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.

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.

Les systèmes de combustion sont sujets aux instabilités de combustion (IC). Elles résultent d'un couplage constructif entre le taux de dégagement de chaleur instationnaire et des modes acoustiques du système. Les IC peuvent mettre en danger la performance et l'intégrité des systèmes de combustion. Même si ces phénomènes sont connus depuis plus d'un siècle, éviter quelles aient lieux dans les chambres de combustions industrielles reste difficile. Les objectifs de cette thèse sont les suivants : (1) étudier la dynamique des modes acoustiques, (2) analyser la réponse de flamme d'un moteur de fusée à propergol liquide H2/O2 (appelé "BKD"), sujet aux IC, à l'aide de la Simulation aux Grandes Echelles (SGE) et (3) dériver, utiliser et étudier des conditions limites permettant d'imposer des impédances acoustiques complexes en SGE. / Combustion devices are prone to combustion instabilities. They arise from a constructive coupling between the unsteady heat release rate of the flame and the resonant acoustic modes of the entire system. The occurence of such instabilities can pose a threat to both performance and integrity of combustion systems. Although these phenomena have been known for more than a century, avoiding their appearance in industrial engines is still challenging. The objective of this thesis is threefold: (1) study the dynamics of the resonant acoustic modes, (2) investigate the flame response of a liquid rocket engine under unstable conditions using Large Eddy Simulation(LES) and (3) derive, use and study Time Domain Impedance Boundary Conditions (TDIBCs), i.e. boundary conditions modeling complex acoustic impedances.

Ce travail se situant dans le cadre du Groupement de Recherche « Combustion dans les moteurs-fusées » unissant le CNES, le CNRS, l'ONÉRA et la SNECMA concerne l'étude de l'atomisation secondaire et de la vaporisation turbulente pour la combustion des brouillards. L'objectif principal de cette étude est de fournir des modèles fiables pour les codes de calcul, reproduisant fidèlement les processus élémentaires de la combustion cryogénique dans les moteurs-fusées.<br />Ces modèles sont issus d'études expérimentales précédentes du LCSR, ayant permis d'établir des bases de données.<br />Les calculs sont basés sur la simulation du banc d'essai MASCOTTE (Montage Autonome Simplifié pour la Cryocombustion dans l'Oxygène et Toutes Techniques Expérimentales) de l'ONERA. Les résultats montrent d'une part l'influence de l'atomisation sur la structure du brouillard et de la flamme. D'autre part, les simulations de la vaporisation turbulente mettent en évidence l'influence de la turbulence sur les propriétés des gouttes.

Dans cette thèse, on explique la conception et la mise au point d'un système de navigation sans GPS pour un véhicule automobile. Ce système exploite des mesures de champs magnétiques réalisées à bord du véhicule en mouvement, combinées à des mesures inertielles réalisées à partir de capteurs MEMS bas coût. Il permet de reconstituer, à partir d'une condition initiale, la trajectoire du véhicule en temps réel. Un prototype fonctionnel complet est présenté ainsi que des résultats expérimentaux. La conception de ce système repose sur une analyse de l'observabilité d'un modèle classique du véhicule, qui permet d'établir comment les différents biais et défauts des capteurs peuvent être estimés grâce à des filtres de Kalman agencés suivant deux schémas d'interconnexion: par partition des variables d'états et par séquencement. Une analyse de convergence des schémas d'estimation est étudiée. En dernière partie du manuscrit, deux autres exemples de systèmes de navigation à base de capteurs MEMS sont décrits, celui du quadricoptère Parrot AR.Drone et celui de fusées expérimentales à propulsion hybride, pour lesquels les mêmes principes de conception sont appliqués.

Cette thèse se focalise sur la compréhension et la prédiction des instabilités de combustion dans les systèmes à haute pression. Elle s'oriente autour de la simulation numérique d’un banc d'essai, opéré à l'université de Purdue, comprenant un injecteur caractéristique des moteurs-fusées et dont les propriétés acoustiques peuvent varier à l'aide d’un tube d'injection mobile. Une méthode d'initialisation et d'allumage pour les calculs LES de chambres de combustions terminées par une tuyère est présentée. Un point de fonctionnement instable est choisi pour étudier le mécanisme de l'instabilité. Les simulations sont comparées aux résultats expérimentaux en terme de fréquence et structure du mode instable. La fonction de transfert de flamme est calculée à l'aide du modèle n − τ puis implémentée dans un solveur acoustique (ne résolvant que les perturbations acoustiques à partir de l'équation de Helmholtz en écoulement réactif). Différents modèles d'impédance de tuyère, extraits de la littérature, sont comparés et leurs impacts sur les résultats de stabilité sont analysés. Le théorème d’impédance translatée est implémenté dans le solveur acoustique pour analyser, à faible coût de calcul, l’influence de la variation de la longueur du tube d'injection. Des écarts entre les fréquences prédites et celles trouvées expérimentalement subsistent mais la carte de stabilité de l’expérience est bien reproduite. / This thesis focuses on the understanding and the prediction of combustion instability in high-pressure devices. A model rocket combustor, tested experimentally at Purdue University, with continuously variable acoustic properties, thanks to a variable-length injector tube, is simulated. A method to initialize and ignite Large-Eddy-Simulation (LES) calculation of combustion chamber surrounded by nozzle is proposed. An unstable operating point is then chosen to investigate the mechanism of the instability. The simulations are compared to experimental results in terms of frequency and mode structure. The flame transfer function is calculated using the n − τ model to feed an acoustic solver which solves only the acoustic perturbation using a Helmholtz equation in reacting flows. The importance of the modeling of the nozzles impedance is studied through the main theories in the literature. The impedance translation theorem is implemented in the acoustic solver to analyze at low cost the influence of the variation of the injector tube. Despite differences in frequency of the instability, the stability map of the experiment is well reproduced.

Le nouveau moteur cryogénique de l'étage supérieur du nouveau lanceur Ariane présente la particularité d'être plusieurs fois réallumable, une fois la mise en orbite du lanceur. Le réallumage d'un moteur est particulièrement difficile durant les conditions de vol spatial. Ce moteur est composé d'un dôme LOX alimenté en oxygène liquide (LOX) qui est approvisionné par une vanne à boisseau positionnée en entrée d'une canne d'alimentation. Le mélange liquide / gaz formé dans le dôme LOX est injecté dans la chambre de combustion à travers des injecteurs reliant le dôme à la chambre. En conséquence, la distribution de l'écoulement diphasique en sortie des injecteurs revêt une importance particulière en terme d'allumage, de l'ouverture à la fermeture de cette vanne. La prise en compte de ces conditions de vol est primordiale pour qualifier le moteur. Cependant ces conditions ne peuvent pas être reproduites de façon représentative au cours d’essais au sol. Dans le cadre de ces études, un programme de recherche a été mis en place par le CNES (Centre National d'Études Spatiales) et SAFRAN Snecma pour étudier le remplissage du dôme LOX, via des études expérimentales et numériques. L'objectif est de connaître les conditions aux limites en sortie des injecteurs qui sont déterminantes pour appréhender la phase d'allumage dans la chambre de combustion. Des expériences ont été menées au LEGI (Laboratoire des Écoulements Géophysiques et Industriels) avec des fluides de substitution (de l'eau et de l'air), sans transfert de masse et de chaleur, sur la maquette du dôme d’alimentation d'un moteur de fusée. Les travaux présentés, menés à l'IMFT (Institut de Mécanique des Fluides de Toulouse), tentent de reproduire les expériences réalisées à l'aide de simulations numériques 3D incompressibles diphasiques. La géométrie du domaine de calcul est représentative de la maquette expérimentale, qui est composée d'une canne d'alimentation, d'un dôme, d'un allumeur et d'un grand nombre d'injecteurs. Le but de cette étude est de démontrer la faisabilité d'un calcul 3D instationnaire diphasique du remplissage du dôme oxygène du moteur-fusée avec le code industriel NEPTUNE_CFD, en prenant en compte la géométrie réelle et les phénomènes physiques prépondérants. La comparaison des prédictions avec les résultats expérimentaux est réalisée afin d'évaluer la capacité du code à prédire l'écoulement à l'aide des modèles de fermeture disponibles. Enfin, plusieurs études de sensibilité sur les modèles de fermeture sont menées pour estimer leur influence sur les résultats des simulations. Un travail important a été effectué pour imposer les mêmes conditions d'entrée que dans les expériences. Des études ont également été conduites sur un injecteur isolé. / New generation cryogenic upper-stage rocket engines are planned to be restartable during the orbit mission. The re-ignition of the engine is particularly difficult in space flight conditions. The engine contains a LOX dome fed with liquid oxygen (LOX) supplied by a bushel valve through a pipe. The gas / liquid mixture forming in the dome is injected into the combustion chamber through a number of injectors. Therefore the two-phase flow distribution at injectors outlet carries a real importance in terms of the ignition from the opening to the closing phases of the main valve. These flight conditions are of paramount importance, however, they are truly difficult to reproduce by experimental ground tests. In the framework of these studies, a research program set up by CNES (the French Space Agency) and SAFRAN Snecma, tries to study the LOX dome filling, through experiments and numerical studies. The aim is to identify the phenomena at sake to know the limit conditions at injectors, which will determine the ignition stage in the combustion chamber. Experiments are carried out at LEGI (Geophysical and Industrial Flows Laboratory in Grenoble) with substitution fluids (air and water), without heat and mass transfer on a rocket engine mockup. The work presented here, conducted at IMFT (Fluid Mechanics Institute in Toulouse), intends to reproduce the experimental results using incompressible two-phase flow simulations. The geometry used is representative of the experimental mockup composed of a feeding pipe, a dome, an igniter pipe and injectors. The aim of this study is to demonstrate the feasibility of a 3D unsteady two-phase flow calculation with the industrial code NEPTUNE_CFD, to simulate the LOX dome filling of the rocket engine, by taking into account the real geometry and the preponderant physical phenomena. The comparison of the predictions with the experimental results is carried out in order to estimate the code capability to predict the flow behavior, according to available closure laws. Finally, several sensitivity studies on the closure laws have been conducted to assess their influence on the numerical results. An important work has been carried out to obtain the proper inlet conditions to be imposed in the code in coherence with the experiments. Studies have equally been conducted on an isolated injector.

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).