Ce travail présente la conception d'une expérience de combustion induite par choc. Ce type de combustion est utilisé pour la propulsion des avions voyageant plus rapidement que Mach 5, qui est le sujet de cet étude, mais survient également, par exemple, dans le lancement de projectile à haute vitesse (accélérateur dynamique). Une configuration conique à deux angles a été utilisée et quatre géométries d'injection ont été considérées: une surface conique, une configuration à double étage avec espacement rectangulaire, une rampe cylindrique et une rampe en forme de double coin. Les conditions du carburant et de l'écoulement libre ont aussi été modifiées. Quatre paramètres ont été étudiés: la hauteur de pénétration du carburant, le rendement de mélange, le contrôle de l'allumage prématuré et l'interaction entre l'onde de choc et la couche limite. Les simulations numériques ont été exécutées avec le code FLUENT®. Les équations Navier-Stokes tridimensionnelles moyennées par Favre ont été résolues en utilisant le modèle de turbulence SST k — u> développé par Menter. L'oxydation de l'hydrogène a été modelée par le mécanisme de réaction Jachimowski, qui inclut 9 espèces et 20 réactions. Une relation a été dérivée afin de prédire la hauteur de pénétration du carburant à la fin de la région de mélange. De l'étude de mélange, la rampe cylindrique a généré le meilleur champ d'écoulement pour accomplir la combustion induite par choc, puisqu'elle a procuré le meilleur rendement de mélange, elle a prévenu l'allumage prématuré et elle a dispersé le carburant loin de la surface. La partie réactive a révélé que la combustion du mélange a pu être initiée par la deuxième onde de choc, et que la zone subsonique dans la région de combustion a réduit la longueur d'induction. / This work presents a design for a shock-induced combustion experiment. This type of combustion occurs in aircraft engines flying faster than Mach 5, which is the topic of this study, but also occurs, for example, in high-speed projectile launching (ram accelerators). A two-angle cone configuration was used and four injector geometries were considered: a conical surface, a dual-stage configuration with rectangular gaps, a cylindrical ramp and a double-wedge ramp. The fuel as well as the freestream conditions were also varied. Four parameters were investigated: the fuel penetration height, the mixing efficiency, the control of premature ignition and the shock wave / boundary layer interaction. The numerical calculations were performed with the FLUENT® code. The three-dimensional Favre-averaged Navier-Stokes equations were solved employing the Menter SST k — u turbulence model. The hydrogen/oxygen combustion was modelled with a 9 species and 20 reactions Jachimowski reaction mechanism. A relation was derived to predict the fuel penetration height at the end of the mixing region. From the mixing study, the cylindrical ramp injector gave the best flowfield for shock-induced combustion since it provided the best mixing efficiency, prevented premature ignition and dispersed the fuel far from the wall. The combustion modelling revealed that combustion can be initiated by the second shock wave, and that the subsonic zone in the combustion region reduced the induction length.

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.

Lors des rentrées atmosphériques, les processus thermochimiques hors équilibre dans la couche de choc limitent la fiabilité des prédictions aérothermiques. Afin d'améliorer l'exactitude de ces prévisions, des modèles cinétiques sont actuellement développés. Ces modèles sont expérimentalement évalués à l'aide d'expériences dans lesquelles un départ à l'équilibre thermodynamique est caractérisé. Pour cette raison, le présent travail est consacré à la caractérisation du déséquilibre thermodynamique au sein d'écoulements réactifs à haute enthalpie. La plupart des études expérimentales dédiées à la validation de modèles cinétiques à haute température emploient des installations communément appelées tubes à choc. Nous évaluons ici la possibilité de générer un départ significatif à l'équilibre thermodynamique dans des écoulements plasma stationnaires, incluant des jets supersoniques dans lesquels le déséquilibre vibrationnel est fortement attendu. Des diagnostics spectroscopiques appropriés ont été appliqués, permettant de futures comparaisons avec des descriptions microscopiques issue de modèles théoriques. / During planetary atmospheric entries, thermochemical non-equilibrium processes in the shock layer limit the reliability of aerothermal environment prediction. To improve prediction accuracy, non-equilibrium kinetic models are being developed. These models are experimentally assessed through the comparison with well characterized non-equilibrium experiments. For this purpose, the present work is dedicated to the thermodynamic characterization of non-equilibrium in high enthalpy reactive flows. Conversely to common studies that employ short duration facilities to investigate shock layer kinetics, we will assess the possibility of producing significant departure from equilibrium using radio-frequency and microwave stationary plasma flows, including supersonic plasma flows where vibrational non-equilibrium is strongly expected. Suitable spectroscopic diagnostics have been applied allowing future comparisons to be made between the microscopic description of the experiments and theoretical non-equilibrium models.

Une campagne expérimentale, effectuée dans la soufflerie atmosphérique continue transsonique/supersonique S8Ch de l'Onera, a permis d'analyser en détail les aspects stationnaires et instationnaires des écoulements symétrique et dissymétrique produits par la surdétente d'une tuyère plane supersonique fonctionnant en régime surdétendu. Les fluctuations des structures de chocs ont été obtenues par un système de visualisation d'ombroscopie rapide : la Chronoloupe. A l'aide de l'analyse du champ aérodynamique tridimensionnel obtenu par des mesures effectuées au vélocimètre laser Doppler (LDV) et des visualisations des lignes de frottement pariétales, la topologie de l'écoulement comportant une structure de chocs dissymétrique a été reconstituée. L'analyse des deux zones décollées produites par les interactions onde de choc/couche limite ont permis de mettre en évidence des phénomènes basse fréquence (50-60Hz) associés à la convection de grosses structures tourbillonnaires. Les analyses spectrales des fluctuations de pression pariétale pour des configurations symétrique et dissymétrique ont permis de retrouver ces phénomènes basse fréquence et de caractériser des pics autour de 240Hz traduisant les battements de la structure des chocs.<br />Des simulations numériques bidimensionnelles et stationnaires réalisées en régime turbulent ont permis de confronter les modèles de turbulence les plus employés. Les résultats montrent des configurations de chocs différentes suivant les modèles adoptés. Une configuration dissymétrique a été obtenue par la simulation du transitoire d'amorçage de la soufflerie.

Le travail présenté s'inscrit dans le contexte particulier des écoulements en régime supersonique à l'origine de niveaux de bruit très importants et pouvant induire des phénomènes de vibrations significatives des structures solides présentes dans le champ acoustique rayonné. L'étude préalable de techniques de réduction de bruit et des mécanismes vibro-acoustiques nécessite, entre autres, une connaissance rigoureuse du bruit rayonné ainsi que de ses différentes sources. Pour un écoulement libre quelconque, une approche possible d'estimation du bruit généré consiste à relier la dynamique du champ turbulent intrinsèque de l'écoulement au champ acoustique rayonné. Ceci est rendu possible grâce au concept d'(\it analogie aéroacoustique) proposé initialement par Lighthill (1952). La détermination des organisations spatiale et temporelle du champ turbulent à partir d'un tenseur de corrélation des fluctuations de vitesse permet de rendre compte, statistiquement, de l'évolution au sein de l'écoulement des mécanismes de conversion de l'énergie cinétique turbulente en énergie acoustique et indirectement, de celle des sources aéroacoustiques. Des mesures par Vélocimétrie Laser à Effet Doppler (technique de mesure optique) en jets supersoniques successivement froid et chaud sont ainsi ici réalisées afin de déterminer une des composantes principales de ce tenseur de corrélation. Une modélisation simplifiée du tenseur, basée sur l'estimation d'échelles spatiales et temporelles dites intégrales et caractéristiques des mécanismes sources, est ensuite proposée dans la cas d'une turbulence homogène. La composition spectrale du champ turbulent dans le cas du jet supersonique froid est également ici rapportée et renseigne sur sa dynamique. Ces données expérimentales sont finalement couplées à un code de calculs aéroacoustiques dans le but de prédire le spectre d'intensité acoustique rayonné par un jet supersonique chaud.

Dans l'optique de développer à terme des modèles pertinents et in fine améliorer le design de véhicules supersoniques, cette étude propose une analyse détaillée de l'influence d'un choc et d'un transfert de chaleur sur la structure de la turbulence au sein d'une couche limite supersonique. La stratégie numérique utilisée repose sur des simulations numériques directes des équations de Navier-Stokes à l'aide de schémas WENO et compact d'ordre élevé. Le développement complet de la couche limite est simulé à l'aide d'un forçage amont à la paroi afin de s'assurer du plus haut degré de réalisme dans la zone d'étude. Des conditions de séparation naissante et deux conditions thermiques de paroi (adiabatique et refroidie) sont considérées. L'analyse se concentre sur l'altération des caractéristiques moyennes et turbulentes à travers la zone d'interaction et au sein de la zone de relaxation, sur la base de profils moyens et de paramètres intégraux. L'amplification anisotrope des variables turbulentes est quantifiée tandis que les évènements turbulents associés à la modification de la structure globale sont identifiés. La forte modification des champs thermiques moyens et turbulents par le refroidissement est mise en exergue, notamment la diminution significative des quantités turbulentes à travers la couche. Par ailleurs, la réduction à la fois des longueurs d'influence amont, de séparation et de relaxation est mise en évidence.

La reconnaissance chirale joue un rôle fondamental dans la chimie du vivant. On suppose qu'elle a lieu grâce à la formation de paires de contact transitoires et faiblement liées dont l'étude est difficile en solution. C'est pourquoi nous avons étudié ces paires faiblement liées isolées en phase gazeuse à basse température en jet supersonique, par spectroscopie laser électronique et vibrationnelle. Le but de ce travail est la compréhension au niveau microscopique des forces responsables de la reconnaissance chirale.

L'objectif principal de cette thèse est l'étude spectroscopique de molécules ou de complexes portant plusieurs centres chiraux en phase gazeuse, pour comprendre les effets de la stéréochimie sur leurs propriétés structurales. Des alcaloïdes dérivés de la Cinchonine ont été introduits intacts en phase gazeuse par ablation laser. Ils ont été étudiés en combinant un jet supersonique avec de la spectroscopie laser. Les deux pseudo-énantiomères Quinine et Quinidine ont montré des spectres électroniques et vibrationnels similaires, en accord avec leur structure similaire. Leurs propriétés en solution diffèrent davantage, comme le montrent les expériences de dichroïsme circulaire vibrationnel (VCD). Cette différence est encore plus marquée dans l'Hydroquinine et l'Hydroquinidine. Enfin la reconnaissance chirale a été étudiée dans des complexes ioniques dans un piège à ions. La stabilité des complexes formés entre S-camphre et les R et S-Alanine protonées indique une préférence homochirale. Cependant, l'énergie d'interaction calculée ainsi que les spectres IRMPD dans la région des empreintes digitales sont identiques. Le rôle des conformères plus hauts en énergie dans la reconnaissance chirale a été discuté.

Cette thèse présente les résultats de travaux de recherche d'une part concernant les réactions en phase gazeuse de petites molécules à des températures extrêmes et d'autre part portant sur la photophysique de nanoparticules de carbone. Les résultats obtenus, au moyen d'une combinaison de méthodes sophistiquées, sont d'intérêt pour la combustion et les milieux astrophysiques. Les coefficients de vitesse des réactions à hautes températures (300-1116K) entre le radical cyanure CN avec deux hydrocarbures (C₂H₄ et C₂H₆) ont été mesurés à l'aide d'un nouvel prototype d'étude de réaction à haute température en phase gazeuse: le réacteur à haute température couplé à la technique PLP-LIF (Pulsed Laser Photolysis-Laser Induced Fluorescence). Ces réactions se sont montrées rapides et révélant une barrière d'énergie. Le préalable à l'étude de la cinétique de ces réactions est la détermination de la température rotationnelle de l'écoulement par spectroscopie du radical CN et l'étude de sa relaxation vibrationnelle par des calculs semi-empiriques. Comme deuxième expérience, on s'est intéressé à la réaction d'attachement électronique à basse température (39-170K) sur la molécule POCl₃ au moyen du dispositif CRESU (Cinétique de réaction en Ecoulement Supersonique Uniforme). Le coefficient d'attachement électronique de cette réaction a été déterminé montrant une faible dépendance de la température du gaz. On a aussi montré l'inversion des voies de sortie, dissociative et non dissociative, aux alentours de la température T=170K mettant en jeux deux produits ioniques majoritaires. La dernière partie de la thèse expose notre perspective de recherche pour étudier la photophysique de nanoparticules de carbones produites par combustion. On a pu mettre en œuvre un système de production de nanoparticules de suie à l'aide d'un brûleur. Cette expérience consiste à sonder l'interaction de celles-ci avec des rayons X mous (1eV-1keV) par détection de photoélectrons et spectrométrie de masse à temps de vol.

A cause de sa température élevée, le jet propulsif d'un avion de combat est une source de rayonnement infrarouge qui rend l'appareil très vulnérable. Ce rayonnement peut toutefois être réduit en accélérant le mélange du jet avec l'atmosphère. <br />Cette thèse est consacrée à la simulation numérique d'un jet propulsif réaliste contrôlé par des injections radiales et à l'analyse physique des mécanismes d'augmentation de son mélange. <br />Deux types de simulations, RANS et ZDES, ont été réalisés sur la base du modèle de Spalart-Allmaras. Dans le modèle ZDES, une nouvelle longueur caractéristique de maille est formulée et améliore sensiblement la prévision de la région initiale du jet. Globalement, les simulations ZDES restituent fidèlement le champ moyen du jet supersonique sans et avec contrôle, aussi bien les cellules de détente/compression que la diffusion turbulente. <br />L'analyse physique est dédiée à la compréhension d'une part des mécanismes compressibles concentrées au coeur du jet et d'autre part des mécanismes tourbillonnaires périphériques ainsi qu'à l'évaluation de leurs rôles respectifs dans l'augmentation du mélange. Il en ressort que l'augmentation du mélange est exclusivement due aux mécanismes tourbillonnaires. Une étude paramétrique fournit des indications pour concevoir un mélangeur efficace. L'analyse des tourbillons focalisée sur le régime lointain quasi-bidimensionnel souligne leur dynamique moyenne et fait apparaître l'action des fluctuations turbulentes sur leur taux de dégénérescence. Enfin, deux régimes de contrôle sont identifiés et associés aux pénétrations respectivement quasi-stationnaire et intermittente des jets secondaires.