Soutenance de thèse de HILLION Laurine
Titre de thèse
Etude Préliminaire d'un moteur à cycles combinés basé sur un moteur fusée hybride
Preliminary study of a rocket based combined cycle based on a hybrid rocket engine
Résumé de la thèse
Les moteurs Rocket-Based Combined Cycle (RBCC) sont depuis longtemps envisagés comme une solution de rupture pour l'accès à l'espace. Pourtant, les architectures à ergols liquides se sont révélées trop complexes et coûteuses à exploiter, malgré plusieurs décennies de recherche. Cette thèse explore une voie alternative : le Hybrid Rocket-Based Combined Cycle (HRBCC), dans lequel un carburant solide remplace les ergols liquides, aussi bien en mode fusée que dans la chambre airbreathing. Ce choix réduit la performance maximale accessible, mais apporte des avantages décisifs en termes de simplicité, de robustesse et de faisabilité opérationnelle, faisant du HRBCC une étape stratégique vers des cycles combinés plus performants.
L'objectif n'est pas de démontrer la faisabilité complète du HRBCC, mais d'établir les bases d'un cadre de modélisation unifié et modulaire capable de guider sa conception préliminaire et les futures recherches. La méthodologie s'appuie sur des modèles rapides d'ordre réduit et prend le mode scramjet comme socle méthodologique, généralisable ensuite aux modes fusée et statoréacteur. Les contributions principales incluent : le premier modèle unifié du HRBCC en mode scramjet couplant aérodynamique compressible, régression du carburant solide, transferts thermiques et cinétique chimique à vitesse finie ; la mise en place d'une suite de modèles analytiques et réduits ; l'analyse de l'auto-inflammation et de la stabilité de la combustion ; et l'évaluation comparative d'architectures de référence.
En somme, cette thèse constitue la première étude systématique des moteurs HRBCC et propose des fondations méthodologiques et techniques pour l'exploration de concepts propulsifs émergents.
Thesis resume
Rocket-Based Combined Cycle (RBCC) engines have long been considered a breakthrough solution for access to space. However, liquid-propellant architectures have proven too complex and costly to operate, despite several decades of research. This thesis explores an alternative path: the Hybrid Rocket-Based Combined Cycle (HRBCC), in which a solid fuel replaces liquid propellants, both in rocket mode and in the airbreathing chamber. This choice reduces the maximum achievable performance but brings decisive advantages in terms of simplicity, robustness, and operational feasibility, making the HRBCC a strategic step toward more advanced combined cycles.
The objective is not to demonstrate the full feasibility of the HRBCC, but rather to establish the foundations of a unified and modular modeling framework capable of guiding its preliminary design and future research. The methodology relies on fast reduced-order models and takes the scramjet mode as its methodological backbone, which can then be generalized to rocket and ramjet modes.
The main contributions include: the first unified HRBCC model in scramjet mode coupling compressible aerodynamics, solid-fuel regression, heat transfer, and finite-rate chemical kinetics; the development of a suite of analytical and reduced models; the analysis of auto-ignition and combustion stability; and the comparative evaluation of reference architectures.
In summary, this thesis constitutes the first systematic study of HRBCC engines and provides methodological and technical foundations for the exploration of emerging propulsion concepts.