Avcoat
Le matériau Avcoat est un matériau de bouclier thermique initialement destiné au module de commande et de service Apollo. Son nom n'est pas un acronyme : il est formé du nom du constructeur Avco accolé au mot coat (« enrobage »). Il s'agit d'un matériau composite complexe dont on peut faire varier la composition. La variante utilisée sur Apollo est Avcoat 5026-39.
Il a également utilisé pour la réalisation du bouclier thermique de la capsule Orion
Composition, mise en œuvre
La composition massique du matériau Avcoat 5026-39 est la suivante[1] :
- 25% d'un mélange de micro-fibres de silice (environ 6 mm de long) et de fibres broyées ;
- 30% de micro-ballons en résine phénolique ;
- 45% de résine polyépoxyde novolac.
Les fibres de silice utilisées contiennent (fractions molaires) 10.1% CaO, 8.7% Al2O3 et 8.1% B2O3.
Sa masse volumique est de 530 kg/m3 et sa porosité ouverte de 25%.
Il est déposé sur un support de type nid d'abeilles de taille centimétrique en fibres de silice et résine phénolique. Le bouclier d'Apollo comporte plusieurs dizaines de milliers de cellules remplies l'une après l'autre. Sa fabrication dure plusieurs mois.
Son échauffement entraîne sa pyrolyse et la formation d'un matériau silice-carbone de masse volumique 256 kg/m3.
Adaptation à Orion
La capsule Orion comportant un bouclier thermique Avcoat a été choisi par la NASA pour le programme Constellation puis le programme Artemis par souci d'efficacité, la mission de rentrée pour Orion n'étant pas plus sévère que celle d'Apollo[2]. Ce choix s'est heurté aux problèmes d'approvisionnement en composants, les matières ayant évolué du fait des normes environnementales. D'où la nécessité de refaire bon nombre de tests de qualification[3]. Par ailleurs, ce même souci d'efficacité a conduit le maître d'œuvre Lockheed Martin à remplacer la réalisation in situ par celle de tuiles dans le programme Artemis[4].
Le vol Artemis-I a montré une défaillance du bouclier thermique sous forme de spallation du matériau pyrolysé par montée de la pression interne liée à une perméabilité insuffisamment maîtrisée[5],[6],[7],[8]. Ce phénomène est attribué au cyclage thermique dû à une manœuvre de ressource (« rebond »). Les études du phénomène par une commission technique se sont heurtées à la difficulté de comprendre les phénomènes physico-chimiques très complexes présents dans ce matériau[1] et n'ont abouti à l'écriture d'un rapport qu'après deux années.
À la suite de cet incident, il a été décidé de contraindre le domaine de vol d'Artemis-II et de lancer l'étude d'un nouveau matériau[8].
Références
- (en) Duffa G., Ablative Thermal Protection Systems Modeling, Reston, VA, AIAA Educational Series, , 431 p. (ISBN 978-1-62410-171-7).
- ↑ (en) Rachel Prucey et Kymie Clem, « NASA Selects Material for Orion Spacecraft Heat Shield » [archive du ], sur NASA News
- ↑ (en) « NASA design reviews should not have been approved says report », sur FlightGlobal
- ↑ (en) Linda Herridge, « Heat shield install brings Orion spacecraft closer to space », sur KSC News SpaceDaily
- ↑ (en) Kenneth Chang, « Coming Home May Be the Most Dangerous Part of Artemis II », The New York Times, (lire en ligne)
- ↑ (en) « Orion heatshield investigation follow-up: what char loss looked like onboard Artemis I », sur YouTube
- ↑ (en) Erika Peters, « NASA Identifies Cause of Artemis I Orion Heat Shield Char Loss », sur NASA
- (en) Chonglin Zhang, « NASA’s crew capsule had heat shield issues during Artemis I − an aerospace expert on these critical spacecraft components », The Conversation, (lire en ligne)
- (en) Cet article est partiellement ou en totalité issu de l’article de Wikipédia en anglais intitulé « AVCOAT » (voir la liste des auteurs).
Voir aussi
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