the effect of aerodynamic forces at an altitude of about 78 kilometers. These reservoirs can then adopt a rotation movement on themselves (spin) which minimizes the heating of their surface under the effect of friction with the dense layers of the atmosphere and prevents their combustion or complete melting. In addition, the material of the tank, usually titanium, has an emissivity coefficient such that the tank hardly reaches its melting / combustion temperature.
Par ailleurs, il pourrait arriver qu'un satellite ou son lanceur soit affecté d'une panne d'une gravité telle qu'il en devienne incontrôlable et, dans ce cas, s'il retombe vers l'atmosphère terrestre, il est possible que le ou les réservoir(s) soit encore plein de carburant ou de comburant gelé, comme évoqué dans l'article « Atmospheric Reentry of a hydrazine tank » (rentrée dans l'atmosphère d'un réservoir d'hydrazine) de MM. KELLEY et ROCHELLE publié en juillet 2008 pour le compte de la NASA et analysant le cas du satellite espion USA-193. Dans ce cas, la destruction imparfaite du réservoir peut entrainer une pollution atmosphérique par un composé toxique comme l'hydrazine. Il subsiste donc un besoin de mettre en oeuvre des moyens pour s'assurer qu'une telle éventualité ne puisse pas se produire et que les éléments constituants d'un satellite retombant dans l'atmosphère soient sûrement et complètement détruits. Afin d'éviter ce risque, il peut être envisagé de doter ces réservoirs ou tout autre élément constituant du satellite (par exemple roues à inertie, etc.) présentant une forme ou une masse suffisante pour entrainer un risque analogue, d'un dispositif d'autodestruction de manière à ce que les fragments obtenus puissent subir une combustion complète avant la fin de la rentrée dans l'atmosphère. On connaît, par exemple du brevet US 4,007,688 ou du préambule de la demande de brevet français FR 2 364 746 des dispositifs d'autodestruction dans le domaine des missiles ou d'étages de lanceurs par découpe de leur structure au moyen d'un cordeau détonant de découpe. Cependant, à la différence de ces dispositifs qui nécessitent une commande positive pour déclencher l'explosion d'une charge pyrotechnique, ou comme dans le brevet US cité, un délai fixé et relativement bref entre la mise en service du missile et son autodestruction, la fragmentation des éléments de satellite selon l'invention doit être réalisée en fin de vie du satellite, après parfois plusieurs dizaines d'années de service, c'est-à-dire à un moment où il est difficile de garantir qu'un ordre d'autodestruction émis par une station au sol sera bien reçu et exécuté par le satellite. Il en va de même dans les rares cas où un satellite perd totalement ses capacités opérationnelles à la suite d'une panne le rendant inopérant. L'invention vise donc un procédé de fabrication d'un élément de satellite prévoyant des moyens propres à fragmenter cet élément en vue de sa destruction complète dont le fonctionnement n'est pas altéré par le temps pendant la durée de vie du satellite et dont le déclenchement résulte d'un mécanisme passif non soumis à la bonne réception et exécution d'un ordre d'autodestruction. L'invention vise également un tel procédé dans lequel les moyens de fragmentation prévus sont aptes à conserver leur capacité de fonctionnement lors de la rentrée dans l'atmosphère sans être détériorés par l'échauffement avant leur déclenchement. L'invention vise en outre un tel procédé permettant d'assurer la sécurité en minimisant les risques de fragmentation de l'élément lors des opérations de fabrication, de test, d'intégration et de lancement au sol, même en cas d'incendie. Furthermore, it could happen that a satellite or its launcher is affected by a breakdown of a gravity such that it becomes uncontrollable and, in this case, if it falls back to the Earth's atmosphere, it is possible that the tank (s) is still full of fuel or frozen oxidant, as mentioned in the article "Atmospheric Reentry of a hydrazine tank" (entry into the atmosphere of a hydrazine tank) of MM. KELLEY and ROCHELLE published in July 2008 on behalf of NASA and analyzing the case of the USA-193 spy satellite. In this case, the imperfect destruction of the reservoir can lead to atmospheric pollution by a toxic compound such as hydrazine. There remains, therefore, a need to implement means to ensure that such an eventuality can not occur and that the constituent elements of a satellite falling back into the atmosphere are surely and completely destroyed. In order to avoid this risk, it may be envisaged to endow these tanks or any other element constituting the satellite (for example, inertia wheels, etc.) of a shape or mass sufficient to cause a similar risk, a device for self-destruction so that the fragments obtained can undergo complete combustion before the end of re-entry into the atmosphere. US Pat. No. 4,007,688 or the preamble of French patent application FR 2,364,746 disclose self-destruction devices in the field of missiles or launcher stages by cutting their structure by means of a detonating cord. cutting. However, unlike those devices that require a positive control to trigger the explosion of a pyrotechnic charge, or as in the cited US patent, a fixed and relatively short time between the commissioning of the missile and its self-destruction, the fragmentation of satellite elements according to the invention must be carried out at the end of life of the satellite, sometimes after several decades of service, that is to say at a time when it is difficult to guarantee that an order of self-destruction issued by a ground station will be well received and executed by the satellite. The same is true in the rare cases where a satellite totally loses its operational capabilities following a failure rendering it inoperative. The invention therefore relates to a method of manufacturing a satellite element providing means capable of fragmenting this element with a view to its complete destruction whose operation is not impaired by the time during the lifetime of the satellite and whose triggering results from a passive mechanism not subject to the proper reception and execution of a self-destruct order. The invention also relates to such a method in which the fragmentation means provided are able to maintain their operating capacity during re-entry into the atmosphere without being damaged by the heating before their release. The invention also aims at such a method to ensure safety by minimizing the risk of fragmentation of the element during manufacturing operations, testing, integration and launching the ground, even in case of fire.
Pour ce faire, l'invention concerne un procédé de fabrication d'un élément de véhicule spatial adapté pour pouvoir se détruire lors de la rentrée dans l'atmosphère dudit véhicule, caractérisé en ce que : - on équipe ledit élément d'un dispositif de découpe pyrotechnique, dit cordeau de découpe, adapté pour opérer une fragmentation dudit élément selon une ligne de 25 découpe prédéterminée, - on munit le cordeau de découpe d'au moins un détonateur sensible à la température, adapté pour provoquer de manière autonome une détonation du cordeau de découpe lorsqu'au moins un détonateur atteint une température prédéterminée, dite température de détonation, par échauffement par frottement 30 avec les couches denses de l'atmosphère. To do this, the invention relates to a method of manufacturing a space vehicle element adapted to be destroyed during re-entry into the atmosphere of said vehicle, characterized in that: - we equip said element of a device of pyrotechnic cutting, said cutting line, adapted to operate a fragmentation of said element along a predetermined cutting line, - the cutting line is provided with at least one temperature-sensitive detonator adapted to autonomously cause a detonation of the cutting line when at least one detonator reaches a predetermined temperature, called the detonation temperature, by heating by friction with the dense layers of the atmosphere.
En concevant et en réalisant un satellite dont les éléments les plus massifs ou ceux dont la forme et/ou la taille sont tels qu'il y a une probabilité non négligeable qu'ils ne soient pas complètement consumés lors de la rentrée dans l'atmosphère sont équipés d'un dispositif de découpe pyrotechnique permettant leur fragmentation lors de cette étape, on réduit la taille des débris, on élimine leur éventuelle symétrie de forme et on génère des arêtes ou des pointes, usuellement nommées points d'arrêt, à partir desquels l'échauffement de la matière composant ces éléments par le frottement avec les couches denses de l'atmosphère entraine une combustion de la matière. Ainsi une taille de débris plus petite et des points d'arrêt nombreux améliorent la combustion des débris et réduisent la probabilité de retombée de débris solides sur le sol. Avantageusement, le cordeau de découpe est muni d'un ou plusieurs détonateurs adaptés pour se déclencher de manière autonome et passive, c'est-à-dire sans intervention d'une commande émise par une station au sol ou même par un dispositif de commande qui serait intégré à l'électronique du satellite. Le choix de détonateurs sensibles à la température permet d'utiliser l'échauffement généré par le frottement avec les couches supérieures de l'atmosphère, dès le début de la rentrée, pour déclencher le cordeau de découpe et fragmenter les éléments ainsi équipés. Avantageusement et selon l'invention, on choisit un cordeau de découpe comportant une âme explosive constitué d'un matériau explosif thermostable apte à rester fonctionnel au moins jusqu'à la température de détonation du détonateur. Les explosifs entrant dans la composition des cordeaux de découpe sont choisis pour être thermostables, c'est-à-dire qu'ils n'explosent pas spontanément lorsqu'ils sont soumis par exemple à une forte température. Au contraire, ces explosifs ont alors tendance à se décomposer et à perdre leurs capacités de détonation. En choisissant un explosif thermostable qui reste fonctionnel au moins jusqu'à la température à laquelle le ou les détonateurs déclencheront la détonation de l'ensemble du cordeau de découpe, on garantit que l'échauffement par frottement subi par l'élément de satellite entrainera en premier lieu l'explosion du détonateur qui déclenchera celle du cordeau et non la dégradation de l'explosif du cordeau qui rendrait inopérant celui-ci. Avantageusement et selon l'invention, le cordeau de découpe comporte un revêtement de protection thermique. Dans le cadre de l'application envisagée par l'invention, le cordeau de découpe peut être formé d'une âme explosive contenue dans un étui métallique tubulaire dont la section droite sensiblement triangulaire présente une face concave tournée vers la paroi de l'élément à découper. L'étui métallique peut être recouvert d'une couche épaisse d'isolant thermique, par exemple un élastomère chargé de fibres ou une résine chargée de liège permettant de réduire le flux thermique atteignant l'âme explosive lorsque la surface extérieure est soumise à un échauffement. Une mince couche d'isolant thermique peut également être placée entre l'étui métallique et la surface de la paroi de l'élément à découper afin de réduire une éventuelle conduction thermique entre l'élément à découper et l'âme explosive. By designing and realizing a satellite whose most massive elements or those whose shape and / or size are such that there is a significant probability that they are not completely consumed during re-entry into the atmosphere are equipped with a pyrotechnic cutting device allowing their fragmentation during this step, reduces the size of the debris, eliminates their possible shape symmetry and generates edges or points, usually called stopping points, from which the heating of the material composing these elements by friction with the dense layers of the atmosphere causes a combustion of the material. As a result, smaller debris size and numerous breakpoints improve debris combustion and reduce the likelihood of solid debris falling onto the ground. Advantageously, the cutting line is provided with one or more detonators adapted to trigger autonomously and passively, that is to say without intervention of a command issued by a station on the ground or even by a control device. which would be integrated with the electronics of the satellite. The choice of temperature-sensitive detonators makes it possible to use the heating generated by the friction with the upper layers of the atmosphere, at the beginning of re-entry, to trigger the cutting line and to break up the elements thus equipped. Advantageously and according to the invention, a cutting line is chosen comprising an explosive core consisting of a thermostable explosive material capable of remaining functional at least up to the detonator detonation temperature. The explosives used in the composition of the cutting cords are chosen to be heat-stable, that is to say that they do not explode spontaneously when subjected for example to a high temperature. On the contrary, these explosives then tend to decompose and lose their detonation capabilities. By choosing a heat-stable explosive that remains functional at least until the temperature at which the detonator (s) will trigger the detonation of the entire cutting line, it is ensured that the frictional heating experienced by the satellite element will result in firstly the explosion of the detonator which will trigger that of the cord and not the degradation of the explosive cord that would render inoperative it. Advantageously and according to the invention, the cutting line comprises a thermal protection coating. In the context of the application envisaged by the invention, the cutting line may be formed of an explosive core contained in a tubular metal case whose substantially triangular cross section has a concave face facing towards the wall of the element cut. The metal case may be covered with a thick layer of thermal insulation, for example a fiber-loaded elastomer or a cork-loaded resin to reduce the heat flow to the explosive core when the outer surface is subjected to heating. . A thin layer of thermal insulation may also be placed between the metal case and the surface of the wall of the element to be cut in order to reduce any thermal conduction between the element to be cut and the explosive core.
Avantageusement et selon l'invention, on choisit le(s) détonateur(s) de telle sorte que la température de détonation soit supérieure à une température atteinte par le détonateur lors d'un incendie affectant le véhicule spatial au sol et inférieure à une température atteinte par le détonateur lors de la rentrée dans l'atmosphère. Un détonateur sensible à la température peut être thermomécanique, un verrou fusible à une température prédéterminée libérant un percuteur mécanique venant heurter une amorce, ou bien exclusivement pyrotechnique comportant un premier composé énergétique présentant une température d'auto-inflammation prédéterminée. On choisit donc un détonateur qui présente une résistance thermique appropriée entre le milieu extérieur auquel il est soumis et le verrou fusible ou le premier composé, de manière à ce que le flux thermique généré par un incendie au sol, qui est de l'ordre de 50 à 100 kW/m2 ne permette pas d'atteindre, tout au moins pour une durée prédéterminée, la température de fusion du verrou ou d'auto inflammation du premier composé, cette température devant être atteinte lorsque le détonateur est soumis à un flux thermique correspondant à l'échauffement provoqué par la rentrée dans l'atmosphère, de l'ordre de 200 à 250 kW/m2. Avantageusement et selon l'invention, le détonateur comporte également un capuchon de protection thermique de manière à limiter son échauffement lors d'un incendie affectant le véhicule spatial au sol. A l'instar du cordeau de découpe, le détonateur comprend également une ou plusieurs couches d'isolant thermique, par exemple sous la forme d'un capuchon recouvrant les parties exposées du détonateur, afin d'obtenir la résistance thermique appropriée en fonction de la température de fusion du verrou ou d'auto-inflammation du premier composé. Grâce à ce capuchon isolant, l'échauffement généré par le flux thermique d'un incendie au sol est limité. Par contre, lors de la rentrée dans l'atmosphère, non seulement le flux thermique est supérieur, mais le capuchon isolant du détonateur est également abrasé par le frottement et son épaisseur diminue, contribuant ainsi à diminuer sa protection et donc à faciliter son déclenchement dans ces conditions. Advantageously and according to the invention, the detonator (s) is chosen so that the detonation temperature is greater than a temperature reached by the detonator during a fire affecting the space vehicle on the ground and below a temperature reached by the detonator during re-entry into the atmosphere. A temperature-sensitive detonator may be thermomechanical, a fusible lock at a predetermined temperature releasing a mechanical striker striking a primer, or exclusively pyrotechnic having a first energetic compound having a predetermined self-ignition temperature. A detonator is thus chosen which has an appropriate thermal resistance between the external environment to which it is subjected and the fusible lock or the first compound, so that the thermal flux generated by a ground fire, which is of the order of 50 to 100 kW / m2 does not achieve, at least for a predetermined duration, the melting temperature of the latch or auto-ignition of the first compound, this temperature to be reached when the detonator is subjected to a heat flux corresponding to the heating caused by re-entry into the atmosphere, of the order of 200 to 250 kW / m2. Advantageously and according to the invention, the detonator also comprises a thermal protection cap so as to limit its heating during a fire affecting the space vehicle on the ground. Like the cutting line, the detonator also comprises one or more layers of thermal insulation, for example in the form of a cap covering the exposed parts of the detonator, in order to obtain the appropriate thermal resistance according to the latch melting temperature or auto-ignition of the first compound. Thanks to this insulating cap, the heating generated by the heat flux of a ground fire is limited. On the other hand, during re-entry into the atmosphere, not only is the heat flow higher, but the detonator's insulating cap is also abraded by the friction and its thickness decreases, thus contributing to reducing its protection and thus facilitating its triggering in These conditions.
Avantageusement et selon l'invention, on choisit un détonateur pyrotechnique dont l'amorçage s'effectue par auto inflammation d'un premier composé énergétique à une température prédéterminée. On choisit préférentiellement un détonateur utilisant exclusivement des explosifs secondaires. Ce type de détonateur est insensible aux chocs et vibrations mécaniques et aux problèmes de dilatation différentielle à l'inverse des détonateurs thermomécaniques, offre une fiabilité accrue en service et permet une meilleure sécurité lors des manipulations de l'élément au cours du procédé de fabrication et des étapes ultérieures d'intégration de l'élément. En outre, l'utilisation exclusive d'explosifs secondaires évite l'emploi de barrières de sécurité et d'armement, comme cela serait nécessaire avec des explosifs primaires, plus dangereux et plus toxiques. Avantageusement et selon l'invention, dans un mode d'exécution particulier du procédé de l'invention, on forme le détonateur par confinement d'un tronçon d'une âme explosive du cordeau de découpe. Ainsi, en conservant un tronçon de l'âme explosive du cordeau de découpe au-delà de l'extrémité de celui-ci et en le confinant, par exemple par sertissage dans un tube de confinement de diamètre adapté, il est possible de réaliser un détonateur simple et économique, sans discontinuité entre le détonateur et l'âme explosive du cordeau de découpe. La longueur du tronçon d'âme explosive et le confinement réalisé permettent d'obtenir une transition déflagration / détonation et donc l'explosion du cordeau de découpe. Avantageusement et selon l'invention, le détonateur est placé en saillie sur une face externe du cordeau de découpe de manière former un point d'arrêt sur la surface de l'élément permettant un échauffement par frottement plus intense que l'échauffement affectant le cordeau de découpe. En plaçant le ou les détonateur(s) en saillie par rapport au cordeau de découpe lui-même, que ce soit perpendiculairement à l'axe longitudinal du cordeau ou selon un axe oblique, l'extrémité saillante du détonateur est directement soumise au frottement des couches denses de l'atmosphère et s'échauffe plus rapidement que le cordeau détonant. La température du détonateur s'élève donc plus vite que celle du cordeau de découpe et permet ainsi d'atteindre la température de détonation bien avant que l'explosif du cordeau ne se dégrade par la chaleur. Avantageusement et selon l'invention, on applique le procédé à un réservoir d'ergols de forme sensiblement sphérique. Parmi les éléments d'un satellite susceptibles de ne pas être complètement détruits par combustion lors de la rentrée dans l'atmosphère, les réservoirs d'ergols sont les plus courants en raison de leur forme sphérique. Cette symétrie de forme et l'absence (ou tout au moins le nombre réduit) de points d'arrêt susceptibles de créer par frottement des zones de très haute température entrainant la combustion du métal dont sont formés ces réservoirs les désignent tout particulièrement pour faire l'objet du procédé de fabrication selon l'invention. En fragmentant ces réservoirs, leur symétrie de forme disparaît et les bords de la découpe réalisée s'échauffent suffisamment pour entrainer leur combustion complète. Avantageusement et selon l'invention, la ligne de découpe prédéterminée suit un méridien dudit réservoir. Une telle ligne de découpe 30 partageant le réservoir en deux demi-sphères est la plus simple à réaliser. Advantageously and according to the invention, a pyrotechnic detonator is chosen, the initiation of which is carried out by self-ignition of a first energetic compound at a predetermined temperature. A detonator is preferably chosen using exclusively secondary explosives. This type of detonator is insensitive to mechanical shocks and vibrations and differential expansion problems in contrast to thermomechanical detonators, offers increased reliability in service and allows better safety during handling of the element during the manufacturing process and subsequent steps of integration of the element. In addition, the exclusive use of secondary explosives avoids the use of safety and arming barriers, as would be necessary with primary explosives, more dangerous and more toxic. Advantageously and according to the invention, in a particular embodiment of the method of the invention, the detonator is formed by confining a section of an explosive core of the cutting line. Thus, by keeping a section of the explosive core of the cutting line beyond the end thereof and confining it, for example by crimping in a confining tube of suitable diameter, it is possible to carry out a simple and economical detonator, without discontinuity between the detonator and the explosive soul of the cutting line. The length of the explosive core section and the confinement achieved make it possible to obtain a deflagration / detonation transition and thus the explosion of the cutting line. Advantageously and according to the invention, the detonator is placed projecting on an outer face of the cutting line so as to form a stopping point on the surface of the element allowing friction heating more intense than the heating affecting the cord. cutting. By placing the detonator (s) protruding from the cutting line itself, either perpendicularly to the longitudinal axis of the cord or along an oblique axis, the protruding end of the detonator is directly subjected to the friction of the dense layers of the atmosphere and heats up faster than the detonating cord. The temperature of the detonator thus rises faster than that of the cutting line and thus makes it possible to reach the detonation temperature well before the explosive of the cord is degraded by heat. Advantageously and according to the invention, the method is applied to a propellant reservoir of substantially spherical shape. Among the elements of a satellite that may not be completely destroyed by combustion during re-entry into the atmosphere, propellant tanks are the most common because of their spherical shape. This symmetry of shape and the absence (or at least the reduced number) of stopping points that can create by friction zones of very high temperature resulting in the combustion of the metal from which these tanks are formed, are particularly suitable for object of the manufacturing method according to the invention. By fragmenting these reservoirs, their symmetry of shape disappears and the edges of the cutout heat sufficiently to cause their complete combustion. Advantageously and according to the invention, the predetermined cutting line follows a meridian of said tank. Such a cutting line 30 sharing the reservoir in two half-spheres is the simplest to achieve.
Avantageusement et selon l'invention, dans une variante du procédé, la ligne de découpe prédéterminée présente des excursions de part et d'autre d'un méridien du réservoir de manière à ce que la découpe forme des points d'arrêts permettant un échauffement par frottement propre à permettre une combustion complète du réservoir. En plaçant le cordeau de découpe de façon à former des pointes de part et d'autre d'un méridien, le bord des demi-sphères ainsi obtenues forme des points d'arrêts qui sont autant de foyers d'échauffement intense permettant la combustion complète du réservoir. De plus, ces excursions peuvent être adaptées pour éviter des points de fixation du réservoir sur son bâti et permettent de placer des détonateurs en dehors d'un plan de symétrie du réservoir, améliorant ainsi leur capacité d'échauffement. L'invention s'étend également à un élément de véhicule spatial, obtenu par un procédé de fabrication présentant l'une quelconque des caractéristiques listées ci-avant, et notamment à un réservoir sphérique d'ergols. Advantageously and according to the invention, in a variant of the method, the predetermined cutting line has excursions on either side of a meridian of the tank so that the cut forms stop points for heating by clean friction to allow complete combustion of the tank. By placing the cutting line in such a way as to form points on either side of a meridian, the edge of the half-spheres thus obtained forms stop points which are as many intense heating foci allowing complete combustion. of the tank. In addition, these excursions can be adapted to avoid fixing points of the tank on its frame and allow detonators to be placed outside a plane of symmetry of the tank, thus improving their heating capacity. The invention also extends to a space vehicle element, obtained by a manufacturing method having any of the characteristics listed above, and in particular to a spherical propellant tank.
L'invention concerne également un procédé de fabrication d'un élément de véhicule spatial et un élément obtenu par ce procédé caractérisé en combinaison par tout ou partie des caractéristiques mentionnées ci-dessus ou ci-après. D'autres buts, caractéristiques et avantages de l'invention 20 apparaîtront au vu de la description qui va suivre et des dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 représente une vue générale, en perspective, d'un réservoir d'ergols obtenu par le procédé de l'invention ; - la figure 2 représente une vue en coupe transversale d'un 25 cordeau de découpe et d'un détonateur associé installés sur une paroi d'un réservoir par le procédé de l'invention ; - les figures 3 et 4 représentent des vues en coupe longitudinale d'un cordeau de découpe et d'un détonateur associé installés sur une paroi d'un réservoir par le procédé de l'invention, selon deux variantes dudit procédé. The invention also relates to a method of manufacturing a space vehicle element and an element obtained by this method characterized in combination by all or some of the characteristics mentioned above or below. Other objects, features and advantages of the invention will become apparent from the following description and the appended drawings, in which: FIG. 1 represents a general perspective view of a propellant reservoir obtained by the process of the invention; FIG. 2 shows a cross-sectional view of a cutting line and associated detonator installed on a wall of a tank by the method of the invention; - Figures 3 and 4 show longitudinal sectional views of a cutting line and an associated detonator installed on a wall of a tank by the method of the invention, according to two variants of said method.
On se réfère à la figure 1 où on a représenté un élément 1 de satellite, en l'occurrence un réservoir 2 d'ergols ou de tout autre type de fluide en général sous pression. Le réservoir 2 est en général constitué d'une paroi 7 mince (figure 2), de forme sensiblement sphérique, en alliage de titane. D'autres types de réservoirs peuvent comprendre en outre une seconde paroi en matériau composite au dessus de la paroi en titane pour renforcer celle-ci. Par exemple, pour un satellite de type LEO (Law Earth Orbit) prévu pour fonctionner sur une orbite basse entre 500 et 2000 km de la Terre, un réservoir d'hydrazine présente un diamètre de l'ordre de 600 mm pour une épaisseur de paroi de l'ordre de 0,8 mm. Referring to Figure 1 which shows a satellite element 1, in this case a tank 2 of propellants or any other type of fluid generally under pressure. The tank 2 generally consists of a thin wall 7 (FIG. 2), of substantially spherical shape, made of titanium alloy. Other types of tanks may further include a second wall of composite material above the titanium wall to strengthen it. For example, for a LEO (Law Earth Orbit) type satellite designed to operate in a low orbit between 500 and 2000 km from the Earth, a hydrazine reservoir has a diameter of about 600 mm for a wall thickness. of the order of 0.8 mm.
Le réservoir 2 est équipé selon un méridien 3 et sur tout le tour du réservoir, d'un cordeau de découpe 4. Un cordeau de découpe, encore appelé cordeau détonant, est un dispositif pyrotechnique fonctionnant sur le principe d'une charge creuse de forme allongée, comportant un étui tubulaire 5 métallique, par exemple en métal relativement ductile tel que le cuivre ou l'aluminium. L'étui tubulaire 5 présente une section droite sensiblement triangulaire (figure 2) fermée entre deux cotés du triangle par une cloison 6 concave dont la concavité est tournée vers la paroi 7 du réservoir 2. Cette cloison 6 délimite avec le reste de l'étui tubulaire une chambre dans laquelle est placé une âme explosive 8, usuellement constitué d'un matériau explosif thermostable de type hexanitrostilbène (HNS) ou équivalent. De manière connue, lors de la détonation de l'âme explosive, la cloison concave est projetée dans le plan de symétrie de l'étui et donne naissance à un jet de particules à très haute pression et très haute vitesse en direction de la surface en regard de laquelle la cloison concave est tournée. Ce jet provoque la découpe du matériau le long d'une ligne de découpe qui suit le plan de symétrie du cordeau. Selon le procédé de fabrication de l'invention, on utilise donc un tel cordeau de découpe 4 pour en équiper un élément de satellite tel qu'un réservoir 2 de manière à le fragmenter, par exemple en deux demi sphères de manière à ce que les fragments perdent la symétrie de forme du réservoir. Pour cela, on place le cordeau de découpe 4 sur la surface de la paroi 7 selon une ligne de découpe 9. La ligne de découpe 9 peut dans le cas le plus simple suivre un méridien 3 du réservoir permettant une découpe selon ce méridien. Cependant, on tire avantage de la relative ductilité du matériau formant l'étui tubulaire 5 pour pouvoir déformer le cordeau de découpe selon des directions transverses à son axe longitudinal et permettre de déterminer une ligne de découpe 10 alternative, représentée en pointillés sur la figure 1, pouvant présenter par exemple des excursions de part et d'autre du méridien 3, en dents de scie ou en ondulations sensiblement sinusoïdales. Le cordeau de découpe 4 peut également être formé de manière à éviter certains « accidents » de la surface du réservoir 2 tels que des points de fixation du réservoir sur son bâti ou encore des raccordements de tuyauteries (non représentés). Le cordeau de découpe 4 comprend un revêtement 11 de protection thermique qui isole l'étui tubulaire 5 et l'âme explosive 8 de la température régnant à l'extérieur du réservoir 2. Le revêtement 11 est par exemple réalisé par un moulage en matériau élastomère chargé en fibres tel que le produit connu sous le nom NORCOAT® 4011 et/ou en matériau composite constitué de particules de liège liées par une résine phénolique tel que le produit connu sous le nom de NORCOAT® HPK, tous deux commercialisés par la société EADS. Ce revêtement 11 enrobe l'étui tubulaire 5 au moins sur sa partie opposée à la paroi du réservoir 2. Dans l'exemple de réalisation illustré sur la figure 1, le revêtement 11 n'est montré que sur un secteur angulaire du cordeau de découpe 4 pour laisser apparaître l'étui tubulaire 5, mais il est bien entendu que le revêtement 11 est présent sur toute la longueur du cordeau. The tank 2 is equipped according to a meridian 3 and all around the tank, a cutting line 4. A cutting line, also called detonating cord, is a pyrotechnic device operating on the principle of a shaped hollow charge elongated, comprising a tubular metal case, for example of relatively ductile metal such as copper or aluminum. The tubular case 5 has a substantially triangular cross-section (FIG. 2) closed between two sides of the triangle by a concave partition 6 whose concavity faces the wall 7 of the tank 2. This partition 6 delimits with the rest of the case tubular a chamber in which is placed an explosive core 8, usually consisting of a thermostable explosive material hexanitrostilbene type (HNS) or equivalent. In known manner, during the detonation of the explosive core, the concave partition is projected into the plane of symmetry of the case and gives rise to a jet of very high pressure particles and very high speed towards the surface. gaze of which the concave partition is turned. This jet causes the cutting of the material along a cutting line which follows the plane of symmetry of the cord. According to the manufacturing method of the invention, therefore, such a cutting line 4 is used to equip a satellite element such as a reservoir 2 so as to fragment it, for example into two half-spheres so that the fragments lose the shape symmetry of the tank. For this, the cutting line 4 is placed on the surface of the wall 7 along a cutting line 9. In the simplest case, the cutting line 9 may follow a meridian 3 of the reservoir allowing cutting along this meridian. However, advantage is taken of the relative ductility of the material forming the tubular case 5 in order to be able to deform the cutting line in directions transverse to its longitudinal axis and to make it possible to determine an alternative cutting line, shown in dotted lines in FIG. , which may for example have excursions on either side of the meridian 3, sawtooth or substantially sinusoidal corrugations. The cutting line 4 may also be formed so as to avoid certain "accidents" on the surface of the tank 2 such as fixing points of the tank on its frame or pipe connections (not shown). The cutting line 4 comprises a thermal protection coating 11 which isolates the tubular case 5 and the explosive core 8 from the temperature prevailing outside the tank 2. The coating 11 is for example made by a molding of elastomeric material filled with fibers such as the product known under the name NORCOAT® 4011 and / or composite material consisting of cork particles bonded by a phenolic resin such as the product known under the name NORCOAT® HPK, both marketed by EADS . This coating 11 surrounds the tubular case 5 at least on its opposite side to the wall of the tank 2. In the embodiment illustrated in Figure 1, the coating 11 is shown only on an angular sector of the cutting line. 4 to reveal the tubular case 5, but it is understood that the coating 11 is present over the entire length of the cord.
A titre d'information, un revêtement 11 d'une épaisseur de 10 mm réalisé avec le matériau élastomère précité, soumis à un flux thermique de 1000 kW/m2 peut atteindre une température de surface extérieure de 1400°C et permet de conserver pendant au moins une minute, une température inférieure à 100°C au dessous du revêtement. By way of information, a coating 11 with a thickness of 10 mm made with the aforementioned elastomer material, subjected to a thermal flux of 1000 kW / m.sup.2 can reach an external surface temperature of 1400.degree. minus one minute, a temperature below 100 ° C below the coating.
Dans le cas de l'invention, l'épaisseur du revêtement 11 peut atteindre 20 mm au dessus de l'étui 5. Une fine couche (environ 1 mm) de revêtement isolant peut également être placée entre le cordeau de découpe et le réservoir afin de limiter l'échauffement de celui-ci par la conduction de la paroi du réservoir. Avantageusement, le moulage ainsi effectué sert de moyen de fixation de l'étui tubulaire sur la paroi du réservoir. Le cordeau de découpe 4 est muni d'au moins un détonateur 12 sensible à la température. De préférence, comme illustré sur la figure 1, on installe plusieurs détonateurs, à intervalles réguliers, par exemple trois détonateurs à 120° pour un cordeau de découpe placé sur un méridien 3 ou bien trois ou quatre détonateurs placés de part et d'autre du méridien à l'extrémité de certaines excursions du cordeau dans le cas de la ligne de découpe 10 ondulée. L'utilisation d'une pluralité de détonateurs permet d'assurer qu'au moins l'un d'eux sera dans une position favorable à un échauffement intense lors de la rentrée du réservoir dans l'atmosphère. Le détonateur (par commodité, on utilise le singulier dans la suite du texte sans que cela limite la description à un cordeau équipé d'un seul détonateur) est constitué d'une douille 15 métallique contenant un dispositif détonant. Dans les exemples représentés aux figures 2 à 4, le détonateur est du type pyrotechnique sensible à la température, c'est-à-dire qu'il contient, à une première extrémité de la douille 15, un premier composé 14 énergétique apte à s'enflammer lorsqu'il atteint une température prédéterminée dite température d'auto inflammation. Par exemple, ce premier composé peut être composé de cyclotétra- methylènetétranitramine, connu sous les noms d'hexogène (RDX) ou d'octogène (HMX). Le détonateur 12 comprend le cas échéant d'autres composés, agencés de manière connue en elle-même afin de produire une onde de choc (détonation) lorsque le premier composé est soumis à une température supérieure ou égale à sa température d'auto inflammation et à communiquer cette onde de choc à l'âme explosive 8 du cordeau de découpe 4. Pour cela, le détonateur est placé de manière à ce que son extrémité opposée au premier composé 14 soit positionnée à proximité immédiate ou en contact avec cette âme explosive, par exemple comme illustré à la figure 3 sur laquelle l'extrémité du détonateur est en appui sur l'étui métallique 5 du cordeau de découpe 4. In the case of the invention, the thickness of the coating 11 can reach 20 mm above the case 5. A thin layer (approximately 1 mm) of insulating coating can also be placed between the cutting line and the reservoir so to limit the heating thereof by the conduction of the tank wall. Advantageously, the molding thus carried out serves as a means of fixing the tubular case on the wall of the tank. The cutting line 4 is provided with at least one detonator 12 sensitive to temperature. Preferably, as illustrated in FIG. 1, several detonators are installed at regular intervals, for example three detonators at 120 ° for a cutting line placed on a meridian 3 or three or four detonators placed on either side of the meridian at the end of some cord excursions in the case of the corrugated cut line. The use of a plurality of detonators makes it possible to ensure that at least one of them will be in a position favorable to intense heating during the re-entry of the tank into the atmosphere. The detonator (for convenience, the singular is used in the remainder of the text without limiting the description to a cord equipped with a single detonator) consists of a metal sleeve containing a detonating device. In the examples shown in FIGS. 2 to 4, the detonator is of the pyrotechnic type sensitive to temperature, that is to say that it contains, at a first end of the sleeve 15, a first energy compound 14 capable of ignite when it reaches a predetermined temperature called auto-ignition temperature. For example, this first compound may be composed of cyclotetramethylenetetranitramine, known as hexogen (RDX) or octogen (HMX). The detonator 12 optionally comprises other compounds, arranged in a manner known per se to produce a shock wave (detonation) when the first compound is subjected to a temperature greater than or equal to its self-ignition temperature and to communicate this shock wave to the explosive core 8 of the cutting line 4. For this, the detonator is placed so that its end opposite the first compound 14 is positioned in the immediate vicinity or in contact with this explosive core, for example as illustrated in Figure 3 in which the end of the detonator is supported on the metal case 5 of the cutting line 4.
Un autre mode de réalisation du détonateur 12 peut être envisagé, comme illustré à la figure 4, dans lequel un tronçon 16 de l'âme explosive 8, situé à une extrémité de celui-ci, est dégagé de l'étui métallique 5 pour être confiné dans un tube de confinement 17, par exemple par sertissage de ce tube de confinement autour du tronçon d'âme explosive, le tube de confinement étant alors fixé dans la douille 15 du détonateur. Grâce au confinement ainsi réalisé, même en l'absence d'un premier composé 14, l'échauffement de la douille 15 conduit à une déflagration de l'extrémité du tronçon 16 qui, sur la longueur de confinement réalisée par le tube de confinement 17 se transforme en détonation et se propage dans toute la longueur de l'âme explosive 8. Another embodiment of the detonator 12 may be envisaged, as illustrated in FIG. 4, in which a section 16 of the explosive core 8, situated at one end thereof, is released from the metal case 5 to be confined in a containment tube 17, for example by crimping this containment tube around the explosive core section, the confinement tube then being fixed in the sleeve 15 of the detonator. Thanks to the confinement thus achieved, even in the absence of a first compound 14, the heating of the sleeve 15 leads to a deflagration of the end of the section 16 which, over the confinement length achieved by the containment tube 17 turns into detonation and spreads throughout the length of the explosive soul 8.
Le détonateur 12 comprend également un capuchon 13 de protection thermique réalisé dans un matériau identique ou similaire au revêtement 11 de protection thermique du cordeau de découpe. Le capuchon 13 recouvre l'extrémité de la douille 15 opposée à l'âme explosive 8 lorsque le détonateur est en place sur le cordeau de découpe, et rejoint le revêtement 11 de manière à assurer une continuité de la protection thermique. L'épaisseur minimum de la protection thermique apportée par le capuchon 13 au détonateur est déterminée, en fonction du ou des composés énergétiques contenus dans le détonateur, de façon à ce que la température de détonation du détonateur ne puisse être atteinte lorsqu'un réservoir 2 fabriqué selon le procédé de l'invention est soumis à un incendie au sol (représentant un flux thermique de 50 à 100 kW/m2) avant que la température atteinte par le réservoir lui-même n'ait entrainé l'éclatement de celui-ci du fait de la pression développée par les fluides contenus dans celui-ci. En pratique, en fonction du type de revêtement utilisé et des constituants du détonateur, l'épaisseur du capuchon 13 est de l'ordre de 10 à 15 mm. The detonator 12 also comprises a thermal protection cap 13 made of a material identical to or similar to the thermal protection coating 11 of the cutting line. The cap 13 covers the end of the sleeve 15 opposite the explosive core 8 when the detonator is in place on the cutting line, and joins the coating 11 so as to ensure continuity of the thermal protection. The minimum thickness of the thermal protection provided by the cap 13 to the detonator is determined, depending on the energy compound (s) contained in the detonator, so that the detonator detonation temperature can not be reached when a reservoir 2 manufactured according to the method of the invention is subjected to a fire on the ground (representing a thermal flux of 50 to 100 kW / m2) before the temperature reached by the tank itself has caused the burst thereof because of the pressure developed by the fluids contained therein. In practice, depending on the type of coating used and the components of the detonator, the thickness of the cap 13 is of the order of 10 to 15 mm.
Par ailleurs, l'épaisseur du revêtement 11 de protection thermique du cordeau de découpe 4 lui-même est déterminée pour empêcher la décomposition en température de l'explosif constituant l'âme explosive 8 avant que le détonateur n'atteigne sa température de détonation. Furthermore, the thickness of the thermal protection coating 11 of the cutting line 4 itself is determined to prevent the temperature decomposition of the explosive constituting the explosive core 8 before the detonator reaches its detonation temperature.
Dès lors, la sécurité d'un réservoir fabriqué selon l'invention n'est pas affectée par le dispositif de fragmentation (cordeau de découpe 4 et détonateur(s) 12) lorsque le réservoir est soumis à un aléa tel qu'un incendie au sol. L'épaisseur maximum de la protection thermique apportée par le capuchon 13 au détonateur est également déterminée, en fonction du ou des composés pyrotechniques contenus dans le détonateur, de façon à ce que la température de détonation du détonateur puisse être atteinte lors de la rentrée du réservoir dans l'atmosphère, lorsque l'échauffement produit par le frottement contre les couches denses de l'atmosphère atteint des valeurs de flux thermique de l'ordre de 250 kW/m2, ce qui est le cas à une altitude d'environ 75 km. Therefore, the safety of a tank manufactured according to the invention is not affected by the fragmentation device (cutting line 4 and detonator (s) 12) when the tank is subjected to a hazard such as a fire at ground. The maximum thickness of the thermal protection provided by the cap 13 to the detonator is also determined, depending on the pyrotechnic compound (s) contained in the detonator, so that the detonator detonation temperature can be reached during the re-entry of the detonator. a reservoir in the atmosphere, when the heating produced by friction against the dense layers of the atmosphere reaches thermal flux values of the order of 250 kW / m2, which is the case at an altitude of about 75 km.
Avantageusement, comme illustré aux figures 2 à 4, on place le détonateur 12 de telle sorte qu'une partie de la douille 15, protégée par le capuchon 13 soit en saillie par rapport à la surface extérieure du cordeau de découpe 4. De cette manière, lors de la rentrée dans l'atmosphère, le capuchon 13, déjà soumis à un échauffement important puisqu'il forme un point d'arrêt, est également soumis à une abrasion par frottement et son épaisseur diminue. Dès lors, le premier composé atteint rapidement sa température d'auto inflammation et entraine la détonation du détonateur 12. Cette détonation est communiquée au cordeau de découpe 4 qui découpe le réservoir 2 en deux ou plusieurs fragments, par exemple sous forme de deux demi sphères présentant le cas échéant un bord ondulé ou dentelé dans le cas d'une ligne de découpe 10. Les fragments du réservoir 2 ne présentant plus de symétrie de forme et comportant un certain nombre de points d'arrêts autour desquels l'échauffement par frottement est intense, la combustion et/ou la fusion des fragments du réservoir est amorcée et le risque que le réservoir ne soit pas complètement détruit lors de la rentrées dans l'atmosphère est grandement réduit, voire éliminé. Grace au procédé de fabrication selon l'invention, on peut obtenir un élément de véhicule spatial, tel qu'un réservoir d'ergols, capable de se fragmenter lors de la rentrée dans l'atmosphère, grâce à un dispositif de fragmentation déclenché de manière passive, sous l'effet de l'échauffement qu'il subit. Bien entendu, cette description est donnée à titre d'exemple illustratif uniquement et l'homme du métier pourra y apporter de nombreuses modifications sans sortir de la portée de l'invention, comme par exemple utiliser des détonateurs thermo mécaniques dans lesquels la fusion d'un verrou libère un percuteur amorçant la détonation du cordeau de découpe ou encore apposer un ou plusieurs cordeaux de découpe afin de fragmenter l'élément considéré en un nombre de morceaux supérieur à deux.15 Advantageously, as illustrated in FIGS. 2 to 4, the detonator 12 is placed in such a way that a portion of the bushing 15, protected by the cap 13, protrudes with respect to the outer surface of the cutting line 4. In this way when entering the atmosphere, the cap 13, already subjected to significant heating since it forms a stopping point, is also subjected to frictional abrasion and its thickness decreases. As a result, the first compound rapidly reaches its autoignition temperature and causes the detonator 12 to detonate. This detonation is communicated to the cutting line 4 which cuts the reservoir 2 in two or more fragments, for example in the form of two half-spheres. optionally having a corrugated or serrated edge in the case of a cutting line 10. The fragments of the tank 2 no longer having symmetry of shape and having a number of stop points around which the frictional heating is intense, combustion and / or fusion of the fragments of the reservoir is initiated and the risk that the reservoir is not completely destroyed during re-entry into the atmosphere is greatly reduced or eliminated. Thanks to the manufacturing method according to the invention, it is possible to obtain a space vehicle element, such as a propellant reservoir, capable of breaking up during re-entry into the atmosphere, thanks to a fragmentation device triggered in such a way passive, under the effect of the warming that it undergoes. Of course, this description is given by way of illustrative example only and the person skilled in the art may make numerous modifications without departing from the scope of the invention, such as for example using thermomechanical detonators in which the fusion of a lock releases a firing pin initiating the detonation of the cutting line or affixing one or more cutting cords to fragment the item in a number of pieces greater than two.
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