Les composites de type Cf/C sont utilisés en tant que pièces structurales dans les propulseurs spatiaux du fait de leurs excellentes propriétés mécaniques dans le domaine des très hautes températures. Néanmoins, l’atmosphère oxydante et corrosive créée lors du décollage des lanceurs et les hauts flux gazeux dégradent ces matériaux. Afin d’améliorer les performances de ces matériaux vis-à-vis de l’oxydation/corrosion, une protection composée de céramiques ultra-réfractaires (dites UHTC) peut être appliquée. Pour une efficacité de protection optimale, des phases UHTC ont été introduites en tant que constituants de la matrice. Dans ces travaux de thèse, la matrice a été réalisée par l’intermédiaire d’un procédé d’élaboration en phase liquide combinant : (i) l’introduction de poudres et (ii) la densification par infiltration réactive d’un métal fondu. La composition de la matrice appartient au système (B;C;Si;Zr). La caractérisation des matériaux après élaboration a permis de comprendre les mécanismes d’infiltration et les réactions permettant de mieux contrôler la composition chimique et la répartition des phases. Des essais sous torche oxyacétylénique ont été utilisés pour se placer dans des conditions proches de l’application visée. La caractérisation post-test des matériaux a permis d’évaluer l’efficacité de la protection dans le cas d’une utilisation unique et également d’une possible réutilisation. Les résultats en oxydation/corrosion ont permis de classer les matériaux en fonction de leur efficacité de protection. / Since many decades, Carbon/Carbon composites are used as structural parts in rocket engines due to their excellent thermomechanical properties. However, under highly oxidizing/corrosive atmosphere and high gas flow rates, carbon suffers from severe oxidation. To improve oxidation resistance of these composites, Ultra High Temperature Ceramics (UHTC) can be used as a protection. To protect the whole composite, the introduction of UHTC as a matrix has been done using a liquid phase process combining: (i) slurry infiltration process and (ii) reactive melt infiltration. Matrix constituents belong to the (B;C;Si;Zr) system. Material characterisation allowed a better understanding of the infiltration mechanisms and of the phase distribution and composition in respect to the processing conditions. To select the best composition, oxyacetylene torch testing has been done to recreate spacecraft launch environmental conditions. Post-test characterisation has been done to evaluate protection efficiency of each matrix composition for single use and possible reuse. Finally, advantages and drawbacks assessment of each composition allowed to highlight the most protective composition and phase distribution.

La propulsion électrique est à un tournant de son histoire. La récente mise en oeuvre de satellites de télécommunication "tout-électrique" se traduit par l’ouverture d’un nouveau marché, et par une évolution des besoins opérationnels. L’identification de ces nouvelles missions nécessite l’amélioration des performances de nos moteurs. La première partie de ces travaux rapporte l’utilisation d’un outil de spectroscopie laser destiné à caractériser la distribution en vitesse des ions. Les différentes méthodes de calcul du champ électrique dans les propulseurs de Hall ont été exposées. Deux instabilités ioniques ont été observées et analysées. Les sources d’erreurs liées aux mesures par sondes électrostatiques ont été analysées, et un exemple de sonde plane étudié. Une analyse paramétrique de l’influence des paramètres de champ magnétique sur les performances des propulseurs de Hall a été conduite. Le concept de moteur "sans parois" est présenté. L’identification de ce concept constitue une avancée porteuse de promesses pour l’avenir de la propulsion électrique. / Electric propulsion is facing new challenges. Recently, the launch of "all-electric" satellites has marked the debut of a new era. Going all-electric now appears as an interesting alternative to conventional systems for telecom operators. A laser spectroscopy technique was used during this research to investigate the ion velocity distribution dynamics. The different methods for determining the electric field in Hall thrusters were exposed. Two unstable ion regimes were identified and examined. Measurement uncertainties using electrostatic probes were assessed. Planar probed have been designed and tested. A thorough investigation of the influence of the magnetic field parameters on the performance of Hall thrusters was performed. The wall-less Hall thruster design was presented, and preliminary experiments have revealed its interest for the electric propulsion community.

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. <p><p>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.<p><p>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.<p><p>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.<p><p>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.<p><p>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.<p><p>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.<p><p> / Doctorat en sciences appliquées / info:eu-repo/semantics/nonPublished

Des années 50 à nos jours, la propulsion électrique n'a cessé d'évoluer afin de s'imposer dans le domaine de la propulsion spatiale. Les Propulseurs à effet Hall (PEH) sont principalement utilisés pour des missions de correction de trajectoire ou de maintien en orbite des satellites. Ils délivrent des faisceaux d'ions à forte densité de courant et à faible énergie, ce qui en font de bons candidats potentiels pour d'autres applications comme la microélectronique ou encore les traitements de surfaces. Le xénon est l'ergol le plus utilisé en raison de sa masse élevée et de son faible énergie d'ionisation. Cependant son coût élevé et la difficulté d’approvisionnement motivent la recherche d'alternatives pour le fonctionnement des MEH. C'est dans ce cadre que cette thèse s'est inscrite avec l'idée d'un développement d'une source de faible puissance fonctionnelle en argon. L'amorçage d'une telle décharge n'étant pas immédiat, une démarche progressive qui passe par des décharges de mélange de gaz a été adoptée. Les décharges Xe-Ar se sont révélées très intéressantes pour la compréhension des mécanismes physiques qui régissent les PEH. La caractérisation en vitesse des ions Xe II (par Fluorescence Induite par Laser) associée à l'analyse en énergie par RPA a permis de remonter à des informations utiles sur les zones d'ionisation et d'accélération. Une technique originale de résolution temporelle du RPA basée sur une interruption rapide de la décharge ou sur les oscillations naturelles du courant de décharge, a été développée et a permis l'identification et la quantification des différentes espèces présentes dans le jet d'ions. Grâce aux résultats de l'étude paramétrique des décharges de mélange Xe-Ar, une décharge d'argon pur a pu être amorcée et caractérisée pour la première fois dans un PEH de faible puissance. / Since the 50s, electric propulsion has improved in order to establish itself on space propulsion field. The Hall Effect Thruster (HET) are mainly used for trajectory correction or satellites orbit maintaining. The HET provide high current densities and low energy ion beam that making it a good candidate for other applications such as microelectronics or surface treatments. Xenon propellant is most commonly used due to its high atomic mass and its low ionization energy. However, the high cost and difficult supply of xenon, leads to looking for alternative propellant for HET operation. In this context, this PhD thesis had as goal the development of a functional Argon low power source. Argon discharge ignition is not immediate, that why a progressive approach which involves gas mixture discharges was adopted. The Xe-Ar discharge gives very interesting results for the understanding of physical mechanisms governing HET. The characterization of Xe II ions velocity (Laser Induced Fluorescence) associated to the energy analysis by RPA have provided access to useful information on ionization and acceleration areas. An original time resolved RPA technique, based on an ultra-fast discharge interruption or on the discharge current oscillations, has been developed. This technique allows the identification and the quantification of different species present in the ion beam. Thanks to the discharge Xe-Ar study, a pure argon discharge could be initiated and characterized for the first time in a low power HET.