Torche à plasma (astronautique)

La torche à plasma pour l'astronautique est un moyen d'essai destiné à produire un gaz à quelques milliers de degrés et à haute pression pour tester les matériaux utilisés en hypersonique, en particulier pour la rentrée atmosphérique[1].

Ce type de moyen est également baptisé jet de plasma ou, en anglais, arcjet ou arc heater.

HistoireModifier

 
Torche à plasma segmentée HEAT H3 de l'Arnold Engineering Development Complex. Chaque segment possède son propre système de refroidissement (tuyaux rouges). On aperçoit les disques de Mach de l'écoulement généré.

Ce type de moyen a été créé dans les années 1950 par l'US Air Force pour tester les matériaux utilisés sur les corps de rentrée balistiques. Un exemple fameux est le REentry NoseTip (RENT) de puissance 10 MW construit par l' Air Force Flight Dynamics Laboratory puis transféré à l'Arnold Engineering Development Complex où il est resté en service jusque dans les années 1990[2],[3]. Il a été remplacé par des moyens plus puissants comme le High Enthalpy Arc Test (HEAT H3) (70 MW) en 1995. Ce type de nouveau moyen fait appel à une nouvelle technologie, celle de la segmentation des électrodes (voir ci-dessous), mise au point sur le HEAT H1.

En France ce type de moyen a été développé en 1979 par l'Aérospatiale avec le JP200 (4 × 5 MW), configuration originale de quatre générateurs en parallèle développés antérieurement sous le nom de JP50[4].

Par la suite des moyens plus puissants ont fait leur apparition pour le domaine civil. On peut citer le Interaction Heating Facility (60 MW) de la NASA à Ames Research Center et Scirocco (70 MW) au Centre italien de recherche aérospatiale (CIRA), moyen financé par l'ESA et mis en service en 2001[2].

Fonctionnement du générateurModifier

Le but d'un tel générateur, indépendamment de la tuyère qui lui sera associée, est de produire un gaz à quelques milliers de degrés et haute pression qui, après le passage dans une tuyère supersonique sera projeté sur une maquette ou un échantillon de matériau.

Dans le générateur le milieu créé par la décharge est un plasma froid caractérisé par une température électronique beaucoup plus élevée que celle des particules lourdes : atomes, molécules ou ions. Au contraire dans le jet servant au test on s'efforce de créer un milieu à l'équilibre thermodynamique, représentatif de l'écoulement rencontré en vol.

L'arc est produit sous une différence de potentiel de plusieurs dizaines de milliers de volts et un courant de quelques milliers d'ampères. Le rendement est de 50 à 90 % dans le gaz suivant la pression de fonctionnement p, pouvant atteindre une centaine de bars. L'enthalpie du gaz h est de l'ordre de la dizaine de MJ / kg et le débit gazeux du kg / s. Le reste de l'énergie consommée sert à échauffer la paroi qui peut recevoir plusieurs dizaines de MW / m2. C'est cet aspect qui limite la montée en puissance. Cette contrainte s'exprime par une loi empirique[5]

 

La constante est caractéristique de la technologie employée.

La vitesse de l'écoulement dans le générateur étant faible, la pression (mesurée directement) et l'enthalpie (mesurée par bilan d'énergie ou par la méthode aérodynamique[6]) peuvent être prises pour valeurs génératrices pour l'écoulement en aval.

Exemples de moyens d'essais[7]
Moyen Opérateur Puissance Enthalpie Pression Débit Mach tuyère(s) Φ sortie
(MW) (MJ/kg) (atm) (kg/s) (mm)
RENT décommissionné 10 2.5 125 3 2 25
HEAT H3 AEDC 70 20 115 2-10 1.8-3.5 28-102
Scirocco CIRA 70 25 16 0.1-3.5 12 900-1950
IHF NASA 60 2-28 1-9 0.03-1.7 5.5-7.5 76.2-1041

EssaisModifier

 
Essai en point d'arrêt.

Certains essais s'effectuent à l'air libre dans une région de l'espace non perturbée par la détente du jet sortant de la tuyère avec le milieu extérieur. Dans les essais à faible pression statique il est nécessaire de disposer d'une chambre d'expérience dotée d'un extracteur destiné à maintenir cette pression au cours de l'essai.

Les montages d'essai peuvent prendre des formes très variées. La plus simple consiste à présenter l'échantillon ou maquette à la sortie de tuyère, une configuration dite « en point d'arrêt »[7].

Des considérations élémentaires montrent que la taille maximale de l'éprouvette d'essai varie comme la racine carrée de la puissance, ce qui constitue une importante limitation.

D'une façon générale les écoulements générés par ce type de moyen ne sont pas parfaitement homogènes et fluctuent dans le temps, ceci étant d'autant plus vrai que la pression augmente.

RéférencesModifier

  1. (en) J. Muylaert, W. Kordulla, D. Giordano, L. Marraffa, R. Schwane, M. Spel, L. Walpot et H. Wong, « Aerothermodynamic Analysis of Space-Vehicle Phenomena », ESA Bulletin, no 105,‎ (lire en ligne)
  2. a et b (en) Advanced Hypersonic Test facilities, vol. 198, AIAA, (lire en ligne)
  3. (en) Space Simulation, vol. 336, National Bureau of Standards, (lire en ligne)
  4. (en) D. D. Horn, W. E. Bruce III, E.J. Felderman et G. R. Beitel, « Arc Heater Manifold Evaluation », Rapport AEDC TR-95-28,‎ (lire en ligne)
  5. (en) W. E. Nicolet, C. E. Shepard, K. J. Clark, A. Balakrishnan, J. P. Kesselring, K. E. Suchsland et J. J. Reese, « Analytical and Design Studies for a High-Pressure, High-Enthalpy Constricted Arc Heater », AEDC Technical Report TR-75-47,‎ (lire en ligne)
  6. a et b (en) N. Winovich, « On the Equilibrium Sonic-Flow Method for Evaluating Electric-Arc Air-Heater Performance », NASA Tehnical Report TN-D-2132,‎
  7. a et b (en) Duffa G., Ablative Thermal Protection Systems Modeling, Reston, VA, AIAA Educational Series, (ISBN 978-1-62410-171-7)

Voir aussiModifier

Liens externesModifier