Ce travail présente la conception d'une expérience de combustion induite par choc. Ce type de combustion est utilisé pour la propulsion des avions voyageant plus rapidement que Mach 5, qui est le sujet de cet étude, mais survient également, par exemple, dans le lancement de projectile à haute vitesse (accélérateur dynamique). Une configuration conique à deux angles a été utilisée et quatre géométries d'injection ont été considérées: une surface conique, une configuration à double étage avec espacement rectangulaire, une rampe cylindrique et une rampe en forme de double coin. Les conditions du carburant et de l'écoulement libre ont aussi été modifiées. Quatre paramètres ont été étudiés: la hauteur de pénétration du carburant, le rendement de mélange, le contrôle de l'allumage prématuré et l'interaction entre l'onde de choc et la couche limite. Les simulations numériques ont été exécutées avec le code FLUENT®. Les équations Navier-Stokes tridimensionnelles moyennées par Favre ont été résolues en utilisant le modèle de turbulence SST k — u> développé par Menter. L'oxydation de l'hydrogène a été modelée par le mécanisme de réaction Jachimowski, qui inclut 9 espèces et 20 réactions. Une relation a été dérivée afin de prédire la hauteur de pénétration du carburant à la fin de la région de mélange. De l'étude de mélange, la rampe cylindrique a généré le meilleur champ d'écoulement pour accomplir la combustion induite par choc, puisqu'elle a procuré le meilleur rendement de mélange, elle a prévenu l'allumage prématuré et elle a dispersé le carburant loin de la surface. La partie réactive a révélé que la combustion du mélange a pu être initiée par la deuxième onde de choc, et que la zone subsonique dans la région de combustion a réduit la longueur d'induction. / This work presents a design for a shock-induced combustion experiment. This type of combustion occurs in aircraft engines flying faster than Mach 5, which is the topic of this study, but also occurs, for example, in high-speed projectile launching (ram accelerators). A two-angle cone configuration was used and four injector geometries were considered: a conical surface, a dual-stage configuration with rectangular gaps, a cylindrical ramp and a double-wedge ramp. The fuel as well as the freestream conditions were also varied. Four parameters were investigated: the fuel penetration height, the mixing efficiency, the control of premature ignition and the shock wave / boundary layer interaction. The numerical calculations were performed with the FLUENT® code. The three-dimensional Favre-averaged Navier-Stokes equations were solved employing the Menter SST k — u turbulence model. The hydrogen/oxygen combustion was modelled with a 9 species and 20 reactions Jachimowski reaction mechanism. A relation was derived to predict the fuel penetration height at the end of the mixing region. From the mixing study, the cylindrical ramp injector gave the best flowfield for shock-induced combustion since it provided the best mixing efficiency, prevented premature ignition and dispersed the fuel far from the wall. The combustion modelling revealed that combustion can be initiated by the second shock wave, and that the subsonic zone in the combustion region reduced the induction length.