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Dissertations / Theses on the topic 'Combustion and propulsion'

Author: Grafiati

Published: 3 June 2025

Last updated: 31 July 2025

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1

Gete, Zenebe. "et-enhanced turbulent combustion." Thesis, University of British Columbia, 1991. http://hdl.handle.net/2429/29969.

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Abstract:

A study of the squish-jet design concept in spark ignition engines, with central ignition, was conducted in a constant volume chamber. The effects of jet size, jet number and jet orientation in generating turbulence and jet enhanced turbulent combustion were investigated. Three sets of configurations with three port sizes were used in this study. The research was carried out in three stages: 1.Qualitative information was obtained from flow visualization experiments via schlieren photography at 1000 frames per second. The flow medium was air. A sequence of frames at specific time intervals wer

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2

Eugênio, Ribeiro Fábio Henrique. "Numerical Simulation of Turbulent Combustion in Situations Relevant to Scramjet Engine Propulsion." Thesis, Chasseneuil-du-Poitou, Ecole nationale supérieure de mécanique et d'aérotechnique, 2019. http://www.theses.fr/2019ESMA0001/document.

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Abstract:

Les super-statoréacteurs sont des systèmes de propulsion aérobie à grande vitesse qui ne nécessitent pas d’éléments rotatifs pour comprimer l’écoulement d’air. Celui-ci est comprimé dynamiquement par un système d’admission intégré dans le véhicule, atteignant la pression et la température requises pour que la combustion puisse s’opérer dans la chambre de combustion. La chambre de combustion est traversée par un écoulement supersonique dans ce type de moteur, ce qui limite considérablement le temps disponible pour injecter le carburant, le mélanger avec un oxydant, enflammer le mélange obtenu e

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3

Eagle, Walter Ethan. "Modeling of a high energy density combustion based aluminum and steam propulsion system." College Park, Md.: University of Maryland, 2007. http://hdl.handle.net/1903/7813.

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Abstract:

Thesis (M.S.) -- University of Maryland, College Park, 2007.<br>Thesis research directed by: Dept. of Aerospace Engineering. Title from t.p. of PDF. Includes bibliographical references. Published by UMI Dissertation Services, Ann Arbor, Mich. Also available in paper.

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4

Michalski, Quentin. "Étude expérimentale de la combustion à volume constant pour la propulsion aérobie : influence de l'aérodynamique et de la dilution sur l'allumage et la combustion." Thesis, Chasseneuil-du-Poitou, Ecole nationale supérieure de mécanique et d'aérotechnique, 2019. http://www.theses.fr/2019ESMA0009/document.

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Abstract:

Les turbomachines actuelles ont atteint un niveau de maturité technique très élevé. De nouvelles architectures reposant sur des cycles thermodynamiques basés sur une combustion à gain de pression, comme la combustion à volume constant (CVC), ont le potentiel d’augmenter leur efficacité. Dans cette étude,une solution qui repose sur l’intégration dans une turbomachine de chambres de combustion à volume constant sans piston (CVCSP) est considérée. Les objectifs de ces travaux de thèse sont doubles : dans un premier temps de développer et de caractériser extensivement un nouveau dispositif (CV2) d

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5

Garby, Romain. "Simulations of flame stabilization and stability in high-pressure propulsion systems." Phd thesis, Toulouse, INPT, 2013. http://oatao.univ-toulouse.fr/9706/1/garby.pdf.

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6

Braconnier, Alexandre. "Étude expérimentale de la combustion d’une particule d’aluminium isolée : influence de la pression et de la composition de l’atmosphère oxydante." Thesis, Orléans, 2020. http://www.theses.fr/2020ORLE3140.

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Abstract:

Les poudres d'aluminium possèdent des propriétés énergétiques intéressantes et sont couramment intégrées à la composition de certains propergols solides pour améliorer les performances des systèmes de propulsion. Néanmoins, la présence d’une phase dispersée au sein de l'écoulement propulsif peut altérer la stabilité des moteurs à propergol solide (MPS) et l'utilisation du potentiel énergétique des particules d'aluminium nécessite d'être optimisée pour accroître davantage le rendement moteur. Des enjeux majeurs sont alors associés à la modélisation du processus réactionnel des gouttes afin d’am

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7

Villenave, Nicolas. "Étude expérimentale des propriétés fondamentales de la combustion de l'hydrogène pour des applications de propulsion." Electronic Thesis or Diss., Orléans, 2025. http://www.theses.fr/2025ORLE1001.

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Abstract:

En vue d'atteindre la neutralité carbone d'ici 2050, l’Union européenne envisage l'hydrogène comme un vecteur énergétique prometteur afin de réduire la consommation des ressources fossiles. Alors que les piles à combustible et les véhicules électriques occupent déjà une place importante dans la décarbonation du secteur des transports, l'hydrogène est également considéré comme une alternative aux carburants conventionnels pour les véhicules lourds. Toutefois, de nombreux obstacles liés aux propriétés physico-chimiques ainsi qu’à la combustion pauvre en hydrogène sont encore à l’étude : appariti

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8

Airiau, Magdeleine. "Analyse d'images expérimentales par apprentissage profond pour la caractérisation de la combustion de l'aluminium en propulsion solide." Electronic Thesis or Diss., université Paris-Saclay, 2024. http://www.theses.fr/2024UPASG062.

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Abstract:

L'aluminium est ajouté à la composition du propergol solide afin d'augmenter les performances propulsives d'environ 10%, mais peut aussi entraîner des phénomènes néfastes tels que des instabilités thermo-acoustiques conduisant à des oscillations de pression. La caractérisation de l'aluminium en combustion au-dessus de la surface du propergol est donc essentielle pour étudier la stabilité d'un moteur fusée. De nombreux travaux de recherche ont été réalisés pour prédire ces instabilités par le calcul. Cependant, ces modèles numériques manquent de données d'entrées précises, telles que la taille

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9

Zahn, Alexander R. "Characterization and Examination of Performance Parameters of a Back-pressurized RDC." University of Cincinnati / OhioLINK, 2019. http://rave.ohiolink.edu/etdc/view?acc_num=ucin1554119639742205.

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10

Rock, Christopher. "Experimental Studies of Injector Array Configurations for Circular Scramjet Combustors." Diss., Virginia Tech, 2010. http://hdl.handle.net/10919/77208.

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Abstract:

A flush-wall injector model and a strut injector model representative of state of the art scramjet engine combustion chambers were experimentally studied in a cold-flow (non-combusting) environment to determine their fuel-air mixing behavior under different operating conditions. The experiments were run at nominal freestream Mach numbers of 2 and 4, which simulates combustor conditions for nominal flight Mach numbers of 5 and 10. The flush-wall injector model consists of sixteen inclined, round, sonic injectors distributed around the wall of a circular duct. The strut injector model has sixtee

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11

Bengherbia, Tarek. "Contribution to numerical simulation analysis of the flow in the ram accelerator in the subdetonative propulsion mode." Chasseneuil-du-Poitou, Ecole nationale supérieure de mécanique et d'aéronautique, 2009. http://www.theses.fr/2009ESMA0019.

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Abstract:

L'accélérateur par effet stato en régime sous-détonatif, caractérisés par une vitesse du projectile inférieure à la célérité de la détonation dans le mélange considéré est, à l'heure actuelle, le mieux connu. La compréhension des phénomènes mis en jeu dans cette technologie est subordonnée à une importante étude expérimentale associée à la mise au point de moyens numériques. C'est l'objet du travail présenté dans ce mémoire qui décrit numériquement, à l'aide d'un code CFD de combustion turbulente, le processus de combustion qui s'opère autour du projectile. Les résultats, comparés aux données

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12

Perkins, Hugh Douglas. "Development and Demonstration of a Computational Tool for the Analysis of Particle Vitiation Effects in Hypersonic Propulsion Test Facilities." Case Western Reserve University School of Graduate Studies / OhioLINK, 2009. http://rave.ohiolink.edu/etdc/view?acc_num=case1227553721.

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13

Renault-Dhenain, Anne. "Nouveaux composés énergétiques polyazotés pour la propulsion spatiale : modélisation, synthèse, caractérisation et procédé." Thesis, Lyon, 2016. http://www.theses.fr/2016LYSE1252.

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Abstract:

Ce travail est consacré au développement de composés polyazotés de la famille des tétrazènes, pour des applications dans le domaine de la propulsion spatiale. Compte tenu de la forte toxicité des hydrazines utilisées actuellement dans les systèmes à biergols stockables, il devient absolument nécessaire de les remplacer par de nouveaux ergols verts, performants au niveau propulsion, et ne présentant pas d'impact significatif sur la santé humaine et l'environnement. Aujourd'hui, le candidat idéal pour remplacer les hydrazines spatiales n'a pas été identifié, mais un premier candidat a été propos

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Silvestrini, Jorge Hugo. "Simulation des grandes échelles des zones de mélange : application à la propulsion solide des lanceurs spatiaux." Grenoble INPG, 1996. http://www.theses.fr/1996INPG0104.

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Abstract:

On presente le formalisme de la simulation des grandes echelles (les) pour l'etude des ecoulements turbulents incompressibles et compressibles, puis les modeles sous-maille qui tiennent compte des echelles plus petites que la maille de calcul. Des tests, en configuration de couche de melange temporelle, permettent de mettre en evidence le comportement de differents modeles. Ensuite, des les des couches de melanges tridimensionnelles temporelles et spatiales sont presentees. Dans le deux cas, on teste deux types de perturbations sur la condition initiale (condition d'entree pour le probleme spa

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Grib, Stephen William. "LAMINAR AND TURBULENT STUDY OF COMBUSTION IN STRATIFIED ENVIRONMENTS USING LASER BASED MEASUREMENTS." UKnowledge, 2018. https://uknowledge.uky.edu/me_etds/117.

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Abstract:

Practical gas turbine engine combustors create extremely non-uniform flowfields, which are highly stratified making it imperative that similar environments are well understood. Laser diagnostics were utilized in a variety of stratified environments, which led to temperature or chemical composition gradients, to better understand autoignition, extinction, and flame stability behavior. This work ranged from laminar and steady flames to turbulent flame studies in which time resolved measurements were used. Edge flames, formed in the presence of species stratification, were studied by first develo

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16

Daniau, Emeric. "Contribution à l'étude des performances d'un moteur à détonation pulsée." Poitiers, 2001. http://www.theses.fr/2001POIT2335.

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Abstract:

Les travaux réalisés dans le cadre de cette étude ont eu pour objectif de quantifier les performances propulsives d'un moteur à détonations pulsées (moteur à réaction à fonctionnement alternatif) et d'aborder sa configuration aérobie. L'étude des performances propulsives (impulsion spécifique, poussée) a été réalisée avec le mélange C2H4 O2, l'usage du mélange H2 air étant restreint au démonstrateur aérobie. Dans un premier temps, une étude analytique et théorique basée sur des résultats antérieurs a permis d'établir un modèle de performances pour le cas idéal de la chambre de combustion cyl

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Gaudart, Louis. "Incidences des configurations de fonctionnement de navires militaires sur la suralimentation a deux etages de leurs moteurs diesel de propulsion pag btc." Nantes, 1987. http://www.theses.fr/1987NANT2061.

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18

Bonanos, Aristides Michael. "Scramjet Operability Range Studies of an Integrated Aerodynamic-Ramp-Injector/Plasma-Torch Igniter with Hydrogen and Hydrocarbon Fuels." Diss., Virginia Tech, 2005. http://hdl.handle.net/10919/28847.

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Abstract:

An integrated aerodynamic-ramp-injector/plasma-torch-igniter of original design was tested in a Mâ = 2, unvitiated, heated flow facility arranged as a diverging duct scramjet combustor. The facility operated at a total temperature of 1000 K and total pressure of 330 kPa. Hydrogen (H2), ethylene (C2H4) and methane (CH4) were used as fuels, and a wide range of global equivalence ratios were tested. The main data obtained were wall static pressure measurements, and the presence of combustion was determined based on the pressure rises obtained. Supersonic and dual-mode combustion were achieved

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Chaalane, Amar. "Microsystème de propulsion a propergol solide sur silicium : application au controle d'assiette de micro-drone." Phd thesis, Université Paul Sabatier - Toulouse III, 2008. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00433508.

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Abstract:

Les travaux de cette thèse ont porté sur la conception, la réalisation et la caractérisation de matrices de micro-propulseurs à propergol solide intégrés sur silicium. Ces structures sont dédiées la stabilisation de drone miniature et pouvant aussi être utilisées pour la propulsion des Micro/Nano-Satellites. Les travaux se sont effectués dans le cadre d'un projet financé par la Direction Générale pour l'Armement (DGA) en collaboration entre le LAAS-CNRS et la société PROTAC du groupe THALES. Le principe de fonctionnement d'un micropropulseur repose sur l'initiation thermique d'un matériau pyro

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Chaalane, Amar. "Microsystème de propulsion à propergol solide sur silicium : application au contrôle d'assiete de micro-drone." Toulouse 3, 2008. http://thesesups.ups-tlse.fr/724/.

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Abstract:

Les travaux de cette thèse ont porté sur la conception, la réalisation et la caractérisation de matrices de micro-propulseurs à propergol solide intégrés sur silicium. Ces structures sont dédiées la stabilisation de drone miniature et pouvant aussi être utilisées pour la propulsion des Micro/Nano-Satellites. Les travaux se sont effectués dans le cadre d'un projet financé par la Direction Générale pour l'Armement (DGA) en collaboration entre le LAAS-CNRS et la société PROTAC du groupe THALES. Le principe de fonctionnement d'un micropropulseur repose sur l'initiation thermique d'un matériau pyro

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Indiana, Clément. "Caractérisation expérimentale de la pulvérisation, de l'allumage et de la combustion de bi-ergols. Application à la propulsion spatiale par ergols stockables." Thesis, Chasseneuil-du-Poitou, Ecole nationale supérieure de mécanique et d'aérotechnique, 2016. http://www.theses.fr/2016ESMA0025.

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Abstract:

Les processus physiques qui régissent la pulvérisation de sprays constituent la première étape vers une compréhension globale du comportement de moteurs fusées à ergols stockables. La première partie de ces travaux détermine, au moyen de visualisations et d’analyses granulométriques, les paramètres importants contrôlant la formation de sprays par impact de jets liquides. Des injecteurs dédiés à pulvériser des ergols stockables sont ensuite conçus. L’enjeu de la seconde partie des travaux est d’étudier la combustion de l’éthanol avec le peroxyde d’hydrogène, ergols stockables considérés moins n

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Cuenot, Bénédicte. "Étude asymptotique et numérique de la structure des flammes de diffusion laminaires et turbulentes." Toulouse, INPT, 1995. http://www.theses.fr/1995INPT001H.

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Abstract:

Les flammes de diffusion turbulentes sont le mecanisme de combustion de nombreux systemes propulseurs (statoreacteur supersonique par exemple). Dans de tels systemes, le combustible et l'oxydant sont amenes separement dans la chambre de combustion. A l'endroit ou les deux flux entrent en contact se cree une interface, dont la position et l'epaisseur dependent des conditions aux limites, de la cinetique chimique et des vitesses de diffusion. C'est dans cette zone que se melangent par diffusion les deux reactifs et que s'allume eventuellement la flamme. Dans de tels systemes, le rendement de com

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Shekhar, Anjali. "Study and Numerical Simulation of Unconventional Engine Technology." University of Cincinnati / OhioLINK, 2018. http://rave.ohiolink.edu/etdc/view?acc_num=ucin1544098607675961.

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Masquelet, Matthieu Marc. "Large-eddy simulations of high-pressure shear coaxial flows relevant for H2/O2 rocket engines." Diss., Georgia Institute of Technology, 2013. http://hdl.handle.net/1853/47522.

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Abstract:

The understanding and prediction of transient phenomena inside Liquid Rocket Engines (LREs) have been very difficult because of the many challenges posed by the conditions inside the combustion chamber. This is especially true for injectors involving liquid oxygen LOX and gaseous hydrogen GH₂. A wide range of length scales needs to be captured from high-pressure flame thicknesses of a few microns to the length of the chamber of the order of a meter. A wide range of time scales needs to be captured, again from the very small timescales involved in hydrogen chemistry to low-frequency longitudina

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Rutard, Nicolas. "Simulation numérique et modélisation de l'influence d'ondes acoustiques de haute amplitude sur un jet diphasique : application au domaine de la propulsion fusée à ergols liquides." Thesis, Université Paris-Saclay (ComUE), 2019. http://www.theses.fr/2019SACLC088.

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Abstract:

L’occurrence d'instabilités de combustion de haute fréquence au sein des moteurs-fusées à ergols liquides peut s'avérer dommageable pour l'intégrité des systèmes propulsifs. Par conséquent, les acteurs du spatial souhaitent renforcer leur compréhension des mécanismes à l'origine de ces instabilités. Pour cela, la simulation numérique s'est révélée au fil du temps de plus en plus attractive. Dans le cas particulier d'un fonctionnement en régime subcritique, le comburant se trouve à l'état liquide dans la chambre de combustion. Pour reproduire fidèlement les écoulements associés à ce régime de f

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Sibra, Alaric. "Modélisation et étude de l’évaporation et de la combustion de gouttes dans les moteurs à propergol solide par une approche eulérienne Multi-Fluide." Thesis, Université Paris-Saclay (ComUE), 2015. http://www.theses.fr/2015SACLC019/document.

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Abstract:

En propulsion solide, l'ajout de particules d'aluminium dans le propergol améliore de façon significative les performances du moteur grâce à une augmentation sensible de la température de chambre. La présence de gouttes d'aluminium et de résidus d'alumine de différentes tailles et en quantité importante a un impact notoire sur le fonctionnement du moteur. Dans cette optique, nous souhaitons obtenir une meilleure prévision de la stabilité de fonctionnement en cas de déclenchement d'instabilités d'origine aéroacoustique ou thermoacoustique. Nous visons des calculs plus précis de l'étendue de la

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Retaureau, Ghislain J. "On recessed cavity flame-holders in supersonic cross-flows." Diss., Georgia Institute of Technology, 2012. http://hdl.handle.net/1853/43703.

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Abstract:

Flame-holding in a recessed cavity is investigated experimentally in a Mach 2.5 preheated cross-flow for both stable and unstable combustion, with a relatively low preheating. Self-sustained combustion is investigated for stagnation pressures and temperatures reaching 1.4 MPa and 750 K. In particular, cavity blowout is characterized with respect to cavity aspect ratio (L/D =2.84 - 3.84), injection strategy (floor - ramp), aft ramp angle (90 deg - 22.5 deg) and multi-fuel mixture (CH₄-H₂ or CH₄-C₂H₄ blends). The results show that small hydrogen addition to methane leads to significant increase

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Tran, Thao T. "Acetone planar laser-induced fluorescence and phosphorescence for mixing studies of multiphase flows at high pressure and temperature." Diss., Atlanta, Ga. : Georgia Institute of Technology, 2008. http://hdl.handle.net/1853/24737.

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Abstract:

Thesis (Ph.D.)--Aerospace Engineering, Georgia Institute of Technology, 2008.<br>Committee Chair: Seitzman, Jerry; Committee Member: Jagoda, Jechiel; Committee Member: Lieuwen, Tim; Committee Member: Menon, Suresh; Committee Member: Tan, David.

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Pelletier, Nicolas. "Étude des phénomènes de combustion dans un propulseur hybride : modélisation et analyse expérimentale de la régression des combustibles liquéfiables." Toulouse, ISAE, 2009. http://www.theses.fr/2009ESAE0013.

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Abstract:

La propulsion spatiale hybride est marquée depuis ces dernières années par un véritable renouveau en réponse à une intensification des contraintes opératoires et des besoins en performances. Les avantages propres à cette technologie en font à titre d'exemple un parfait candidat dans le cadre de missions nécessitant une modulation de la poussée ou une série d'extinction-réallumage. Cependant, les combustibles actuels tels que le PBHT sont caractérisés par des vitesses de régression très inférieures à celles atteintes par les propergols solides. Dans ce cadre, une étude a été proposée afin d'éva

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Leclere, Florence. "Développement de moyens de calcul de couches limites turbulentes réactives sur la tuyère d'un avion hypersonique à propulsion aérobie." Toulouse, ENSAE, 1994. http://www.theses.fr/1994ESAE0007.

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Abstract:

L'écoulement de couches limites à la sortie de la chambre de combustion d'un avion hypersonique à propulsion aérobie est étudié pour deux cas de vol correspondant à des nombres deMach de 6 et 12. Le long de la tuyère, l'écoulement est réactif et le mécanisme réactionnel peut comporter plus d'une centaine de réactions et une quinzaine d'espèces chimiques. La notion de troisième corps permet de réduire les temps de calcul, sans omettre pour autant aucune réaction chimique. De plus, on a établi des critères permettant de négliger les réactions qui ont peu d'influence sur les taux de production ch

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Potier, Luc. "Large Eddy Simulation of the combustion and heat transfer in sub-critical rocket engines." Thesis, Toulouse, INPT, 2018. http://www.theses.fr/2018INPT0043/document.

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Abstract:

La combustion cryogénique dans les moteurs de fusée dits à propulsion liquide utilise généralement un couple d'ergols, le plus couramment composé d'hydrogène/oxygène (H2/O2). Privilégiée pour le fort pouvoir calorifique du dihydrogène, cette combustion à haute pression, induit des températures de fonctionnement très élevées et nécessite l'intégration d'un système de refroidissement. La prédiction des flux thermiques aux parois est donc un élément essentiel de la conception d'une chambre de combustion de moteur fusée. Ces flux sont le résultat d'écoulements fortement turbulents, compressibles,

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Chapin, David Michael. "A Study of Deflagration To Detonation Transition In a Pulsed Detonation Engine." Thesis, Georgia Institute of Technology, 2005. http://hdl.handle.net/1853/7526.

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Abstract:

A Pulse Detonation Engine (PDE) is a propulsion device that takes advantage of the pressure rise inherent to the efficient burning of fuel-air mixtures via detonations. Detonation initiation is a critical process that occurs in the cycle of a PDE. A practical method of detonation initiation is Deflagration-to-Detonation Transition (DDT), which describes the transition of a subsonic deflagration, created using low initiation energies, to a supersonic detonation. This thesis presents the effects of obstacle spacing, blockage ratio, DDT section length, and airflow on DDT behavior in hydrogen-a

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Cottenot, Camille. "Développement de catalyseurs Pt/Al2O3 pour la décomposition catalytique du peroxyde d’hydrogène hautement concentré : application à la combustion biergol." Electronic Thesis or Diss., Chasseneuil-du-Poitou, Ecole nationale supérieure de mécanique et d'aérotechnique, 2025. http://www.theses.fr/2025ESMA0006.

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Abstract:

Dans le domaine de la propulsion spatiale, des préoccupations environnementales croissantes sur la nature toxique des ergols conventionnels (carburants et comburants spatiaux), tels que l'hydrazine, ont concentré la recherche sur des ergols stockables plus verts, tels que le peroxyde d'hydrogène. Les solutions aqueuses très concentrées de peroxyde d'hydrogène, allant de 70 % à 99 %, sont communément appelées « High-Test Peroxide » (HTP). L’HTP peut être utilisé en tant qu’oxydant (comburant) dans un propulseur biergol anaérobie tel que ceux équipant dans les étages supérieurs de lanceurs : à l

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Sporschill, Gustave. "Numerical approach of a hybrid rocket engine behaviour : Modelling the liquid oxidizer injection using a Lagrangian solver." Thesis, KTH, Mekanik, 2017. http://urn.kb.se/resolve?urn=urn:nbn:se:kth:diva-217231.

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Abstract:

To access and operate in space, a wide range of propulsion systems has been developed, from high-thrust chemical propulsion to low-thrust electrical propulsion, and new kind of systems are considered, such as solar sails and nuclear propulsion. Recently, interest in hybrid rocket engines has been renewed due to their attractive features (safe, cheap, flexible) and they are now investigated and developed by research laboratories such as ONERA.This master’s thesis work is in line with their development at ONERA and aims at finding a methodology to study numerically the liquid oxidizer injection

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Friemel, Rodolphe. "Étude expérimentale et numérique d'une sonde de prélèvement isocinétique en écoulement diphasique dense : application à la granulométrie des produits de combustion des propulseurs à propergol solide." Toulouse, ENSAE, 2005. http://www.theses.fr/2005ESAE0037.

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Abstract:

Mesurer la granulométrie de la phase condensée (gouttes d'alumine) des produits de combustion des moteurs spatiaux à propergol solide est nécessaire pour résoudre les problèmes d'oscillations de poussée et de dépôts. La technique envisagée pour cette mesure utilise une sonde de prélèvement isocinétique. Pour en comprendre les mécanismes de fonctionnement, nous étudions l'effet de la forte concentration des particules sur l'efficacité d'aspiration d'une sonde. Un banc expérimental produit des rafales brèves d'un mélange dense d'air et de poudre (rapport massique entre 0,1 et 1), échantillonné e

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Nelson, Lauren May. "Rayleigh Flow of Two-Phase Nitrous Oxide as a Hybrid Rocket Nozzle Coolant." DigitalCommons@CalPoly, 2009. https://digitalcommons.calpoly.edu/theses/284.

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Abstract:

The Mechanical Engineering Department at California Polytechnic State University in San Luis Obispo currently maintains a lab-scale hybrid rocket motor for which nitrous oxide is utilized as the oxidizer in the combustion system. Because of its availability, the same two-phase (gas and liquid) nitrous oxide that is used in the combustion system is also routed around the throat of the hybrid rocket’s converging-diverging nozzle as a coolant. While this coolant system has proven effective empirically in previous tests, the physics behind the flow of the two-phase mixture is largely unexplained.

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Lestrade, Jean-Yves. "Modélisation de la régression des combustibles liquéfiables dans un moteur hybride." Thesis, Toulouse, ISAE, 2012. http://www.theses.fr/2012ESAE0039/document.

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Abstract:

Le dimensionnement préliminaire d’un propulseur hybride passe par une phase d’essais à échelle réduite afin de caractériser entre autre la loi de régression du couple oxydant/combustible envisagé pour remplir les besoins de la mission en terme de performances, durée de fonctionnement, etc. Afin de limiter le recours à ces campagnes expérimentales onéreuses et génératrices de délais pour les industriels, il est nécessaire de développer des outils numériques fiables permettant de prévoir rapidement, sous différentes conditions de fonctionnement et géométries de chambre de combustion, la loi de r

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Capatina, Allen A. C. "AXISYMMETRIC BI-PROPELLANT AIR AUGMENTED ROCKET TESTING WITH ANNULAR CAVITY MIXING ENHANCEMENT." DigitalCommons@CalPoly, 2015. https://digitalcommons.calpoly.edu/theses/1493.

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Abstract:

Performance characterization was undertaken for an air augmented rocket mixing duct with annular cavity configurations intended to produce thrust augmentation. Three mixing duct geometries and a fully annular cavity at the exit of the nozzle were tested to enable thrust comparisons. The rocket engine used liquid ethanol and gaseous oxygen, and was instrumented with sensors to output total thrust, mixing duct thrust, combustion chamber pressure, and propellant differential pressures across Venturi flow measurement tubes. The rocket engine was tested to thrust maximum, with three different mixin

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Forquet, Valérian. "Composés polyazotés dérivés d’hydrazines : synthèse, caractérisation et modélisation quantique des performances énergétiques." Thesis, Lyon 1, 2012. http://www.theses.fr/2012LYO10328/document.

Full text

Abstract:

La synthèse de composés énergétiques fortement azotés, à partir des réactifs et des processusissus de la chimie des hydrazines, a permis une nouvelle approche de composés de type HEDM(High Energy Density Materials) pour la propulsion spatiale. En effet, la formation de diazote(N−−−N) à partir d’une liaison N−−N libère de grandes quantités d’énergie, et davantage depuis uneliaison N−N. L’amination de la diméthylhydrazine dissymétrique (UDMH) a conduit à un sel de2,2-diméthyltriazanium, possédant trois atomes d’azote reliés uniquement par des liaisons sigma.L’anion inorganique de départ a ensuit

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Nour, Eddine Ali. "Modélisation et optimisation d’un système de récupération d’énergie à l’échappement des moteurs de navires en utilisant la thermoélectricité (effet Seebeck)." Thesis, Ecole centrale de Nantes, 2017. http://www.theses.fr/2017ECDN0029/document.

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Abstract:

Les gaz contenus dans les lignes d’échappement des moteurs Diesel pour la propulsion maritime peuvent atteindre des températures de l’ordre de 400 – 450 °C à la sortie du turbocompresseur. Une des voies possibles pour récupérer une partie de l’énergie contenue dans les gaz d’échappement est la thermoélectricité (effet Seebeck)avec des matériaux thermoélectriques côté chaud entre200 et 300 °C. Ce niveau de température correspond à des matériaux ayant de bonnes performances de conversion chaleur / électricité. De plus, l’eau de mer présente en abondance est une excellente source froide pour un g

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Mangeot, Alexandre. "Etude expérimentale et développement numérique d'une modélisation des phénomènes physicochimiques dans un propulseur hybride spatial." Phd thesis, Université d'Orléans, 2012. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00835074.

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Abstract:

La propulsion hybride utilise classiquement un comburant liquide (ou gazeux) injecté dans une chambre de combustion qui contient le carburant à l'état solide. La flamme de diffusion, qui apparait à la rencontre des deux flux de matière, est autoentretenue par la pyrolyse du carburant consécutive à l'apport de chaleur produite par la combustion. Afin d'améliorer les performances de ce type de propulsion, il est nécessaire de bien comprendre le couplage physicochimique des phénomènes. Le couple d'ergols polyéthylène/mélange gazeux dioxygène et diazote a été choisi pour cette étude. Les caractéri

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Schild, Ilissa Brooke. "Influence of Spark Energy, Spark Number, and Flow Velocity on Detonation Initiation in a Hydrocarbon-fueled PDE." Thesis, Georgia Institute of Technology, 2005. http://hdl.handle.net/1853/7527.

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Abstract:

Pulsed Detonation Engines (PDEs) have the potential to revolutionize fight by better utilizing the chemical energy content of reactive fuel/air mixtures over conventional combustion processes. Combustion by a super-sonic detonation wave results in a significant increase in pressure in addition to an increase in temperature. In order to harness this pressure increase and achieve a high power density, it is desirable to operate PDEs at high frequency. The process of detonation initiation impacts operating frequency by dictating the length of the chamber and contributing to the overall cycle ti

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Karl, Sebastian. "Numerical Investigation of a Generic Scramjet Configuration." Doctoral thesis, Saechsische Landesbibliothek- Staats- und Universitaetsbibliothek Dresden, 2011. http://nbn-resolving.de/urn:nbn:de:bsz:14-qucosa-68695.

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Abstract:

A Supersonic Combustion Ramjet (scramjet) is, at least in theory, an efficient air-breathing propulsion system for sustained hypersonic flight at Mach numbers above approximately M=5. Important design issues for such hypersonic propulsion systems, are the lack of ground based facilities capable of testing a full-sized engine at cruise flight conditions and the absence of general scaling laws for the extrapolation of wind tunnel data to flight configurations. Therefore, there is a strong need for the development and validation of CFD tools to support the design process of scramjet-powered vehic

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Louis, Neven. "Numerical simulations of thedecomposition of a greenpropellant." Thesis, KTH, Mekanik, 2018. http://urn.kb.se/resolve?urn=urn:nbn:se:kth:diva-250021.

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Abstract:

Concerns about the use of certain chemical species within the aerospace field are growing in recent years. A European regulation, REACh, now makes the use of hydrazine uncertain in – among others- attitude control thrusters. Green monopropellants, which are alternatives for this species already exist, but they all require a catalyst to react. Catalysts constitute the limiting factor for the lifespan of satellites because of the number of thermal cycles they endure. A joint project between ONERA, the French aerospace research center and CNES, the French space agency, was born to develop a high-

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Forquet, Valérian. "Composés polyazotés dérivés d'hydrazines : synthèse, caractérisation et modélisation quantique des performances énergétiques." Phd thesis, Université Claude Bernard - Lyon I, 2012. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00942634.

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Abstract:

La synthèse de composés énergétiques fortement azotés, à partir des réactifs et des processusissus de la chimie des hydrazines, a permis une nouvelle approche de composés de type HEDM(High Energy Density Materials) pour la propulsion spatiale. En effet, la formation de diazote(N−−−N) à partir d'une liaison N−−N libère de grandes quantités d'énergie, et davantage depuis uneliaison N−N. L'amination de la diméthylhydrazine dissymétrique (UDMH) a conduit à un sel de2,2-diméthyltriazanium, possédant trois atomes d'azote reliés uniquement par des liaisons sigma.L'anion inorganique de départ a ensuit

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Gascoin, Nicolas. "Etude multi-physique des phénomènes réactifs dans les technologies propulsives aérospatiales." Habilitation à diriger des recherches, Université d'Orléans, 2012. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00705540.

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Abstract:

Le développement des technologies propulsives requiert la maîtrise de la régulation de poussée et parfois du refroidissement (propulsion hybride et hypersonique). Cet aspect de contrôle ne peut être abordé qu'après avoir développé une compréhension détaillée des phénomènes couplés mis en jeu (thermique, fluidique, cinétique chimique). La priorité est de proposer des moyens qui soient complémentaires entre eux (bancs d'essais, moyens de mesure, outils numériques) afin d'apporter de nouvelles connaissances scientifiques qui soient transposables à l'industrie. L'ensemble du travail mené dans cett

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Poubeau, Adèle. "Simulation des émissions d'un moteur à propergol solide : vers une modélisation multi-échelle de l'impact atmosphérique des lanceurs." Thesis, Toulouse 3, 2015. http://www.theses.fr/2015TOU30039/document.

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Abstract:

Les lanceurs ont un impact sur la composition de l'atmosphere, et en particulier sur l'ozone stratospherique. Parmi tous les types de propulsion, les moteurs à propergol solide ont fait l'objet d'une attention particulière car leurs émissions sont responsables d'un appauvrissement significatif d'ozone dans le panache des lanceurs lors des premières heures suivant le lancement. Ce phénomène est principalement dû à la conversion de l'acide chlorhydrique, un composé chimique présent en grandes quantités dans les émissions de ce type de moteur, en chlore actif qui réagit par la suite avec l'ozone

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Plewacki, Nicholas. "Modeling High Temperature Deposition in Gas Turbines." The Ohio State University, 2020. http://rave.ohiolink.edu/etdc/view?acc_num=osu1587714424017527.

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Girardello, Carlo. "Optical Analysis of Plasma : Flame Emission in Cryogenic Rocket Engines." Thesis, Luleå tekniska universitet, Rymdteknik, 2019. http://urn.kb.se/resolve?urn=urn:nbn:se:ltu:diva-76097.

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Abstract:

This thesis contains the results of optical flame emission measurements of the Vulcain 2.1engine and the plasma emission spectroscopy of the Lumen Project engine. The plume spectroscopyis analyzed, ordered and studied in detail to offer the best possible molecular composition.The main focus relied on the hydroxide radical, blue radiation and other moleculesanalysis of the intensities encountered during the tests. The plasma emission spectroscopy isfocused on the determination of the plasma temperature value in LIBS measurements. Thehydrogen plasma temperature determination of the local thermod

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Simon, Pascal. "Modélisation et simulation des mécanismes de la combustion hybride dans un système propulsif." Poitiers, 1996. http://www.theses.fr/1996POIT2384.

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Abstract:

Le developpement et l'amelioration des performances des systemes de propulsion hybride requierent les connaissances de l'ecoulement aerodynamique et des transferts thermiques qui s'etablissent dans la chambre de combustion. Pour acceder a ces informations, un modele de combustion hybride est developpe et implante dans un code de calcul aerothermique bidimensionnel. La premiere etape consiste a mettre en place un outil de simulation des ecoulements reactifs. L'accent est mis sur la modelisation des phenomenes d'injection parietale et des interactions de la cinetique chimique et de la turbulence

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