Dissertations / Theses 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.

L'objectif général de cette recherche est de contribuer à la compréhension des mécanismes fondamentaux conduisant à des instabilités de combustion dans les moteurs fusées à propulsion liquides. Le processus implique un couplage fort entre la combustion et les modes acoustiques transverses de la chambre. Le problème est analysé au moyen d'une combinaison d'outils expérimentaux, numériques et de modélisation. Les expériences sont réalisées sur une chambre équipée de plusieurs injecteurs coaxiaux placés en ligne et alimentés en oxygène liquide et méthane gazeux. On recrée ainsi au moins partiellement les conditions qui prévalent dans les moteurs fusées. Le système a été conçu pour permettre une nette séparation entre les fréquences des modes longitudinaux et transverses. Le foyer est équipé de hublots donnant un accès optique à la zone de flamme et de capteurs de pression détectant les fluctuations de cette variable dans la chambre et dans le circuit d'alimentation en ergols. Un modulateur comportant une roue dentée tournant à grande vitesse et bloquant de façon périodique une tuyère auxiliaire permet d'injecter des perturbations acoustiques dans le système. Des méthodes d'imagerie numérique sont utilisées pour examiner la dynamique des flammes. Des essais systèmatiques ont été réalisés à basse (0. 9 MPa), moyenne (3 MPa) et haute pression (6 MPa) pour déterminer les conditions dans lesquelles la flamme est la plus sensible aux modulations acoustiques transverses. Un niveau de réponse remarquable a été observé dans les expériences à basse pression. Le niveau d'oscillation était dans ce cas de 8\% de la pression moyenne. La flamme est fortement modifiée lorsque le couplage est réalisé avec le premier mode acoustique transverse, son taux d'expansion est augmenté et la luminosité s'accroît sensiblement. La vitesse de convection des structures émissives observées par caméra rapide montre une réduction assez surprenante. Les relations de phase établies entre les preturbations de pression et de dégagement de chaleur dans la chambre montrent que ces deux quantités sont caractérisées par des distributions spatiales assez semblables. Les essais à pression intermédiaire réalisés avec un nouveau dispositif comportant 5 injecteurs induisant un dégagement de chaleur plus important montrent que la résonance est moins marquée, un phénomène qui est lié à un niveau de fluctuations de température plus élévé dans les nouvelles conditions de ces essais. Des expériences sont menées à froid par injection d'oxygène liquide et d'azote gazeux pour examiner le mouvement induit par une excitation acoustique transverse. Ces expériences sont complétées par des calculs numériques réalisés dans le cadre des simulations aux grandes échelles (SGE). Ces méthodes sont utilisées pour analyser le mouvement de jets coaxiaux en présence d'une modulation acoustique transverse imposée dans le domaine de calcul. L'oscillation induit un mouvement collectif et le mélange est intensifié. Un modèle est développé pour le taux de réaction filtré permettant une description des flammes non prémélangées contrôlant la combustion cryotechnique. Des calculs initiaux sont effectués dans une configuration réaliste d'injecteurs multiples, alimentés en ergols gazeux. Deux problèmes sont envisagés au niveau de la modélisation. Le premier traite de la relation entre les fluctuations de dégagement de chaleur et les perturbations de vitesse transverses. Une expression est proposée qui dépend de ces perturbations et du signe du gradient de vitesse transverse. Les conséquences de ce modèle sont examinées et il est notamment montré que l'on peut retrouver la structure du dégagement de chaleur observée dans des travaux antérieurs. Le second modèle traite de l'influence de fluctuations de température sur les caractéristiques de résonance d'un système. La simulation directe et une analyse fondée sur la méthode des moyennes indique que l'amplitude de la résonance et la finesse de la réponse sont diminuées en présence de fluctuations, un phénomène qui semble avoir été négligé mais qui peut avoir des conséquences pratiques. Les connaissances acquises dans ces études peuvent servir de guide à des développements de méthodes de calcul destinées à prévoir les instabilités. Elles peuvent aussi servir à développer des méthodes de conception permettant d'éviter le phénomène
The general objective of this research is to contribute to the understanding of fundamental mechanisms leading to high frequency instabilities in liquid rocket engines. The process involves a tight coupling between combustion and transverse acoustic modes of the thrust chamber. This problem is investigated with a combination of experimental, numerical and modeling tools. Experiments are carried out on a model scale combustor comprising multiple coaxial injection units placed in a row and fed with liquid oxygen and gaseous methane. This experiment recreates some of the conditions prevailing in liquid rocket engines. The combustor was designed to allow a clear separation between the longitudinal and tranverse resonant modes. It is equipped with large windows providing optical access to the flames and with pressure transducers detecting fluctuations of this quantity in the chamber and in the propellant injection manifold. A toothed wheel modulator is used to periodically block an auxiliary nozzle and inject acoustic perturbations in the system. Digital imaging techniques are used to examine the flame dynamics. Systematic hot fire tests have been carried out at low (0. 9 MPa), intermediate (3 MPa) and high pressure (6 MPa) to determine conditions where the flame is the most receptive to transverse acoustic modulations. A remarkable level of response was observed in the low pressure experiments. The level of oscillation was in that case around 8 % of the mean pressure. The flame is strongly modified when the coupling takes place with the first transverse mode of the cavity, its spreading rate is augmented and its luminosity is increased. An intriguing reduction of the axial convection velocity is also observed with the high speed camera. Phase relations established between the pressure perturbations and the heat release in the chamber indicate that these two quantities feature similar spatial distributions. The intermediate pressure experiments carried out with a new injection head comprising 5 injectors at a higher rate of heat release indicate that the sharpness of resonance is reduced and that this can be attributed to a more intense level of temperature fluctuations in the system. Cold flow experiments were also carried out to examine the motion of injected streams of liquid oxygen and gaseous nitrogen when they are submitted to a resonant transverse acoustic excitation. These experiments are complemented with numerical calculations carried out in the large eddy simulation (LES) framework. LES is used to examine the motion of multiple cold jets submitted to a transverse modulation. The oscillation induces a collective motion and mixing is intensified. A model is developed to represent the filtered rate of burning allowing a description of nonpremixed flames controlling cryogenic combustion. Initial calculations are carried out in a realistic multiple injector configuration fed with gaseous reactants. Two problems are envisaged on the modeling level. The first aims at describing how heat release fluctuations can be generated by tranverse velocity perturbations. An expression is devised which depends on the transverse velocity perturbation and on the sign of its gradient and its consequences are investigated. It is shown in particular that the model retrieves the pattern of heat release observed in some early experiments. The second model deals with the influence of temperature fluctuations on the resonance characteristics of a system. Direct simulation and analysis based on the method of averaging indicates that the response amplitude and the resonance sharpness are diminished in the presence of fluctuations, a phenomenon which seems to have been overlooked in the past but may have practical consequences. The knowledge gathered in these studies is intended to provide guidelines for further developments of computational tools aimed at the prediction of instabilities. It can also serve to develop design methods which would avoid the phenomenon

Bien que les moteurs fusée cryotechniques fonctionnent de façon satisfaisante depuis de nombreuses années, les mécanismes de combustion mis en jeu dans ces systèmes sont encore mal compris. C'est ce type de combustion qui est traite dans cette thèse. Une question importante est celle du mode de stabilisation de flamme. Il est notamment utile de savoir si la flamme est accrochée sur l'injecteur ou stabilisée à distance comme une flamme suspendue. L'analyse de la structure générale de la zone de réaction est aussi importante en pratique. On souhaite connaitre l'effet des variations de conditions de fonctionnement sur cette structure. Les études décrites dans cette thèse ont été principalement réalisées sur un nouveau banc désigne mascotte et géré par l'ONERA. Les mesures, imagerie de fluorescence induite par nappe laser (PLIF) du radical OH, diffusion élastique sur l'oxygène liquide de la nappe, ainsi qu'émission naturelle du radical OH ont été utilisées pour explorer le champ proche de l'injecteur. Des points de fonctionnement du banc sont définis à partir des nombres sans dimension contrôlant les processus d'atomisation et de combustion et ces nombres sont du même ordre que ceux caractérisant le processus réel. La pression est de 1,5 ou 10 bar. L'acquisition simultanée de la fluorescence induite par laser et de la diffusion élastique utilisant deux cameras CCD a permis d'identifier le mode de stabilisation. Une hypothèse pour le processus de stabilisation de flamme est développée sur la base de l'observation expérimentale. L'aspect et la structure générale de la flamme sont analyses par inspection directe des images puis traitement plus avance. La transformation d'Abel est appliquée aux cartes d'émission OH préalablement moyennées et le résultat délimite les zones où s'effectue la réaction en moyenne et confirme l'hypothèse de stabilisation de flamme. L'influence des paramètres contrôlant l'atomisation sur l'aspect de la flamme est mise en évidence et une première interprétation physique est donnée. Des mesures complémentaires effectuées à la DLR (office allemand de la recherche aéronautique), ont permis d'explorer un autre régime de fonctionnement.

Les matériaux de la chambre de combustion des moteurs fusées doivent supporter d´extrêmes contraintes mécaniques et thermiques de par les gradients considérables de pression et de température. L´optimisation des systèmes de refroidissement se révèle donc être un élément majeur lors du design des chambres de combustion. Concernant le système de refroidissement convectif dit « régénératif », les ergols circulent dans les canaux de refroidissement, qui sont usinés le long de la chambre de combustion. Les canaux doivent épouser le profil de la tuyère et ne sont donc pas rectilignes. Cela crée des écoulements secondaires dus aux forces centrifuges, les tourbillons de Dean. Ces écoulements secondaires viennent modifier l´écoulement principal et les transferts de chaleur des canaux de refroidissement. Le projet expérimental EH3C (Electrical Heated Curved Cooling Channels) a été soutenu par l´institut allemand de propulsion spatiale DLR, dans le cadre de cette thèse. Deux prototypes expérimentaux ont été conçus, fabriqués et testés, reproduisant les canaux de refroidissement d´un moteur fusée dans lesquels circulent des ergols (hydrogène et méthane). Le premier prototype est un canal droit à haut facteur de forme, alors que le second reprend la même géométrie mais présente une courbure. Ces deux prototypes ont été testés au DLR dans des conditions expérimentales similaires avec pour objectif de mettre en valeur le rôle de la courbure sur le transfert de chaleur et les pertes de charges. Des simulations numériques ont aussi été réalisées pour modéliser ces expériences
The materials of the combustion chamber wall of rocket engines have to withstand extreme thermal and mechanical loadings, which are managed by efficient cooling. For an optimal design of the cooling system, with minimal hydrodynamic losses, a precise knowledge of the heat transfer is required. The combustion chamber profile imposes some curvatures to the cooling channel, because they follow the nozzle profile of the combustion chamber. These curvatures create dynamical secondary flows inside the channel and bring heat flux modifications through the chamber walls. The experimental project EH3C (Electrical Heated Curved Cooling Channels) has been supported by the german space propulsion center (DLR) in the frame of this PhD. Two test specimens have been designed, manufactured and tested. The first specimen is a single straight cooling channel, presenting a high aspect ratio and the second one is curved, in order to enlighten the curvature effects on the heat transfer and the pressure losses. Numerical simulations have been provided to model the experiments

Une étude paramétrique de l'interaction monodimensionnelle entre une flamme et un brouillard de gouttelettes en suspension dans un prémélange gazeux a d'abord permis de dégager des paramètres fondamentaux pour ce type d'interaction. Les conclusions générales de cette étude sont applicables à tout type de prémélange diphasique. Dans un second temps, un modèle de combustion diphasique adapte à la combustion cryotechnique a été proposé sur la base de résultats de simulations numériques. Ce nouveau modèle permet de rendre compte de l'interaction entre une flamme de diffusion hydrogène/oxygène et un brouillard de gouttes d'oxygène liquide. La troisième et dernière partie du travail est consacrée à la simulation d'un injecteur cryotechnique. Il a été démontré que la nature du brouillard a une grande influence sur la zone de réaction. La comparaison des résultats issus de la simulation numérique et du banc expérimental montre que la prédictivé du code de calcul et des modèles utilisés est bonne même si il est démontré que certains phénomènes physiques sont mal pris en compte. Quelques voies d'investigation en vue de l'amélioration des simulations sont proposées en perspective.

Cette etude participe a l'identification des processus mis en jeu lors de l'atomisation d'un jet liquide (eau et oxygene liquide) par un jet de gaz coaxial (air, helium, azote et argon), simulant la configuration d'injection rencontree sur un moteur cryotechnique tel que le vulcain de la fusee ariane v. La visualisation du jet par plan laser pulse ou par camera rapide, permet de donner une description des mecanismes conduisants a la rupture du jet liquide. La sonde a fibre optique, qui donne acces au taux de presence du liquide dans la zone dense du jet diphasique, permet de delimiter : - le cone potentiel liquide, dont la longueur est essentiellement controlee par le rapport des densites de flux de quantite de mouvement du gaz et du liquide, ceci en accord avec le modele propose. - le dard liquide, ou longueur de rupture du jet, integre dans son expression, le nombre de weber du liquide comme facteur supplementaire. Par ailleurs, le couplage de la formation des gouttes de la pulverisation avec sa croissance spatiale, est mis en evidence a partir de mesures effectuees par anemometrie par phase doppler. L'influence du rapport des sections de passage du gaz et du liquide de l'injecteur ainsi que celle de son confinement, ont ete mises en evidence sur l'atomisation du jet liquide. Pour la geometrie particuliere d'un injecteur a grande couronne de gaz, l'atomisation primaire est intensifiee pour les faibles vitesses de gaz, alors que pour les fortes vitesses de gaz, le liquide pulverise ainsi que le brouillard forme, reste concentre dans la region centrale du jet. Le confinement ne modifie pas la dynamique de rupture du jet liquide mais il entretient une recirculation de gouttelettes dans le champ proche de l'injecteur et reduit globalement, l'efficacite de l'atomisation secondaire ce qui se traduit par une augmentation de la granulometrie moyenne de la pulverisation. La caracterisation de l'atomisation d'un jet d'oxygene liquide, conduite sur le banc d'injection mascotte de l'onera, a permis de mettre en evidence et d'interpreter le role amplificateur de la masse volumique du gaz sur la rupture du jet. Une correlation de la longueur du dard liquide prenant en compte les proprietes physico-chimiques ainsi que les masses volumiques des differents fluides utilises, (eau et oxygene liquide) (helium, azote, air et argon), a ete proposee.

L'objectif de ce travail est d'améliorer la compréhension des mécanismes conduisant à l'apparition d'instabilités de combustion haute fréquence dans les moteurs fusées à ergols liquides. Ce type d'instabilité met en jeu un couplage entre phénomènes de combustion et modes acoustiques transverses du foyer. L'approche retenue est fondée sur des études complémentaires comportant une expérimentation détaillée dans une configuration représentative et des simulations numériques orientées vers la compréhension des mécanismes. L'ensemble de ces travaux montre que les interactions collectives entre les différentes flammes issues du plan d'injection induisent une structure spatio-temporelle des fluctuations de dégagement de chaleur avec une alternance entre les parties supérieure et inférieure du foyer susceptible de se coupler avec un mode tangentiel de la chambre. Ceci peut conduire à l'apparition d'une instabilité de combustion.

La surveillance et l'amélioration des modes de fonctionnement des systèmes propulsifs des lanceurs représentent des défis majeurs de l'industrie aérospatiale. En effet, une défaillance ou un dysfonctionnement du système propulsif peut avoir un impact significatif pour les clients institutionnels ou privés et entraîner des catastrophes environnementales ou humaines. Des systèmes de gestion de la santé (HMS) pour les moteurs fusée à ergols liquides (LPREs), ont été mis au point pour tenir compte des défis actuels en abordant les questions de sureté et de fiabilité. Leur objectif initial est de détecter les pannes ou dysfonctionnements, de les localiser et de prendre une décision à l’aide de Redlines et de systèmes experts. Cependant, ces méthodes peuvent induire de fausses alarmes ou des non-détections de pannes pouvant être critiques pour la sécurité et la fiabilité des opérations. Ainsi, les travaux actuels visent à éliminer certaines pannes critiques, mais aussi diminuer les arrêts intempestifs. Les données disponibles étant limitées, des méthodes à base de modèles sont essentiellement utilisées. La première tâche consiste à détecter les défaillances de composants et/ou d'instruments à l'aide de méthodes de détection et de localisation de fautes (FDI). Si la faute est considérée comme mineure, des actions de « non-arrêt » sont définies pour maintenir les performances de l'ensemble du système à un niveau proche de celles souhaitées et préserver les conditions de stabilité. Il est donc nécessaire d’effectuer une reconfiguration robuste (incertitudes, perturbations inconnues) du moteur. Les saturations en entrée doivent également être prises en compte dans la conception de la loi de commande, les signaux de commande étant limités en raison des caractéristiques ou performances des actionneurs physiques. Les trois objectifs de cette thèse sont donc : la modélisation des différents sous-systèmes principaux d’un LPRE, le développement d’algorithmes de FDI sur la base des modèles établis et la définition d’un système de reconfiguration du moteur en temps réel pour compenser certains types de pannes. Le système de FDI et Reconfiguration (FDIR) développé sur la base de ces trois objectifs a ensuite été validé à l’aide de simulations avec CARINS (CNES) et du banc d’essai MASCOTTE (CNES/ONERA)
Monitoring and improving the operating modes of launcher propulsion systems are major challenges in the aerospace industry. A failure or malfunction of the propulsion system can have a significant impact for institutional or private customers and results in environmental or human catastrophes. Health Management Systems (HMS) for liquid propellant rocket engines (LPREs), have been developed to take into account the current challenges by addressing safety and reliability issues. Their objective was initially to detect failures or malfunctions, isolate them and take a decision using Redlines and Expert Systems. However, those methods can induce false alarms or undetected failures that can be critical for the operation safety and reliability. Hence, current works aim at eliminating some catastrophic failures but also to mitigate benign shutdowns to non-shutdown actions. Since databases are not always sufficient to use efficiently data-based analysis methods, model-based methods are essentially used. The first task is to detect component and / or instrument failures with Fault Detection and Isolation (FDI) approaches. If the failure is minor, non-shutdown actions must be defined to maintain the overall system current performances close to the desirable ones and preserve stability conditions. For this reason, it is required to perform a robust (uncertainties, unknown disturbances) reconfiguration of the engine. Input saturation should also be considered in the control law design since unlimited control signals are not available due to physical actuators characteristics or performances. The three objectives of this thesis are therefore: the modeling of the different main subsystems of a LPRE, the development of FDI algorithms from the previously developed models and the definition of a real-time engine reconfiguration system to compensate for certain types of failures. The developed FDI and Reconfiguration (FDIR) scheme based on those three objectives has then been validated with the help of simulations with CARINS (CNES) and the MASCOTTE test bench (CNES/ONERA)

Dans une optique d'amélioration ou de construction de moteurs fusée dérivés du modèle Vulcain, ce projet propose une nouvelle géométrie d'injecteur permettant l'atomisation efficace d'une nappe annulaire liquide en un brouillard de gouttelettes, nécessaire à un rendement élevé de combustion de propergols. Les images de tomographie et de visualisations rapides ont permis de comprendre les mécanismes de rupture de la nappe liquide par un courant interne et/ou externe tandis que la phase diluée a été caractérisée par les techniques de Vélocimétrie par Images de Particules et d'Interférométrie par Phase Doppler. Plusieurs modes de rupture ont été identifiés dépendant principalement du rapport du flux de quantité de mouvement gaz/liquide et une étude fréquentielle a été réalisée sur les battements de la nappe. Le mode qui nous intéresse plus particulièrement, nommé « arbre de Noël », permet une atomisation primaire beaucoup plus efficace que celui d'un jet liquide assisté par une couronne annulaire de gaz mais aussi d'obtenir une granulométrie plus faible des gouttes produites. L'étude des différents paramètres : rapport des densités de flux de quantité de mouvement gaz/liquide, pression ambiante et rotation du gaz a montré que les deux premiers cités ont une influence très importante sur la granulométrie tandis que la longueur de rupture de la nappe dépend principalement du premier et du dernier. La rotation du gaz modifie fortement la forme du profil de vitesse en sortie d'injecteur et donc du spray généré par la suite. Elle permet également une fluctuation plus faible de la longueur de rupture de la nappe et surtout une bonne homogénéisation de la vitesse des gouttes. Bien que ce type d'atomisation soit déjà particulièrement efficace, l'ajout d'une couronne de gaz externe améliore nettement l'atomisation.

Cette thèse a pour objectif de démontrer l'intérêt des outils de diagnostic "intelligents" pour application sur les moteurs de fusée. En Europe beaucoup d'efforts ont été faits pour développer quelques techniques innovantes comme les réseaux neuronaux, les méthodes de suivi de raie vibratoire, ou l'identification paramétrique mais peu de résultats sont disponibles quant à la comparaison des performances de différents algorithmes. Un deuxième objectif de la thèse a été celui d'améliorer le système de diagnostic du banc d'essai Mascotte (ONERA/CNES). Il s'agit d'un banc de démonstration pour les moteurs de fusée de type cryogénique représentatif des conditions d'utilisation d'un vrai moteur. Les étapes de la thèse ont été en premier lieu de choisir et d'évaluer des méthodes de diagnostic à base de modèles, en particulier l'identification paramétrique et le filtre de Kalman, et de les appliquer pour le diagnostic d'un système critique du banc Mascotte: le circuit de refroidissement. Après une première validation des nouveaux algorithmes sur des données d'essais disponibles, un benchmark fonctionnel a été mis en place pour pouvoir comparer les performances des algorithmes sur différents types de cas de panne simulés. La dernière étape consiste à intégrer les algorithmes sur les ordinateurs du banc de contrôle de Mascotte pour pouvoir effectuer une évaluation applicative des performances et de leur intégrabilité à l'environnement informatique déjà en place. Un exemple simple de boucle de régulation intégrant l’information du diagnostic est aussi étudié pour analyser l’importance de telles méthodes dans le contexte plus large d’une régulation « intelligente » du banc
The main objective of this work is to demonstrate and analyze the potential benefits of advanced real time algorithms for rocket engines monitoring and diagnosis. In the last two decades in Europe many research efforts have been devoted to the development of specific diagnostic technics such as neural networks, vibration analysis or parameter identification but few results are available concerning algorithms comparison and diagnosis performances analysis.Another major objective of this work has been the improvement of the monitoring system of the Mascotte test bench (ONERA/CNES). This is a cryogenic test facility based in ONERA Palaiseau used to perform analysis of cryogenic combustion and nozzle expansion behavior representative of real rocket engine operations.The first step of the work was the selection of a critical system of the bench, the water cooling circuit, and then the analysis of the possible model based technics for diagnostic such as parameter identification and Kalman filters.Three new algorithms were developed, after a preliminary validation based on real test data, they were thoroughly analyzed via a functional benchmark with representative failure cases.The last part of the work consisted in the integration of the diagnosis algorithms on the bench computer environment in order to prepare a set-up for a future real time application.A simple closed loop architecture based on the new diagnostic tools has been studied in order to assess the potential of the new methods for future application in the context of intelligent bench control strategies