Afin de déterminer l’état dans lequel les fragments arrivent au sol et leurs points d’impact, une compréhension fine des phénomènes physiques intervenant lors de la rentrée atmosphérique des débris spatiaux, ainsi qu’un effort important de modélisation sont nécessaires. Il s’agit en particulier d’analyser et de modéliser des phénomènes physiques peu pris en compte jusqu’à présent par les approches existantes et connues. Durant cette thèse une modélisation des interactions entre fragments en régime continu hypersonique et supersonique pour des écoulements de gaz parfait et de gaz réel a été proposée. Ceci a permis de montrer l’influence significative de ce phénomène sur la dynamique et la survie d’une sphère située dans la couche de choc générée par un premier fragment. D’autre part, un modèle pour l’estimation des coefficients aérodynamiques de force et de moment ainsi que le coefficient de flux de chaleur en régime hypersonique du moléculaire libre au continu est proposé. En complément des régimes hypersonique et supersonique, un modèle préliminaire pour le calcul des coefficients aérodynamiques en régime transsonique a été développé. Un modèle de conduction thermique adapté à la rentrée des débris spatiaux a été développé. Les influences du modèle de conduction, de l’épaisseur de paroi et de la prise en compte de la dépendance en température de la conductivité thermique et de la capacité calorifique sur la distribution de température dans la paroi ont été montrées. D’autre part, une étude expérimentale sur l’oxydation de l’alliage de titane TA6V a été menée au laboratoire PROMES-CNRS d’Odeillo sous plasma d’air. Les premiers résultats confirment la nécessité de tenir compte de l’oxydation de la paroi en particulier dans un environnement à haute température où l’oxygène est dissocié comme c’est le cas pour les rentrées atmosphériques terrestres de débris spatiaux. Par ailleurs, un modèle de dégradation thermique de la paroi par fusion (ablation) a été mis en place. Ces modèles ont été implantés dans le code MUSIC/FAST de l’ONERA. Celui-ci, initialement conçu pour l’analyse pré-mission de la rentrée de véhicules ou de capsules, a été évalué, consolidé et amélioré pour son application à la rentrée des débris spatiaux.Les coefficients aérodynamiques et aérothermodynamiques calculés par le code ont été confrontés aux données issues de la littérature pour différentes géométries. Enfin, la rentrée atmosphérique d’un réservoir sphérique a été simulée permettant d’évaluer l’influence de différents paramètres (pente, propriétés des matériaux, propriétés de la paroi interne du réservoir, épaisseur de la paroi) sur la trajectoire du fragment et son état lors de son impact au sol. / In order to determine the conditions in which fragments reach the Earth as well as their impact point locations,a deep comprehension of the physical phenomena occurring during the atmospheric re-entry of space debris is necessary, as well as an important effort in the development of models. Especially, it is important to analyse and develop models for the physical phenomena neglected in the existing and known approaches. During this thesis, some effort was put into the development of a fragment interaction model in continuum hypersonic and supersonic regime, in perfect and real gas at equilibrium. It was critical to understand the significant influenceof this phenomenon on the dynamics and survival of a sphere situated in the shock wave generated by a primary fragment. On the other hand, a model allowing the aerodynamic force and moment coefficients estimation anda model to evaluate the heat flux coefficient in hypersonic regime from free-molecular to continuum flow have been proposed. Subsequently, a first model to compute the aerodynamic coefficients in transonic regime has beendeveloped. A thermal conduction model adapted to the study of atmospheric re-entry of space debris has been developed. The significant influence of the conduction model, the wall thickness and the thermal dependence of material properties such as thermal conductivity and specific heat capacity on the wall thermal distribution have been shown. A first wall ablation model by melting has been set up. On the other hand, an experimental study on the oxidation of the TA6V titanium alloy has been conducted at PROMES-CNRS laboratory, Odeillo,in plasma air environment. The results confirm the necessity to take into account the wall oxidation, especially in a high temperature environment where oxygen is dissociated, as encountered in Earth atmospheric re-entry of space debris. A model for the thermal degradation of the wall by melting (ablation) has been developed. These models have been implemented in the ONERA code named MUSIC/FAST. This one, initially designed for spacecraftre-entry pre-mission analysis, has been evaluated, consolidated and improved for space debris atmosphericre-entry applications. For validation purpose, the aerodynamics and aerothermodynamics coefficients computed by the code have been compared to the ones found in literature, for various geometries. Finally, the atmosphericre-entry of a spherical tank has been simulated allowing the evaluation of the influence of different parameters(angle of climb, material properties, internal wall properties and wall thickness) on the fragment trajectory andits state when it reaches the ground.
| Identifer | oai:union.ndltd.org:theses.fr/2014ESAE0021 |
| Date | 23 June 2014 |
| Creators | Prévereaud, Ysolde |
| Contributors | Toulouse, ISAE, Moschetta, Jean-Marc, Balat-Pichelin, Marianne |
| Source Sets | Dépôt national des thèses électroniques françaises |
| Language | French |
| Detected Language | French |
| Type | Electronic Thesis or Dissertation, Text |
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