Dans le domaine des systèmes propulsifs, le statoréacteur classique possède de bonnes performances propulsives. Néanmoins, celles-ci se dégradent notablement lorsque les valeurs du nombre de Mach augmentent. Dans le régime hypersonique (au-delà de Mach 6), l'utilisation d'un statoréacteur à combustion supersonique, ou superstatoréacteur, doit permettre de surmonter ces difficultés. La simulation numérique est un des moyens d'étude de la combustion dans ces régimes d'écoulements rapides. Elle doit alors être capable de restituer des effets spécifiques aux écoulements à grand nombre de Mach, pour lesquels les temps caractéristiques chimiques et de mélange aux petites échelles peuvent être du même ordre de grandeur. Ce travail de thèse est consacré à l'amélioration des outils de simulation de la combustion dans les écoulements rapides en prenant en compte les effets de chimie finie et de micro-mélange sur la base d'une approche de réacteur partiellement prémélangé. La modélisation UPaSR ainsi proposée est validée sur la base du calcul d'une flamme jet supersonique. Les simulations numériques correspondantes conduisent à des résultats encourageants qui confirment l'importance, pour ce type de conditions, des effets cinétiques d'une part, et des effets compressibles d'autre part. Enfin, le modèle UPaSR est appliqué à l'analyse d'une configuration plus complexe de superstatoréacteur (RESTM12) étudiée expérimentalement à l'Université du Queensland. Deux méthodes différentes sont utilisées et comparées afin d'obtenir les principaux indices de performance.

L’'accélérateur par effet stato en régime sous-détonatif, caractérisés par une vitesse du projectile inférieure à la célérité de la détonation dans le mélange considéré est, à l’'heure actuelle, le mieux connu. La compréhension des phénomènes mis en jeu dans cette technologie est subordonnée à une importante étude expérimentale associée à la mise au point de moyens numériques. C’'est l’'objet du travail présenté dans ce mémoire qui décrit numériquement, à l’'aide d’'un code CFD de combustion turbulente, le processus de combustion qui s’'opère autour du projectile. Les résultats, comparés aux données expérimentales existantes disponibles au Laboratoire de l’'Université de Washington, ont permis de parfaire la fiabilité d’'un code de calcul monodimensionnel en régime sousdétonatif. Les calculs analytiques font intervenir des équations d’'état dont la validité est discutée. La poussée générée par l’'accélérateur est calculée et les valeurs déduites de cette analyse 1D sont en excellent accord avec les expériences. Cette démarche a pour but d’'apporter une contribution en termes de prédiction des performances de poussée d’'un accélérateur à effet stato et de choix du mélange réactif optimal.

Cette thèse, composée de quatre chapitres, porte sur l'amélioration et le développement de modèles pour la simulation numérique de la combustion supersonique. Le 1er chapitre décrit les bases théoriques d'un code de calcul destiné à la simulation des écoulements compressibles réactifs turbulents. Le 2e chapitre présente les améliorations apportées au modèle de turbulence k-epsilon, notamment l'implantation des corrections de Pope et Sarkar et la validation du modèle pour des écoulements compressibles tels que la couche de mélange plane et le jet rond. Une limitation stabilisatrice a été proposée pour la correction de Pope assurant une prédiction précise de l'épanouissement du jet rond. Un post-traitement de données d'une simulation directe d'une couche de mélange turbulente non isotherme bi-espèces a permis d'évaluer le rapport des nombres de Prandtl et de Schmidt turbulents. Le 3e chapitre est consacré aux modèles cinétiques chimiques. Une nouvelle méthode de réduction automatique de mécanismes cinétiques chimiques a été élaborée puis appliquée au développement de modèles chimiques réduits pour les mélanges réactifs CH4-H2-air et H2-air vicié. Une nouvelle corrélation empirique pour le délai d'autoinflammation du mélange CH4-H2-air a été proposée. Les mécanismes réduits ont été validés dans des conditions homogènes et dans un milieu diffusif. Le 4e chapitre présente la méthodologie et les résultats d'une étude numérique sur une chambre de combustion supersonique. L'aspect méthodologique de cette étude concerne : la validation des modèles numériques, le choix des conditions aux limites, l'adaptation du maillage et la comparaison des configurations bi- et tridimensionnelle.

La demande pour les ressources énergétiques est en hausse alors que leur disponibilité est en baisse. Dans ce contexte, l’industrie du transport et de l’énergie est à la recherche de petits moteurs efficaces et puissants et le Rim Rotor Rotary Ramjet Engine (R4E) pourrait correspondre à ces critères. Or, en ce moment, le potentiel de ce moteur est limité, car son compresseur supersonique entraîne des pertes d’efficacité lorsque le rotor tourne à son nombre de Mach tangentiel optimal qui est de 2. Le présent mémoire compile toutes les notions requises pour comprendre le fonctionnement d’un compresseur supersonique lors de son démarrage et de concevoir le compresseur le plus approprié pour le R4E, tant en démarrage qu’en régime permanent. Pour se faire, des concepts de cascades inspirés des compresseurs et des méthodes de démarrage des moteurs ramjet actuels ont été générés et validés à l’aide de modèles analytiques. Les concepts sont par la suite essayés expérimentalement sous la forme de cascades à l’aide d’une soufflerie supersonique. Bien que le modèle analytique montre que les cascades munies de canaux de purge soient plus performantes et plus robustes en conditions off-design, ces dernières n’ont jamais démarré lors des expérimentations même si les canaux ont été agrandis et multipliés. Ainsi, parmi tous les concepts essayés, celui qui démarre par survitesse et qui comporte des canaux de succion de couche limite à son col a donné les meilleurs résultats. Il est très stable et permet d’obtenir un ratio de pression statique de 4.25 et un recouvrement de pression totale de 89 %, pour une efficacité isentropique de 92 % à un nombre de Mach tangentiel de 2. Par contre, il est à noter qu’il n’a pas été possible de mesurer la pression totale. Elle a plutôt été estimée à partir des images de strioscopie tirées lors des essais. Comme on ne dispose pas d’une structure permettant d’essayer le compresseur rotatif à Mach 2, il a fallu approximer l’influence de l’accélération centrifuge sur l’écoulement de la cascade et trouver un moyen d’intégrer le nouvel aubage à la roue. Un modèle permettant d’estimer les paramètres d’une couche limite se développant sur une plaque plane en rotation a permis de déduire que l’accélération transverse n’aurait qu’un effet légèrement favorable, puisqu’il permet d’amincir l’épaisseur de déplacement, réduisant ainsi les risques d’interaction en la couche limite et les chocs. Finalement, les canaux de succion de couche limite du compresseur pourraient permettre d’alimenter un système de refroidissement qui limiterait la température à la jante à 820 K. Le R4E pourrait devenir l’avenir des systèmes de régénération électrique pour les véhicules hybrides. Il serait aussi intéressant pour une utilisation dans les petites centrales thermiques des régions éloignées. Ce grand potentiel d’utilisation provient de la grande densité de puissance du moteur, de sa simplicité et de son très faible coût de fabrication et de maintenance.

Les décollements d'écoulement induits par choc et leur éventuel réattachement sur paroi sont observés dans de nombreuses configurations d'intérêt pratique, incluant les entrées d'air, les profils transsoniques ou les tuy`eres de lanceurs spatiaux. Ces phénom`enes mettent en jeu des interactions complexes entre couches limites et ondes de choc ou de détente conduisant à des instationnarités à basses fréquences dont l'origine reste aujourd'hui à élucider. Cette étude vise d'une part à proposer une stratégie numérique permettant de prévoir plus précisément ces phénom`enes de décollement et d'autre part d'identifier les principaux mécanismes physiques qui pilotent l'évolution de leur structure globale. L'étude porte plus particuli`erement sur les configurations de décollements libres ou séparés apparaissant en tuy`ere optimisée en poussée opérant en régime surdétendu. Différents mod`eles phénoménologiques sont ainsi testées pour décrire l'évolution du champ de pression instationnaire et dissymétrique en fonction du niveau de surdétente. La stratégie numérique proposée repose sur la combinaison de schémas à capture de choc d'ordre élevé (WENO 5), d'algorithmes d'intégration implicite en temps et d'une modélisation de la turbulence étendant l'approche Detached Eddy Simulation via l'ajout de corrections de réalisabilité. Une large plage de niveaux de surdétente est considérée, à la fois en condition d'entrée stabilisée et transitoire, afin de clarifier les conditions d'existence des différents régimes de décollements libres et restreints, ainsi que l'évolution temporelle de la morphologie globale de l'écoulement transitant entre ces deux régimes. L'évolution instationnaire de l'écoulement est simulée sur des temps suffisamment longs pour permettre une analyse spectrale des contributions des premiers modes azimutaux à la dynamique basse fréquence du champ de pression pariétale.

Cette étude est consacrée à l'analyse des écoulements réactifs supersoniques cisailléset, plus particulièrement, des couches de mélange compressibles pouvant se développerdans les moteurs ramjet et scramjet. Des méthodes numériques appropriées ont été implémentéeset vérifiées pour aboutir au développement d'un code de calcul numériquemassivement parallèle, appelé CREAMS (compressible reactive multi-species solver). Cedernier a été spécialement conçu pour conduire des simulations numériques haute précision(simulations numériques directes ou DNS) de ce type d'écoulements. Une attentionparticulière a été portée à la description des termes de transport moléculaire et des termessources chimiques de façon à considérer la description physique la plus fidèle possible desmélanges des gaz réactifs à haute vitesse, au sein desquelles les temps caractéristiqueschimiques et de mélange aux petites échelles sont susceptibles d'être du même ordre degrandeur. Les simulations des couches de mélange bidimensionnelles et tridimensionnelles,inertes et réactives, confirment l'importance des effets associés à la compressibilité et autaux de dégagement de chaleur. Les résultats ainsi obtenus diffèrent en certains points deceux issus d'autres simulations qui introduisaient certaines hypothèses simplificatrices :développement temporel, emploi d'une chimie globale ou encore lois de transport simplifiées.En revanche, ils reproduisent certains tendances déjà observées dans un certainnombre d'études expérimentales conduites dans des conditions similaires.

Abstract : This research project has as main objective to study in detail the internal flow features of single-phase supersonic ejectors for refrigeration applications, and the potential effects of injecting droplets on the performance of the device. To this end, a numerical approach is proposed which has been separated into two parts: First, a RANS modelling strategy for supersonic ejectors has been outlined combining the NIST real gas equations database [NIST, 2010] and the k − ω SST turbulence model in its low-Reynolds number formulation. The proposed approach agrees within 5% (resp. 2%) to the experimental entrainment ratio (resp. compression ratio) data of García del Valle et al. [2014], properly captures the main internal flow features and has a reasonable computational cost. This RANS model has been applied in the analysis of a supersonic R134a ejector for refrigeration purposes, showing in particular that the secondary flow is entrained by momentum transfer through the mixing shear layer, that the distance between the primary nozzle exit and the shock-waves in the constant area section varies between 9 and 16 times the primary nozzle exit diameter and that the important axial character of the flow limits mixing of both inlet flows until after the shock train. Furthermore, an exergy analysis through the device shows that the mixing and the oblique shock waves are responsible for between 50% and 70% of the generated losses, the latter might be attenuated through droplet injection in the constant area section. Moreover, it has been shown that drop-in replacement of the working fluid with HFOs R1234yf and R1234ze(E) leads to mild changes in the ejector performance but reduces the HDRC system COP (resp. cooling capacity) in average by 7.1% (resp. 23.3%). Lastly, a comparison of the model predictions with the thermodynamic model of Galanis and Sorin [2016] for an air ejector, shows that as the working fluid approaches the ideal gas behaviour, the flow can be adimensionalized in terms of the secondary inlet temperature and pressure, the motive nozzle throat and the entrainment and compression ratios. In the second part, the influence of droplets has been studied from a local perspective by extending the RANS model to include a discrete phase, which affects the main flow through exchanges of momentum and thermal energy, and from a global perspective by building a thermodynamic model, which predicts the entrainment and limiting compression ratio given a fixed geometry and operating conditions. Both approaches present very good agreement in terms of p, T and M a internal profiles. Results for a supersonic ejector with R134a as baseline working fluid and droplets injected at the constant area section show that the flow structure has perceptible changes only at the highest injection fraction considered 10%, which induces boundary layer detachment, reduces the shock intensity by 8% and diminishes the superheat at the ejector outlet by 15 ◦C. Nonetheless, ejector performance metrics are severely affected as the limiting compression ratio, Elbel efficiency and exergy performance reduce respectively by 5%, 11% and 15%, due mainly to the additional entropy generated through droplet injection and mixing with the main flow. / Ce projet de recherche a pour objectif principal d’étudier en détail les caractéristiques de l’écoulement interne dans des éjecteurs supersoniques monophasiques pour des applications en réfrigération, et les effets potentiels de l’injection de gouttelettes sur les performances de l’appareil. A cette fin, une approche numérique est proposée et a été séparée en deux parties. Tout d’abord, une stratégie de modélisation RANS pour les éjecteurs supersoniques a été décrite en combinant la base de données pour les gaz réels NIST [NIST, 2010] et le modèle de turbulence k − ω SST dans sa formulation à bas nombre de Reynolds. L’approche proposée prédit avec un accord d’environ 5% (resp. 2%) le rapport d’entraînement (resp. rapport de compression) avec les données expérimentales de García del Valle et al. [2014]. Il capte également correctement les principales caractéristiques de l’écoulement interne et a un coût de calcul raisonnable. Ce modèle RANS a été appliqué à l’analyse d’un éjecteur supersonique au R134a utilisé à des fins de réfrigération, montrant en particulier que le flux secondaire est entraîné par un transfert d’impulsion à travers la couche de cisaillement, que la position de départ des ondes de choc dans la section constante se situe dans une plage de 9 à 16 fois le diamètre de sortie de la buse primaire et que l’important caractère axial du flux limite le mélange des deux écoulements d’entrée au-delà du train d’ondes de choc. De plus, une analyse exergétique à travers le dispositif montre que le mélange et les ondes de choc obliques sont responsables de 50% et 70% des pertes générées, ces dernières pouvant être atténuées par injection de gouttelettes dans la section à zone constante. De plus, il a été démontré que le remplacement direct du fluide de travail par les HFO R1234yf et R1234ze(E) entraîne de légers changements dans la performance de l’éjecteur mais réduit en moyenne le COP du système HDRC (resp. la capacité de refroidissement) de 7.1% (resp. 23.3%). Enfin, une comparaison des prédictions du modèle avec le modèle thermodynamique de Galanis and Sorin [2016] pour un éjecteur à air montre que lorsque le fluide de travail se rapproche du comportement de gaz idéal, l’écoulement peut être normalisé en fonction de la température et de la pression à l’entrée secondaire, la gorge de la tuyère principale et les rapports d’entraînement et de compression. Dans la seconde partie, l’influence des gouttelettes a été étudiée d’un point de vue local en étendant le modèle RANS à une phase discrète qui affecte le flux principal par des échanges de quantité de mouvement et d’énergie thermique, et d’un point de vue global en construisant un modèle thermodynamique qui prédit l’entraînement et le rapport de compression limitant étant donné une géométrie fixe et les conditions de fonctionnement. Les deux approches présentent un très bon accord en termes de profils internes de p, T et Ma. Les résultats pour un éjecteur supersonique au R134a comme fluide de base, avec des gouttelettes injectées à mi-chemin dans la section de la zone constante, montrent que la structure d’écoulement dans cette région présente des changements perceptibles seulement à la fraction d’injection la plus élevée, 10%, en diminuant l’intensité du choc de 8% et la surchauffe à la sortie de l’éjecteur de 15 ◦C. Néanmoins, la performance de l’éjecteur est sévèrement affectée vu que le rapport de compression, l’efficacité d’Elbel et le performance exergétique sont réduites respectivement de 5%, 11% et 15%, principalement en raison de l’entropie supplémentaire générée par l’injection de gouttelettes et le mélange avec le flux principal.

Cette étude est consacrée à l’analyse des écoulements réactifs supersoniques cisailléset, plus particulièrement, des couches de mélange compressibles pouvant se développerdans les moteurs ramjet et scramjet. Des méthodes numériques appropriées ont été implémentéeset vérifiées pour aboutir au développement d’un code de calcul numériquemassivement parallèle, appelé CREAMS (compressible reactive multi-species solver). Cedernier a été spécialement conçu pour conduire des simulations numériques haute précision(simulations numériques directes ou DNS) de ce type d’écoulements. Une attentionparticulière a été portée à la description des termes de transport moléculaire et des termessources chimiques de façon à considérer la description physique la plus fidèle possible desmélanges des gaz réactifs à haute vitesse, au sein desquelles les temps caractéristiqueschimiques et de mélange aux petites échelles sont susceptibles d’être du même ordre degrandeur. Les simulations des couches de mélange bidimensionnelles et tridimensionnelles,inertes et réactives, confirment l’importance des effets associés à la compressibilité et autaux de dégagement de chaleur. Les résultats ainsi obtenus diffèrent en certains points deceux issus d’autres simulations qui introduisaient certaines hypothèses simplificatrices :développement temporel, emploi d’une chimie globale ou encore lois de transport simplifiées.En revanche, ils reproduisent certains tendances déjà observées dans un certainnombre d’études expérimentales conduites dans des conditions similaires. / This study is devoted to the analysis of supersonic reactive shear flows and, in particular,compressible mixing layers that can develop inside the ramjet and scramjet engines.Appropriate numerical methods have been implemented and tested to achieve the developmentof a massively parallel numerical solver, called CREAMS (compressible reactivemulti-species solver). This tool was designed to conduct high-precision numerical simulations(direct numerical simulations or DNS) of such flows. Particular attention waspaid to the description of the molecular transport terms and chemical source terms toconsider the most accurate physical description of reactive gas mixtures at high velocity,in which the chemical and mixing time scales, corresponding to the smallest scalesof the flow, are susceptible to be of the same order of magnitude. Simulations of twoandthree-dimensional, inert and reactive, mixing layers confirm the importance of theeffects associated with compressibility and rate of heat release. The results obtained differin some points from other simulations which introduced simplifying assumptions such astemporal development, use of a global chemistry or a simplified description of the moleculartransport terms. Nevertheless, they reproduce some trends already observed in severalexperimental studies conducted under similar conditions.

L’allumage est un point essentiel dans le dimensionnement des moteurs-fusées, et il nécessite de prendre en compte plusieurs phénomènes physiques très distincts qui sont autant de challenges numériques. Le premier point abordé pendant cette thèse est la modélisation et la simulation par Simulation aux Grandes Échelles d’un allumeur de type VINCI. Des gaz chauds, riches en oxygène, sont délivrés de façon supersonique dans une chambre remplie d’hydrogène faisant apparaître un jet fortement sous-détendu et de multiples interactions choc/choc ou choc/flamme. Les premiers instants du processus d’allumage sont ici détaillés. Le second point abordé est la modélisation et la simulation numérique de la combustion H2/O2 à haute pression. En particulier, les effets d’une diffusion non-idéale sont étudiés dans le cas de flammes de prémélange 1D et sur la configuration 2D de type ‘splitter plate’. Un impact de la modélisation sur les espèces produites et le champ de température est ici mis en lumière. / Ignition is a key point in the design of liquid rocket engine (LRE), and it requires to take into account several distinct physical phenomena that constitute numerical challenges. The first point addressed during this thesis is the modeling and simulation using Large Eddy Simulation of a LRE igniter in a configuration close to VINCI rocket engine. The hot gases from the igniter, rich in oxygen, are delivered at supersonic speeds in a chamber filled with hydrogen. Such configuration creates under-expanded jets with multiple shock/shock or shock/flame interactions. A focus is done on the ignition process. The second point addressed is the modeling and simulation of high pressure H2/O2 combustion which occurs. In particular, the effects of non-ideal diffusion are studied through a 1D premixed flames and a 2D splitter plate configuration. An impact of modeling on the species produced and the temperature field is highlighted.

Les essais expérimentaux pour des écoulements hypersoniques sont extrêmement dispendieux dans les coûts des installations et d'opérations. Par contre, la meilleure façon de contourner ce problème est l'utilisation de simulation numérique pour représenter des systèmes complexes. Cependant, la simulation numérique est encore à ces débuts et il reste beaucoup de travail à accomplir pour bien comprendre la physique de la mécanique des fluides. Ainsi, la plupart des scientifiques n'ont pas le choix de se retourner vers des modèles analytiques plus simples, afin de résoudre des problèmes complexes. Ce mémoire traite d'une méthode semi-analytique et semi-numérique afin de caractériser la modélisation, l'analyse et l'optimisation d'un véhicule hypersonique, utilisant un système de propulsion de type superstatoréacteur (SSRéacteur) ou superstatoréacteur à combustion induite par ondes de choc (SSCRéacteur), pour une mission donnée. Chaque véhicule hypersonique est un surfeur d'ondes (anglais : waverider) en 2D et qui est composé d'un modèle d'entrée d'air, de mixage et de réaction air/carburant, de chambre de combustion, de tuyère, d'aérodynamique externe et de masse. Ainsi, tous ces sous-systèmes utilisent un écoulement à propriétés constantes et/ou variables en fonction de la température et ils sont interreliés dans le but d'analyser les performances du véhicule global. Par l'emploi d'un processus d'optimisation, les performances des véhicules sont évaluées pour une convergence sur une masse déterminée (430 kg) et sur un équilibre des forces en Xet Ten fonction d'une mission donnée (Mach 7 à 20). La synthèse des résultats obtenus convient que pour les paramètres de la mission définie, les deux configurations ont des portées similaires, et que le SSCRéacteur a un fort potentiel avec l'utilisation de la détonation comme processus de combustion. Ces résultats donnent une bonne approximation des performances plausibles de deux configurations génériques de SSRéacteur et de SSCRéacteur. Cette étude multidisciplinaire démontre bien que des études complémentaires sont requises pour l'obtention de propriétés optimales (l'impulsion spécifique et la portée) pour chaque concept et ceci à chacune des conditions de vol. Néanmoins, le concept du SSCRéacteur demeure toujours très prometteur pour les années futures.