L’un des défis majeurs pour la conception des capsules de rentrée concerne la modélisation des transferts convectifs et radiatifs à la surface du véhicule. A certains points des trajectoires de rentrée super-orbitale, jusqu’à 40% du flux radiatif total émane du domaine spectral VUV (vacuum ultraviolet), or c’est dans ce domaine que les incertitudes sont les plus fortes. Ce haut niveau d’incertitudes est dû en particulier à un manque de données expérimentales fiables. Le rayonnement VUV est en effet difficile à mesurer en raison de la forte absorption de l’air et des optiques utilisées pour sa mesure. Des difficultés d’analyse supplémentaires sont causées par le fort degré d’auto-absorption et par l’élargissement spectral des raies dans le VUV. L’objectif central de cette étude était d’obtenir des spectres d’émission expérimentaux calibrés dans le VUV afin d’étudier les processus physico-chimiques dans la couche de choc qui contrôlent le flux radiatif. Plus précisément, les objectifs étaient de comparer les spectres observés parallèlement et perpendiculairement à la couche de choc, d’étudier les effets sur l’intensité des raies spectrales émises dans le VUV de l’auto-absorption et de l’élargissement spectral en fonction de la profondeur de champ radiatif (épaisseur optique). Les mesures effectuées perpendiculairement et parallèlement à la surface d’une maquette placée dans l’écoulement représentent un premier jeu de données expérimentales calibrées dans le VUV qui seront utiles pour valider les codes de calcul destinés à prédire le flux radiatif incident. Les mesures obtenues pour différentes profondeurs de champ radiatif représentent quant à elles un ensemble de données expérimentales uniques pour la validation des modèles de transport radiatif et des coefficients d’élargissement des raies. Cette étude s’appuie également sur des simulations numériques afin d’évaluer les prédictions d’un solveur d’écoulement couplé à deux schémas cinétiques à travers la comparaison des spectres mesurés avec les spectres simulés par le code radiatif Specair. Pour atteindre ces objectifs, un banc optique a été conçu et mis en place pour mesurer l’intensité du rayonnement VUV produit autour d’une maquette bidimensionnelle émoussée, avec une résolution spatiale suffisante pour résoudre le profil d’émission dans la couche de choc. La résolution spatiale a été choisie de façon à pouvoir effectuer des mesures du rayonnement dans les zones d’équilibre et hors équilibre de la couche de choc. Un deuxième système a été conçu pour obtenir des mesures du rayonnement VUV incident sur la surface de la maquette. Ce système est constitué d’un hublot placé sur la surface de la maquette et d’un miroir logé à l’intérieur de la maquette pour transmettre le rayonnement vers le système de détection. La profondeur du champ radiatif peut être variée en modifiant la longueur de la maquette, ce qui change l’épaisseur de la couche de choc observée. Le tunnel à détente X2 a été utilisé pour créer les écoulements à haute enthalpie nécessaires pour produire les couches de choc émissives. Deux conditions d’écoulement ont été générées pour cette étude de façon à reproduire des vitesses équivalentes de vol de 10 et 12.2 km/s. Le système spectroscopique utilisé pour ces études comprend un spectromètre McPherson NOVA 225 sous vide couplé à une caméra ICCD Andor iStar de réponse renforcée dans le VUV. Un tube optique scellé par une fenêtre en fluorine a été installé pour prolonger le trajet optique sous vide jusqu’à la maquette de façon à éliminer l’absorption par l’oxygène moléculaire. Le système spectroscopique a été calibré in situ avec une lampe à deutérium placée à l’endroit de la couche de choc rayonnante. L’intensité spectrale incidente sur la surface de la maquette, intégrée entre 115 et 180 nm, est de 0,744 W/cm²sr pour une vitesse d’écoulement de 10 km/s et 12,3 W/cm²sr à 12.2 km/s. [...] / A major design challenge for re-entry capsules lies in the modelling of convective and radiative heat transfer to the surface of the vehicle. At certain points on superorbital re-entry trajectories, up to 40% of the total radiative heat flux is contributed by the vacuum ultra-violet (VUV) spectral range and it is in this spectral range that the largest uncertainties lie. The high level of uncertainty in the VUV is a result of a lack of published experimental data due to difficulties encountered in measuring radiation in the VUV, such as strong absorption by most optical materials and air. Additional complexities of the VUV spectral range include its strongly self-absorbing nature and spectral line broadening. The primary goal of this study was to obtain calibrated spectral measurements in the VUV that enable the investigation of physical processes occurring in the shock layer that influence the incident radiative heat flux. In particular, the issues to be investigated were the variation in spectral radiance observed across a shock layer compared to the spectral radiance measured through the surface, the effects of self-absorption on spectral line intensity and the broadening of spectral lines in the VUV as a function of depth of radiating flow field. The measurements made across and through the surface of a model provide the first set of calibrated experimental results for the validation of computational codes used to predict incident radiative heat flux. Measurements made with a varying depth of radiating flow field provide a unique set of experimental data for the validation of radiation transport models and broadening coefficients. This study also used computational simulations to investigate the accuracy of a flow field solver coupled with two reaction rate schemes and compared the spectra produced using Specair with experimentally measured values. To achieve these goals, an optical system was designed to measure the VUV radiative emission produced around a blunt two-dimensional model in a spatially resolved manner across the shock layer. Spatial resolution allowed for spectral measurements to be made in both the equilibrium and non-equilibrium parts of the shock layer. A second optical system was designed to obtain measurements of VUV radiation incident on the surface of the model. This system incorporated a window in the surface with a mirror housed within the model to deflect the radiation out of the test section and into the detection system. To effectively vary the depth of the radiating flow field, the length of a two-dimensional model was varied, changing the depth of the shock layer being observed. The X2 expansion tube was used to create the high enthalpy flows required to produce radiating shock layers. Two flow conditions were created for this study that represented flight equivalent velocities of 10.0 km/s and 12.2 km/s. The spectroscopy system utilized for this study consisted of an evacuated McPherson NOVA 225 spectrometer coupled to an Andor iStar VUV enhanced intensified charge coupled device. An evacuated light tube sealed with a magnesium fluoride window was required to extend the evacuated light path to the model and avoid any absorption by molecular oxygen. An in-situ calibration of the VUV spectroscopy system was conducted using a deuterium lamp located in the position of the radiating shock layer. The integrated incident spectral radiance measured through the surface of the model between 115 nm and 180 nm was 0.744 W/cm2 sr for the 10.0 km/s condition and 12.3 W/cm2sr for the faster 12.2km/s condition. [...]

Dévoiler les mystères du système solaire pour comprendre les mécanismes de la formation de la Terre, pour rechercher des signes de vie ou pour développer des colonies sur d’autres planètes, dépend de notre capacité à repousser les limites de l'ingénierie et de la science. Pour cela, il est important de développer des technologies de pointe pour permettre aux véhicules spatiaux de survivre la phase d'entrée ou de rentrée atmosphérique. Lors de l’entrée ou de la rentrée, l’engin spatial peut être exposé à flux radiatifs intenses qui ne peuvent pas encore être prédits avec précision, imposant ainsi des marges de sécurité sur la conception des systèmes de protection thermique. Ces incertitudes augmentent lorsque le bouclier thermique est constitué d'un matériau ablatif car sa dégradation introduit de nouvelles espèces chimiques réagissant avec le plasma produit devant le véhicule, ce qui affecte le rayonnement. Le but de cette thèse est d’étudier les flux de chaleur radiatifs sur un véhicule de rentrée de petite taille en présence d’un bouclier ablatif (Thermal Protection System, ou TPS), en utilisant des simulations numériques et des expériences pour développer un instrument de vol qui sera embarqué à bord du CubeSat QARMAN.Une évaluation de la trajectoire de rentrée du véhicule QARMAN (masse : 5 kg) a été réalisée en utilisant un code maison à 6 degrés de liberté. Un ensemble de simulations Monte Carlo ont permis de quantifier les incertitudes et ont montré un maximum de ± 15% écart par rapport à la trajectoire nominale. Les spectres sans ablation ont alors été déterminés en utilisant une approche découplée avec deux codes : Stagline (VKI) et SPECAIR (EM2C, CentraleSupélec). Ces simulations ont été effectuées pour la trajectoire nominale ainsi que pour la gamme des incertitudes. Elles ont permis de mettre en évidence un comportement non-linéaire des caractéristiques spectrales par rapport aux valeurs nominales, avec une augmentation drastique vers la fin de la mission.Les effets de l'ablation ont été étudiés avec une nouvelle technique de mesure développée au cours de cette thèse. Basée sur deux sondes de mesure de rayonnement, l’une refroidie et l’autre recouverte d’un matériau ablatif, cette méthode permet de quantifier l'émission et l'absorption induite par tout type de TPS ayant des interactions gaz-surface avec l'écoulement, dans l’hypothèse que les raies d’émission et d’absorption des espèces ablatives ne soient pas superposées. La méthode a été validée sur un échantillon de graphite TPS. Elle a ensuite été appliquée à la prédiction du rayonnement attendu lors de la mission QARMAN (Cork P50 TPS). Cette étude a également permis de sélectionner un spectromètre d’émission adapté à la mission QARMAN et aux objectifs de la thèse (plage de 350 à 800 nm pour une masse de 68 g).Un instrument de mesure de rayonnement standard a été testé et les limites de cet appareil ont été établies. Deux nouvelles technologies ont été développées et la charge utile (spectromètre d’émission INES) a été construite et intégrée au véhicule QARMAN. Un étalonnage spectral et thermique dédié a également été développé pour maximiser la qualité du retour scientifique en prenant en compte les variations de température dans la baie de charge utile de QARMAN.L’instrument proposé est, à ce jour, la seule charge utile non intrusive capable d’effectuer des mesures radiatives sans limitations liées à la contamination par les poussières et gaz d'ablation. L’instrument peut aussi fournir des mesures de la récession, de la sublimation et du gonflement du TPS avec une précision d'au moins 0,2 mm. Le fonctionnement de l'appareil a été démontré pour une grande variété de conditions de test, y compris différents profils d'enthalpie, mélanges de gaz et matériaux de TPS. / Unveiling the mysteries of the solar system to understand the mechanisms of Earth’s formation, to search for signs of life, or to develop settlements on other planets, depends on our abilities to push the limits of engineering and science. One of the key aspects of space exploration is the development of advanced technologies to sustain the entry/reentry phase. During entry or reentry, the spacecraft may be exposed to intense radiative fluxes that cannot be accurately predicted yet, thus imposing high safety margins on the design of thermal protection systems. These uncertainties rise when the heat shield is made of an ablative material as its degradation introduces new chemical species reacting with the flow affecting radiation processes. The goal of this thesis is to study the radiative heat fluxes onto a small size reentry vehicle in the presence of an ablative TPS, using numerical simulations and experiments to develop a flight instrument that will be carried onboard the QARMAN CubeSat.An assessment of the reentry trajectory of the 5-kg QARMAN vehicle was performed using a custom 6-degree of freedom code. An extensive set of Monte Carlo simulations allowed to quantify uncertainties and showed a maximum of ±15% deviation from the nominal trajectory. The spectra without ablation were then computed using a decoupled approach with two codes: Stagline (VKI) and SPECAIR (EM2C, CentraleSupélec). These simulations were performed for the nominal trajectory as well as for the range of uncertainties. They showed a nonlinear behavior of the spectral features deviations from nominal with a drastic increase toward the end of the mission.The effects of ablation were studied with a new measurement technique developed during this thesis. Based on two radiation measurement probes, one cooled and the other with an ablative surface, it allows to quantify the emission and absorption induced by any kind of TPS having gas-surface interactions with the flow, provided that the radiative emission or absorption features of the ablative species do not fully overlap. The method was validated on a graphite TPS sample. It was then applied to determine the radiation expected during the QARMAN mission (Cork P50 TPS). This study also allowed to select an emission spectrometer (350-800 nm range for a 68-g mass).A standard radiation instrument was tested and the limits of this device shown. On those lessons learned, two new technologies were developed and an emission spectrometer payload (INES) was built and integrated into the QARMAN reentry CubeSat. A dedicated spectral and thermal calibration was also developed to maximize the quality of the scientific return by tackling the non-standard internal temperature variations of QARMAN’s payload bay.Relying on two inventions made during this study, the apparatus is at the time of writing, the only non-intrusive payload capable of making radiative measurements without limitations due to ablation dust contamination. The instrument can also provide measurements of recession, sublimation and swelling of the TPS with a precision of at least 0.2 mm. Operation of the apparatus was demonstrated for a wide variety of test conditions, including different enthalpy profiles, gas mixtures and TPS materials.

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.

<p align="justify">Cette thèse traite de l'étude numérique et expérimentale du transport et de la déposition d'aérosols dans les poumons. La partie numérique du travail porte sur des simulations uni-, bi- et tridimensionnelles du comportement des aérosols dans la structure pulmonaire. Les simulations unidimensionnelles (1D) sont effectuées dans des modèles trompettes et multibranche similaires à ceux utilisés dans les études de transport et de mélange gazeux dans les poumons. Le dépôt total, le profil des dépôts le long des différentes générations de l'arbre bronchique ainsi que la dispersion de boli d'aérosols sont calculés en fonction de la taille des particules et du protocole respiratoire. Un bolus consiste en un faible volume d'aérosols inhalé sous la forme d'un pic de concentration au cours d'une inspiration d'air pur. Les résultats montrent les limitations intrinsèques liées aux modèles 1D quant à la description du transport des aérosols dans les poumons et suggèrent l'utilisation d'équations multidimensionnelles pour décrire le transport de particules. Des simulations bidimensionnelles (2D) sont alors développées pour décrire le comportement des aérosols dans un modèle représentatif de la zone alvéolaire du poumon humain. Les simulations montrent que les particules ne se déposent pas uniformément sur les parois alvéolaires des conduits mais qu'elles sont principalement localisées près de l'entrée des alvéoles et ceci principalement dans le cas de petites particules (diamètre inférieure à 0.5 mm). De plus, les résultats montrent que le traditionnel coefficient de dispersion utilisé dans l'approche unidimensionnelle ne peut pas être extrapolé dans la zone alvéolaire du poumon.</p><p><p align="justify">Finalement, des simulations tridimensionnelles (3D) sont réalisées dans un modèle d'un conduit pulmonaire entouré d'alvéoles et confirment la déposition largement hétérogène des aérosols calculée dans l'étude bidimensionnelle suggérant que les concentrations locales et moyennes en aérosols peuvent être substantiellement différentes.</p><p><p align="justify">Parallèlement, des données expérimentales de déposition totale et de dispersion de boli d'aérosols sont obtenues et comparées aux résultats numériques. Des indices tels que la dispersion du bolus expiré, la déposition totale ou le déplacement du mode entre les courbes de concentration des boli inspiré et expiré mesurés au niveau de la bouche ont été évalués. Des simulations numériques similaire aux tests expérimentaux sont également effectuées. Bien qu'une approche relativement simplifiée soit utilisée, il apparaît que les simulations décrivent raisonnablement bien les résultats expérimentaux.</p><p> / Doctorat en sciences appliquées / info:eu-repo/semantics/nonPublished

Cette thèse est centrée sur le couplage entre les phénomènes d’écoulement, d’ablation et de rayonnement au voisinage du point d’arrêt de véhicules d’entrée atmosphérique pourvus d’un système de protection thermique de type carbonephénolique. La recherche est divisée en trois parties : 1) le développement de méthodes numériques et d’outils pour la simulation d’écoulements hypersoniques hors équilibre autour de corps émoussés, 2) la mise en oeuvre d’un nouveau modèle de transport du rayonnement hors équilibre dans ces écoulements, y compris dans les couches limites contaminées par les produits d’ablation, et 3) l’application de ces outils à des conditions réelles de vol.Les effets du couplage entre l’ablation et le rayonnement sont étudiés pour les rentrées terrestres. Il est démontré que les produits d’ablation dans la couche limite peuvent augmenter le blocage radiatif à la surface du véhicule. Pour les conditions de flux maximum d’Apollo 4, les effets de couplage entre le rayonnement et l’ablation réduisent le flux conductif de 35%. L’accord avec les données radiométriques est excellent, ce qui valide partiellement la méthode de couplage et la base de données radiatives. L’importance d’une modélisation précise du soufflage du carbone dans la couche limite est également établie. / This thesis focuses on the coupling between flow, ablation, and radiation phenomena encountered in the stagnation region of atmospheric entry vehicles with carbon-phenolic thermal protection systems. The research is divided into three parts : 1) development of numerical methods and tools for the simulation of hypersonic, non equilibrium flows over blunt bodies, 2) implementation of a new radiation transport model for calculating nonequilibrium radiative heat transfer in atmospheric entry flows, including ablation contominated boundary layers, and 3) application of these tools to study real flight conditions.The effects of coupled ablation and radiation are studied for Earth entries. It’s shown that ablation products in the boundary layer can increase the radiation blockage to the surface of the vehicle. An analysis of the Apollo 4 peak heating condition shows coupled radiation and ablation effects reduce the conducted heat flux by as much as 35% for a fixed wall temperature of 2500 K. Comparison with the radiometer data shows excellent agreement, partially validating the coupling methodology and radiation database. The importance of accurately modeling the amount of carbon blown into the boundary layer is demonstrated by contrasting the results of other researchers.

L’exploration des quatre planètes géantes gazeuses, Jupiter, Saturne, Neptune et Uranus, est importante pour comprendre l’évolution de notre système solaire et plus généralement de l’univers. Les sondes entrant dans l’atmosphère des géantes gazeuses ont des vitesses de 20 à 50 km/s, largement supérieures aux vitesses d’entrée atmosphérique sur les autres planètes du système solaire. Il s’agit d’un problème complexe car les conditions d’entrées sont brutales et les vitesses associées dépassent largement les capacités des installations d’essai au sol actuelles. Cette thèse examine la possibilité de simuler expérimentalement les conditions d’entrées proposées pour Uranus et Saturne à 22.3 et 26.9 km/s avec un tube d’expansion à piston libre. D’abord, la possibilité de simuler les conditions directement en recréant la vitesse d’entrée réelle a été étudiée. Il a été trouvé qu’il était possible de simuler l’entrée d’Uranus mais seulement avec de grandes incertitudes. Pour cette raison, il a été proposé d’utiliser une substitution du gaz d’essai établie, dans lequel soit le pourcentage d’hélium dans l’atmosphère H2/He est augmenté, soit l’hélium est remplacé par du néon, un gaz noble plus lourd. Cela permet de simuler uniquement les conditions postchoc des entrées. Théoriquement, il a été constaté que ces substitutions permettaient de simuler l’entrée Uranus ou Saturne, ce qui a été confirmé expérimentalement à l’aide d’hélium. Notant l’intérêt actuel d’envoyer des sondes d’entrée atmosphérique vers ces deux planètes, cette étude a démontré que les capacités expérimentales requises sont disponibles pour la réalisation d’expériences simulées avec les modèles d’essais. / Exploration of the four gas giant planets, Jupiter, Saturn, Uranus, and Neptune, is important for understanding the evolution of both our solar system and the greater universe. Due to their size, flight into the gas giants involves atmospheric entry velocities between 20 and 50 km/s. This is a complex issue because the entry conditions are harsh but the related velocities are mostly beyond the capabilities of current ground testing facilities. As such, this thesis examines the possibility of experimentally simulating proposed Uranus and Saturn entries at 22.3 and 26.9 km/s in a free piston driven expansion tube, the most powerful type of impulse wind tunnel. Initially, the possibility of simulating the conditions directly by re-creating the true flight velocity was investigated. It was found to be possible to simulate the 22.3 km/s Uranus entry, but not without large uncertainties in the test condition. For this reason, it was proposed to use an established test gas substitition where the percentage of helium in the H2/He atmosphere is increased, or the helium is substituted for the heavier noble gas neon. This allows just the post-shock conditions of the entries to be simulated. Theoretically it was found that these substitutions allowed both Uranus or Saturn entry to be simulated, which was confirmed experimentally using helium. Noting the current interest in sending atmospheric entry probes to both of these planets, this study has demonstrated that the required experimental capabilities are available for performing simulated experiments using test models.

Quotidiennement, des objets orbitant à proximité de la Terre (ou géocroiseurs) impactent cette dernière. Lorsque la dimension de l'objet atteint une taille critique (autour de 50m de diamètre),les conséquences au sol peuvent devenir dramatiques.De plus, ces objets ont une occurrence d'impact séculaire, donc à l'échelle d'une vie humaine. L'entrée d'un tel objet met en œuvre de nombreux phénomènes, parfois peu ou pas connus de manière précise : AéroThermoDynamique (ATD) de l'écoulement, rayonnement, ablation, fragmentation. La grande variété de conditions d'entrée étudiées nécessite de plus une étude paramétrique approfondie. Notre thèse est que la phase de rentrée et les phénomènes s’y déroulant jouent un rôle fondamental dans la prévision des risques d'impact au sol. Ainsi, nous avons quantifié ces phénomènes afin d'en établir leurs conséquences pendant la rentrée puis au sol : Nombre et tailles des fragments, empreinte au sol, vitesse(s), masse(s) et énergie cinétique finales. Des simulations ATD préliminaires ont permis de voir que l'écoulement post-choc était en équilibre thermochimique et rayonnait de façon importante. De ce fait des calculs de rayonnement au niveau de la ligne d'arrêt pour différents points de vol ont été effectués, en vu de développer une loi analytique permettant d’estimer correctement le flux radiatif pour nos conditions d’entrée. Cette étude a mis en défaut la représentativité des formules analytiques pré-existantes pour les conditions considérées ici. Du fait du flux thermique incident, un géocroiseur perd de la masse par ablation. Deux modélisations de ce phénomène ont été réalisées, afin d'en évaluer l'incidence en terme de pertes de masses et changements de forme, et donc sur la trajectoire. Nous avons également modélisé le phénomène de fragmentation, de l'initiation de la rupture du fait des contraintes mécaniques à la génération de fragments et à leur dynamique d'évolution. Cette étude a montré l'importance de ce phénomène sur la prévision d'impact, en particulier sur le nombre de fragments impactant et leur énergies cinétiques d'impact. De plus, les interactions entre fragments réduisent la dispersion au sol.Enfin des simulations de trajectoires 1D et 3D avec modélisations de l’ ablation et la fragmentation ont été effectuées sur 3 exemples d'entrée. Elles ont mis en évidence l'importance des paramètres d'entrée (vitesse et incidence en particulier) dans l'estimation de l'impact au sol, et démontré l'influence protectrice de l'atmosphère dans l'estimation des conséquences au sol, du fait en particulier du phénomène de fragmentation, et dans une moindre mesure d'ablation. / Near Earth Objects (NEOs) impact Earth everyday. When the objet reaches a critical size (>50m), ground consequences might be dramatic. Moreover, NEOs have a secular occurrence, i.e. at a human scale. A NEO entry object involves various phenomena, poorly or not known: flow AeroThermoDynamics (ATD), radiation, ablation, fragmentation. The variety ofstudied entry conditions implies also an extensive parametric study. My thesis is that the entry and the phenomena that take place in this phase has a crucial role in the prediction of impact consequences. That why I have quantified these phenomena in order to assess their consequences on the ground impact: number and sizgg of the fragments, ground print, velocity, mass and kinetic energy. ATD simulations showed the aftershock flow was in thermochemical equilibrium, and highly radiates. In order to correctly estimate the radiative flux for the entry conditions of a NEO, an analytical law has been developed. During its entry, a NEO loses mass and change its shape because of ablation.To estimate the consequence on the trajectory of the NEO, two models of this phenomenon have been elaborated. Fragmentation has been modelled, from the origin of breakup to the mechanism offragment generation and flight dynamics of these fragments. This study showed the importance of these phenomena on ground consequences prediction, especially on the number of fragments impacting, their kinetic energies, and their positions on ground. Eventually, trajectory simulations (1 D&3 D), ta ken into account these phenomena, have been conducted. They highlighted the importance ofentry speed and slope on ground consequences.These simulations also demonstrated the protective role of the atmosphere on ground consequences, especially because of the fragmentation.

L'objectif de cette étude est de prévoir la transition laminaire/turbulent de la couche limite sur l'avant-corps d'un véhicule hypersonique évoluant à des nombres de Mach compris entre 4 et 8 et à des altitudes variant de 20 à 30km. L'approche utilisée est celle de la croissance modale des perturbations (stabilité linéaire locale) couplée à la méthode du eN.<br />Un code de stabilité a été créé pour cette étude. Il utilise un modèle spécifique pour le calcul des coefficients de transport et de chaleur spécifique de l'air.<br />Un code Navier-Stokes (Fluent) est utilisé pour le calcul des profils de base. Cette approche a été validée sur plaque plane par comparaison avec des résultats de stabilité obtenus à partir de profils Levy-Lees.<br />Les facteurs N sont calculés par la méthode enveloppe, en suivant des chemins d'intégration localement tangents à la vitesse de groupe. Une méthode originale du calcul, en approche spatiale, de la direction de cette vitesse est proposée.<br />Les résultats de stabilité montrent un effet déstabilisant de la couche entropique due à l'émoussement du nez du véhicule. Cependant, l'instabilité majoritaire mise en évidence est de type CrossFlow. Dans certains cas, le premier mode oblique est aussi important. La présence du second mode droit est anecdotique. Une étude paramétrique permet de comparer les facteurs N par rapport au critère NASP (Rd2/Me) lorsque l'altitude puis l'incidence de vol varient. Dans le premier cas, les résultats concordent, dans le second, ils divergent. Ainsi, un nouveau critère basé sur la quantité d'écoulement transverse est développé. Ce dernier est en adéquation avec les résultats du calcul de stabilité pour tous les cas considérés.

Dans certains regimes hypersoniques, le rayonnement peut enormement modifier l'ecoulement aerodynamique. Pour de telles applications, il est important d'avoir un modele qui realise un couplage fort entre l'hydrodynamique et le transfert radiatif afin d'avoir un bon comportement de la solution. Cependant, le couplage avec l'equation du transfert radiatif est en general extremement couteux et donc peu raisonnable pour des simulations multidimensionnelles instationnaires. Notre choix est d'utiliser un modele aux moments pour la partie rayonnement, ce qui est bien moins couteux. Celui-ci est base sur une fermeture entropique a la Levermore qui permet de conserver les principales proprietes de la physique. On developpe une version multigroupe de ce modele afin de pouvoir traiter des cas realistes tres dependants de la frequence. Le systeme couple resultant est hyperbolique et possede des proprietes interessantes qui sont etudiees. Ce modele radiatif est couple avec les equations de Navier-Stokes avec une approche totalement implicite et fortement couplee. De plus, pour gagner de la place memoire, on choisit d'utiliser une methode sans Jacobienne, en pratique une methode de type GMRes preconditionne. Cette methode se revele assez rapide pour pouvoir simuler des applications realistes a un cout de calcul raisonnable, ce qui n'est pas le cas de la plupart des modeles courament utilises dans la litterature. Plusieurs applications sont donnees pour illustrer le bon comportement du modele a la fois dans des configurations academiques simplifiees ou l'on peut faire des comparaisons et dans des configurations realistes comme l'ecoulement lors de l'entree atmospherique de sondes superorbitales.

Quotidiennement, des objets orbitant à proximité de la Terre (ou géocroiseurs) impactent cette dernière. Si pour la grande majorité de ces objets, de petites tailles, les conséquences au sol sont nulles (ablation totale lors de l'entrée) ou minimes, cependant lorsque la dimension de l'objet atteint une taille critique (autour de 50m de diamètre), celles-ci peuvent devenir dramatiques. De plus, ceux-ci ont une occurrence d'impact séculaire, donc à l'échelle d'une vie humaine. L'entrée d'un tel objet met en œuvre un nombre important de phénomènes, dont certains sont peu ou pas connus de manière quantifiable et déterministe : AéroThermoDynamique (ATD) de l'écoulement, rayonnement de la couche de choc, ablation de l'objet, fragmentation, vol en formation. De plus la grande variété de conditions d'entrée étudiées (en termes de vitesses d'entrée, de dimensions, de formes, de masses, de compositions physico-chimiques) nécessite une étude paramétrique. Notre thèse est que la phase de rentrée atmosphérique et les phénomènes s'y déroulant, jouent un rôle fondamental dans la prévision des risques d'impact au sol. Ainsi, nous avons quantifié de manière précise ces phénomènes afin d'en établir leurs conséquences pendant la traversée atmosphérique de l'objet puis au sol : nombre et tailles des fragments, empreinte au sol, vitesse(s) d'impact(s), masse(s) finales(s) et énergie cinétique finales avant impact. Une étude préliminaire a permis de faire une étude bibliographique sur le sujet et de mener des simulations ATD de l'écoulement pour différents rayons, vitesses, altitudes et modélisations physico-chimiques. Il est apparu que l'écoulement post-choc était en équilibre thermochimique et rayonnait de façon très importante. De ce fait, des calculs de rayonnement au niveau de la ligne d'arrêt pour différents rayons de nez, vitesses et altitudes ont été effectués, afin de développer une loi analytique permettant d'estimer correctement le flux radiatif de la couche de choc vers la paroi. Cette étude a mis en défaut la représentativité des formules analytiques pré-existantes pour les dimensions et vitesses considérées ici. Du fait des fortes contraintes thermiques auxquels est soumis un géocroiseur au cours de l'entrée, celui-ci perd de la masse par ablation. Deux modélisations (monodimensionnelle et tridimensionnelle) de ce phénomène ont été réalisées, afin d'en évaluer l'incidence en termes de pertes de masses et changements de forme, et donc les conséquences sur la dynamique de vol de l'objet. Une attention particulière a également été portée au phénomène de fragmentation, de l'initiation de la rupture du fait des contraintes mécaniques à la génération de fragments et à leur dynamique d'évolution ou "vol en formation", et l'influence de ce phénomène sur la dynamique de vol. Cette étude a montré l'importance de ce phénomène sur la prévision d'impact au sol, en particulier sur le nombre de fragments impactant et leur énergie cinétique d'impact. De plus, les interactions entre fragments réduisent la dispersion (ou empreinte) au sol. Enfin des simulations de trajectoires monodimensionnelles et tridimensionnelles avec prise en compte des phénomènes d'ablation et fragmentation ont été effectuées sur trois exemples remarquables d'entrée. Elles ont permis de mettre en évidence l'importance des paramètres d'entrée, en particulier la vitesse et l'incidence, dans l'estimation de l'impact au sol. Elles ont également mis en évidence l'influence généralement protectrice de l'atmosphère dans l'estimation de l'impact au sol, en particulier du fait du phénomène de fragmentation, et dans une moindre mesure d'ablation.