Afin de mieux estimer la survivabilité des débris spatiaux lorsqu’ils retombent sur Terre (masse finale et surface meurtrie), la base de données matériaux du code DEBRISK du CNES nécessite d’être alimentée en propriétés dans le domaine des hautes températures (oxydation et émissivité principalement). Ainsi, cette thèse a été réalisée au laboratoire PROMES-CNRS sur l’étude expérimentale de l’oxydation dans des conditions de rentrée atmosphérique (plasma d’air, haute température et basse pression) de quatre alliages métalliques les plus difficiles à détruire (Invar 36, TA6V, 316L et 304L). L’émissivité totale directionnelle a également été mesurée à haute température et l’émissivité totale hémisphérique a été calculée pour ces quatrematériaux, sur des surfaces non oxydées, sous vide secondaire, mais aussi, pré-oxydées sous plasma d’air et oxydées in situ sous air standard. Les résultats ont montré pour l’ensemble des matériaux, que l’oxydation à haute température sous environnement d’oxygène atomique, était peu significative vis-à-vis des faibles gains ou pertes de masse obtenus (dépendant de l’alliage) par rapport aux masses initiales. Par contre, l’oxydation crée une forte modification de la surface – composition et morphologie – ce qui entraine une importante augmentation d’un facteur 3 voire 4 (dépendant de l’alliage) de l’émissivité totale des matériaux oxydés par rapport à celle des échantillons vierges, cette augmentation pouvant fortement retarder le processus de fusion pendant une trajectoire et par conséquent le calcul de la masse finale et de la surface meurtrie. De plus, il a été observé que l’émissivité des oxydes formés sous plasma d’air était généralement 10% supérieure à celles des oxydes formés sous air standard, d’où l’intérêt de mesurer l’émissivité sur des surfaces préalablement oxydées sous plasma d’air, caractéristique des conditions de rentrée atmosphérique des débris spatiaux. Finalement, il apparait plus judicieux d’implémenter dans les codes de rentrée atmosphérique, l’influence de l’oxydation sous plasma d’air sur l’émissivité plutôt que les cinétiques d’oxydation obtenues. / To better assess the survivability of space debris when they fall at ground (final mass and casualty area), the DEBRISK tool from CNES needs to feed its material database with properties at high temperatures (oxidation and emissivity mainly). Thus, this thesis was conducted at the PROMES-CNRS laboratory on the experimental study of oxidation in atmospheric re-entry conditions (air plasma, high temperature and low pressure) for four metallic alloys which are the most difficult to destroy (Invar 36, TA6V, 316L and 304L).The total directional emissivity was measured at high temperature for all the materials and the totalhemispherical emissivity calculated, on non-oxidized samples, in high vacuum, but also, on pre-oxidized samples under air plasma and on in situ oxidized ones in standard air. The experimental results have shown for all the materials that the oxidation at high temperature under air plasma was not significant, due to the obtaining of small mass gains or losses (depending of the alloy) compared to the initial masses. However, oxidation creates a huge modification of the surface – composition and morphology – that leads to a significant increase of the total emissivity of oxidized materials compared to the one of virgin samples by a factor 3 or even 4 (depending on the alloy) that can strongly delay the melting process during a trajectory andconsequently the calculation of the final mass and the casualty area. Moreover, it was observed that the emissivity of oxides formed under air plasma was generally 10% higher than those formed in air standard, hence the interest to perform emissivity measurements on pre-oxidized samples under air plasma conditions, representative of the atmospheric re-entry conditions of space debris. Finally, it would be more judicious to implement in the atmospheric reentry tools, the influence of the oxidation under air plasma on the emissivity rather than the kinetics of oxidation obtained.

Le dimensionnement des protections thermiques des véhicules spatiaux nécessite la connaissance des flux de chaleur à la surface de l'engin. Pour le type de rentrée atmosphérique étudié dans ces travaux (rentrée terrestre à 10-12 km/s ou plus), le rayonnement contribue de manière significative à l'échauffement pariétal. Nous présentons dans cette étude, le développement et la mise en œuvre de modèles et d'outils numériques permettant de prédire les transferts radiatifs dans les couches de choc de rentrée terrestre hors d'équilibre en géométrie multi-dimensionnelle. Nous avons d'abord formulé dans une approche raie par raie l'expression des propriétés radiatives relatives à des plasmas de N2-O2 hors d'équilibre. Cette formulation est adaptée à une modélisation multi-température et/ou une modélisation par niveau électronique du déséquilibre thermique. Les expressions obtenues ont été mises en œuvre sur le cas d'épreuve FIRE II afin de déterminer les luminances au point d'arrêt pour quatre points de trajectoire. Les résultats montrent un bon accord global avec les données en vol dans les différents intervalles de mesure allant de l'IR à l'UV, hormis pour le point de rentrée le plus hors d'équilibre. Les calculs montrent également que la partie VUV du spectre contribue de manière très importante à la luminance à la paroi et que la prise en compte du déséquilibre chimique est primordiale. Un modèle approché de propriétés radiatives a ensuite été développé sur la base d'un modèle statistique à bandes étroites (MSBE) pour les systèmes électroniques moléculaires optiquement non minces (dans notre application), d'un modèle à coefficients d'émission et d'absorption moyennés par bande étroite pour les systèmes électroniques optiquement minces et les continua, et d'une approche raie par raie pour les transitions lié-lié atomiques. La mise en œuvre de cette modélisation hybride a nécessité une formulation adaptée de l'ETR pour tenir compte du déséquilibre et des corrélations spectrales. Des validations systématiques du MSBE, contribution par contribution, ont été réalisées. Le modèle hybride a ensuite été validé sur le cas d'épreuve FIRE II par rapport à des calculs raie par raie. Le modèle hybride a été implémenté dans le solveur radiatif ASTRE, code basé sur une approche de Monte Carlo. L'implémentation a été validée par rapport à une méthode de lancer de rayons sur une con_figuration plans tangents. Des calculs 3D de rayonnement ont ensuite été réalisés sur le cas d'épreuve FIRE II. Les résultats montrent des écarts de l'ordre de 10-15 % sur les flux au point d'arrêt par rapport aux résultats obtenus dans l'approximation des plans tangents habituellement utilisée dans la littérature. Les outils développés permettent d'obtenir des résultats relativement bien convergés (5 %) en géométrie tri-dimensionnelle (100000 cellules) en un temps CPU raisonnable permettant d'envisager des calculs couplés à terme. / Thermal protection design of spacecraft requires the knowledge of heat fluxes at the vehicle surface. For the kind of atmospheric entry considered in this work (earth reentry at 10-12 km/s or more), radiation significantly contributes to the surface heating. We present in this study, the development and the use of models and numerical tools to predict radiative transfers in the shock layers encountered in earth re-entry in nonequilibrium conditions and multi-dimensionnal geometry. First of all, we have formulated, in a line by line approach, the expressions of radiative properties of N2-O2 plasmas in nonequilibrium conditions. This formulation is suitable for a multi-temperature and/or a electronic state to state description of the thermal nonequilibrium. It has been used to simulate the test case FIRE II in order to determine radiative intensity at the stagnation point for four trajectory points. Results show a good agreement with flight data for different spectral measurement ranges form IR to UV, except for the trajectory point in strong nonequilibrium conditions. Calculations show moreover that VUV spectral range contributes significantly to the intensity at the wall and that taking into account chemical nonequilibrium is crucial. An approximate model of radiative properties has been developed on the basis of a statistical narrow band (SNB) model for optically thick (in our application) electronic molecular systems, of a box model for optically thin electronic molecular systems and continua, and of a line by line approach for atomic lines. The use of the hybrid model has required a suitable RTE formulation to take into account nonequilibrium and spectral correlations. Systematic validations of the SNB model for each contribution have been carried out. The hybrid model has then been validated on the test case FIRE II against line by line calculations. The hybrid model has been implemented in the ASTRE radiative solver, which is based on a Monte Carlo approach. The implementation has been validated in comparison with a ray tracing method on a tangent slab configuration. 3D radiative calculations have been then carried out on the test case FIRE II. Results show discrepancy of 10-15 % on the fluxes at the stagnation point with results obtained in the tangent slab approximation which is usually used in the litterature. The developed tools allow to obtain relatively well converged (5 %) results in tri-dimensional geometry (100000 cells) with a reasonable CPU time enabling to consider coupled calculations in futur works.

In the present work, two numerical tools are under scrutiny. Both were made to study the atmospheric re-entry of a spacecraft: DEBRISK computes the trajectory and the survivability of the spacecraft as well as its fragments, and ELECTRA calculates the trajectory of the spacecraft and its fragments, as well as the associated on-ground risk of human casualty. However, they differ in some of their functionalities and their physical models, leading to a difference in the trajectories, thus in the impact points locations for the same spacecraft. This work has multiple purposes. First, the influence of several simulation parameters are studied in both tools in order to determine a correction law for the trajectory of the spacecraft in ELECTRA, making it imitate the DEBRISK trajectory. To do so, a large dataset is built then manipulated, and a verification process is realised to quantify the accuracy of the correction law. Successive iterations of the method show a decent improvement in the ELECTRA trajectory, yet uncertainties around the correction and the low applicability of the law lead to try a new promising method based on a live data reading of the flight parameters from DEBRISK to ELECTRA. Finally, the influence of the shielding of the buildings on the human casualty risk computation, symbolised by a protection coefficient in ELECTRA is studied. Results show that considering this, protection coefficients can multiply up by five the risk of casualty. A technical documentation was written for potential future works on the same subject. / I detta arbete studeras två numeriska verktyg som utformats för att studera det atmosfäriska återinträdet av en rymdfarkost: DEBRISK beräknar rymdfarkostens bana och överlevnadsförmåga såväl som dess fragment, och ELECTRA beräknar rymdfarkostens bana och dess fragment, samt tillhörande risk för olycksfall på marken. De skiljer sig åt i vissa av sina funktioner och sina fysiska modeller, vilket leder till skillnader i banorna, alltså i nedslagspunkterna för samma rymdfarkost. Detta arbete har flera syften. Först studeras påverkan av flera simuleringsparametrar i båda verktygen för att bestämma en korrigeringslag för rymdfarkostens bana i ELECTRA, vilket gör att den imiterar DEBRISK-banan. För att göra detta byggs en stor datamängd som sedan manipuleras, och en verifieringsprocess realiseras för att kvantifiera korrigeringslagens korrekthet. Successiva iterationer av metoden visar en viss förbättring av ELECTRA-banan, men osäkerhet kring korrigeringen och den låga tillämpligheten av lagen leder till att en ny lovande metod, baserad på en direkt dataavläsning av flygparametrarna från DEBRISK till ELECTRA, provats. Slutligen studeras inverkan av avskärmningen av byggnaderna på riskberäkningen av mänskliga olyckor, symboliserad med en skyddskoefficient i ELECTRA. Resultaten visar att med tanke på detta kan skyddskoefficienter multiplicera upp med en faktor fem risken för olyckor. En teknisk dokumentation skrevs för potentiella framtida arbeten om samma ämne.

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.

Ces dernières années, les missions spatiales bénéficient d'un regain d'intérêt. Cependant, lorsqu’arrive laphase d’entrée dans l’atmosphère, nous faisons encore face à d’importantes difficultés. Afin de répondre àce problème, une nouvelle technique est proposée : le contrôle par plasma pour augmenter la force detraînée sur le véhicule et ainsi, décroître sa vitesse. Dans cette thèse, un actionneur plasma est testé danstrois écoulements supersoniques (N1(M2-8Pa), N2(M4-8Pa) and N3(M4-71Pa)) et un hypersonique (M20-0.062Pa), ces écoulements étant simulés par la soufflerie MARHy.L’actionneur plasma induit des modifications de l’écoulement autour du modèle étudié, comme unemodification de la géométrie de l’onde de choc et une augmentation de l’angle de choc. Afin de mieuxcomprendre les phénomènes gouvernant ces modifications, la pression Pitot, la température surfacique etvolumique, les données électroniques et des mesures spectroscopiques ont été analysées. Les résultatsmontrèrent que deux types d’effets interviennent : thermiques (surface et volume) et l’ionisation. De plus, il aété démontré que ces effets n’ont pas la même importance suivant les conditions d’écoulements.L’actionneur plasma lui-même a été modifié dans un but d’amélioration. En particulier, deux types degénérateurs ont été étudiés pour alimenter la cathode : DC et pulsé. Finalement, il est montré que pour unepuissance de décharge de 80 W, une augmentation de 13% de la traînée et donc, une diminution de plus de25% des flux de chaleur peuvent être attendus. Par conséquent, les actionneurs plasma semblent être descandidats idéaux pour les missions spatiales et les (r)entrées atmosphérique. / Space missions are arousing renewed interest in these recent years. However, when coming to the entryinto the atmosphere, major issues are still to be considered. To answer this problem, a new Entry DescentLanding technique is proposed: plasma actuation to increase the drag force over the vehicle body and thus,decrease its speed. In this thesis, a plasma actuator is tested in three supersonic rarefied flows (N1(M2-8Pa), N2(M4-8Pa) and N3(M4-71Pa)) and a hypersonic one (M20-0.062Pa), all generated by the wind tunnelMARHy.The plasma actuator induces flow modifications over the studied model, such as a change in the shock waveshape and an increase in the shock wave angle. In order to better understand the phenomena governingthese modifications, Pitot pressure, surface and gas temperature, electron data and spectroscopicmeasurements were analyzed. The results shown that two types of effects are involved: thermal (bulk andsurface) and ionization. Moreover, it was demonstrated that these effects had not the same importancedepending on the flow conditions.The plasma actuator was also modified in order to improve it. In particular, two types of generators wereused to biase the cathode: DC and pulsed. Finally, it was shown that, for a discharge power of 80 W, a 13%increase in the drag force could be expected and thus, a decrease in the heat load over the model body ofmore than 25%. Therefore, plasma actuators seem to be promising applications for space missions andatmospheric entries.