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Ces cinquantes dernières années, la majorité des paramètres de conception des moteurs cryotechniques ont été ajustés en l'absence d'une compréhension détaillée des phénomènes de combustion, en raison des limites des diagnostiques expérimentaux et des capacités de calcul. L'objectif de cette thèse est de réaliser des simulations numériques instationnaires d'écoulements réactifs transcritiques de haute fidélité, pour permettre une meilleure compréhension de la dynamique de flamme dans les moteurs cryotechniques et finalement guider leur amélioration. Dans un premier temps, la thermodynamique gaz-réel et son impact sur les schémas numériques sont présentés. Comme la Simulation aux Grandes Echelles (SGE) comporte des équations filtrées, les effets de filtrages induits par la thermodynamique gaz-réel sont ensuite mis en évidence dans une configuration transcritique type et un opérateur de diffusion artificiel, spécifique au gaz réel, est proposé pour lisser les gradients transcritiques en SGE. Dans un deuxième temps, une étude fondamentale du mélange turbulent et de la combustion dans la zone proche-injecteur des moteurs cryotechniques est menée grâce à la Simulation Numérique Directe (SND). Dans le cas non-réactif, les lâchers tourbillonnaires dans le sillage de la lèvre de l’injecteur jouent un rôle majeur dans le mélange turbulent et provoquent la formation de structures en peigne déjà observées expérimentalement dans des conditions similaires. Dans le cas réactif, la flamme reste attachée à la lèvre de l'injecteur, sans extinction locale, et les structures en peigne disparaissent. La structure de flamme est analysée et différents modes de combustion sont identifiés. Enfin, une étude de flamme-jet transcritique H2/O2, accrochée à un injecteur coaxial avec et sans retrait interne, est menée. Les résultats numériques sont d'abord validés par des données expérimentales pour l'injecteur sans retrait. Ensuite, la configuration avec retrait est comparée à la solution de référence sans retrait et à des données experimentales pour observer les effets de ce paramètre de conception sur l'efficacité de combustion. / In the past fifty years, most design parameters of the combustion chamber of Liquid Rocket Engines (LREs) have been adjusted without a detailed understanding of combustion phenomena, because of both limited experimental diagnostics and numerical capabilities. The objective of the present thesis work is to conduct high-fidelity unsteady numerical simulations of transcritical reacting flows, in order to improve the understanding of flame dynamics in LRE, and eventually provide guidelines for their improvement. First real-gas thermodynamics and its impact on numerical schemes are presented. As Large-Eddy Simulation (LES) involves filtered equations, the filtering effects induced by real-gas thermodynamics are then highlighted in a typical 1D transcritical configuration and a specific real-gas artificial dissipation is proposed to smooth transcritical density gradients in LES. Then, a Direct Numerical Simulation (DNS) study of turbulent mixing and combustion in the near-injector region of LREs is conducted. In the non-reacting case, vortex shedding in the wake of the lip of the injector is shown to play a major role in turbulent mixing, and induces the formation of finger-like structures as observed experimentally in similar operating conditions. In the reacting case, the flame is attached to the injector rim without local extinction and the finger-like structures disappear. The flame structure is analyzed and various combustion modes are identified. Finally, a LES study of a transcritical H2/O2 jet flame, issuing from a coaxial injector with and without inner recess, is conducted. Numerical results are first validated against experimental data for the injector without recess. Then, the recessed configuration is compared to the reference solution and to experimental results, to scrutinize the effects of this design parameter on combustion efficiency.

京都大学 / 新制・課程博士 / 博士(工学) / 甲第24845号 / 工博第5162号 / 新制||工||1986(附属図書館) / 京都大学大学院工学研究科機械理工学専攻 / (主査)教授 平山, 朋子, 教授 松原, 厚, 教授 小森, 雅晴 / 学位規則第4条第1項該当 / Doctor of Philosophy (Engineering) / Kyoto University / DFAM

The noise of a rocket engine is a complex and complicated phenomenon which has been studied for more than half a century [1]. There are many sources to this noise, but due to its great potential impact to the surrounding structures, including the vehicle itself, it is important to have a model to estimate the acoustic environment the engine produces. This estimation can be used for the design of a launch pad or a flame deflector. Such a model was developed and then tested, by measuring the noise levels with six microphones at Rocket Factory Augsburg´s Vertical Test Stand at Esrange Space Centre. Three out of six microphones yielded valuable data. A comparison between the estimated and measured noise was then conducted which showed similar trends. The peak frequency in the estimation was in the order of 1 kHz. A sensitivity study was made to investigate the difference in Sound Power Level (SPL) when the engine and test stand parameters were adjusted. The parameters with the greatest effect on the SPL are the Mach number, thrust, potential core length, and impingement distance. The difference in SPL between the estimation and measured noise is 0-20 dB with a lower difference at lower frequencies and a higher difference at higher frequencies. The difference was higher when comparing the estimation to the test with an overpowered engine, with differences of up to 20 dB higher than the estimation in the upper frequencies. Differences with nominal engine data was up to 15 dB higher than the estimation, constrained to lower frequencies. Above 30% of the peak frequency, the noise was consistently lower than the estimation. The estimation can be concluded to likely be conservative at higher frequencies, further testing or a new estimation is necessary with accurate engine data. / Ljudet från en raketmotor är ett komplext och komplicerat fenomen som har studerats i mer än ett halvt sekel [1].Det finns många källor till det ljudet, men på grund av risken att det skadar omgivande strukturer, inklusive raketen, är det viktigt att ha en modell för att estimera ljudmiljön motorn produceras. Estimeringen kan användas för att designa en uppskjutningsramp eller en flammdeflektor. En sådan modell var utvecklad och testad genom att göra ljudmätningar med sex mikrofoner på Rocket Factory Augsburg´s testanläggning på Esrange Space Centre. Tre av sex mikrofoner gav värdefull data. En jämförelse gjordes mellan det estimerade och uppmätta ljudet vilket visade liknande trender. Toppfrekvensen i estimeringen var i storleksordningen 1 kHz. En känslighetsstudie gjordes för att undersöka skillnaden i ljudnivån (SPL) när motorns och testanläggningens parametrar justerades. Parametrarna med störst påverkan på ljudnivån var Mach numret, drivkraft, längden av flamman och avståndet till deflektorn. Ljudskillnaden mellan det estimerade och uppmätta ljudet var mellan 0-20 dB med mindre skillnad på lägre frekvenser och större skillnad på högre frekvenser. Skillnaden var större vid jämförelse mellan estimering och testet med en kraftigare motor, med skillnader på upp till 20 dB över estimeringen på de högre frekvenserna. Skillnaderna för nominell motordata var upp till 15 dB högre än estimeringen, begränsat till lägre frekvenser. Över 30% av toppferkvensen var ljudet konsekvent lägre än estimeringen. Estimeringen kan sannolikt konstateras vara konservativ på högre frekvenser, ytterligare tester eller estimeringar behövs med exakt motordata.