Academic literature on the topic 'Moteur fusée cryotechnique'

À ses débuts, la conquête spatiale a pu bénéficier des rivalités politiques de la Guerre Froide pour se développer rapidement sans réellement se soucier des efforts économiques à fournir. Aujourd’hui, de nombreux pays subissent le revers de la médaille de cette course effrénée : pour maintenir une flotte de lanceurs viable économiquement, les différentes agences spatiales doivent faire face à un dilemme opposant la minimisation des coûts de lancement à la maximisation de leur fiabilité. Dans cette logique d’optimisation, les industriels présents dans ce processus de réflexion se tournent vers la simulation numérique pour tenter d’améliorer leurs connaissances des technologies existantes, en particulier sur les zones d’ombres inaccessibles aux mesures expérimentales. Dans la lignée de plusieurs études théoriques et expérimentales, ces travaux visent à apporter un éclairage nouveau sur les phénomènes se produisant lors de l’allumage d’un moteur fusée cryotechnique. Ces recherches se tournent dans un premier temps vers l’amélioration de la modélisation de la flamme H2/O2. La validation d’une cinétique chimique réduite initialement destinée à la combustion H2/Air permet de justifier son utilisation lors de l’allumage. Puis, le développement d’un modèle de combustion turbulente pour le régime de flamme de diffusion est mené dans le but de palier aux limitations du modèle de flamme épaissie. Enfin, une analyse du cas où les régimes prémélangés et non-prémélangés sont présents tous les deux permet d’étudier un moyen simple de les distinguer même dans le cas où ils sont très proches. Dans un second temps, ces travaux se tournent vers l’étude de l’allumage dans un moteur fusée cryotechnique. Après avoir analysé de manière globale le calcul d’une séquence simplifiée, deux études plus approfondies sont menées pour investiguer, d’une part, les différents régimes de combustion, et d’autre part, les différents modes de propagation de la flamme propres à cette configuration.

Ce travail se situant dans le cadre du Groupement de Recherche « Combustion dans les moteurs-fusées » unissant le CNES, le CNRS, l'ONÉRA et la SNECMA concerne l'étude de l'atomisation secondaire et de la vaporisation turbulente pour la combustion des brouillards. L'objectif principal de cette étude est de fournir des modèles fiables pour les codes de calcul, reproduisant fidèlement les processus élémentaires de la combustion cryogénique dans les moteurs-fusées.
Ces modèles sont issus d'études expérimentales précédentes du LCSR, ayant permis d'établir des bases de données.
Les calculs sont basés sur la simulation du banc d'essai MASCOTTE (Montage Autonome Simplifié pour la Cryocombustion dans l'Oxygène et Toutes Techniques Expérimentales) de l'ONERA. Les résultats montrent d'une part l'influence de l'atomisation sur la structure du brouillard et de la flamme. D'autre part, les simulations de la vaporisation turbulente mettent en évidence l'influence de la turbulence sur les propriétés des gouttes.

Les lanceurs spatiaux ont aujourd'hui besoin de moteurs-fusées cryotechniques capables de s'allumer plusieurs fois au cours du même vol. L'allumage étant un mécanisme extrêmement délicat dans les conditions en vol, il est nécessaire de développer et d'utiliser des outils précis et fiables pour aider au développement de cette technologie. Cette thèse développe la simulation des grandes échelles (SGE) pour traiter les écoulements transitoires supersoniques réactifs. Différents aspects sont abordés : cinétique chimique de l'auto-allumage et diffusion différentielle, traitement numérique des écoulements supersoniques, combustion. Des comparaisons avec des données expérimentales sur des configurations académiques permettent de valider les développements réalisés et de comprendre en détail le mécanisme d'auto-allumage. Sur la base de ces résultats, des simulations SGE de configurations industrielles sont maintenant envisageables, afin d'étudier les différents régimes transitoires d'allumage
Today, space launchers require cryotechnic rocket engines able to reignite during flight. The ignition phases in flight conditions are particularly critical and the development of restartable engines needs accurate and reliable tools. The present thesis develops a Large Eddy Simulation (LES) for the study of unsteady supersonic reactive flows. Several aspects are treated : chemical kinetics, auto-ignition and differential diffusion, numerical methods suited to supersonic flows and their discontinuities, combustion. Comparisons with experimental data on academic test cases validate the models, and give detailed insights into the auto-ignition process. Based on these achievements, LES of industrial configurations may be now envisaged, allowing the study of unsteady ignition regimes and the optimization of devices

Cette recherche se focalise sur les problèmes d’instabilités de combustion hautes fréquences dans les moteurs fusées. Ces instabilités sont connues pour avoir des effets néfastes et peuvent, dans certains cas, causer la destruction du système propulsif. Pour éviter l’apparition de ces instabilités, il est important de connaître les mécanismes qui entretiennent ces phénomènes dynamiques et de comprendre le couplage complexe entre l’injection, la combustion et la résonnance acoustique du système. Ce travail comprend trois parties.La première partie traite de la simulation numérique de jets non-réactifs et réactifs soumis à différentes conditions de modulation afin de comprendre les interactions entre les jets, les flammes et leur environnement. Les calculs numériques de jets ronds non-réactifs ainsi que des flammes plus complexes formées par des injecteurs coaxiaux dans des conditions transcritiques ont été effectuées avec des simulations aux grandes échelles (SGE), adaptées aux conditions gaz réels à l’aide du solveur AVBP-RG. Les jets ronds ont été soumis à des fluctuations de vitesse transverse. Il a été trouvé que pour toutes les amplitudes et fréquences de modulation, le jet est déformé et oscille dans la direction transverse. Ce comportement peut être représenté par un modèle. Les flammes coaxiales ont été soumises à une modulation de débit et de pression. La modulation induit des variations du dégagement de chaleur global. Un modèle mathématique reliant les paramètres modulés au dégagement de chaleur est proposé.La seconde partie contient les travaux expérimentaux. Dans ce cadre, un nouveau banc expérimental a été développé pour l’étude de cavités couplées pressurisées (NPCC). Le couplage entre le plénum (ou dôme) et la chambre a été étudié. Un modèle reliant les fluctuations de pression et de vitesse en sortie des injecteurs a été développé et comparés aux données d’essais. Le banc NPCC a aussi été utilisé pour acquérir plus de connaissances sur le niveau d’amortissement. Les coefficients d’amortissement ont été déterminés.La dernière partie de ce document traite du développement d’un modèle ordre réduit qui représente des mécanismes qui entretiennent et amortissent les instabilités de combustion hautes fréquences. Cette description dynamique a été incorporée dans un code de stabilité haute fréquence (STAHF). Ce code a été utilisé pour étudier un moteur à ergols liquides d’une puissance de 87 MW (le banc BKD du DLR en Allemagne) qui présente des instabilités hautes fréquences. Après le recalage de certains paramètres de contrôle, STAHF a été capable de retrouver des résultats obtenus d’essais au DLR
This research concerns some of the issues raised by high frequency combustion instabilities in rocket engines. These instabilities are known to have detrimental effects leading, in some cases, to the destruction of the propulsion system. To avoid the appearance of such instabilities it is important to gain an understanding of the processes driving such dynamical phenomena. One has to consider the complex coupling between injection, combustion and the acoustic resonances of the system. The present work contributes to this objective by developing three items.The first deals with numerical simulations of non-reactive and reactive jets submitted to different modulation conditions to understand the interaction between jets, flames and their environment. Numerical simulations of non-reactive round jets as well as more complex flames formed by coaxial injectors operating under transcritical conditions were carried out using large eddy simulation (LES) adapted to real gas situations by making use of the AVBP-RG flow solver. Round jets were submitted to transverse velocity fluctuations. It has been found that for all amplitudes and frequencies of modulation, the modulated jet is deformed and oscillates. This behavior can be represented by a model. The coaxial flames were submitted to mass flow rate and pressure modulation. For these cases it has been found that the modulation induces variations of the global heat release rate. A mathematical relationship between the modulated parameters and the heat release rate has been proposed.The second item includes experimental investigations. For this purpose a New Pressurized Coupled Cavities (NPCC) laboratory test rig has been developed. The possible coupling between the plenum and the thrust chamber was studied. A model, linking pressure and velocity fluctuations between the plenum and the thrust chamber, has been developed. The laboratory test rig was also used to gather some knowledge on the levels of damping and the damping coefficients could be determined.The last item of this document deals with the development of a reduced order dynamical model which includes some of the driving and damping mechanisms of high frequency combustion instabilities. This dynamical description was implemented in a high frequency stability code (STAHF). This code was used to examine a 87 MW liquid rocket engine (BKD operated at DLR, Germany) exhibiting high frequency oscillations. After the adjustment of some control parameters, STAHF was able to retrieve some the features observed in experiments carried out at DLR

Utiliser le méthane comme carburant dans les moteurs fusées présente beaucoup d'avantages mais la combustion avec de l'oxygène pur à haute pression reste mal comprise. D'un point de vue thermodynamique, le méthane et l'oxygène partagent des valeurs de point critique très similaires, ce qui rend difficile la prédiction du mélange des ergols, l'accrochage, la stabilité et la structure de la flamme. De plus, quand le méthane est injecté en excès, des aérosols peuvent être produits, pouvant obstruer les lignes, endommager la turbine et réduire le rendement.Une mise à jour approfondie des connaissances sur la combustion LOX/CH4 est donc nécessaire. Ce défi est relevé au sein du consortium composé du laboratoire EM2C, de l'ONERA, du CNES et d'ArianeGroup. Deux campagnes d'essais sont menées sur le banc MASCOTTE de l'ONERA visant à étudier trois sujets centraux : la structure de la flamme, les transferts thermiques aux parois et la production d'aérosols. Dans ce but, divers diagnostics expérimentaux sont mis en œuvre simultanément pendant des essais à feu à haute pression.Différents diagnostics d'imagerie sont mis en place pour analyser la structure de la flamme et des jets liquides. Malgré les difficultés d'acquisition rencontrées dans ces conditions extrêmes, les analyses révèlent une structure de flamme complexe. En régime subcritique, les mécanismes d'atomisation et d'évaporation dominent. La flamme est alors bien plus ouverte et plus longue qu'à de plus hautes pressions, où les mécanismes de mélange diffusifs prévalent. Caractériser l'accrochage de la flamme reste un défi. En effet, un anneau de glace, probablement d'eau, entoure et masque le pied de la flamme. Des mécanismes de formation sont proposés et un cycle temporel de croissance/destruction est mis en avant. Sa présence affecte fortement la visualisation de la flamme, et peut conduire à des interprétations erronées de sa topologie.Pour la première fois à MASCOTTE, la phosphorescence induite par laser (LIP) est mise en place. Diverses méthodes LIP existent mais ne sont pas bien adaptées aux conditions de MASCOTTE : large gamme de températures, transitoires thermiques et environnement diphasique. C'est pourquoi une méthode spécifique a été mise au point (Full Spectrum Fitting method). Elle exploite la dépendance spectrale à la température, permettant des mesures instantanées de 100 à 900 K avec une précision de 17 K, sans dépendance à l'énergie d'excitation laser. Une analyse détaillée des données met en évidence les modes de transfert de chaleur prédominants, étudie l'influence des points de fonctionnement et compare les données expérimentales avec un modèle de transferts thermiques de paroi, particulièrement bien adapté pour déduire les caractéristiques convectives de l'écoulement à la paroi.Différents diagnostics sont mis en œuvre pour caractériser les aérosols. Une sonde intrusive prélève les particules et les gaz brûlés en aval de la flamme. Les particules sont prélevées sur des grilles adaptées à des analyses par microscopie électronique à transmission (TEM). Les images détaillées de leurs morphologies révèlent qu'il s'agit de suies. Les gaz sont analysés par chromatographie en phase gazeuse. Ceci permet d'identifier des molécules précurseurs des suies comme le benzène et l'acétylène. Les suies sont quantifiées temporellement par extinction laser. Des post-traitements dédiés sont développés et diverses hypothèses sont discutées pour expliquer les variations spatiales de production de suies
Using methane as a fuel in rocket engines would have many advantages but the combustion with pure oxygen at high pressure remains poorly understood. From a thermodynamic point of view, methane and oxygen share very similar critical point values, making it challenging to predict propellant mixing, flame anchoring, stability and structure. Moreover, when methane is injected in excess, aerosols can be produced, which can clog the lines, damage the turbine, and reduce the efficiency.Therefore, a thorough update of the knowledge of LOX/CH4 combustion is necessary. These challenges are tackled within the consortium composed of EM2C laboratory, ONERA, CNES, and ArianeGroup. Two test campaigns are carried out at the MASCOTTE facility from ONERA, aiming to study three central topics: the flame structure, wall heat transfers, and aerosol production. To this end, various experimental diagnostics are implemented simultaneously during high-pressure hot-fire tests.Various imaging diagnostics are implemented to analyze the flame structure and the dense liquid jets. Despite the acquisition difficulties encountered in these extreme conditions, the analyses reveal a complex flame structure. In the subcritical regime, atomization and evaporation mechanisms dominate. The flame is much more opened and longer than at higher pressures, where diffusive mixing mechanisms prevail. Characterizing flame anchoring remains a challenge. A water ice ring surrounding, and masking, the flame foot has been identified. Formation mechanisms are proposed, and a growth/destruction temporal cycle is highlighted. Its presence strongly affects flame visualizations, and may lead to misinterpretations of its topology.Laser-induced phosphorescence (LIP) is implemented for the first time at MASCOTTE. Various LIP methods exist, but they are not well suited to the MASCOTTE conditions: wide temperature range, thermal transients, and two-phase flow environment favoring laser absorption/diffusion. Therefore, a specific method, the Full Spectrum Fitting method (FSF method), has been developed. It exploits the spectral dependence on temperature, enabling instantaneous measurements from 100 to 900 K with a precision of 17 K, with no dependence on the laser excitation energy. A detailed data analysis highlights the predominant wall heat transfer modes, studies the influence of the operating points, and compares the experimental data with a wall heat transfer model, which is particularly well suited for deducing the convective properties of the flow.Three diagnostics are used to characterize aerosols. An intrusive probe samples particles and burnt gases downstream of the flame. The particles are sampled on TEM grids and analyzed by Transmission Electron Microscopy. Detailed images of the aerosol morphology reveal that the particles are soot. Combustion products are analyzed by gas chromatography. This makes it possible to identify soot precursor molecules such as benzene and acetylene. Soot are quantified temporally by laser extinction. A dedicated post-processing method is developed and various hypotheses are discussed to explain the spatial variations of the soot production downstream of the flame

Ce travail porte sur certains problèmes de combustion lies à l'allumage dans les moteurs fusée cryotechniques. Dans les conditions nominales de fonctionnement de ces moteurs, la combustion peut être de type prémélangée (les réactifs se mélangent avant de réagir) ou non-prémélangée. L'allumage se produit par la rencontre entre des gaz chauds et un prémélange partiel, sous la forme d'éléments de flamme. Après la propagation de la flamme vers les injecteurs, les flammes de prémélange disparaissent et des flammes non prémélangées s'établissent dans la cavité. Les chapitres II et III ont été consacrés a l'étude théorique et expérimentale de flammes laminaires prémélangées. Les résultats des calculs concernent des flammes de prémélange et de diffusion et permettent de cerner les domaines de richesse, pression et taux d'étirement ou l'allumage est envisageable. Des mesures spectroscopiques permettent de déterminer le comportement de flammes de méthane et d'hydrogène soumises à différentes conditions. Les trois derniers chapitres de cette thèse sont consacrés à la combustion turbulente, et plus particulièrement à la propagation de la flamme turbulente après l'allumage. On trouve au chapitre IV des rappels concernant plusieurs modélisations de la combustion turbulente dans les cas prémélangé et non-prémélangé. Le chapitre V donne les bases théoriques d'un nouveau modèle mixte destine à la description de la transition entre les deux types de combustion, et le chapitre VI donne une première validation de ce modèle en comparant des résultats expérimentaux avec ceux issus des calculs.

L'allumage d'un moteur fusée cryotechnique (carburants liquides) est une phase critique. La moindre anomalie dans la procédure d'allumage peut conduire à la destruction du lanceur. L'objectif de cette thèse est de développer une méthodologie s'appuyant sur la simulation aux grandes échelles (LES) pour étudier les phénomènes physiques impliqués dans un tel allumage. L'intérêt de la méthode LES est de pouvoir capturer les couplages instationnaires entre la turbulence, les processus diphasiques et la cinétique chimique. L'outil numérique est tout d'abord validé sur des cas académiques et expérimentaux, puis appliqué à un moteur fusée réel. Une approche graduelle est employée : les différents cas de validation présentent une complexité croissante, permettant d'isoler les processus physiques principaux. Ce travail de recherche montre que l'approche de la simulation aux grandes échelles, dans un contexte de calcul massivement parallèle, peut être utilisée pour étudier la séquence complète d'allumage dans un moteur fusée réel.

Mise au point de modèles représentatifs des phénomènes fondamentaux de la combustion turbulente, monophasique d'hydrogène et d'oxygène dans les moteurs fusée cryotechniques. Application du modèle de la flamme cohérente au cas d'allumage de flamme de diffusion.

Cette thèse porte sur la modélisation et la simulation numérique de l'allumage d'une flamme de diffusion turbulente. Les applications à l'allumage des moteurs-fusées cryotechniques sont plus particulièrement considérées. Le montage expérimental servant aux validations simule un fond de chambre du moteur Vulcain avec trois injecteurs coaxiaux. On présente les principaux résultats concernant l'allumage obtenus sur celui-ci, en particulier des séquences d'allumage obtenues par imagerie d'émission OH, ainsi que diverses mesures expérimentales qui ont servi de support et de fil directeur à la modélisation. L'allumage étant obtenu par une bougie, on ne se préoccupe pas de la phase qui précède l'apparition du front de flamme initial. On s'intéresse plus spécifiquement à la propagation du front de flamme à travers un milieu hétérogène ou des flammes de diffusion et de prémélange peuvent coexister. On s'intéresse également à la stabilisation de la flamme de diffusion. Apres un bref rappel des équations classiques de l'aérothermochimie, on présente les différents régimes de combustion turbulente. Parmi ceux-ci, le régime des flammes plissées ou flammelettes est celui auquel on s'intéresse dans toute cette thèse. Les modèles développés ici reposent sur une équation de transport pour la densité de surface de flamme. Bien qu'on puisse établir une forme exacte de cette équation pour une surface matérielle, plusieurs termes nécessitent une fermeture lorsque l'on considère une flamme et que l'on doit moyenner l'équation. Chacun de ces termes est explicité et éventuellement modélisé. La modélisation des flammes de diffusion turbulentes est ensuite traitée. Une étude dans une configuration très simple permet d'estimer l'influence des principaux paramètres du modèle. On montre également les améliorations apportées, en particulier la prise en compte d'un étirement efficace agissant sur les flammelettes. Des comparaisons avec des mesures de densité de surface de flamme sont faites. Pour les flammes de prémélange, une étude assez détaillée de la capacité du modèle à représenter la propagation d'une flamme turbulente est faite. Elle est accompagnée d'une étude paramétrique et de comparaisons avec les modèles existant déjà. Des améliorations sont envisagées. Des modèles permettant de prendre en compte la présence simultanée de flammes de prémélange et de diffusion sont ensuite présentés. Des tests et validations numériques sont faits pour les différents modèles. Des calculs complets d'allumage sont présentés et comparés avec les images expérimentales. La comparaison est très satisfaisante. Enfin, pour se rapprocher des conditions de fonctionnement d'un moteur fusée cryotechnique, la présence d'une phase liquide, sous forme de gouttes, est abordée. Pour cela on étudie deux problèmes simples: la combustion de gouttes dans un tourbillon et l'évaporation de gouttes dans une zone de mélange. Les modèles développés permettent de rendre compte de la complexité accrue qu'implique la présence des gouttes

Les moteurs a ergols cryotechniques sont alimentes en oxygène liquide et hydrogène gazeux. Le développement de méthodes de conception est fondé sur des simulations numériques fiables, qui doivent s'appuyer sur une connaissance détaillée des structures de flamme et des conditions d'entrée bien définies. Ce projet de recherche concerne la région proche des injecteurs d'ergols. On traite ici : (1) la structure de flamme et la géométrie de l'injecteur, (2) la stabilisation de la flamme. Des essais ont été effectués sur un injecteur comparable à ceux des moteurs réels. Des modèles sont développés et leurs résultats comparés aux résultats expérimentaux afin d'étudier l'effet de la géométrie de l'injecteur. Un nouveau résultat d'intérêt scientifique est qu'un sillage est plus instable quand l'écoulement extérieur est confiné. Ce mécanisme pourrait expliquer l'effet du retrait sur la flamme cryotechnique. La zone initiale de la flamme est divisée en deux parties et une analyse de flamme à contre-courant est appliquée à la première. La seconde partie est traitée d'abord comme une flamme dans un coin. La flamme au-dessus d'une plaque poreuse avec injection de comburant est étudiée ensuite et on envisage dans un deuxième temps une flamme au-dessus d'un comburant en cours de vaporisation. Finalement la flamme derrière une marche au-dessus d'une nappe liquide est envisagée. Grace à cette progression, les paramètres sans dimensions qui pilotent la stabilisation sont identifiés.