Étude expérimentale des paramètres influençant la stabilisation de la flamme LOX/CH4 dans un moteur-fusée

Experimental study of LOX/CH4 flames in rocket engines

• Auteur / Autrice : Valentin Lechner
• Direction : Sébastien Ducruix
• Type : Projet de thèse
• Discipline(s) : Combustion
• Date : Inscription en doctorat le 01/10/2019
• Etablissement(s) : université Paris-Saclay
• Ecole(s) doctorale(s) : École doctorale Sciences Mécaniques et Energétiques, Matériaux et Géosciences
• Partenaire(s) de recherche : Laboratoire : EM2C - Energétique Moléculaire et Macroscopique, Combustion
• Partenaire(s) de recherche : référent : CentraleSupélec

Mots clés

Mots clés libres

Moteur fusée à ergols liquides

Combustion cryogénique

Combustion méthane/oxygène

Liquid rocket engines

Cryogenic flames

Oxygen/methane combustion

Résumé

En 2020, le premier lancement du lanceur Ariane 6 marquera le terme de son développement. Cet événement annonce déjà de nouvelles pistes pour les travaux de R&D qui prépareront les futurs lanceurs. En particulier, le développement du moteur Prometheus offre de nouvelles opportunités et de nouveaux challenges technologiques. Parmi ceux-­ci, l'utilisation du couple d'ergols LOX/CH4 qui présente de nombreux atouts, mais tout autant de points ouverts concernant son application aux moteurs fusées. La recherche de coûts de développement et de fabrication toujours plus réduits, ainsi que la réduction de la durée des cycles entre le développement et la mise sur le marché constituent d'autres challenges tout aussi importants. La combustion dans un moteur fusée est très fortement dépendante du design des injecteurs. La conception actuelle se base sur l'expérience métier acquise au cours de nombreux développements de moteurs LOX/H2 : HM7, Vulcain1&2, Vinci et sur des campagnes d'essais élémentaires dédiées [1]. Elle nécessite donc une mise à jour méthodique et approfondie pour être adaptée aux moteurs LOX/CH4. La nécessité de réduire la durée des cycles de développement et le nombre d'essais avant la mise en production d'un nouveau moteur incitent à développer des modèles permettant de prédire l'efficacité des moteurs dans l'ensemble de leur domaine de fonctionnement, que ce soit pour une injection subcritique, supercritique ou transcritique des ergols. Ces modèles doivent être alimentés, pour leur construction et pour leur validation, par des bases de données extensives d'essais à feu réalisées dans des conditions d'injection représentatives de celles rencontrées dans les moteurs LOX/CH4. Parmi l'expérience mondiale, plusieurs configurations d'injection ont déjà pu être testées en LOX/CH4. Certains paramètres ont déjà été identifiés comme ayant un impact sur la qualité et la stabilité de la combustion [2]. Il reste cependant beaucoup à faire, notamment le lien entre ces paramètres et les comportements fonctionnels caractéristiques comme le mode d'accrochage de la flamme aux lèvres de l'injecteur, la longueur de flamme, sa stabilité, sa topologie, la stratification thermique des gaz brûlés, les rendements de combustion, ... L'objectif de la thèse sera dans un premier temps de comprendre le fonctionnement des injecteurs actuellement utilisés pour définir un plan d'essai permettant une étude paramétrique détaillée et réaliste. Les paramètres envisagés seront à la fois géométriques (épaisseur de lèvre, retrait...) et fonctionnels (cisaillement, vitesses d'injection...). Les essais seront réalisés sur le banc cryogénique Mascotte de l'ONERA [3], dans le cadre d'une collaboration entre les équipes CNRS, d'ArianeGroup, du CNES et de l'ONERA. Les analyses s'appuieront, entre autres, sur l'utilisation de diagnostics optiques pour la caractérisation fine des flammes et des ergols injectés. Le doctorant pourra être amené à mettre en œuvre et à développer des moyens de post­traitement avancés pour l'analyse détaillée des essais. En fonction de l'avancement de la thèse, l'utilisation d'un code de calcul RANS pourra être envisagée en support à l'exploitation des essais pour aider au dimensionnement d'injecteurs et à la compréhension des phénomènes mis en jeu. [1] M. Juniper, A. Tripathi, P. Scouflaire, J. C. Rolon and S. Candel (2000) Structure of Cryogenic Flames at Elevated Pressure. Proceedings of the Combustion Institute, 28: 1103­1109. [2] Singla, G., Scouflaire, P., Rolon, C. and Candel, S. (2005)Transcritical oxygen/transcritical or supercritical methane combustion. Proceedings of the Combustion Institute, 30(2): 2921­2928. [3] L. Vingert, G. Ordonneau, N. Fdida, P. Grenard, A rocket engine under a magnifying glass, AerospaceLab Journal 11, http://urlz.fr/7S4g

In 2020, the first launch of the Ariane 6 launcher will mark the end of its development. This event already announces new avenues for R&D work that will prepare future launchers. In particular, the development of the Prometheus engine offers new opportunities and new technological challenges. Among these, the use of LOX/CH4 propellant couple which has many advantages but many open points concerning its application to rocket engines. The search for ever-lower development and manufacturing costs, as well as the reduction in cycle times between development and marketing, are other equally important challenges. Combustion in a rocket engine is very dependent on the design of the injectors. The current design is based on the experience acquired during LOX / H2 engine developments : HM7, Vulcain1 & 2, Vinci and dedicated elementary test campaigns [1]. Therefore, it requires a methodical and thorough update to be adapted to LOX / CH4 engines. The need to shorten the development cycles and the number of tests before a new engine is put into production encourages the development of models that predict the efficiency of the engines in their entire operating range : subcritical, supercritical or transcritical injection of the propellants. These models must be supplied, for their construction and for their validation, by extensive databases of fire tests carried out under injection conditions representative of those encountered in the LOX / CH4 engines. Among the global experience, several injection configurations have already been tested in LOX / CH4. Some parameters have already been identified as having an impact on the quality and stability of combustion [2]. However the link between these parameters and functional behaviors such as the attachment of the flame to the lips of the injector, the flame length, its stability, its topology, the thermal stratification of the burned gases First, the objective of the thesis will be to understand injectors currently used to define a test plan allowing a detailed and realistic parametric study. The parameters envisaged will geometric (lip thickness, shrinkage ...) and functional (shearing, injection speeds ...). The tests will be carried out on the ONERA Mascotte cryogenic bench [3], as part of a collaboration between the CNRS teams, ArianeGroup, CNES and ONERA. The analyzes will rely, among others, on the use of optical diagnostics for fine characterization of flames and propellants injected. The doctoral student may be required to implement and develop advanced post-processing means for the detailed analysis of the tests. Depending on the progress of the thesis, the use of a RANS calculation code can be considered in support of the exploitation of the tests. [1] M. Juniper, A. Tripathi, P. Scouflaire, J. C. Rolon and S. Candel (2000) Structure of Cryogenic Flames at Elevated Pressure. Proceedings of the Combustion Institute, 28: 1103­1109. [2] Singla, G., Scouflaire, P., Rolon, C. and Candel, S. (2005)Transcritical oxygen/transcritical or supercritical methane combustion. Proceedings of the Combustion Institute, 30(2): 2921­2928. [3] L. Vingert, G. Ordonneau, N. Fdida, P. Grenard, A rocket engine under a magnifying glass, AerospaceLab Journal 11, http://urlz.fr/7S4g