Abstract : This project aims at the simulation, design, fabrication and testing of a microscale shock tube. A step by step procedure has been followed to develop the different components of the microscale shock tube and then combine them together to realize the final device. The document reports on the numerical simulation of flows in a microscale shock tube, the experimental study of gas flow in microchannels, the design, microfabrication, and the test of a microscale shock tube. In the first step, a one-dimensional numerical model for simulation of transport effects at small-scale, appeared in low Reynolds number shock tubes is developed. The conservation equations have been integrated in the lateral directions and threedimensional effects have been introduced as carefully controlled sources of mass, momentum and energy, into the one-dimensional model. The unsteady flow of gas behind the shock wave is reduced to a quasi-steady laminar flow solution, similar to the Blasius solution. The resulting one-dimensional equations are solved numerically and the simulations are performed for previously reported low Reynolds number shock tube experiments. Good agreement between the shock structure simulation and the attenuation due to the boundary layers has been observed. The simulation for predicting the performance of a microscale shock tube shows the large attenuation of shock wave at low pressure ratios. In the next step the steady flow inside microchannels has been experimentally studied. A set of microchannels with different geometries were fabricated. These microchannels have been used to measure the pressure drop as a function of flow rate in a steady compressible flow. The results of the experiments confirm that the flow inside the microscale shock tube follows the laminar model over the experiment's range of Knudsen number. The microscale shock tube is fabricated by deposition and patterning of different thin layers of selected materials on the silicon substrate. The direct sensing piezoelectric sensors were fabricated and integrated with microchannels patterned on the substrate. The channels were then covered with another substrate. This shock tube is 2000 µm long and it has a 2000 µm wide and 17 µm high rectangular cross section equipped with 5 piezoelectric sensors along the tube. The packaged microscale shock tube was installed in an ordinary shock tube and shock waves with different Mach numbers were directed into the channel. A one-dimensional inviscid calculation as well as viscous simulation using the one-dimensional model have also been performed for the above mentioned geometry. The comparison of results with those of the same geometry for an inviscid flow shows the considerable attenuation of shock strength and deceleration of the shock wave for both incident and reflected shock waves in the channel. The comparison of results with numerically generated results with the one-dimensional model presents good agreement for incident shock waves. // Résumé : Ce projet vise à la simulation, la conception, la fabrication et l'essai d'un tube à choc a l'échelle micrométrique. Une procédure étape par étape a été suivie pour développer les différentes composantes du tube à choc à l'échelle micrométrique, puis les assembler pour la réalisation finale du dispositif. Le document rend compte de la simulation numérique, de l'étude expérimentale de l'écoulement du gaz dans les microcanaux, de la conception, de la microfabrication, et de l'essai d'un tube à choc à l'échelle micrométrique. Dans la première étape, un modèle numérique unidimensionnel pour la simulation des effets de transport à des petites échelles dans des tubes à choc à faible nombre de Reynolds, est développé. Les équations de conservation ont été intégrés latéralement et les effets tridimensionnels ont été mis en place avec des sources bien contrôlées de masse, du moment et de l'énergie, dans un modelé à une dimension. L'écoulement non stable du gaz après le choc est réduit à un flux laminaire quasi permanent, solution similaire à la solution de Blasius. Les équations unidimensionnelles résultantes sont résolues numériquement et des simulations sont effectuées pour des expériences précédemment rapportées de tube à choc en faible nombre de Reynolds. II y a une bonne correspondance entre la structure du choc et la simulation. L'atténuation due à la couche limite a été observée. La simulation pour prédire les performances d'un tube à choc à l'échelle micrométrique a montré la grande atténuation de l'onde de choc à faible taux de pression. Dans l'étape suivante, le flux constant à l'intérieur des microcanaux a été étudié expérimentalement. Quelques microcanaux avec différentes géométries ont été fabriqués. Ces microcanaux ont été utilises pour mesurer la chute de pression en fonction du débit dans un écoulement compressible flux stable. Les résultats de l'expérience confirment que l'écoulement à l'intérieur du tube à choc à l'échelle micrométrique suit le modèle laminaire sur un large éventail de nombre de Knudsen. Le tube à choc à l'échelle micrométrique est fabrique par les dépôts et gravure des différentes couches minces de certains matériaux sur un substrat de silicium. Des capteurs piézoélectriques à détection directe sont fabriques et intégrés avec les microcanaux caïques sur le substrat. Les canaux sont ensuite recouverts d'un autre substrat. Le tube à choc est long de 2000 µm et a une section rectangulaire de 2000 µm de large et 17 µm de haut et es téquipé avec 5 capteurs piézoélectriques dans le tube. Le tube à choc à l'échelle micrométrique est installé dans un tube à choc standard afin d'entre exposés à une onde de choc avec différents nombres de Mach. Un calcul unidimensionnel inviscide ainsi que la simulation visqueuse avec le modèle unidimensionnel a aussi été effectué pour cette géometrie. La comparaison des résultats avec ceux obtenus avec la même géométrie avec avec un flux Inviscid montre une large atténuation de la force de choc et une décélération de l'onde de choc pour les deux ondes de choc incidentes et réfléchies dans le canal. La comparaison de résultats avec les résultats générés numériquement par modèle unidimensionnel pressent un bon accord pour onde de choc de l'incident.

Mémoire numérisé par la Division de la gestion de documents et des archives de l'Université de Montréal.

Mémoire numérisé par la Division de la gestion de documents et des archives de l'Université de Montréal

Dans le cadre de la fusion par confinement inertiel en attaque directe, l'utilisation de mousses en tant qu'ablateur permet de réduire les instabilités hydrodynamiques créées sur la cible par l'irradiation directe des faisceaux laser. Des études antérieures ont été réalisées en considérant cette mousse comme homogène. Or, étant composée de fibres de CH baignant dans du DT, elle présente un aspect hétérogène. Le but de cette thèse est d'étudier l'effet de cette hétérogénéité sur la vitesse du choc lors de l'irradiation laser de la cible. Une étude expérimentale sur tube à choc et des études numériques avec le code HERA nous ont permis de trouver que le choc se propage plus rapidement dans le milieu hétérogène que dans le milieu homogène de densité moyenne équivalente. Cette écart de vitesse dépend du taux de présence des fibres de CH, du rapport de densité entre les deux matériaux constituant la mousse, de leur coefficient adiabatique et de la géométrie de la mousse. Nous avons modélisé la mousse de diverses manières, en partant du plus simple au plus compliqué, afin de se rapprocher d'une configuration réaliste. La modification de la vitesse du choc étant dûe à la baroclinicité qui, lors de l'interaction du choc avec l'interface entre le CH et le DT, crée un dépôt de vorticité, responsable de l'accélération du choc. Par conséquent, une interface plane et perpendiculaire au front de choc maximise ce dépôt de vorticité et augmente les écarts de vitesse entre milieux hétérogènes et homogènes. Une corrélation entre l'énergie cinétique derrière le choc et la différence relative des vitesses de choc a été trouvée. Nous avons comparé nos résultats à deux modèles analytiques, mais le système n'étant pas fermé, nous ne pouvons pas, pour le moment, élaborer de modèle prédictif. / In the frame of the inertial confinement fusion in direct drive, the use of CH(DT) foams as ablator allows the reduction of hydrodynamic instabilities created on the target by the direct laser irradiation. In the past, studies have been carried out considering this foam to be a homogeneous medium. Yet, the foam is composed of CH and DT, so it presents heterogeneous features. We study the effects of the heterogeneity on the shock velocity when the laser irradiates the target. Thanks to experimental and numerical studies, we show that the shock propagates faster in the heterogeneous medium than in the homogeneous one with the same averaged density. This velocity gap depends on the presence rate of the CH fibers in the foam, the density ratio, the adiabatic coefficient and the foam geometry. We modelize the foam by different ways, more and more complex. The shock velocity modification is due to the baroclinicity which, during the interaction between the shock front and the interface, creates a vorticity deposition, responsible for the shock accceleration. Accordingly, a interface, which is plane and perpendicular to the front shock, maximises the vorticity deposition and increases the velocity gaps between heterogeneous and homogeneous media. We found a correlation between the kinetic energy behind the shock front and the velocities relative difference. We compared our results with two analytical models. However, the system is not closed, so we can't, for the moment, develop a predictiv model.

Dans le cadre de la fusion par confinement inertiel en attaque directe, l'utilisation de mousses en tant qu'ablateur permet de réduire les instabilités hydrodynamiques créées sur la cible par l'irradiation directe des faisceaux laser. Des études antérieures ont été réalisées en considérant cette mousse comme homogène. Or, étant composée de fibres de CH baignant dans du DT, elle présente un aspect hétérogène. Le but de cette thèse est d'étudier l'effet de cette hétérogénéité sur la vitesse du choc lors de l'irradiation laser de la cible. Une étude expérimentale sur tube à choc et des études numériques avec le code HERA nous ont permis de trouver que le choc se propage plus rapidement dans le milieu hétérogène que dans le milieu homogène de densité moyenne équivalente. Cette écart de vitesse dépend du taux de présence des fibres de CH, du rapport de densité entre les deux matériaux constituant la mousse, de leur coefficient adiabatique et de la géométrie de la mousse. Nous avons modélisé la mousse de diverses manières, en partant du plus simple au plus compliqué, afin de se rapprocher d'une configuration réaliste. La modification de la vitesse du choc étant dûe à la baroclinicité qui, lors de l'interaction du choc avec l'interface entre le CH et le DT, crée un dépôt de vorticité, responsable de l'accélération du choc. Par conséquent, une interface plane et perpendiculaire au front de choc maximise ce dépôt de vorticité et augmente les écarts de vitesse entre milieux hétérogènes et homogènes. Une corrélation entre l'énergie cinétique derrière le choc et la différence relative des vitesses de choc a été trouvée. Nous avons comparé nos résultats à deux modèles analytiques, mais le système n'étant pas fermé, nous ne pouvons pas, pour le moment, élaborer de modèle prédictif.

Cette thèse étudie le transfert de chaleur par rayonnement observé dans les conditions d'écoulement raréfié, en régime hypersonique qui seraient rencontrés au cours d'une mission d'aérocapture dans l'atmosphère de Titan. Des estimations précises du rayonnement hors-équilibre dans des écoulements à grande vitesse tels que ceux autour des corps de re-entrée, sont indispensables pour la conception de systèmes de protection thermique plus efficace. Parce que la masse du système de protection thermique est une fraction importante de la masse totale du véhicule, il ya un grand intérêt dans la conception de systèmes plus légers et plus efficaces. Les expériences en vol sont coûteuses et contraignantes, c'est pourquoi l'essai en laboratoire dans des installations capables de produire des écoulements hypersoniques est nécessaire. Malheureusement, les échelles de longueur généralement impliquées dans les expériences en vol sont trop grandes pour être testées dans des installations expérimentales et donc des modèles réduits de véhicules 'aeroshells' sont généralement testés. Les tubes d'expansion de l'université de Queensland - X1, X2 et X3 - ont été largement utilisés pour la modélisation à l'échelle réduite des écoulements hypersoniques (Morgan 2001). Pour les installations d'essais au sol telle que la soufflerie X2, une mise à l'échelle binaire est utilisée pour tester des modèles à échelle réduite de véhicules de vol, ce qui constitue le paramètre le plus important à respecter afin de reproduire un vol à haute vitesse. La mise à l'échelle binaire, appelé aussi 'mise à l'échelle 'ƒÏL', exige que le produit de la densité et de la longueur caractéristique du véhicule soit conservé entre le vol et les conditions expérimentales. Toutefois, il a été montré par Capra (2007) que le transfert de chaleur par rayonnement ne suit pas cette même loi de mise à l'échelle, et la similitude n'est pas crée pour les cas en vol où le transfert de chaleur par rayonnement et par convection sont fortement couplés. Cela peut entraîner d'importantes erreurs dans les estimations des propriétés d'écoulement associée et l'estimation du transfert de chaleur due au rayonnement. L'installation X2 a été modifiée en 2006 pour permettre l'expérimentation à basse pression en mode tube à choc non-réfléchi. L'utilisation d'un tube à choc non-réfléchi a permis la mesure du transfert de chaleur par rayonnement à la densité réelle en vol et supprimé les problèmes d'échelle liés à la mesure des rayonnements sur les véhicules en modèle réduit, au moins pour une partie de l'écoulement. Des mesures ont été effectuées dans la région immédiatement située derrière le choc et le long de la ligne médiane de l'écoulement de base, où le choc reste plan. Les écoulements externes, tels que ceux entourant une capsule de re-enntrée, n'ont pas été reproduits. La limite de basse pression d'exploitation était d'environ 10 Pa, limitée par la croissance de la couche limite sur les murs

Cette thèse étudie le transfert de chaleur par rayonnement observé dans les conditions d'écoulement raréfié, en régime hypersonique qui seraient rencontrés au cours d'une mission d'aérocapture dans l'atmosphère de Titan. Des estimations précises du rayonnement hors-équilibre dans des écoulements à grande vitesse tels que ceux autour des corps de re-entrée, sont indispensables pour la conception de systèmes de protection thermique plus efficace. Parce que la masse du système de protection thermique est une fraction importante de la masse totale du véhicule, il ya un grand intérêt dans la conception de systèmes plus légers et plus efficaces. Les expériences en vol sont coûteuses et contraignantes, c'est pourquoi l'essai en laboratoire dans des installations capables de produire des écoulements hypersoniques est nécessaire. Malheureusement, les échelles de longueur généralement impliquées dans les expériences en vol sont trop grandes pour être testées dans des installations expérimentales et donc des modèles réduits de véhicules 'aeroshells' sont généralement testés. Les tubes d'expansion de l'université de Queensland - X1, X2 et X3 - ont été largement utilisés pour la modélisation à l'échelle réduite des écoulements hypersoniques (Morgan 2001). Pour les installations d'essais au sol telle que la soufflerie X2, une mise à l'échelle binaire est utilisée pour tester des modèles à échelle réduite de véhicules de vol, ce qui constitue le paramètre le plus important à respecter afin de reproduire un vol à haute vitesse. La mise à l'échelle binaire, appelé aussi 'mise à l'échelle 'ƒÏL', exige que le produit de la densité et de la longueur caractéristique du véhicule soit conservé entre le vol et les conditions expérimentales. Toutefois, il a été montré par Capra (2007) que le transfert de chaleur par rayonnement ne suit pas cette même loi de mise à l'échelle, et la similitude n'est pas crée pour les cas en vol où le transfert de chaleur par rayonnement et par convection sont fortement couplés. Cela peut entraîner d'importantes erreurs dans les estimations des propriétés d'écoulement associée et l'estimation du transfert de chaleur due au rayonnement. L'installation X2 a été modifiée en 2006 pour permettre l'expérimentation à basse pression en mode tube à choc non-réfléchi. L'utilisation d'un tube à choc non-réfléchi a permis la mesure du transfert de chaleur par rayonnement à la densité réelle en vol et supprimé les problèmes d'échelle liés à la mesure des rayonnements sur les véhicules en modèle réduit, au moins pour une partie de l'écoulement. Des mesures ont été effectuées dans la région immédiatement située derrière le choc et le long de la ligne médiane de l'écoulement de base, où le choc reste plan. Les écoulements externes, tels que ceux entourant une capsule de re-enntrée, n'ont pas été reproduits. La limite de basse pression d'exploitation était d'environ 10 Pa, limitée par la croissance de la couche limite sur les murs. / This thesis investigates the radiative heat transfer encountered in rarefied, hypervelocity flow conditions such as would be experienced during an aerocapture mission to Titan. Accurate estimates of the nonequilibrium radiation involved in high speed operations such as reentry are essential in order to design these thermal protection systems more efficiently. Because the mass of the thermal protection system is a large fraction of the overall vehicle mass, there is great interest in designing lighter and more efficient systems. Flight experiments are expensive and restrictive, hence laboratory testing is needed in facilities that are capable of producing hypervelocity flow. Unfortunately, as the size of a typical flight vehicle is too large to reasonably test in experimental facilities, subscale models of the aeroshell vehicles are generally tested. The University of Queensland's expansion tube facilities - X1, X2 and X3 - have been widely used for subscale modelling of hypersonic flowfields (Morgan 2001). Ground testing facilities such as the X2 facility take advantage of binary scaling to test small scale models of flight vehicles, which is the most important parameter to match in order to reproduce high speed flight. Binary scaling, also called 'ƒÏL' scaling, requires that the multiplication of density and the characteristic length of the vehicle be balanced between flight and experimental conditions. However, it was shown by Capra (2007) that radiative heat transfer does not follow this same scaling factor, and true similarity with flight is not created for flows where the radiative and convective heat transfer are strongly coupled. This can result in significant errors in the estimates of the associated flow properties and the estimation of the heat transfer due to radiation. The X2 facility was modified in 2006 to allow experimentation at low pressures in nonreflected shock tube mode. Nonreflected shock tube operation allowed the taking of true-flight density measurements of the radiative heat transfer and removed the scaling problems involved in radiation measurements for model vehicles, at least for part of the flowfield. Measurements were made in the region immediately behind the shock along the centreline of the core flow, where the shock remained planar. External flow fields, such as those surrounding a reentry capsule, were not reproduced. The low density operating limit was approximately 10 Pa, limited by boundary layer growth on the walls.

L'interaction entre une onde de choc plane et un nuage de gouttes d'eau homogène, monodisperse est étudiée dans un tube à choc. Les influences de la fraction volumique d'eau, αd(1 %, 0.3 % et 0.1%), rapport du volume d'eau sur le volume du nuage, de la hauteur du nuage Hd (70 cm, 40 cm et 15 cm), du diamètre des gouttes φd (250 µm et 500 µm ) et du nombre de Mach M (1.3 et 1.5) sont étudiées pour des fractions volumiques inférieures au pour cent. Lors de cette interaction, la pression en paroi du tube à choc est mesurée et la visualisation du nuage est obtenue par une méthode ombroscopique directe. Une évolution temporelle caractéristique de la pression induite par la propagation d'une onde de choc dans un tel milieu, est mise en évidence. Cette allure, diffère significativement de celle obtenue avec un nuage constitué de particules solides: la fragmentation des gouttes en est responsable. Une zone où la pression diminue directement après le pic de pression est alors observée aux stations de mesure localisées dans le nuage. L'atténuation de la surpression est mise en évidence: elle peut atteindre 80% du pic de pression mesuré sans nuage. Dans la partie numérique de ce travail, deux modèles de fragmentation sont implémentés, comparés et validés dans un code de calcul monodimensionel, instationnaire, Eulérien appliqué aux écoulements dilués (αd<1 %). On montre que la formulation du taux de production des gouttes selon le taux d'accroissement soit de leur nombre, soit de leur diamètre doit être utilisée respectivement soit avec, soit sans la prise en compte l'étape de déformation de la fragmentation. / The interaction between a planar shock wave and an both homogeneous and monodispersed droplet water cloud is studied in a shock tube. The effects of the water volume fraction αd (1% %, 0.3 % et 0.1%), ratio between the volume of water and the volume of the cloud, the height of the two-phase medium Hd (70 cm, 40 cm et 15 cm), the droplets diameters φd (250 µm et 500 µm ) and the Mach number M (1.3 et 1.5) are studied for a volume fraction smaller than one per cent. During this interaction, the pressure is measured and the visualization of the cloud is obtained by direct shadowgraphy. A characteristic temporal evolution of the pressure induced by the propagation of the shock wave in such a mixture is highlighted. This behavior differs significatively from the one obtained with a solid particles cloud : the droplet atomization is responsible of this change. A zone where the pressure decreases directly after the pressure peak is observed at different stations located into the water cloud. The mitiagtion of the overpressure is shown: it can reach 80%of the pressure peak measured without cloud. In the numerical part, two fragmentation models are added, compared and validated in a comptutational, one dimensional, instationnary, Eulerien code in the case of dilute flows (αd<1 %). We show that the formulation of the production rate of droplets defined by the number of droplets growth, or the diameter droplet growth, must be used, respectively, with and without taking into account the deformation stage of the droplet breakup. Thus, the numerical results are in good agrement with those obtained experimentally.

Ce travail de thèse s’appuie sur une étude expérimentale en tube à choc, plus précisément, c’est une approche expérimentale de l'étude de l'interaction fluide-structure. Considérons un solide indéformable auquel on laisse un degré de liberté en rotation autour d'un axe. Cette structure ferme un espace clos. Si le contenu de l'espace clos subit le passage d'une onde de choc, ce solide va être mis mouvement et tourner autour de son axe. Concrètement, l'onde de choc va augmenter les caractéristiques physiques, en particulier sa pression, du fluide en contact avec la face impactée de cette porte. La face opposée de la porte ne subissant pas ou que très peu l'influence de l'onde de choc, une seule de ses faces est soumise à la surpression. Au moment de l'impact, le déséquilibre ainsi créé impose une action mécanique sur la porte qui va la faire accélérer et tourner autour de son axe de rotation. Jusqu'à ce stade tout est relativement simple. La difficulté intervient à l'instant où la porte commence à s'ouvrir, car les frontières du volume dans lequel le fluide évolue sont modifiées. Des fuites apparaissent et le gaz qui était maintenu dans un volume clos peut maintenant s'écouler vers un milieu libre. Une communication entre les gaz agissant de chaque coté de la porte est créée modifiant leurs propriétés et par conséquent la pression agissant sur chaque côté de la porte. Les actions mécaniques qui s'appliquent sur la porte ne sont plus les mêmes, et par conséquent l'accélération que la porte subit aussi. Au fur et à mesure que la porte change de position, le problème fluide continue d'être modifié et change en retour son action sur la porte. Cette interaction perdure soit jusqu'à ce que les limites du problème cessent d'être modifiées, la porte ne peut plus bouger, ou bien lorsque les actions mécaniques agissant sur la porte s'équilibrent, les fluides de chaque côté de la porte étant dans le même état physique. Le travail présenté ici est une étude des paramètres du fluide ou du solide en mouvement qui sont les acteurs de la loi comportementale gérant ce système complexe. Pour ce faire, nous avons réalisé une maquette expérimentale mettant en action la physique que nous venons de décrire et nous l'avons adaptée à un tube à choc. En éprouvant de nombreuses configurations expérimentales, nous avons pu déterminer comment l'écoulement interne d'un tube à choc évolue lorsqu'il est plus ou moins ouvert à son extrémité. Comment une porte fermée réagit-elle à l'impact d'une onde de choc et quelles en sont les conséquences sur l'évolution des fluides mis en jeu? Quelles sont les conséquences d'une position différente de la porte au moment de l'impact avec l'onde de choc? Ou encore, quel rôle joue l'intensité de l'onde de choc incidente ou l'inertie de la porte sur toute cette dynamique? / This thesis is based on an experimental study carried out in shock tube; in particular, this is an experimental approach to the study of fluid-structure interaction. Consider a rigid body which is allowed to rotate only around an axis and which closes a confined space. If a shock wave crosses the content of the confined space, the body will accelerate and rotate around its axis. Specifically, the shock wave will increase the physical characteristics, especially its pressure, of the fluid acting on the impacted face of the door. The opposite side of the door is not influenced by the incident shock wave, only one of its faces is subjected to overpressure. Following the first impact, the resulting imbalance imposes a mechanical action on the door that will increase its speed and make it turn around its rotation axis. The difficulty comes when the door begins to open: the volume boundaries in which the fluid is contained are modified. Leaks occur and the gas kept in this closed volume can now flow to the atmosphere. Communication between the gas acting on each side of the door is created modifying their properties and consequently the pressure acting on each side of the door.The mechanical actions that apply to the door are no more the same with time, and therefore the acceleration of the door is changing. As the door moves, the fluid problem continues to be changed and in turn it changes its action on the door. This interaction process continues until either the limits of the problem ceases to be changed, the door cannot move, or when the mechanical actions acting on the door are in equilibrium, fluids on each side of the door are in the same physical state. The presented work is a study of the parameters of the fluid or the solid motion which are main actors in the behavioral law managing this complex system. In this aim, we designed an experimental device involving the physics that we have described and we have adapted it to a shock tube. Testing many experimental configurations, we could determine how the internal flow of a shock tube evolves when the end of this shock tube is more or less open.How a closed door reacts to the impact of a shock wave and what are the implications for the evolution of the involved fluids? What are the consequences of a different position of the door at the instant of the impact with the incident shock wave? What role plays the intensity of the incident shock wave or the inertia of the door on this dynamic?

L'oxydation et l'auto-inflammation de quatre carburants issus de la biomasse ont été étudiées dans des réacteurs adaptés à leurs réactivités, à haute pression et dans un large domaine de température. L'auto-inflammation du biogaz purifié (CH4 + H2) et du gaz de synthèse (CO + H2) a été étudiée en tube à choc à 10 bar entre 1200 et 2000 K. Elle se fait en un seul stade sans coefficient négatif de température ni de flamme froide. La cinétique d'oxydation du méthanol a été étudiée dans un réacteur parfaitement agité à 10 bar entre 700 et 1200 K. L'influence des oxydes d'azote (NOx) sur la cinétique d'oxydation du méthanol a également été étudiée. En présence de NOx l'oxydation du méthanol est accélérée. L'analyse et la quantification des produits de combustion ont permis de construire et de valider un modèle thermocinétique composé de 39 espèces et 170 réactions. L'oxydation et l'auto-inflammation du diméthyléther ont été étudiées en machine à compression rapide de 600 à 900 K et de 1,7 à 8,3 bar. L'effet de NO2 sur l'oxydation du diméthyléther a également été étudié. La formation de méthanoate de méthyle a été mise en évidence durant ce travail. Le diméthyléther présente une phénoménologie d'autoinflammation en deux stades avec coefficient négatif de température et flammes froides. Les délais d'autoinflammation mesurés en présence de NO2 sont plus courts. La base de données expérimentales établie à partir des résultats de cette étude a permis de mettre à jour un modèle thermocinétique de l'oxydation et de l'autoinflammation du diméthyléther. Le nouveau modèle a été validé sur des mesures obtenues en machine à compression rapide, tube à choc et réacteur parfaitement agité.