La détection des menaces est un sujet d'actualité pour la protection des véhicules militaires. Traditionnellement, la détection des roquettes s'effectue dans la région de l'ultraviolet, toutefois, des études récentes ont démontré la présence d'une signature dans le visible au moment de l'allumage des moteurs. L'utilisation de la région du visible est intéressante pour diminuer le poids et le coût des systèmes. Les méthodes présentement développées utilisent des filtres interférométriques. Toutefois, elles ne réussissent pas à combiner un grand champ de vue et une sélectivité angulaire fine. Le but de cette thèse est de développer un instrument optique ayant un champ de vue large et une sélectivité spectrale fine permettant de détecter les raies émises, lors de l'allumage des moteurs-fusée à propergol solide, dans le visible et le proche infrarouge. La méthode proposée et réalisée est basée sur l'intégration d'une matrice linéaire d'éléments optiques holographiques, agissant comme un réseau diffractif dans un monochromateur de type Monk-Gillieson, ainsi que sur l'utilisation de la diffraction conique au plan image. Un système a été modélisé utilisant les équations géométriques. Il consiste en une optique collectrice, une matrice linéaire d'éléments optiques holographiques, un masque spatial courbe et un détecteur. Un miroir parabolique hors-axe collecte l'énergie. Les éléments holographiques ont été enregistrés en subdivisant l'hologramme en région, chacune exposée avec un faisceau objet à angle variable. Le faisceau de référence est commun aux régions. L'angle incident détermine le champ de vue instantané de l'élément. Le réseau holographique diffracte le faisceau sur le plan image et permet de filtrer le spectre. Pour valider cette approche, trois prototypes ont été fabriqués. Les résultats obtenus montrent que la détection de l'allumage de moteurs de ro quettes est possible dans le visible. Le premier prototype avait un champ de vue de 5° en azimut et utilisait un seul élément optique holographique. Le deuxième avait un champ de vue de 10° et fonctionnait par diffraction conique. Le dernier prototype possède un champ de vue horizontal maximal de 34° et de 10° en élévation et tire profit d'une matrice de six éléments optiques holographiques. / Detection of threats is a current issue for the protection of vehicles. Traditionally, the detection of rockets occurs in ultraviolet band, but recent studies have shown the existence of significant emission peaks in the visible and near infrared upon rocket ignition. The use of the visible region is interesting in order to reduce the weight and cost of Systems. Current methods to detect those specific peaks involve use of interferential filters. However, they fail to combine a wide field-of-view with a fine wavelength selectivity. The main subject of this thesis is to develop a system with a wide field-of-view and a fine wavelength selectivity for the detection of solid propellant rocket motor launch flash in the visible and near infrared regions. The proposed method is based on the integration of a linear array of volume holographic elements, acting as a diffractive grating in a Monk-Gillieson type monochromator, combined with the use of the conical diffraction at the image plane. On the basis of geometric theory, a system has been modelled. It consists of a collector, a linear array of holographic elements, a curved slit and a sensor. The collector is an off-axis parabolic mirror. Holographic elements are recorded subdividing a hologram film in regions, each individually exposed with a variable incidence angle. Ail regions have a common reference diffraction angle. The incident angle determines the instantaneous field of view of the elements. The volume hologram performs the function of separating and focusing the diffracted beam on an image plane to achieve wavelength filtering. To validate this method, three prototypes were fabricated. The results obtained showed that the detection of the rocket ignition is possible in the visible region. The first prototype had a field-of-view of 5° and used only one holographic element. The second had a 10° field-of-view and used conical diffraction. Finally, the third prototype had a 34° horizontally x 10° vertically field of view and was using a six-element holographic array.

Les gouttes d’oxyde d’aluminium présentes en masse dans l’écoulement interne des moteurs-fusées à propergol solide ont tendance à influerde façon importante sur l’écoulement et sur le fonctionnement du moteur quel que soit le régime. L’objectif de la thèse est d’améliorerles modèles diphasiques eulériens présents dans le code de calcul semi-industriel pour l’énergétique de l’ONERA, CEDRE, en y incluant lapossibilité d’une dispersion locale des particules en vitesse en plus de la dispersion en taille déjà présente dans le code, tout en gardant unestructure mathématique bien posée du système d’équations à résoudre. Cette nouvelle caractéristique rend le modèle capable de traiter lescroisements de trajectoires anisotropes, principale difficulté des modèles eulériens classiques pour les gouttes d’inertie modérément grande.En plus de la conception et de l’analyse détaillée d’une classe de modèles basés sur des méthodes de moments, le travail se concentre sur larésolution des systèmes d’équations obtenus en configurations industrielles. Pour cela, de nouvelles classes de schémas précis et réalisables pourle transport des particules dans l’espace physique et l’espace des phases sont développées. Ces schémas assurent la robustesse de la simulationmalgré différentes singularités (dont des chocs, -chocs, zones de pression nulle et zones de vide...) tout en gardant une convergence d’ordredeux pour les solutions régulières. Ces développements sont conduits en deux et trois dimensions, en plus d’un référentiel bidimensionnelaxisymétrique, dans le cadre de maillages non structurés.La capacité des schémas numériques à maintenir un niveau de précision élevé tout en restant robuste dans toutes les conditions est un pointclé pour les simulations industrielles de l’écoulement interne des moteurs à propergol solide. Pour illustrer cela, le code de recherche SIERRA,originellement conçu durant les année 90 pour les problématiques d’instabilités de fonctionnement en propulsion solide, a été réécrit afin depouvoir comparer deux générations de modèles et de méthodes numériques et servir de banc d’essais avant une intégration dans CEDRE. Lesrésultats obtenus confirment l’efficacité de la stratégie numérique choisie ainsi que le besoin d’introduire, pour les simulations axisymétriques,une condition à la limite spécifique, développée dans le cadre de cette thèse. En particulier, les effets à la fois du modèle et de la méthodenumérique dans le contexte d’une simulation de l’écoulement interne instationnaire dans les moteurs-fusées à propergol solide sont détaillés.Par cette approche, les liens entre des aspects fondamentaux de modélisation et de schémas numériques ainsi que leurs conséquences pour lesapplications sont mis en avant. / The massive amount of aluminum oxide particles carried in the internal flow of solid rocket motors significantly influences their behavior.The objective of this PhD thesis is to improve the two-phase flow Eulerian models available in the semi-industrial CFD code for energeticsCEDRE at ONERA by introducing the possibility of a local velocity dispersion in addition to the size dispersion already taken into accountin the code, while keeping the well-posed characteristics of the system of equations. Such a new feature enables the model to treat anisotropicparticle trajectory crossings, which is a key issue of Eulerian models for droplets of moderately large inertia.In addition to the design and detailed analysis of a class of models based on moment methods, the conducted work focuses on the resolution ofthe system of equations for industrial configurations. To do so, a new class of accurate and realizable numerical schemes for the transport ofthe particles in both the physical and the phase space is proposed. It ensures the robustness of the simulation despite the presence of varioussingularities (including shocks, -shocks, zero pressure area and vacuum...), while keeping a second order accuracy for regular solutions. Thesedevelopments are conducted in two and three dimensions, including the two dimensional axisymmetric framework, in the context of generalunstructured meshes.The ability of the numerical schemes to maintain a high level of accuracy in any condition is a key aspect in an industrial simulation of theinternal flow of solid rocket motors. In order to assess this, the in-house code SIERRA, originally designed at ONERA in the 90’s for solidrocket simulation purpose, has been rewritten, restructured and augmented in order to compare two generations of models and numericalschemes, to provide a basis for the integration of the features developed in CEDRE. The obtained results assess the efficiency of the chosennumerical strategy and confirm the need to introduce a new specific boundary condition in the context of axisymmetric simulations. Inparticular, it is shown that the model and numerical scheme can have an impact in the context of the simulation of the internal flow ofsolid rocket motors and their instabilities. Through our approach, the shed light on the links between fundamental aspects of modeling andnumerical schemes and their consequences on the applications.

The present research is an experimental and numerical study of aeroacoustic phenomena occurring in large solid rocket motors (SRM) as the Ariane 5 boosters. The emphasis is given to aeroacoustic instabilities that may lead to pressure and thrust oscillations which reduce the rocket motor performance and could damage the payload. The study is carried out within the framework of a CNES (Centre National d'Etudes Spatiales) research program. <p><p>Large SRM are composed of a submerged nozzle and segmented propellant grains separated by inhibitors. During propellant combustion, a cavity appears around the nozzle. Vortical flow structures may be formed from the inhibitor (Obstacle Vortex Shedding OVS) or from natural instability of the radial flow resulting from the propellant combustion (Surface Vortex Shedding SVS). Such hydrodynamic manifestations drive pressure oscillations in the confined flow established in the motor. When the vortex shedding frequency synchronizes acoustic modes of the motor chamber, resonance may occur and sound pressure can be amplified by vortex nozzle interaction.<p><p>Original analytical models, in particular based on vortex sound theory, point out the parameters controlling the flow-acoustic coupling and the effect of the nozzle design on sound production. They allow the appropriate definition of experimental tests.<p><p>The experiments are conducted on axisymmetric cold flow models respecting the Mach number similarity with the Ariane 5 SRM. The test section includes only one inhibitor and a submerged nozzle. The flow is either created by an axial air injection at the forward end or by a radial injection uniformly distributed along chamber porous walls. The internal Mach number can be varied continuously by means of a movable needle placed in the nozzle throat. Acoustic pressure measurements are taken by means of PCB piezoelectric transducers. A particle image velocimetry technique (PIV) is used to analyse the effect of the acoustic resonance on the mean flow field and vortex properties. An active control loop is exploited to obtain resonant and non resonant conditions for the same operating point.<p><p>Finally, numerical simulations are performed using a time dependent Navier Stokes solver. The analysis of the unsteady simulations provides pressure spectra, sequence of vorticity fields and average flow field. Comparison to experimental data is conducted.<p><p>The OVS and SVS instabilities are identified. The inhibitor parameters, the chamber Mach number and length, and the nozzle geometry are varied to analyse their effect on the flow acoustic coupling.<p><p>The conclusions state that flow acoustic coupling is mainly observed for nozzles including cavity. The nozzle geometry has an effect on the pressure oscillations through a coupling between the acoustic fluctuations induced by the cavity volume and the vortices travelling in front of the cavity entrance. When resonance occurs, the sound pressure level increases linearly with the chamber Mach number, the frequency and the cavity volume. In absence of cavity, the pressure fluctuations are damped.<p><p> / Doctorat en sciences appliquées / info:eu-repo/semantics/nonPublished