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CNES ONERA and CTI are contributing to the preparation of next reusable launchers LOX/CH4 engines through research activities studying the characterization of cryogenic LOX/CH4 combustion in rocket engine gas generators conditions, at low mixture ratio and with both propellants injected in transcritical / liquid conditions. Several reactive coaxial mono-injector test-cases including flame visualizations have been built at ONERA MASCOTTE test bench, all characterized by measured hot gas temperatures lower than theoretical chemical equilibrium temperature. Numerical simulations are ongoing to study possible causes for temperature deficit, using a reduced kinetic scheme adapted to low mixture ratio methane combustion.

International audience; Cet article présente les résultats d'une étude expérimentale d'un jet supersonique avec flamme de post-combustion, menée sur le banc MASCOTTE de l'ONERA. La distance d'apparition de la flamme de post-combustion (par auto-allumage) depuis le plan de sortie de la tuyère, et l'épaississement de la couche de mélange réactive ont été mises en évidence par imagerie de fluorescence induite par laser sur le radical OH (PLIF-OH). L'aérodynamique de la couche de mélange a été caractérisée par vélocimétrie par image de particules (PIV). L'ensemble des données de PLIF-OH et PIV ont été obtenues sur deux campagnes d'essais successives. L'emploi de ces deux techniques laser à haute cadence (~4 kHz) dans un jet supersonique avec post-combustion constitue, à la connaissance des auteurs, une première mondiale. Sur l'ensemble des essais menés en conditions réactives, des visualisations de l'émission de OH excité ont été synchronisées avec chacune de ces deux techniques laser, afin de tracer la zone de réaction et de disposer d'une référence de comparaison sur l'ensemble des essais. Si elle permet de mettre en évidence l'intermittence de la flamme, l'observation de séquences d'images instantanées successives obtenues par PLIF-OH montre qu'une cadence d'acquisition de 4 kHz reste insuffisante pour le suivi temporel des fines structures turbulentes dans un tel jet supersonique réactif. En revanche, à une cadence d'acquisition proche, le suivi temporel est possible sur des structures déduites des champs de vitesse obtenus par PIV dans la couche de mélange lorsque l'échelle spatiale de ces structures est suffisamment grande. Les mesures obtenues par PLIF-OH sont en accord avec les visualisations en champ large de l'émission de OH excité réalisées de manière synchrone avec l'imagerie LIF, lors de chaque essai.Les résultats obtenus dans cette étude ont permis de constituer une base de données de mesures de référence sur une flamme de post-combustion de propulseur. Cette base permettra de valider la simulation LES réactive mise en oeuvre pour simuler cette flamme. Les premiers résultats de simulation LES présentés dans cet article utilisent des modèles volontairement simples dans un premier temps, notamment en ce qui concerne la combustion turbulente. Les comparaisons entre ces simulations et les résultats expérimentaux montrent une amélioration par rapport aux simulations RANS, à la fois sur les niveaux de vitesse et sur la longueur de la flamme. Des perfectionnements des méthodes utilisées pour le calcul LES sont envisagés, comme le raffinement du maillage et la mise en place d'un modèle de combustion plus complexe.

International audience; Even though the technology of cryogenic rocket engines is well mastered today, and has been applied successfully in many launchers all over the world, research activities on the various elementary or coupled processes involved in these complex systems are still relevant and useful for future developments, cost reduction, and knowledge improvement.The Mascotte test facility was designed and built with this in mind twenty years ago.Since then, numerous configurations have been tested, enabling almost all of the phenomenainvolved in the operation of a rocket engine to be investigated, in a research lab environment, but nevertheless under representative conditions.Research items addressed on the Mascotte test rig include: injector concepts ; liquid oxygen jet atomization and combustion, new propellant combinations (methane instead of hydrogen), ignition, heat transfer at the chamber walls, high frequency instabilities, flow-separation in an over-expanded nozzle, plume and infrared signature.; La technologie des moteurs-fusées cryotechniques est certes bien maîtrisée de nos jours et elle a été appliquée avec succès sur de nombreux lanceurs à travers le monde. Il n'en demeure pas moins que les activités de recherche sur les processus élémentaires qui interviennent dans ces systèmes complexes restent pertinentes et utiles aux futurs développements, la compétition internationale obligeant les industriels à accroître sans cesse les performances et la fiabilité tout en cherchant à minimiser les coûts.Le banc Mascotte a été conçu et construit il y a une vingtaine d'années en vue de ces objectifs. Depuis, de nombreuses configurations ont été expérimentées et, grâce à la flexibilité de l'installation, presque tous les aspects du fonctionnement d'un moteur-fusée peuvent être étudiés, ceci en restant dans un environnement de laboratoire de recherches tout en opérant dans des conditions réalistes du point de vue des températures, pressions et rapports de mélange.Les thèmes de recherche abordés sur le banc Mascotte comprennent les concepts d'injecteurs, l'atomisation et la combustion des jets d'oxygène liquide, les ergols, en particulier l'utilisation du méthane au lieu de l'hydrogène, l'allumage, les transferts thermiques aux parois, les instabilités de combustion, les décollements de jets dans les tuyères sur-détendues et la signature infrarouge des jets de post-combustion.

International audience; Even if it has been extensively studied in the last decades, atomization remains a key point in the understanding and modeling of cryogenic rocket engines combustion chambers because the physical processes in the chamber are highly dependent on the characteristics of the spray produced by the injector. The parameters describing the spray, like the expansion angle, the penetration depth, the droplet size distribution, are usually given as input data in the numerical simulation codes of such engines. To overcome this difficulty, ONERA is developing in the CEDRE code [8] a fully eulerian coupling strategy between "separated" and "dispersed" two-phase flows solvers. To reach this crucial challenge, diffuse interface models are used for primary atomization while kinetic models are used to compute the combustion of the spray. The aim is to compute the spray produced by a coaxial injector directly from the upstream global parameters (injection pressures, mass flow rates ...) instead of imposing its characteristics as an input of the simulation. In parallel to this numerical work, an experimental investigation was started on the Mascotte cryogenic test facility [9], in order to improve existing measurements, with the objective to provide relevant experimental data to validate the model. Experiments were run at 1 MPa in a single element combustion chamber. The injector was fed with liquid oxygen (LOX) atomized by a co-flow of gas at room temperature. Both cold flow and hot fire tests were achieved. The hydrogen used in the combustion tests was replaced by helium for the cold flow experiment. Similarity between cold and hot conditions was obtained by keeping constant the geometry, the chamber pressure, the LOX mass flow rate and the momentum flux ratio in the injector exit plane. The spray was investigated with a high speed camera in a backlighting optical configuration.

International audience; Les processus physiques intervenant lors de la combustion d'ergols liquides dans les moteurs-fusées sont très dépendants des caractéristiques du spray produit au niveau de l'injection dans la chambre de combustion. L'atomisation est un processus dominant qui pilote le comportement d'une telle flamme cryogénique, en particulier lorsque les ergols sont injectés au moyen d'un injecteur coaxial dans des conditions sous critiques. L'étude de la granulométrie d'un tel spray à l'aide de méthodes lasers peut se révéler difficile du fait de la non sphéricité des particules et des forts gradients thermiques dans la flamme cryogénique. La granulométrie par imagerie haute cadence peut se révéler dans ces conditions comme une alternative aux diagnostics laser car elle est moins sensible aux problématiques de gradients d'indice optique et de non sphéricité des particules. Cette technique permet aussi, lorsque la cadence d'enregistrement est suffisamment élevée, un suivi des particules et ainsi obtenir la vitesse de la phase dispersée, qui est difficile à ensemencer. Des mesures de diamètres moyens dans la zone d'atomisation sont comparées entre un granulomètre phase Doppler [2] et le granulomètre par imagerie proposé. Des corrélations taille/vitesse obtenues par imagerie permettent de mettre en évidence des effets de la flamme sur la granulométrie. …………………………….

Progress in propulsion physics. - Volume 4 / Edited by Luigi T. DeLuca,... Christophe Bonnal,... Oskar Haidn,... Sergey M. Frolov 4th European Conference for Aerospace Sciences, Saint Petersburg, Russia, 4 Jul 2011 - 8 Jul 2011 Progress in propulsion physics. - Volume 4 / Edited by Luigi T. DeLuca,... Christophe Bonnal,... Oskar Haidn,... Sergey M. Frolov; [Les Ulis] : EDP Sciences, Progress in Propulsion Physics, 4, 503-524 (2012). doi:10.1051/eucass/201304503, Published by EDP Sciences, [Les Ulis]

International audience

ONERA and CNES are collaborating to prepare the next engine generation for reusable launchers that will use liquid oxygen (LOX) and methane (CH4) as propellants. The present experimental study was carried out on the MASCOTTE test bench located at ONERA, Palaiseau center. The main goal was to characterize the LOX jet, under reacting conditions, with simultaneous droplet-size measurements and high-speed chemiluminescence and shadowgraphy visualizations for two propellant couples: LOX/CH4 and LOX/H2, under similar operating conditions. High-speed visualizations were used to assign the locations of drop-size measurements obtained in the cryogenic jet flames, to explain the results and to analyse the peculiarities of combustions with both propellants.