La tuyère et l’environnement de propulsion hybride

 La tuyère et l’environnement de propulsion hybride 

Un propulseur hybride est un moteur-fusée qui utilise, dans sa configuration standard, un comburant liquide et un combustible solide [2]. Les comburants typiques sont l’oxygène liquide (LOX), le peroxyde d’hydrogène (H2O2), le protoxyde d’azote (N2O), des substances avec une haute électronégativité ou un haut numéro d’oxydation [3] ; les combustibles utilisés sont des polymères à base de carbone avec de nombreux groupes carboxyles et hydroxyles, avec pour rôle de transférer l’hydrogène du réducteur à l’oxydant. Des exemples de ces polymères sont le polyéthylène (PE), le polybutadiène (PB), les paraffines [2]. Le choix de la combinaison oxydant-combustible et du rapport de mélange est très important, puisqu’ils sont à l’origine des caractéristiques du moteur, mais aussi de la composition des gaz de combustion, qui seront en contact direct avec les parois de la tuyère. Le propulseur hybride présente de nombreux avantages par rapport aux autres types de fusées : par rapport aux propulseurs solides, il présente la possibilité de re-allumage, de modulation de la poussée avec une impulsion spécifique plus élevée ; par rapport aux moteurs liquides, il présente l’avantage d’une simplicité plus grande et de coûts plus limités, liés à la présence d’un seul système d’alimentation et d’un seul réservoir. Les inconvénients les plus importants proviennent du changement du rapport de mélange pendant le fonctionnement, de la complexité des géométries du combustible solide, entrainant un résidu de combustion, des fluctuations de pression à basse fréquence, et d’une balistique interne très complexe [2]. Un autre inconvénient important de ce type de moteurs est la faible vitesse de régression du grain de combustible, qui engendre une poussé inférieure aux deux autres types de moteurs. Plusieurs travaux sont en cours pour étudier des géométries alternatives de grain de combustible et limiter ce problème.

La balistique intérieure des moteurs hybrides 

La balistique intérieure concerne les phénomènes qui se produisent dans une fusée avant l’éjection des gaz propulsifs à travers la tuyère ; en d’autres termes elle concerne la combustion du propergol dans la chambre de combustion. Il s’agit d’une partie très importante dans l’étude de toutes les fusées, vu que toute la conception et le développement du moteur se basent sur elle. La balistique intérieure permet de calculer des paramètres fondamentaux pour un propulseur hybride : la vitesse de régression du combustible et la pression en chambre de combustion qui vont être considérées en détail ici.

Une tuyère ne peut pas être en condition d’adaptation pendant toute la durée de fonctionnement, parce que la pression atmosphérique change avec l’altitude. C’est pour cela qu’elle fonctionne en régime de sur-détention (pa > pe) ou de sous-détention (pa < pe). Dans le premier cas, quand la pa dépasse de 2.5-3 fois la pe (Critère de Sommerfield-Oates [2]), le phénomène de décollement a lieu : l’écoulement du gaz ne respecte plus le profil de veine de la tuyère, avec recirculation des gaz, instabilités et déviation de l’écoulement.

Un phénomène très fréquent dans les tuyères pour les moteurs spatiaux est l’augmentation du diamètre au col, engendrée par l’ablation du matériau à haute température et sous un écoulement à haute vitesse. Cet aspect est critique dans le fonctionnement des tuyères, parce que leurs performances sont affectées négativement par l’augmentation du rapport des aires (Ae/At) et la variation du coefficient de poussée CF. La stabilité géométrique du col de la tuyère est donc fondamentale pour optimiser le fonctionnement du moteur, et fera l’objet d’une partie de ce travail de thèse.

Les sollicitations aérothermiques dans la tuyère 

Le moteur hybride utilisé pour les tests à l’ONERA s’appelle HERA. Il s’agit d’un système à base de N2O liquide et d’un bloc de polyéthylène. Dans le premier test réalisé en septembre 2013 sur la tuyère du projet PERSEUS (HERA 15), la pression en chambre était de 4.6 bar. Le moteur a fonctionné pendant 20 secondes. À partir de la valeur de pression et des propergols utilisés, le logiciel RPA (Rocket Propulsion Analysis), disponible en ligne [5], permet de calculer les performances du moteur. En particulier, la température en chambre de combustion calculée pour un rapport de mélange optimal est de 2780 K. Ces aspects seront discutés plus en détail dans le cinquième chapitre de cette thèse.

Les échanges thermiques par convection et rayonnement dépendent directement de la différence entre la température des gaz et la température de surface intérieure de la tuyère. L’interaction entre ces flux thermiques et le matériau engendre des transformations de phase (fusion, évaporation, sublimation) ou bien de réactions de surface (oxydation, pyrolyse) : cela entraine une consommation de masse, définie avec le terme ablation.

L’ablation est l’ensemble des phénomènes liés au processus d’échange de masse par convection, en présence de changements de phase [11]. En général, l’ablation peut avoir lieu seulement s’il y a écoulement des gaz à haute énergie. Ces gaz amènent le matériau à fondre, s’évaporer, se sublimer, et donc ils l’entraîne dans l’écoulement gazeux. Il s’agit d’un phénomène qui conduit à une consommation de masse à travers des réactions physiques, mais aussi chimiques comme la pyrolyse, l’oxydation, la dépolymérisation, la corrosion, selon le type de matériau [11].

Les matériaux ablatifs ont pour but de disperser la chaleur à travers toutes ces réactions physico-chimiques et de protéger les matériaux structuraux de la fusée ou de la µ capsule de rentrée dans l’atmosphère. Les matériaux les plus utilisés sont des composites organiques ou inorganiques pour haute température, renforcés avec des fibres à haute résistance comme les verres de silice, les aramides (kevlar) ou bien les fibres de carbone, imprégnées avec des matériaux plastiques organiques ou des résines phénoliques ou époxydiques [4] : ces matériaux vont former une épaisseur de char, ou carbone poreux, qui peut résister jusqu’à des températures de l’ordre de 3500 K [4]. Il y a par contre une possibilité d’oxydation de cette épaisseur par certaines espèces oxydantes, avec une consommation à basse vitesse de régression. Il faut bien garder la géométrie pendant ce processus : cet aspect est critique pour ce qui concerne la section transversale au col de la tuyère, parce qu’une variation de la géométrie change aussi les performances de la fusée .

La problématique dans cette étude est liée à la température très élevée de l’écoulement gazeux, mais surtout à l’environnement de propulsion hybride, qui est beaucoup plus oxydant que dans le cas des propulsions solide et liquide : les espèces les plus oxydantes comme l’eau H2O, le dioxyde de carbone CO2 et l’oxygène moléculaire O2, sont quasiment absentes dans les produits de combustion d’une fusée solide et sont très présentes dans les moteurs hybrides.

Les bétons réfractaires 

Pendant l’année scolaire 2009-2010, un groupe d’étudiants des Mines d’Albi a testé pour le projet PERSEUS deux types de bétons réfractaires pour la réalisation de la tuyère : l’un à base d’agrégats de carbure de silicium et l’autre à base d’alumine.

Ils ont étudié le comportement de deux plaques carrées d’épaisseur 1.15 cm et d’environ 100 cm2 de surface, réalisées avec les deux bétons. Celles-ci ont été exposées pendant trois minutes à une flamme oxyacétylénique orientée à 30° par rapport à la normale à la surface de l’éprouvette. La température appliquée à la surface était proche de 3200°C. Les résultats ont montré que le béton base alumine fondait en surface et au niveau de la flamme, alors que le béton base SiC montrait une oxydation en surface, sans effets macroscopiques importants [13]. A partir de ces résultats, le choix du béton le plus conducteur à base de SiC a été fait pour réaliser des tuyères.

Table des matières

Introduction générale
Chapitre 1. – Etude bibliographique
1.1. La tuyère et l’environnement de propulsion hybride
1.1.1. La balistique intérieure des moteurs hybrides
1.1.2. La tuyère et son fonctionnement
1.1.3. Les sollicitations aérothermiques dans la tuyère
1.2. Les bétons réfractaires
1.2.1. Généralités sur les bétons réfractaires
1.2.2. L’évolution microstructurale des ciments alumineux réfractaires
1.2.3. Le comportement thermomécanique
1.2.4. Synthèse du comportement thermomécanique des bétons réfractaires
1.3. Stabilité thermodynamique et à l’ablation des bétons réfractaires à base de carbure de silicium et modélisation de l’ablation
1.3.1. Les matériaux ablatifs pour cols de tuyères
1.3.2. Stabilité à haute température des bétons réfractaires
1.3.3. Modélisation de l’ablation
1.3.4. Le carbure de silicium
1.4. Conclusion
Chapitre 2. – Matériaux et méthodes
2.1. Introduction
2.2. Le microbéton réfractaire
2.2.1. Généralités, mise en œuvre et microstructure
2.2.2. Propriétés physiques du microbéton
2.3. Caractérisation thermomécanique
2.3.1. Essais de flexion
2.3.2. Mesure du module d’Young par méthode vibratoire
2.4. Caractérisation à très haute température
2.4.1. Four solaire à concentration
2.4.2. Moteur HERA
2.4.3. Caractérisation de la surface oxydée
2.5. Conclusion
Chapitre 3. – Étude du comportement thermomécanique
3.1. Introduction
3.2. Mesures de module d’Young
3.3. Étude du comportement thermomécanique en flexion monotone
3.3.1. Essais à 20°C
3.3.2. Essais à haute température et comparaison avec les résultats à 20°C
3.3.3. Synthèse des résultats des essais monotones
3.4. Étude expérimentale et modélisation du comportement en fluage
3.4.1. Objectifs et hypothèses de l’étude
3.4.2. Définition du problème
3.4.3. Résultats des essais préliminaires de fluage anisotherme
3.4.4. Résultats des essais de fluage isotherme et identification des paramètres de la loi de Norton
3.5. Conclusion
Chapitre 4. – Étude expérimentale et modélisation de la cinétique d’oxydation sous flux solaire
4.1. Introduction.
4.2. Essais d’oxydation sur un microbéton et sur un carbure de silicium 6H SiC-α fritté
4.2.1. Résultats des tests d’oxydation en fonction du temps d’exposition sur le microbéton et sur un carbure de silicium 6H SiC-α fritté
4.2.2. Analyse de la fumée produite lors des essais sur microbéton
4.2.3. Analyse des échantillons de SiC-α fritté
4.3. Mise en œuvre d’une méthode inverse pour la détermination de la température de surface des échantillons
4.3.1. Mesures de température de surface par pyrométrie à pointage laser sur les échantillons de microbéton
4.3.2. Définition du modèle et équations de bilan thermique
4.3.3. Mesures de température avec thermocouples et recalage du flux d’éclairement Modèle thermique sous COMSOL®
4.4. Cinétique d’oxydation du microbéton
Analyse des résultats avec calcul thermodynamique GEMINI®
4.4.2. Évolution de la microstructure du microbéton en fonction de la température de surface
4.4.3. Description phénoménologique du comportement à l’oxydation
4.5. Conclusion
Conclusion générale

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