Étude numérique et expérimentale d’une chambre de combustion à détonation rotative à injection partiellement prémélangée - TEL - Thèses en ligne
Thèse Année : 2024

Numerical and Experimental Study of a Rotating Detonation Chamber with a Partially Premixed Injection

Étude numérique et expérimentale d’une chambre de combustion à détonation rotative à injection partiellement prémélangée

Pierre Hellard
  • Fonction : Auteur
  • PersonId : 1485428
  • IdRef : 258045930

Résumé

Since the 1950s, propulsion concepts using oblique, pulsed, or rotating detonation have been studied continuously. In the last two decades, studies have focused mainly on the rotating detonation engine(RDE). The most widely studied chamber geometry is an annular channel between two coaxial cylinders into which fresh gases are continuously injected and consumed by one or more rotating detonations. The use of detonation for combustion in air-breathing and rocket engines could lead to efficiency gains while reducing the weight and size of the engine compared to conventional systems. The reason is the high detonation velocity, which induces a pressure gain in the chamber and shortens the thickness of the reactive gas layer.The supersonic velocity of detonation fronts requires an extremely short time for propellant mixing,typically between 10 and 100 μs. Separate propellant injection and its periodic perturbations, induced by the detonation passage, lead to inhomogeneities in the fresh mixture, reducing the detonation velocity, and thus, to some extent, the engine thrust performance. Conversely, fully premixed propellants injection is dangerous because of the risk of flashback in the injector, which can damage the engine, and also promotes parasitic deflagration at the contact surface with the hot gases. An optimized injector is therefore an essential element for the operability and reliability of an RDE. In this study, an injector that partially premixes the propellants before injecting them into the combustion chamber was designed using simulations with the CEDRE code (ONERA, DMPE) for CH4/O2and H2/O2 mixtures. It was then tested experimentally on the RDE GAP (CNRS, Pprime Institute) test facility. Another injector that does not premix the propellants was also tested for comparison. Several combustion modes and their possible evolution during the test, and the transient ignition phase were studied with back-end and side-view chemiluminescence imaging at high frequency (180 to 230 kHz) and short exposure time (100 to 400 ns), and with high-frequency pressure measurements in the chamber (1Mhz).The injector with partial premixing allowed for the first time to obtain detonation fronts with velocities of at least 90% of the theoretical value DCJ with an annular RDE and CH4/O2 mixtures for several mass flow rates and equivalence ratios. The injector without premixing resulted in velocities of about60% of DCJ. Chemiluminescence imaging highlighted detonation propagation near the injection surface,confirming sufficient premixing at the injector outlet. Several regimes and detonation front velocities were observed depending on the chamber geometry, reminding that chamber internal aerodynamics also plays an important role for stable operation, all other things being equal.For the CH4/O2 mixture, 3D simulations of the annular RDE quantitatively reproduced the structure and velocity of the experimentally observed combustion and shock waves. They confirmed the good mixing quality and the small fraction consumed by parasitic deflagrations, explaining the high experimental detonation velocities.This study demonstrates that the numerical methodology employed is now capable of assisting in the design of injection systems required to achieve high RDE performance while complying with industrial safety and manufacturing constraints.
Depuis les années 1950, des concepts de propulseurs à détonation oblique, pulsée ou rotative ont été étudiés continuellement. Depuis une vingtaine d'années, le moteur à détonation rotative (RDE pour Rotating Detonation Engine) concentre la majorité des recherches. La géométrie de chambre la plus examinée est l’espace annulaire entre deux cylindres coaxiaux dans lequel les gaz réactifs sont injectés continûment et brûlés par une ou plusieurs détonations en rotation permanente. L’utilisation de la détonation comme mode de combustion dans des propulseurs laisse espérer une amélioration significative de leurs performances, tout en réduisant l’encombrement et la masse du moteur par rapport aux systèmes conventionnels. La raison est la vitesse supersonique du front de détonation, ce qui produit un gain de pression dans la chambre et limite fortement l'épaisseur de la couche de mélange réactif. Ces vitesses très élevées exigent des temps de mélange des ergols extrêmement courts, typiquement entre 10 et 100 µs. L'injection séparée des ergols et ses perturbations périodiques liées aux passages des détonations produisent des non-uniformités du mélange frais diminuant la vitesse de détonation et donc, dans une certaine mesure, les performances propulsives. Inversement, le prémélange complet des ergols induit un risque de remontée de la combustion qui endommagerait l’injecteur et favoriserait la déflagration parasite au contact avec des gaz chauds. Un système d'injection optimisé constitue donc un élément essentiel d'un propulseur à détonation rotative, tant pour son bon fonctionnement que pour sa fiabilité. Dans cette étude, un injecteur produisant un prémélange partiel des ergols avant leur injection dans la chambre de combustion a été conçu à l'aide de simulations numériques avec le code CEDRE (ONERA, DMPE) pour les mélanges CH4/O2 et H2/O2. Il a ensuite été testé sur le banc RDE GAP (CNRS, Institut Pprime), ainsi qu'un autre injecteur sans prémélange partiel, d'un type habituellement utilisé sur les RDEs, à fin de comparaison. Divers régimes de détonation, leurs éventuelles variations au cours de l'essai et les phases transitoires d'allumage ont été caractérisés à l'aide de visualisations frontale et latérale de la chimiluminescence à hautes fréquences et courts temps de pose, et de mesures de pression rapides à la paroi extérieure de la chambre. L’injecteur avec prémélange partiel a permis d’obtenir pour la première fois, en chambre annulaire, des détonations se propageant à une vitesse au moins égale à 90% de la valeur théorique DCJ avec le couple CH4/O2 à plusieurs débits et richesses. L’injecteur sans prémélange partiel n’a conduit qu’à des vitesses de l’ordre de 60% de DCJ. Les visualisations ont permis de caractériser les structures latérale et azimutale du front réactif. En particulier, elles mettent en évidence la propagation de la détonation au voisinage proche de la paroi d’injection, ce qui confirme un prémélange de qualité suffisante dès la sortie de l’injecteur. Plusieurs régimes et vitesses de fronts de détonation ont été observés selon les géométries de chambre testées, ce qui rappelle que l’aérodynamique interne de la chambre joue aussi un rôle important dans la stabilité de fonctionnement, toutes choses égales par ailleurs. Pour le couple CH4/O2, les simulations LES 3D du RDE annulaire reproduisent quantitativement les résultats expérimentaux sur la structure et la vitesse des systèmes d’ondes de combustion et de chocs. Elles confirment la bonne qualité du mélange et la faible fraction qui en est consommée par les déflagrations parasites, expliquant de fait l'obtention de hautes vitesses expérimentales de détonation. Cette étude démontre que la méthodologie d'anticipation numérique suivie est désormais en capacité de servir à la conception des systèmes d’injection nécessaires pour obtenir de bonnes performances de RDE, tout en respectant les contraintes industrielles de sécurité et de fabrication.
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Origine Version validée par le jury (STAR)

Dates et versions

tel-04870405 , version 1 (07-01-2025)

Identifiants

  • HAL Id : tel-04870405 , version 1

Citer

Pierre Hellard. Étude numérique et expérimentale d’une chambre de combustion à détonation rotative à injection partiellement prémélangée. Autre. ISAE-ENSMA Ecole Nationale Supérieure de Mécanique et d'Aérotechique - Poitiers, 2024. Français. ⟨NNT : 2024ESMA0022⟩. ⟨tel-04870405⟩
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