Дисертації з теми "Moteurs fusée"
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Lefrançois, Emmanuel. "Modèle numérique de couplage fluide-structure avec application aux moteurs fusée." Rouen, 1998. http://www.theses.fr/1998ROUES061.
Анотація:
Ce travail de thèse porte sur le développement d'un modèle numérique de couplage fluide-structure par la méthode des éléments finis. Un code structure y est développé afin de pouvoir prendre en compte les non linéarités géométriques induites par les grands déplacements et grandes rotations. Un élément de type poutre bidimensionnelle et un autre de type coque axisymétrique y sont développés. Le code fluide simule quant à lui des écoulements de fluides parfaits, non visqueux et compressibles. La prise en compte de la déformation de certaines parois est faite par l'adoption d'un maillage dynamique. Le respect d'une loi de consistance géométrique permet d'éviter ainsi toute distorsion excessive du maillage fluide. Une technique de capture de chocs est de plus associée pour stabiliser le schéma. Le code fluide est développé aussi bien pour des écoulements bidimensionnels qu'axisymétriques. Les deux codes sont ensuite valides avec succès sur de nombreux cas-tests. Un cas particulièrement intéressant d'application des maillages dynamiques y est mené par l'étude du phénomène de booming noise généré par l'entrée d'un train à grande vitesse dans un tunnel. Le couplage des deux codes s'effectue par le biais du calcul parallèle avec l'utilisation des bibliothèques de calcul PVM et d'une architecture du type master-slaves. Il se base sur une alternance des calculs fluide et structure avec remise à jour des données entre chaque code par le biais d'un message passing. Le couplage est validé par la détection numérique des conditions critiques de flutter. Un calcul de couplage fluide-structure est ensuite appliqué au cas d'un moteur fusée pour différentes configurations physiques, amenant aussi bien à des états en petits déplacements qu'en grands déplacements et grandes rotations. Une extension aux méthodes de développement spectral selon la direction azimutale est enfin proposée comme étape intermédiaire avant un développement tridimensionnel.
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Iannetti, Alessandra. "Méthodes de diagnostic pour les moteurs de fusée à ergols liquides." Thesis, Université Paris-Saclay (ComUE), 2016. http://www.theses.fr/2016SACLS243.
Анотація:
Cette thèse a pour objectif de démontrer l'intérêt des outils de diagnostic "intelligents" pour application sur les moteurs de fusée. En Europe beaucoup d'efforts ont été faits pour développer quelques techniques innovantes comme les réseaux neuronaux, les méthodes de suivi de raie vibratoire, ou l'identification paramétrique mais peu de résultats sont disponibles quant à la comparaison des performances de différents algorithmes. Un deuxième objectif de la thèse a été celui d'améliorer le système de diagnostic du banc d'essai Mascotte (ONERA/CNES). Il s'agit d'un banc de démonstration pour les moteurs de fusée de type cryogénique représentatif des conditions d'utilisation d'un vrai moteur. Les étapes de la thèse ont été en premier lieu de choisir et d'évaluer des méthodes de diagnostic à base de modèles, en particulier l'identification paramétrique et le filtre de Kalman, et de les appliquer pour le diagnostic d'un système critique du banc Mascotte: le circuit de refroidissement. Après une première validation des nouveaux algorithmes sur des données d'essais disponibles, un benchmark fonctionnel a été mis en place pour pouvoir comparer les performances des algorithmes sur différents types de cas de panne simulés. La dernière étape consiste à intégrer les algorithmes sur les ordinateurs du banc de contrôle de Mascotte pour pouvoir effectuer une évaluation applicative des performances et de leur intégrabilité à l'environnement informatique déjà en place. Un exemple simple de boucle de régulation intégrant l’information du diagnostic est aussi étudié pour analyser l’importance de telles méthodes dans le contexte plus large d’une régulation « intelligente » du bancThe main objective of this work is to demonstrate and analyze the potential benefits of advanced real time algorithms for rocket engines monitoring and diagnosis. In the last two decades in Europe many research efforts have been devoted to the development of specific diagnostic technics such as neural networks, vibration analysis or parameter identification but few results are available concerning algorithms comparison and diagnosis performances analysis.Another major objective of this work has been the improvement of the monitoring system of the Mascotte test bench (ONERA/CNES). This is a cryogenic test facility based in ONERA Palaiseau used to perform analysis of cryogenic combustion and nozzle expansion behavior representative of real rocket engine operations.The first step of the work was the selection of a critical system of the bench, the water cooling circuit, and then the analysis of the possible model based technics for diagnostic such as parameter identification and Kalman filters.Three new algorithms were developed, after a preliminary validation based on real test data, they were thoroughly analyzed via a functional benchmark with representative failure cases.The last part of the work consisted in the integration of the diagnosis algorithms on the bench computer environment in order to prepare a set-up for a future real time application.A simple closed loop architecture based on the new diagnostic tools has been studied in order to assess the potential of the new methods for future application in the context of intelligent bench control strategies
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Schreiber, Didier. "Quelques problèmes de combustion lies à l'allumage dans les moteurs fusée cryotechniques." Châtenay-Malabry, Ecole centrale de Paris, 1991. http://www.theses.fr/1991ECAP0204.
Анотація:
Ce travail porte sur certains problèmes de combustion lies à l'allumage dans les moteurs fusée cryotechniques. Dans les conditions nominales de fonctionnement de ces moteurs, la combustion peut être de type prémélangée (les réactifs se mélangent avant de réagir) ou non-prémélangée. L'allumage se produit par la rencontre entre des gaz chauds et un prémélange partiel, sous la forme d'éléments de flamme. Après la propagation de la flamme vers les injecteurs, les flammes de prémélange disparaissent et des flammes non prémélangées s'établissent dans la cavité. Les chapitres II et III ont été consacrés a l'étude théorique et expérimentale de flammes laminaires prémélangées. Les résultats des calculs concernent des flammes de prémélange et de diffusion et permettent de cerner les domaines de richesse, pression et taux d'étirement ou l'allumage est envisageable. Des mesures spectroscopiques permettent de déterminer le comportement de flammes de méthane et d'hydrogène soumises à différentes conditions. Les trois derniers chapitres de cette thèse sont consacrés à la combustion turbulente, et plus particulièrement à la propagation de la flamme turbulente après l'allumage. On trouve au chapitre IV des rappels concernant plusieurs modélisations de la combustion turbulente dans les cas prémélangé et non-prémélangé. Le chapitre V donne les bases théoriques d'un nouveau modèle mixte destine à la description de la transition entre les deux types de combustion, et le chapitre VI donne une première validation de ce modèle en comparant des résultats expérimentaux avec ceux issus des calculs.
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Lacas, François. "Modélisation et simulation numérique de la combustion turbulente dans les moteurs fusée cryotechniques." Châtenay-Malabry, Ecole centrale de Paris, 1989. http://www.theses.fr/1989ECAP0095.
Анотація:
Mise au point de modèles représentatifs des phénomènes fondamentaux de la combustion turbulente, monophasique d'hydrogène et d'oxygène dans les moteurs fusée cryotechniques. Application du modèle de la flamme cohérente au cas d'allumage de flamme de diffusion.
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Bernardi, Jean de. "Aspects expérimentaux et théoriques des instabilités de cavitation dans les turbopompes de moteurs de fusée." Grenoble INPG, 1996. http://www.theses.fr/1996INPG0217.
Анотація:
Les instabilités hydrauliques et les efforts radiaux générés par la cavitation partielle sur un inducteur de turbopompe ont été étudiés en eau pour les inducteurs des turbopompes à hydrogène et à oxygène du moteur VULCAIN d’ARIANE 5. Nous avons pu établir une méthode d’identification et d’analyse des instabilités à l’aide de la synchronisation de films rapides avec des mesures d’effort, sur l’axe et avec des signaux de pression instationnaire en paroi. Des fréquences caractéristiques du phénomène de cavitation instationnaire ont alors été identifiées à différents points de fonctionnement. Cette analyse démontre clairement l’évolution des efforts radiaux avec le nombre de cavitation : (1) constant, (2) rotatif supersynchrone, (3) chaotique, (4) constant. L’évolution de la charge radiale apparaît corrélée avec les configurations cavitantes. Les instabilités des inducteurs cavitants à 4 pales ont été expliquées qualitativement et les déséquilibres ont été estimés en terme d’efforts et de longueurs de cavités. Cette étude a été complétée par une modélisation théorique de l’inducteur basée sur la théorie des semi-disques d’action dans laquelle le volume cavitant est le paramètre principal. Une méthode de mesure de ce volume dans l’inducteur tournant a alors été proposée et expérimentéeHydraulic loop instabilities and radial forces generated by partial cavitation on a turbopump inducer were investigated in water with the 4-bladed inducers of the ARIANE 5 VULCAIN engine liquid hydrogen and oxygen turbopumps. With the help of the synchronization of high speed movies with radial load measurements on the inducer shaft and with the dynamic pressures signals, we could establish an identification method and an analysis approach to the instabilities in a turbopump cavitating inducer. Characteristic frequencies of unsteady cavitation phenomenon were identified at various operating points. This analysis clearly demonstrates the evolution of radial loads with cavitation number : (1) constant, (2) rotating and supersynchronous, (3) chaotic, (4) constant. The evolution of radial load is strongly related to cavitation configurations. Instabilities of cavitating 4-bladed inducer have been explained qualitatively and imbalances have been estimated in terms of radial loads and cavity lengths. This study has been completed by a theoretical model of the inducer based on the actuator disk theory in which the cavitating volume appears to be the main parameter. A measuring method of the cavitating volume in the rotary inducer is therefore proposed which could give results with a 90% accuracy
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Gioud, Thibault. "Simulation aux grandes échelles de l'atomisation pour moteur-fusée à injection liquide en regime sous-critique." Electronic Thesis or Diss., Université de Toulouse (2023-....), 2024. http://www.theses.fr/2024TLSEP049.
Анотація:
Ces dernières années, le marché des lanceurs spatiaux a connu une croissance significative, marquée par l'émergence de satellites de dimensions de plus en plus réduites et d'un coût de production de plus en plus abordable, attribuable aux récentes avancées technologiques. Cette réduction des coûts a permis de satisfaire une demande croissante, et l'entrée en scène de nouveaux acteurs privés dans le secteur de la fabrication de lanceurs. Une stratégie clé pour minimiser les coûts réside dans l'utilisation du méthane comme combustible, en remplacement de l'hydrogène, dont les coûts globaux (stockage, température, etc.) sont nettement plus élevés, malgré des performances supérieures.Par ailleurs, l'évolution des modèles numériques et la puissance croissante des calculateurs ont rendu la simulation numérique particulièrement attrayante pour prédire et optimiser les performances ainsi que la durée de vie des moteurs. La présente thèse se focalise sur la simulation numérique aux grandes échelles de la combustion des moteurs fusées en régime sous-critique.Les moteurs fusées peuvent rencontrer de multiples conditions thermodynamiques, depuis un régime sous-critique jusqu'à des régimes supercritiques. En régime sous-critique, un ou deux des ergols peuvent se trouver à l'état liquide. La présence d'un mélange diphasique rend la simulation numérique complexe en raison des forts gradients présents au niveau de l'interface. Ainsi, le développement de modèles capables de représenter cette interface et sa dynamique au travers des diverses conditions thermodynamiques potentielles constitue un axe de recherche en plein essor.Dans le cadre de cette thèse, la méthode d'interface diffuse multi-fluides, est utilisée pour simuler les écoulements diphasiques dans des conditions moteurs fusée. Cette approche a pour objectif de relever les défis associés à la complexité des simulations numériques découlant de la présence du mélange diphasique. De plus, l'approche adoptée dans cette thèse prend en considération les forces de tension de surface qui, jouent un rôle crucial dans les phénomènes d'atomisation. Cette méthode a été évaluée sur une configuration réactive similaire à celle d'un moteur fusée (banc expérimental investigué au Technische Universität München), présentant des résultats très encourageants et montrant le bénéfice de simuler le jet liquide par rapport à une méthode qui le modélise par l'injection de particules Lagrangiennes.L'injection d'un liquide dans un gaz entraîne des phénomènes d'atomisation, se manifestant par une série consécutive de ruptures de structures liquides de plus en plus petites à mesure que l'on s'éloigne de l'injection. Ainsi, loin de l'injection, les diamètres de gouttes deviennent très petits, rendant la résolution précise de ces structures extrêmement coûteuse. De plus, l'utilisation d'une méthode d'interface diffuse ne permet pas la précision requise pour la capture complète de ces phénomènes d'atomisation.Aussi, une approche est proposée, consistant à simuler les plus grosses structures par une approche Eulérienne, et à les modéliser par une approche Lagrangienne après leur première séparation du coeur liquide. Un modèle d'atomisation secondaire permet ensuite la prédiction des caractéristiques du spray final. Au cours de cette thèse, l'algorithme permettant le transfert de masse, d'énergie et de quantité de mouvement entre ces deux formalismes a été implémenté. L'ensemble de la stratégie a été évalué sur un cas de Jet In Cross Flow montrant des résultats très encourageants, notamment pour sur la distribution de tail de gouttes.Enfin, cette stratégie de couplage a été utilisée pour la simulation du cas réactif TUM. Si le temps consacré à cette étude n'a pas permis un temps de convergence suffisant pour tirer des conclusions, des premiers résultats encourageants montrent la capacité et la robustesse de cette méthodologie dans ces conditions reactivesIn recent years, the space launchers market has experienced significant growth, marked by the emergence of increasingly compact satellites and a progressively more affordable production cost, attributable to recent technological advancements. This cost reduction has met the rising demand, with new private entities entering the launcher manufacturing sector. A key strategy to minimize costs lies in the use of methane as a fuel, replacing hydrogen, which incurs significantly higher operating costs (storage, temperature, etc.) despite superior performance.The evolution of numerical models and the increasing computational power have made numerical simulation particularly attractive for predicting and optimizing the performance and lifespan of rocket engines. This PhD thesis focuses on Large Eddy Simulation of rocket engine combustion in sub-critical regimes. Rocket engines can experience multiple thermodynamic conditions, ranging from sub-critical to supercritical regimes. In sub-critical regimes, one or both propellants may exist in a liquid state. The presence of a two-phase mixture (gas + liquid) makes numerical simulation complex due to the strong gradients at the liquid/gas interface. Therefore, developing models able to represent this interface and its dynamics under various thermodynamic conditions is an undergoing research direction.In this thesis, the diffuse multi-fluid interface method, assuming equilibrium of temperature, pressure, velocity, and Gibbs potentials, is used to simulate two-phase flows in rocket engine conditions. This approach aims to address the challenges associated with the complexity of numerical simulations arising from the presence of a two-phase mixture. Additionally, the approach considers surface tension forces, which play a crucial role in atomization phenomena. This method has been evaluated on a reactive configuration similar to a rocket engine (experimental setup investigated at the Technische Universität München (TUM)), yielding highly encouraging results and demonstrating the benefits of simulating the liquid jet compared to a method modeling it with Lagrangian particle injection.Injecting liquid into a gaseous atmosphere leads to atomization phenomena, manifested by a consecutive series of breakups in the streamwise direction. Far from the injection, droplets diameter becomes very small, making the precise resolution of these structures computationally expensive. Additionally, the use of a diffuse interface method does not provide the required accuracy for the complete capture of these atomization phenomena.Therefore, an approach is proposed, involving the simulation of larger structures using an Eulerian approach and modeling the smallest particles with a Lagrangian approach. A secondary atomization model then predicts the characteristics of the final spray. During this thesis, the coupling algorithm providing mass, energy, and momentum transfer between these two formalisms was implemented in a multi-species context. The entire strategy was evaluated on a Jet In Cross Flow (JICF) configuration, showing highly encouraging results, particularly for droplet size distribution.Finally, this coupling strategy was applied to simulate the reactive TUM case. Although the dedicated time did not allow for sufficient convergence time to draw conclusions, initial promising results demonstrate the capability and robustness of this methodology under reactive conditions. Moreover, this methodology provides access to statistical spray data, such as droplet size distributions and velocities
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Leboucher, Nicolas. "Stabilité et atomisation d'une nappe annulaire liquide soumise à deux courants gazeux avec effets de swirl : application aux futurs moteurs fusée cryotechniques." Phd thesis, Chasseneuil-du-Poitou, Ecole nationale supérieure de mécanique et d'aéronautique, 2009. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00476808.
Анотація:
Dans une optique d'amélioration ou de construction de moteurs fusée dérivés du modèle Vulcain, ce projet propose une nouvelle géométrie d'injecteur permettant l'atomisation efficace d'une nappe annulaire liquide en un brouillard de gouttelettes, nécessaire à un rendement élevé de combustion de propergols. Les images de tomographie et de visualisations rapides ont permis de comprendre les mécanismes de rupture de la nappe liquide par un courant interne et/ou externe tandis que la phase diluée a été caractérisée par les techniques de Vélocimétrie par Images de Particules et d'Interférométrie par Phase Doppler. Plusieurs modes de rupture ont été identifiés dépendant principalement du rapport du flux de quantité de mouvement gaz/liquide et une étude fréquentielle a été réalisée sur les battements de la nappe. Le mode qui nous intéresse plus particulièrement, nommé « arbre de Noël », permet une atomisation primaire beaucoup plus efficace que celui d'un jet liquide assisté par une couronne annulaire de gaz mais aussi d'obtenir une granulométrie plus faible des gouttes produites. L'étude des différents paramètres : rapport des densités de flux de quantité de mouvement gaz/liquide, pression ambiante et rotation du gaz a montré que les deux premiers cités ont une influence très importante sur la granulométrie tandis que la longueur de rupture de la nappe dépend principalement du premier et du dernier. La rotation du gaz modifie fortement la forme du profil de vitesse en sortie d'injecteur et donc du spray généré par la suite. Elle permet également une fluctuation plus faible de la longueur de rupture de la nappe et surtout une bonne homogénéisation de la vitesse des gouttes. Bien que ce type d'atomisation soit déjà particulièrement efficace, l'ajout d'une couronne de gaz externe améliore nettement l'atomisation.
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Muller, Mathieu. "Modélisation de la combustion de gouttes d'aluminium dans les conditions d'un moteur fusée à propergol solide." Thesis, Sorbonne université, 2019. http://www.theses.fr/2019SORUS267.
Анотація:
L’objet de cette thèse est d’étudier la combustion de gouttes d’aluminium (Al) dans les conditions d’un moteur-fusée à propergol solide. On a besoin de modéliser ce processus pour évaluer le temps de combustion et la taille des résidus car leur caractérisation dans les conditions réelles est très complexe. Un modèle de combustion d’une goutte en approche multiphysique à symétrie sphérique a été développé tenant compte de nombreux phénomènes physico-chimiques. Ce modèle a été validé et utilisé pour étudier les mécanismes réactionnels en phase gazeuse et en surface. Des simulations en ambiance contrôlée ont été réalisées et les résultats obtenus sont comparés aux données expérimentales de la littérature. L’étude de la combustion de deux classes de gouttes d’Al (particule primaire et agglomérat) en ambiance typique d’un booster Ariane 5 a été menée afin d’évaluer l’effet des différentes cinétiques hétérogènes de surface sur le processus de combustion simulé. Suite à l’intégration du modèle de surface réactive dans le code CEDRE de l’ONERA, les simulations de la combustion ont été poursuivies en approche bidimensionnelle axisymétrique afin d’étudier l’influence de la calotte en surface de la goutte et de la convection des gaz oxydants. La simulation de la combustion établie des deux classes de goutte à 5 et 9 MPa à différents stades d’avancement a permis d’évaluer les caractéristiques principales de la combustion et d’en déduire une loi de combustion globale. Enfin, la phase de chauffage avant établissement de la combustion a été étudiée pour compléter la caractérisationThe purpose of this thesis is to study the aluminum (Al) droplet combustion in solid rocket motor propellant. We need to model this process to evaluate the burning time and the residues length because their characterization in real conditions is very complex. A combustion model of a single droplet with a multiphysical spherical approach has been developed taking into account various phenomena. This model has been validated and used to study gaseous and surface mechanisms. Simulations in controlled atmospheres were made and the results were compared to experimental data. The study of the combustion of two particle classes (primary particle and agglomerate) under conditions typical for the Ariane 5 solid booster was conducted to evaluate the effect of different heterogeneous surface kinetics on the simulated combustion process. After the integration of the reactive surface model in the ONERA code CEDRE, simulations of the combustion using a two-dimensional axisymmetric approach were made to study the impact of the cap on the droplet surface and the convection velocity of oxidizers. By simulating the established combustion of two droplet classes at two pressures (5 and 9 MPa) in different stages of combustion, we evaluated main characteristics of the combustion and we deducted a global burning law. Finally, the heating of the droplet before an established combustion was studied to complete the characterization
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Verthier, Brian. "Une étude sur les transferts associés aux écoulements diphasiques de fluides cryogéniques en microgravité : application à la mise en froid de moteurs-fusée." Thesis, Toulouse, INPT, 2010. http://www.theses.fr/2010INPT0104.
Анотація:
L'objectif de cette thèse est d'étudier les différents régimes d'ébullition transitoires rencontrés lors de la mise en froid d'un tube chauffé par un écoulement interne de fluide. Le dispositif expérimental LORETA a été conçu pour réaliser des expériences au sol en écoulement vertical ascendant et en microgravité lors de vols paraboliques. L'effet du débit, de la température du liquide et du niveau de gravité dans les différents régimes d'ébullition a pu être clairement mis en évidence. Une dégradation des transferts thermiques en microgravité est observée, en particulier lors de l'ébullition en film. Une modélisation basée sur la résolution des équations du modèle à deux fluides permet la prédiction pour les deux niveaux de gravité. L'ensemble de la courbe d'ébullition a put être modélisée par des lois adaptées de la littérature. L'utilisation de ces lois pour des fluides cryogéniques semble raisonnable, au vu de la comparaison avec quelques données de la bibliographieThe objective of this thesis is to study the boiling regimes encountered during the transient cooling of a heated tube by an internal fluid flow. The experimental apparatus LORETA was designed for experiments on ground in vertical upward flow and on microgravity during parabolic flights. The effect of flow rate, liquid temperature and level of gravity in different boiling regimes has been clearly shown. A decrease of heat transfer in microgravity is observed, especially during film boiling. Models based on solving equations of two-fluid model allow the prediction for the two levels of gravity. The entire boiling curve could be modeled by modified laws of literature. The use of these laws for cryogenic fluids seems reasonable, given the comparison with some data from the bibliography
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Kiyoshi, Shimote Wilson. "Modélisation des phénomènes d'ablation de l'insert d'une tuyère de moteur-fusée à propergol solide. Approche expérimentale et numérique." Thesis, Chasseneuil-du-Poitou, Ecole nationale supérieure de mécanique et d'aérotechnique, 2016. http://www.theses.fr/2016ESMA0028/document.
Анотація:
L'analyse et la compréhension des mécanismes d'érosion en présence d'un environnement critique au niveau de pression et de température des produits de combustion d'un propergol solide au sein d'une tuyère de moteur fusée, constituent l'objectif principal de ce présent mémoire. Les principaux paramètres, le pourcentage d'aluminium dans l'écoulement, la température adiabatique de flamme.le flux de chaleur en face de la géométrie de l' insert et ses propriétés thermochimiques, sont plus particulièrement étudiés à travers une approche numérique et expérimentale. Le phénomène d'ablation qui se produit au niveau de l' insert d'une tuyère pendant le fonctionnement du moteur propergol solide est ainsi étudié et des résultats d'essais des moteurs à échelle réduite et pleine sont présentés puis simulés numériquement. En effet, les essais mis en place, riches en résultats sur les conditions du matériau de l'insert avant et après le tir, ne permettent pas une analyse complète du développement des mécanismes en jeu au cours du temps de fonctionnement des moteurs. Pour introduire ces phénomènes physiques plutôt complexes, une stratégie de développement progressive est mise en place. Au départ, un modèle 1D a traité les équations de transfert de chaleur utilisant une technique de discrétisation numérique multi-blocs. A partir de la méthode 1D, des expressions simples pour représenter l'évolution des fronts d'ablation et de pyrolyse sont définies.Ces expressions sont alors utilisées de façon directe sur le traitement des problèmes axisymétriques et confrontées avec les simulations du moteur test. Finalement, la méthode aux frontières immergées est appliquée pour traiter du couplage entre l'écoulement et l'insert, mettant en évidence le phénomène d'ablation. Les simulations numériques reproduisent les résultats expérimentaux et montrent une méthodologie numérique robuste, correspondant à des attentes en ce qui concerne l'évaluation du phénomène d'ablation au sein d'une tuyère de moteur fuséeThe main objective of this study is understand the ablation mechanisms in the presence of a critical environment in pressure and temperature within a solid propellant rocket motor. The well-known parameters, aluminum percentage in the flow, adiabatic flame temperature and the consequent heat flux in front of the geometry of the insert and its thermochemical properties are studied from anumerical and experimental strategy. The ablation phenomenon, which occurs at the nozzle insert during the operation of the solid propellant rocket motor, is th us studied and results of tests of the small and full-scale motors are presented as well as numerically simulated. Indeed, tests carried-out provide results on the conditions of the material of the insert before and after firing tests, do not allow is to provide a complete analysis of the development of the mechanisms involved during the running time of the engines. To introduce these rather complex physical phenomena a strategy of progressive development is followed. Initially, a 1D model treated the heat transfer equations using a multi-block numerical discretization technique. From the 1D method, simple expressions to represent the evolution of the ablation and pyrolysis fronts are defined. These expressions are then used directly on the treatment of axisymmetric problems and confronted with simulations of the scale motor. Finally, the immersed boundary method is applied to tackle coupling between flow and heat transfer on the insert, highlighting the phenomenon of ablation. The numerical simulations reproduce the experimental results and show a robust numerical methodology, corresponding to expectations in what concerns the evaluation of the ablation phenomenon within a solid propellant rocket motor nozzle
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Baudoux, Pierre-Emmanuel. "Développement d'un modèle de transfert radiatif 3D adapté au calcul de la signature d'un jet de moteur-fusée dans l'ultraviolet." Phd thesis, Université de Rouen, 2002. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00003328.
Анотація:
Cette Thèse est consacrée à la modélisation de la signature dans l'ultraviolet "Solar Blind" d'un jet de propulseur à chargement solide composite aluminisé. Le rayonnement ultraviolet émis par ce type de jet provient de l'émission de chimiluminescence des espèces gazeuses et de l'absorption et de la diffusion des particules d'alumine. Afin de prendre en compte la diffusion qui est à l'origine d'un couplage entre les directions de propagation du rayonnement, un modèle de transfert radiatif 3D adapté aux problèmes atmosphériques, est étendu aux jets : la méthode des ordonnées discrètes et des harmoniques sphériques (SHDOM). Les harmoniques sphériques permettent de réduire le temps de calcul de l'intégrale de diffusion par rapport à une méthode des ordonnées discrètes classique, tandis que l'équation de transfert radiatif est intégrée le long des ordonnées discrètes. Le modèle SHDOM, développé à l'origine pour les milieux 3D nuageux, est adapté de façon à prendre en compte les spécificités des jets de moteurs-fusées (composition et géométrie) dans l'ultraviolet. L'émission de chimiluminescence des gaz, attribuée à la recombinaison radiative de CO et de O, est évaluée à partir de mesures issues de la littérature. Par ailleurs, les propriétés optiques des particules sont étudiées en fonction de leur granulométrie et de leur indice complexe de réfraction. Une synthèse bibliographique permet d'estimer la valeur de ces paramètres. Afin de mettre en évidence l'influence des particules sur la signature des jets, des cas tests sont effectués dans des milieux cylindriques représentatifs des jets. Enfin, des comparaisons entre des calculs et des mesures de signatures sont réalisées.
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Gauffre, Marie-Charlotte. "Simulation numérique des écoulements diphasiques 3D instationnaires au cours du remplissage d'une maquette expérimentale eau / air du dôme LOX d'un moteur-fusée." Thesis, Toulouse, INPT, 2013. http://www.theses.fr/2013INPT0050.
Анотація:
Le nouveau moteur cryogénique de l'étage supérieur du nouveau lanceur Ariane présente la particularité d'être plusieurs fois réallumable, une fois la mise en orbite du lanceur. Le réallumage d'un moteur est particulièrement difficile durant les conditions de vol spatial. Ce moteur est composé d'un dôme LOX alimenté en oxygène liquide (LOX) qui est approvisionné par une vanne à boisseau positionnée en entrée d'une canne d'alimentation. Le mélange liquide / gaz formé dans le dôme LOX est injecté dans la chambre de combustion à travers des injecteurs reliant le dôme à la chambre. En conséquence, la distribution de l'écoulement diphasique en sortie des injecteurs revêt une importance particulière en terme d'allumage, de l'ouverture à la fermeture de cette vanne. La prise en compte de ces conditions de vol est primordiale pour qualifier le moteur. Cependant ces conditions ne peuvent pas être reproduites de façon représentative au cours d’essais au sol. Dans le cadre de ces études, un programme de recherche a été mis en place par le CNES (Centre National d'Études Spatiales) et SAFRAN Snecma pour étudier le remplissage du dôme LOX, via des études expérimentales et numériques. L'objectif est de connaître les conditions aux limites en sortie des injecteurs qui sont déterminantes pour appréhender la phase d'allumage dans la chambre de combustion. Des expériences ont été menées au LEGI (Laboratoire des Écoulements Géophysiques et Industriels) avec des fluides de substitution (de l'eau et de l'air), sans transfert de masse et de chaleur, sur la maquette du dôme d’alimentation d'un moteur de fusée. Les travaux présentés, menés à l'IMFT (Institut de Mécanique des Fluides de Toulouse), tentent de reproduire les expériences réalisées à l'aide de simulations numériques 3D incompressibles diphasiques. La géométrie du domaine de calcul est représentative de la maquette expérimentale, qui est composée d'une canne d'alimentation, d'un dôme, d'un allumeur et d'un grand nombre d'injecteurs. Le but de cette étude est de démontrer la faisabilité d'un calcul 3D instationnaire diphasique du remplissage du dôme oxygène du moteur-fusée avec le code industriel NEPTUNE_CFD, en prenant en compte la géométrie réelle et les phénomènes physiques prépondérants. La comparaison des prédictions avec les résultats expérimentaux est réalisée afin d'évaluer la capacité du code à prédire l'écoulement à l'aide des modèles de fermeture disponibles. Enfin, plusieurs études de sensibilité sur les modèles de fermeture sont menées pour estimer leur influence sur les résultats des simulations. Un travail important a été effectué pour imposer les mêmes conditions d'entrée que dans les expériences. Des études ont également été conduites sur un injecteur isoléNew generation cryogenic upper-stage rocket engines are planned to be restartable during the orbit mission. The re-ignition of the engine is particularly difficult in space flight conditions. The engine contains a LOX dome fed with liquid oxygen (LOX) supplied by a bushel valve through a pipe. The gas / liquid mixture forming in the dome is injected into the combustion chamber through a number of injectors. Therefore the two-phase flow distribution at injectors outlet carries a real importance in terms of the ignition from the opening to the closing phases of the main valve. These flight conditions are of paramount importance, however, they are truly difficult to reproduce by experimental ground tests. In the framework of these studies, a research program set up by CNES (the French Space Agency) and SAFRAN Snecma, tries to study the LOX dome filling, through experiments and numerical studies. The aim is to identify the phenomena at sake to know the limit conditions at injectors, which will determine the ignition stage in the combustion chamber. Experiments are carried out at LEGI (Geophysical and Industrial Flows Laboratory in Grenoble) with substitution fluids (air and water), without heat and mass transfer on a rocket engine mockup. The work presented here, conducted at IMFT (Fluid Mechanics Institute in Toulouse), intends to reproduce the experimental results using incompressible two-phase flow simulations. The geometry used is representative of the experimental mockup composed of a feeding pipe, a dome, an igniter pipe and injectors. The aim of this study is to demonstrate the feasibility of a 3D unsteady two-phase flow calculation with the industrial code NEPTUNE_CFD, to simulate the LOX dome filling of the rocket engine, by taking into account the real geometry and the preponderant physical phenomena. The comparison of the predictions with the experimental results is carried out in order to estimate the code capability to predict the flow behavior, according to available closure laws. Finally, several sensitivity studies on the closure laws have been conducted to assess their influence on the numerical results. An important work has been carried out to obtain the proper inlet conditions to be imposed in the code in coherence with the experiments. Studies have equally been conducted on an isolated injector
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Gonzalez, Flesca Manuel. "Contributions en simulation, expérimentation et modélisation destinées à l’analyse des instabilités de combustion hautes fréquences des moteurs fusées à ergols liquides." Thesis, Université Paris-Saclay (ComUE), 2016. http://www.theses.fr/2016SACLC088/document.
Анотація:
Cette recherche se focalise sur les problèmes d’instabilités de combustion hautes fréquences dans les moteurs fusées. Ces instabilités sont connues pour avoir des effets néfastes et peuvent, dans certains cas, causer la destruction du système propulsif. Pour éviter l’apparition de ces instabilités, il est important de connaître les mécanismes qui entretiennent ces phénomènes dynamiques et de comprendre le couplage complexe entre l’injection, la combustion et la résonnance acoustique du système. Ce travail comprend trois parties.La première partie traite de la simulation numérique de jets non-réactifs et réactifs soumis à différentes conditions de modulation afin de comprendre les interactions entre les jets, les flammes et leur environnement. Les calculs numériques de jets ronds non-réactifs ainsi que des flammes plus complexes formées par des injecteurs coaxiaux dans des conditions transcritiques ont été effectuées avec des simulations aux grandes échelles (SGE), adaptées aux conditions gaz réels à l’aide du solveur AVBP-RG. Les jets ronds ont été soumis à des fluctuations de vitesse transverse. Il a été trouvé que pour toutes les amplitudes et fréquences de modulation, le jet est déformé et oscille dans la direction transverse. Ce comportement peut être représenté par un modèle. Les flammes coaxiales ont été soumises à une modulation de débit et de pression. La modulation induit des variations du dégagement de chaleur global. Un modèle mathématique reliant les paramètres modulés au dégagement de chaleur est proposé.La seconde partie contient les travaux expérimentaux. Dans ce cadre, un nouveau banc expérimental a été développé pour l’étude de cavités couplées pressurisées (NPCC). Le couplage entre le plénum (ou dôme) et la chambre a été étudié. Un modèle reliant les fluctuations de pression et de vitesse en sortie des injecteurs a été développé et comparés aux données d’essais. Le banc NPCC a aussi été utilisé pour acquérir plus de connaissances sur le niveau d’amortissement. Les coefficients d’amortissement ont été déterminés.La dernière partie de ce document traite du développement d’un modèle ordre réduit qui représente des mécanismes qui entretiennent et amortissent les instabilités de combustion hautes fréquences. Cette description dynamique a été incorporée dans un code de stabilité haute fréquence (STAHF). Ce code a été utilisé pour étudier un moteur à ergols liquides d’une puissance de 87 MW (le banc BKD du DLR en Allemagne) qui présente des instabilités hautes fréquences. Après le recalage de certains paramètres de contrôle, STAHF a été capable de retrouver des résultats obtenus d’essais au DLRThis research concerns some of the issues raised by high frequency combustion instabilities in rocket engines. These instabilities are known to have detrimental effects leading, in some cases, to the destruction of the propulsion system. To avoid the appearance of such instabilities it is important to gain an understanding of the processes driving such dynamical phenomena. One has to consider the complex coupling between injection, combustion and the acoustic resonances of the system. The present work contributes to this objective by developing three items.The first deals with numerical simulations of non-reactive and reactive jets submitted to different modulation conditions to understand the interaction between jets, flames and their environment. Numerical simulations of non-reactive round jets as well as more complex flames formed by coaxial injectors operating under transcritical conditions were carried out using large eddy simulation (LES) adapted to real gas situations by making use of the AVBP-RG flow solver. Round jets were submitted to transverse velocity fluctuations. It has been found that for all amplitudes and frequencies of modulation, the modulated jet is deformed and oscillates. This behavior can be represented by a model. The coaxial flames were submitted to mass flow rate and pressure modulation. For these cases it has been found that the modulation induces variations of the global heat release rate. A mathematical relationship between the modulated parameters and the heat release rate has been proposed.The second item includes experimental investigations. For this purpose a New Pressurized Coupled Cavities (NPCC) laboratory test rig has been developed. The possible coupling between the plenum and the thrust chamber was studied. A model, linking pressure and velocity fluctuations between the plenum and the thrust chamber, has been developed. The laboratory test rig was also used to gather some knowledge on the levels of damping and the damping coefficients could be determined.The last item of this document deals with the development of a reduced order dynamical model which includes some of the driving and damping mechanisms of high frequency combustion instabilities. This dynamical description was implemented in a high frequency stability code (STAHF). This code was used to examine a 87 MW liquid rocket engine (BKD operated at DLR, Germany) exhibiting high frequency oscillations. After the adjustment of some control parameters, STAHF was able to retrieve some the features observed in experiments carried out at DLR
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Dauptain, Antoine. "Allumage des moteurs fusées cryotechniques." Toulouse, INPT, 2006. http://ethesis.inp-toulouse.fr/archive/00000343/.
Анотація:
Les lanceurs spatiaux ont aujourd'hui besoin de moteurs-fusées cryotechniques capables de s'allumer plusieurs fois au cours du même vol. L'allumage étant un mécanisme extrêmement délicat dans les conditions en vol, il est nécessaire de développer et d'utiliser des outils précis et fiables pour aider au développement de cette technologie. Cette thèse développe la simulation des grandes échelles (SGE) pour traiter les écoulements transitoires supersoniques réactifs. Différents aspects sont abordés : cinétique chimique de l'auto-allumage et diffusion différentielle, traitement numérique des écoulements supersoniques, combustion. Des comparaisons avec des données expérimentales sur des configurations académiques permettent de valider les développements réalisés et de comprendre en détail le mécanisme d'auto-allumage. Sur la base de ces résultats, des simulations SGE de configurations industrielles sont maintenant envisageables, afin d'étudier les différents régimes transitoires d'allumageToday, space launchers require cryotechnic rocket engines able to reignite during flight. The ignition phases in flight conditions are particularly critical and the development of restartable engines needs accurate and reliable tools. The present thesis develops a Large Eddy Simulation (LES) for the study of unsteady supersonic reactive flows. Several aspects are treated : chemical kinetics, auto-ignition and differential diffusion, numerical methods suited to supersonic flows and their discontinuities, combustion. Comparisons with experimental data on academic test cases validate the models, and give detailed insights into the auto-ignition process. Based on these achievements, LES of industrial configurations may be now envisaged, allowing the study of unsteady ignition regimes and the optimization of devices
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Canteins, Gabriel. "Etude de la détonation continue rotative - Application à la propulsion." Phd thesis, Université de Poitiers, 2006. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00124803.
Анотація:
Le concept du moteur à détonation continue, ici appliqué à la propulsion spatiale, est basé sur la détonation entretenue dans une chambre annulaire par une arrivée continue de mélange réactif devant elle. Un dispositif expérimental a été conçu pour caractériser ses performances propulsives à pression atmosphérique ou sub-atmosphérique. Des blocages ou tuyères peuvent être adaptés à la section d'éjection du moteur pour en augmenter les performances. L'observation des phénomènes physiques liés à la détonation rotative a nécessité une métrologie et des caméras rapides. Les performances sont évaluées sur la base de mesures de poussée. La température de paroi et les vibrations sont également mesurées.Les observations expérimentales montrent l'existence d'un régime de fronts réactifs continus. Les études paramétriques sur le fonctionnement et la géométrie du moteur mettent en évidence la constance de ce régime de fronts. Leur nombre, constant en phase stationnaire, est généralement compris entre 1 et 8 selon les conditions d'essai, leur célérité évolue peu entre 1000 et 1300 m/s et le rapport de pression à travers les fronts est proche de 2 ou 3. Les caractéristiques de ce régime (pression, célérité) sont nettement inférieures aux propriétés des détonations Chapman – Jouguet principalement car le brassage du mélange frais avec les gaz brûlés dégrade ses propriétés réactives. La faisabilité du moteur à détonation continue a été démontrée mais ses performances devront faire l'objet d'autres études pour en préciser l'intérêt en propulsion.
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Lechner, Valentin. "Experimental study of LOX/CH4 flames in rocket engines." Electronic Thesis or Diss., université Paris-Saclay, 2024. http://www.theses.fr/2024UPAST040.
Анотація:
Utiliser le méthane comme carburant dans les moteurs fusées présente beaucoup d'avantages mais la combustion avec de l'oxygène pur à haute pression reste mal comprise. D'un point de vue thermodynamique, le méthane et l'oxygène partagent des valeurs de point critique très similaires, ce qui rend difficile la prédiction du mélange des ergols, l'accrochage, la stabilité et la structure de la flamme. De plus, quand le méthane est injecté en excès, des aérosols peuvent être produits, pouvant obstruer les lignes, endommager la turbine et réduire le rendement.Une mise à jour approfondie des connaissances sur la combustion LOX/CH4 est donc nécessaire. Ce défi est relevé au sein du consortium composé du laboratoire EM2C, de l'ONERA, du CNES et d'ArianeGroup. Deux campagnes d'essais sont menées sur le banc MASCOTTE de l'ONERA visant à étudier trois sujets centraux : la structure de la flamme, les transferts thermiques aux parois et la production d'aérosols. Dans ce but, divers diagnostics expérimentaux sont mis en œuvre simultanément pendant des essais à feu à haute pression.Différents diagnostics d'imagerie sont mis en place pour analyser la structure de la flamme et des jets liquides. Malgré les difficultés d'acquisition rencontrées dans ces conditions extrêmes, les analyses révèlent une structure de flamme complexe. En régime subcritique, les mécanismes d'atomisation et d'évaporation dominent. La flamme est alors bien plus ouverte et plus longue qu'à de plus hautes pressions, où les mécanismes de mélange diffusifs prévalent. Caractériser l'accrochage de la flamme reste un défi. En effet, un anneau de glace, probablement d'eau, entoure et masque le pied de la flamme. Des mécanismes de formation sont proposés et un cycle temporel de croissance/destruction est mis en avant. Sa présence affecte fortement la visualisation de la flamme, et peut conduire à des interprétations erronées de sa topologie.Pour la première fois à MASCOTTE, la phosphorescence induite par laser (LIP) est mise en place. Diverses méthodes LIP existent mais ne sont pas bien adaptées aux conditions de MASCOTTE : large gamme de températures, transitoires thermiques et environnement diphasique. C'est pourquoi une méthode spécifique a été mise au point (Full Spectrum Fitting method). Elle exploite la dépendance spectrale à la température, permettant des mesures instantanées de 100 à 900 K avec une précision de 17 K, sans dépendance à l'énergie d'excitation laser. Une analyse détaillée des données met en évidence les modes de transfert de chaleur prédominants, étudie l'influence des points de fonctionnement et compare les données expérimentales avec un modèle de transferts thermiques de paroi, particulièrement bien adapté pour déduire les caractéristiques convectives de l'écoulement à la paroi.Différents diagnostics sont mis en œuvre pour caractériser les aérosols. Une sonde intrusive prélève les particules et les gaz brûlés en aval de la flamme. Les particules sont prélevées sur des grilles adaptées à des analyses par microscopie électronique à transmission (TEM). Les images détaillées de leurs morphologies révèlent qu'il s'agit de suies. Les gaz sont analysés par chromatographie en phase gazeuse. Ceci permet d'identifier des molécules précurseurs des suies comme le benzène et l'acétylène. Les suies sont quantifiées temporellement par extinction laser. Des post-traitements dédiés sont développés et diverses hypothèses sont discutées pour expliquer les variations spatiales de production de suiesUsing methane as a fuel in rocket engines would have many advantages but the combustion with pure oxygen at high pressure remains poorly understood. From a thermodynamic point of view, methane and oxygen share very similar critical point values, making it challenging to predict propellant mixing, flame anchoring, stability and structure. Moreover, when methane is injected in excess, aerosols can be produced, which can clog the lines, damage the turbine, and reduce the efficiency.Therefore, a thorough update of the knowledge of LOX/CH4 combustion is necessary. These challenges are tackled within the consortium composed of EM2C laboratory, ONERA, CNES, and ArianeGroup. Two test campaigns are carried out at the MASCOTTE facility from ONERA, aiming to study three central topics: the flame structure, wall heat transfers, and aerosol production. To this end, various experimental diagnostics are implemented simultaneously during high-pressure hot-fire tests.Various imaging diagnostics are implemented to analyze the flame structure and the dense liquid jets. Despite the acquisition difficulties encountered in these extreme conditions, the analyses reveal a complex flame structure. In the subcritical regime, atomization and evaporation mechanisms dominate. The flame is much more opened and longer than at higher pressures, where diffusive mixing mechanisms prevail. Characterizing flame anchoring remains a challenge. A water ice ring surrounding, and masking, the flame foot has been identified. Formation mechanisms are proposed, and a growth/destruction temporal cycle is highlighted. Its presence strongly affects flame visualizations, and may lead to misinterpretations of its topology.Laser-induced phosphorescence (LIP) is implemented for the first time at MASCOTTE. Various LIP methods exist, but they are not well suited to the MASCOTTE conditions: wide temperature range, thermal transients, and two-phase flow environment favoring laser absorption/diffusion. Therefore, a specific method, the Full Spectrum Fitting method (FSF method), has been developed. It exploits the spectral dependence on temperature, enabling instantaneous measurements from 100 to 900 K with a precision of 17 K, with no dependence on the laser excitation energy. A detailed data analysis highlights the predominant wall heat transfer modes, studies the influence of the operating points, and compares the experimental data with a wall heat transfer model, which is particularly well suited for deducing the convective properties of the flow.Three diagnostics are used to characterize aerosols. An intrusive probe samples particles and burnt gases downstream of the flame. The particles are sampled on TEM grids and analyzed by Transmission Electron Microscopy. Detailed images of the aerosol morphology reveal that the particles are soot. Combustion products are analyzed by gas chromatography. This makes it possible to identify soot precursor molecules such as benzene and acetylene. Soot are quantified temporally by laser extinction. A dedicated post-processing method is developed and various hypotheses are discussed to explain the spatial variations of the soot production downstream of the flame
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Douasbin, Quentin. "Acoustic waves in combustion devices : interactions with flames and boundary conditions." Phd thesis, Toulouse, INPT, 2018. http://oatao.univ-toulouse.fr/20204/7/douasbin_quentin.pdf.
Анотація:
Combustion devices are prone to combustion instabilities. They arise from a constructive coupling between the unsteady heat release rate of the flame and the resonant acoustic modes of the entire system. The occurence of such instabilities can pose a threat to both performance and integrity of combustion systems. Although these phenomena have been known for more than a century, avoiding their appearance in industrial engines is still challenging. The objective of this thesis is threefold: (1) study the dynamics of the resonant acoustic modes, (2) investigate the flame response of a liquid rocket engine under unstable conditions using Large Eddy Simulation(LES) and (3) derive, use and study Time Domain Impedance Boundary Conditions (TDIBCs), i.e. boundary conditions modeling complex acoustic impedances.
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Pérez, Roca Sergio. "Model-based robust transient control of reusable liquid-propellant rocket engines." Thesis, université Paris-Saclay, 2020. http://www.theses.fr/2020UPASS017.
Анотація:
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'essaiThe 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
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Messineo, Jérôme. "Modélisation des instabilités hydrodynamiques dans les moteurs-fusées hybrides." Thesis, Toulouse, ISAE, 2016. http://www.theses.fr/2016ESAE0025/document.
Анотація:
Les moteurs-fusées hybrides combinent les technologies des deux autres catégories de moteurs à propulsionchimique, et associent un combustible et un oxydant stockés respectivement sous phase solide et liquide.Cette architecture offre un certain nombre d’avantages, comme par exemple des coûts plus faibleset une architecture simplifiée par rapport à la propulsion bi-liquide; la possibilité de réaliser de multiplesextinctions et ré-allumages et une bonne impulsion spécifique théorique par rapport à la propulsion solide,et enfin une sécurité de mise en œuvre accrue et un impact environnemental faible vis-à-vis de ces deuxautres modes de propulsion. Comme toutes les chambres de combustion, celles des moteurs hybrides peuvent subir des oscillations de pression sous certaines conditions de fonctionnement. Ces instabilités se traduisent par des fluctuationsde poussée qui peuvent dégrader la structure d’un lanceur ou d’un satellite. Des phénomènes diverspeuvent être à l’origine des fluctuations de pression observées dans les moteurs hybrides.L’objectif de la thèse est de proposer une modélisation des instabilités d’origine hydrodynamique quiapparaissent dans les moteurs hybrides. Une exploitation nouvelle de la base de données disponible àl’ONERA a servi de support pour la modélisation, ainsi que des simulations numériques instationnaires 2Det 3D réalisées à l’aide du code CFD CEDRE. Les instabilités sont provoquées par la formation périodiquede structures tourbillonnaires dans la chambre de combustion, qui génèrent des fluctuations de pressionlors de leur passage dans le col de la tuyère. L’originalité du modèle, basé sur la théorie classique degénération tourbillonnaire dans une cavité, consiste à prendre en compte les variations géométriques dela chambre de combustion au cours des tirs. Ces variations ont un effet sur la vitesse de l’écoulement, surla zone de recirculation dans la post-chambre, ainsi que sur les tourbillons eux-mêmes. Enfin, plusieursnouveaux essais du moteur hybride HYCOM ont été effectués et confrontés au modèle développé dans lecadre de la thèseHybrid rocket motors combine solid and bi-liquid chemical propulsion technologies and associate asolid fuel and a liquid oxidizer in its classical configuration. This architecture offers several advantagesover liquid propulsion such as lower costs and a simplified architecture. The possibility of performingmultiple extinctions and re-ignitions and a good theoretical specific impulse is also an improvement inregard to solid propulsion. Hybrid engines also have improved safety and a lower environmental impactthan other chemical propulsion systems. As in all combustion chambers, hybrid engines suffer from pressure oscillations under specific operating conditions. These instabilities provoke thrust fluctuations that can damage the launcher and payloads.Various phenomena can induce the pressure oscillations observed in hybrid rocket engines.The objective of this thesis is to propose a model of hydrodynamics instabilities that appear in hybridengines. A new exploitation of the database available at ONERA, and unsteady 2D and 3D numericalsimulations were used for the modeling. The instabilities are provoked by the periodic formation ofvortices in the combustion chamber that generate pressure fluctuations when passing through the nozzlethroat. The originality of the model, which is based on the classical theory of vortices generation ina cavity, consists in taking into account the geometrical variations of the combustion chamber duringoperation. These variations have an effect on the flow velocity, on the recirculation area in the postchamberand on the vortices. Finally, several new firing tests of the hybrid engine HYCOM have beenperformed and compared to the model developed in this thesis
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Lacaze, Guilhem. "Simulation aux Grandes Echelles de l'allumage de moteurs fusées cryotechniques." Phd thesis, Institut National Polytechnique de Toulouse - INPT, 2009. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00429666.
Анотація:
L'allumage d'un moteur fusée cryotechnique (carburants liquides) est une phase critique. La moindre anomalie dans la procédure d'allumage peut conduire à la destruction du lanceur. L'objectif de cette thèse est de développer une méthodologie s'appuyant sur la simulation aux grandes échelles (LES) pour étudier les phénomènes physiques impliqués dans un tel allumage. L'intérêt de la méthode LES est de pouvoir capturer les couplages instationnaires entre la turbulence, les processus diphasiques et la cinétique chimique. L'outil numérique est tout d'abord validé sur des cas académiques et expérimentaux, puis appliqué à un moteur fusée réel. Une approche graduelle est employée : les différents cas de validation présentent une complexité croissante, permettant d'isoler les processus physiques principaux. Ce travail de recherche montre que l'approche de la simulation aux grandes échelles, dans un contexte de calcul massivement parallèle, peut être utilisée pour étudier la séquence complète d'allumage dans un moteur fusée réel.
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Guven, Umut. "Simulation haute-fidélité de la combustion pour les moteurs-fusées." Thesis, Normandie, 2018. http://www.theses.fr/2018NORMIR30/document.
Анотація:
L’allumage est un point essentiel dans le dimensionnement des moteurs-fusées, et il nécessite de prendre en compte plusieurs phénomènes physiques très distincts qui sont autant de challenges numériques. Le premier point abordé pendant cette thèse est la modélisation et la simulation par Simulation aux Grandes Échelles d’un allumeur de type VINCI. Des gaz chauds, riches en oxygène, sont délivrés de façon supersonique dans une chambre remplie d’hydrogène faisant apparaître un jet fortement sous-détendu et de multiples interactions choc/choc ou choc/flamme. Les premiers instants du processus d’allumage sont ici détaillés. Le second point abordé est la modélisation et la simulation numérique de la combustion H2/O2 à haute pression. En particulier, les effets d’une diffusion non-idéale sont étudiés dans le cas de flammes de prémélange 1D et sur la configuration 2D de type ‘splitter plate’. Un impact de la modélisation sur les espèces produites et le champ de température est ici mis en lumièreIgnition is a key point in the design of liquid rocket engine (LRE), and it requires to take into account several distinct physical phenomena that constitute numerical challenges. The first point addressed during this thesis is the modeling and simulation using Large Eddy Simulation of a LRE igniter in a configuration close to VINCI rocket engine. The hot gases from the igniter, rich in oxygen, are delivered at supersonic speeds in a chamber filled with hydrogen. Such configuration creates under-expanded jets with multiple shock/shock or shock/flame interactions. A focus is done on the ignition process. The second point addressed is the modeling and simulation of high pressure H2/O2 combustion which occurs. In particular, the effects of non-ideal diffusion are studied through a 1D premixed flames and a 2D splitter plate configuration. An impact of modeling on the species produced and the temperature field is highlighted
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Fichot, Florian. "Modélisation de l'allumage d'une flamme de diffusion turbulente : application aux moteurs-fusées cryotechniques." Châtenay-Malabry, Ecole centrale de Paris, 1994. http://www.theses.fr/1994ECAP0349.
Анотація:
Cette thèse porte sur la modélisation et la simulation numérique de l'allumage d'une flamme de diffusion turbulente. Les applications à l'allumage des moteurs-fusées cryotechniques sont plus particulièrement considérées. Le montage expérimental servant aux validations simule un fond de chambre du moteur Vulcain avec trois injecteurs coaxiaux. On présente les principaux résultats concernant l'allumage obtenus sur celui-ci, en particulier des séquences d'allumage obtenues par imagerie d'émission OH, ainsi que diverses mesures expérimentales qui ont servi de support et de fil directeur à la modélisation. L'allumage étant obtenu par une bougie, on ne se préoccupe pas de la phase qui précède l'apparition du front de flamme initial. On s'intéresse plus spécifiquement à la propagation du front de flamme à travers un milieu hétérogène ou des flammes de diffusion et de prémélange peuvent coexister. On s'intéresse également à la stabilisation de la flamme de diffusion. Apres un bref rappel des équations classiques de l'aérothermochimie, on présente les différents régimes de combustion turbulente. Parmi ceux-ci, le régime des flammes plissées ou flammelettes est celui auquel on s'intéresse dans toute cette thèse. Les modèles développés ici reposent sur une équation de transport pour la densité de surface de flamme. Bien qu'on puisse établir une forme exacte de cette équation pour une surface matérielle, plusieurs termes nécessitent une fermeture lorsque l'on considère une flamme et que l'on doit moyenner l'équation. Chacun de ces termes est explicité et éventuellement modélisé. La modélisation des flammes de diffusion turbulentes est ensuite traitée. Une étude dans une configuration très simple permet d'estimer l'influence des principaux paramètres du modèle. On montre également les améliorations apportées, en particulier la prise en compte d'un étirement efficace agissant sur les flammelettes. Des comparaisons avec des mesures de densité de surface de flamme sont faites. Pour les flammes de prémélange, une étude assez détaillée de la capacité du modèle à représenter la propagation d'une flamme turbulente est faite. Elle est accompagnée d'une étude paramétrique et de comparaisons avec les modèles existant déjà. Des améliorations sont envisagées. Des modèles permettant de prendre en compte la présence simultanée de flammes de prémélange et de diffusion sont ensuite présentés. Des tests et validations numériques sont faits pour les différents modèles. Des calculs complets d'allumage sont présentés et comparés avec les images expérimentales. La comparaison est très satisfaisante. Enfin, pour se rapprocher des conditions de fonctionnement d'un moteur fusée cryotechnique, la présence d'une phase liquide, sous forme de gouttes, est abordée. Pour cela on étudie deux problèmes simples: la combustion de gouttes dans un tourbillon et l'évaporation de gouttes dans une zone de mélange. Les modèles développés permettent de rendre compte de la complexité accrue qu'implique la présence des gouttes
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Cheuret, François. "Instabilités thermo-acoustiques de combustion haute-fréquence dans les moteurs fusées." Phd thesis, Université de Provence - Aix-Marseille I, 2005. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00011656.
Анотація:
Les moteurs fusées sont des milieux confinés où la combustion a lieu dans des conditions extrêmes. Des instabilités de combustion peuvent se déclencher à haute-fréquence ; elles sont liées aux modes acoustiques de la chambre de combustion. Une chambre de recherche commune, CRC, permet d'étudier la réponse d'une flamme diphasique et turbulente aux oscillations acoustiques de faibles ou fortes amplitudes. La chambre est caractérisée à froid pour obtenir, notamment, le coefficient d'amortissement relatif des oscillations acoustiques. La structure et la fréquence des modes sont déterminées dans le cas où la chambre est couplée avec une cavité latérale. L'utilisation d'un canon à poudre, lors de l'étude de la réponse une excitation acoustique forcée de forte amplitude, nous a dirigés vers des flammes plus courtes. Les injecteurs ont été modifiés pour mener l'étude du niveau du bruit de combustion en fonction des conditions d'injection. La vitesse du gaz détermine si les flammes sont accrochées ou décrochées. Le niveau de bruit des flammes décrochées est plus élevé. Celui des flammes accrochées est proportionnel au nombre de Weber. Les flammes courtes, de longueur inférieure au rayon de la CRC, condition nécessaire pour obtenir un couplage efficace, sont les plus sensibles aux perturbations acoustiques. L'utilisation d'une roue dentée différentes positions dans la chambre a permis d'obtenir des renseignements sur l'origine du couplage thermo-acoustique dans la CRC, objectif principal de cette thèse. La flamme est sensible aux oscillations acoustiques de pression, avec un temps de réponse qui est quasi-nul. Ces observations suggèrent que dans les conditions de la CRC, nous observons essentiellement la réponse de la cinétique chimique aux oscillations de pression.
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Méry, Yoann. "Mécanismes d'instabilités de combustion haute-fréquence et application aux moteurs-fusées." Thesis, Châtenay-Malabry, Ecole centrale de Paris, 2010. http://www.theses.fr/2010ECAP0012.
Анотація:
Cette thèse présente une étude des instabilités haute-fréquence dans les moteurs-fusées. Ce phénomène, qui a posé de nombreux problèmes dans les programmes de développement de moteur, est abordé de trois façons complémentaires : expérimentalement, théoriquement et numériquement. Premièrement, des expériences sont menées afin d’identifier les principaux processus et d’apporter les mécanismes ayant lieu lorsque le moteur devient instable. Pour parvenir à ce stade, un nouveau modulateur (VHAM), capable de créer des ondes acoustiques représentatives de ce qui se produit dans un moteur réel, est conçu et caractérisé. La deuxième partie concerne l’analyse théorique. Deux modèles (FAME, SDM) sont développés en suivant les principales conclusions de la campagne expérimentale : les oscillations de dégagement de chaleur sont dues au mouvement transverse des flammes, et le phénomène est déclenché lorsque des gouttelettes deviennent suffisamment petites pour être convectées par le champ acoustique. En utilisant ces modèles comme base de référence, un code numérique (STAHF) est présenté. Son but est de rendre compte des mécanismes déjà identifiés pour un coût de calcul faible. Il est ensuite montré qu’il peut être utilisé pour étudier des moteurs-fusées grandeur nature. La LES compressible est choisie pour étudier l’interaction entre l’acoustique et la combustion numériquement. Un nouveau modèle de combustion pour flammes non-prémélangées basé sur une hypothèse de chimie infiniment rapide est présenté et validé sur une flamme bien documentée (H3). Il est ensuite utilisé pour étudier l’interaction entre une onde acoustique transverse et la flamme H3. Une comparaison entre le terme source de Rayleigh calculé à partir de la simulation et celui prédit par le modèle théorique FAME est finalement menéeThis thesis presents a study of high frequency instabilities in rocket engines. This issue, which has plagued many engine development programs, is approached by three complementary viewpoints: experimental, theoretical, and numerical. First, experiments are carried out to identify the main processes involved and bring forth mechanisms taking place when an engine becomes unstable. To achieve this stage, a new modulator (the VHAM), capable of creating acoustic waves representative of what occurs in an actual engine, is designed and characterized. The second part of this thesis concern theoretical analysis. Two models are developed following the main conclusions of the experimental campaign: heat release oscillations are due to the transverse flames’ motion, and the phenomenon is triggered when droplets become small enough to be convected by the acoustic field. Using these models as a baseline, a numerical code (STAHF) is presented. Its purpose is to account for mechanisms identified previously for little computational cost. This code is validated on particularly responding situations observed during experiments. It is then shown that it can be used to study real scale rocket engines. The third point of view adopted to address the problem is numerical simulation. Full compressible LES is chosen to study the interaction between acoustics and combustion. A new combustion model for non-premixed flames with infinitely fast chemistry is presented and validated on a well documented flame (H3). It is then used to study the interaction between a transverse acoustic wave and the H3 flame. A comparison between the Rayleigh source term computed from the simulation and the one predicted by the theoretical model FAME is conducted eventually
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Torres, Yohann. "Transferts énergétiques dans les canaux de refroidissement courbes de moteurs fusées." Valenciennes, 2008. http://ged.univ-valenciennes.fr/nuxeo/site/esupversions/a9497a55-9e08-4b37-b37b-844deb1601a6.
Анотація:
Les matériaux de la chambre de combustion des moteurs fusées doivent supporter d´extrêmes contraintes mécaniques et thermiques de par les gradients considérables de pression et de température. L´optimisation des systèmes de refroidissement se révèle donc être un élément majeur lors du design des chambres de combustion. Concernant le système de refroidissement convectif dit « régénératif », les ergols circulent dans les canaux de refroidissement, qui sont usinés le long de la chambre de combustion. Les canaux doivent épouser le profil de la tuyère et ne sont donc pas rectilignes. Cela crée des écoulements secondaires dus aux forces centrifuges, les tourbillons de Dean. Ces écoulements secondaires viennent modifier l´écoulement principal et les transferts de chaleur des canaux de refroidissement. Le projet expérimental EH3C (Electrical Heated Curved Cooling Channels) a été soutenu par l´institut allemand de propulsion spatiale DLR, dans le cadre de cette thèse. Deux prototypes expérimentaux ont été conçus, fabriqués et testés, reproduisant les canaux de refroidissement d´un moteur fusée dans lesquels circulent des ergols (hydrogène et méthane). Le premier prototype est un canal droit à haut facteur de forme, alors que le second reprend la même géométrie mais présente une courbure. Ces deux prototypes ont été testés au DLR dans des conditions expérimentales similaires avec pour objectif de mettre en valeur le rôle de la courbure sur le transfert de chaleur et les pertes de charges. Des simulations numériques ont aussi été réalisées pour modéliser ces expériencesThe materials of the combustion chamber wall of rocket engines have to withstand extreme thermal and mechanical loadings, which are managed by efficient cooling. For an optimal design of the cooling system, with minimal hydrodynamic losses, a precise knowledge of the heat transfer is required. The combustion chamber profile imposes some curvatures to the cooling channel, because they follow the nozzle profile of the combustion chamber. These curvatures create dynamical secondary flows inside the channel and bring heat flux modifications through the chamber walls. The experimental project EH3C (Electrical Heated Curved Cooling Channels) has been supported by the german space propulsion center (DLR) in the frame of this PhD. Two test specimens have been designed, manufactured and tested. The first specimen is a single straight cooling channel, presenting a high aspect ratio and the second one is curved, in order to enlighten the curvature effects on the heat transfer and the pressure losses. Numerical simulations have been provided to model the experiments
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Dabireau, François. "Étude des transferts de chaleur aux parois dans les moteurs-fusées." Toulouse, INPT, 2002. http://www.theses.fr/2002INPT041H.
Анотація:
Les conditions extrêmes de pression et de température qui règnent dans la chambre des moteurs-fusées imposent de prédire de manière sûre les flux de chaleur, en moyenne pour l'élaboration du cycle de fonctionnement mais aussi localement au cours du temps pour l'évaluation de la durée de vie de la chambre de combustion. Dans cette étude on utilise des codes de calcul pour estimer les flux pariétaux. Pour une meilleure évaluation des flux moyens en code RANS (équations de Navier-Stokes moyennées) on développe des lois de paroi prenant en compte la forte compressibilité du fluide et le fort gradient de température normal à la paroi. La validité de ces modèles est éprouvée par des tests « a priori », puis dans plusieurs configurations académiques ou industrielles. L'erreur commise sur le flux au col d'une tuyère passe d'environ 50% avec une loi log, à 15% avec les modèles développés. Quant au flux de chaleur maximum il est attribué à l'interaction flamme H2/O2-paroi pour laquelle plusieurs configurations génériques sont calculées avec des codes de Simulation Numérique Directe. Les mécanismes d'interaction sont détaillés sur des cas mono- puis bidimensionnels. On montre qu'à condition de disposer d'une thermochimie ajustée, des études en chimie simple sont tout à fait pertinentes puisque le problème est thermiquement contrôlé. L'influence de la pression sur la flamme s'avère différente en prémélange et en diffusion. Du point de vue thermique c'est la distance entre la flamme et la paroi qui pilote le flux maximal. On établit finalement que la paroi peut être soumise à des flux instantanés localement très élevés. Dans certaines configurations on peut également s'attendre à ce que l'interaction s'installe sur la duréeThe extreme conditions for pressure and temperature in rocket-engines impose to carefully predict heat fluxes, both mean (for engine cycle determination) and instantaneous (for lifetime of the combustion chamber). In the present study these fluxes are estimated with numerical computations. For a better evaluation of the mean fluxes with RANS codes laws of the wall are developed to take into account the high compressibility of the fluid and the high wall temperature gradient. These models are evaluated with « a priori » tests, and on several academic and industrial configurations. The percentage of error on the nozzle heat flux calculation is of about 50% for a log law and of 15% for the models developed here. The maximum wall heat flux is due to H2/02 flame/wall interaction. Several configurations of interaction are computed using Direct Simulation codes. One and two dimensional mecanisms are investigated. It is shown that, when the chemistry is adapted, simple chemistry studies are adequate because the problem is thermically controlled. The impact of the pressure on the flame structure is quite different in premixed or diffusion combustion. The flame-wall distance is the leading parameter for maximum wall heat flux. Finally the wall can be locally submitted to very high fluxes. Under certain conditions the interaction may become quasi-steady with a stabilised non-zero wall heat flux
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Rocchi, Jean-Philippe. "Simulations aux grandes échelles de la phase d'allumage dans un moteur fusée cryotechnique." Phd thesis, Toulouse, INPT, 2014. http://oatao.univ-toulouse.fr/14667/1/rocchi.pdf.
Анотація:
À ses débuts, la conquête spatiale a pu bénéficier des rivalités politiques de la Guerre Froide pour se développer rapidement sans réellement se soucier des efforts économiques à fournir. Aujourd’hui, de nombreux pays subissent le revers de la médaille de cette course effrénée : pour maintenir une flotte de lanceurs viable économiquement, les différentes agences spatiales doivent faire face à un dilemme opposant la minimisation des coûts de lancement à la maximisation de leur fiabilité. Dans cette logique d’optimisation, les industriels présents dans ce processus de réflexion se tournent vers la simulation numérique pour tenter d’améliorer leurs connaissances des technologies existantes, en particulier sur les zones d’ombres inaccessibles aux mesures expérimentales. Dans la lignée de plusieurs études théoriques et expérimentales, ces travaux visent à apporter un éclairage nouveau sur les phénomènes se produisant lors de l’allumage d’un moteur fusée cryotechnique. Ces recherches se tournent dans un premier temps vers l’amélioration de la modélisation de la flamme H2/O2. La validation d’une cinétique chimique réduite initialement destinée à la combustion H2/Air permet de justifier son utilisation lors de l’allumage. Puis, le développement d’un modèle de combustion turbulente pour le régime de flamme de diffusion est mené dans le but de palier aux limitations du modèle de flamme épaissie. Enfin, une analyse du cas où les régimes prémélangés et non-prémélangés sont présents tous les deux permet d’étudier un moyen simple de les distinguer même dans le cas où ils sont très proches. Dans un second temps, ces travaux se tournent vers l’étude de l’allumage dans un moteur fusée cryotechnique. Après avoir analysé de manière globale le calcul d’une séquence simplifiée, deux études plus approfondies sont menées pour investiguer, d’une part, les différents régimes de combustion, et d’autre part, les différents modes de propagation de la flamme propres à cette configuration.
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SALINAS, VAZQUEZ MARTIN. "Simulation des grandes échelles d'écoulements dans les canaux de refroidissement de moteur fusée." Grenoble INPG, 1999. http://www.theses.fr/1999INPG0185.
Анотація:
On presente des resultats de simulation des grandes echelles appliquee aux ecoulements turbulents compressibles sur une paroi chauffee. On se concentre principalement sur les ecoulements dans les conduits de section carree ou rectangulaire. On considere successivement le cas ou les quatre parois du conduit sont a la meme temperature et le cas ou une temperature plus elevee est imposee sur l'une des parois. De facon a pouvoir simuler ces ecoulements en conduit avec fort flux de chaleur, le travail a tout d'abord consiste en le developpement d'un code de calcul simulant les equations de navier-stokes compressibles tridimensionnelles base sur des coordonnees curvilignes dans les trois directions d'espace. Une des caracteristiques de l'ecoulement moyen dans les conduits carres ou rectangulaires est l'apparition de flux secondaire correspondant a une vitesse moyenne transverse a l'ecoulement de base. Meme si l'intensite de ces flux reste faible, ces derniers jouent un role primordial dans la dynamique de l'ecoulement. On observe egalement sur les contraintes de reynolds une dissymetrie sur les contraintes normales et la generation de contraintes tangentielles secondaires. L'imposition du chauffage a une forte influence sur les mecanismes d'ejections a partir de la paroi chauffee. De forts flux secondaires sont associes a un transport de fluide froid du centre du canal vers la paroi chauffee qui, par des mecanismes d'expansion, implique une intensification des ejections qui se concentrent au voisinage du plan median de la paroi chauffee. Les ejections sont associees a la formation de point d'inflexion generalise qui par instabilite donne naissance a des tourbillons en epingle a cheveux sont etires par l'ecoulement moyen et qui sont concentres autour du plan median. L'ejection transporte du fluide chaud vers le centre du conduit, tandis que les flux secondaires injectent eux, vers la paroi chaude, du fluide froid provenant de la partie centrale du conduit. L'interaction entre ces gaz a differentes temperatures est a l'origine d'importants phenomenes de transfert de chaleur. Finalement, on a fait une simulation des grandes echelles d'un conduit carre dans lequel l'ecoulement se developpe spatialement. La condition d'entree est generee par un calcul temporel, qui presente l'avantage d'une entree realiste possible avec des structures turbulentes developpees. Meme s'il existe encore certains problemes de conditions de frontiere, ce type de calculs nous a permis d'observer l'effet sur la turbulence d'un flux de chaleur qui est allume dans un endroit donne.
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Dupays, Joël. "Contribution à l'étude du rôle de la phase condensée dans la stabilité d'un propulseur à propergol solide pour lanceur spatial." Toulouse, INPT, 1996. http://www.theses.fr/1996INPT063H.
Анотація:
La phase condensee presente dans les produits de combustion a une influence sur la stabilite de fonctionnement d'un moteur a propergol solide. Comme dans un propulseur segmente, les instabilites resultent davantage d'un couplage des champs aerodynamique et acoustique que de la combustion proprement dite, seule une simulation numerique de l'ecoulement a l'interieur de la chambre semble permettre de decrire le comportement du moteur. L'approche retenue est basee sur une description eulerienne de chacune des phases avec traitement des interactions mutuelles. Celles-ci comprennent les forces de trainee, de portance et de volume ainsi que le transfert de chaleur par convection. L'architecture du code repose sur un concept modulaire. Le solveur de la phase dispersee ainsi que le module de couplage ont ete construits autour d'un code monophasique de l'onera. Afin de valider l'ensemble, deux campagnes d'essais ont ete realisees au moyen d'un petit propulseur concu specialement pour generer des instabilites par detachements tourbillonnaires et fonctionnant avec divers propergols charges ou non de particules calibrees. Les comparaisons simulations-experiences ont souligne la pertinence de l'approche numerique retenue. La frequence du detachement tourbillonnaire est bien retrouvee. Les niveaux des oscillations restent en revanche dependants de parametres numeriques tels que le maillage ou le schema de viscosite artificielle
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Richecœur, Franck. "Expérimentations et simulations numériques des interactions entre modes acoustiques transverses et flammes cryotechniques." Châtenay-Malabry, Ecole Centrale de Paris, 2006. http://www.theses.fr/2006ECAP1023.
Анотація:
L'objectif général de cette recherche est de contribuer à la compréhension des mécanismes fondamentaux conduisant à des instabilités de combustion dans les moteurs fusées à propulsion liquides. Le processus implique un couplage fort entre la combustion et les modes acoustiques transverses de la chambre. Le problème est analysé au moyen d'une combinaison d'outils expérimentaux, numériques et de modélisation. Les expériences sont réalisées sur une chambre équipée de plusieurs injecteurs coaxiaux placés en ligne et alimentés en oxygène liquide et méthane gazeux. On recrée ainsi au moins partiellement les conditions qui prévalent dans les moteurs fusées. Le système a été conçu pour permettre une nette séparation entre les fréquences des modes longitudinaux et transverses. Le foyer est équipé de hublots donnant un accès optique à la zone de flamme et de capteurs de pression détectant les fluctuations de cette variable dans la chambre et dans le circuit d'alimentation en ergols. Un modulateur comportant une roue dentée tournant à grande vitesse et bloquant de façon périodique une tuyère auxiliaire permet d'injecter des perturbations acoustiques dans le système. Des méthodes d'imagerie numérique sont utilisées pour examiner la dynamique des flammes. Des essais systèmatiques ont été réalisés à basse (0. 9 MPa), moyenne (3 MPa) et haute pression (6 MPa) pour déterminer les conditions dans lesquelles la flamme est la plus sensible aux modulations acoustiques transverses. Un niveau de réponse remarquable a été observé dans les expériences à basse pression. Le niveau d'oscillation était dans ce cas de 8\% de la pression moyenne. La flamme est fortement modifiée lorsque le couplage est réalisé avec le premier mode acoustique transverse, son taux d'expansion est augmenté et la luminosité s'accroît sensiblement. La vitesse de convection des structures émissives observées par caméra rapide montre une réduction assez surprenante. Les relations de phase établies entre les preturbations de pression et de dégagement de chaleur dans la chambre montrent que ces deux quantités sont caractérisées par des distributions spatiales assez semblables. Les essais à pression intermédiaire réalisés avec un nouveau dispositif comportant 5 injecteurs induisant un dégagement de chaleur plus important montrent que la résonance est moins marquée, un phénomène qui est lié à un niveau de fluctuations de température plus élévé dans les nouvelles conditions de ces essais. Des expériences sont menées à froid par injection d'oxygène liquide et d'azote gazeux pour examiner le mouvement induit par une excitation acoustique transverse. Ces expériences sont complétées par des calculs numériques réalisés dans le cadre des simulations aux grandes échelles (SGE). Ces méthodes sont utilisées pour analyser le mouvement de jets coaxiaux en présence d'une modulation acoustique transverse imposée dans le domaine de calcul. L'oscillation induit un mouvement collectif et le mélange est intensifié. Un modèle est développé pour le taux de réaction filtré permettant une description des flammes non prémélangées contrôlant la combustion cryotechnique. Des calculs initiaux sont effectués dans une configuration réaliste d'injecteurs multiples, alimentés en ergols gazeux. Deux problèmes sont envisagés au niveau de la modélisation. Le premier traite de la relation entre les fluctuations de dégagement de chaleur et les perturbations de vitesse transverses. Une expression est proposée qui dépend de ces perturbations et du signe du gradient de vitesse transverse. Les conséquences de ce modèle sont examinées et il est notamment montré que l'on peut retrouver la structure du dégagement de chaleur observée dans des travaux antérieurs. Le second modèle traite de l'influence de fluctuations de température sur les caractéristiques de résonance d'un système. La simulation directe et une analyse fondée sur la méthode des moyennes indique que l'amplitude de la résonance et la finesse de la réponse sont diminuées en présence de fluctuations, un phénomène qui semble avoir été négligé mais qui peut avoir des conséquences pratiques. Les connaissances acquises dans ces études peuvent servir de guide à des développements de méthodes de calcul destinées à prévoir les instabilités. Elles peuvent aussi servir à développer des méthodes de conception permettant d'éviter le phénomèneThe general objective of this research is to contribute to the understanding of fundamental mechanisms leading to high frequency instabilities in liquid rocket engines. The process involves a tight coupling between combustion and transverse acoustic modes of the thrust chamber. This problem is investigated with a combination of experimental, numerical and modeling tools. Experiments are carried out on a model scale combustor comprising multiple coaxial injection units placed in a row and fed with liquid oxygen and gaseous methane. This experiment recreates some of the conditions prevailing in liquid rocket engines. The combustor was designed to allow a clear separation between the longitudinal and tranverse resonant modes. It is equipped with large windows providing optical access to the flames and with pressure transducers detecting fluctuations of this quantity in the chamber and in the propellant injection manifold. A toothed wheel modulator is used to periodically block an auxiliary nozzle and inject acoustic perturbations in the system. Digital imaging techniques are used to examine the flame dynamics. Systematic hot fire tests have been carried out at low (0. 9 MPa), intermediate (3 MPa) and high pressure (6 MPa) to determine conditions where the flame is the most receptive to transverse acoustic modulations. A remarkable level of response was observed in the low pressure experiments. The level of oscillation was in that case around 8 % of the mean pressure. The flame is strongly modified when the coupling takes place with the first transverse mode of the cavity, its spreading rate is augmented and its luminosity is increased. An intriguing reduction of the axial convection velocity is also observed with the high speed camera. Phase relations established between the pressure perturbations and the heat release in the chamber indicate that these two quantities feature similar spatial distributions. The intermediate pressure experiments carried out with a new injection head comprising 5 injectors at a higher rate of heat release indicate that the sharpness of resonance is reduced and that this can be attributed to a more intense level of temperature fluctuations in the system. Cold flow experiments were also carried out to examine the motion of injected streams of liquid oxygen and gaseous nitrogen when they are submitted to a resonant transverse acoustic excitation. These experiments are complemented with numerical calculations carried out in the large eddy simulation (LES) framework. LES is used to examine the motion of multiple cold jets submitted to a transverse modulation. The oscillation induces a collective motion and mixing is intensified. A model is developed to represent the filtered rate of burning allowing a description of nonpremixed flames controlling cryogenic combustion. Initial calculations are carried out in a realistic multiple injector configuration fed with gaseous reactants. Two problems are envisaged on the modeling level. The first aims at describing how heat release fluctuations can be generated by tranverse velocity perturbations. An expression is devised which depends on the transverse velocity perturbation and on the sign of its gradient and its consequences are investigated. It is shown in particular that the model retrieves the pattern of heat release observed in some early experiments. The second model deals with the influence of temperature fluctuations on the resonance characteristics of a system. Direct simulation and analysis based on the method of averaging indicates that the response amplitude and the resonance sharpness are diminished in the presence of fluctuations, a phenomenon which seems to have been overlooked in the past but may have practical consequences. The knowledge gathered in these studies is intended to provide guidelines for further developments of computational tools aimed at the prediction of instabilities. It can also serve to develop design methods which would avoid the phenomenon
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Taieb, David. "Simulation numérique des écoulements turbulents dans les canaux de refroidissements : Application aux moteurs-fusées." Phd thesis, INSA de Rouen, 2010. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00925522.
Анотація:
Cette thèse traite par simulation numérique les écoulements turbulents compressibles avec transferts de chaleur, en relation avec les applications moteurs-fusées. Elle concerne, plus particulièrement, les systèmes de refroidissement des chambres de combustion. Le fluide refroidissant circule dans un état supercritique (haute pression et basse température) dans des canaux millimétriques, entourant la chambre de combustion. Ces problèmes font appel à une physique assez complexe et mettent en jeu un couplage fort entre les aspects compressibles et les transferts thermiques, en plus des phénomènes liés à la thermodynamique supercritique. D'un point de vue numérique, deux solveurs spécifiques ont été utilisés dans le cadre de cette thèse. Il s'agit, d'une part, du code CHOC-WAVES développé au CORIA pour la partie compressible et onde de choc et, d'autre part, le code PPMBFS développé à l'Université de Pennsylvanie (USA) pour les applications supercritiques et avec une thermodynamique variable. Sur le plan de la modélisation physique, l'approche LES a été utilisée, en appui des simulations DNS. Dans ce contexte, un modèle de sous-maille thermique, pour la prise en compte du Prandtl turbulent variable, a été intégré et validé. Les résultats obtenus, dans le cadre des LES et DNS d'un canal supersonique refroidi, ont permis de mieux analyser les corrélations aérothermiques ainsi que les structures cohérentes présentes au sein de cet écoulement. En particulier, il a été montré les limites de l'hypothèse de l'Analogie Forte de Reynolds (SRA) dans le cas d'écoulements fortement anisothermes, et le rôle joué par les structures tourbillonnaires dans l'accentuation des transferts pariétaux. La problématique des gaz réels a été ensuite examinée dans le cadre d'un canal industriel (en l'occurence EH3C). Cette étude a permis de mettre en évidence les difficultés (à la fois numérique et physique) liées à ce type d'écoulement. Les différentes investigations ont permis de fournir des informations utiles, notamment en ce qui concerne la phénoménologie des structures cohérentes et les différentes corrélations aérothermodynamiques.
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Jacquot, Cédric. "Transfert instationnaire de chaleur en échangeur récupérateur de moteur de fusée : simulation expérimentale en échangeur bitube." Nancy 1, 2007. http://docnum.univ-lorraine.fr/public/SCD_T_2007_0010_JACQUOT.pdf.
Анотація:
Les objectifs de cette thèse concernent l'étude expérimentale des échangeurs bitubulaires de type gaz-gaz, en régimes instationnaires, pour des écoulements co et contre-courant. Ces régimes sont obtenus par perturbation de la température ou du débit de l'un des fluides en entrée du système. Après avoir dressé un état de l'art sur les échangeurs en régime transitoire, on étudie la réponse en température d’un échangeur sous deux approches distinctes. Dans un premier temps de façon globale en ne considérant que ses entrées et sorties; puis dans un second temps il est traité sous forme locale où l'on considère les différentes sections internes de l'échangeur. Dans ce second cas l’évolution des puissances échangées est prise en compte. La modélisation effectuée porte sur chacune des températures des fluides, et sur celles des deux parois, internes et externes. On montre que la réponse du système peut être obtenue en utilisant un modèle à une seule exponentielle pour les parois et le fluide non perturbé, tandis qu'un modèle à deux exponentielles est nécessaire pour rendre compte de l'évolution de la température du fluide perturbé. On constate qu'il existe dans l'échangeur une constante de temps propre à chaque sous système. L'utilisation d'une double exponentielle permet de rendre compte de la non idéalité de la perturbation, et implique la définition d'un paramètre de transition. Celui se substitue à la notion de temps de retard que l'on retrouve habituellement dans la modélisation des échangeurs de type liquide-liquide. Cette notion de temps de retard n'apparaît pas pour le fluide non perturbé et la paroi interne, par contre elle se retrouve pour la paroi externeThe present thesis is concerned by experimental study of gas-gas bitubular heat exchangers, submitted to transient conditions, for counter current and cocurrent configurations. The transient imposes conditions are respective to entrance temperature or mass flux from one of the system fluids. After a synthesis of the state of the art, a study of a bitubular heat exchanger is developed, with two different modelling approachs. The first one considers the heat exchanger system as a whole (lumped system analysis) : only entrance and exit state are concerned. In the second approach, the heat exchanger is modelled on a local point of view : the various local 1D sections are taken into account ; the transient heat exchanger response to the solicitation is reported relative to temperatures evolution, and also heat fluxes exchanged. The various exposed models allow to consider fluid temperatures, but also internal and external walls temperatures. It is shown that the temperature response of the system is obtained with a first order exponential model for the walls and the non perturbed fluid ; a two exponent model is necessary for the temperature of the perturbed fluid. So we observe that a specific time constant exist for each subsystem inside the HEX ; the biexponential model allows us to take account of the non ideality of the perturbation, and implies to introduce a transition parameter in place of time lag. This last notion currently used for liquid-liquid HEX has not been caracterized until now. The time lag does not appear in the models concerning perturbed fluid, and internal wall ; however this time lag is necessary to describe adequately the internal wall
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Daou, Joe͏̈l. "Etude de la vaporisation-combustion des gouttes d'oxygène liquide (LOX) à haute pression." Aix-Marseille 1, 1994. http://www.theses.fr/1994AIX11026.
Анотація:
Nous etudions la vaporisation-combustion des gouttes d'oxygene liquide (lox) en regime transcritique et supercritique, dans des conditions thermodynamiques typiques des moteurs-fusees. Apres une breve synthese de resultats theoriques importants (chapitre i), nous presentons au chapitre ii le cas de la combustion supercritique d'une goutte lox avec un schema reactionnel detaille. La flamme de diffusion obtenue est tres epaisse, essentiellement a cause de la reversibilite des reactions, et le taux maximal de degagement de chaleur se produit dans la proximite de l'interface. Le probleme de l'allumage est aborde et une etude parametrique exhaustive est faite. En particulier, le temps de combustion est trouve independant de la pression. Dans le chapitre iii, nous etudions la nature des fronts chimiques intervenant localement dans le processus d'allumage d'une goutte lox. Les resultats montrent la possibilite d'existence de deflagrations rapides, avec une structure originale dans des melanges o#2-h#2 a haute temperature (1500 k). Dans le chapitre iv, nous presentons la modelisation thermodynamique de l'interface utilise, basee sur l'utilisation des equations d'etat cubiques. Cette approche thermodynamique suggere la disparition de l'interface en presence de traces de h#2o. Le chapitre v est consacre au probleme de vaporisation pure, et utilise les ingredients du chapitre precedent. Le regime de vaporisation sous-critique se prolonge jusqu'a environ deux fois la pression critique de o#2. La transition vers le regime de vaporisation supercritique est exprimee comme une relation entre la pression et la temperature de chambre. Enfin le chapitre vi presente le debut d'une etude bidimensionnelle. Il decrit brievement le code numerique axisymmetrique mis au point. Il est du type volumes finis avec grilles decalees et utilise une methode multigrille pour la resolution des grands systemes. Des resultats qualitatifs correspondant au probleme de la deformation d'une goutte supercritique injectee dans un milieu chaud sont presentes
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Herding, Gérald. "Analyse expérimentale de la combustion d'ergols cryogéniques." Châtenay-Malabry, Ecole centrale de Paris, 1997. http://www.theses.fr/1997ECAP0527.
Анотація:
Bien que les moteurs fusée cryotechniques fonctionnent de façon satisfaisante depuis de nombreuses années, les mécanismes de combustion mis en jeu dans ces systèmes sont encore mal compris. C'est ce type de combustion qui est traite dans cette thèse. Une question importante est celle du mode de stabilisation de flamme. Il est notamment utile de savoir si la flamme est accrochée sur l'injecteur ou stabilisée à distance comme une flamme suspendue. L'analyse de la structure générale de la zone de réaction est aussi importante en pratique. On souhaite connaitre l'effet des variations de conditions de fonctionnement sur cette structure. Les études décrites dans cette thèse ont été principalement réalisées sur un nouveau banc désigne mascotte et géré par l'ONERA. Les mesures, imagerie de fluorescence induite par nappe laser (PLIF) du radical OH, diffusion élastique sur l'oxygène liquide de la nappe, ainsi qu'émission naturelle du radical OH ont été utilisées pour explorer le champ proche de l'injecteur. Des points de fonctionnement du banc sont définis à partir des nombres sans dimension contrôlant les processus d'atomisation et de combustion et ces nombres sont du même ordre que ceux caractérisant le processus réel. La pression est de 1,5 ou 10 bar. L'acquisition simultanée de la fluorescence induite par laser et de la diffusion élastique utilisant deux cameras CCD a permis d'identifier le mode de stabilisation. Une hypothèse pour le processus de stabilisation de flamme est développée sur la base de l'observation expérimentale. L'aspect et la structure générale de la flamme sont analyses par inspection directe des images puis traitement plus avance. La transformation d'Abel est appliquée aux cartes d'émission OH préalablement moyennées et le résultat délimite les zones où s'effectue la réaction en moyenne et confirme l'hypothèse de stabilisation de flamme. L'influence des paramètres contrôlant l'atomisation sur l'aspect de la flamme est mise en évidence et une première interprétation physique est donnée. Des mesures complémentaires effectuées à la DLR (office allemand de la recherche aéronautique), ont permis d'explorer un autre régime de fonctionnement.
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Mouronval, Anne-Sophie. "Etude numérique des phénomènes aéroélastiques en aérodynamique supersonique. Application aux tuyères propulsives." Rouen, INSA, 2004. http://www.theses.fr/2004ISAM0002.
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Deng, Tian. "LES combined with statistical models of spray formation closely to air-blast atomizer." Thesis, Ecully, Ecole centrale de Lyon, 2011. http://www.theses.fr/2011ECDL0037/document.
Анотація:
Cette thèse présente une extension de l'approche stochastique de l'atomisation primaire de type air assisté près d'un injecteur. Cette approche avait déjà été introduite dans les publications de Gorokhovski et al. Dans le cadre de la simulation des grandes échelles, la zone d'atomisation primaire est simulée comme un corps immergé avec une structure stochastique. Ce dernier est défini par la simulation stochastique de la position et de la courbure de l'interface entre le liquide et le gaz. La simulation de la position de l'interface est basée sur l'hypothèse de symétrie d'échelle pour la fragmentation. La normale extérieure à l'interface est modélisée en supposant une relaxation statistique vers l'isotropie. Les statistiques de la force du corps immergé servent de conditions aux limites pour le champ de vitesse issu de la LES ainsi que pour la production des gouttes de l'atomisation primaire. Celles-ci sont ensuite transportées par une approche lagrangienne. Les collisions entre les gouttes dans la zone d'atomisation primaire sont prises en compte par analogie avec l'approche standard de la théorie cinétique des gaz. Une fermeture est proposée pour la température statistique des gouttelettes. Cette approche est validée par des comparaisons avec les mesures expérimentales de la thèse de Hong. Les résultats numériques pour la vitesse et de la taille des gouttes dans le spray à différentes distances du centre du jet et de l'orifice de la buse sont relativement proches des résultats expérimentaux. Différentes conditions d'entrée pour la vitesse sont testées et comparées aux résultats expérimentaux. Par ailleurs, le rôle spécifique de la zone de recirculation devant le dard liquide est soulignée par le battement du dard liquide et la production de gouttelettesThis thesis introduced an extension to stochastic approach for simulation of air-blast atomization closely to injector. This approach was previously proposed in publications of Gorokhovski with his PHD students. Our extension of this approach is as follows. In the framework of LES approach, the contribution of primary atomization zone is simulated as an immersed solid body with stochastic structure. The last one is defined by stochastic simulation of position-and-curvature of interface between the liquid and the gas. As it was done previously in this approach, the simulation of the interface position was based on statistical universalities of fragmentation under scaling symmetry. Additionally to this, we simulate the outwards normal to the interface, assuming its stochastic relaxation to isotropy along with propagation of spray in the down-stream direction. In this approach, the statistics of immersed body force plays role of boundary condition for LES velocity field, as well as for production of primary blobs, which are then tracked in the Lagrangian way. In this thesis, the inter-particle collisions in the primary atomisation zone are accounted also by analogy with standard kinetic approach for the ideal gas. The closure is proposed for the statistical temperature of droplets. The approach was assessed by comparison with measurements of Hong in his PHD. The results of computation showed that predicted statistics of the velocity and of the size in the spray at different distances from the center plane, at different distances from the nozzle orifice, at different inlet conditions (different gas velocity at constant gas-to-liquid momentum ratio, different gas-to-liquid momentum ratio) are relatively close to measurements. Besides, the specific role of recirculation zone in front of the liquid core was emphasized in the flapping of the liquid core and in the droplets production
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Picard, Thierry. "Modelisation eulerienne-lagrangienne de la combustion d'ergols dans un moteur de fusee biliquide." Paris, ENMP, 1987. http://www.theses.fr/1987ENMP0035.
Анотація:
Modelisation d'un ecoulement gazeux turbulent dans lequel des gouttes d'ergols se vaporisent et brulent. Une etude parametrique sur une chambre bidimensionnelle, puis une simulation d'une chambre reelle
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Plourde, Frédéric. "Structures turbulentes d'un écoulement segmenté à injection pariétale." Poitiers, 1994. http://www.theses.fr/1994POIT2329.
Анотація:
La comprehension des ecoulements internes a injection parietale entraves par des segments constitue l'objectif principal de ce memoire. Les domaines d'applications, bien qu'ils puissent etre multiples, interviennent dans le cadre de la prevision des instabilites de fonctionnement des propulseurs segmentes a propergol solide. Une approche en gaz froid a partir d'une maquette de simulation, reproduisant des conditions d'instabilites aerodynamiques similaires, permet d'apprehender les aspects fondamentaux engendres soit par le transfert de masse a la paroi, soit par la presence de segment, soit par leur interaction. L'etude de l'ecoulement avec presence de cavite debitante et de segment entravant le developpement de l'ecoulement a ete entreprise. Une couche de cisaillement turbulente a ete identifiee ; la degradation longitudinale de la memoire de l'ecoulement s'identifie a celle d'une couche limite en convection forcee. En aval du segment, une phase de developpement des structures turbulentes a ete identifiee. La persistance de la memoire de la turbulence indique une phase de transport et de convection de ces structures. La paroi debitante ne detruit pas les structures turbulentes mais au contraire, joue un role d'auto-entretien de la structure fine de l'ecoulement. Une modelisation numerique de la couche de cisaillement a permis de quantifier la production de la turbulence et sa diffusion en aval du segment, et, souligne que l'injection parietale empeche et repousse la diffusion de la turbulence a proximite de la paroi debitante. Un bon accord est observe entre les resultats numeriques et experimentaux
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Rey, Cédric. "Interactions collectives dans les instabilités de combustion haute fréquence : application aux moteurs fusées à ergols liquides." Châtenay-Malabry, Ecole centrale de Paris, 2004. http://www.theses.fr/2004ECAP0927.
Анотація:
L'objectif de ce travail est d'améliorer la compréhension des mécanismes conduisant à l'apparition d'instabilités de combustion haute fréquence dans les moteurs fusées à ergols liquides. Ce type d'instabilité met en jeu un couplage entre phénomènes de combustion et modes acoustiques transverses du foyer. L'approche retenue est fondée sur des études complémentaires comportant une expérimentation détaillée dans une configuration représentative et des simulations numériques orientées vers la compréhension des mécanismes. L'ensemble de ces travaux montre que les interactions collectives entre les différentes flammes issues du plan d'injection induisent une structure spatio-temporelle des fluctuations de dégagement de chaleur avec une alternance entre les parties supérieure et inférieure du foyer susceptible de se coupler avec un mode tangentiel de la chambre. Ceci peut conduire à l'apparition d'une instabilité de combustion.
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Ficuciello, Antonio. "Analyse des effets acoustiques à haute fréquence/haute intensité sur l'injection coaxiale : application aux moteurs-fusées." Thesis, Normandie, 2017. http://www.theses.fr/2017NORMR106/document.
Анотація:
Le contexte de ce travail repose sur l'étude des instabilités de combustion au sein des moteurs-fusées à propergols liquides. Cette étude se concentre sur les effets des champs acoustiques transverses de haute amplitude sur l'injection coaxiale en conditions non-réactives. La réponse acoustique du système d'injection est dépendante des propriétés locales du champ acoustique dans la cavité d'injection. La modification du processus d'atomisation, induit par le champ acoustique, a été analysée dans des configurations simples et multiinjection. Des expériences ont été menées pour des régimes d'atomisation de faibles et hauts nombres de Weber. Trois phénomènes ont été observés: un aplatissement du jet, une amélioration du processus d'atomisation et la déviation du système liquide. La combinaison de ces trois phénomènes en configuration multi-injection résulte en un phénomène de regroupement de gouttes. En présence de combustion, un tel regroupement pourraitmener à un dégagement de chaleur non-uniforme susceptible de déclencher ou d'entretenir des instabilités de combustion. Un modèle théorique basé sur les équations d'acoustique non-linéaire a été développé pour donner les expressions générales de pression de radiation et de forces de radiations résultantes appliqué aux objets sphériques et cylindriques en champ stationnaire ou progressif. Le modèle a été utilisé pour interpréter et quantifier les observations expérimentales en configurations liquide/gaz, trans-critique/super-critique et gaz/gaz, et a permis de montrer que le nombre de Helmholtz qui caractérise le champ acoustique, et le rapport de densité qui caractérise les deux milieux, sont deux paramètres cruciaux. Les principales conclusions montrent que le phénomène observé peut être interprété comme résultant de l'acoustique non-linéaire, dont le paramètre clé étant le ratio de densité. Cela exige que la couche séparant les deux milieux, vue comme une interface, ne doive pas être réduite uniquement à une interface liquide/gazThe context of this work relies to high frequency combustion instabilities in Liquid Rocket Engines (LRE). The present research focuses on the effects of high amplitude transverse acoustic fields on non-reactive coaxial injection. The acoustic response of injection domes is found to be dependent on the local properties of the acoustic field in the injection cavity. The modification of the atomization process, induced by the acoustic field, has been analyzed in single and multi-injection configurations. Experiments were performed from low to high Weber number atomization regimes. Three phenomena are observed: jet flattening, improvement of the atomization process and deviation. The combination of these phenomena in multi-injection configurations leads to a droplet clustering phenomenon. In the presence of combustion, such a clustering could lead to non-uniform heat release rate which can trigger or sustain combustion instabilities. A theoretical model based on non-linear acoustics has been developed, providing general expressions of radiation pressure and resulting radiation force, for spherical and cylindrical objects in standing and progressive wave field. The model has been successfully used to interpret and quantify experimental observations in liquid/gas, trans-critical/super-critical and gas/gas configurations and showed that the Helmholtz number α characterizing the acoustic field and the density ratio η characterizing the two media are two parameters of importance. The major conclusions are that the observed phenomena can be interpreted as resulting from non-linear acoustics, the key feature being the density ratio. It is claimed that the layer separating the two media, seen as an interface, does not need to be restricted only to a liquid/gas interface
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Basset, Thierry. "Contribution à la modélisation des écoulements diphasiques et réactifs internes : application aux propulseurs à propergol solide." Aix-Marseille 1, 1997. http://www.theses.fr/1997AIX11049.
Анотація:
Une etude menee dans le cadre du programme assm a ete realisee afin de caracteriser les ecoulements diphasiques dilues dans les moteurs-fusees a propergol solide. Une approche eulerienne et instationnaire des ecoulements a ete retenue. Le systeme d'equations obtenu est resolu a partir du schema numerique de mac-cormack du second ordre et en ecriture aux volumes finis. Dans un premier temps, on a verifie l'utilisation de ce schema centre au travers de la propagation d'une onde acoustique dans un ecoulement diphasique et pour des geometries mono et bidimensionnelle. On a pu observer le bon accord avec des resultats issus de theories lineaires tels que les bilans acoustiques. Une etude dans un propulseur repute instable a permis de mettre en evidence le couplage entre l'acoustique de la chambre et l'emission tourbillonnaire ainsi que le role relaxant de la phase dispersee sur ces tourbillons. Dans un deuxieme temps puisque les propergols solides sont enrichis en particules metalliques (aluminium), leur reactivite a ete etudiee a partir du modele de law. Deux modeles mono-espece puis multi-especes (oxydant, inerte, produits de combustion) ont ete mis en place afin de caracteriser les ecoulements reactifs dans un propulseur. Finalement, les premiers elements d'un modele realiste ont ete poses et sont applicables a de nombreuses configurations pratiques, en accord avec des resultats theoriques et experimentaux.
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Zikikout, Souad. "Mécanismes d'instabilité de combustion dans un foyer à flammes non prémélangées simulant l'injection dans un moteur fusée cryogénique." Paris 11, 1988. http://www.theses.fr/1988PA112208.
Анотація:
Un grand nombre de problèmes de combustion sont rencontrés dans le développement et l'amélioration des systèmes propulsifs. Ces problèmes concernent surtout l'allumage, la stabilisation de la flamme, le phénomène d'extinction et les oscillations de pression de basse et de haute fréquence. Ces divers aspects sont étudiés dans cette thèse à l'aide d'un dispositif expérimental simulant l'injection et la combustion dans le moteur Vulcain de la fusée Ariane 5. La conception du foyer s'appuie sur une analyse des conditions de similitude. La configuration retenue comporte six flammes non prémélangées d'air et de propane ou d'air et d'hydrogène. Le mécanisme d'allumage est analysé par cinématographie rapide et strioscopie. L'initiation de la combustion a lieu uniquement à faible débit d'air et forte richesse. L'émission moyenne des radicaux libres C2, CH et OH a permis de localiser et caractériser les zones de réaction vive, ce qui a rendu possible la détermination du délai d'inflammation. Ces mesures ont été utilisées dans des comparaisons avec des modèles théoriques décrivant la combustion turbulente non prémélangée. L'analyse spectrale des signaux acoustiques et du dégagement de chaleur instationnaire à différents débit d'air et rapport d'équivalence, a montré l'existence de deux types d'oscillations de basse fréquence: (1) Une oscillation de grande amplitude à 230Hz. Cette fréquence correspond à l'un des modes longitudinaux de l'installation. Le couplage entre ce mode acoustique et le dégagement de chaleur instationnaire s'effectue par des fluctuations de vitesse au niveau des fentes d'entrée, produisant une combustion cyclique. Ce phénomène a été analysé à l'aide d'un modèle basé sur la théorie de Crocco et le concept du délai total, (2) Une oscillation à 360 Hz due à l'interaction par collision périodique des différentes nappes de flamme et entraînant l'extinction partielle des injecteurs. Une méthode originale d'excitation modale a permis de mettre les flammes en oscillation transverse. Les visualisations effectuées par cinématographie rapide en strioscopie montrent que les nappes de flamme prennent une forme en dent de scie. Les observations faites sur la réponse des différentes nappes de flamme à l'excitation montrent qu'il est possible de modéliser e dégagement de chaleur instationnaire en faisant intervenir un couplage avec la fluctuation transversale de vitesse à l'injection. Le modèle proposé s'appuie sur l'idée que les déplacements produits dans le plan d'injection par des fluctuations de la vitesse transversale conduisent à une augmentation du mélange des réactifs qui se traduit après un certain délai par un dégagement de chaleur accrue. Les résultats obtenus font apparaître que ce couplage nécessite la présence d'au moins deux modes. Ce modèle donne une base théorique aux observations effectuées à l'aide de l'excitation modaleMany combustion problems have to be adressed for the design of a cryogenic rocket engine. The most important questions are ignition, flame stabilisation, extinction, pressure oscillations at low and high frequencies. These different phenomena are studied in a model combustor simulating the injection and the combustion process of the Ariane 5 rocket engine. The design of the combustor is defined by dimensional analysis. The similarity criteria retained lead to a six non-premixed flames of air and propane or air and hydrogen. Ignition mechanisms are studied with high speed schlieren imaging. It is found that the flame is ignited at very low air mass flow rate and high equivalence ratio. C2, CH and OH radiation measurements provide information on the heat release in the reaction zone and allow a determination of the ignition time lag. These results can be used for comparisons with numerical models of non-premixed flames. Spectral analysis of both the acoustic and free radicals light emission signais detected for each operating conditions shows that combustion instabilities occur when the pressure fluctuations are coupled with the heat release. We identify two different instability modes : (1) an intense low frequency pressure oscillations at 230Hz with periodic combustion. Large velocity fluctuations are produced at the injection plane and lead to cyclic reaction initiation and quenching. The coupling between the heat release and the acoustics is shown to drive the fluctuations. A theoretical model is proposed to determine low frequency instability limits in such circumstances, (2) a low frequency instability at 360 Hz produced by the interaction between the different flames taking the form of intense collisions and leading to total extinction of one or several injectors. Mode selective excitation is used to drive high frequency transverse oscillations. A theoretical formulation of the acoustic forcing in the combustor without flow and free of chemical reaction provides results which are in satisfactory agreement with experimental data. With combustion and under selective excitation the flames exhibit striking features. A sinuous motion is set up. These observations suggest that the unsteady heat release can be expressed in terms of the velocity fluctuations at the inlet plane. An instability model with heat release is then developed and it relies on the combustion sensitivity to velocity fluctuations. The displacements produced by the transverse velocity at the dump increase the mixing and activate the heat release after a certain delay. It is found that the coupling between heat release and transverse velocity fluctuations requires the presence of two modes. This model gives a theoretical basis for the experimental study performed with excitation
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Jourdanneau, Eric. "Modélisation du spectre du méthane chaud en vue du diagnostic de la température dans un moteur de fusée." Dijon, 2005. http://www.theses.fr/2005DIJOS029.
Анотація:
Cette thèse est consacrée à la modélisation des spectres Raman de la molécule 12CH4. Le premier chapitre rappelle les éléments théoriques permettant la construction du hamiltonien et traite du calcul des intensités Raman. Le chapitre deux présente les expériences que nous avons effectuées et les spectres Raman obtenus. Nous y déterminons les paramètres de la polarisabilité des trois premières polyades du méthane que sont la diade, la pentade et l'octade. Enfin, le chapitre trois traite du calcul des coefficients d'élargissement et des taux de relaxation entre les niveaux de la molécule. Nous y comparons trois potentiels d'interaction méthane/argon, l'un étant de type Lennard-Jones, les deux autres provenant de calculs ab initio. Nous confrontons enfin les paramètres déterminés par cette étude à des spectres Raman stimulés haute résolution obtenus dans notre laboratoire et à des spectres CARS obtenus à l'Office National d'Etudes et de Recherches Aérospatiales (ONERA)This thesis is devoted to the modeling of the Raman spectra of the molecule 12CH4. The first chapter points out the theoretical elements allowing the construction of the Hamiltonian and deals with the calculation of the Raman intensities. The chapter two presents the experiments we made and the Raman spectra obtained. We determine the parameters of the polarizability of the three first polyads of methane which are the dyad, the pentad and the octad. Lastly, the chapter three deals with the calculation of the broadening coefficients and of the relaxation rates between the levels of the molecule. We compare three methane/argon interaction potentials, one being of Lennard-Jones type, the two others coming from ab initio calculations. We confront finally the parameters determined in this study with high resolution Raman spectra obtained in our laboratory and with CARS spectra obtained from the Office National d'Etudes et de Recherches Aérospatiales (ONERA)
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Beduneau, Jean-Luc. "Caractérisation expérimentale des flammes non-prémélangées H₂/O₂ : application aux cas des injecteurs coaxiaux de moteurs fusées." Rouen, INSA, 2001. http://www.theses.fr/2001ISAM0005.
Анотація:
La propulsion aérospatiale a connu en matière de gain de puissance et de fiabilité, une évolution importante durant les dernières décennies. Ces deux points restent cependant entièrement d'actualité pour le développement des futurs moteurs spatiaux. La progression vers ces objectifs passe par une meilleure compréhension des phénomènes physiques mis en jeux lors de la combustion dans les moteurs cryotechniques. Dans cette optique, ce mémoire concerne l'étude de la combustion hydrogène-oxygène en phase gazeuse, stabilisée sur des injecteurs coaxiaux de moteurs fusées. L'objet de ces travaux est la caractérisation de la flamme hydrogène-oxygène à l'aide de, la tomographie laser, l'anémométride Doppler laser, la vélocimétrie par inter corrélation d'images de particules et de l'imagerie de l'émission spontanée du radical OH*. Nous avons donc déterminé les régimes de fonctionnement des flammes H₂/O₂ ainsi que l'impact des grandes structures présentes dans le jet d'hydrogène sur le front de flamme. L'étude a été basée sur la variation de paramètres tels que le diamètre des injecteurs, le rapport de mélange et les vitesses débitantes. Cela a permis de caractériser l'effet d'échelle des injecteurs ainsi que l'impact des conditions du mélange sur le développement de la flamme. Les mesures obtenues dans cette étude constituent une base de données sur le développement dynamique de la flamme hydrogène-oxygène ainsi que sur l'interaction entre la flamme et la turbulence. De plus, le mode de stabilisation de la flamme a été étudié de façon très précise. Il a été montré que l'épaisseur de la lèvre de l'injecteur est un paramètre déterminant pour la stabilisation. En plus de la caractérisation globale et locale de la combustion H₂/O₂ à haute vitesse, les résultats de cette étude forment une base de données utile pour la modélisation et la simulation numérique de ce type de combustion.
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Breton, Mélanie. "Détection de l'allumage d'un moteur-fusée à propergol solide avec une matrice linéaire de filtres holographiques et par diffraction conique." Thesis, Université Laval, 2007. http://www.theses.ulaval.ca/2007/24914/24914.pdf.
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Potier, Luc. "Large Eddy Simulation of the combustion and heat transfer in sub-critical rocket engines." Thesis, Toulouse, INPT, 2018. http://www.theses.fr/2018INPT0043/document.
Анотація:
La combustion cryogénique dans les moteurs de fusée dits à propulsion liquide utilise généralement un couple d'ergols, le plus couramment composé d'hydrogène/oxygène (H2/O2). Privilégiée pour le fort pouvoir calorifique du dihydrogène, cette combustion à haute pression, induit des températures de fonctionnement très élevées et nécessite l'intégration d'un système de refroidissement. La prédiction des flux thermiques aux parois est donc un élément essentiel de la conception d'une chambre de combustion de moteur fusée. Ces flux sont le résultat d'écoulements fortement turbulents, compressibles, avec une cinétique chimique violente induisant de forts gradients d'espèces et de température. La simulation de ces phénomènes nécessite des approches spécifiques telles que la Simulation aux Grandes Echelles (SGE) qui réalise un très bon compromis entre précision et coût de calcul. Cette thèse a ainsi pour objectif la simulation par SGE des transferts de chaleur aux parois dans les chambres de combustion de moteurs fusée opérant en régime sous-critique. Le régime sous-critique implique un état liquide pour un des ergols, dont il faut traiter l'injection et l'atomisation. Dans un premier temps ce travail s'intéresse à plusieurs éléments de modélisation nécessaire pour réaliser les simulations visées. Le comportement des flammes H2/O2 est décrit par un schéma cinétique réduit et validé sur des configurations académiques. La prédictivité de ce schéma est évaluée sur une large gamme de fonctionnement dans des conditions représentatives des moteurs fusée. La simulation de l'injection de l'oxygène liquide (LOx) est un autre point critique qui nécessite de décrire l'atomisation et la phase dispersée ainsi que son couplage avec la phase gazeuse. La déstabilisation et l'atomisation primaire du jet liquide, trop complexe à simuler en SGE 3D, sont omises ici pour injecter directement un spray paramétré grâce à des corrélations empiriques. Enfin, la prédiction des flux thermiques utilise un modèle de loi de paroi spécifiquement dédiée aux écoulements à fort gradient de température. Cette loi de paroi est validée sur des configurations de canaux turbulents par comparaison avec des simulations avec résolution directe de la couche limite. La méthodologie basée sur les modèles développés est ensuite employée pour la simulation d'une chambre de combustion représentative du fonctionnement des moteurs cryogéniques. Il s'agit de la configuration CONFORTH testée sur le banc MASCOTTE (ONERA) et pour laquelle des mesures de température de paroi et de flux thermiques sont disponibles. Les résultats des SGE montrent un bon accord avec l'expérience et démontrent la capacité de la SGE à prédire les flux thermiques dans une chambre de combustion de moteur fusée. Enfin, dans un dernier chapitre ce travail s'intéresse à une méthode d'augmentation des transferts thermiques via une expérience de JAXA utilisant des parois rainurées dans la direction axiale. Par comparaison avec une chambre à parois lisses, les résultats démontrent la bonne prédiction par la SGE de l'augmentation du flux de chaleur grâce aux rainures et confirment la validité de la méthode développée pour des géométries de paroi complexesCombustion in cryogenic engines is a complex phenomenon, involving either liquid or supercritical fluids at high pressure, strong and fast oxidation chemistry, and high turbulence intensity. Due to extreme operating conditions, a particularly critical issue in rocket engine is wall heat transfer which requires efficient cooling of the combustor walls. The concern goes beyond material resistance: heat fluxes extracted through the chamber walls may be reused to reduce ergol mass or increase the power of the engine. In expander-type engine cycle, this is even more important since the heat extracted by the cooling system is used to drive the turbo-pumps that feed the chamber in fuel and oxidizer. The design of rocket combustors requires therefore an accurate prediction of wall heat flux. To understand and control the physics at play in such combustor, the Large Eddy Simulation (LES) approach is an efficient and reliable numerical tool. In this thesis work, the objective is to predict wall fluxes in a subcritical rocket engine configuration by means of LES. In such condition, ergols may be in their liquid state and it is necessary to model liquid jet atomization, dispersion and evaporation.The physics that have to be treated in such engine are: highly turbulent reactive flow, liquid jet atomization, fast and strong kinetic chemistry and finally important wall heat fluxes. This work first focuses on several modeling aspects that are needed to perform the target simulations. H2/O2 flames are driven by a very fast chemistry, modeled with a reduced mechanism validated on academic configurations for a large range of operating conditions in laminar pre- mixed and non-premixed flames. To form the spray issued from the atomization of liquid oxygen (LOx) an injection model is proposed based on empirical correlations. Finally, a wall law is employed to recover the wall fluxes without resolving directly the boundary layer. It has been specifically developed for important temperature gradients at the wall and validated on turbulent channel configurations by comparison with wall resolved LES. The above models are then applied first to the simulation of the CONFORTH sub-scale thrust chamber. This configuration studied on the MASCOTTE test facility (ONERA) has been measured in terms of wall temperature and heat flux. The LES shows a good agreement compared to experiment, which demonstrates the capability of LES to predict heat fluxes in rocket combustion chambers. Finally, the JAXA experiment conducted at JAXA/Kakuda space center to observe heat transfer enhancement brought by longitudinal ribs along the chamber inner walls is also simulated with the same methodology. Temperature and wall fluxes measured with smooth walls and ribbed walls are well recovered by LES. This confirms that the LES methodology proposed in this work is able to handle wall fluxes in complex geometries for rocket operating conditions
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Deck, Sébastien. "Simulation numérique des charges latérales instationnaires sur des configurations de lanceur." Orléans, 2002. http://www.theses.fr/2002ORLE2017.
Анотація:
Lors du démarrage d'un moteur-fusée au sol, on observe des efforts latéraux sur le divergent de la tuyère lors de la montée en pression de la chambre de combustion. Ces derniers sont dus au caractère instationnaire et asymétrique du décollement dans le divergent et peuvent conduire à des sollicitations inacceptables du système propulsif. Cette thèse est consacrée au développement de méthodes permettant de réaliser des simulations numériques d'écoulements turbulents tridimensionnels instationnaires sur des configurations de lanceurs réalistes, en vue de caractériser les charges latérales et de comprendre les mécanismes à l'origine de ce phénomène. Trois modélisations de la turbulence ont été implantées dans un code de type volume finis : un modèle algébrique spécifique basé sur la formulation de Goldberg, le modèle à une équation de transport de Spalart-Allmaras et la méthode hybride Detached Eddy Simulation (DES). Ces méthodes sont ensuite appliquées sur deux configurations de tuyères de lanceurs testées au LEA de Poitiers et comparées aux données expérimentales disponibles. Une simulation DES sur une configuration d'arrière-corps de type corps central d'Ariane 5 complète le mémoire.
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De, Benedictis Massimiliano. "Instabilités couplées à haute fréquence dans les moteurs - fusées à ergols liquides : étude du couplage chambre de combustion - système d'alimentation." Phd thesis, Université de Poitiers, 2007. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00283229.
Анотація:
En 2002 le moteur Aestus de l'étage supérieur d'Ariane 5 du vol 142 a présenté des instabilités de combustion à hautes fréquence, qui ont été soupçonnées être des instabilités couplées entre le dôme d'alimentation en fuel MMH (mono-méthyl-hydrazine) et la chambre de combustion pendant la phase de démarrage. Cette étude porte donc sur la compréhension des mécanismes de couplage qui guident les instabilités hybrides et le développement théorique et numérique de ces mécanismes. Le premier aspect abordé concerne l'étude des temps caractéristiques des processus qui prennent place dans une chambre de combustion de moteur fusée à ergols liquides, dés que ces derniers sont injectés : l'atomisation primaire, l'atomisation secondaire, le mélange, le chauffage et la vaporisation des gouttes, et les réactions chimiques. Les résultats de cette analyse montrent les processus qui se couplent avec l'onde acoustique des instabilités hybrides. Ensuite une modélisation des deux systèmes principaux a été effectuée : le système d'alimentation contenant des ergols liquides ou gazeux dans une géométrie complexe, est modélisé par la méthode à paramètres discrets basée sur un schéma électrique ; le système chambre de combustion, présentant nombreux phénomènes dans une géométrie simple, presque cylindrique, a été modélisée par un approche globale, basée sur l'introduction des termes sources dans les équation de Navier Stokes. Une procédure de couplage a été développée entre les deux systèmes au travers d'une fonction admittance de l'injection. Le modèle a été validé sur une configuration simple et appliqué sur un cas réel, celui de l'Aestus.
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Boisneau, Olivier. "Étude du comportement de gouttes dans un champ acoustique intense : applications aux instabilités de combustion HF dans les moteurs-fusées." Toulouse, ENSAE, 2003. http://www.theses.fr/2003ESAE0023.
Анотація:
Pour certaines conditions de fonctionnement, des instabilités de combustion hautes fréquences (HF) se développent dans les chambres de combustion des moteurs-fusées à ergols liquides. Celles-ci se présentent sous la forme d’ondes acoustiques et peuvent provoquer la destruction du lanceur. Un montage expérimental a été mis au point afin d'améliorer les connaissances concernant les trajectoires, la pulvérisation secondaire et l’évaporation d’un jet de gouttes monodisperses en présence d’un champ acoustique transverse intense. Une solution analytique de l'équation du mouvement de Stokes permet d’expliquer la forme sinusoïdale du jet. Cependant, pour simuler sa dispersion réelle, il est nécessaire de résoudre l'équation de Basset-Boussinesq et Oseen en tenant compte de tous les termes instationnaires. Des variations de hauteur entre les gouttes ainsi que des amas ont aussi été observés. Les simulations numériques montrent que les pertes acoustiques au niveau de l’orifice d’entrée des gouttes dans le montage en sont à l'origine. La pulvérisation secondaire des gouttes a été observée à partir d’un champ acoustique de 150 dB et pour des nombres de Weber faibles (We≈1). Les premiers résultats obtenus par PLIF concernant la répartition de vapeur autour du train de gouttes sont ensuite présentés. Enfin, un code numérique rend compte d’une accélération de l’évaporation dans un champ acoustique transverse par rapport à celles dans un champ longitudinal ou dans un écoulement stationnaire. De plus, le code montre que les effets sur l'évaporation ne commencent qu’à partir de 150 dB.
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Alleaume, Virginie. "Etude expérimentale du transitoire de remplissage dans un moteur fusée en présence de transferts thermiques aux parois et du gaz de balayage." Thesis, Université Grenoble Alpes (ComUE), 2015. http://www.theses.fr/2015GREAI024.
Анотація:
Dans l'objectif de maîtriser le démarrage des moteurs fusées en vol balistique, il est proposé de caractériser le transitoire de remplissage des cavités d'injection des organes de combustion. L'étude s'effectue principalement sur la cavité tampon, appelée dôme. Le comburant est maintenu sous pression en amont d'une vanne dont l'ouverture contrôle son passage vers une chambre tampon qui est liée à la chambre de combustion à travers un réseau d'injecteurs. Afin d'empêcher la remontée du carburant vers la chambre tampon, un gaz balaye la chambre de l'entrée vers les injecteurs. Cette étude expérimentale consiste à décrire la structure spatio-temporelle de l'écoulement diphasique dans la cavité tampon suite à l'ouverture de la vanne en présence de l'écoulement du gaz de balayage. Il s'agit de suivre l'évolution de l'écoulement sur des temps courts (quelques centaine ms) par un ensemble de mesures (débits, pressions, distribution spatiale des phases, suivi de l'interface) sans ou avec transfert thermique aux parois de la cavité. Des fluides de substitutions sont utilisés. Pour la partie expérimentale sans transfert thermique, de l'eau et de l'air sont utilisés à la place du comburant et du gaz inerte et pour la partie non isotherme du "x" (fluorocarbone) et un gaz "y" ont été choisis. Dans le premier cas, les expériences isothermes ont mis en évidence le comportement typique des grandeurs comme la pression dans la cavité et le débit de liquide entrant ainsi que la distribution des phases en sortie d'injection, tandis qu'une analyse des résultats a montré l'importance des différentes échelles de temps qui interviennent pendant le remplissage: temps d'ouverture de la vanne, temps de recouvrement des injecteurs par le liquide et les temps de remplissage et de vidange de la cavité tampon. Dans le deuxième cas, les parois sont chauffées au-dessus de la valeur d'ébullition du liquide, pour la gamme de pression envisagée dans le dôme. Le but est de quantifier les effets d'un possible changement de phase aux parois et d'évaluer leur importance sur l'écoulement. De plus, les conséquences dues à l'échauffement du gaz de balayage constituent une partie significative du programme expérimental. Le gaz est chauffé indépendamment des parois. Un modèle théorique traitant des différents régimes d'écoulements pendant le transitoire de remplissage permet de reproduire le comportement des pressions, débit liquide et fraction volumique de gaz dans la cavité. L'ensemble de ces mesures permettent de comprendre le transitoire de remplissage de la cavité d'injection dôme et l'analyse théorique qui accompagne ces expériences doit permettre l'extrapolation des résultats obtenus en laboratoire aux conditions réelles (fluides cryogéniques sous microgravité). Elle doit aussi fournir les conditions aux limites requises pour les approches numériques développées par ailleurs ainsi que les bases de données permettant de tester ces simulationsIn order to control the ignition of rocket motors during ballistic flight, the transient flow of comburant into a reservoir or buffer cavity (dôme) and then through a grid of injectors must be carefully characterised. The liquid oxygen is held under pressure upstream of a valve which opens into the dome. The valve opening is a control parameter. To avoid any possible flow of carburant from combustion chamber back into reservoir, the latter is swept with an inert gas, thus ensuring that the pressure in the reservoir remains higher than in the combustion chamber. This experimental study has the aim of characterising the spatio-temporal structure of two-phase flow into the dome following opening of principal liquid valve. Filling the dome and forcing the liquid through the injectors has an overall time scale of some hundred milliseconds. High resolution measurements of liquid and gas flow rates, pressure, phase distribution, interface velocity and temperatures are recorded for different values of the key parameters as well as visualisations. For the experimental program with heat transfer, the comburant was replaced with "x". Much work was carried out on the effects of heat transfer from either the gas or the walls or both to the liquid entering the dome once these were above the liquid boiling point. Previous studies in the LEGI using water and air, and without heat transfer brought to light the important variations in dome pressure and liquid flow rate during the transient, while analysis of results indicated the importance of a number of time scales : value opening time, time for the liquid to cover the injectors, time to fill the dome, time to empty it. For the heat transfer experiments, the walls are heated for the pressure range chosen. The sweep gas is heated too. The aim of these experiments is to seek evidence of a phase-change at the walls or during interaction with the gas and to evaluate its importance. To carry out these experiments, specific instrumentation was used. The whole of these mesures enable us to understand the transient filling of the injection cavity. Thus, theoretical analysis have to allow extrapolations of results obteined in laboratory to real cases (cryogenic liquid under microgravity). Then, we have to give a data base to developp and validate numerical simulation