Literatura académica sobre el tema "Véhicules spatiaux – Propulsion – Performances"

Les récentes avancées en matière de contrôle par courants de Foucault multi-éléments (eddy current array: ECA) ont considérablement élargi la gamme de composants et de structures qui peuvent être inspectés pour la détection de défauts de surface. L'un des grands avantages de cette technologie est sa capacité à s'adapter à divers matériaux et géométries. Passant des pipelines en acier carbone jusqu’aux soudures par friction-malaxage en aluminium, les courants de Foucault multi-éléments sont utilisés comme remplacement de la magnétoscopie et du ressuage dans un large éventail d'applications industrielles pour la détection de fissures et de discontinuités en surface ou proches de la surface. En transmettant et en recevant des signaux les uns avec les autres, les capteurs ECA permettent des performances de détection inégalées par les sondes traditionnelles à un seul élément. L'ECA est également beaucoup plus rapide, moins dépendant de l'opérateur et plus facile à automatiser. Un avantage moins connu des courants de Foucault est leur capacité à pénétrer les surfaces non ferromagnétiques et à être sensibles aux défauts sous la surface qui sont autrement invisibles par inspection visuelle. En contrôlant la taille et l'impédance des capteurs, la fréquence des courants et le modèle de multiplexage, il devient possible d'inspecter les deux côtés d'une paroi conductrice mince au cours d'une seule inspection. Cela s'avère particulièrement utile pour l'évaluation des tubes à parois minces contenant divers fluides, qui ne sont souvent accessibles que de l'extérieur. Cet article traite de l'inspection des tubes à paroi mince utilisés comme conduites d'alimentation et conduites hydrauliques dans les avions et les engins spatiaux. Ces conduites de petit diamètre sont souvent situées dans des zones à accès limité, où elles sont assemblées par soudage orbital automatisé. Même avec un processus de soudage hautement contrôlé, de petites fissures et porosités peuvent être présentes dans le joint et finir par se propager, entraînant des fuites de carburant et la potentielle défaillance des systèmes de propulsion. Un système ECA a été mis au point pour l’inspection circonférentielle rapide de ces soudures orbitales, ce qui permet de détecter les défauts en quelques secondes seulement. Cette solution représente un gain de temps considérable comme remplacement de la radiographie et du ressuage, qui sont actuellement les méthodes de choix pour cette inspection.

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