Academic literature on the topic 'Moteur-fusée à ergols liquides'

Cette thèse a pour objectif de démontrer l'intérêt des outils de diagnostic "intelligents" pour application sur les moteurs de fusée. En Europe beaucoup d'efforts ont été faits pour développer quelques techniques innovantes comme les réseaux neuronaux, les méthodes de suivi de raie vibratoire, ou l'identification paramétrique mais peu de résultats sont disponibles quant à la comparaison des performances de différents algorithmes. Un deuxième objectif de la thèse a été celui d'améliorer le système de diagnostic du banc d'essai Mascotte (ONERA/CNES). Il s'agit d'un banc de démonstration pour les moteurs de fusée de type cryogénique représentatif des conditions d'utilisation d'un vrai moteur. Les étapes de la thèse ont été en premier lieu de choisir et d'évaluer des méthodes de diagnostic à base de modèles, en particulier l'identification paramétrique et le filtre de Kalman, et de les appliquer pour le diagnostic d'un système critique du banc Mascotte: le circuit de refroidissement. Après une première validation des nouveaux algorithmes sur des données d'essais disponibles, un benchmark fonctionnel a été mis en place pour pouvoir comparer les performances des algorithmes sur différents types de cas de panne simulés. La dernière étape consiste à intégrer les algorithmes sur les ordinateurs du banc de contrôle de Mascotte pour pouvoir effectuer une évaluation applicative des performances et de leur intégrabilité à l'environnement informatique déjà en place. Un exemple simple de boucle de régulation intégrant l’information du diagnostic est aussi étudié pour analyser l’importance de telles méthodes dans le contexte plus large d’une régulation « intelligente » du banc
The main objective of this work is to demonstrate and analyze the potential benefits of advanced real time algorithms for rocket engines monitoring and diagnosis. In the last two decades in Europe many research efforts have been devoted to the development of specific diagnostic technics such as neural networks, vibration analysis or parameter identification but few results are available concerning algorithms comparison and diagnosis performances analysis.Another major objective of this work has been the improvement of the monitoring system of the Mascotte test bench (ONERA/CNES). This is a cryogenic test facility based in ONERA Palaiseau used to perform analysis of cryogenic combustion and nozzle expansion behavior representative of real rocket engine operations.The first step of the work was the selection of a critical system of the bench, the water cooling circuit, and then the analysis of the possible model based technics for diagnostic such as parameter identification and Kalman filters.Three new algorithms were developed, after a preliminary validation based on real test data, they were thoroughly analyzed via a functional benchmark with representative failure cases.The last part of the work consisted in the integration of the diagnosis algorithms on the bench computer environment in order to prepare a set-up for a future real time application.A simple closed loop architecture based on the new diagnostic tools has been studied in order to assess the potential of the new methods for future application in the context of intelligent bench control strategies

Cette recherche se focalise sur les problèmes d’instabilités de combustion hautes fréquences dans les moteurs fusées. Ces instabilités sont connues pour avoir des effets néfastes et peuvent, dans certains cas, causer la destruction du système propulsif. Pour éviter l’apparition de ces instabilités, il est important de connaître les mécanismes qui entretiennent ces phénomènes dynamiques et de comprendre le couplage complexe entre l’injection, la combustion et la résonnance acoustique du système. Ce travail comprend trois parties.La première partie traite de la simulation numérique de jets non-réactifs et réactifs soumis à différentes conditions de modulation afin de comprendre les interactions entre les jets, les flammes et leur environnement. Les calculs numériques de jets ronds non-réactifs ainsi que des flammes plus complexes formées par des injecteurs coaxiaux dans des conditions transcritiques ont été effectuées avec des simulations aux grandes échelles (SGE), adaptées aux conditions gaz réels à l’aide du solveur AVBP-RG. Les jets ronds ont été soumis à des fluctuations de vitesse transverse. Il a été trouvé que pour toutes les amplitudes et fréquences de modulation, le jet est déformé et oscille dans la direction transverse. Ce comportement peut être représenté par un modèle. Les flammes coaxiales ont été soumises à une modulation de débit et de pression. La modulation induit des variations du dégagement de chaleur global. Un modèle mathématique reliant les paramètres modulés au dégagement de chaleur est proposé.La seconde partie contient les travaux expérimentaux. Dans ce cadre, un nouveau banc expérimental a été développé pour l’étude de cavités couplées pressurisées (NPCC). Le couplage entre le plénum (ou dôme) et la chambre a été étudié. Un modèle reliant les fluctuations de pression et de vitesse en sortie des injecteurs a été développé et comparés aux données d’essais. Le banc NPCC a aussi été utilisé pour acquérir plus de connaissances sur le niveau d’amortissement. Les coefficients d’amortissement ont été déterminés.La dernière partie de ce document traite du développement d’un modèle ordre réduit qui représente des mécanismes qui entretiennent et amortissent les instabilités de combustion hautes fréquences. Cette description dynamique a été incorporée dans un code de stabilité haute fréquence (STAHF). Ce code a été utilisé pour étudier un moteur à ergols liquides d’une puissance de 87 MW (le banc BKD du DLR en Allemagne) qui présente des instabilités hautes fréquences. Après le recalage de certains paramètres de contrôle, STAHF a été capable de retrouver des résultats obtenus d’essais au DLR
This research concerns some of the issues raised by high frequency combustion instabilities in rocket engines. These instabilities are known to have detrimental effects leading, in some cases, to the destruction of the propulsion system. To avoid the appearance of such instabilities it is important to gain an understanding of the processes driving such dynamical phenomena. One has to consider the complex coupling between injection, combustion and the acoustic resonances of the system. The present work contributes to this objective by developing three items.The first deals with numerical simulations of non-reactive and reactive jets submitted to different modulation conditions to understand the interaction between jets, flames and their environment. Numerical simulations of non-reactive round jets as well as more complex flames formed by coaxial injectors operating under transcritical conditions were carried out using large eddy simulation (LES) adapted to real gas situations by making use of the AVBP-RG flow solver. Round jets were submitted to transverse velocity fluctuations. It has been found that for all amplitudes and frequencies of modulation, the modulated jet is deformed and oscillates. This behavior can be represented by a model. The coaxial flames were submitted to mass flow rate and pressure modulation. For these cases it has been found that the modulation induces variations of the global heat release rate. A mathematical relationship between the modulated parameters and the heat release rate has been proposed.The second item includes experimental investigations. For this purpose a New Pressurized Coupled Cavities (NPCC) laboratory test rig has been developed. The possible coupling between the plenum and the thrust chamber was studied. A model, linking pressure and velocity fluctuations between the plenum and the thrust chamber, has been developed. The laboratory test rig was also used to gather some knowledge on the levels of damping and the damping coefficients could be determined.The last item of this document deals with the development of a reduced order dynamical model which includes some of the driving and damping mechanisms of high frequency combustion instabilities. This dynamical description was implemented in a high frequency stability code (STAHF). This code was used to examine a 87 MW liquid rocket engine (BKD operated at DLR, Germany) exhibiting high frequency oscillations. After the adjustment of some control parameters, STAHF was able to retrieve some the features observed in experiments carried out at DLR

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 fonctionnement, la simulation numérique doit pouvoir restituer les mécanismes d'interaction entre les perturbations acoustiques et le processus d'atomisation de la phase liquide, car ils peuvent influencer la stabilité de la combustion. Dans cette optique, cette étude consiste 1) à mettre en place une méthodologie de simulation numérique de jet diphasique atomisé sous excitation acoustique, 2) à valider la restitution de l'ensemble des mécanismes de réponse du jet aux ondes acoustiques, et 3) à s'appuyer sur les résultats des simulations pour progresser vers une meilleure compréhension des phénomènes physiques mis en jeu. La stratégie de simulation utilisée est basée sur le couplage entre une méthode à interface diffuse à 4 équations pour simuler le gaz et les plus grosses structures liquides de l'écoulement, et une approche statistique Eulérienne pour modéliser le spray de gouttes. Dans ces travaux, la simulation numérique d'un jet diphasique atomisé soumis à une excitation acoustique de haute amplitude montre une bonne restitution de l'aplatissement du cœur liquide et de son influence sur le processus d'atomisation du jet. Notamment, le cœur liquide est raccourci et le spray s'élargit dans la direction orthogonale à l'axe de propagation acoustique. Un couplage important d'ores et déjà observé expérimentalement entre le système d'injection et la cavité acoustique ainsi que son influence sur le processus d'atomisation de la phase liquide sont également reproduits. Enfin, une modélisation simplifiée de l'écoulement destinée à compléter les résultats des simulations révèle une déviation progressive du cœur liquide, et donc des gouttes issues de son atomisation, par la force de radiation acoustique. Ces travaux ouvrent ainsi la voie à des simulations réactives capables de reproduire fidèlement le comportement de flammes diphasiques sous perturbation acoustique en vue d'en étudier l'impact sur la stabilité de la combustion
The occurrence of high-frequency combustion instabilities in liquid-propellant rocket engines can be detrimental to propulsion systems. Consequently, space actors need to strengthen their understanding of the mechanisms that cause these instabilities. To this end, numerical simulation has become more and more attractive over time. Under subcritical operating conditions, the oxidizer inside the combustion chamber is in a liquid state. In such a case, numerical simulation must be able to reproduce every interaction mechanism between acoustics and the atomization of the liquid phase, because it may influence the combustion stability. In this perspective, this study consists in 1) setting up a methodology for the numerical simulation of an atomized two-phase jet under acoustic modulation, 2) validating the restitution of all the response mechanisms of the jet to acoustics, and 3) using the results of the simulations to progress in the understanding of the involved physical phenomena. The simulation strategy that is used is based on the coupling between a 4-equation diffuse interface method to simulate the gas and the largest liquid structures of the flow, and an Eulerian statistical approach to model the spray. In this work, the numerical simulation of an atomized two-phase jet subjected to a high amplitude acoustic modulation shows a good restitution of the flattening of the liquid core and its influence on the atomization process of the jet. In particular, the liquid core is shortened and the spray widens in one particular direction. The coupling between the injection system and the acoustic cavity and its influence on the atomization process of the liquid are also reproduced. Finally, a simplified modeling of the flow used to complement the simulation results reveals a progressive deviation of the liquid core, and therefore of the drops resulting from its atomization, by the acoustic radiation force. Thus, this work opens the way to reactive simulations capable of faithfully reproducing two-phase flames under acoustic disturbances in order to study their impact on combustion stability

Au cours des dernières décennies, les instabilités de combustion ont constitué un important défi pour de nombreux projets industriels, en particulier dans la conception de moteurs-fusées à ergols liquide et de turbines à gaz. L'atténuation de leurs effets nécessite une solide compréhension scientifique de l'interaction complexe entre la dynamique de flamme et les ondes acoustiques qu'elles impliquent. Au cours de cette thèse, plusieurs directions ont été explorées pour fournir une meilleure compréhension de la dynamique des flammes dans les moteurs-fusées cryogéniques, ainsi que des méthodes numériques plus efficaces et robustes pour la prédiction des instabilités thermoacoustiques dans les chambres de combustion à géométries complexes. La première facette de ce travail a consisté en la résolution de modes thermoacoustiques dans les chambres de combustion complexes comportant à injecteurs multiples, une tâche qui nécessite souvent des simplifications pour être abordable en termes de coût de calcul. Ces hypothèses physiques nécessaires ont conduit à la popularité croissante des modèles bas-ordre acoustiques, parmi lesquels ceux utilisant l'expansion de Galerkin ont démontré une efficacité prometteuse tout en conservant une précision satisfaisante. Ceux-ci sont cependant limités à des géométries simples qui n'intègrent pas les caractéristiques complexes des systèmes industriels. Une grande partie de ce travail a donc consisté tout d'abord à identifier clairement les limitations mathématiques de l'expansion classique de Galerkin, puis à concevoir un nouveau type d'expansion modale, appelé expansion sur frame, qui ne souffre pas des mêmes restrictions. En particulier, l'expansion sur frame est capable de représenter avec précision le champ de vitesse acoustique près des parois de la chambre de combustion autres que des murs rigides, une capacité cruciale qui manque à la méthode Galerkin. Dans ce travail, le concept d'expansion modale de surface a également été introduit pour modéliser des frontières topologiquement complexes, comme les plaques multi-perforées rencontrées dans les turbines à gaz. Ces nouvelles méthodes numériques ont été combinées avec le formalisme state-space pour construire des réseaux acoustiques de systèmes complexes. Le modèle obtenu a été implémenté dans le code STORM (State-space Thermoacoustic low-ORder Model), qui permet la modélisation bas-ordre des instabilités thermoacoustiques dans des géométries arbitrairement complexes. Le deuxième ingrédient de la prédiction des instabilités thermoacoustiques est la modélisation de la dynamique de flamme. Ce travail a traité de ce point, dans le cas spécifique d'une flamme-jet cryogénique caractéristique d'un moteur-fusée à ergols liquides. Les phénomènes contrôlant la dynamique de flamme ont été identifiés grâce à des Simulations aux Grandes Échelles (SGE) du banc d'essai expérimental Mascotte, où les deux réactifs (CH4 et O2) sont injectés dans des conditions transcritiques. Une première simulation donne un aperçu détaillé de la dynamique intrinsèque de la flamme. Plusieurs SGE avec modulation harmonique de l'injection de carburant, à différentes fréquences et amplitudes, ont été effectués afin d'évaluer la réponse de la flamme aux oscillations acoustiques et de calculer une Fonction de Transfert de Flamme (FTF). La réponse non-linéaire de la flamme, notamment les interactions entre les oscillations intrinsèques et forcées, a également été étudiée. Enfin, la stabilisation de cette flamme dans la région proche de l'injecteur, qui est d'une importance primordiale sur la dynamique globale de la flamme, a été étudiée grâce à une simulation directe multi-physique, où un problème couplé de transfert de chaleur est résolu au niveau de la lèvre de l'injecteur
Over the last decades, combustion instabilities have been a major concern for a number of industrial projects, especially in the design of Liquid Rocket Engines (LREs) and gas turbines. Mitigating their effects requires a solid scientific understanding of the intricate interplay between flame dynamics and acoustic waves that they involve. During this PhD work, several directions were explored to provide a better comprehension of flame dynamics in cryogenic rocket engines, as well as more efficient and robust numerical methods for the prediction of thermoacoustic instabilities in complex combustors. The first facet of this work consisted in the resolution of unstable thermoacoustic modes in complex multi-injectors combustors, a task that often requires a number of simplifications to be computationally affordable. These necessary physics-based assumptions led to the growing popularity of acoustic Low-Order Models (LOMs), among which Galerkin expansion LOMs have displayed a promising efficiency while retaining a satisfactory accuracy. Those are however limited to simple geometries that do not incorporate the complex features of industrial systems. A major part of this work therefore consisted first in clearly identifying the mathematical limitations of the classical Galerkin expansion, and then in designing a novel type of modal expansion, named a frame expansion, that does not suffer from the same restrictions. In particular, the frame expansion is able to accurately represent the acoustic velocity field, near non-rigid-wall boundaries of the combustor, a crucial ability that the Galerkin method lacks. In this work, the concept of surface modal expansion is also introduced to model topologically complex boundaries, such as multi-perforated liners encountered in gas turbines. These novel numerical methods were combined with the state-space formalism to build acoustic networks of complex systems. The resulting LOM framework was implemented in the code STORM (State-space Thermoacoustic low-ORder Model), which enables the low-order modeling of thermoacoustic instabilities in arbitrarily complex geometries. The second ingredient in the prediction of thermoacoustic instabilities is the flame dynamics modeling. This work dealt with this problem, in the specific case of a cryogenic coaxial jet-flame characteristic of a LRE. Flame dynamics driving phenomena were identified thanks to three-dimensional Large Eddy Simulations (LES) of the Mascotte experimental test rig where both reactants (CH4 and O2) are injected in transcritical conditions. A first simulation provides a detailed insight into the flame intrinsic dynamics. Several LES with harmonic modulation of the fuel inflow at various frequencies and amplitudes were performed in order to evaluate the flame response to acoustic oscillations and compute a Flame Transfer Function (FTF). The flame nonlinear response, including interactions between intrinsic and forced oscillations, were also investigated. Finally, the stabilization of this flame in the near-injector region, which is of primary importance on the overall flame dynamics, was investigated thanks to muulti-physics two-dimensional Direct Numerical Simulations (DNS), where a conjugate heat transfer problem is resolved at the injector lip

La tendance actuelle vers un accès plus abordable à l'espace se traduit par des lanceurs et moteurs réutilisables. Du point de vue du contrôle, ces moteurs fusée à propergol liquide (MFPL) réutilisables impliquent des spécifications de robustesse plus exigeantes que ceux à usage unique, principalement en raison de leurs capacités de redémarrage multiple et de modulation de poussée. Classiquement, le système de contrôle gère les opérations des MFPL autour d'un ensemble fini de points prédéfinis. Cette approche réduit leur domaine de modulation à un intervalle restreint dans lequel ils sont conçus pour être sûrs. De plus, les phases transitoires, qui ont un impact important sur la vie du moteur, ne sont pas exécutées de manière robuste. L’objectif de ce travail est donc de développer une boucle de régulation adaptée à l’ensemble des phases d'opération (transitoire et régime permanent) et robuste aux variations paramétriques internes. Plusieurs blocs ont été développés pour constituer la boucle de régulation : simulation de moteur, génération de référence et contrôleurs. Des simulateurs représentatifs des moteurs à cycle générateur de gaz ont tout d'abord été construits. La modélisation purement thermodynamique du cycle a ensuite été adaptée au contrôle, afin d'obtenir des modèles non-linéaires sous forme d'état. Dans ces modèles, l'influence des entrées de commande continues (ouvertures des vannes) et des entrées discrètes (activation des allumeurs et démarreur) est considérée dans un cadre hybride simplifié. La sous-phase continue du transitoire de démarrage est contrôlée en boucle fermée pour suivre des trajectoires de référence pré-calculées. Outre le démarrage, les scénarios de modulation présentent également un algorithme pour le suivi des états finaux. Une méthode de contrôle à base de modèles, la commande prédictive, a été appliquée de manière linéarisée avec des considérations de robustesse à tous ces scénarios, dans lesquels des contraintes dures doivent être respectées. Le suivi des points de fonctionnement en pression (poussée) et du rapport de mélange dans l'enveloppe de conception est atteint en simulation tout en respectant les contraintes. La robustesse aux variations des paramètres, qui sont identifiés comme prédominants par des analyses, est également démontrée. Ce travail ouvre la voie à la validation expérimentale par des simulations hardware-in-the-loop ou des tests sur banc d'essai
The current trend towards a more affordable access to space is materialising in reusable launchers and engines. From the control perspective, these reusable liquid-propellant rocket engines (LPRE) imply more demanding robustness requirements than expendable ones, mainly due to their multi-restart and thrust-modulation capabilities. Classically, the control system handles LPRE operation at a finite set of predefined points. That approach reduces their throttability domain to a narrow interval in which they are designed to be safe. Moreover, transient phases, which have a great impact on engine life, are not robustly operated. Hence, the goal of this work is to develop a control loop which is adapted to the whole set of operating phases, transient and steady-state, and which is robust to internal parametric variations. Several blocks have been developed to constitute the control loop: engine simulation, reference generation and controllers. First, simulators representative of the gas-generator-cycle engines were built. The purely thermo-fluid-dynamic modelling of the cycle was subsequently adapted to control, obtaining nonlinear state-space models. In these models, the influence of continuous control inputs (valve openings) and of discrete ones (igniters and starter activations) is considered within a simplified hybrid approach. The continuous sub-phase of the start-up transient is feedback controlled to track pre-computed reference trajectories. Beyond the start-up, throttling scenarios also present an end-state-tracking algorithm. A model-based control method, Model Predictive Control, has been applied in a linearised manner with robustness considerations to all these scenarios, in which a set of hard constraints must be respected. Tracking of pressure (thrust) and mixture-ratio operating points within the design envelope is achieved in simulation while respecting constraints. Robustness to variations in the parameters, which are checked to be predominant according to analyses, is also demonstrated. This framework paves the way to experimental validation via hardware-in-the-loop simulations or in test benches