Academic literature on the topic 'Moteurs-fusées à ergols liquides'

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.

En 2002 le moteur Aestus de l'étage supérieur d'Ariane 5 du vol 142 a présenté des instabilités de combustion à hautes fréquence, qui ont été soupçonnées être des instabilités couplées entre le dôme d'alimentation en fuel MMH (mono-méthyl-hydrazine) et la chambre de combustion pendant la phase de démarrage. Cette étude porte donc sur la compréhension des mécanismes de couplage qui guident les instabilités hybrides et le développement théorique et numérique de ces mécanismes. Le premier aspect abordé concerne l'étude des temps caractéristiques des processus qui prennent place dans une chambre de combustion de moteur fusée à ergols liquides, dés que ces derniers sont injectés : l'atomisation primaire, l'atomisation secondaire, le mélange, le chauffage et la vaporisation des gouttes, et les réactions chimiques. Les résultats de cette analyse montrent les processus qui se couplent avec l'onde acoustique des instabilités hybrides. Ensuite une modélisation des deux systèmes principaux a été effectuée : le système d'alimentation contenant des ergols liquides ou gazeux dans une géométrie complexe, est modélisé par la méthode à paramètres discrets basée sur un schéma électrique ; le système chambre de combustion, présentant nombreux phénomènes dans une géométrie simple, presque cylindrique, a été modélisée par un approche globale, basée sur l'introduction des termes sources dans les équation de Navier Stokes. Une procédure de couplage a été développée entre les deux systèmes au travers d'une fonction admittance de l'injection. Le modèle a été validé sur une configuration simple et appliqué sur un cas réel, celui de l'Aestus.

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

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

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

L’occurrence d'instabilités de combustion de haute fréquence au sein des moteurs-fusées à ergols liquides peut s'avérer dommageable pour l'intégrité des systèmes propulsifs. Par conséquent, les acteurs du spatial souhaitent renforcer leur compréhension des mécanismes à l'origine de ces instabilités. Pour cela, la simulation numérique s'est révélée au fil du temps de plus en plus attractive. Dans le cas particulier d'un fonctionnement en régime subcritique, le comburant se trouve à l'état liquide dans la chambre de combustion. Pour reproduire fidèlement les écoulements associés à ce régime de fonctionnement, la simulation numérique doit pouvoir restituer les mécanismes d'interaction entre les perturbations acoustiques et le processus d'atomisation de la phase liquide, car ils peuvent influencer la stabilité de la combustion. Dans cette optique, cette étude consiste 1) à mettre en place une méthodologie de simulation numérique de jet diphasique atomisé sous excitation acoustique, 2) à valider la restitution de l'ensemble des mécanismes de réponse du jet aux ondes acoustiques, et 3) à s'appuyer sur les résultats des simulations pour progresser vers une meilleure compréhension des phénomènes physiques mis en jeu. La stratégie de simulation utilisée est basée sur le couplage entre une méthode à interface diffuse à 4 équations pour simuler le gaz et les plus grosses structures liquides de l'écoulement, et une approche statistique Eulérienne pour modéliser le spray de gouttes. Dans ces travaux, la simulation numérique d'un jet diphasique atomisé soumis à une excitation acoustique de haute amplitude montre une bonne restitution de l'aplatissement du cœur liquide et de son influence sur le processus d'atomisation du jet. Notamment, le cœur liquide est raccourci et le spray s'élargit dans la direction orthogonale à l'axe de propagation acoustique. Un couplage important d'ores et déjà observé expérimentalement entre le système d'injection et la cavité acoustique ainsi que son influence sur le processus d'atomisation de la phase liquide sont également reproduits. Enfin, une modélisation simplifiée de l'écoulement destinée à compléter les résultats des simulations révèle une déviation progressive du cœur liquide, et donc des gouttes issues de son atomisation, par la force de radiation acoustique. Ces travaux ouvrent ainsi la voie à des simulations réactives capables de reproduire fidèlement le comportement de flammes diphasiques sous perturbation acoustique en vue d'en étudier l'impact sur la stabilité de la combustion
The occurrence of high-frequency combustion instabilities in liquid-propellant rocket engines can be detrimental to propulsion systems. Consequently, space actors need to strengthen their understanding of the mechanisms that cause these instabilities. To this end, numerical simulation has become more and more attractive over time. Under subcritical operating conditions, the oxidizer inside the combustion chamber is in a liquid state. In such a case, numerical simulation must be able to reproduce every interaction mechanism between acoustics and the atomization of the liquid phase, because it may influence the combustion stability. In this perspective, this study consists in 1) setting up a methodology for the numerical simulation of an atomized two-phase jet under acoustic modulation, 2) validating the restitution of all the response mechanisms of the jet to acoustics, and 3) using the results of the simulations to progress in the understanding of the involved physical phenomena. The simulation strategy that is used is based on the coupling between a 4-equation diffuse interface method to simulate the gas and the largest liquid structures of the flow, and an Eulerian statistical approach to model the spray. In this work, the numerical simulation of an atomized two-phase jet subjected to a high amplitude acoustic modulation shows a good restitution of the flattening of the liquid core and its influence on the atomization process of the jet. In particular, the liquid core is shortened and the spray widens in one particular direction. The coupling between the injection system and the acoustic cavity and its influence on the atomization process of the liquid are also reproduced. Finally, a simplified modeling of the flow used to complement the simulation results reveals a progressive deviation of the liquid core, and therefore of the drops resulting from its atomization, by the acoustic radiation force. Thus, this work opens the way to reactive simulations capable of faithfully reproducing two-phase flames under acoustic disturbances in order to study their impact on combustion stability

La tendance actuelle vers un accès plus abordable à l'espace se traduit par des lanceurs et moteurs réutilisables. Du point de vue du contrôle, ces moteurs fusée à propergol liquide (MFPL) réutilisables impliquent des spécifications de robustesse plus exigeantes que ceux à usage unique, principalement en raison de leurs capacités de redémarrage multiple et de modulation de poussée. Classiquement, le système de contrôle gère les opérations des MFPL autour d'un ensemble fini de points prédéfinis. Cette approche réduit leur domaine de modulation à un intervalle restreint dans lequel ils sont conçus pour être sûrs. De plus, les phases transitoires, qui ont un impact important sur la vie du moteur, ne sont pas exécutées de manière robuste. L’objectif de ce travail est donc de développer une boucle de régulation adaptée à l’ensemble des phases d'opération (transitoire et régime permanent) et robuste aux variations paramétriques internes. Plusieurs blocs ont été développés pour constituer la boucle de régulation : simulation de moteur, génération de référence et contrôleurs. Des simulateurs représentatifs des moteurs à cycle générateur de gaz ont tout d'abord été construits. La modélisation purement thermodynamique du cycle a ensuite été adaptée au contrôle, afin d'obtenir des modèles non-linéaires sous forme d'état. Dans ces modèles, l'influence des entrées de commande continues (ouvertures des vannes) et des entrées discrètes (activation des allumeurs et démarreur) est considérée dans un cadre hybride simplifié. La sous-phase continue du transitoire de démarrage est contrôlée en boucle fermée pour suivre des trajectoires de référence pré-calculées. Outre le démarrage, les scénarios de modulation présentent également un algorithme pour le suivi des états finaux. Une méthode de contrôle à base de modèles, la commande prédictive, a été appliquée de manière linéarisée avec des considérations de robustesse à tous ces scénarios, dans lesquels des contraintes dures doivent être respectées. Le suivi des points de fonctionnement en pression (poussée) et du rapport de mélange dans l'enveloppe de conception est atteint en simulation tout en respectant les contraintes. La robustesse aux variations des paramètres, qui sont identifiés comme prédominants par des analyses, est également démontrée. Ce travail ouvre la voie à la validation expérimentale par des simulations hardware-in-the-loop ou des tests sur banc d'essai
The current trend towards a more affordable access to space is materialising in reusable launchers and engines. From the control perspective, these reusable liquid-propellant rocket engines (LPRE) imply more demanding robustness requirements than expendable ones, mainly due to their multi-restart and thrust-modulation capabilities. Classically, the control system handles LPRE operation at a finite set of predefined points. That approach reduces their throttability domain to a narrow interval in which they are designed to be safe. Moreover, transient phases, which have a great impact on engine life, are not robustly operated. Hence, the goal of this work is to develop a control loop which is adapted to the whole set of operating phases, transient and steady-state, and which is robust to internal parametric variations. Several blocks have been developed to constitute the control loop: engine simulation, reference generation and controllers. First, simulators representative of the gas-generator-cycle engines were built. The purely thermo-fluid-dynamic modelling of the cycle was subsequently adapted to control, obtaining nonlinear state-space models. In these models, the influence of continuous control inputs (valve openings) and of discrete ones (igniters and starter activations) is considered within a simplified hybrid approach. The continuous sub-phase of the start-up transient is feedback controlled to track pre-computed reference trajectories. Beyond the start-up, throttling scenarios also present an end-state-tracking algorithm. A model-based control method, Model Predictive Control, has been applied in a linearised manner with robustness considerations to all these scenarios, in which a set of hard constraints must be respected. Tracking of pressure (thrust) and mixture-ratio operating points within the design envelope is achieved in simulation while respecting constraints. Robustness to variations in the parameters, which are checked to be predominant according to analyses, is also demonstrated. This framework paves the way to experimental validation via hardware-in-the-loop simulations or in test benches

Les processus physiques qui régissent la pulvérisation de sprays constituent la première étape vers une compréhension globale du comportement de moteurs fusées à ergols stockables. La première partie de ces travaux détermine, au moyen de visualisations et d’analyses granulométriques, les paramètres importants contrôlant la formation de sprays par impact de jets liquides. Des injecteurs dédiés à pulvériser des ergols stockables sont ensuite conçus. L’enjeu de la seconde partie des travaux est d’étudier la combustion de l’éthanol avec le peroxyde d’hydrogène, ergols stockables considérés moins nocifs. L’utilisation de cette association bi-ergols innovante a nécessité d’analyser en détail leur compatibilité à l’allumage, ainsi que leurs performances en combustion sur la gamme de richesses 0,4 – 2,0, à l’aide de diagnostics optiques et physiques spécifiques. Les efficacités de combustion atteignent entre 87 et 98 %, les fluctuations de pression ne dépassent pas 10 %, mais les légères différences obtenues permettent de sélectionner les meilleures configurations d’injection favorisant la combustion ou sa stabilité
The physical processes involved in spraying are the first step towards a comprehensive understanding of the behavior of rocket engines using storable propellants. The first part of this work identifies, through visualizations and particle sizing, the important parameters driving the formation of spray by impinging liquid jets. Then, injectors dedicated to spray storable green-propellants are designed. The second part of this thesis aims at studying the combustion of ethanol with hydrogen peroxide, which are regarded as green-storable propellants. But the use of this innovative bi-propellant association required a detailed analysis of their ignition compatibility, as well as their combustion performance within the range of 0,4 – 2,0 in overall equivalence ratio. Specific optical and physical diagnostics helped to achieve these goals. Combustion efficiency reached between 87 and 98 %, pressure fluctuations did not exceed 10 %, but the slight differences obtained allowed to select the best injection configurations promoting efficient combustion and stability

Ce travail s'inscrit dans le cadre de recherches sur la combustion diphasique dans les chambres propulsives des moteurs aéronautiques et spaciaux. Tout d'abord, une description des techniques d'investigation existantes pour caractériser la phase liquide dispersée dans un environnement réactif et une revue des différentes approches utilisées pour la modélisation des écoulements polyphasiques sont effectuées. Le montage expérimental est ensuite présenté dans la deuxième partie. Inspire par les systèmes a ergols liquides stockables, il s'agit d'un injecteur coaxial avec, au centre, un jet liquide de monométhylhydrazine entouré par un jet annulaire d'air enrichi en oxygène. Une étude détaillée des caractéristiques du brouillard est réalisée en fonctionnement isotherme grâce à un analyseur de particules phase-Doppler. La troisième partie est consacrée au développement et à la validation d'un code de calcul pour la simulation de l'écoulement diphasique turbulent isotherme. Une formulation Eulérienne est utilisée pour les deux phases. La dernière partie décrit l'étude du brouillard en combustion. Tout d'abord des visualisations de la flamme diphasique par tomographie laser révèlent l'existence de deux modes de flamme en fonction du rapport des vitesses de sortie. Une méthode de granulométrie par numérisation et traitement d'images de films est proposée. Un modèle de combustion de brouillard est ensuite utilise pour prédire l'écoulement réactif. La comparaison des diamètres et des concentrations calculées avec les données disponibles s'avère encourageante. La simulation numérique permet enfin de proposer une explication à l'existence de régimes de combustion différents.

L'allumage d'ergols injectés dans une chambre de combustion, la propagation du noyau de flamme puis sa stabilisation sont autant de paramètres déterminants pour la conception d'un moteur fusée. Pour ce type d'application, il est nécessaire - du point de vue de la modélisation - de tenir compte du couplage existant entre les effets de compressibilité, les processus de mélange turbulent ainsi que de cinétique chimique, dans un environnement diphasique puisque les ergols sont injectés à l'état liquide. Un modèle Lagrangien a été implanté dans le code de calcul compressible N3S-Natur afin de disposer d'un outil numérique capable de simuler le transitoire d'allumage d'un moteur fusée. La physique représentative de chacun des processus physiques impliqués pendant la phase d'allumage a été incorporée puis validée sur des configurations académiques. Ce travail a permis de mettre en évidence l'importance de la description du mélange à petites échelles pour capturer correctement le développement de la flamme. Il a aussi mis en exergue la nécessité de prendre en compte le transitoire thermique des gouttes d'oxygène liquide afin de reproduire fidèlement sa stabilisation. Enfin, il a nécessité l'extension de la notion de fraction de mélange à des cas pratiques présentant plus de deux entrées afin d'être en mesure de simuler la propagation de l'allumage sur la plaque d'injection. Cette approche basée sur l'introduction d'un injecteur fictif est non seulement utile pour la simulation de l'allumage des moteurs-fusées mais peut aussi être employée dans tout autre système impliquant le mélange entre des courants de réactifs issus de deux entrées ou plus.