La recherche constante de l'amélioration des modélisations complexes multi-physiques est aujourd'hui un enjeu primordial et être capable de proposer de telles approches devient une nécessité à la fois dans un besoin d'analyse fine et d'amélioration des performances des systèmes ainsi étudiés. Par exemple, proposer des systèmes balistiques de nouvelle génération nous force à maîtriser à la fois l'aérodynamique externe et ses transferts thermiques associés tout en y intégrant la dynamique du vol et les possibles modifications de la géométrie liés aux agressions thermiques. S'attaquer à un tel système couplé constitue la motivation première de ce travail. Cependant, résoudre des systèmes si fortement couplés impose de proposer une véritable stratégie dans la modélisation retenue. La technique des frontières immergées a été retenue et intégrée à un solveur compressible s'appuyant sur un générateur de maillage automatique structure en 2nTree. Avant même de s'attaquer aux mécanismes d'ablation, le travail s'est plus particulièrement focalisé sur la caractérisation d'écoulements externes autour de projectiles, académique dans un premier temps pour très vite converger vers des projectiles SOCBT et des munitions flèches volant à très grandes vitesses. La qualité des résultats obtenus et les excellentes corrélations avec les résultats de la littérature nous ont encouragé à poursuivre le développement par un couplage avec un modèle de dynamique du vol à 6° de liberté et la prise en compte de l'échauffement du projectile pour tenir compte des conditions en vol (notamment la stabilité du projectile). Les flux thermiques peuvent également engendrer des dégradations thermiques et le modèle proposé permet la prise en compte des phénomènes d'ablation. Bien que sa modélisation soit simpliste dans un premier temps, le modèle proposé a permis de décrire de manière assez facile un problème à frontière mobile comme l'est un mécanisme d'ablation. Les calculs ont soulignés le comportement intéressant du modèle numérique sur des cas académiques et sur des ailettes caractéristiques d'une munition flèche. Un calcul couplé mécanique des fluides/thermique du projectile/ ablation témoigne du fort potentiel du modèle ainsi proposé.

Les problèmes aérothermiques typiquement rencontrés en ingénierie imposent un recours à des simulations numériques (CFD), qui, pour être réalistes, doivent nécessairement prendre en compte les phénomènes transitoires. L'emploi de modèles réduits ou de surfaces de réponse offre une alternative rapide et peu coûteuse à ces calculs exigeants en temps de calcul et en espace mémoire. L'objet de cette thèse est d'étoffer l'applicabilité de la méthode d'identification modale (MIM) dans le contexte de la mécanique des fluides. Il s'agit d'une méthode de réduction de modèle qui s'appuie sur la minimisation d'un écart entre les sorties d'un modèle de référence et celles d'un modèle réduit. Les paramètres du modèle réduit sont vus comme les variables d'un problème d'optimisation. Nous développons la méthode dans le cadre d'écoulements turbulents. L'écoulement autour d'un cylindre circulaire constitue le cas d'application principal de ces travaux. Il nous permet de tester nos méthodologies dans diverses configurations incompressibles : stationnaires, instationnaires, écoulements isothermes ou de convection forcée thermique. Ces modèles produisent des champs de vitesse, de température, des densités de flux de chaleur . . . Une autre application concerne un profil d'aile dans un écoulement sub à transsonique. Pour celle-ci, les sorties des modèles sont des coefficients de traînée et de portance, ainsi que des répartitions de coefficients de pression le long de la surface portante. Cet exemple nous permet de mettre en évidence l'impact de l'échantillonnage sur la construction du modèle.

Afin de déterminer l’état dans lequel les fragments arrivent au sol et leurs points d’impact, une compréhension fine des phénomènes physiques intervenant lors de la rentrée atmosphérique des débris spatiaux, ainsi qu’un effort important de modélisation sont nécessaires. Il s’agit en particulier d’analyser et de modéliser des phénomènes physiques peu pris en compte jusqu’à présent par les approches existantes et connues. Durant cette thèse une modélisation des interactions entre fragments en régime continu hypersonique et supersonique pour des écoulements de gaz parfait et de gaz réel a été proposée. Ceci a permis de montrer l’influence significative de ce phénomène sur la dynamique et la survie d’une sphère située dans la couche de choc générée par un premier fragment. D’autre part, un modèle pour l’estimation des coefficients aérodynamiques de force et de moment ainsi que le coefficient de flux de chaleur en régime hypersonique du moléculaire libre au continu est proposé. En complément des régimes hypersonique et supersonique, un modèle préliminaire pour le calcul des coefficients aérodynamiques en régime transsonique a été développé. Un modèle de conduction thermique adapté à la rentrée des débris spatiaux a été développé. Les influences du modèle de conduction, de l’épaisseur de paroi et de la prise en compte de la dépendance en température de la conductivité thermique et de la capacité calorifique sur la distribution de température dans la paroi ont été montrées. D’autre part, une étude expérimentale sur l’oxydation de l’alliage de titane TA6V a été menée au laboratoire PROMES-CNRS d’Odeillo sous plasma d’air. Les premiers résultats confirment la nécessité de tenir compte de l’oxydation de la paroi en particulier dans un environnement à haute température où l’oxygène est dissocié comme c’est le cas pour les rentrées atmosphériques terrestres de débris spatiaux. Par ailleurs, un modèle de dégradation thermique de la paroi par fusion (ablation) a été mis en place. Ces modèles ont été implantés dans le code MUSIC/FAST de l’ONERA. Celui-ci, initialement conçu pour l’analyse pré-mission de la rentrée de véhicules ou de capsules, a été évalué, consolidé et amélioré pour son application à la rentrée des débris spatiaux.Les coefficients aérodynamiques et aérothermodynamiques calculés par le code ont été confrontés aux données issues de la littérature pour différentes géométries. Enfin, la rentrée atmosphérique d’un réservoir sphérique a été simulée permettant d’évaluer l’influence de différents paramètres (pente, propriétés des matériaux, propriétés de la paroi interne du réservoir, épaisseur de la paroi) sur la trajectoire du fragment et son état lors de son impact au sol. / In order to determine the conditions in which fragments reach the Earth as well as their impact point locations,a deep comprehension of the physical phenomena occurring during the atmospheric re-entry of space debris is necessary, as well as an important effort in the development of models. Especially, it is important to analyse and develop models for the physical phenomena neglected in the existing and known approaches. During this thesis, some effort was put into the development of a fragment interaction model in continuum hypersonic and supersonic regime, in perfect and real gas at equilibrium. It was critical to understand the significant influenceof this phenomenon on the dynamics and survival of a sphere situated in the shock wave generated by a primary fragment. On the other hand, a model allowing the aerodynamic force and moment coefficients estimation anda model to evaluate the heat flux coefficient in hypersonic regime from free-molecular to continuum flow have been proposed. Subsequently, a first model to compute the aerodynamic coefficients in transonic regime has beendeveloped. A thermal conduction model adapted to the study of atmospheric re-entry of space debris has been developed. The significant influence of the conduction model, the wall thickness and the thermal dependence of material properties such as thermal conductivity and specific heat capacity on the wall thermal distribution have been shown. A first wall ablation model by melting has been set up. On the other hand, an experimental study on the oxidation of the TA6V titanium alloy has been conducted at PROMES-CNRS laboratory, Odeillo,in plasma air environment. The results confirm the necessity to take into account the wall oxidation, especially in a high temperature environment where oxygen is dissociated, as encountered in Earth atmospheric re-entry of space debris. A model for the thermal degradation of the wall by melting (ablation) has been developed. These models have been implemented in the ONERA code named MUSIC/FAST. This one, initially designed for spacecraftre-entry pre-mission analysis, has been evaluated, consolidated and improved for space debris atmosphericre-entry applications. For validation purpose, the aerodynamics and aerothermodynamics coefficients computed by the code have been compared to the ones found in literature, for various geometries. Finally, the atmosphericre-entry of a spherical tank has been simulated allowing the evaluation of the influence of different parameters(angle of climb, material properties, internal wall properties and wall thickness) on the fragment trajectory andits state when it reaches the ground.

Quotidiennement, des objets orbitant à proximité de la Terre (ou géocroiseurs) impactent cette dernière. Lorsque la dimension de l'objet atteint une taille critique (autour de 50m de diamètre),les conséquences au sol peuvent devenir dramatiques.De plus, ces objets ont une occurrence d'impact séculaire, donc à l'échelle d'une vie humaine. L'entrée d'un tel objet met en œuvre de nombreux phénomènes, parfois peu ou pas connus de manière précise : AéroThermoDynamique (ATD) de l'écoulement, rayonnement, ablation, fragmentation. La grande variété de conditions d'entrée étudiées nécessite de plus une étude paramétrique approfondie. Notre thèse est que la phase de rentrée et les phénomènes s’y déroulant jouent un rôle fondamental dans la prévision des risques d'impact au sol. Ainsi, nous avons quantifié ces phénomènes afin d'en établir leurs conséquences pendant la rentrée puis au sol : Nombre et tailles des fragments, empreinte au sol, vitesse(s), masse(s) et énergie cinétique finales. Des simulations ATD préliminaires ont permis de voir que l'écoulement post-choc était en équilibre thermochimique et rayonnait de façon importante. De ce fait des calculs de rayonnement au niveau de la ligne d'arrêt pour différents points de vol ont été effectués, en vu de développer une loi analytique permettant d’estimer correctement le flux radiatif pour nos conditions d’entrée. Cette étude a mis en défaut la représentativité des formules analytiques pré-existantes pour les conditions considérées ici. Du fait du flux thermique incident, un géocroiseur perd de la masse par ablation. Deux modélisations de ce phénomène ont été réalisées, afin d'en évaluer l'incidence en terme de pertes de masses et changements de forme, et donc sur la trajectoire. Nous avons également modélisé le phénomène de fragmentation, de l'initiation de la rupture du fait des contraintes mécaniques à la génération de fragments et à leur dynamique d'évolution. Cette étude a montré l'importance de ce phénomène sur la prévision d'impact, en particulier sur le nombre de fragments impactant et leur énergies cinétiques d'impact. De plus, les interactions entre fragments réduisent la dispersion au sol.Enfin des simulations de trajectoires 1D et 3D avec modélisations de l’ ablation et la fragmentation ont été effectuées sur 3 exemples d'entrée. Elles ont mis en évidence l'importance des paramètres d'entrée (vitesse et incidence en particulier) dans l'estimation de l'impact au sol, et démontré l'influence protectrice de l'atmosphère dans l'estimation des conséquences au sol, du fait en particulier du phénomène de fragmentation, et dans une moindre mesure d'ablation. / Near Earth Objects (NEOs) impact Earth everyday. When the objet reaches a critical size (>50m), ground consequences might be dramatic. Moreover, NEOs have a secular occurrence, i.e. at a human scale. A NEO entry object involves various phenomena, poorly or not known: flow AeroThermoDynamics (ATD), radiation, ablation, fragmentation. The variety ofstudied entry conditions implies also an extensive parametric study. My thesis is that the entry and the phenomena that take place in this phase has a crucial role in the prediction of impact consequences. That why I have quantified these phenomena in order to assess their consequences on the ground impact: number and sizgg of the fragments, ground print, velocity, mass and kinetic energy. ATD simulations showed the aftershock flow was in thermochemical equilibrium, and highly radiates. In order to correctly estimate the radiative flux for the entry conditions of a NEO, an analytical law has been developed. During its entry, a NEO loses mass and change its shape because of ablation.To estimate the consequence on the trajectory of the NEO, two models of this phenomenon have been elaborated. Fragmentation has been modelled, from the origin of breakup to the mechanism offragment generation and flight dynamics of these fragments. This study showed the importance of these phenomena on ground consequences prediction, especially on the number of fragments impacting, their kinetic energies, and their positions on ground. Eventually, trajectory simulations (1 D&3 D), ta ken into account these phenomena, have been conducted. They highlighted the importance ofentry speed and slope on ground consequences.These simulations also demonstrated the protective role of the atmosphere on ground consequences, especially because of the fragmentation.

Des méthodes numériques sont présentées qui permettent la simulation de jets chauds débouchants dans un écoulement transverse aux grands nombres de Reynolds et aux rapports des vitesses faibles. Différentes approches pour la modélisation de turbulence, c'est-à-dire URANS, SAS, DDES et ELES, sont validées par comparaison à des données expérimentales pour une configuration générique, soulignant la nécessité de résoudre les différentes échelles turbulentes pour une prévision correcte du mélange thermique. L'analyse de la solution instationnaire permet l'identification de processus dynamiques intrinsèques ainsi que des phénomènes de mélange et l'application de l'analyse en composantes principales révèle l'ondulation latérale du sillage de jet. Du fait du caractère multi-échelles qui se manifeste dans la simulation d'un jet débouchant sur une configuration avion, l'approche séquentielle basée sur le modèle SAS est mise en place. Comme les résultats pour la sortie d'un système de dégivrage de nacelle sont en bon accord avec les données d'essai en vol, cette approche est finalement appliquée à la sortie complexe d'un système de pre-cooler, mettant en valeur sa capacité à être appliquée dans un processus industriel. / Numerical methods for the simulation of hot jets in cross flow at high Reynolds numbers and small momentum ratios are presented. Different turbulence modeling strategies, i.e. URANS, SAS, DDES and ELES, are validated against experimental data on a generic configuration, highlighting the necessity of scale-resolution for a correct prediction ofthermal mixing. The analysis of transient flow simulations allows the identification of inherent flow dynamics as well as mixing phenomena and the application of the Proper Orthogonal Decomposition revealed the lateral wake meandering as being one of them. Due to the multi-scale problem which arises when simulating jets in cross flow on real aircraft configurations, the sequential approach based on the SAS turbulence model is introduced. As results for the exhaust of a nacelle anti-icing system comprising multiple jets in cross flow agree well with flight test data, the approach is applied in a last step to the complex exhaust of a pre-cooling system, emphasizing the capabilities of this methodology in an industrial environment.

Laminar turbulent transition is known for a long time as a critical phenomenon influencing the thermal load encountered by hypersonic vehicle during their planetary re-entry trajectory. Despite the efforts made by several research laboratories all over the world, the prediction of transition remains inaccurate, leading to oversized thermal protection system and dramatic limitations of hypersonic vehicles performances. One of the reasons explaining the difficulties encountered in predicting transition is the wide variety of parameters playing a role in the phenomenon. Among these parameters, surface roughness is known to play a major role and has been investigated in the present thesis.<p><p>A wide bibliographic review describing the main parameters affecting transition and their coupling is proposed. The most popular roughness-induced transition predictions correlations are presented, insisting on the lack of physics included in these methods and the difficulties encountered in performing ground hypersonic transition experiments representative of real flight characteristics. This bibliographic review shows the importance of a better understanding of the physical phenomenon and of a wider experimental database, including real flight data, for the development of accurate prediction methods.<p><p>Based on the above conclusions, a hypersonic experimental test campaign is realized for the characterization of the flow field structure in the vicinity and in the wake of 3D roughness elements. This fundamental flat plate study is associated with numerical simulations for supporting the interpretation of experimental results and thus a better understanding of transition physics. Finally, a model is proposed in agreement with the wind tunnel observations and the bibliographic survey.<p><p>The second principal axis of the present study is the development of a hypersonic in-flight roughness-induced transition experiment in the frame of the European EXPERT program. These flight data, together with various wind tunnel measurements are very important for the development of a wide experimental database supporting the elaboration of future transition prediction methods. / Doctorat en Sciences de l'ingénieur / info:eu-repo/semantics/nonPublished

This thesis presents the derivation of the theory leading to the determination of the governing equations of chemically reacting flows under local thermodynamic equilibrium, which rigorously takes into account effects of elemental (de)mixing. As a result, new transport coefficients appear in the equations allowing a quantitative predictions and helping to gain deeper insight into the physics of chemically reacting flows at and near local equilibrium. These transport coefficients have been computed for both air and carbon dioxide mixtures allowing the application of this theory to both Earth and Mars entry problems in the framework of the methodology for the determination of the catalytic activity of Thermal Protections Systems (TPS) materials.<p>Firstly, we analyze the influence of elemental fraction variations on the computation of thermochemical equilibrium flows for both air and carbon dioxide mixtures. To this end, the equilibrium computations are compared with several chemical regimes to better analyze the influence of chemistry on wall heat flux and to observe the elemental fractions behavior along a stagnation line. The results of several computations are presented to highlight the effects of elemental demixing on the stagnation point heat flux and chemical equilibrium composition for air and carbon dioxide mixtures. Moreover, in the chemical nonequilibrium computations, the characteristic time of chemistry is artificially decreased and in the limit the chemical equilibrium regime, with variable elemental fractions, is achieved. Then, we apply the closed form of the equations governing the behavior of local thermodynamic equilibrium flows, accounting for the variation in local elemental concentrations in a rigorous manner, to simulate heat and mass transfer in CO2/N2 mixtures. This allows for the analysis of the boundary layer near the stagnation point of a hypersonic vehicle entering the true Martian atmosphere. The results obtained using this formulation are compared with those obtained using a previous form of the equations where the diffusive fluxes of elements are computed as a linear combination of the species diffusive fluxes. This not only validates the new formulation but also highlights its advantages with respect to the previous one :by using and analyzing the full set of equilibrium transport coefficients we arrive at a deep understanding of the mass and heat transfer for a CO2/N2 mixture.<p>Secondly, we present and analyze detailed numerical simulations of high-pressure inductively coupled air plasma flows both in the torch and in the test chamber using two different mathematical formulations: an extended chemical non-equilibrium formalism including finite rate chemistry and a form of the equations valid in the limit of local thermodynamic equilibrium and accounting for the demixing of chemical elements. Simulations at various operating pressures indicate that significant demixing of oxygen and nitrogen occurs, regardless of the degree of nonequilibrium in the plasma. As the operating pressure is increased, chemistry becomes increasingly fast and the nonequilibrium results correctly approach the results obtained assuming local thermodynamic equilibrium, supporting the validity of the proposed local equilibrium formulation. A similar analysis is conducted for CO2 plasma flows, showing the importance of elemental diffusion on the plasma behavior in the VKI plasmatron torch.<p>Thirdly, the extension of numerical tools developed at the von Karman Institute, required within the methodology for the determination of catalycity properties for thermal protection system materials, has been completed for CO2 flows. Non equilibrium stagnation line computations have been performed for several outer edge conditions in order to analyze the influence of the chemical models for bulk reactions. Moreover, wall surface reactions have been examined, and the importance of several recombination processes has been discussed. This analysis has revealed the limits of the model currently used, leading to the proposal of an alternative approach for the description of the flow-surface interaction. Finally the effects of outer edge elemental fractions on the heat flux map is analyzed, showing the need to add them to the list of parameters of the methodology currently used to determine catalycity properties of thermal protection materials. / Doctorat en sciences appliquées / info:eu-repo/semantics/nonPublished

This thesis presents the author's contribution <p>to the design and implementation of COOLFluiD,<p>an object oriented software platform for <p>the high performance simulation of multi-physics phenomena on unstructured grids. In this context, the final goal has been to provide a reliable tool for handling high speed aerothermodynamic <p>applications. To this end, we introduce a number of design techniques that have been developed in order to provide the framework with flexibility<p>and reusability, allowing developers to easily integrate new functionalities such as arbitrary mesh-based data structures, numerical algorithms (space discretizations, time stepping schemes, linear system solvers, ),and physical models. <p>Furthermore, we describe the parallel algorithms <p>that we have implemented in order to efficiently <p>read/write generic computational meshes involving <p>millions of degrees of freedom and partition them <p>in a scalable way: benchmarks on HPC clusters with <p>up to 512 processors show their effective suitability for large scale computing. <p>Several systems of partial differential equations, <p>characterizing flows in conditions of thermal and <p>chemical equilibrium (with fixed and variable elemental fractions)and, particularly, nonequilibrium (multi-temperature models) <p>have been integrated in the framework. <p>In order to simulate such flows, we have developed <p>two state-of-the-art flow solvers: <p>1- a parallel implicit 2D/3D steady and unsteady cell-centered Finite Volume (FV) solver for arbitrary systems of PDE's on hybrid unstructured meshes; <p>2- a parallel implicit 2D/3D steady vertex-centered Residual Distribution (RD) solver for arbitrary systems of PDE's on meshes with simplex elements (triangles and tetrahedra). <p>The FV~code has been extended to handle all <p>the available physical models, in regimes ranging from incompressible to hypersonic. <p>As far as the RD code is concerned, the strictly conservative variant of the RD method, denominated CRD, has been applied for the first time in literature to solve high speed viscous flows in thermochemical nonequilibrium, yielding some preliminary outstanding results on a challenging double cone flow simulation. <p>All the developments have been validated on real-life testcases of current interest in the aerospace community. A quantitative comparison with experimental measurements and/or literature has been performed whenever possible. / Doctorat en Sciences de l'ingénieur / info:eu-repo/semantics/nonPublished