The emission of polycyclic aromatic hydrocarbons (PAHs) from the diesel engine on a dynamometer by mixing ratio of the fuel (H2/O2 /diesel) was investigated. The engine was operated at a one load steady-state condition of 1,600 rpm with torque and power outputs of 145 Nm and 24.5 kW. In this condition, the measurement of the mixing ratio of the fuel (H2/O2 /diesel) was first recorded without any induction of H2/O2 mixture (Base) into the engine. Then, seven flow rate levels of H2/O2 mixture were used by 10 L/min, 20 L/min, 30 L/min, 40 L/min, 50 L/min, 60 L/min, and 70 L/min, respectively. The concentrations of total PAHs were 106.58, 101.89, 95.30, 90.70, 85.98, 82.35, 72.38, and 67.30 £gg/m3, respectively for Base (0 L/min), 10 L/min, 20 L/min, 30 L/min, 40 L/min, 50 L/min, 60 L/min, and 70 L/min of H2/O2 mixture. The emission factor of total PAHs were 6.00, 5.73, 5.36, 4.99, 4.84, 4.50, 4.07, and 3.78 mg/bhp-hr, respectively for Base (0 L/min), 10 L/min, 20 L/min, 30 L/min, 40 L/min, 50 L/min, 60 L/min, and 70 L/min of H2/O2 mixture. The removal rate of total PAHs were 4.4%, 10.6%, 14.9%, 19.3%, 22.7%, 32.1%, and 36.9%, respectively for 10 L/min, 20 L/min, 30 L/min, 40 L/min, 50 L/min, 60 L/min, and 70 L/min of H2/O2 mixture. This result showed using H2/O2 mixture significantly reduced emissions of PAHs. As the regulated harmful matters, using H2/O2 mixture, CO¡BCO2¡BTHC and PM decreased, whereas the NOx emission increased. The energy saving of the fuels (H2/O2 /diesel), the total oil equivalents combined by fuel consumption of diesel engine and electricity consumption of H2/O2 generator, were 2.42, 2.49, 2.50, 2.48, 2.51, 2.35, 2.18, and 2.17 for Base (0 L/min), 10 L/min, 20 L/min, 30 L/min, 40 L/min, 50 L/min, 60 L/min, and 70 L/min of H2/O2 mixture. The result showed that reduced saving energy of the fuel (H2/O2 /diesel) by 3.2% for 50 L/min, 9.8% for 60 L/min, and 10.4% for 70 L/min, respectively.

This research carries out all tests in diesel engine takes neat diesel and hydrogen+oxygen (H2/O2) which is used as an additive (H2/O2 mixture: 10 to 70 L/min, interval 10 L/min) in a stable state condition (engine was operated at one load steady-state condition of 1600 rpm with torque and power outputs of 145 Nm and 24.5 kW, respectively). Characteristics of carbonyls emissions from H2/O2 as an additive were investigated in a HDDE (heavy-duty diesel engine) and compared with those from neat diesel, contains the concentration, emission factor and elimination efficiency, whole of change tendency in order to help the understanding of diesel engine pollutant emissions, and appraises energy conservation of benefit which add to H2/O2. The regulated pollutants emission, using H2/O2 mixture (10 to 70 L/min), THC, CO, CO2 and PM emission all increased while H2/O2 showed signs of decrease; on the contrary, NOx emission increased while H2/O2 increased. Regarding Carbonyls emissions, the total carbonyls concentration of diesel engine take neat diesel was 3218.02 £gg/m3 and the emission factors for diesel engine take neat diesel were 180.882 mg/bhp-hr and 788.061 mg/L-fuel, respectively. When H2/O2 mixture was added, total carbonyls concentration of 3068.28, 3006.42, 2823.10, 2707.06, 2500.54, 2216.87 and 2178.27 mg/m3 were 10 L/min, 20 L/min, 30 L/min, 40 L/min, 50 L/min, 60 L/min and 70 L/min, respectively. The emission factor may be divided into mg/bhp-hr and mg/L-fuel; the emission factor of total carbonyls were 231.36¡B226.18¡B211.41¡B203.14¡B186.98¡B167.17 and 164.23 mg/bhp-hr, respectively; the emission factor of total carbonyls were 764.95¡B755.15¡B719.97¡B707.36¡B704.40¡B694.27 and 690.47 mg/L-fuel, respectively. Increases in H2/O2 can reduce total carbonyls emissions with an eliminating efficiency rate of 4.7, 6.6, 12.3, 15.9, 22.3, 31.1 and 32.3%, respectively. Energy conservation of appraisal increase H2/O2, diesel equivalent sun of fuel consumption of diesel engine and electricity consumption of H2/O2 generator, namely can distinguish that its energy consumption, whole consumes were 2.51, 2.58, 2.59, 2.57, 2.60, 2.43, 2.26 and 2.25, respectively. When compared with neat diesel, result showed in H2/O2 from 10 L/min to 40 L/min, diesel equivalent increased while H2/O2 showed increase; but in H2/O2 from 50 L/min to 70 L/min reflected in a gradual decrease in diesel equivalent, indicating that increases in H2/O2 can effectively achieve energy conservation. The result showed that energy conservation was 3.4%, 10.0% and 10.6% for 50 L/min, 60 L/min and 70 L/min, respectively. The result indicated H2/O2 was 60 L/min when energy conservation benefit was most remarkable, therefore this had the best energy conservation.

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. / The beginning of the conquest of space received benefits from the political competition of the Cold War and consequently grow quickly without considering the cost of these advances. The end of this unrestrained technological race brings to light the other side of the coin. In order to keep a fleet of launch vehicles up-to-date with the market, spatial agencies must answer a question : how can the cost of a launch be reduced without decreasing its efficiency. Through the use of numerical simulation, industrial partners may investigate this logic of optimisation. This solution might provide improvement in the knowledge of existing technologies, especially when experimental measurements are impossible. Following the path of theoretical and experimental results, this study aims to present a new view about the different processes occurring during the ignition of a space rocket engine. First, this research will present an improvement of the modelling of H2/O2 flame. The validation of a reduced chemical scheme basically developed for H2/Air will justify its use during the ignition sequence. Then, a turbulent combustion model for non-premixed flames will be developed in order to compensate the limits of the thickened flame model implemented in AVBP. Additionally, a study of both premixed and non-premixed regimes in a closed position will bring a simple method to distinguish them for a further active use. Secondly, this research will study the ignition process of a representative cryogenic space rocket chamber. The calculation of a simplified ignition sequence will be globally investigated. Finally, two-detailed analysis will lead to different combustion regimes and flame spreading processes

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.

L’objectif de cette thèse est d’étudier l’initiation directe et la propagation d’une détonation dans un milieu cryogénique diphasique GH2-LOx dans le cadre général des moteurs à onde de détonation pour la propulsion spatiale. Un rappel des bases théoriques sur les processus d’atomisation d’un jet liquide, puis sur la détonation en phase gazeuse, et enfin sur la détonation dans un mélange diphasique, constituent le premier chapitre de la thèse. Le deuxième chapitre présente les dispositifs expérimentaux et les techniques utilisés pour mener à bien les expériences de caractérisation du jet diphasique et d’étude de la détonation. Le troisième chapitre est consacré à l’étude dans un tube en quartz de la granulométrie d’un jet diphasique GHe-LOx non réactif. Une cartographie est ainsi réalisée sur l’ensemble du tube, pour différents débits d’injection. Ces résultats sont corroborés par une étude théorique sur une goutte isolée et par une étude numérique sur le comportement du jet en champ proche de l’injecteur. Le quatrième chapitre présente les résultats de l’étude de la détonation dans un tube en acier d’un mélange réactif GH2-LOx. La détonation est étudiée en fonction de divers paramètres : énergie d’initiation stockée, emplacement du dispositif d’initiation par étincelle, richesse globale du mélange. La célérité et la pression de détonation, ainsi que la structure tridimensionnelle de la détonation, sont les principales informations recueillies pour l’étude du phénomène de détonation en mélange diphasique. Une étude théorique des caractéristiques de la détonation apporte des éclairages supplémentaires sur la détonation à très basse température (100 K). / Within the general framework of detonation engines for space propulsion purpose, this work aims to study direct initiation and propagation of detonation in a cryogenic twophase GH2-LO2 mixture. First chapter is constituted by theoretical basis and state of art on atomization processes in liquid jets, then on gas-phase detonation, and finally on two-phase detonation. Second chapter describes experimental set-up and associate techniques in order to carry out two-phase jet characterization and detonation study. Third chapter is dedicated to the study of droplet size distribution of non reactive two-phase GHe-LO2 jet in a quartz tube. Thus, a droplet size map is constituted through the whole tube, for different helium injection speeds. These results are compared with theoretical study dealing with vaporization and movement of a droplet and with numerical simulations on jet behavior close to the injector. Fourth chapter presents results of a detonation study of a reactive GH2-LO2 two-phase mixture in a semi-open tube. Detonation is studied as a function of following parameters: initiation energy, spark initiation device location along the tube, global equivalence ratio. Velocity, peak pressure and three-dimension structure detonation are the main data collected to study two-phase detonation phenomena. A theoretical study of detonation characteristics brings additional information on detonation at low temperature (100 K).