Soutenance mémoire
Généralités sur la propulsion fusée
Rappels historiques
C’est à partir de 1945 que la France s’est investie dans la propulsion solide. Il s’agissait de rattraper un retard technologique vécu pendant la guerre, face à l’Allemagne et aux Etats-Unis, en ce qui concerne l’armement [1]. Du fait de la guerre froide (1945-1990), la course à l’armement s’est accélérée aussi au niveau international. Les Etats-Unis et la Russie ont principalement mené la recherche à propos des propergols solides. L’armement n’était pas la seule raison d’augmenter les connaissances sur les systèmes propulsifs, une autre course se tenait, celle de la conquête de l’espace. En 1957, les soviétiques positionnent le premier satellite en orbite « Spoutnik ». En 1973, l’Europe se lance dans le programme Ariane. Avec le temps, les objectifs deviennent commerciaux et les lanceurs Ariane mettent aujourd’hui en orbite plus de la moitié des satellites commerciaux mondiaux sous la direction commerciale de la société Arianespace. En 1979, le premier tir Ariane 1 est un succès. Il s’ensuit des dizaines d’autres tirs par les lanceurs Ariane 2 à 4. Dès 1999, Ariane 5 permet de lancer des satellites plus volumineux et lourds, le lanceur répond aux besoins du marché. Ce programme démarré en 1987 met en jeu plusieurs parties dont l’ESA (European Space Agency), maître d’ouvrage, et le CNES (Centre National d’Etudes Spatiales), maître d’œuvre. Récemment, ces mêmes organismes ont développé un lanceur léger nommé VEGA [2]. Son premier vol fut réalisé en février 2012. Il permet la mise en orbite basse d’une charge utile (de 0,3 à 2,3 tonnes) et repose principalement sur la propulsion solide.
Propulsion fusée : principes
La propulsion réside dans l’acte de changer le mouvement d’un corps. Les mécanismes de propulsion fournissent une force permettant le déplacement d’objets initialement à l’arrêt, de changer leur vitesse ou encore de surmonter les forces de résistance d’un objet en mouvement. Les fusées ou missiles militaires utilisent des mécanismes de type propulsion à réaction, le terme réaction faisant référence au principe des actions réciproques d’Isaac Newton. Tout corps A exerçant une force sur un corps B subit une force d’intensité égale, de même direction mais de sens opposé, exercée par le corps B. Dans le cas d’une fusée, le moteur produit des quantités de gaz en abondance à grande vitesse dans une direction donnée et exerce une force (l’action). De ce fait, le corps propulseur subit la même force dans le sens opposé (la poussée) et est ainsi propulsé. Les gaz de propulsion permettant la poussée sont généralement obtenus grâce à la réaction chimique entre un fuel et un oxydant.
Il est possible de définir différents types de propulsion selon la source d’énergie utilisée. Trois principales sources entrent en compte : le rayonnement solaire, la réaction nucléaire et la réaction chimique (combustion). Celle qui a le plus d’applications fonctionnelles et utilisées est la propulsion chimique. Des réactions de combustion à haute pression et température permettent d’obtenir, à partir de propergols, une énergie suffisante pour qu’il y ait propulsion. Cette énergie, provenant généralement de la réaction entre un fuel et un oxydant, permet l’échauffement des gaz produits de combustion à hautes températures (2770 à 4400 K). Ces gaz sont ensuite détendus dans un dispositif spécifique (ex : type tuyère ou buse) et sont accélérés. Selon le type de moteur, les propergols peuvent être utilisés sous les trois états physiques : liquide, gaz et/ou solide. Les moteurs à propulsion liquide utilisent des ergols liquides conduits sous pression dans une chambre de combustion. Ainsi, un couple d’ergols, l’un oxydant (ex : dioxygène liquide), l’autre fuel (ex : kérosène), peuvent réagir pour donner l’énergie requise à la propulsion. Certains liquides sont des monergols, c’est-à-dire qu’ils jouent le rôle à la fois de fuel et d’oxydant (ex : eau oxygénée). Ils se décomposent exothermiquement sur un lit catalytique. Le principal avantage de ces propergols liquides est que la réaction est contrôlée et peut être arrêtée à tout moment et reprise ensuite. Les moteurs à propulsion gazeuse utilisent des gaz stockés sous pression. L’inconvénient est que stocker des gaz nécessite l’utilisation de réservoirs trop lourds ou trop volumineux pour des applications spatiales. L’utilisation du moteur à propergol solide est plus courante dans le domaine militaire et aérospatial. Enfin il existe aussi le mode de propulsion « hybride » associant un propergol solide et un propergol liquide.
Application : l’exemple d’Ariane 5
Suite au succès commercial et technique des lanceurs Ariane 1 à 4, l’ESA (Agence Spatiale Européenne) décide de lancer en 1987 le projet Ariane 5 (figure A.2). Le lanceur Ariane 5 a pour mission de placer des charges utiles lourdes (plusieurs tonnes) sur orbite géostationnaire ou sur orbite basse. Son site de lancement est situé, de même que pour les missions précédentes, à Kourou en Guyane. C’est un lanceur dit à trois étages car son architecture est faite d’un étage principal, de deux boosters et d’un étage supérieur. La partie centrale est l’EPC ou étage principal cryogénique, soit un cylindre de 30,525 m de haut contenant principalement deux réservoirs d’oxygène et d’hydrogène liquides (160 tonnes à 20 K) qui alimentent le moteur Vulcain. Le moteur Vulcain est le premier moteur allumé dans le protocole suivi pour le lancement. Cela permet de contrôler son bon fonctionnement. Suite à ce contrôle la première phase de vol est assurée principalement par les deux moteurs latéraux identiques (EAP ou MPS). Les EAP (étages à accélération à poudre) assurent 92% de la poussée au décollage pendant 125 secondes de propulsion, ils sont aussi appelés les MPS (moteurs à propulsion solide). Dès qu’ils sont allumés, la combustion se poursuit jusqu’à épuisement du propergol solide. La combustion terminée, les boosters se séparent du lanceur au dessus de l’atlantique. Ces EAP mesurent 31 m de hauteur, 3 m de diamètre pour une masse à vide de 38 tonnes. Après la séparation des EAP, l’étage principal permet de maintenir la poussée pour la seconde phase de vol et se détache à son tour. Enfin l’étage supérieur, fonctionnant grâce à la propulsion liquide, développe une poussée bien inférieure à celle de l’étage principal ou des MPS mais adaptée aux conditions de vol à cette altitude. Ces poussées sont suffisantes pour assurer la mise en orbite du satellite.
La partie haute d’Ariane 5 contient la coiffe et la case à équipement, cette partie est modulable selon la mission à accomplir .
Le MPS n’est pas qu’un cylindre rempli de propergol solide, il est composé de différents sous–ensembles (Figure A.3). Le premier est bien sûr l’enveloppe métallique en acier. Cette structure est protégée des gaz de combustion par des protections thermiques internes (PTI). L’extrémité basse de cette enveloppe comporte une tuyère permettant de transformer l’énergie des gaz de combustion en énergie cinétique et ainsi créer la force propulsive. L’allumage est contrôlé par un système initiant une charge pyrotechnique. Enfin, la dernière partie est le chargement, 240 tonnes de propergol composite de type Butalane® 68/18 comportant : 68 % de perchlorate d’ammonium (PA), 18% d’aluminium et 14% de liant polymérisé, le polybutadiène hydroxytéléchélique (PBHT).
Le chargement suit une configuration bien définie. nous notons que le moteur à propergol solide est segmenté en 3 parties. En effet, les performances nécessaires au décollage d’Ariane 5 imposent une certaine architecture au propergol contenu dans l’enveloppe. Les boosters contiennent un premier segment (segment avant) S1 contenant 26 tonnes de propergols. La forme intérieure étoilée permet une surface de combustion importante et la plus constante possible au cours du phénomène.
Les segments S2 et S3 contiennent tous les deux 107 tonnes de propergol et ont tous les deux une forme cylindro-conique. La tuyère est mobile, ce qui permet d’orienter les jets de gaz de combustion et ainsi de piloter le lanceur [6].
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Table des matières
Introduction
Préambule
CHAPITRE A
Introduction : Généralités, motivations et approche suivie pour ce travail
I. Propulsion à propergols solides
I.1. Généralités sur la propulsion fusée
I.1.1. Rappels historiques
I.1.2. Propulsion fusée : principes
I.1.3. Application : l’exemple d’Ariane 5
I.2. Combustion des propergols solides
I.3. Combustion des propergols solides aluminisés
I.4. Instabilités de fonctionnement
II. Motivations de l’étude
III. Description de l’étude : une approche multi-échelle
CHAPITRE B
Généralités sur la cinétique hétérogène. Importance des réactions de surface lors de la combustion des particules d’aluminium
I. Cinétique hétérogène
I.1. Notions d’adsorption : physisorption et chimisorption
I.1.1 Généralités sur l’adsorption
I.1.2. Techniques expérimentales de la science des surfaces
I.2. Lois de la chimisorption
I.2.1. Adsorption d’une espèce A
I.2.2. Désorption d’une espèce A
I.2.3. Théorie de l’état de transition
I.3. Réactions élémentaires en surface
I.3.1. L’adsorption
I.3.2. La désorption
I.3.3. Réactions à la surface
I.4. Mécanismes cinétiques hétérogènes en surface métallique
II. Généralités sur la combustion de l’aluminium
II.1. Allumage et combustion
II.2. Mécanismes réactionnels en phase gaz
II.2.1. Cinétique dans l’air
II.2.2. Cinétique en ambiance propergol
II.3. Influences de l’atmosphère de combustion
II.4. Combustion en surface de la goutte d’aluminium
II.4.1. Influence de la taille de la particule
II.4.2. Observations à la surface de la particule d’aluminium
CHAPITRE C
Thermodynamique statistique appliquée à la réactivité sur une surface d’aluminium
I. Méthodes de calcul
I.1. Chimie quantique : Méthodes ab initio
I.2. VASP : Vienna ab initio Simulation Package
II. Validation du code pour l’aluminium
II.1. Validation sur des données en phase gazeuse
II.2. Validation sur des données thermodynamiques de solides
III. Résultats
III.1. Construction du slab
III.2. Détermination des positions des adsorbats
III.2.1. Positions possibles
III.2.2. Positions calculées
III.2.3. Propriétés vibrationnelles calculées
III.2.4. Comparaison avec la littérature
III.3. Calculs des enthalpies de formation et données cinétiques
III.3.1. Méthode Nudged Elastic Band (NEB)
III.3.2. Calcul de barrières d’énergies
III.3.3. Détermination de l’enthalpie standard de formation
CHAPITRE D
Construction et évaluation du mécanisme cinétique de surface. Interactions chimie en phase gazeuse et chimie de surface pendant la période de pré-inflammation
I. Construction du mécanisme
I.1. Hypothèses et limitations
I.2. Données thermodynamiques
I.3. Schéma mécanistique de surface
I.4. Paramètres cinétiques
I.4.1. Coefficient de collage
I.4.2. Estimation des facteurs pré-exponentiels A
I.4.3. Mécanisme de cinétique hétérogène
Conclusion
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