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

Sous la direction de SNECMA, un nouveau moteur cryotechnique pour Ariane 5 est en phase de développement. Ce moteur, VINCI, fonctionne à l'oxygène et à l'hydrogène liquides et devra être rallumable en cours de vol. Le transitoire de remplissage d'une cavité intermédiaire par laquelle transite l'oxygène liquide avant d'arriver dans la chambre de combustion s'avère être une étape critique qu'il faut s'efforcer de maîtriser. Cette cavité, appelée dôme LOX, est directement reliée à la chambre de combustion par les injecteurs à oxygène. Des outils numériques sont actuellement en cours de conception : ils permettront à terme de simuler le remplissage de cette cavité dans l'espace. Afin de valider ces outils numériques, un programme expérimental a vu le jour, impliquant SNECMA, le CNES (Centre National d'Etudes Spatiales) et le LEGI (Laboratoire des Ecoulements Géophysiques et Industriels). Il s'agit de mener à bien des expériences « simples » et reproductibles afin de disposer d'une base de données expérimentales qui servira de cas tests pour les simulations. Un banc d'essais expérimental a été progressivement mis en place et instrumenté au LEGI. Le fluide utilisé en substitution de l'oxygène liquide est de l'eau. On a choisi de respecter une similitude du nombre de Weber entre le cas « réel » et les conditions expérimentales. Ce dernier équivaut au rapport des forces d'inertie sur les forces de tension de surface. Deux campagnes d'essais ont été réalisées, dans lesquelles on s'est centré sur l'étude des aspects hydrodynamique du transitoire de remplissage : variation du débit total et des pressions au cours d'un essai, évaluation du taux de vide dans la cavité, visualisation de l'écoulement dans la cavité et en sortie des injecteurs. L'instrumentation à disposition est constituée d'un débitmètre à effet Coriolis, de capteurs de pression, d'une sonde optique, de caméras rapides et d'un laser pour l'imagerie. La première campagne d'essais a visé le remplissage de la cavité en eau seule. Le paramètre de contrôle principal était la pression génératrice de l'écoulement liquide. Dans la deuxième campagne d'essais on injecte simultanément dans la cavité un écoulement d'eau et un écoulement d'air. Cela se rapproche plus des conditions réelles du transitoire de remplissage, au cours duquel la cavité est balayée par un écoulement d'hélium. Le paramètre de contrôle supplémentaire est le débit de gaz initial. Ces campagnes ont également souligné l'importance du profil d'ouverture de la vanne de l'écoulement liquide sur le transitoire de remplissage de la cavité. Ces campagnes d'essais constituent une première étape dans la compréhension du transitoire de remplissage du dôme LOX. Elles ont permis de visualiser la forme de l'écoulement dans la cavité et en sortie des injecteurs et d'identifier certains phénomènes intervenant dans le remplissage de la cavité. En particulier, nous avons mis en évidence l'existence d'un délai de mise en place de l'écoulement par les injecteurs, qui peut être responsable d'un pic de pression dans la cavité au cours du transitoire. L'influence de la fraction gazeuse sur l'écoulement dans les injecteurs a été soulignée mais reste à quantifier de façon précise. La prochaine étape de l'étude concerne les aspects énergétiques du transitoire de remplissage, notamment les transferts thermiques ayant lieu, dans la réalité, entre l'hélium, l'oxygène et les parois du dôme LOX. / Under the supervision of SNECMA, a new cryotechnic engine is being developed for Ariane 5. This engine, named VINCI, uses liquid oxygen and liquid hydrogen as propellant. It must be re-ignitable in flight. The filling transitory phase of an intermediate tank where the liquid oxygen passes through before entering the combustion chamber, has proved to be a very important stage that must be handled. This tank, called LOX dome, is directly linked to the combustion chamber through the oxygen injectors. Numerical tools are currently under development. They will allow to simulate the filling of this tank in the space. In order to validate those numerical tools, an experimental program has been launched. It involves SNECMA, the CNES (Centre National d'Etudes Spatiales : National Centre for Spatial Studies) and the LEGI (Laboratoire des Ecoulements Géophysiques et Industriels : Laboratory of Geophysical and Industrial Flows). Simple and repeatable experiments must be run. They will allow to gather experimental data that will further be used as test cases for the simulations. A test bench has been brought into service step by step at the LEGI, as well as scientific instruments. Water is used in place of liquid oxygen. A similarity of flows based on the Weber number has been chosen between the real case and the experiment. The Weber number measures the relative importance of the fluid inertia compared to its surface tension. Two experimental campaigns have been realized, that have focused on the dynamic aspects of the filling transitory phase : variations of the total flow and of the pressures measured during an experiment, evaluation of the void fraction in the tank, flow visualization in the tank and at the outlet of the injectors. The scientific instrumentation used is made of a Coriolis flow-meter, pressure probes, an optical probe, and high speed cameras with a laser for the flow visualization. The first experimental campaign has studied the tank filling with water only. The main control parameter is the reference pressure of the liquid flow. In the second campaign, both liquid and air flows are simultaneously injected in the tank. It aims at reproducing the real conditions of the filling transitory phase, where helium is injected in the tank with the liquid oxygen. The additional control parameter is the initial gas flow. Those campaigns have shown as well the importance of the valve opening that controls the liquid flow. Those campaigns are a first step in the understanding of the filling transitory phase of the LOX dome. They have permitted to visualize the flow in the tank and at the outlet of the injectors and to point out some important phenomena occurring during the tank filling. In particular, they have highlighted the existence of a delay before the flow can develop through the injectors. This delay can be responsible for a pressure peak in the tank during the transitory phase. The influence of the gas fraction on the flow through the injectors has been underlined as well but still must be accurately quantified. The next step of the study concerns the energetics of the filling transitory phase, especially the thermal transfers that occur between the helium, the oxygen and the walls of the tank.

La surveillance et l'amélioration des modes de fonctionnement des systèmes propulsifs des lanceurs représentent des défis majeurs de l'industrie aérospatiale. En effet, une défaillance ou un dysfonctionnement du système propulsif peut avoir un impact significatif pour les clients institutionnels ou privés et entraîner des catastrophes environnementales ou humaines. Des systèmes de gestion de la santé (HMS) pour les moteurs fusée à ergols liquides (LPREs), ont été mis au point pour tenir compte des défis actuels en abordant les questions de sureté et de fiabilité. Leur objectif initial est de détecter les pannes ou dysfonctionnements, de les localiser et de prendre une décision à l’aide de Redlines et de systèmes experts. Cependant, ces méthodes peuvent induire de fausses alarmes ou des non-détections de pannes pouvant être critiques pour la sécurité et la fiabilité des opérations. Ainsi, les travaux actuels visent à éliminer certaines pannes critiques, mais aussi diminuer les arrêts intempestifs. Les données disponibles étant limitées, des méthodes à base de modèles sont essentiellement utilisées. La première tâche consiste à détecter les défaillances de composants et/ou d'instruments à l'aide de méthodes de détection et de localisation de fautes (FDI). Si la faute est considérée comme mineure, des actions de « non-arrêt » sont définies pour maintenir les performances de l'ensemble du système à un niveau proche de celles souhaitées et préserver les conditions de stabilité. Il est donc nécessaire d’effectuer une reconfiguration robuste (incertitudes, perturbations inconnues) du moteur. Les saturations en entrée doivent également être prises en compte dans la conception de la loi de commande, les signaux de commande étant limités en raison des caractéristiques ou performances des actionneurs physiques. Les trois objectifs de cette thèse sont donc : la modélisation des différents sous-systèmes principaux d’un LPRE, le développement d’algorithmes de FDI sur la base des modèles établis et la définition d’un système de reconfiguration du moteur en temps réel pour compenser certains types de pannes. Le système de FDI et Reconfiguration (FDIR) développé sur la base de ces trois objectifs a ensuite été validé à l’aide de simulations avec CARINS (CNES) et du banc d’essai MASCOTTE (CNES/ONERA). / Monitoring and improving the operating modes of launcher propulsion systems are major challenges in the aerospace industry. A failure or malfunction of the propulsion system can have a significant impact for institutional or private customers and results in environmental or human catastrophes. Health Management Systems (HMS) for liquid propellant rocket engines (LPREs), have been developed to take into account the current challenges by addressing safety and reliability issues. Their objective was initially to detect failures or malfunctions, isolate them and take a decision using Redlines and Expert Systems. However, those methods can induce false alarms or undetected failures that can be critical for the operation safety and reliability. Hence, current works aim at eliminating some catastrophic failures but also to mitigate benign shutdowns to non-shutdown actions. Since databases are not always sufficient to use efficiently data-based analysis methods, model-based methods are essentially used. The first task is to detect component and / or instrument failures with Fault Detection and Isolation (FDI) approaches. If the failure is minor, non-shutdown actions must be defined to maintain the overall system current performances close to the desirable ones and preserve stability conditions. For this reason, it is required to perform a robust (uncertainties, unknown disturbances) reconfiguration of the engine. Input saturation should also be considered in the control law design since unlimited control signals are not available due to physical actuators characteristics or performances. The three objectives of this thesis are therefore: the modeling of the different main subsystems of a LPRE, the development of FDI algorithms from the previously developed models and the definition of a real-time engine reconfiguration system to compensate for certain types of failures. The developed FDI and Reconfiguration (FDIR) scheme based on those three objectives has then been validated with the help of simulations with CARINS (CNES) and the MASCOTTE test bench (CNES/ONERA).

This paper examines two examples of testing activities of sub-components of a 300kN methalox first-stage rocket engine developed by Pangea Aerospace, namely, theinjectors and the cryogenic pumps. One of the difficulties of these test campaignsis to evaluate the performances of these sub-components without using cryogenicpropellants and in conditions differing from flight conditions.Two different methods were used to replace the cryogenic propellants at extreme pressures and temperatures: the pumps were tested using water to replace both propellants, and the injectors were tested using water and nitrogen to account for the different propellant phases. The correlation, similarity methods, and bench sizing were detailed for both test campaigns, but only the injector test campaign was completed and its results were analyzed.The method to emulate cryogenic fluid behavior in a pump leads to the use of a bench controlling not only pressure and mass flow but also temperature to account for the cavitation effects. Furthermore, the bench must have the capability to pressurize the water under atmospheric pressure, leading to the use of a vacuum pump. The injector test campaign produces results that closely align with theoretical predictions. This enables the selection of the optimal single-element injector design through a quantitative assessment of the discharge coefficient and a qualitative evaluation of the spray angle and atomization. Although these studies are based on strong models, they must be compared to hotfire data and later flight data to be assessed fully, all the more so that the pump test campaign was not performed. / I denna rapport behandlas två exempel på provningsaktiviteter för delkomponenter av en methalox-driven 300 kN-klass raketmotor, utvecklad av Pangea Aerospace för användning på förstasteg. Delkomponenterna består av injektorerna samt dekryogena pumparna. En av svårigheterna med provkampanjerna är att utvärdera prestandan hos dessa delkomponenter utan att använda kryogena drivmedel och underförhållanden som skiljer sig från flygförhållandena. Två olika metoder användes för att imitera de kryogena drivmedlen vid extrema tryck och temperaturer. Först testades pumparna med vatten som en ersättning för de båda drivmedlen, och sedan testades injektorerna med både vatten och kväve för att ta hänsyn till de olika aggregations tillstånden. Korrelationen, likhetsmetoderna, samt provbänkstorleken utredes i detalj för bägge testkampanjer, men endast injektortestkampanjen slutfördes och dess resultat analyserades. Metoden för att efterlikna kryogena vätskors beteende i en pump leder till användning av en provbänk som inte bara reglerar tryck och massflöde utan även temperatur för att ta hänsyn till kavitations effekterna. Dessutom måste bänken ha kapacitet att trycksätta vattnet under atmosfärstryck, vilket leder till användning av en vakuumpump. Injektortestkampanjen ger resultat som ligger nära de teoretiska förutsägelserna. Detta gör det möjligt att välja den optimala injektordesignen genom en kvantitativ bedömning av utloppskoefficienten och en kvalitativ bedömning av vinkeln och finfördelningen av injektorstrålen. Även om dessa studier baseras på starka modeller måste de jämföras med data från brännprover och senare flygdata för att kunna bedömas fullt ut, särskilt som pumptestkampanjen inte genomfördes.

京都大学 / 新制・課程博士 / 博士(工学) / 甲第24845号 / 工博第5162号 / 新制||工||1986(附属図書館) / 京都大学大学院工学研究科機械理工学専攻 / (主査)教授 平山, 朋子, 教授 松原, 厚, 教授 小森, 雅晴 / 学位規則第4条第1項該当 / Doctor of Philosophy (Engineering) / Kyoto University / DFAM

Cette recherche se focalise sur les problèmes d’instabilités de combustion hautes fréquences dans les moteurs fusées. Ces instabilités sont connues pour avoir des effets néfastes et peuvent, dans certains cas, causer la destruction du système propulsif. Pour éviter l’apparition de ces instabilités, il est important de connaître les mécanismes qui entretiennent ces phénomènes dynamiques et de comprendre le couplage complexe entre l’injection, la combustion et la résonnance acoustique du système. Ce travail comprend trois parties.La première partie traite de la simulation numérique de jets non-réactifs et réactifs soumis à différentes conditions de modulation afin de comprendre les interactions entre les jets, les flammes et leur environnement. Les calculs numériques de jets ronds non-réactifs ainsi que des flammes plus complexes formées par des injecteurs coaxiaux dans des conditions transcritiques ont été effectuées avec des simulations aux grandes échelles (SGE), adaptées aux conditions gaz réels à l’aide du solveur AVBP-RG. Les jets ronds ont été soumis à des fluctuations de vitesse transverse. Il a été trouvé que pour toutes les amplitudes et fréquences de modulation, le jet est déformé et oscille dans la direction transverse. Ce comportement peut être représenté par un modèle. Les flammes coaxiales ont été soumises à une modulation de débit et de pression. La modulation induit des variations du dégagement de chaleur global. Un modèle mathématique reliant les paramètres modulés au dégagement de chaleur est proposé.La seconde partie contient les travaux expérimentaux. Dans ce cadre, un nouveau banc expérimental a été développé pour l’étude de cavités couplées pressurisées (NPCC). Le couplage entre le plénum (ou dôme) et la chambre a été étudié. Un modèle reliant les fluctuations de pression et de vitesse en sortie des injecteurs a été développé et comparés aux données d’essais. Le banc NPCC a aussi été utilisé pour acquérir plus de connaissances sur le niveau d’amortissement. Les coefficients d’amortissement ont été déterminés.La dernière partie de ce document traite du développement d’un modèle ordre réduit qui représente des mécanismes qui entretiennent et amortissent les instabilités de combustion hautes fréquences. Cette description dynamique a été incorporée dans un code de stabilité haute fréquence (STAHF). Ce code a été utilisé pour étudier un moteur à ergols liquides d’une puissance de 87 MW (le banc BKD du DLR en Allemagne) qui présente des instabilités hautes fréquences. Après le recalage de certains paramètres de contrôle, STAHF a été capable de retrouver des résultats obtenus d’essais au DLR. / This research concerns some of the issues raised by high frequency combustion instabilities in rocket engines. These instabilities are known to have detrimental effects leading, in some cases, to the destruction of the propulsion system. To avoid the appearance of such instabilities it is important to gain an understanding of the processes driving such dynamical phenomena. One has to consider the complex coupling between injection, combustion and the acoustic resonances of the system. The present work contributes to this objective by developing three items.The first deals with numerical simulations of non-reactive and reactive jets submitted to different modulation conditions to understand the interaction between jets, flames and their environment. Numerical simulations of non-reactive round jets as well as more complex flames formed by coaxial injectors operating under transcritical conditions were carried out using large eddy simulation (LES) adapted to real gas situations by making use of the AVBP-RG flow solver. Round jets were submitted to transverse velocity fluctuations. It has been found that for all amplitudes and frequencies of modulation, the modulated jet is deformed and oscillates. This behavior can be represented by a model. The coaxial flames were submitted to mass flow rate and pressure modulation. For these cases it has been found that the modulation induces variations of the global heat release rate. A mathematical relationship between the modulated parameters and the heat release rate has been proposed.The second item includes experimental investigations. For this purpose a New Pressurized Coupled Cavities (NPCC) laboratory test rig has been developed. The possible coupling between the plenum and the thrust chamber was studied. A model, linking pressure and velocity fluctuations between the plenum and the thrust chamber, has been developed. The laboratory test rig was also used to gather some knowledge on the levels of damping and the damping coefficients could be determined.The last item of this document deals with the development of a reduced order dynamical model which includes some of the driving and damping mechanisms of high frequency combustion instabilities. This dynamical description was implemented in a high frequency stability code (STAHF). This code was used to examine a 87 MW liquid rocket engine (BKD operated at DLR, Germany) exhibiting high frequency oscillations. After the adjustment of some control parameters, STAHF was able to retrieve some the features observed in experiments carried out at DLR.

The noise of a rocket engine is a complex and complicated phenomenon which has been studied for more than half a century [1]. There are many sources to this noise, but due to its great potential impact to the surrounding structures, including the vehicle itself, it is important to have a model to estimate the acoustic environment the engine produces. This estimation can be used for the design of a launch pad or a flame deflector. Such a model was developed and then tested, by measuring the noise levels with six microphones at Rocket Factory Augsburg´s Vertical Test Stand at Esrange Space Centre. Three out of six microphones yielded valuable data. A comparison between the estimated and measured noise was then conducted which showed similar trends. The peak frequency in the estimation was in the order of 1 kHz. A sensitivity study was made to investigate the difference in Sound Power Level (SPL) when the engine and test stand parameters were adjusted. The parameters with the greatest effect on the SPL are the Mach number, thrust, potential core length, and impingement distance. The difference in SPL between the estimation and measured noise is 0-20 dB with a lower difference at lower frequencies and a higher difference at higher frequencies. The difference was higher when comparing the estimation to the test with an overpowered engine, with differences of up to 20 dB higher than the estimation in the upper frequencies. Differences with nominal engine data was up to 15 dB higher than the estimation, constrained to lower frequencies. Above 30% of the peak frequency, the noise was consistently lower than the estimation. The estimation can be concluded to likely be conservative at higher frequencies, further testing or a new estimation is necessary with accurate engine data. / Ljudet från en raketmotor är ett komplext och komplicerat fenomen som har studerats i mer än ett halvt sekel [1].Det finns många källor till det ljudet, men på grund av risken att det skadar omgivande strukturer, inklusive raketen, är det viktigt att ha en modell för att estimera ljudmiljön motorn produceras. Estimeringen kan användas för att designa en uppskjutningsramp eller en flammdeflektor. En sådan modell var utvecklad och testad genom att göra ljudmätningar med sex mikrofoner på Rocket Factory Augsburg´s testanläggning på Esrange Space Centre. Tre av sex mikrofoner gav värdefull data. En jämförelse gjordes mellan det estimerade och uppmätta ljudet vilket visade liknande trender. Toppfrekvensen i estimeringen var i storleksordningen 1 kHz. En känslighetsstudie gjordes för att undersöka skillnaden i ljudnivån (SPL) när motorns och testanläggningens parametrar justerades. Parametrarna med störst påverkan på ljudnivån var Mach numret, drivkraft, längden av flamman och avståndet till deflektorn. Ljudskillnaden mellan det estimerade och uppmätta ljudet var mellan 0-20 dB med mindre skillnad på lägre frekvenser och större skillnad på högre frekvenser. Skillnaden var större vid jämförelse mellan estimering och testet med en kraftigare motor, med skillnader på upp till 20 dB över estimeringen på de högre frekvenserna. Skillnaderna för nominell motordata var upp till 15 dB högre än estimeringen, begränsat till lägre frekvenser. Över 30% av toppferkvensen var ljudet konsekvent lägre än estimeringen. Estimeringen kan sannolikt konstateras vara konservativ på högre frekvenser, ytterligare tester eller estimeringar behövs med exakt motordata.

A need to find better achievement has always been required in the space industrythrough time. Advanced technologies are provided to accomplish goals for humanityfor space explorer and space missions, to apprehend answers and widen knowledges. These are the goals of improvement, and in this thesis, is to strive and demandto understand and improve the mass of a space nozzle, utilized in an upperstage of space mission, with an expander cycle engine. The study is carried out by creating design of experiment using Latin HypercubeSampling (LHS) with a consideration to number of design and simulation expense.A surrogate model based optimization with Multidisciplinary Design Optimization(MDO) method for two different approaches, Analytical Target Cascading (ATC) and Multidisciplinary Feasible (MDF) are used for comparison and emend the conclusion. In the optimization, three different limitations are being investigated, designspace limit, industrial limit and industrial limit with tolerance. Optimized results have shown an incompatibility between two optimization approaches, ATC and MDF which are expected to be similar, but for the two limitations, design space limit and industrial limit appear to be less agreeable. The ATC formalist in this case dictates by the main objective, where the children/subproblems only focus to find a solution that satisfies the main objective and its constraint. For the MDF, the main objective function is described as a single function and solved subject to all the constraints. Furthermore, the problem is not divided into subproblems as in the ATC. Surrogate model based optimization, its solution influences by the accuracy ofthe model, and this is being investigated with another DoE. A DoE of the full factorial analysis is created and selected to study in a region near the optimal solution.In such region, the result has evidently shown to be quite accurate for almost allthe surrogate models, except for max temperature, damage and strain at the hottestregion, with the largest common impact on inner wall thickness of the space nozzle. Results of the new structure of the space nozzle have shown an improvement of mass by ≈ 50%, ≈ 15% and ≈ -4%, for the three different limitations, design spacelimit, industrial limit and industrial limit with tolerance, relative to a reference value,and ≈ 10%, ≈ 35% and ≈ 25% cheaper to manufacture accordingly to the defined producibility model.