Dissertations / Theses on the topic 'Véhicules spatiaux – Propulsion – Performances'

Historiquement les lanceurs utilisaient des technologies peu puissantes, polluantes et très toxiques comme l’hydrazine et ses dérivés. De nouveaux mélanges d’ergols plus puissants ont vu le jour. Les ergols dit cryogéniques LOX/LH2, LOX/kérosène ou encore Lox/méthane présentant des performances bien supérieures. Des propergols solides denses offrent également une forte poussée mais ne peuvent être réallumés ou modulés, c’est le cas des boosters (Aluminium, perchlorate d’ammonium et du PBHT pour les EAP d'Ariane 5). L’objectif actuel est de trouver de nouveaux ergols, possédant les performances des cryogéniques avec la stockabilité des hydrazines ainsi que la densité des solides. Une classe de molécules offre tous ces avantages, ce sont les HEDMs pour High Energy Density Materials. Ces nouvelles molécules énergétiques à haute valeur ajoutée possèdent actuellement des propriétés théoriques calculées, telles que l'impulsion spécifique et la densité, très intéressantes. Elles forment par décomposition, et non par combustion, des gaz de faible masse molaire à très haute vitesse, ce qui permet de s'inscrire dans la dynamique actuelle de réduction des coûts, de la pollution et de la toxicité, ainsi que du dimensionnement du lanceur (Ariane Ultimate). Cela permet également d'augmenter la charge utile en utilisant une quantité moindre d'ergo. La cible souhaitée au cours de cette thèse est la triaziridine N3H3. Ces travaux de thèse s’inscrivent exactement dans cette dynamique et se concentrent sur l’accès à une molécule cyclique triazotée pour la propulsion spatiale : la triaziridine. Pour ce faire, la réactivité des azimines en conditions photochimiques a été étudiée. Il a d’abord été choisi de reprendre des travaux antérieurs effectués au laboratoire et de procéder à une optimisation complète de la réaction de cyclisation dans le but d’augmenter les rendements en triaziridine. Des screenings de solvants, de catalyseurs et d’additifs ont été envisagés, ainsi qu’une transposition en flux continu. Toujours dans le but d’obtenir des triaziridines déprotégeables, une nouvelle méthode de synthèse d’azimine monotope a été développée, reposant sur l’amination électrophile d’une hydrazine fonctionnalisée par une oxaziridine, menant au triazane correspondant. Ce triazane sera par la suite oxydé par un dérivé d’iode hypervalent, permettant l’accès à de tout nouveaux squelettes aziminiques. Pour finir, une étude théorique de modélisation DFT de la réaction de photocyclisation de l'azimine a été explorée. Cette étude montre les différents états de transition permettant la cyclisation de l'azimine en triaziridine. Elle a également permis d'initier le développement d'un modèle dit prédictif, qui guidera le choix des substituants clivables à introduire sur l'azimine pour favoriser la réaction de photocyclisation
Since the begining of space propulsion, launchers used low-power, polluting, and highly toxic technologies such as hydrazine and its derivatives. New, more powerful propellant mixtures have emerged. Cryogenic propellants like LOX/LH2, LOX/kerosene, or LOX/methane show significantly higher performance. Dense solid propellants also offer high thrust but cannot be reignited or throttled. This is the case with boosters (aluminum, ammonium perchlorate, and PBHT for Araine 5's EAP). The current goal is to find new propellants that possess the performance of cryogenics, the storability of hydrazines, and the density of solids. A class of new molecules offers all these advantages : High Energy Density Materials (HEDMs). These new high-value-added energetic molecules currently have theoretically calculated properties such as specific impulse and density, which are very interesting and in total technological breakthrought. They form gases with low molar weight at very high speeds through decomposition rather than combustion, aligning with the current trend of reducing costs, pollution, and toxicity, as well as the launcher’s size (Ariane Ultimate). This also allows for an increase the payload by using a smaller amount of propellant. The desired target of this thesis is triaziridine N3H3. This thesis work fits exactly within this dynamic and focuses on accessing a cyclic trinitrogenated molecules for space propulsion: triaziridine. To do this, the reactivity of azimines under photochemical conditions was studied. Initially, it was decided to build upon previous work conducted in the laboratory and to proceed with a complete optimization of the cyclization reaction to increase yields of triaziridine. Solvents, catalysts, and additives screenings were considered, and continuous flow transposition. Still aiming to obtain deprotectable triaziridines, a new one-pot method for azimine synthesis was developed, based on the electrophilic amination of functionalized hydrazine by an oxaziridine, leading to the corresponding triazane. This triazane will subsequently be oxidized by a hypervalent iodine derivative, allowing access to brand new aziminic skeletons. Finally, a theoretical DFT modeling study of the azimine photocyclization reaction was explored. This study shows the differents transition states that allow the cyclization of azimine into triaziridine. It also been initiated the development of a predictive model, which will guide the choice of cleavable substituents to introduce on the azimine to promote the photocyclization reaction

La synthèse de composés énergétiques fortement azotés, à partir des réactifs et des processusissus de la chimie des hydrazines, a permis une nouvelle approche de composés de type HEDM(High Energy Density Materials) pour la propulsion spatiale. En effet, la formation de diazote(N−−−N) à partir d’une liaison N−−N libère de grandes quantités d’énergie, et davantage depuis uneliaison N−N. L’amination de la diméthylhydrazine dissymétrique (UDMH) a conduit à un sel de2,2-diméthyltriazanium, possédant trois atomes d’azote reliés uniquement par des liaisons sigma.L’anion inorganique de départ a ensuite été échangé avec des anions énergétiques à plus haut tauxd’azote — 5-aminotétrazolate, 5-nitrotétrazolate, 5,5’-azobistétrazolate, azoture, nitroformiate etdinitroamidure. Pour des raisons de sécurité, l’échange d’ions impliquant l’anion azoture a étéréalisé par électrodialyse et la sensibilité à l’impact ainsi qu’à la friction de ces sels a été évaluéeselon les normes en vigueur. L’analyse des composés les plus riches en azote par calorimétrie decombustion a permis de déterminer leurs enthalpies de formation de manière fiable. Ces dernièresont ensuite été modélisées par des méthodes de chimie quantique et comparées aux procéduresreportées dans la littérature, dont les aspects théoriques ont été discutés. La procédure conduisantaux enthalpies de formation en meilleure adéquation avec les valeurs expérimentales a étéidentifiée ; sa précision excède d’ailleurs celle de résultats récents d’équipes reconnues. Ainsi, lesmoyens mis en place dans le cadre de cette thèse permettront de progresser plus efficacementdans cette nouvelle thématique au laboratoire
High nitrogen content energetic compounds, envisioned as a first step towards High EnergyDensity Materials (HEDM) for space propulsion, were prepared from hydrazine derivatives. Indeed,the formation of nitrogen gas (N−−−N) from an N−−N bond yields a lot of energy and even morefrom an N−N bond. Hence, an amination reaction on unsymmetrical dimethylhydrazine (UDMH)yielded a 2,2-dimethyltriazanium salt, containing three consecutive single-bonded nitrogen atoms.The initial inorganic anion was then exchanged with the following nitrogen-rich anions in order toyield energetic salts: 5-aminotetrazolate, 5-nitrotetrazolate, 5,5’-azobistetrazolate, azide, nitroformateand dinitramide. For safety reasons, the ion metathesis of the azide salt was conductedby electrodialysis and the sensitivities of all compounds towards both impact and friction wereevaluated in accordance with standard procedures. Reliable heats of formation of the compoundswith the highest nitrogen content were obtained by oxygen bomb calorimetry. These values werethen computed with quantum mechanical methods and compared with known procedures reportedin the literature, whose theoretical backgrounds have been discussed. Consequently, theprocedure resulting in the best match between calculated and experimental heats of formation wasidentified. The precision of the method used herein exceeds that of recent results from renownedresearch groups in this field. Thus, the various techniques introduced during the course of thiswork will enable our laboratory to progress more efficiently in this area of research

L’apparition du standard CubeSat a profondément modifié le domaine des nano/microsatellites, notamment en promouvant la standardisation, des développements plus courts et des lancements partagés. L’intérêt combiné des agences spatiales et des entreprises a permis une forte croissance des lancements de CubeSats depuis vingt ans. De nombreux « composants sur étagère » sont maintenant développés dans le respect de ce standard. Pourtant, les contraintes importantes résultant de ce format réduit en termes de masse, volume et puissance disponibles ont jusqu’à présent limité l’envoi de CubeSats aux orbites terrestres basses. Des progrès sont en cours pour ce qui concerne le contrôle orbital et doivent permettre d’offrir à ces satellites plus de flexibilité, et notamment ouvrir la porte à des missions plus exotiques telles que des missions interplanétaires.Cette thèse s’intéresse aux difficultés d’application de la philosophie des CubeSats au Système de Contrôle d’Attitude et d’Orbite (SCAO). L’utilisation de « composants sur étagère » pousse à considérer chaque sous-système indépendamment, pouvant conduire à des performances dégradées au niveau du satellite. En particulier, la distinction entre le système de contrôle d’attitude et celui d’orbite (SCA/GNC) cache des impacts mutuels non négligeables. Ce travail développe une analyse de haut niveau sur différents cas d’étude représentatifs des besoins identifiés tels que la désorbitation depuis une orbite basse, la sortie de l’orbite terrestre ou encore les opérations de proximité. Une analyse fonctionnelle met l’accent sur les connexions entre les différents sous-systèmes nécessaires à la réussite de ces manœuvres orbitales. Il en ressort que l’approche conventionnelle a tendance à considérer que le contrôle de la direction de poussée ne nécessite pas de sous-système dédié. Les indices de performance usuels des systèmes de propulsions sont quant à eux lacunaires. Ils mettent l’accent sur la masse de carburant au dépend de la masse sèche du système, et ils omettent la masse supplémentaire que représentent les besoins électriques et thermiques, conduisant parfois à des propositions infaisables au format CubeSat. L’impact des propulseurs sur le design du SCA est quantifié à travers le développement d’un environnement de simulation du SCAO. On y observe d’importantes augmentations de la durée des manœuvres et de la consommation de carburant, voire une perte du satellite. En conséquence, des propositions sont faites pour permettre la réalisation du contrôle orbital souhaité. La description classique des systèmes de propulsion est quant à elle revisitée afin de fournir un indice prenant en compte l’ensemble des effets liés à l’intégration de propulseurs
The domain of nano/microsatellites has been irreversibly modified by the apparition of the CubeSat standard. The exponential growth of CubeSat launches during the past 20 years, combined with the growing interest of private companies and space agencies has confirmed the sustainability of a new approach to space missions: standardization, short release cycle and shared launches. This standard has paved the way to the democratization of subsystems available as "commercial off-the-shelf" (COTS). However, because of the drastic constraints imposed by the standard in terms of mass, volume and power, most CubeSats to date were launched in Low Earth Orbit (LEO). Among the limitations that this class of satellites still faces is the orbit control. It is expected to allow more flexibility to LEO missions and pave the way to interplanetary trajectories.This thesis aims to highlight the remaining discrepancies between the CubeSat philosophy and the complexity of the Attitude and Orbit Control System (AOCS), and tackle some of them. Current "commercial off-the-shelf" (COTS) approach tends to consider each subsystem individually, making it difficult to ensure performances at system level. For our concern, the distinction between the attitude control and the orbit control (ADCS/GNC) hides inherent mutual impacts. This work proposes a high-level approach based on identified representative cases, such as deorbiting from LEO, escaping Earth orbit or proximity operations. Thanks to a functional analysis, the fundamental links between the required subsystems for a successful orbital maneuver are emphasized. We show that the conventional approach tends to neglect the attitude control required to ensure the expected pointing during the maneuver, usually considered to be within the limits of the non-dedicated ADCS. Classical performance indexes for propulsion systems are proved to be deficient, for instance focusing on the propellant mass at the expense of the dry mass of the system. They also omit the effects of the power and thermal requirements in terms of added mass, which sometimes result in unrealistic solutions at the CubeSat scale.The thrusters' impact on the design of the ADCS is quantified through the development of an AOCS simulation environment. Important increases in maneuver duration and propellant consumption, even mission loss, are observed. As a results, we propose solutions to ensure the success of expected orbital maneuvers. COTS propulsion systems’ classical description is revisited with an enhanced system performance index, taking into account the multiple implications of a thruster integration

Un propulseur à effet Hall est une décharge plasma basse pression en champs électriques et magnétiques croisés dont les performances sont particulièrement intéressantes pour le positionnement ou le transfert d'orbite des satellites et des sondes spatiales. Bien que la technologie des propulseurs à effet Hall ait atteint une certaine maturité (les premiers essais en vol, effectués sur des satellites soviétiques, datent du début des années 1970), plusieurs aspects de la physique associée restent mal compris : le transport des électrons, les phénomènes dynamiques et les interactions plasma-parois. Deux propulseurs à effet Hall ont été étudiés expérimentalement : un modèle de laboratoire dérivé du modèle de vol SPT-100, et un prototype de la famille "Aton". Une caractérisation paramétrique des performances et des oscillations des circuits électriques de décharge a été effectuée. Les paramètres du plasma ont été mesurés au moyen de sondes électrostatiques (sondes de Langmuir simples et analyseur à potentiel retardant). Une analyse théorique de la décharge a été menée au moyen d'un modèle magnéto-hydrodynamique 1D stationnaire mettant en évidence les différentes échelles de l'écoulement. L'importance du champ magnétique est soulignée. Les mesures de performances sont en faveur du prototype Aton, qui est cependant à un stade de développement moins avancé que le SPT-100.

Ce travail de thèse concerne l'amélioration des performances du moteur à courant continu sans balais, dit moteur Brushless (BLDC), et ceux d'un véhicule électrique utilisant ce type de moteur (BLDC) pour sa propulsion. L'objectif de cette thèse est d'apporter de nouvelles méthodes dédiées à la réduction des problématiques concernant ce type de moteur et ainsi augmenter son efficacité pour aboutir à une consommation d'énergie de véhicule électrique plus faible. Cela est effectué tout en tenant compte des différents paramètres entrant en considération lors du roulement d'un véhicule, à savoir les forces résistives tels que les forces aérodynamiques, de roulement, de pente, et de l'accélération. Une plateforme expérimentale a été ainsi mise en œuvre et sur laquelle les méthodes élaborées y ont été implantées et prouvées après l'analyse des résultats analytiques et ceux de simulation. Ces derniers ont été élaborés sur l'environnement MATLAB/Simulink. Les méthodes proposées traitent les problématiques en relation avec l'ondulation de courant, les pics de courant, et aussi le mode de contrôle adéquat pour une efficacité accrue
This thesis concerns the improvement of brushless DC motor performance, called Brushless motor (BLDC), and of an electric vehicle using this type of motor (BLDC) for its propulsion. The aim of this thesis is to provide new methods dedicated to the reduction of problems concerning this type of engine and thus increase its efficiency to achieve a lower electric vehicle energy consumption. This is done while taking into account the different parameters that come into consideration when rolling a vehicle, namely the resistive forces such as aerodynamic forces, rolling, slope, and acceleration. An experimental platform was thus implemented and on which the elaborated methods were implemented and proved after the analysis of the analytical and simulation results. These were developed on the MATLAB / Simulink environment. The proposed methods deal with problems related to current ripple, current peaks, and also the appropriate control mode for increased efficiency

Les propulseurs a plasma sont d'un interet capital puisqu'ils apparaissent comme un des enjeux industriels les plus importants de cette fin de siecle dans la physique spatiale et la propulsion de satellites. A partir d'un champ electrique croise a un champ magnetique dans un canal annulaire, on initie une decharge plasma de xenon. La poussee est creee par l'expulsion des ions hors du canal. Ces propulseurs sont appeles accelerateur a effet hall ou spt (stationary plasma thruster). Nous avons caracterise trois propulseurs de petit diametre en fonction du courant et de la poussee. Ce travail a ete fait en collaboration avec l'institut kurchatov et l'institut mirea de moscou. Une etude approfondie des parametres plasma dans le canal a permis la mise en evidence de trois regions principales : pre-ionisation, ionisation et acceleration. Par l'etude du faisceau d'ions, nous avons caracterise la tige et son evolution spatiale, en particulier dans la region proche de la sortie du canal. L'etude des phenomenes d'oscillations et de propagation d'ondes dans les propulseurs est primordiale car ils generent des processus physiques importants modulant le fonctionnement de ce type de sources d'ions. Nous montrons l'effet de ces ondes sur les propulseurs, en particulier sur l'erosion anormale des ceramiques du canal.

Le but de l'expérience GBAR est de déterminer l'effet de la gravité sur des atomes d'anti-hydrogène. Les atomes d'anti-hydrogène sont créés en neutralisant des ions anti-hydrogène grâce à un faisceau laser. Un ion d'anti-hydrogène étant produit par la capture de deux positons par un antiproton volant dans un nuage de positronium. Pour cela, 10 x 10¹⁰ positons doivent être envoyés sur une cible de silicate nanoporeuse de laquelle va ressortir le nuage de positronium. Les positons sont produits par un LINAC (accélérateur linéaire), accélérant des électrons à 9 MeV sur une cible de tungsten. Ce processus fournissant 3 x 10⁷ positons par seconde, les positons doivent être accumulés. Ils sont dans un premier temps accumulés et refroidis dans un Piège à Gas Tampon. Il s'agit d'un piège de Penning divisé en 3 étages, dans lequel de faibles pressions de gas (N₂ et CO₂) on été insérés, permettant la perte d'énergie des positons incidents par collisions inélastiques. Ils sont d'abord accumulés, dans le second étage pendant 100 ms avec un taux de piégeage d'environ 1,7 x 10⁶ positons par seconde. Après quoi, ils sont transférés dans le troisième étage du piège. Cette opération de piégeage-transfert est répétée 10 fois ce qui fournit en sortie de ce premier piège 1.5 x 10⁶ positon chaque 1.1 s (il y a une perte de positons pendant cette opération de stockage et 100 ms sont ajoutées pour une compression radiale en fin de processus). Ce nouveau paquet de positons est donc prêt à être transféré dans le second piège de l'expérience.Ce second piège est un piège de Penning munit d'un électro-aimant de 5 T, permettant de piéger de grande quantités de particules chargées sur une période de plusieurs heures. Ce piège a d'abord été testé avec des électrons, en confinant des plasmas allant jusqu'à 5 x 10⁹ particules. Ces expériences nous ont amenés à comprendre qu'il y avait un problème quant à l'alignement des électrodes avec le champ magnétique. Problème qui n'a pas pu être résolu jusqu'à présent. Cependant, une situation acceptable a été trouvée, permettant ainsi de re-piéger les positons venant du premier piège avec une efficacité de 66%. Ainsi, 1 x 10⁹ positons ont pu être piégés en 1100 s. Il s'agit un résultat très prometteur pour l'expérience GBAR. A présent, il s'agit de faire 10 fois plus et 10 fois plus vite, pour accumuler assez de positons chaque fois que le décélérateur ELENA fournit un paquet d'antiprotons (chaque 100 s).Nous avons aussi étudiés la possibilité de propulser une fusée en utilisant de l'antimatière. En effet, la réaction d'annihilation matière-antimatière fournit une quantité d'énergie par unité de masse défiant toute concurrence. Nous avons particulièrement étudié le cas de la réaction proton-antiprotons en présence d'un fort champ magnétique. Le champ magnétique ayant pour but de diriger les particules chargées pour créer une force de poussée, fournissant alors un carburant quittant la fusée à une vitesse proche de celle de la lumière. Pour cette étude, un simulateur se basant sur la bibliothèque GEANT4 a été développé. D'après nos simulation, il est alors possible d'obtenir un moteur donnant une impulsion spécifique d'environ 0.5 c/g, c'est-à-dire, 1.5 x 10⁷ (avec c la vitesse de lumière et g l'accélération de pesanteur terrestre), ce qui est démesuré comparé à l'impulsion spécifique des moteurs propulsant les fusées les plus récentes (434 s pour Vulcain, propulsant Ariane 5). Cependant, ce modèle suppose la possibilité de produire et stocker des quantités macroscopiques d'antiproton, ce qui demeure une limite qui se pourrait être infranchissable. Également, ce modèle engendre une grande quantité de rayon gamma et il reste à trouver une solution pour évacuer leur énergie
The goal of the GBAR experiment is to determine the effect of gravity on antihydrogen atoms. The antihydrogen atoms are created by neutralising antihydrogen ions using laser pulses. The antihydrogen ions are produced after two positrons captures by antiprotons flying through a positronium cloud. In this scheme to produce one single antihydrogen atom 10 x 10¹⁰ positrons have to be beamed on a nanoporous silica to yield the positronium cloud. The positrons are produced by a 9 MeV LINAC accelerating electrons into a tungsten target equipped with a mesh moderator. In this thesis we have studied and optimised the accumulation and trapping of positrons in two subsequent trapping devices.The LINAC based source providing 3 x 10⁷ positrons per second, the particles have to be accumulated. They are first accumulated into a Buffer Gas Trap (BGT), a Penning trap, divided in 3 stages, with N₂ and CO₂, leading to inelastic collisions which insure the trapping and the cooling of the positrons. The positrons are then slowed in the first stage and accumulated in the second stage for 100 ms with a trapping rate of about 1,7 x 10⁶ positrons per second, then they are transferred into the BGT's third stage. This accumulation and transfer procedure is repeated 10 times to finally provide a bunch of 1.5 x 10⁷ positrons every 1.1s (a loss happens during this stacking operation and 100 ms are added for a final radial compression using the Rotating Wall technique, the trapping efficiency is then 5%). This new bunch is then ready to be sent and re-trapped into the High Field Trap.The High Field Trap is a 5 T multi-ring Penning trap allowing to trap large amounts of charged particle for hours. We first tested this trap with electrons by trapping about 5 x 10⁹ of them. The experiments on the electrons lead to the conclusion that a better alignment of the electrodes with respect to the magnetic field still needs to be performed. However, an acceptable situation has been found allowing to re-trap the positrons with 66% efficiency. Then, accumulating the positrons bunches coming from the BGT, it was possible to accumulate 1 x 10⁹ positrons in 1100. This is a really promising result for the GBAR experiment. For the future, it is about to do 10 times more, 10 times faster to collect the desired amount of positrons each time the ELENA decelerator provides a bunch of antiprotons (every 100 s).We also studied how it could be possible to use antimatter to propel a rocket. Indeed, the energy resulting from the antimatter-matter annihilation reaction has properties defying any other propellant. In our study, we focused on the proton-antiproton annihilation reaction in a high magnetic field in order to have the annihilation products aligned with the direction of the thrust. The theoretical model is named the beam cored engine. A simulator has been developed using GEANT4 to evaluate some parameters such the intensity of the field. According to our simulation, it is then possible to get a rocket with a specific impulse of about 0.5 c/g i.e., 1.5 x 10⁷ s (with c the speed of light and g the earth's gravitational acceleration), which is outsized if it is compared to the most modern rocket (434 s for Vulcain, propelling Ariane 5). However, this model assumes the capability to produce and store a macroscopic number of antiprotons, which might be an insurmountable showstopper. Also, with this model, a large amount of gamma rays are produced and a solution to evacuate their energy has to be found

Les poudres d'aluminium possèdent des propriétés énergétiques intéressantes et sont couramment intégrées à la composition de certains propergols solides pour améliorer les performances des systèmes de propulsion. Néanmoins, la présence d’une phase dispersée au sein de l'écoulement propulsif peut altérer la stabilité des moteurs à propergol solide (MPS) et l'utilisation du potentiel énergétique des particules d'aluminium nécessite d'être optimisée pour accroître davantage le rendement moteur. Des enjeux majeurs sont alors associés à la modélisation du processus réactionnel des gouttes afin d’améliorer les outils numériques prédictifs utilisés pour concevoir les MPS. Cependant, la compréhension du phénomène de combustion des particules d'aluminium reste encore limitée et les données expérimentales disponibles s'avèrent être lacunaires, en particulier pour le cadre d'application des MPS. En ce sens, basée sur un dispositif permettant d'isoler une particule métallique en lévitation dans un milieu contrôlé, l'étude proposée a permis d’obtenir des résultats inédits dans cette thématique. Des axes de réflexion essentiels sur la phénoménologie de réaction ont été introduits, principalement sur les effets résultant de l’accumulation de produits condensés en surface de la goutte durant la combustion. Différentes hypothèses ont ainsi été discutées quant aux mécanismes impliqués dans ce processus. Une quantité significative de données a également été rapportée sur les paramètres de combustion caractéristiques, permettant de préciser la contribution respective des paramètres définissant le milieu réactif. Les efficacités oxydantes du O₂, du CO₂ et du CO ont été quantifiées, le monoxyde de carbone agissant alors sensiblement comme un inerte, au même titre que le N₂. L'effet de la pression sur le temps de réaction a aussi été déterminé et s’avère être relativement limité. Enfin, une nouvelle loi empirique a été formulée afin d’estimer le temps de combustion des gouttes d’aluminium d’après leur taille et les conditions ambiantes, suggérant en outre que le processus réactionnel global de l'aluminium ne peut être convenablement décrit par la loi théorique du D²
Aluminum powders have interesting energy properties and are currently integrated in some solid propellants to improve the performances of propulsion systems. However, the effects induced by the presence of dispersed particles within the propellant flow can alter the stability of the solid rocket motors (SRM) and the use of the energy potential of the aluminum particles can be optimized to further enhance engine efficiency. Therefore, modeling of the aluminum reaction process is a major issue to improve the predictive numerical tools used for SRM development. However, the understanding of the aluminum combustion is still limited and available experimental data are scarce, especially for SRM applications. Thus, based on a specific setup allowing to levitate a single aluminum particle in a controlled environment, this study has led to interesting results. Essential lines of research were introduced on the reaction phenomenology, mainly on the effects resulting from the accumulation of condensed products on the droplet surface during combustion. Different assumptions have also been discussed concerning the mechanisms involved in this process. In addition, a large amount of data was reported on characteristic combustion parameters, allowing the contribution of the parameters of the reactive environment to be defined. The oxidizing efficiency of O₂, CO₂ and CO has been quantified and carbon monoxide seems to act as an inert gas, as well as N₂. The effect of pressure on the burning time has also been determined and is almost limited. Finally, a new empirical law has been established to estimate the burning time of aluminum droplets according to their initial diameter and ambient conditions, suggesting that the aluminum reaction process cannot be described by the theoretical D² law

Une modélisation précise des écoulements gaz-particules réactifs instationnaires rencontrés dans les moteurs à propergol solide d'Ariane 5 est indispensable pour expliquer et prédire le comportement du moteur lors de son fonctionnement. En particulier, la présence d'une phase dispersée, même inerte, influe fortement sur les amplitudes des potentielles oscillations de pression créées par le moteur.Dans ce but, une approche originale de modélisation, qui prend en compte de façon simple la variance de vitesse de la phase dispersée, est proposée. Deux modèles diphasiques eulériens avec pression particulaire, à niveau de sophistication variable, ont ainsi été écrits. Le premier est un modèle à trois équations qui fait apparaître une pression particulaire fonction de la fraction volumique solide et d’un paramètre constant. Ce terme permet d’obtenir une concentration en particules plus homogène et peut donc fortement modifier la dispersion des particules dans l’écoulement. Le second modèle, qui présente une équation supplémentaire, est basé sur la modélisation du tenseur des contraintes cinétiques de la phase dispersée par une hypothèse de type Boussinesq. La pression particulaire dépend dans ce cas de la fraction volumique solide et de l’énergie cinétique fluctuante de la phase dispersée.Ces deux modèles ont été implantés dans un code de mécanique des fluides et diverses simulations numériques ont été réalisées. Elles montrent une amélioration évidente des résultats obtenus par rapport aux modèles eulériens sans pression particulaire. Notamment, les accumulations non physiques de particules, qui traduisent un défaut caractéristique de ces modèles basiques, sont éliminées.

Ce travail est dédié à la synthèse de composés polyazotés linéaires (N-N)2 et cycliques (N N)3, composés peu étudiés, pour des applications dans le domaine de la propulsion spatiale. La forte toxicité des hydrazines, utilisées actuellement dans les systèmes à biergols stockables et menacées par la réglementation REACH, impose aux industriels de les remplacer par de nouveaux ergols verts, aussi voire plus performants au niveau de la propulsion, mais surtout ne présentant aucun impact significatif sur la santé humaine et l’environnement. À ce jour, aucun candidat n’a été identifié pour remplacer les hydrazines spatiales. Cependant un candidat a été proposé par le CNES en raison de ses performances théoriques, il s'agit de ***. L’objectif principal de cette thèse est de converger le plus possible vers la synthèse de cette cible. Il s’agit également d’étudier la stabilité des composés polyazotés synthétisés et d’étendre la compréhension de la chimie de l’azote. Les différentes voies de synthèse des précurseurs, les triazanes et les azimines, sont présentées ainsi que leur réactivité notamment l’oxydation des triazanes et la photochimie des azimines
Anglais This work is dedicated to the synthesis of linear (N-N)2 and cyclic (N N)3 polynitrogen compounds, not well studied, for applications in the field of space propulsion. The high toxicity of hydrazines, currently used in storable bipropellant systems and threatened by the REACH regulation, imposes industrial businesses to replace them by new green propellants, with high or better propulsion performances, but also with low impact towards human health and the environment.To this day, no candidate has been identified to replace space-use hydrazines. However, one candidate has been proposed by the French Space Agency CNES, due to the theorical performances, namely ***. The main objective of this thesis is to converge as much as possible to the synthesis of this target molecule. The aim is to study the stability of the polynitrogen compounds synthesized and to extend the understanding of the nitrogen chemistry. The different pathways for the synthesis of precursors, the triazanes and the azimines, are developed as well as their reactivity especially the oxidation of triazanes and the photochemistry of azimines

L’oxygène liquide est utilisé principalement dans le domaine de la propulsion spatiale et la connaissance des mécanismes d’usure dans cet environnement est donc indispensable pour le développement des différents moteurs. Ce domaine est mal connu car l’oxygène liquide est un des rares fluides à associer trois propriétés spécifiques pouvant influencer les mécanismes du contact. Ces trois propriétés tribologiques spécifiques sont l’état liquide, la réactivité et la température cryogénique. Une campagne d’essais a été réalisée dans le cadre du projet européen In Space Propulsion-1 (ISP-1) afin d’identifier l’influence de chacune de ces propriétés sur un contact PCTFE/métal. Plusieurs comportements ont ainsi été explicités. D’abord, la présence de lubrification limite a été mise en évidence dans le cas d’un contact en azote liquide. Ensuite,la rugosité de la piste s’est révélé un paramètre fortement influent sur l’usure, les frottements ainsi que sur la formation d’un film de transfert de PCTFE sur le disque. Ce transfert de PCTFE a une grande influence sur le contact. Son épaisseur ainsi que sa régularité influencent directement les mécanismes du contact et plus particulièrement l’usure. Enfin, ces films de transfert se forment rapidement et leur épaisseur augmente avec la distance de glissement, changeant ainsi la vitesse d’usure. Tous ces mécanismes sont très dépendants de la température de surface au niveau du contact qui peut modifier les paramètres des matériaux. L’étude a donc été complétée en comparant une évaluation théorique de la température de surface avec une extrapolation de cette même température à partir des données mesurées dans le pion pendant la réalisation des essais
Liquid oxygen is mainly used for space propulsion. The knowledge of the wear mechanisms in this environment is therefore essential for the development of the engines. Wear mechanisms in liquid oxygen are not well known because liquid oxygen is one of the few fluids combining three tribological properties that can influence contact mechanisms. These three specific tribological properties are the liquid state, the reactivity and the cryogenic temperature. A test campaign was performed in the frame of the European project In Space Propulsion-1 (ISP-1) to identify the influence of each one of these properties on the PCTFE/metal contact. Several behaviors have been explained. First, boundary lubrication has been demonstrated for contactin liquid nitrogen. Then, we confirmed that disk roughness was greatly affecting wear, friction and PCTFE transfer film formation on the disk. This PCTFE transfer film has a great influence on the contact properties. Its thickness and its regularity directly influence contact mechanisms, especially wear. Finally, the transfer film is easily formed and the thickness increases with the sliding distance, thereby changing the wear rate. All these mechanisms are highly dependent on the surface temperature at the contact interface, which can modify the materials parameters.The study was completed by comparing a theoretical evaluation of the surface temperature with an extrapolation of this same temperature from the measured data in the pin during the experiments

The PEGASES thruster (Plasma Propulsion with Electronegative Gases) is a novel type of electric thruster for space propulsion. It uses negative and positive ions produced by an inductively coupled radio frequency discharge to create the thrust by electrostatically accelerating the ions through a set of grids. A magnetic filter is used to increase the amount of negative ions in the cavity of the thruster. The PEGASES thruster is not only a source to create a strongly negative ion plasma or even an ion-ion plasma but it can also be used as a classical ion thruster. This means that a plasma is created and only the positive ions are extracted and accelerated making it necessary to neutralize the plasma behind the acceleration stage like in other ion thrusters. The performances of the PEGASES thruster have been investigated mainly in xenon in order to compare the obtained results with RIT-type ion thrusters. The thruster has been investigated with the help of a variety of probes such as a Langmuir probe, a planar probe, a capacitive probe and a RPA (Retarding Potential Analyzer). In addition, an ExB probe has been developed to measure the velocity of the ions leaving the thruster and to differentiate between the ion species present in the plasma.

Les propulseurs de Hall sont l’une des techniques de propulsion fusée par plasma les plus utilisés. Ils possèdent une impulsion spécifique moyenne et un haut rapport poussé sur puissance qui les rend idéal pour une grande partie des applications commerciales et scientifiques. Une de leurs limitations principales est l’érosion des parois du propulseur par le plasma qui réduit leur durée de vie. La topologie dite “d’écrantage magnétique” est une solution proposée pour prolonger cette durée de vie. Elle est ici appliquée à un petit propulseur de Hall de 200W. Dans cette thèse les règles de mise à l’échelle pour les propulseurs de Hall de la gamme de 100 à 200W sont testées expérimentalement. Un propulseur écranté de 200W est comparé avec un propulseur standard similaire. Le comportement des ions dans ces deux moteurs est extrêmement différent. Des mesures de performance ont été réalisées avec des parois en BN-SiO2 et graphite. Le courant de décharge augmente de 25% avec le graphite dans le propulseur non-écranté. Le résultat et un rendement maximum de 38% avec le nitrure de bore mais de seulement 31% pour le graphite. Le propulseur écranté quant à lui n’atteint que 25% de rendement quel que soit le matériau.Cette baisse de performance dans les petits moteurs écrantés peut être attribuée à un mauvais rendement d’utilisation de l’ergol. Analyses des résultats expérimentaux ainsi que la conduite de simulations suggèrent que cela est dû au fait que la zone d’ionisation ne couvre pas l’ensemble du canal de décharge. Un nouveau design pour un petit propulseur de Hall écranté est proposé
Hall thrusters are one of the most used rocket electric propulsion technology. They combine moderate specific impulse with high thrust to power ratio which makes them ideal for a wide range of practical commercial and scientific applications. One of their limitations is the erosion of the thruster walls which reduces their lifespan.The magnetic shielding topology is a proposed solution to prolong the lifespan. It is implemented on a small200W Hall thruster.In this thesis the scaling of classical unshielded Hall thrusters down to 200 and 100W is discussed. A 200W low power magnetically shielded Hall thruster is compared with an identically sized unshielded one. The ion behavior inside the thruster is measured and significant differences are found across the discharge channel.Both thrusters are tested with classical BN-SiO2 and graphite walls. The magnetically shielded thruster is not sensitive to the material change while the discharge current increase by 25% in the unshielded one. The result is a maximum efficiency of 38% for boron nitride in the unshielded thruster but only 31% with graphite.The shielded thruster achieves a significantly lower efficiency with only 25% efficiency with both materials.Analysis of the experimental results as well as simulations of the thrusters reveal that the performance difference is mostly caused by low propellant utilization. This low propellant utilization comes from the fact that the ionization region doesn’t cover all of the discharge channel. A new magnetically shielded thruster is designed to solve this issue

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

L’objectif principal de ce travail de thèse est de caractériser expérimentalement l’impact des effets visqueux sur les performances aérodynamiques des planeurs hypersoniques. Cette étude regroupe six écoulements basse pression (de 0,068 Pa à 71,11 Pa) de la soufflerie MARHy, quatre supersoniques (Mach 2 et Mach 4) et deux écoulements hypersoniques (Mach 20). Les maquettes expérimentées sont au nombre de 6 et l’objectif est d’étudier des géométries avec des degrés d’optimisation différents et de comprendre l’impact des effets visqueux sur chacune d’elles. Différents diagnostics ont été utilisés pour mener à bien cette étude : Tout d’abord, une balance aérodynamique a été développée pour pouvoir mesurer les forces de traînée et de portance des différentes configurations. Ensuite, les ondes de choc ont été visualisées à l’aide de visualisation par décharge luminescente. Enfin, une étude de pression pariétale a été menée sur deux planeurs hypersoniques. Ce travail de thèse permet d’établir une large base de données expérimentales sur les planeurs hypersoniques en régime raréfié. Les études de forces ont permis de quantifier l’évolution de la finesse au cours d’une rentrée atmosphérique en fonction du degré de raréfaction (paramètre de Tsien). Pour ce qui est des angles d’attaque, des formulations tenant compte des effets visqueux ont été établies et pourront être utilisées lors de l’optimisation des waveriders à hautes altitudes. Un planeur hypersonique tenant compte de ces données a été testé et est prometteur à haute altitude. Tout au long de cette thèse, les résultats mettent en évidence l’impact des effets visqueux sur les performances aérodynamiques des planeurs hypersoniques
The main objective of this thesis work is to experimentally characterize the impact of viscous effects on the aerodynamic performance of hypersonic gliders. The study includes six low-pressure flows (ranging from 0.068 Pa to 71.11 Pa) from the MARHy wind tunnel, four supersonic flows (Mach 2 and Mach 4), and two hypersonic flows (Mach 20). A total of 6 models were tested, aiming to study geometries with different degrees of optimization and to understand the impact of viscous effects one ach of them. Various diagnostics were used to carry out this study : Firstly, an aerodynamic balance was developed to measure the drag and lift forces of the different configurations. Next, shock waves were visualized using glow discharge imaging. Finally, a parietal pressure study was carried out on two hypersonic gliders. This thesis work establishes a broad experimental database on hypersonic gliders in the rarefied regime. Force studies have enabled us to quantify the evolution of glide ratio during atmospheric re-entry as a function of the degree of rarefaction (Tsien parameter). As far as angles of attack are concerned, formulations taking viscous effects into account have been established and can be used in the optimization of high-altitude waveriders. A hypersonic glider incorporating these data has been tested and shows promise at high altitude. Throughout this thesis, results have highlighted the impact of viscous effects on the aerodynamic performance of hypersonic gliders

Les recherches menées au cours de cette thèse ont pour but de converger vers la synthèse de molécules énergétiques, possédant un squelette polyazoté, destinées à la propulsion spatiale ou militaire. En effet, les systèmes propulsifs utilisés à l’heure actuelle reposent sur des technologies, certes fiables, mais souffrant de limites de performance voire d’incompatibilité quant à la réglementation européenne REACH. Il devient nécessaire, pour que les lanceurs européens conservent leur première position mondiale dans le domaine de la mise en orbite de satellites publics ou privés, de se doter de nouveaux propergols plus performants. C’est ainsi que nous avons orienté ce travail vers la synthèse de composés appartenant à la famille des « HEDM » (High Energetic Density Material), composés possédant en rupture technologique avec les solutions actuelles, et dont le développement est attendu à l’horizon 2050. Dans le cadre de cette thèse, deux cibles d’intérêt ont été identifiés : l’anion pentazolate, molécule strictement azotée aromatique de formule N5-, et le cyclopentazane, molécule inédite à ce jour, de formule N5H5. Dans une première partie nous avons étudié la synthèse de la synthèse et l’étude de divers arylpentazoles, ainsi que des voies d’oxydation et de réduction de ces précurseurs menant à l’obtention de l’anion pentazolate Puis, dans un second temps nous nous sommes intéressés aux synthèses et aux études de stabilités de composés polyazotés de type triazane et azimine. Ces composés ont ensuite été utilisés à des réactions de cycloadditions [3+2] menant à la synthèse du cyclopentazane. Enfin, nous avons regardé les différents modes de complexation possible entre ces composés polyazotés et des complexes métalliques
The research carried during this PhD aims to synthesis new compounds with polynitrogen-backbone suitable for spacecraft or military propulsion. Indeed, the actual spacecraft uses a technology which is reliable, but with some limitation with their energetic efficiency and to satisfy the REACH regulation. It is necessary, for the Europeans launcher to stay at the first position in public or private satellites launch world wild, to find new and more efficient propellant. So, this work was focused on the synthesis of “HEDM” (High Energetic Density Material) compounds, which possess much higher propulsive features than the actual propellants. This could lead to a breakthrough in spacecraft propulsion in the next 30 years.For this PhD work two compounds of interest were identified: the pentazolate anion, which is an all nitrogen aromatic compound with a formula of N5-, and the cyclopentazan, which is an original polynitrogen compound with a formula of N5H5. First, we focused our work on the synthesis of various arylpentazoles followed by oxidative or reductive ways which lead to the pentazolate anion. Secondly, we synthesised and the studied the stability of polynitrogen-based compound, triazanes and azimines. Those compounds were then used in trials of cycloadditions which will lead to the cyclopentazan. Finally, we studied various way of complexing our polynitrogen-compound with various metallic complexes

Ce travail est consacré au développement de composés polyazotés de la famille des tétrazènes, pour des applications dans le domaine de la propulsion spatiale. Compte tenu de la forte toxicité des hydrazines utilisées actuellement dans les systèmes à biergols stockables, il devient absolument nécessaire de les remplacer par de nouveaux ergols verts, performants au niveau propulsion, et ne présentant pas d'impact significatif sur la santé humaine et l'environnement. Aujourd'hui, le candidat idéal pour remplacer les hydrazines spatiales n'a pas été identifié, mais un premier candidat a été proposé par le CNES en raison de ses performances théoriques et d'une toxicité moindre, il s'agit du 1,1,4,4-tétraméthyl-2-tétrazène (TMTZ). Dans cette thèse, une caractérisation complète de ce composé a été effectuée, afin de valider son intérêt en tant qu'ergol. Une étude cinétique et thermodynamique a permis de proposer un procédé de synthèse du TMTZ propre, performant en continu, intégrant les phases de synthèse, d'extraction et de purification. Pour aller plus loin dans cette démarche, de nouvelles cibles polyazotées ont été identifiées, dans le but d'atteindre des performances plus importantes en élaborant des structures tétrazènes plus riches en atomes d'azote que le TMTZ. Les différentes voies de synthèse de ces tétrazènes densifiés sont présentées, ainsi que la réactivité de leurs précurseurs potentiels. En appui de ces recherches, des outils théoriques et expérimentaux de prédiction et de détermination des performances énergétiques des composés polyazotés sont présentés
This work aims at the development of polynitrogen-based compounds of the tetrazene family for space propulsion applications. Due to the high toxicity of hydrazines used currently in stockable bipropellant systems, there is a need to replace them by new green propellants with high propulsion performance and low impact towards human health and the environment.So far, the ideal candidate to replace space-use hydrazines has not been identified. However, the French Space Agency (CNES) proposed a first candidate, namely, 1,1,4,4-tetramethyl-2-tetrazene (TMTZ), which has a high theoretical performance and exhibits lower toxicity. In this work the latter compound was fully characterized in order to validate its interest as a propellant. Kinetic and thermodynamic studies allowed to propose a continuous synthesis process for pure TMTZ, which involves a synthesis, an extraction and a purification steps. In this context, new polynitrogen-based target molecules were identified in order to achieve higher performances than TMTZ and tetrazene derivatives with a higher nitrogen content were synthesized. Herein, the different synthesis pathways of these tetrazene derivatives with higher density as well as the reactivity of their potential building blocks are presented. To complete the above research, theoretical and experimental methods for the prediction and measurement of the energetic performance of the polynitrogen-based compounds are also presented

La propulsion hybride utilise classiquement un comburant liquide (ou gazeux) injecté dans une chambre de combustion qui contient le carburant à l'état solide. La flamme de diffusion, qui apparait à la rencontre des deux flux de matière, est autoentretenue par la pyrolyse du carburant consécutive à l'apport de chaleur produite par la combustion. Afin d'améliorer les performances de ce type de propulsion, il est nécessaire de bien comprendre le couplage physicochimique des phénomènes. Le couple d'ergols polyéthylène/mélange gazeux dioxygène et diazote a été choisi pour cette étude. Les caractéristiques du polyéthylène ont été déterminées par des analyses physicochimiques, elles permettent de mettre en évidence un effet de la pression et de la nature de l'atmosphère sur la composition des produits de pyrolyse. Un banc d'essais de combustion avec une instrumentation a permis de caractériser le comportement du polyéthylène en situation réelle. Les données acquises ont été analysées afin d'obtenir des grandeurs physiques pertinentes à comparer avec des résultats de simulations. Pour effectuer des simulations de chambre de combustion de propulseur hybride, le développement d'un modèle numérique instationnaire et bidimensionnel a débuté. De nombreux cas test "académiques" sont présentés et ont confirmés la bonne implémentation des méthodes numériques de résolution et des équations physiques et chimiques. Cependant, lors des simulations de la chambre de combustion complète, une divergence de pression est apparue dont les causes ont été activement recherchées.

L'hydrure d'aluminium AlH3 ou alane est à la fois un matériau très important et une espèce chimique fascinante qui reçoit actuellement un regain d'intérêt lié à son utilisation potentielle pour différentes applications : (i) comme additif énergétique pour les ergols solides, (ii) comme agent réducteur dans les piles alcalines et (iii) comme source possible d'hydrogène pour des piles à combustibles basses températures. L'alane a une capacité de stockage volumique d'hydrogène de 0,148 g mL-1 soit deux fois plus que l'hydrogène liquide (0,07 g mL-1). Sa capacité de stockage d'hydrogène est supérieure à 10 % en masse. Malheureusement, le coût de production d'alane est élevé ce qui limite son utilisation notamment dans le domaine de la propulsion. L'objectif de cette thèse était d'optimiser la synthèse de l'alane α pur, variété cristalline considérée comme la plus stable et ainsi d'en réduire les coûts de production. Différentes méthodes de synthèse sous atmosphère contrôlée ont été mises en oeuvre. Il a été montré que le traitement thermique sous vide d'un complexe éthéré de AlH3 permettait de s'affranchir de l'utilisation de toluène et ainsi de réduire la quantité de solvants et de réactifs de 25 % tout en obtenant une phase α pure mise en évidence par DRX. Des essais de stabilisation contrôlés par ATD-ATG ont montré que la température de décomposition à pression atmosphérique de l'alane α était de 174 °C contre 160 °C pour la phase α non stabilisée. Une autre voie de synthèse, sans solvant et à l'aide d'une presse fabriquée au laboratoire a été explorée. Un plan d'expériences a été réalisé afin d'identifier les paramètres influant le plus sur le rendement en alane α et la pureté de la phase obtenue. L'alane synthétisé par ces différentes méthodes a été caractérisé par DRX, MEB, MET, ATD-ATG et ICP-OES. Un transfert technologique de la synthèse en solution a été opéré vers les partenaires industriels de ce travail
Aluminium hydride or alane (AlH3) is a very important and fascinating material that draws increasing attention due to its potential uses: (i) as an energetic component in rocket propellants, (ii) as a reducing agent in alkali batteries and (iii) as a possible hydrogen source for low temperature fuel cells. It exhibits a density of 1,48 g cm-3, a volumetric hydrogen capacity of 0,148 g mL-1, that is more than twice as much as that of liquid hydrogen (0,07 g mL-1). Its hydrogen mass capacity slightly exceeds 10 wt.-%. Unfortunately, production of alane suffers from a high cost that hinders its opportunity to be an excellent candidate for propulsion. Moreover, only the α phase of alane is known to be stable enough to be stored and used. This work aims at developing cheaper methods for alane production while keeping a maximum selectivity towards the formation of α phase. Preparation using a classical organometallic synthesis in ether was implemented. An etherate complex was formed, the ether was removed under vacuum and finally an adequate thermal treatment led to pure α phase of alane as identified by powder X-ray diffraction. A toluene free synthesis method was implemented and resulted in a cost reduction of 25 %. The stability of the material was characterized through thermal analysis (DTA-TGA). The morphology and purity of the alane were characterized using TEM, SEM and ICP-OES. Alane was synthesized using doping compounds and resulted in a significant increase in the decomposition temperature from ca. 160 °C to ca. 174 °C. Syntheses without solvent were studied using a homemade reactor and following a design of experiment to identify the key parameter towards the highest yield in α-AlH3. The synthesis method in ether was transferred to our industrial partners

The present research is an experimental and numerical study of aeroacoustic phenomena occurring in large solid rocket motors (SRM) as the Ariane 5 boosters. The emphasis is given to aeroacoustic instabilities that may lead to pressure and thrust oscillations which reduce the rocket motor performance and could damage the payload. The study is carried out within the framework of a CNES (Centre National d'Etudes Spatiales) research program.

Large SRM are composed of a submerged nozzle and segmented propellant grains separated by inhibitors. During propellant combustion, a cavity appears around the nozzle. Vortical flow structures may be formed from the inhibitor (Obstacle Vortex Shedding OVS) or from natural instability of the radial flow resulting from the propellant combustion (Surface Vortex Shedding SVS). Such hydrodynamic manifestations drive pressure oscillations in the confined flow established in the motor. When the vortex shedding frequency synchronizes acoustic modes of the motor chamber, resonance may occur and sound pressure can be amplified by vortex nozzle interaction.

Original analytical models, in particular based on vortex sound theory, point out the parameters controlling the flow-acoustic coupling and the effect of the nozzle design on sound production. They allow the appropriate definition of experimental tests.

The experiments are conducted on axisymmetric cold flow models respecting the Mach number similarity with the Ariane 5 SRM. The test section includes only one inhibitor and a submerged nozzle. The flow is either created by an axial air injection at the forward end or by a radial injection uniformly distributed along chamber porous walls. The internal Mach number can be varied continuously by means of a movable needle placed in the nozzle throat. Acoustic pressure measurements are taken by means of PCB piezoelectric transducers. A particle image velocimetry technique (PIV) is used to analyse the effect of the acoustic resonance on the mean flow field and vortex properties. An active control loop is exploited to obtain resonant and non resonant conditions for the same operating point.

Finally, numerical simulations are performed using a time dependent Navier Stokes solver. The analysis of the unsteady simulations provides pressure spectra, sequence of vorticity fields and average flow field. Comparison to experimental data is conducted.

The OVS and SVS instabilities are identified. The inhibitor parameters, the chamber Mach number and length, and the nozzle geometry are varied to analyse their effect on the flow acoustic coupling.

The conclusions state that flow acoustic coupling is mainly observed for nozzles including cavity. The nozzle geometry has an effect on the pressure oscillations through a coupling between the acoustic fluctuations induced by the cavity volume and the vortices travelling in front of the cavity entrance. When resonance occurs, the sound pressure level increases linearly with the chamber Mach number, the frequency and the cavity volume. In absence of cavity, the pressure fluctuations are damped.

Doctorat en sciences appliquées
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Le propulseur de PEGASES est un moteur ionique qui diffère des autres technologies. La particularité de ce propulseur est l’utilisation d’un gaz électronégatif, à savoir le SF₆. Un champ magnétique est utilisé pour piéger les électrons et augmenter la production des ions négatifs. Le plasma résiduel à faible densité d’électrons, dit plasma ion-ion, permet l’extraction et l’accélération des ions positifs et négatifs. Les ions recombinent par paire dans le faisceau et garantissent la neutralité dans le faisceau. L’extraction d’une quantité équivalente d’ions positifs et négatifs permet ainsi d’éviter l’emploi d’un neutraliseur. Afin d’étudier les propriétés du faisceau ionique, une sonde EXB est utilisée pour diagnostiquer les vitesses et les proportions des molécules formées puis accélérées. La sonde n’étant pas parfaite, une calibration permet de déterminer avec précision les différentes espèces présentes dans le plasma. La présence d’ions positifs et négatifs ont pu être démontré via des mesures par sonde EXB. La technique de photo-détachement par laser est employée afin d’étudier les ions de charge négative. Cette méthode permet d’obtenir la proportion d’ions négatifs par rapport aux électrons. L’électronégativité dans ce type de décharge est très importante. La technique a montré l’importance du filtre magnétique. Cependant, la configuration de celui-ci n’est pas optimale puisqu’une structure est créée par la dérive électronique. Un nouveau propulseur à géométrie circulaire a été conçu, construit et testé. Cette nouvelle architecture utilise une dérive électronique fermée circulaire grâce à des aimants permanents. Les expériences ont validé le concept et montre l’importance d’une géométrie en anneau
The PEGASES ion thruster differs from standard electric propulsion technologies through its use of electronegative gases, such as SF₆, as a propellant. Its operation relies on the trapping of electrons using a magnetic field and the creation of a plasma dominated by positive and negative ions. These ions are alternately accelerated to produce thrust, and later undergo a recombination to ensure beam neutrality. This thruster eliminates the need for an electron-producing neutralizer, which is a standard feature in other sources such as the Hall thruster. This thesis is divided into three parts. The first describes the development and implementation of a new EXB probe for the study of the ion beam properties, the identification of the beam chemical composition and the verification of the presence of negative and positive ion species. The second part concerns the design and application of a new laser photodetachment diagnostic for the measurement of the negative ion fraction. Lastly, a new ion-ion thruster with a circular geometry, known as AIPE, has been designed, constructed and successfully tested. This prototype eliminates the plasma asymmetry present in PEGASES and reveals the importance of the magnetic filter to source operation

Le dimensionnement préliminaire d’un propulseur hybride passe par une phase d’essais à échelle réduite afin de caractériser entre autre la loi de régression du couple oxydant/combustible envisagé pour remplir les besoins de la mission en terme de performances, durée de fonctionnement, etc. Afin de limiter le recours à ces campagnes expérimentales onéreuses et génératrices de délais pour les industriels, il est nécessaire de développer des outils numériques fiables permettant de prévoir rapidement, sous différentes conditions de fonctionnement et géométries de chambre de combustion, la loi de régression d’un couple oxydant/combustible. L’objectif de cette thèse est de proposer une modélisation monodimensionnelle du mécanisme de régression des combustibles liquéfiables. Cette classe de combustibles offre des vitesses de régression trois à cinq fois plus élevées que celles rencontrées avec les combustibles généralement utilisés en propulsion hybride (PBHT par exemple). Ce modèle se base alors sur le transport de la phase gazeuse et du film liquide se développant sur le combustible solide, la vitesse de régression dépendant des transferts de masse et d’énergie entre ces trois phases. Afin de valider cette approche et l’architecture du code Hydres conçu pour la résolution de ce modèle et la prévision des performances propulsives d’un moteur hybride, des campagnes expérimentales ont été réalisées sur les bancs d’essais Hycarre et Hycom. Ces essais ont également permis de développer une technique de mesure permettant l’obtention de la vitesse de régression instantanée du combustible, conduisant à la restitution de la loi de régression instantanée du couple oxydant/combustible
The preliminary design of a hybrid rocket engine requires lab-scale tests to characterize the regression law of the oxidizer/fuel pair intended to fulfil the mission needs in terms of performances, etc. To limit these costly and potentialy delaying experimental campaigns, it is necessary to develop reliable numerical tools to quickly predict the regression law of the oxidiser/fuel pair under different operating conditions and with different combustion chamber geometries. The objective of the thesis is to develop a one-dimensional model of the regression mechanism of liquefying fuels. These particular fuels offer regression rates three to five times higher than those found with classic polymers used in hybrid propulsion (eg. HTPB). The model is based on the transportof the gaseous flow and the liquid film which is developing along the solid fuel grain. The regression rate depends on mass and energy transfers between these three phases. To validate this approach and the Hydres numerical tool, specifically designed to solve this model and forecast the performances of a hybrid engine, experimental tests were performed with the Hycarre and Hycom facilities. These tests also allowed for the development of a technique to measure the instantaneous regression rate of the solid fuel, providing directly the instantaneous regression law of the oxidizer/fuel pair

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 lanceurs ont un impact sur la composition de l'atmosphere, et en particulier sur l'ozone stratospherique. Parmi tous les types de propulsion, les moteurs à propergol solide ont fait l'objet d'une attention particulière car leurs émissions sont responsables d'un appauvrissement significatif d'ozone dans le panache des lanceurs lors des premières heures suivant le lancement. Ce phénomène est principalement dû à la conversion de l'acide chlorhydrique, un composé chimique présent en grandes quantités dans les émissions de ce type de moteur, en chlore actif qui réagit par la suite avec l'ozone dans un cycle catalytique similaire à celui responsable du "trou de la couche d'ozone", cette diminution périodique de l'ozone en Antarctique. Cette conversion se produit dans le panache supersonique, où les hautes températures favorisent une seconde combustion entre certaines espèces chimiques du panache et l'air ambiant. L'objectif de cette étude est d'évaluer la concentration de chlore actif dans le panache d'un moteur à propergol solide en utilisant la technique des Simulations aux Grandes Echelles (SGE). Le gaz est injecté à travers la tuyère d'un moteur et une méthode de couplage entre deux instances du solveur de mécanique des fluides est utilisée pour étendre autant que possible le domaine de calcul derrière la tuyère (jusqu'à l'équivalent de 400 diamètres de sortie de la tuyère). Cette méthodologie est validée par une première SGE sans chimie, en analysant les caractéristiques de l'écoulement supersonique avec co-écoulement obtenu par ce calcul. Ensuite, le chimie mettant en jeu la conversion des espèces chlorées a été étudiée au moyen d'un modèle "hors-ligne" permettant de résoudre une chimie complexe le long de lignes de courant extraites d'un écoulement moyenné dans le temps résultant du calcul précédent (non réactif). Enfin, une SGE multi-espèces est réalisée, incluant un schéma chimique auparavant réduit afin de limiter le coût de calcul. Cette simulation représente une des toutes premières SGE d'un jet supersonique réactif, incluant la tuyère, effectuée sur un domaine de calcul aussi long. En capturant avec précision le mélange du panache avec l'air ambiant ainsi que les interactions entre turbulence et combustion, la technique des simulations aux grandes échelles offre une évaluation des concentrations des espèces chimiques dans le jet d'une precision inédite. Ces résultats peuvent être utilisés pour initialiser des calculs atmosphériques sur de plus larges domaines, afin de modéliser les réactions entre chlore actif et ozone et de quantifier l'appauvrissement en ozone dans le panache
Rockets have an impact on the chemical composition of the atmosphere, and particularly on stratospheric ozone. Among all types of propulsion, Solid-Rocket Motors (SRMs) have given rise to concerns since their emissions are responsible for a severe decrease in ozone concentration in the rocket plume during the first hours after a launch. The main source of ozone depletion is due to the conversion of hydrogen chloride, a chemical compound emitted in large quantities by ammonium perchlorate based propellants, into active chlorine compounds, which then react with ozone in a destructive catalytic cycle, similar to those responsible for the Antartic "Ozone hole". This conversion occurs in the hot, supersonic exhaust plume, as part of a strong second combustion between chemical species of the plume and air. The objective of this study is to evaluate the active chlorine concentration in the far-field plume of a solid-rocket motor using large-eddy simulations (LES). The gas is injected through the entire nozzle of the SRM and a local time-stepping method based on coupling multi-instances of the fluid solver is used to extend the computational domain up to 400 nozzle exit diameters downstream of the nozzle exit. The methodology is validated for a non-reactive case by analyzing the flow characteristics of the resulting supersonic co-flowing under-expanded jet. Then the chemistry of chlorine is studied off-line using a complex chemistry solver applied on trajectories extracted from the LES time-averaged flow-field. Finally, the online chemistry is analyzed by means of the multi-species version of the LES solver using a reduced chemical scheme. To the best of our knowledge, this represents one of the first LES of a reactive supersonic jet, including nozzle geometry, performed over such a long computational domain. By capturing the effect of mixing of the exhaust plume with ambient air and the interactions between turbulence and combustion, LES offers an evaluation of chemical species distribution in the SRM plume with an unprecedented accuracy. These results can be used to initialize atmospheric simulations on larger domains, in order to model the chemical reactions between active chlorine and ozone and to quantify the ozone loss in SRM plumes

La propulsion électrique est à un tournant de son histoire. La récente mise en oeuvre de satellites de télécommunication "tout-électrique" se traduit par l’ouverture d’un nouveau marché, et par une évolution des besoins opérationnels. L’identification de ces nouvelles missions nécessite l’amélioration des performances de nos moteurs. La première partie de ces travaux rapporte l’utilisation d’un outil de spectroscopie laser destiné à caractériser la distribution en vitesse des ions. Les différentes méthodes de calcul du champ électrique dans les propulseurs de Hall ont été exposées. Deux instabilités ioniques ont été observées et analysées. Les sources d’erreurs liées aux mesures par sondes électrostatiques ont été analysées, et un exemple de sonde plane étudié. Une analyse paramétrique de l’influence des paramètres de champ magnétique sur les performances des propulseurs de Hall a été conduite. Le concept de moteur "sans parois" est présenté. L’identification de ce concept constitue une avancée porteuse de promesses pour l’avenir de la propulsion électrique
Electric propulsion is facing new challenges. Recently, the launch of "all-electric" satellites has marked the debut of a new era. Going all-electric now appears as an interesting alternative to conventional systems for telecom operators. A laser spectroscopy technique was used during this research to investigate the ion velocity distribution dynamics. The different methods for determining the electric field in Hall thrusters were exposed. Two unstable ion regimes were identified and examined. Measurement uncertainties using electrostatic probes were assessed. Planar probed have been designed and tested. A thorough investigation of the influence of the magnetic field parameters on the performance of Hall thrusters was performed. The wall-less Hall thruster design was presented, and preliminary experiments have revealed its interest for the electric propulsion community

La prédiction de l'émission infrarouge des jets de propulseurs composites aluminisés nécessite principalement trois étapes : le calcul des grandeurs aérothermochimiques du jet, la conversion de ces grandeurs en propriétés optiques (coefficient d'absorption, coefficient de diffusion, fonction de phase) puis la résolution de l'équation de transfert radiatif. Cette thèse,essentiellement consacrée à cette troisième étape, propose de nouvelles voies pour l'application des modèles de bande aux cas de milieux biphasiques et diffusants.D'une part, nous avons étendu ces modèles aux cas de milieux caractérisés par un déséquilibre thermique entre gaz et particules. D'autre part, nous avons proposé une méthode de séparation de la luminance en deux contributions, appelées respectivement non diffusée et diffusée, à partir d'une idée originale de Liu et al. La contribution non diffusée est solution de l'équation de transfert radiatif obtenue en ignorant les effets de la diffusion. Par conséquent, elle peut être résolue par une formulation en modèles de bande. Cette approche permet de réduire les erreurs de corrélations spectrales au seul terme de luminance diffusée.Nous avons montré l'intérêt de ces approches par comparaison avec une résolution de l'équation de transfert radiatif en raie par raie, sur des milieux représentatifs de situations de télédétection de jets
Prediction of infrared emission of exhaust plumes from aluminized composite rocket, follows mainly three steps : calculating aero-thermo-chemical values in the plume, converting those valuesto optical properties (absorption coefficient, scattering coefficient and phase function) and resolving the radiative transfer equation. This thesis is mostly devoted to this third step, and proposes new ways to use band models on two-phases and scattering media.Firstly, we extended band models to cases with thermic non equilibrium between gas and particles. Secondly, we proposed a method consisting in splitting radiance in two parts, one called un-scattered and the other scattered, from an original idea of Liu et al. The un-scattered part is solution of the radiative transfer equation obtained by ignoring scattering. As a result, the unscattered radiance can be found by using band models. By this approach, errors on spectral correlations are only present on the scattered radiance.We show the interest of thoses approches by comparing them with a line by line resolutionof the radiative transfer equation, on media representative of remote sensing cases of rocket exhaust plumes

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)