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.

Cette thèse porte sur le développement d'une loi de guidage autonome par platitude pour les véhicules de rentrée atmosphérique. La loi de guidage autonome proposée dans ce mémoire s'appuie sur le concept de platitude, afin d'effectuer un traitement des informations à bord, dans le but double d'attribuer un niveau de responsabilité et d'autonomie au véhicule, déchargeant ainsi le segment sol de tâches opérationnelles ``bas niveau'', pour lui permettre de mieux assumer son rôle de coordination globale. La première partie de ce mémoire traite de la caractérisation formelle de sorties plates pour les systèmes non linéaires régis par des équations différentielles ordinaires, ainsi que pour les systèmes linéaires à retards. Un algorithme constructif est proposé afin de calculer des sorties delta-plates candidates sous un environnement de calcul formel standard. Dans la seconde partie, une méthodologie complète et générique de replanification de trajectoires de rentrée atmosphérique est proposée, afin de doter le véhicule d'un certain niveau de tolérance à des défauts d'actionneurs simple/multiples, pouvant survenir lors des phases critiques d'une mission de rentrée atmosphérique. En outre, une méthodologie d'annexation superellipsoidale est proposée afin de convexifier le problème de commande optimale décrit dans l'espace des sorties plates. La loi de guidage autonome proposée est ensuite appliquée étape par étape à une mission de rentrée atmosphérique pour la navette spatiale américaine STS-1.

L'astrophysique des écoulements hypersoniques fortement hors équilibres, telle qu'on la trouve comme mécanisme générateur de perte de masse dans les enveloppes circumstellaires d'étoiles évoluées, ou dans les enveloppes circumstellaires de binaires chaudes ou froides en interaction, trouve une contrepartie dans la physique très appliquée et proche des problèmes de l'industrie des écoulements dits ”hyperenthalpiques” soit de plasmas collisionnels dans des tubes à chocs, soit autour de corps naturels ou artificiels pénétrant à très grande vitesse dans des atmosphères planétaires. Lors des rentrées atmosphériques, un choc détaché se forme à l'avant du véhicule spatial. Le plasma de la couche de choc ainsi formée est fortement collisionnel, et les flux de chaleur incidents à la paroi du véhicule sont dominés par les flux radiatifs provenant principalement du continuum. Il est alors nécessaire de prendre en compte le couplage entre l'écoulement et le rayonnement. Pour des nombres de Mach élevés, le plasma de la couche de choc est en d´eséquilibre thermo- chimique et radiatif. Les processus collisionnels (collisions entre particules lourdes et collisions électroniques) et radiatifs (émission et absorption de rayonnement) doivent être traités de façon complètement couplée. Contrairement aux hypothèses les plus fréquemment utilisées jusqu'ici, chaque niveau électronique de l'atome est considéré comme une espèce différente. Les processus collision- nels et radiatifs sont présents dans les équations de conservation de la masse des espèces sous forme de termes sources. Un terme de divergence du flux radiatif intervient dans l'équation sur l'énergie totale du mélange de gaz. Une méthode des volumes finis implicite est utilisée pour le traitement du système d'équations. Cela nécessite le calcul des Jacobiens numériques pour la linéarisation des termes sources chimiques. Un calcul de rentrée atmosphérique à 15 km/s a été effectué et met bien en évidence le déséquilibre thermochimique du plasma. Une diminution de la distance choc/paroi montre l'importance du rayonnement sur la structure de la couche de choc.

Sous conditions de fort déséquilibre thermodynamique, les populations des états internes émettant dans le VUV et l’infrarouge ne suivent plus une distribution de Boltzmann mais sont contrôlés par des processus collisionels et radiatifs. Nous avons développé un nouveau modèle collisionel-radiatif (CR) comprenant les mécanismes d’excitation et d’ionisation par impact d’électrons et de particules lourdes, ainsi que les transitions radiatives. Une revue exhaustive des diverses données expérimentales et théoriques nous a conduit à sélectionner les formulations les plus appropriées. Les transitions radiatives on été traitées via le concept de facteur d’échappement, égal à 0 pour les transitions dans le VUV, et à 1 pour les transitions dans l’infrarouge, en accord avec les récents calculs de la littérature. Nous avons interfacé notre modèle CR avec un code d’écoulement et un code spectral en vue de prédire les luminances récemment mesurées dans le tube à choc EAST de la NASA. Nous avons choisi deux conditions représentatives d’une rentrée hypervéloce sur Terre: V∞=10.6 et 11.12 km/s, à pression p∞=13.3 Pa. Nous avons comparé les densités d’électrons prédites par le modèle d’écoulement avec celles extraites des caméras CCD et avons obtenu un excellent accord, validant de fait le modèle d’ionisation et nous permettant de déterminer la position du choc. Ensuite, nous avons comparé les profils de luminance prédits par le modèle CR mesurés dans le VUV et l’infrarouge avec les données expérimentales et avons obtenu un excellent accord. Nous avons ainsi montré que les collisions par impact de particules lourdes sont cruciales et doivent être déterminés précisément en vue de prédire le flux radiatif dans le VUV, lequel peut représenter 60% du flux total reçu par le vaisseau spatial lors de sa rentrée dans l’atmosphère terrestre. / Under nonequilibrium, the populations of the electronic states that strongly radiate in the VUV and IR are no longer governed by a Boltzmann distribution but rather by collisional and radiative processes. A new collisional-radiative (CR) model was developed including the key processes chief among them electron-impact excitation and ionization, heavy-particle impact excitation and bound-bound transitions. A comprehensive review of the available experimental and theoretical reaction rates governing these processes was undertaken to produce a reliable set of rates. The bound-bound radiative mechanisms were treated using the escape factor concept, set to zero for VUV lines and set to one for infrared lines, in accordance with literature results. The CR model was interfaced with the a flowfield solver and with a radiation code to predict the nonequilibrium VUV and IR radiation spectra very recently measured in the EAST facility at NASA Ames Research Center. Two shock-tube conditions representative of a Lunar return reentry trajectory were selected: V∞=10.6 and 11.12 km/s, both at p∞=13.3 Pa. The electron number density profiles inferred from experiments were compared with the prediction of the flowfield model, showing excellent agreement in trend and absolute magnitude for both freestream conditions, and thus validating the ionization model and providing a way to accurately locate the shock front in the CCD images. Then, the experimental intensity profiles were compared with the prediction of the CR model. Excellent agreement between predicted and measured intensity profiles was obtained for both freestream conditions, when adjusting the heavy-particle impact excitation rate constants of Park (1985), suggesting that the nonequilibrium peak intensities observed in the VUV and IR spectral ranges are controled by heavy-particle impact processes.

Une prédiction fidèle des écoulements hypersoniques à haute enthalpie est capitale pour les missions d'entrée atmosphérique. Cependant, la présence d'incertitudes est inévitable, sur les conditions de l'écoulement libre comme sur d'autres paramètres des modèles physico-chimiques. Pour cette raison, une quantification rigoureuse de l'effet de ces incertitudes est obligatoire pour évaluer la robustesse et la prédictivité des simulations numériques. De plus, une reconstruction correcte des paramètres incertains à partir des mesures en vol peut aider à réduire le niveau d'incertitude sur les sorties. Dans ce travail, nous utilisons un cadre statistique pour la propagation directe des incertitudes ainsi que pour la reconstruction inverse des conditions de l'écoulement libre dans le cas d'écoulements de rentrée atmosphérique. La possibilité d'exploiter les mesures de flux thermique au nez du véhicule pour la reconstruction des variables de l'écoulement libre et des paramètres incertains du modèle est évaluée pour les écoulements de rentrée hypersoniques. Cette reconstruction est réalisée dans un cadre bayésien, permettant la prise en compte des différentes sources d'incertitudes et des erreurs de mesure. Différentes techniques sont introduites pour améliorer les capacités de la stratégie statistique de quantification des incertitudes. Premièrement, une approche est proposée pour la génération d'un métamodèle amélioré, basée sur le couplage de Kriging et Sparse Polynomial Dimensional Decomposition. Ensuite, une méthode d'ajoute adaptatif de nouveaux points à un plan d'expériences existant est présentée dans le but d'améliorer la précision du métamodèle créé. Enfin, une manière d'exploiter les sous-espaces actifs dans les algorithmes de Markov Chain Monte Carlo pour les problèmes inverses bayésiens est également exposée. / Accurate prediction of hypersonic high-enthalpy flows is of main relevance for atmospheric entry missions. However, uncertainties are inevitable on freestream conditions and other parameters of the physico-chemical models. For this reason, a rigorous quantification of the effect of uncertainties is mandatory to assess the robustness and predictivity of numerical simulations. Furthermore, a proper reconstruction of uncertain parameters from in-flight measurements can help reducing the level of uncertainties of the output. In this work, we will use a statistical framework for direct propagation of uncertainties and inverse freestream reconstruction applied to atmospheric entry flows. We propose an assessment of the possibility of exploiting forebody heat flux measurements for the reconstruction of freestream variables and uncertain parameters of the model for hypersonic entry flows. This reconstruction is performed in a Bayesian framework, allowing to account for sources of uncertainties and measurement errors. Different techniques are introduced to enhance the capabilities of the statistical framework for quantification of uncertainties. First, an improved surrogate modeling technique is proposed, based on Kriging and Sparse Polynomial Dimensional Decomposition. Then a method is proposed to adaptively add new training points to an existing experimental design to improve the accuracy of the trained surrogate model. A way to exploit active subspaces in Markov Chain Monte Carlo algorithms for Bayesian inverse problems is also proposed.

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.

Les travaux présentés dans ce mémoire s'inscrivent dans le cadre d'un projet de dimension européenne réalisé en partenariat avec l'Agence Spatiale Européenne et EADS Astrium sur le développement d'algorithmes innovants et robustes de diagnostic de pannes pour les véhicules spatiaux. Un cadre méthodologique générique et structuré offrant des paramètres de réglage de haut niveau et couvrant le cycle complet synthèse-analyse est proposé pour formuler et résoudre le problème de diagnostic. En outre, une étude préalable de trimmabilité statique permettant d'identifier et de caractériser des situations défaillantes non déstabilisantes, potentiellement compensables, et pour lesquelles la mise en place d'actions de reconfiguration permettrait de maintenir l'appareil sur sa trajectoire de vol est présentée. Formulé et géré dans un contexte multi-objectifs de type min/max, le problème de synthèse est résolu par utilisation des techniques d'optimisation LMI et fournit d'une part, les filtres de diagnostic et d'autre part, deux matrices d'allocation en charge de faire fusionner de façon optimale les signaux de mesure et de commande disponibles pour former le vecteur de résidus. L'étape d'analyse est effectuée par évaluation de la valeur singulière structurée généralisée mu_g dont les résultats permettent de conclure à la fois sur l'atteinte des objectifs, ou le cas échéant, de fournir des indications sur la manière dont les contraintes et/ou objectifs peuvent être relaxés ou modifiés. La méthodologie proposée est appliquée au diagnostic des pannes d'actionneurs du véhicule de rentrée atmosphérique HL20 lors des phases de dissipation d'énergie en zone terminale et d'atterrissage automatique.

Ce travail de recherche présente une étape importante pour la synthèse de loi de poursuite robuste de trajectoires d'une classe particulière de systèmes non linéaires. Cette étape concerne la caractérisation des systèmes non linéaires plats perturbés, à platitude invariante, sous forme de systèmes Linéaires à Paramètres Variants dans le temps (LPV). La méthodologie utilisée est basée sur la linéarisation exacte par anticipation fondée sur la platitude. L'approche présentée permet de générer, en utilisant la platitude, des trajectoires et des commandes optimales en boucle ouverte pour un modèle fixé. Elle permet également d'obtenir un modèle non linéaire du comportement dynamique de l'écart de la trajectoire induit par des erreurs de modèle et des perturbations extérieures. Après linéarisation du modèle non linéaire de l'écart le long de la trajectoire nominale, le comportement dynamique du modèle linéarisé obtenu est caractérisé par un modèle LPV. Ce dernier sera ensuite utilisé pour synthétiser un régulateur LPV garantissant stabilité et niveau de performance acceptable, en utilisant les outils des Inégalités Matricielles Linéaires (LMI). Cette méthodologie appliquée et testée dans un premier temps sur un procédé hydraulique du laboratoire (trois tanks) et ensuite mise en œuvre pour le guidage d'un Démonstrateur de Rentrée Atmosphérique (ARD).

On présente dans cette thèse deux projets de<br />recherche sur le contrôle optimal de véhicules spatiaux.<br /><br />Le premier est consacré au problème du transfert orbital. Le modèle étudié est celui du contrôle en temps minimal d'un satellite que l'on souhaite insérer sur une orbite géostationnaire. Ce type de problème classique a été réactualisé avec l'évolution de la technologie des moteurs à poussée faible et continue. Notre contribution est de deux ordres. Géométrique, tout d'abord, puisqu'on étudie la contrôlabilité du système ainsi que<br />la géométrie des transferts (structure de la commande) à l'aide d'outils de contrôle géométrique (principe du minimum). Sont ensuite présentés l'algorithme de tir et la méthode de continuation. Ces approches permettent de traiter numériquement le problème du transfert orbital dont la poussée est forte à faible.<br /><br />Le second concerne le calcul des trajectoires de rentrée<br />atmosphérique pour la navette spatiale. Le problème<br />décrivant les trajectoires est de dimension $6,$ le contrôle est l'angle de gîte cinématique ou sa dérivée et le coût est l'intégrale du flux thermique. Par ailleurs, il y a des contraintes sur l'état (flux thermique, accélération normale et pression dynamique). Notre étude est fondée sur l'obtention des conditions nécessaires d'optimalité (principe du minimum avec contraintes sur l'état) applicables à notre cas, sur le calcul des<br />paramètres $(\eta,\nu,u_b)$ associées à la contrainte sur l'état et sur l'analyse des synthèses optimales au voisinage de la contrainte. Une fois la trajectoire optimale déterminée, on utilise l'algorithme de tir multiple et la méthode de continuation pour les évaluations numériques.

Ces travaux de recherche ont consisté à mettre au point un nouveau prototype compact et miniaturisé d'instrument de mesure basée sur la technique de Fluorescence par Faisceau d'Electrons (FFE). Cet instrument est un canon à électrons destiné à la caractérisation d'écoulements hypersoniques à basses densités en vol à bord de démonstrateurs de rentrée atmosphérique. Les paramètres à mesurer sont les températures de rotation (TR), de vibration (TV) et les densités d'espèces telles que N2 et NO pour une rentrée atmosphérique terrestre et N2, CO, CO2 pour une rentrée atmosphérique martienne. La première partie de cette étude a été consacrée à la conception du prototype de canon à électrons destiné à des mesures embarquées. Nous avons ainsi choisi les différents composants avec des spécifications techniques compatibles avec un cahier des charges typique d'un instrument spatial. Les tests de qualification et de stabilité du faisceau d'électrons ont été réalisés en caisson à vide dans un gaz statique, ce qui a permis une première validation du fonctionnement du canon à électrons de 20 keV avec un courant de faisceau de 1 mA se propageant sur une distance de 30 cm avec peu de dispersion pour des pressions inférieures au millibar. Le prototype a été testé sur différents gaz et mélanges afin de mettre au point un modèle de dispersion. Deux campagnes de mesures en soufflerie aérodynamique (CNRS MARHy et ONERA F4) ont permis de valider le bon fonctionnement du prototype sous vide et/ ou en conditions d'écoulement libre et en présence d'une onde de choc. Une analyse spectroscopique a permis de valider les codes de simulation et d'inversion de spectres et d'identifier la majeure partie des systèmes vibrationnels et rotationnels issus des transitions électroniques, vibrationnelles et rotationnelles de N2, CO et CO2 et des espèces ionisées associées.