Academic literature on the topic 'Moteurs fusée'

Qui peut imaginer qu’à Vernon, niché dans la forêt domaniale, est situé un centre industriel unique en Europe où sont conçus, essayés et produits en série des moteurs-fusées depuis plus de soixante-dix ans ?

Les statistiques nationales sur les hospitalisations pour blessure sont essentielles pour comprendre le fardeau et le profil des blessures. Dans cette étude, on a utilisé la Base de données sur les congés des patients afin d’analyser les hospitalisations pour blessure au Canada (à l’exception du Québec) pour l’exercice 2018-2019. Il en ressort que les blessures non intentionnelles occupent le huitième rang des principales causes d’hospitalisation pour l’ensemble des maladies et affections. Dans le cas des hospitalisations pour blessure non intentionnelle, les principales causes sont, dans l’ordre, les chutes, la suffocation, les accidents de la circulation avec un véhicule à moteur, les empoisonnements, l’exposition à des forces mécaniques et l’exposition à la fumée, au feu et aux objets brûlants. Toutefois, ce classement est variable selon le groupe d’âge.

Ce travail de thèse porte sur le développement d'un modèle numérique de couplage fluide-structure par la méthode des éléments finis. Un code structure y est développé afin de pouvoir prendre en compte les non linéarités géométriques induites par les grands déplacements et grandes rotations. Un élément de type poutre bidimensionnelle et un autre de type coque axisymétrique y sont développés. Le code fluide simule quant à lui des écoulements de fluides parfaits, non visqueux et compressibles. La prise en compte de la déformation de certaines parois est faite par l'adoption d'un maillage dynamique. Le respect d'une loi de consistance géométrique permet d'éviter ainsi toute distorsion excessive du maillage fluide. Une technique de capture de chocs est de plus associée pour stabiliser le schéma. Le code fluide est développé aussi bien pour des écoulements bidimensionnels qu'axisymétriques. Les deux codes sont ensuite valides avec succès sur de nombreux cas-tests. Un cas particulièrement intéressant d'application des maillages dynamiques y est mené par l'étude du phénomène de booming noise généré par l'entrée d'un train à grande vitesse dans un tunnel. Le couplage des deux codes s'effectue par le biais du calcul parallèle avec l'utilisation des bibliothèques de calcul PVM et d'une architecture du type master-slaves. Il se base sur une alternance des calculs fluide et structure avec remise à jour des données entre chaque code par le biais d'un message passing. Le couplage est validé par la détection numérique des conditions critiques de flutter. Un calcul de couplage fluide-structure est ensuite appliqué au cas d'un moteur fusée pour différentes configurations physiques, amenant aussi bien à des états en petits déplacements qu'en grands déplacements et grandes rotations. Une extension aux méthodes de développement spectral selon la direction azimutale est enfin proposée comme étape intermédiaire avant un développement tridimensionnel.

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

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.

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.

Les instabilités hydrauliques et les efforts radiaux générés par la cavitation partielle sur un inducteur de turbopompe ont été étudiés en eau pour les inducteurs des turbopompes à hydrogène et à oxygène du moteur VULCAIN d’ARIANE 5. Nous avons pu établir une méthode d’identification et d’analyse des instabilités à l’aide de la synchronisation de films rapides avec des mesures d’effort, sur l’axe et avec des signaux de pression instationnaire en paroi. Des fréquences caractéristiques du phénomène de cavitation instationnaire ont alors été identifiées à différents points de fonctionnement. Cette analyse démontre clairement l’évolution des efforts radiaux avec le nombre de cavitation : (1) constant, (2) rotatif supersynchrone, (3) chaotique, (4) constant. L’évolution de la charge radiale apparaît corrélée avec les configurations cavitantes. Les instabilités des inducteurs cavitants à 4 pales ont été expliquées qualitativement et les déséquilibres ont été estimés en terme d’efforts et de longueurs de cavités. Cette étude a été complétée par une modélisation théorique de l’inducteur basée sur la théorie des semi-disques d’action dans laquelle le volume cavitant est le paramètre principal. Une méthode de mesure de ce volume dans l’inducteur tournant a alors été proposée et expérimentée
Hydraulic loop instabilities and radial forces generated by partial cavitation on a turbopump inducer were investigated in water with the 4-bladed inducers of the ARIANE 5 VULCAIN engine liquid hydrogen and oxygen turbopumps. With the help of the synchronization of high speed movies with radial load measurements on the inducer shaft and with the dynamic pressures signals, we could establish an identification method and an analysis approach to the instabilities in a turbopump cavitating inducer. Characteristic frequencies of unsteady cavitation phenomenon were identified at various operating points. This analysis clearly demonstrates the evolution of radial loads with cavitation number : (1) constant, (2) rotating and supersynchronous, (3) chaotic, (4) constant. The evolution of radial load is strongly related to cavitation configurations. Instabilities of cavitating 4-bladed inducer have been explained qualitatively and imbalances have been estimated in terms of radial loads and cavity lengths. This study has been completed by a theoretical model of the inducer based on the actuator disk theory in which the cavitating volume appears to be the main parameter. A measuring method of the cavitating volume in the rotary inducer is therefore proposed which could give results with a 90% accuracy

Ces dernières années, le marché des lanceurs spatiaux a connu une croissance significative, marquée par l'émergence de satellites de dimensions de plus en plus réduites et d'un coût de production de plus en plus abordable, attribuable aux récentes avancées technologiques. Cette réduction des coûts a permis de satisfaire une demande croissante, et l'entrée en scène de nouveaux acteurs privés dans le secteur de la fabrication de lanceurs. Une stratégie clé pour minimiser les coûts réside dans l'utilisation du méthane comme combustible, en remplacement de l'hydrogène, dont les coûts globaux (stockage, température, etc.) sont nettement plus élevés, malgré des performances supérieures.Par ailleurs, l'évolution des modèles numériques et la puissance croissante des calculateurs ont rendu la simulation numérique particulièrement attrayante pour prédire et optimiser les performances ainsi que la durée de vie des moteurs. La présente thèse se focalise sur la simulation numérique aux grandes échelles de la combustion des moteurs fusées en régime sous-critique.Les moteurs fusées peuvent rencontrer de multiples conditions thermodynamiques, depuis un régime sous-critique jusqu'à des régimes supercritiques. En régime sous-critique, un ou deux des ergols peuvent se trouver à l'état liquide. La présence d'un mélange diphasique rend la simulation numérique complexe en raison des forts gradients présents au niveau de l'interface. Ainsi, le développement de modèles capables de représenter cette interface et sa dynamique au travers des diverses conditions thermodynamiques potentielles constitue un axe de recherche en plein essor.Dans le cadre de cette thèse, la méthode d'interface diffuse multi-fluides, est utilisée pour simuler les écoulements diphasiques dans des conditions moteurs fusée. Cette approche a pour objectif de relever les défis associés à la complexité des simulations numériques découlant de la présence du mélange diphasique. De plus, l'approche adoptée dans cette thèse prend en considération les forces de tension de surface qui, jouent un rôle crucial dans les phénomènes d'atomisation. Cette méthode a été évaluée sur une configuration réactive similaire à celle d'un moteur fusée (banc expérimental investigué au Technische Universität München), présentant des résultats très encourageants et montrant le bénéfice de simuler le jet liquide par rapport à une méthode qui le modélise par l'injection de particules Lagrangiennes.L'injection d'un liquide dans un gaz entraîne des phénomènes d'atomisation, se manifestant par une série consécutive de ruptures de structures liquides de plus en plus petites à mesure que l'on s'éloigne de l'injection. Ainsi, loin de l'injection, les diamètres de gouttes deviennent très petits, rendant la résolution précise de ces structures extrêmement coûteuse. De plus, l'utilisation d'une méthode d'interface diffuse ne permet pas la précision requise pour la capture complète de ces phénomènes d'atomisation.Aussi, une approche est proposée, consistant à simuler les plus grosses structures par une approche Eulérienne, et à les modéliser par une approche Lagrangienne après leur première séparation du coeur liquide. Un modèle d'atomisation secondaire permet ensuite la prédiction des caractéristiques du spray final. Au cours de cette thèse, l'algorithme permettant le transfert de masse, d'énergie et de quantité de mouvement entre ces deux formalismes a été implémenté. L'ensemble de la stratégie a été évalué sur un cas de Jet In Cross Flow montrant des résultats très encourageants, notamment pour sur la distribution de tail de gouttes.Enfin, cette stratégie de couplage a été utilisée pour la simulation du cas réactif TUM. Si le temps consacré à cette étude n'a pas permis un temps de convergence suffisant pour tirer des conclusions, des premiers résultats encourageants montrent la capacité et la robustesse de cette méthodologie dans ces conditions reactives
In recent years, the space launchers market has experienced significant growth, marked by the emergence of increasingly compact satellites and a progressively more affordable production cost, attributable to recent technological advancements. This cost reduction has met the rising demand, with new private entities entering the launcher manufacturing sector. A key strategy to minimize costs lies in the use of methane as a fuel, replacing hydrogen, which incurs significantly higher operating costs (storage, temperature, etc.) despite superior performance.The evolution of numerical models and the increasing computational power have made numerical simulation particularly attractive for predicting and optimizing the performance and lifespan of rocket engines. This PhD thesis focuses on Large Eddy Simulation of rocket engine combustion in sub-critical regimes. Rocket engines can experience multiple thermodynamic conditions, ranging from sub-critical to supercritical regimes. In sub-critical regimes, one or both propellants may exist in a liquid state. The presence of a two-phase mixture (gas + liquid) makes numerical simulation complex due to the strong gradients at the liquid/gas interface. Therefore, developing models able to represent this interface and its dynamics under various thermodynamic conditions is an undergoing research direction.In this thesis, the diffuse multi-fluid interface method, assuming equilibrium of temperature, pressure, velocity, and Gibbs potentials, is used to simulate two-phase flows in rocket engine conditions. This approach aims to address the challenges associated with the complexity of numerical simulations arising from the presence of a two-phase mixture. Additionally, the approach considers surface tension forces, which play a crucial role in atomization phenomena. This method has been evaluated on a reactive configuration similar to a rocket engine (experimental setup investigated at the Technische Universität München (TUM)), yielding highly encouraging results and demonstrating the benefits of simulating the liquid jet compared to a method modeling it with Lagrangian particle injection.Injecting liquid into a gaseous atmosphere leads to atomization phenomena, manifested by a consecutive series of breakups in the streamwise direction. Far from the injection, droplets diameter becomes very small, making the precise resolution of these structures computationally expensive. Additionally, the use of a diffuse interface method does not provide the required accuracy for the complete capture of these atomization phenomena.Therefore, an approach is proposed, involving the simulation of larger structures using an Eulerian approach and modeling the smallest particles with a Lagrangian approach. A secondary atomization model then predicts the characteristics of the final spray. During this thesis, the coupling algorithm providing mass, energy, and momentum transfer between these two formalisms was implemented in a multi-species context. The entire strategy was evaluated on a Jet In Cross Flow (JICF) configuration, showing highly encouraging results, particularly for droplet size distribution.Finally, this coupling strategy was applied to simulate the reactive TUM case. Although the dedicated time did not allow for sufficient convergence time to draw conclusions, initial promising results demonstrate the capability and robustness of this methodology under reactive conditions. Moreover, this methodology provides access to statistical spray data, such as droplet size distributions and velocities

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.

L’objet de cette thèse est d’étudier la combustion de gouttes d’aluminium (Al) dans les conditions d’un moteur-fusée à propergol solide. On a besoin de modéliser ce processus pour évaluer le temps de combustion et la taille des résidus car leur caractérisation dans les conditions réelles est très complexe. Un modèle de combustion d’une goutte en approche multiphysique à symétrie sphérique a été développé tenant compte de nombreux phénomènes physico-chimiques. Ce modèle a été validé et utilisé pour étudier les mécanismes réactionnels en phase gazeuse et en surface. Des simulations en ambiance contrôlée ont été réalisées et les résultats obtenus sont comparés aux données expérimentales de la littérature. L’étude de la combustion de deux classes de gouttes d’Al (particule primaire et agglomérat) en ambiance typique d’un booster Ariane 5 a été menée afin d’évaluer l’effet des différentes cinétiques hétérogènes de surface sur le processus de combustion simulé. Suite à l’intégration du modèle de surface réactive dans le code CEDRE de l’ONERA, les simulations de la combustion ont été poursuivies en approche bidimensionnelle axisymétrique afin d’étudier l’influence de la calotte en surface de la goutte et de la convection des gaz oxydants. La simulation de la combustion établie des deux classes de goutte à 5 et 9 MPa à différents stades d’avancement a permis d’évaluer les caractéristiques principales de la combustion et d’en déduire une loi de combustion globale. Enfin, la phase de chauffage avant établissement de la combustion a été étudiée pour compléter la caractérisation
The purpose of this thesis is to study the aluminum (Al) droplet combustion in solid rocket motor propellant. We need to model this process to evaluate the burning time and the residues length because their characterization in real conditions is very complex. A combustion model of a single droplet with a multiphysical spherical approach has been developed taking into account various phenomena. This model has been validated and used to study gaseous and surface mechanisms. Simulations in controlled atmospheres were made and the results were compared to experimental data. The study of the combustion of two particle classes (primary particle and agglomerate) under conditions typical for the Ariane 5 solid booster was conducted to evaluate the effect of different heterogeneous surface kinetics on the simulated combustion process. After the integration of the reactive surface model in the ONERA code CEDRE, simulations of the combustion using a two-dimensional axisymmetric approach were made to study the impact of the cap on the droplet surface and the convection velocity of oxidizers. By simulating the established combustion of two droplet classes at two pressures (5 and 9 MPa) in different stages of combustion, we evaluated main characteristics of the combustion and we deducted a global burning law. Finally, the heating of the droplet before an established combustion was studied to complete the characterization

L'objectif de cette thèse est d'étudier les différents régimes d'ébullition transitoires rencontrés lors de la mise en froid d'un tube chauffé par un écoulement interne de fluide. Le dispositif expérimental LORETA a été conçu pour réaliser des expériences au sol en écoulement vertical ascendant et en microgravité lors de vols paraboliques. L'effet du débit, de la température du liquide et du niveau de gravité dans les différents régimes d'ébullition a pu être clairement mis en évidence. Une dégradation des transferts thermiques en microgravité est observée, en particulier lors de l'ébullition en film. Une modélisation basée sur la résolution des équations du modèle à deux fluides permet la prédiction pour les deux niveaux de gravité. L'ensemble de la courbe d'ébullition a put être modélisée par des lois adaptées de la littérature. L'utilisation de ces lois pour des fluides cryogéniques semble raisonnable, au vu de la comparaison avec quelques données de la bibliographie
The objective of this thesis is to study the boiling regimes encountered during the transient cooling of a heated tube by an internal fluid flow. The experimental apparatus LORETA was designed for experiments on ground in vertical upward flow and on microgravity during parabolic flights. The effect of flow rate, liquid temperature and level of gravity in different boiling regimes has been clearly shown. A decrease of heat transfer in microgravity is observed, especially during film boiling. Models based on solving equations of two-fluid model allow the prediction for the two levels of gravity. The entire boiling curve could be modeled by modified laws of literature. The use of these laws for cryogenic fluids seems reasonable, given the comparison with some data from the bibliography

L'analyse et la compréhension des mécanismes d'érosion en présence d'un environnement critique au niveau de pression et de température des produits de combustion d'un propergol solide au sein d'une tuyère de moteur fusée, constituent l'objectif principal de ce présent mémoire. Les principaux paramètres, le pourcentage d'aluminium dans l'écoulement, la température adiabatique de flamme.le flux de chaleur en face de la géométrie de l' insert et ses propriétés thermochimiques, sont plus particulièrement étudiés à travers une approche numérique et expérimentale. Le phénomène d'ablation qui se produit au niveau de l' insert d'une tuyère pendant le fonctionnement du moteur propergol solide est ainsi étudié et des résultats d'essais des moteurs à échelle réduite et pleine sont présentés puis simulés numériquement. En effet, les essais mis en place, riches en résultats sur les conditions du matériau de l'insert avant et après le tir, ne permettent pas une analyse complète du développement des mécanismes en jeu au cours du temps de fonctionnement des moteurs. Pour introduire ces phénomènes physiques plutôt complexes, une stratégie de développement progressive est mise en place. Au départ, un modèle 1D a traité les équations de transfert de chaleur utilisant une technique de discrétisation numérique multi-blocs. A partir de la méthode 1D, des expressions simples pour représenter l'évolution des fronts d'ablation et de pyrolyse sont définies.Ces expressions sont alors utilisées de façon directe sur le traitement des problèmes axisymétriques et confrontées avec les simulations du moteur test. Finalement, la méthode aux frontières immergées est appliquée pour traiter du couplage entre l'écoulement et l'insert, mettant en évidence le phénomène d'ablation. Les simulations numériques reproduisent les résultats expérimentaux et montrent une méthodologie numérique robuste, correspondant à des attentes en ce qui concerne l'évaluation du phénomène d'ablation au sein d'une tuyère de moteur fusée
The main objective of this study is understand the ablation mechanisms in the presence of a critical environment in pressure and temperature within a solid propellant rocket motor. The well-known parameters, aluminum percentage in the flow, adiabatic flame temperature and the consequent heat flux in front of the geometry of the insert and its thermochemical properties are studied from anumerical and experimental strategy. The ablation phenomenon, which occurs at the nozzle insert during the operation of the solid propellant rocket motor, is th us studied and results of tests of the small and full-scale motors are presented as well as numerically simulated. Indeed, tests carried-out provide results on the conditions of the material of the insert before and after firing tests, do not allow is to provide a complete analysis of the development of the mechanisms involved during the running time of the engines. To introduce these rather complex physical phenomena a strategy of progressive development is followed. Initially, a 1D model treated the heat transfer equations using a multi-block numerical discretization technique. From the 1D method, simple expressions to represent the evolution of the ablation and pyrolysis fronts are defined. These expressions are then used directly on the treatment of axisymmetric problems and confronted with simulations of the scale motor. Finally, the immersed boundary method is applied to tackle coupling between flow and heat transfer on the insert, highlighting the phenomenon of ablation. The numerical simulations reproduce the experimental results and show a robust numerical methodology, corresponding to expectations in what concerns the evaluation of the ablation phenomenon within a solid propellant rocket motor nozzle