Instabilités couplées à haute fréquence dans les moteurs - fusées à ergols liquides : étude du couplage chambre de combustion - système d'alimentation

High frequency injection coupled instabilities in liquid rocket engines : study of combustion chamber - feed system coupling

• Auteur / Autrice : Massimiliano De Benedictis
• Direction : Vladimir Sabel'Nikov
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Energétique, thermique, combustion et acoustique
• Date : Soutenance en 2007
• Etablissement(s) : Poitiers
• Ecole(s) doctorale(s) : École doctorale Sciences pour l'ingénieur et aéronautique (Poitiers1992-2008)
• Partenaire(s) de recherche : autre partenaire : Université de Poitiers. UFR des sciences fondamentales et appliquées

Mots clés

Mots clés contrôlés

Atomisation

Fréquences des oscillations

Combustion

Moteurs-fusées

Résumé

En 2002 le moteur Aestus de l’étage supérieur d’Ariane 5 du vol 142 a présenté des instabilités de combustion à hautes fréquence, qui ont été soupçonnées être des instabilités couplées entre le dôme d’alimentation en fuel MMH (mono-méthyl-hydrazine) et la chambre de combustion pendant la phase de démarrage. Cette étude porte donc sur la compréhension des mécanismes de couplage qui guident les instabilités hybrides et le développement théorique et numérique de ces mécanismes. Le premier aspect abordé concerne l’étude des temps caractéristiques des processus qui prennent place dans une chambre de combustion de moteur fusée à ergols liquides, dés que ces derniers sont injectés : l’atomisation primaire, l’atomisation secondaire, le mélange, le chauffage et la vaporisation des gouttes, et les réactions chimiques. Les résultats de cette analyse montrent les processus qui se couplent avec l’onde acoustique des instabilités hybrides. Ensuite une modélisation des deux systèmes principaux a été effectuée : le système d’alimentation contenant des ergols liquides ou gazeux dans une géométrie complexe, est modélisé par la méthode à paramètres discrets basée sur un schéma électrique ; le système chambre de combustion, présentant nombreux phénomènes dans une géométrie simple, presque cylindrique, a été modélisée par un approche globale, basée sur l’introduction des termes sources dans les équation de Navier Stokes. Une procédure de couplage a été développée entre les deux systèmes au travers d'une fonction admittance de l’injection. Le modèle a été validé sur une configuration simple et appliqué sur un cas réel, celui de l’Aestus.

In 2002 the Aestus engine of the upper stage of Ariane 5 of the flight 142 presented high frequency combustion instabilities, which were probably as coupled instabilities between the fuel MMH (mono-methyl-hydrazine) supply dome and the combustion chamber during the ignition phase. For this reason we were interested in the comprehension of the coupling mechanisms driving hybrid instabilities and in the theoretical and numerical development of these mechanisms. We first study characteristic times of processes taking place inside a liquid propellants rocket engine combustion chamber, as soon as propellants are injected: primary atomization, secondary atomization, mixing, heating and vaporization of droplets, and chemical reactions. Results of this analysis show the processes which are coupled with the acoustic wave of hybrid instabilities. Then a modelling of the two principal systems was made: the feeding system containing liquid or gaseous propellants inside a complex geometry, is modelled by the lumped parameter, based on an electric schema; the combustion chamber system where many phenomena take place, has a simple geometry, nearly cylindrical, and has been modeled by a global approach based on the Navier-Stokes equations with introduction of sources terms. A procedure of coupling was carried out between the two system by the function admittance of the injection. The full coupling model has been validated on a simple configuration and applied to a real case, the Aestus one.