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.

Idag är de vanligaste använda raketerna flytande-bränsle- och fast-bränsle- raketer. Flytande-bränsle-raketer har fördelen att det kan manövreras men de har en komplex design och problem med förvaring. Fast-bränsle-raketer har en enkel design och kan förvaras men de har en miljöpåverkan och bränslet kan vara svårhanterligt. En tredje typ av raketer, hybridraketer, kan kombinera enkelheten från fasta-bränsle-raketer med manövreringsbarheten från vätske-bränsle-raketer. Trots fördelarna med hybridraketer används de inte på grund av att bränslet har låg regressionshastighet och låg densitet. Organiska additiv har visat sig förbättra dessa egenskaper. 50 organiska additiv granskades med avseende på deras specifika impuls, densitet, kostnad och användarvänlighet. De mest lovande organiska additiven utvärderades sedan experimentellt. Termogravimetrisk analys (TGA), isotermviktförlust, kompatibilitet och differentiell svepkalorimetri (DSC) användes. Resultaten indikerar att hexamin, fluorene, anthracene och 1,4-dicyanobenzene har mest potential att förbättra bränslet i hybridraketer. / Liquid propellant and solid propellant rockets are the most commonly used rockets Liquid propellant rockets have the advantage of being manoeuvrable with a high specific performance while they exhibit problems with storage and a complex design. Solid propellant rockets offer simplicity and are storable while they have a large environmental impact and could be difficult to handle. A third type of rocket, hybrid propellant rocket has the potential to combine the simplicity of solid propellant rocket with the manoeuvrability of liquid propellant rockets. While the hybrid propellant rocket offers advantages over liquid propellant and solid propellant rocket it have problems with its fuel which have a low regression rate and low density. Organic fillers were evaluated since they may increase in the regression rate and the density of the solid fuel. 50 organic fillers were assessed with regards to their specific impulse, density, cost and handling properties. The organic fillers with the most promising properties were then experimentally evaluated. Thermogravimetric analysis (TGA), isothermal weight loss test, compatibility test and differential scanning calorimetry analysis were conducted. The results indicate that hexamine, fluorene, anthracene and 1,4-dicyanobenzene are the most suitable organic fillers of those evaluated..

This thesis aims to investigate whether additive manufacturing is applicable in manufacturing the 1N thruster option that Bradford Ecaps offers. Therefore, the nozzle design is of particular interest as AM provides accessibilities to manufacturing complex structures. The current Ecaps 1N thruster has an operating thrust lifespan that exceeds the required lifespan commonly needed for the majority of customers. With AM, an increase in production throughput and optimization of nozzle design is possible. A candidate material, a platinum group metal, was picked for a future 1N thruster prototype concerning the limiting operating constraints. Computational fluid analysis was performed to investigate different contour nozzles to investigate the possibility of improving the performance of the Bradford ECAPS 1N thruster. AMATLAB code was developed to model the contour nozzles, and ANSYS Fluent was used for the computational analysis. Three different nozzle geometries were evaluated to investigate the overall performance of the expanding exhaust gas and thrust properties in vacuum conditions. Configuration 1. which had an extended nozzle was selected as a solution since it eliminatedthe interferences with the continuum. The Nasa CEA code was used to generate the fluid gas properties. No substantial performance gain was observed for the 1N thruster. This was found to be due to the boundary-dominated flow exhibited in the nozzle. A conical nozzle was found to work comparatively well. / Detta examensarbete syftar till att undersöka om additiv tillverkning (AM) är tillämplig vid tillverkning av Bradford Ecaps 1N raketmotor. Därför är munstycksdesignen av särskilt intresse eftersom AM ger möjlighet för tillverkning av komplexa strukturer. Den nuvarande Ecaps 1N-motorn har en livslängd som överstiger den livslängd som krävs för de flesta kunder. Med AM är ökning av produktionsgenomströmningen och optimering av munstycksdesign möjlig. Ett kandidatmaterial, en metall i platinagruppen, valdes ut för en framtida 1N prototyp med hänvisning till de begränsande driftsbegränsningarna. Beräkningsflödesanalys utfördes för att undersöka olika konturmunstycken för att undersöka möjligheten till att förbättra prestandan hos Bradford ECAPS 1N framdrivningssystem. En MATLAB-kod utvecklades för att modellera konturmunstyckena och ANSYS Fluent användes för beräkningsanalysen. Tre olika munstycksgeometrier utvärderades för att undersöka den totala prestandan hos de expanderande avgaserna och dragkraftsegenskaperna under vakuumförhållanden. Konfiguration 1. som hade ett förlängt munstycke valdes som en lösning eftersom detta eliminerade interferenserna med kontinuumet. Nasa CEA-koden användes för att generera fluidens gasegenskaper. Ingen betydande prestandaökning observerades för 1N motorn. Detta visade sig bero på det gränsskiktsdominerade flödet som uppvisades i munstycket. Ett koniskt munstycke visade sig fungera relativt bra.

Fast-bränsle-raketer (SRM) har funnit sin plats i en stor mängd tillämpningar sedan deras framkomst mer än 2000 år sedan. En SRMs prestanda är förutbestämd av geometrin av drivmedelskrutet och är begränsad av gjutningsmetoden, som idag främst används i produktion. Forskning inom 3D-skrivning av drivmedelskrut har undersökt nya komplexa geometrier som kan öka prestandan. Studier kring 3D-skrivning med UV-härdning är få till antalet och undersöks i detta projekt. Ett bindemedel av polyuretandiakrylat (PUDA) har syntetiserats och därefter karakteriserats, med och utan diverse monomerer genom dragprovsmätningar och differentialkalorimetri (DSC). Tillsats av tvärbindarna 1,6-hexandioldiakrylat (HDDA) samt trimetylolpropantriakrylat (TMPTA) till PUDA producerade ett mer sprött material. Denna skillnaden var mer påtaglig för TMPTA än HDDA, vilket tillskrivs den högre akrylatfunktionaliteten i den förstnämnda. Den kommersiella produkten Ebecryl 113 har karakteriserats med inerta fyllmedel. Härddjupet (DOC) undersöktes med Ebecryl 113 i ett experiment, vilket påvisade en minskning av härddjupet med ökande mängder aluminium. Orsaken är troligen de reflektiva egenskaperna för UV-ljus som aluminium innehar. Reologiska studier utfördes, från vilka en minskning i viskositet påvisades till följd av en ökad polydispersitet i partikelstorlekarna. 3D-skrivning med kolvextrudering och påföljande härdning med UV-strålning utforskades. Detta visade utmaningar med tekniken som behövs bemästras. I synnerhet uppmärksammades fasseparation och residuell härdning från reflekterat UV-ljus som begränsande faktorer för fortsatt arbete. / Solid rocket motors (SRMs) have found their place in many applications since their conception more than 2000 years ago. The performance of SRMs is determined by the geometry of the propellant grain and is limited by the cast-and-mould production method typically used today. Research has been made on 3D printing propellant grains to explore new complex geometries, which may increase performance. Studies on 3D printing techniques using UV curing are limited and are in this work investigated. A polyurethane diacrylate (PUDA) binder was synthesized and then characterized, with and without various monomers by tensile testing and differential scanning calorimetry. Additions of the crosslinkers 1,6-hexanediol diacrylate (HDDA) and trimethylolpropane triacrylate (TMPTA) to PUDA rendered the final product more brittle. This change was more noticeable for TMPTA than HDDA, as the former has a higher acrylate functionality. The commercial product Ebecryl 113 was also characterized with inert fillers added. A depth of cure (DOC) study with Ebecryl 113 was conducted, which showed a decrease in DOC with increasing amounts of aluminium. This is attributed to the reflective properties of aluminium in the UV spectrum. Rheological studies were conducted and a decrease in viscosity could be seen as a result of increasing the polydispersity of particle sizes. A 3D printing technique using plunger extrusion followed by UV curing was explored, which highlighted challenges which need to be overcome. Most notably, phase separation and residual curing from scattered UV rays are limiting factors for future work.

Methane-based rocket propellant is gaining traction as a green technology with advantages in sustainability, cost-effectiveness, and performance. However, under high temperatures found in rocket nozzle cooling channels, methane can undergo thermal decomposition known as methane pyrolysis, resulting in the generation of hydrogen and solid carbon. This poses challenges to rocket engine performance and can eventually cause engine failure. Understanding and predicting the composition of evolved gases in rocket engine processes is therefore crucial. This thesis focuses on quantifying the production of hydrogen in the exhaust stream. To achieve this objective, a correlational measurement method utilizing sensors was developed and experimentally investigated. This approach involved the detailed mapping of sensor responses to variations in gas composition, temperature, and pressure, which were compared and validated against theoretical data derived from REFPROP; a widely used software tool for calculating gas properties. The sensors employed in this study enabled direct measurements of the speed of sound (SOS) and thermal conductivity (TCD) of the gas. The SOS measurements exhibited strong agreement with theoretical predictions in response to changes in hydrogen content. In contrast, the TCD measurements showed lower sensitivity to hydrogen. It was observed that temperature exhibited a substantial influence on both SOS and TCD compared to pressure. However, the implementation of experimental and theoretical correction coefficients effectively compensated for these effects. The resulting calibration curves demonstrated an absolute deviation of 0.2-0.3%vol in hydrogen concentration, which demonstrates the effectiveness of the developed method of quantifying hydrogen in gas mixtures. Lastly, the occurrence of methane pyrolysis was tested and confirmed. / Metan-baserat raketbränsle är en attraktiv grön teknologi med fördelar inom hållbarhet, kostnadseffektivitet och prestanda. Dock kan metan vid höga temperaturer funna i kylningskanalerna av raketmunnstycken undergå termisk sönderfallning via en process som kallas för metanpyrolys, vilket resulterar i produktionen av vätgas och fast kol. Detta medför utmaningar för prestandan av raketmotorn och kan i slutändan förstöra motorn. Det är därför mycket viktigt att kunna förstå och förutsäga sammansättningen av de gaser som bildas i processerna i raketmotorer. Detta examensarbete fokuserar på att kvantifiera produktionen av vätgas i avgasströmmen. För att uppnå detta mål utvecklades och experimentellt undersöktes en korrelationsmätmetod som använder sensorer. Detta tillvägagångssätt innebar en detaljerad kartläggning av sensorernas svar på variationer i gassammansättning, temperatur och tryck, som sedan jämfördes och validerades mot teoretiska data från REFPROP; ett välkänt programverktyg för beräkningen av gasegenskaper. De sensorer som användes i denna studie möjliggjorde direkta mätningar av ljudhastigheten (SOS) och värmeledningsförmågan (TCD) hos gasen. SOS-mätningarna visade en stark överensstämmelse med teoretiska förutsägelser som svar på förändringar i vätgasinnehållet. TCD-mätningarna visade däremot lägre känslighet för väte. Det observerades att temperaturen hade en betydande inverkan på både SOS och TCD jämfört med trycket. Implementeringen av experimentella och teoretiska korrigeringskoefficienter kompenserade dock effektivt för dessa effekter. De resulterande kalibreringskurvorna visade en absolut avvikelse på 0.2-0.3%vol i vätgaskoncentration, vilket betonar effektiviteten hos den utvecklade metoden för att kvantifiera väte i gasblandningar. Slutligen testades och bekräftades förekomsten av metanpyrolys.

The space industry and the technological developments regarding space exploration hasn’t been this popular since the first moon landing. The privatization of space exploration and the vertical landing rockets made rocket science mainstream again. While being able to reuse rockets is efficient both in terms of profitability and popularity, these developments are still in their early stages. Vertical landing has challenges that, if neglected, can cause disastrous consequences. The existing studies on the matter usually don’t account for aerodynamics forces and corresponding controls, which results in higher fuel consumption thus lessening the economical benefits of vertical landing. Similar problems have been tackled in studies not regarding booster landings but regarding planetary landings. And while multiple solutions have been proposed for these problems regarding planetary landings, the fact that the reinforcement learning concepts work well and provide robustness made them a valid candidate for applying to booster landings. In this study, we focus on developing a vertical booster descent guidance and control law that’s robust by applying reinforcement learning concept. Since reinforcement learning method that is chosen requires solving Optimal Control Problems (OCP), we also designed and developed an OCP solver software. The robustness of resulting hybrid guidance and control policy will be examined against various different uncertainties including but not limited to wind, delay and aerodynamic uncertainty. / Rymdindustrin och den tekniska utvecklingen av rymdutforskningen har inte varit så populär sedan den första månlandningen. Privatiseringen av utforskningen av rymden och de vertikala landningsraketerna medförde att raketvetenskapen återkom som en viktig huvudfråga igen. Även om det är effektivt att återanvända raketer i form av lönsamhet och popularitet, är denna utveckling fortfarande i sina tidiga stadier. Vertikal landning har utmaningar som, om de försummas, kan orsaka katastrofala konsekvenser. De befintliga studierna i frågan redovisar vanligtvis inte aerodynamikkrafter och motsvarande regulatorer, vilket resulterar i högre bränsleförbrukning som minskar de ekonomiska fördelarna med vertikal landning. Liknande problem har hanterats i studier som inte avsåg boosterlandningar utan om planetariska landningar. Även om flera lösningar har föreslagits för dessa problem beträffande planetariska landningar, det faktum att förstärkningsinlärningskonceptet fungerar bra och ger robusthet gjorde dem till en giltig kandidat för att ansöka om boosterlandningar. I den här studien fokuserar vi på att utveckla en lagstiftning för styrning av vertikala booster-nedstigningar som är robust genom att tillämpa koncepten inom förstärkningsinlärning. Ef- tersom förstärkt inlärningsmetod som väljs kräver lösning av optimala kontrollproblem (OCP), designade och utvecklade vi också en OCP-lösningsmjukvara. Robustheten för resulterande hybridstyrning och kontrollpolicy kommer att undersökas mot olika osäkerheter inklusive, men inte begränsat till vind, fördröjning och aerodynamisk osäkerhet.

No description available.

<p>This essay is about the origin, planning and establishment of the European Space Research Organisation's (ESRO) sounding rocket base Esrange outside Kiruna in Northern Sweden. Three main questions are examined. First I show there were not just scientific and technical but also political, economical as well as military reasons to build a European rocket base. Second, I scrutinize the reasons to choose Northern Sweden as the location for the rocket base. As it turns out, the main reasons were the favourable location of Northern Sweden within the aurora oval zone, the proximity of the Kiruna Geophysical Observatory, and the possibility to use a large, although not quite uninhabited, area where the launched rockets could crash. Finally, I examine the difficulty of talking about boundaries of various kinds, such as temporal, spatial and functional. The essay also provides a discussion on possible ways to continue research on this topic.</p>

This essay is about the origin, planning and establishment of the European Space Research Organisation's (ESRO) sounding rocket base Esrange outside Kiruna in Northern Sweden. Three main questions are examined. First I show there were not just scientific and technical but also political, economical as well as military reasons to build a European rocket base. Second, I scrutinize the reasons to choose Northern Sweden as the location for the rocket base. As it turns out, the main reasons were the favourable location of Northern Sweden within the aurora oval zone, the proximity of the Kiruna Geophysical Observatory, and the possibility to use a large, although not quite uninhabited, area where the launched rockets could crash. Finally, I examine the difficulty of talking about boundaries of various kinds, such as temporal, spatial and functional. The essay also provides a discussion on possible ways to continue research on this topic.

[ES] La investigación realizada como parte de este doctorado industrial en COMET Ingeniería y la Universitat Politècnica de València aborda el problema crítico de las cargas vibroacústicas durante la fase de despegue de los lanzadores espaciales. Estas son una amenaza para la integridad de la carga de pago. El enfoque es mejorar el comportamiento vibroacústico de los vehículos de lanzamiento mediante el desarrollo de tecnologías de mitigación y una metodología de predicción numérica. Se han identificado dos fases: predecir la generación y propagación del ruido aeroacústico y diseñar sistemas de mitigación del ruido. El objetivo en la predicción aeroacústica es doble: abordar la predicción imprecisa de la carga acústica durante el lanzamiento y comprender los mecanismos que modifican el campo acústico. Las condiciones hostiles de este entorno limitan la medición del ruido emitido por un vehículo de lanzamiento. Por tanto, hemos propuesto un método numérico basado en las mismas ecuaciones para resolver la generación y propagación del ruido con CFD. La primera estrategia que proponemos es un modelo de URANS, que ofrece factibilidad computacional con la capacidad de calcular campos de flujo promediados en conjunto mientras retiene el término transitorio. La segunda estrategia es una LES, que proporciona mayor precisión en un código diseñado para una eficiente computación con GPU. El estudio simula el entorno acústico durante el lanzamiento de un cohete VEGA con ambas estrategias. Los modelos CFD se han validado utilizando datos de lanzamientos reales, demostrando su eficacia en predecir ondas de choque, flujo turbulento y propagación del campo acústico. El estudio también explora el impacto de los deflectores en las cargas acústicas, enfatizando la importancia de la elección y forma del deflector. Además del campo cercano del chorro del cohete, se estudia el campo de presión en la cofia como novedad en este trabajo. Para la mitigación del ruido, la investigación se centra en metamateriales acústicos basados en resonadores de Helmholtz. Esta solución puede proporcionar una absorción casi perfecta dentro de la gama de sub-longitudes de onda y es totalmente sintonizable. El enfoque propuesto se basa en dos etapas para reducir el campo acústico que ingresa a la cofia. En primer lugar, se reduce el ruido en el camino de propagación en la plataforma, lo que disminuye el ruido de banda ancha hacia la cofia. En segundo lugar, se aumenta la TL de la carcasa de la cofia, lo que reduce el SPL que ingresa, y se maximiza la absorción interna para atenuar la reverberación. Se han realizado tres diseños de metamateriales: RTA para la plataforma de lanzamiento, SRA para el carenado y CHAR para aplicaciones multifuncionales en el carenado. Campañas experimentales validan la eficacia de estos metamateriales en la reducción del ruido, con logros destacados en coeficientes de absorción y pérdida de transmisión. La combinación de RTA y SRA en el lanzador VEGA resulta en una reducción del OASPL de 7.8 dB. Además, el CHAR ha sido diseñado para incorporar resonadores de Helmholtz en la estructura compuesta tipo sándwich de la cofia, con el objetivo de mejorar tanto las propiedades estructurales como la absorción de energía acústica al tiempo que proporciona un material ligero. Se exploran dos tipos de núcleos, siendo el diseño hexagonal el más eficiente en términos de masa y rendimiento estructural. Los hallazgos presentan una técnica innovadora de dos etapas para disminuir las cargas acústicas que llegan al carenado durante el despegue, reduciendo el riesgo de fallas técnicas. La solución propuesta supera a los materiales existentes de reducción de ruido, ofreciendo opciones de diseño personalizables adaptadas a entornos acústicos específicos. Además, los metamateriales exhiben una capacidad única para una absorción casi perfecta en frecuencias específicas, mostrando su potencial para aplicaciones prácticas en la industria aeroespacial. / [CA] La investigació realitzada com a part d'este doctorat industrial en *COMET Enginyeria i la Universitat Politècnica de València aborda el problema crític de les càrregues *vibroacústicas durant la fase d'enlairament dels llançadors espacials. Estes són una amenaça per a la integritat de la càrrega de pagament. L'enfocament és millorar el comportament *vibroacústico dels vehicles de llançament mitjançant el desenvolupament de tecnologies de mitigació i una metodologia de predicció numèrica. S'han identificat dos fases: predir la generació i propagació del soroll *aeroacústico i dissenyar sistemes de mitigació del soroll. L'objectiu en la predicció *aeroacústica és doble: abordar la predicció imprecisa de la càrrega acústica durant el llançament i comprendre els mecanismes que modifiquen el camp acústic. Les condicions hostils d'este entorn limiten el mesurament del soroll emés per un vehicle de llançament. Per tant, hem proposat un mètode numèric basat en les mateixes equacions per a resoldre la generació i propagació del soroll amb *CFD. La primera estratègia que proposem és un model de *URANS, que oferix factibilitat computacional amb la capacitat de calcular camps de flux fets una mitjana d'en conjunt mentres reté el terme transitori. La segona estratègia és una ELS, que proporciona major precisió en un codi dissenyat per a una eficient computació amb *GPU. L'estudi simula l'entorn acústic durant el llançament d'un coet VEGA amb totes dues estratègies. Els models *CFD s'han validat utilitzant dades de llançaments reals, demostrant la seua eficàcia a predir ones de xoc, flux turbulent i propagació del camp acústic. L'estudi també explora l'impacte dels deflectors en les càrregues acústiques, emfatitzant la importància de l'elecció i forma del deflector. A més del camp pròxim del doll del coet, s'estudia el camp de pressió en la còfia com a novetat en este treball. Per a la mitigació del soroll, la investigació se centra en *metamateriales acústics basats en ressonadors de *Helmholtz. Esta solució pot proporcionar una absorció quasi perfecta dins de la gamma de *sub-longituds d'ona i és totalment sintonitzable. L'enfocament proposat es basa en dos etapes per a reduir el camp acústic que ingressa a la còfia. En primer lloc, es reduïx el soroll en el camí de propagació en la plataforma, la qual cosa disminuïx el soroll de banda ampla cap a la còfia. En segon lloc, s'augmenta la *TL de la carcassa de la còfia, la qual cosa reduïx el *SPL que ingressa, i es maximitza l'absorció interna per a atenuar la reverberació. S'han realitzat tres dissenys de *metamateriales: *RTA per a la plataforma de llançament, *SRA per al carenat i *CHAR per a aplicacions multifuncionals en el carenat. Campanyes experimentals validen l'eficàcia d'estos *metamateriales en la reducció del soroll, amb assoliments destacats en coeficients d'absorció i pèrdua de transmissió. La combinació de *RTA i *SRA en el llançador VEGA resulta en una reducció del *OASPL de 7.8 dB. A més, el *CHAR ha sigut dissenyat per a incorporar ressonadors de *Helmholtz en l'estructura composta tipus sàndwitx de la còfia, amb l'objectiu de millorar tant les propietats estructurals com l'absorció d'energia acústica al mateix temps que proporciona un material lleuger. S'exploren dos tipus de nuclis, sent el disseny hexagonal el més eficient en termes de massa i rendiment estructural. Les troballes presenten una tècnica innovadora de dos etapes per a disminuir les càrregues acústiques que arriben al carenat durant l'enlairament, reduint el risc de falles tècniques. La solució proposada supera als materials existents de reducció de soroll, oferint opcions de disseny personalitzables adaptades a entorns acústics específics. A més, els *metamateriales exhibixen una capacitat única per a una absorció quasi perfecta en freqüències específiques, mostrant el seu potencial per a aplicacions pràctiques en la indústria aeroespacial. / [EN] The research carried out as part of this industrial doctorate at COMET Ingeniería and the Universitat Politècnica de València addresses the critical problem of vibro-acoustic loads during the liftoff phase of space launchers. These are a threat to the integrity of the payload. The approach is to improve the vibroacoustic behaviour of launch vehicles by developing mitigation technologies and a numerical prediction methodology. Two phases have been identified: predicting the generation and propagation of aeroacoustic noise and designing noise mitigation systems. The objective in aeroacoustic prediction is twofold: to address the inaccurate prediction of the acoustic load during launch and to understand the mechanisms that modify the acoustic field. The hostile conditions of this environment limit the measurement of the noise emitted by a launch vehicle. Therefore, we have proposed a numerical method based on the same equations to solve the noise generation and propagation with CFD. The first strategy we propose is a URANS model, which offers computational feasibility with the ability to compute ensemble-averaged flow fields while retaining the transient term. The second strategy is an LES, which provides higher accuracy in a code designed for efficient GPU computing. The study simulates the acoustic environment during the launch of a VEGA rocket with both strategies. The CFD models have been validated using data from real launches, demonstrating their effectiveness in predicting shock waves, turbulent flow and acoustic field propagation. The study also explores the impact of baffles on acoustic loads, emphasising the importance of baffle choice and shape. In addition to the near-field of the rocket jet, the pressure field in the cowling is studied as a novelty in this work. For noise mitigation, the research focuses on acoustic metamaterials based on Helmholtz resonators. This solution can provide near-perfect absorption within the sub-wavelength range and is fully tunable. The proposed approach is based on two steps to reduce the acoustic field entering the coping. First, the noise in the propagation path on the platform is reduced, which decreases the broadband noise towards the coping. Secondly, the TL of the coping shell is increased, which reduces the incoming SPL, and internal absorption is maximised to attenuate reverberation. Three metamaterial designs have been realised: RTA for the launch pad, SRA for the fairing and CHAR for multifunctional applications in the fairing. Experimental campaigns validate the effectiveness of these metamaterials in noise reduction, with outstanding achievements in absorption coefficients and transmission loss. The combination of RTA and SRA in the VEGA launcher results in an OASPL reduction of 7.8 dB. In addition, CHAR has been designed to incorporate Helmholtz resonators into the sandwich composite structure of the shell, with the aim of improving both structural properties and acoustic energy absorption while providing a lightweight material. Two types of cores are explored, with the hexagonal design being the most efficient in terms of mass and structural performance. The findings present an innovative two-stage technique to decrease the acoustic loads reaching the fairing during take-off, reducing the risk of technical failure. The proposed solution outperforms existing noise reduction materials, offering customisable design options tailored to specific acoustic environments. In addition, the metamaterials exhibit a unique capability for near-perfect absorption at specific frequencies, showing their potential for practical applications in the aerospace industry. / Escartí Guillem, MS. (2024). Aeroacoustic Improvements during Lift-off of Launch Vehicles [Tesis doctoral]. Universitat Politècnica de València. https://doi.org/10.4995/Thesis/10251/204805