des lanceurs spatiaux crée un climat de tension économique. Ces tensions poussent à l’utilisation de technologies plus complexes qui auront pour but de conserver la fiabilité de ces lanceurs tout en améliorant leurs performances. Fort de ses 59 lancements consécutifs réussis, l’Europe mise aujourd’hui sur le moteur Vinci pour améliorer la capacité de ses lanceurs Ariane 5 et 6. Cette technologie étant la pièce centrale des lanceurs de demain, une campagne d’études approfondies est en cours afin d’assurer les capacités annoncées. Dans ce contexte de recherche et de développe- ment industriel, l’objectif général de cette thèse a été d’améliorer la compréhension du transitoire d’allumage d’une chambre de combustion cryotechnique H2/LOx par l’utilisation de la simula-
tion aux grandes échelles. Pour faire face à une problématique multi-échelle, une stratégie d’étude en deux parties a été menée afin d’investiguer les aspects microscopiques et macroscopiques liés à la combustion lors de la phase d’allumage.
La première partie de ces travaux s’est concentrée sur la modélisation de la combustion turbu- lente. Après avoir écrit les équations réactives de la LES dans le Chap. 3, une première étude a été menée sur le choix d’une cinétique chimique adaptée (Chap. 4). L’objectif principal de cette étude a été de trouver et de valider les caractéristiques d’une cinétique chimique réduite, permettant d’envisager un calcul 3D réactif lourd sur 264 processeurs. Avoir avoir comparé les mécanismes réactionnels H2-GL7, H2-12s et H2-3s, la cinétique à trois étapes H2-3s de Boivin, obtenue par l’Approximation des Etats Quasi-Stationnaires, a été retenue. Initialement développées pour des cas H2/Air, les cinétiques H2-3S et H2-12s ont été validées pour des configurations H2/O2.
Une fois le modèle cinétique défini, le Chap. 5 s’est intéressé à la définition d’un modèle de com- bustion turbulente. L’intérêt de cette étude a été de trouver une méthode adaptée au traitement des régimes non-prémélangés, tout en restant proche et "compatible" avec le modèle TFLES déjà uti- lisé pour les régimes prémélangés. L’étude des propriétés des flammes de diffusion a permis de développer une méthode en deux temps :
– Dans un premier temps, le modèle dit d’épaississement a présenté deux étapes à la manière du modèle TFLES. Un première étape vise à compenser l’étirement non-résolu par le calcul LES en comparant les étirements résolus en LES et en DNS. La deuxième étape quant à elle vise à compenser le plissement non résolu par le maillage LES.
– Dans un deuxième temps, un modèle de ralentissement de flamme a justifié le ralentissement d’une cinétique chimique très rapide dans certaines conditions, afin que le pas de temps chimique ne soit pas une contrainte.
Grâce à une méthode de validation a posteriori, une configuration de couche de mélange a permis d’obtenir de bons résultats avec cette méthodologie. Une étude 3D plus avancée permettant une évaluation a priori des différentes hypothèses et formulations pourra être envisagée pour la suite. Les problèmes de cinétique chimique et de combustion turbulente étant réglés, la question du senseur permettant de détecter les différents régimes de combustion se pose. Le Chap. 6 s’est attardé sur la validité de l’utilisation de l’indice de Takeno pour distinguer les régimes prémélangés et non-prémélangés dans une configuration de flammes étirées.
Cette première partie a permis de définir les bases à l’échelle microscopique d’un calcul complexe. De plus, une approche simple de type "TFLES" a pu être mise au point pour traiter les flammes non-prémélangées en combustion turbulente. Cette méthodologie pourra être complétée par une étude par filtrage spatial afin d’estimer une fonction adaptée qui décrit localement le plissement et l’étirement de sous-maille.
La deuxième partie de ces travaux a été consacrée à l’étude de l’allumage dans une confi- guration représentative d’un moteur fusée cryotechnique. Cette partie étant basée sur un calcul 3D réactif lourd, plusieurs études 2D ont été menées au préalable afin de valider les choix de géométrie, de séquence et de point de fonctionnement. Une fois les choix retenus, le Chap. 7 a présenté une vue globale du calcul réactif final. Cette étude a présenté l’évolution des quantités globales du calcul afin de mettre en avant les instants caractéristiques de la séquence pour pouvoir les étudier sous deux angles.
Le Chapitre suivant (Chap. 8) a détaillé les différents régimes de combustion qui apparaissent au cours du calcul. Cette étude a permis de mieux décrire la structure de l’écoulement dans les différentes configurations d’injection retenues pour la séquence, afin de mieux comprendre la localisation et la forme des différentes zones réactives.
Pour finir, le Chap. 9 a étudié l’aspect dynamique du calcul afin de comprendre les causes générant la propagation de flamme. De cette manière, il est possible d’expliquer le lien qui relie chacun des régimes étudiés au chapitre précédent.
Cette deuxième partie a permis d’établir un premier calcul LES complexe d’allumage en confi- guration moteur cryotechnique. Bien que l’échelle de temps ne soit pas réaliste, un tel calcul n’a encore jamais été réalisé et procure une idée intéressante des phénomènes apparaissant dans une chambre de combustion. Les moyens de calculs et le code AVBP étant en constante évolution, il est aujourd’hui envisageable de représenter une chambre plus grande avec un maillage plus homogène pour chaque injecteur.
La poursuite des travaux présentés dans ce manuscrit a déjà commencé. Une configuration 3D est en cours d’étude par Shumkivan [Shumkivan, 2017] afin de valider des fonctions de sous-maille de plissement et d’épaississement, et seront aussi repris dans les travaux de Poubeau [Poubeau, 2014]. De plus, la phénoménologie de l’allumage est maintenant utilisée pour de nouveaux calculs d’allumage de type moteur fusée (SNECMA).