The present research is an experimental and numerical study of aeroacoustic phenomena occurring in large solid rocket motors (SRM) as the Ariane 5 boosters. The emphasis is given to aeroacoustic instabilities that may lead to pressure and thrust oscillations which reduce the rocket motor performance and could damage the payload. The study is carried out within the framework of a CNES (Centre National d'Etudes Spatiales) research program. Large SRM are composed of a submerged nozzle and segmented propellant grains separated by inhibitors. During propellant combustion, a cavity appears around the nozzle. Vortical flow structures may be formed from the inhibitor (Obstacle Vortex Shedding OVS) or from natural instability of the radial flow resulting from the propellant combustion (Surface Vortex Shedding SVS). Such hydrodynamic manifestations drive pressure oscillations in the confined flow established in the motor. When the vortex shedding frequency synchronizes acoustic modes of the motor chamber, resonance may occur and sound pressure can be amplified by vortex nozzle interaction. Original analytical models, in particular based on vortex sound theory, point out the parameters controlling the flow-acoustic coupling and the effect of the nozzle design on sound production. They allow the appropriate definition of experimental tests. The experiments are conducted on axisymmetric cold flow models respecting the Mach number similarity with the Ariane 5 SRM. The test section includes only one inhibitor and a submerged nozzle. The flow is either created by an axial air injection at the forward end or by a radial injection uniformly distributed along chamber porous walls. The internal Mach number can be varied continuously by means of a movable needle placed in the nozzle throat. Acoustic pressure measurements are taken by means of PCB piezoelectric transducers. A particle image velocimetry technique (PIV) is used to analyse the effect of the acoustic resonance on the mean flow field and vortex properties. An active control loop is exploited to obtain resonant and non resonant conditions for the same operating point. Finally, numerical simulations are performed using a time dependent Navier Stokes solver. The analysis of the unsteady simulations provides pressure spectra, sequence of vorticity fields and average flow field. Comparison to experimental data is conducted. The OVS and SVS instabilities are identified. The inhibitor parameters, the chamber Mach number and length, and the nozzle geometry are varied to analyse their effect on the flow acoustic coupling. The conclusions state that flow acoustic coupling is mainly observed for nozzles including cavity. The nozzle geometry has an effect on the pressure oscillations through a coupling between the acoustic fluctuations induced by the cavity volume and the vortices travelling in front of the cavity entrance. When resonance occurs, the sound pressure level increases linearly with the chamber Mach number, the frequency and the cavity volume. In absence of cavity, the pressure fluctuations are damped.

Les moteurs-fusées hybrides combinent les technologies des deux autres catégories de moteurs à propulsionchimique, et associent un combustible et un oxydant stockés respectivement sous phase solide et liquide.Cette architecture offre un certain nombre d’avantages, comme par exemple des coûts plus faibleset une architecture simplifiée par rapport à la propulsion bi-liquide; la possibilité de réaliser de multiplesextinctions et ré-allumages et une bonne impulsion spécifique théorique par rapport à la propulsion solide,et enfin une sécurité de mise en œuvre accrue et un impact environnemental faible vis-à-vis de ces deuxautres modes de propulsion. Comme toutes les chambres de combustion, celles des moteurs hybrides peuvent subir des oscillations de pression sous certaines conditions de fonctionnement. Ces instabilités se traduisent par des fluctuationsde poussée qui peuvent dégrader la structure d’un lanceur ou d’un satellite. Des phénomènes diverspeuvent être à l’origine des fluctuations de pression observées dans les moteurs hybrides.L’objectif de la thèse est de proposer une modélisation des instabilités d’origine hydrodynamique quiapparaissent dans les moteurs hybrides. Une exploitation nouvelle de la base de données disponible àl’ONERA a servi de support pour la modélisation, ainsi que des simulations numériques instationnaires 2Det 3D réalisées à l’aide du code CFD CEDRE. Les instabilités sont provoquées par la formation périodiquede structures tourbillonnaires dans la chambre de combustion, qui génèrent des fluctuations de pressionlors de leur passage dans le col de la tuyère. L’originalité du modèle, basé sur la théorie classique degénération tourbillonnaire dans une cavité, consiste à prendre en compte les variations géométriques dela chambre de combustion au cours des tirs. Ces variations ont un effet sur la vitesse de l’écoulement, surla zone de recirculation dans la post-chambre, ainsi que sur les tourbillons eux-mêmes. Enfin, plusieursnouveaux essais du moteur hybride HYCOM ont été effectués et confrontés au modèle développé dans lecadre de la thèse. / Hybrid rocket motors combine solid and bi-liquid chemical propulsion technologies and associate asolid fuel and a liquid oxidizer in its classical configuration. This architecture offers several advantagesover liquid propulsion such as lower costs and a simplified architecture. The possibility of performingmultiple extinctions and re-ignitions and a good theoretical specific impulse is also an improvement inregard to solid propulsion. Hybrid engines also have improved safety and a lower environmental impactthan other chemical propulsion systems. As in all combustion chambers, hybrid engines suffer from pressure oscillations under specific operating conditions. These instabilities provoke thrust fluctuations that can damage the launcher and payloads.Various phenomena can induce the pressure oscillations observed in hybrid rocket engines.The objective of this thesis is to propose a model of hydrodynamics instabilities that appear in hybridengines. A new exploitation of the database available at ONERA, and unsteady 2D and 3D numericalsimulations were used for the modeling. The instabilities are provoked by the periodic formation ofvortices in the combustion chamber that generate pressure fluctuations when passing through the nozzlethroat. The originality of the model, which is based on the classical theory of vortices generation ina cavity, consists in taking into account the geometrical variations of the combustion chamber duringoperation. These variations have an effect on the flow velocity, on the recirculation area in the postchamberand on the vortices. Finally, several new firing tests of the hybrid engine HYCOM have beenperformed and compared to the model developed in this thesis.

PEGASES est un nouveau propulseur conçu et développé au LPP. Un propulseur électrique classique éjecte de la matière positive à grande vitesse depuis un plasma électropositif pour générer la poussée. La nouveauté introduite par PEGASES est le fait que la poussée est générée par l'accélération successive d'ions positifs et d'ions négatifs issus d'un plasma ion-ion continu. Le propulseur PEGASES est composé de trois étages: (i) un étage d'ionisation constitué d'une source radiofréquence (rf) pour le couplage inductif d'un plasma électronégatif à partir d'un gaz contenant des halogènes, (ii) un étage de filtrage magnétique des électrons pour obtenir un plasma ion-ion, et (iii) l'étage d'accélération des ions utilisant des grilles polarisées alternativement pour créer un champ électrique dont le sens varie dans le temps. Durant ma thèse, j'ai travaillé essentiellement sur les premier et troisième étages sur deux prototypes de PEGASES. Un plasma ion-ion a été obtenu dans le premier prototype à partir de SF6 grâce à un filtrage magnétique important. Mais des limitations inhérentes et significatives rendent les performances insuffisantes pour le processus d'accélération voulu. Afin d'obtenir une source d'ions électriquement performante, le second prototype utilise une source inductive plane avec une bobine à noyau de ferrite et une boîte d'accord d'impédance comportant un transformateur à faibles pertes. Le couplage capacitif parasite a été réduit en optimisant la boîte d'accord et les progrès sont évalués grâce à la mesure du spectre du potentiel plasma par sonde capacitive. Le plasma est étudié à l'aide de sondes de Langmuir et d'un analyseur de l'énergie des ions (RFEA) dans les deux prototypes. Le potentiel d'un plasma ion-ion peut être contrôlé par une électrode polarisée en contact avec le plasma. L'accélération des ions issus du plasma ion-ion est étudiée dans le cas continu où la polarisation des grilles est fixée puis en imposant une tension créneau d'amplitude comprise entre 0 et ± 350 V avec une fréquence de 1 kHz. Dans le cas alternatif, les ions positifs et les ions négatifs sont accélérés durant les demi-périodes de polarisation positive et négative respectivement. L'énergie respective des deux populations d'ions peut être contrôlée indépendamment, en continu et en alternatif. Avec ces résultats est démontrée la faisabilité du concept PEGASES et l'étude du propulseur peut passer à l'étape de développement et réalisation.

Ce travail est dédié à la synthèse de composés polyazotés linéaires (N-N)2 et cycliques (N N)3, composés peu étudiés, pour des applications dans le domaine de la propulsion spatiale. La forte toxicité des hydrazines, utilisées actuellement dans les systèmes à biergols stockables et menacées par la réglementation REACH, impose aux industriels de les remplacer par de nouveaux ergols verts, aussi voire plus performants au niveau de la propulsion, mais surtout ne présentant aucun impact significatif sur la santé humaine et l’environnement. À ce jour, aucun candidat n’a été identifié pour remplacer les hydrazines spatiales. Cependant un candidat a été proposé par le CNES en raison de ses performances théoriques, il s'agit de ***. L’objectif principal de cette thèse est de converger le plus possible vers la synthèse de cette cible. Il s’agit également d’étudier la stabilité des composés polyazotés synthétisés et d’étendre la compréhension de la chimie de l’azote. Les différentes voies de synthèse des précurseurs, les triazanes et les azimines, sont présentées ainsi que leur réactivité notamment l’oxydation des triazanes et la photochimie des azimines / Anglais This work is dedicated to the synthesis of linear (N-N)2 and cyclic (N N)3 polynitrogen compounds, not well studied, for applications in the field of space propulsion. The high toxicity of hydrazines, currently used in storable bipropellant systems and threatened by the REACH regulation, imposes industrial businesses to replace them by new green propellants, with high or better propulsion performances, but also with low impact towards human health and the environment.To this day, no candidate has been identified to replace space-use hydrazines. However, one candidate has been proposed by the French Space Agency CNES, due to the theorical performances, namely ***. The main objective of this thesis is to converge as much as possible to the synthesis of this target molecule. The aim is to study the stability of the polynitrogen compounds synthesized and to extend the understanding of the nitrogen chemistry. The different pathways for the synthesis of precursors, the triazanes and the azimines, are developed as well as their reactivity especially the oxidation of triazanes and the photochemistry of azimines

Les propulseurs de Hall sont l’une des techniques de propulsion fusée par plasma les plus utilisés. Ils possèdent une impulsion spécifique moyenne et un haut rapport poussé sur puissance qui les rend idéal pour une grande partie des applications commerciales et scientifiques. Une de leurs limitations principales est l’érosion des parois du propulseur par le plasma qui réduit leur durée de vie. La topologie dite “d’écrantage magnétique” est une solution proposée pour prolonger cette durée de vie. Elle est ici appliquée à un petit propulseur de Hall de 200W. Dans cette thèse les règles de mise à l’échelle pour les propulseurs de Hall de la gamme de 100 à 200W sont testées expérimentalement. Un propulseur écranté de 200W est comparé avec un propulseur standard similaire. Le comportement des ions dans ces deux moteurs est extrêmement différent. Des mesures de performance ont été réalisées avec des parois en BN-SiO2 et graphite. Le courant de décharge augmente de 25% avec le graphite dans le propulseur non-écranté. Le résultat et un rendement maximum de 38% avec le nitrure de bore mais de seulement 31% pour le graphite. Le propulseur écranté quant à lui n’atteint que 25% de rendement quel que soit le matériau.Cette baisse de performance dans les petits moteurs écrantés peut être attribuée à un mauvais rendement d’utilisation de l’ergol. Analyses des résultats expérimentaux ainsi que la conduite de simulations suggèrent que cela est dû au fait que la zone d’ionisation ne couvre pas l’ensemble du canal de décharge. Un nouveau design pour un petit propulseur de Hall écranté est proposé. / Hall thrusters are one of the most used rocket electric propulsion technology. They combine moderate specific impulse with high thrust to power ratio which makes them ideal for a wide range of practical commercial and scientific applications. One of their limitations is the erosion of the thruster walls which reduces their lifespan.The magnetic shielding topology is a proposed solution to prolong the lifespan. It is implemented on a small200W Hall thruster.In this thesis the scaling of classical unshielded Hall thrusters down to 200 and 100W is discussed. A 200W low power magnetically shielded Hall thruster is compared with an identically sized unshielded one. The ion behavior inside the thruster is measured and significant differences are found across the discharge channel.Both thrusters are tested with classical BN-SiO2 and graphite walls. The magnetically shielded thruster is not sensitive to the material change while the discharge current increase by 25% in the unshielded one. The result is a maximum efficiency of 38% for boron nitride in the unshielded thruster but only 31% with graphite.The shielded thruster achieves a significantly lower efficiency with only 25% efficiency with both materials.Analysis of the experimental results as well as simulations of the thrusters reveal that the performance difference is mostly caused by low propellant utilization. This low propellant utilization comes from the fact that the ionization region doesn’t cover all of the discharge channel. A new magnetically shielded thruster is designed to solve this issue.

Les recherches menées au cours de cette thèse ont pour but de converger vers la synthèse de molécules énergétiques, possédant un squelette polyazoté, destinées à la propulsion spatiale ou militaire. En effet, les systèmes propulsifs utilisés à l’heure actuelle reposent sur des technologies, certes fiables, mais souffrant de limites de performance voire d’incompatibilité quant à la réglementation européenne REACH. Il devient nécessaire, pour que les lanceurs européens conservent leur première position mondiale dans le domaine de la mise en orbite de satellites publics ou privés, de se doter de nouveaux propergols plus performants. C’est ainsi que nous avons orienté ce travail vers la synthèse de composés appartenant à la famille des « HEDM » (High Energetic Density Material), composés possédant en rupture technologique avec les solutions actuelles, et dont le développement est attendu à l’horizon 2050. Dans le cadre de cette thèse, deux cibles d’intérêt ont été identifiés : l’anion pentazolate, molécule strictement azotée aromatique de formule N5-, et le cyclopentazane, molécule inédite à ce jour, de formule N5H5. Dans une première partie nous avons étudié la synthèse de la synthèse et l’étude de divers arylpentazoles, ainsi que des voies d’oxydation et de réduction de ces précurseurs menant à l’obtention de l’anion pentazolate Puis, dans un second temps nous nous sommes intéressés aux synthèses et aux études de stabilités de composés polyazotés de type triazane et azimine. Ces composés ont ensuite été utilisés à des réactions de cycloadditions [3+2] menant à la synthèse du cyclopentazane. Enfin, nous avons regardé les différents modes de complexation possible entre ces composés polyazotés et des complexes métalliques / The research carried during this PhD aims to synthesis new compounds with polynitrogen-backbone suitable for spacecraft or military propulsion. Indeed, the actual spacecraft uses a technology which is reliable, but with some limitation with their energetic efficiency and to satisfy the REACH regulation. It is necessary, for the Europeans launcher to stay at the first position in public or private satellites launch world wild, to find new and more efficient propellant. So, this work was focused on the synthesis of “HEDM” (High Energetic Density Material) compounds, which possess much higher propulsive features than the actual propellants. This could lead to a breakthrough in spacecraft propulsion in the next 30 years.For this PhD work two compounds of interest were identified: the pentazolate anion, which is an all nitrogen aromatic compound with a formula of N5-, and the cyclopentazan, which is an original polynitrogen compound with a formula of N5H5. First, we focused our work on the synthesis of various arylpentazoles followed by oxidative or reductive ways which lead to the pentazolate anion. Secondly, we synthesised and the studied the stability of polynitrogen-based compound, triazanes and azimines. Those compounds were then used in trials of cycloadditions which will lead to the cyclopentazan. Finally, we studied various way of complexing our polynitrogen-compound with various metallic complexes

L’objectif de cette thèse est d’étudier l’initiation directe et la propagation d’une détonation dans un milieu cryogénique diphasique GH2-LOx dans le cadre général des moteurs à onde de détonation pour la propulsion spatiale. Un rappel des bases théoriques sur les processus d’atomisation d’un jet liquide, puis sur la détonation en phase gazeuse, et enfin sur la détonation dans un mélange diphasique, constituent le premier chapitre de la thèse. Le deuxième chapitre présente les dispositifs expérimentaux et les techniques utilisés pour mener à bien les expériences de caractérisation du jet diphasique et d’étude de la détonation. Le troisième chapitre est consacré à l’étude dans un tube en quartz de la granulométrie d’un jet diphasique GHe-LOx non réactif. Une cartographie est ainsi réalisée sur l’ensemble du tube, pour différents débits d’injection. Ces résultats sont corroborés par une étude théorique sur une goutte isolée et par une étude numérique sur le comportement du jet en champ proche de l’injecteur. Le quatrième chapitre présente les résultats de l’étude de la détonation dans un tube en acier d’un mélange réactif GH2-LOx. La détonation est étudiée en fonction de divers paramètres : énergie d’initiation stockée, emplacement du dispositif d’initiation par étincelle, richesse globale du mélange. La célérité et la pression de détonation, ainsi que la structure tridimensionnelle de la détonation, sont les principales informations recueillies pour l’étude du phénomène de détonation en mélange diphasique. Une étude théorique des caractéristiques de la détonation apporte des éclairages supplémentaires sur la détonation à très basse température (100 K). / Within the general framework of detonation engines for space propulsion purpose, this work aims to study direct initiation and propagation of detonation in a cryogenic twophase GH2-LO2 mixture. First chapter is constituted by theoretical basis and state of art on atomization processes in liquid jets, then on gas-phase detonation, and finally on two-phase detonation. Second chapter describes experimental set-up and associate techniques in order to carry out two-phase jet characterization and detonation study. Third chapter is dedicated to the study of droplet size distribution of non reactive two-phase GHe-LO2 jet in a quartz tube. Thus, a droplet size map is constituted through the whole tube, for different helium injection speeds. These results are compared with theoretical study dealing with vaporization and movement of a droplet and with numerical simulations on jet behavior close to the injector. Fourth chapter presents results of a detonation study of a reactive GH2-LO2 two-phase mixture in a semi-open tube. Detonation is studied as a function of following parameters: initiation energy, spark initiation device location along the tube, global equivalence ratio. Velocity, peak pressure and three-dimension structure detonation are the main data collected to study two-phase detonation phenomena. A theoretical study of detonation characteristics brings additional information on detonation at low temperature (100 K).

Chaque satellite nécessite un système de propulsion pour des corrections d’orbite. Les propulseurs électriques à effet de Hall sont une technologie intéressante pour des applications spatiales. Le grand avantage par rapport à la propulsion chimique est une impulsion spécifique Isp plus élevée, une vitesse d’éjection plus élevée et donc un gain substantiel en termes de consommation de carburant. Dans un propulseur à effet Hall les ions sont créés et accélérés dans une décharge plasma à basse pression dans un champ magnétique. La première partie de ce travail concerne les lois d’échelle pour les propulseurs à effet Hall. Un modèle de dimensionnement semi-empirique basé sur des lois analytiques et reposant sur des hypothèses simplificatrices a été développé. Ce modèle de dimensionnement peut être utilisé pour une extrapolation des propulseurs existants afin de répondre aux exigences pour de nouvelles missions. Dans une deuxième étape, l’influence de la largeur du canal sur les performances d’un propulseur est étudiée. Il a été démontré qu’augmenter la largeur du canal conduit à une amélioration de l’efficacité du propulseur. Finalement, les propriétés électroniques ont été mesurées à l’aide de sondes électrostatiques dans la plume de différents propulseurs à effet Hall. Des données expérimentales concernant les propriétés électroniques sont très intéressantes pour la validation des modèles numériques de la plume indispensables pour l’intégration du propulseur sur le satellite. Des mesures moyennées et résolues en temps des propriétés électroniques ont été réalisées pour différents points de fonctionnement du propulseur. Un système de déplacement rapide pour les sondes a été développé afin de pouvoir faire des mesures des propriétés électroniques dans la zone proche du plan de sortie du propulseur. / All satellites need a propulsion system for orbit correction maneuvers. Electric Hall effect thrusters are an interesting technology for space applications. The big advantage compared to chemical propulsion devices is the higher specific impulse Isp, a higher ejection speed and thus a substantial gain in terms of propellant consumption. In a Hall effect thruster the ions are created and accelerated in a low pressure discharge plasma in a magnetic field. The first part of the work concerns scaling laws for Hall effect thrusters. A semi-empirical scaling model based on analytical laws and relying on simplifying assumptions is developed. This scaling model can be used to extrapolate existing thruster technologies in order to meet new mission requirements. In a second part, the influence of the channel width on the thruster performance level is investigated. It has been demonstrated that enlarging the channel width of a low power Hall effect thruster leads to an increase in thruster efficiency. Finally, electron properties are measured by means of electrostatic probes in the plume of different Hall effect thrusters. Experimental data on electron properties is of great interest for the validation of numerical plume models that are essential for the integration of the thruster on the satellite. Time-averaged and timeresolved measurements of the electron properties have been carried out for different operating conditions of the thruster. A fast-moving probe system has been developed in order to perform measurements of the electron properties close to the thruster exit plane.

Les propulseurs électriques sont de plus en plus utilisés pour des missions de correction de trajectoire des satellites et pourront dans un avenir proche être utilisés pour le transfert d’orbite. Ces propulseurs constituent une excellente alternative aux propulseurs chimiques grâce à leur rendement élevé et une substantielle économie de carburant réalisée par rapport aux propulseurs chimiques. Les propulseurs à effet Hall créent la poussée par l’accélération d’ions positifs de xénon ou de krypton dans un plasma confiné par un champ magnétique. L’objet de ce manuscrit concerne principalement les caractéristiques de l’accélération des ions et des atomes dans un propulseur à effet Hall. Les influences de la largeur du canal de décharge, de la topologie magnétique et de la cathode sur l’efficacité d’accélération des ions sont étudiées. Des pistes d’optimisation de l’architecture du propulseur sont alors proposées qui pourraient être particulièrement avantageuses sur les propulseurs de petite taille, comme l’élargissement du canal et l’augmentation du champ magnétique près des parois du canal. L’influence de la position et du potentiel de la cathode sur la déviation du faisceau ionique est révélée. L’évolution temporelle basse fréquence du champ électrique est mesurée par comptage synchrone de photons et suggère que la température atomique joue un rôle important dans les oscillations basse fréquence de la décharge. Par ailleurs, l’influence du champ magnétique sur les performances d’un propulseur proche des modèles de vol a été mesurée grâce à l’utilisation d’un moteur doté d’une topologie magnétique flexible. Ceci a montré la difficulté de définir un paramètre numérique capable de synthétiser l’information complexe de la répartition spatiale du champ magnétique dans le canal de décharge. Les très faibles modifications des performances par le champ magnétique soulignent l’importance de la précision dans la mesure. / Electric propulsion systems are more and more often used for trajectory correction of satellites and may soon be used for orbit transfer. These devices represent a great alternative to classic chemical propulsion devices thanks to their high efficiency and propellant mass savings. Hall effect thruster provide thrust by the acceleration of xenon or krypton ions in a magnetized confined plasma. The study presented in this manuscript mainly addresses characteristics of ion and atom acceleration in a Hall effect thruster. Influence of channel width, magnetic topology and cathode parameters on ion acceleration efficiency is investigated. Ways to optimize thruster architecture are suggested that may be particularly relevant for low power thrusters, such as widening thruster channel and increasing magnetic field amplitude near channel walls. Influence of cathode position with respect to the thruster channel exit plane and its potential with respect to ground on ion beam deviation has been revealed with two thrusters. Low frequency time evolution of the accelerating electric field was measured using lock-in photon counting system. Results strongly suggest that the atom temperature plays a crucial role in low frequency time evolution of the whole plasma discharge. Measurement of performances as a function of the magnetic field demonstrated that numeric parameters are compulsory to carry on a relevant parametric study. These parameters would summarize the 2D information of magnetic topology. Weak influence of magnetic topology revealed that thrust measurement precision needs to be increased by at least one order of magnitude if one wants to reach a better understanding of plasma confinement in a Hall effect thruster.

Le dimensionnement préliminaire d’un propulseur hybride passe par une phase d’essais à échelle réduite afin de caractériser entre autre la loi de régression du couple oxydant/combustible envisagé pour remplir les besoins de la mission en terme de performances, durée de fonctionnement, etc. Afin de limiter le recours à ces campagnes expérimentales onéreuses et génératrices de délais pour les industriels, il est nécessaire de développer des outils numériques fiables permettant de prévoir rapidement, sous différentes conditions de fonctionnement et géométries de chambre de combustion, la loi de régression d’un couple oxydant/combustible. L’objectif de cette thèse est de proposer une modélisation monodimensionnelle du mécanisme de régression des combustibles liquéfiables. Cette classe de combustibles offre des vitesses de régression trois à cinq fois plus élevées que celles rencontrées avec les combustibles généralement utilisés en propulsion hybride (PBHT par exemple). Ce modèle se base alors sur le transport de la phase gazeuse et du film liquide se développant sur le combustible solide, la vitesse de régression dépendant des transferts de masse et d’énergie entre ces trois phases. Afin de valider cette approche et l’architecture du code Hydres conçu pour la résolution de ce modèle et la prévision des performances propulsives d’un moteur hybride, des campagnes expérimentales ont été réalisées sur les bancs d’essais Hycarre et Hycom. Ces essais ont également permis de développer une technique de mesure permettant l’obtention de la vitesse de régression instantanée du combustible, conduisant à la restitution de la loi de régression instantanée du couple oxydant/combustible. / The preliminary design of a hybrid rocket engine requires lab-scale tests to characterize the regression law of the oxidizer/fuel pair intended to fulfil the mission needs in terms of performances, etc. To limit these costly and potentialy delaying experimental campaigns, it is necessary to develop reliable numerical tools to quickly predict the regression law of the oxidiser/fuel pair under different operating conditions and with different combustion chamber geometries. The objective of the thesis is to develop a one-dimensional model of the regression mechanism of liquefying fuels. These particular fuels offer regression rates three to five times higher than those found with classic polymers used in hybrid propulsion (eg. HTPB). The model is based on the transportof the gaseous flow and the liquid film which is developing along the solid fuel grain. The regression rate depends on mass and energy transfers between these three phases. To validate this approach and the Hydres numerical tool, specifically designed to solve this model and forecast the performances of a hybrid engine, experimental tests were performed with the Hycarre and Hycom facilities. These tests also allowed for the development of a technique to measure the instantaneous regression rate of the solid fuel, providing directly the instantaneous regression law of the oxidizer/fuel pair.