Modélisation des phénomènes d'ablation de l'insert d'une tuyère de moteur-fusée à propergol solide. Approche expérimentale et numérique

Modeling of Ablation Phenomenon of a Nozzle Insert of Solid Propellant Rocket Motor. Numerical and Experimental Approaches

• Auteur / Autrice : Wilson Kiyoshi Shimote
• Direction : Frédéric Plourde
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Energétique, thermique, combustion
• Date : Soutenance le 16/12/2016
• Etablissement(s) : Chasseneuil-du-Poitou, Ecole nationale supérieure de mécanique et d'aérotechnique
• Ecole(s) doctorale(s) : École doctorale Sciences et ingénierie des matériaux, mécanique, énergétique et aéronautique (Poitiers ; 2009-2018)
• Partenaire(s) de recherche : Laboratoire : Institut Pprime- ENSMA
• Jury : Examinateurs / Examinatrices : Sivaramakrishnan Balachandar, Dominique Couton, Pierre Millan, Alex Taylor
• Jury : Rapporteurs / Rapporteuses : Wolfgang Koschel, Françoise Bataille

Mots clés

Mots clés contrôlés

Matériaux -- Propriétés thermiques

Composites

Méthodes des frontières immergées

Pyrolyse

Équation de la chaleur

Combustion

Propergols solides

Moteurs-fusées

Tuyères

Ablation (aérothermodynamique)

Mots clés libres

Méthode multi-blocs

Multi-blocks method

Résumé

L'analyse et la compréhension des mécanismes d'érosion en présence d'un environnement critique au niveau de pression et de température des produits de combustion d'un propergol solide au sein d'une tuyère de moteur fusée, constituent l'objectif principal de ce présent mémoire. Les principaux paramètres, le pourcentage d'aluminium dans l'écoulement, la température adiabatique de flamme.le flux de chaleur en face de la géométrie de l' insert et ses propriétés thermochimiques, sont plus particulièrement étudiés à travers une approche numérique et expérimentale. Le phénomène d'ablation qui se produit au niveau de l' insert d'une tuyère pendant le fonctionnement du moteur propergol solide est ainsi étudié et des résultats d'essais des moteurs à échelle réduite et pleine sont présentés puis simulés numériquement. En effet, les essais mis en place, riches en résultats sur les conditions du matériau de l'insert avant et après le tir, ne permettent pas une analyse complète du développement des mécanismes en jeu au cours du temps de fonctionnement des moteurs. Pour introduire ces phénomènes physiques plutôt complexes, une stratégie de développement progressive est mise en place. Au départ, un modèle 1D a traité les équations de transfert de chaleur utilisant une technique de discrétisation numérique multi-blocs. A partir de la méthode 1D, des expressions simples pour représenter l'évolution des fronts d'ablation et de pyrolyse sont définies.Ces expressions sont alors utilisées de façon directe sur le traitement des problèmes axisymétriques et confrontées avec les simulations du moteur test. Finalement, la méthode aux frontières immergées est appliquée pour traiter du couplage entre l'écoulement et l'insert, mettant en évidence le phénomène d'ablation. Les simulations numériques reproduisent les résultats expérimentaux et montrent une méthodologie numérique robuste, correspondant à des attentes en ce qui concerne l'évaluation du phénomène d'ablation au sein d'une tuyère de moteur fusée.

The main objective of this study is understand the ablation mechanisms in the presence of a critical environment in pressure and temperature within a solid propellant rocket motor. The well-known parameters, aluminum percentage in the flow, adiabatic flame temperature and the consequent heat flux in front of the geometry of the insert and its thermochemical properties are studied from anumerical and experimental strategy. The ablation phenomenon, which occurs at the nozzle insert during the operation of the solid propellant rocket motor, is th us studied and results of tests of the small and full-scale motors are presented as well as numerically simulated. Indeed, tests carried-out provide results on the conditions of the material of the insert before and after firing tests, do not allow is to provide a complete analysis of the development of the mechanisms involved during the running time of the engines. To introduce these rather complex physical phenomena a strategy of progressive development is followed. Initially, a 1D model treated the heat transfer equations using a multi-block numerical discretization technique. From the 1D method, simple expressions to represent the evolution of the ablation and pyrolysis fronts are defined. These expressions are then used directly on the treatment of axisymmetric problems and confronted with simulations of the scale motor. Finally, the immersed boundary method is applied to tackle coupling between flow and heat transfer on the insert, highlighting the phenomenon of ablation. The numerical simulations reproduce the experimental results and show a robust numerical methodology, corresponding to expectations in what concerns the evaluation of the ablation phenomenon within a solid propellant rocket motor nozzle.