More electric aircraft systems, high power avionics, and a reduction in heat sink capacity have placed a larger emphasis on correctly satisfying aircraft thermal management requirements during conceptual design. Thermal management systems must be capable of dealing with these rising heat loads, while simultaneously meeting mission performance. Since all subsystem power and cooling requirements are ultimately traced back to the engine, the growing interactions between the propulsion and thermal management systems are becoming more significant. As a result, it is necessary to consider their integrated performance during the conceptual design of the aircraft gas turbine engine cycle to ensure that thermal requirements are met. This can be accomplished by using thermodynamic modeling and simulation to investigate the subsystem interactions while conducting the necessary design trades to establish the engine cycle. As the foundation for this research, a parsimonious, transparent thermodynamic model of propulsion and thermal management systems performance was created with a focus on capturing the physics that have the largest impact on propulsion design choices. A key aspect of this approach is the incorporation of physics-based formulations involving the concurrent usage of the first and second laws of thermodynamics to achieve a clearer view of the component-level losses. This is facilitated by the direct prediction of the exergy destruction distribution throughout the integrated system and the resulting quantification of available work losses over the time history of the mission. The characterization of the thermodynamic irreversibility distribution helps give the designer an absolute and consistent view of the tradeoffs associated with the design of the system. Consequently, this leads directly to the question of the optimal allocation of irreversibility across each of the components. An irreversibility allocation approach based on the economic concept of resource allocation is demonstrated for a canonical propulsion and thermal management systems architecture. By posing the problem in economic terms, exergy destruction is treated as a true common currency to barter for improved efficiency, cost, and performance. This then enables the propulsion systems designer to better fulfill system-level requirements and to create a system more robust to future requirements.

This dissertation investigates the development of a methodology suitable for the evaluation of advanced propulsion concepts. At early stages of development, both the future performance of these concepts and their requirements are highly uncertain, making it difficult to forecast their future value. A systematic methodology to identify potential advanced propulsion concepts and assess their robustness is necessary to reduce the risk of developing advanced propulsion concepts. Existing advanced design methodologies have evaluated the robustness of technologies or concepts to variations in requirements, but they are not suitable to evaluate a large number of dissimilar concepts. Variations in requirements have been shown to impact the development of advanced propulsion concepts, and any method designed to evaluate these concepts must incorporate the possible variations of the requirements into the assessment. In order to do so, a methodology had to do two things. First, it had to systemically identify a probabilistic distribution for the future requirements. Such a distribution would allow decision-makers to quantify the uncertainty introduced by variations in requirements. Second, the methodology must assess the robustness of the propulsion concepts as a function of that distribution. These enabling elements have been synthesized into new methodology, the Evolving Requirements Technology Assessment (ERTA) method. The ERTA method was used to evaluate and compare advanced propulsion systems as possible power systems for a hurricane tracking, High Altitude, Long Endurance (HALE) unmanned aerial vehicle (UAV). The problem served as a good demonstration of the ERTA methodology because conventional propulsion systems will not be sufficient to power the UAV, but the requirements for such a vehicle are still uncertain.

Flame-holding in a recessed cavity is investigated experimentally in a Mach 2.5 preheated cross-flow for both stable and unstable combustion, with a relatively low preheating. Self-sustained combustion is investigated for stagnation pressures and temperatures reaching 1.4 MPa and 750 K. In particular, cavity blowout is characterized with respect to cavity aspect ratio (L/D =2.84 - 3.84), injection strategy (floor - ramp), aft ramp angle (90 deg - 22.5 deg) and multi-fuel mixture (CH₄-H₂ or CH₄-C₂H₄ blends). The results show that small hydrogen addition to methane leads to significant increase in flame stability, whereas ethylene addition has a more gradual effect. Since the multi-fuels used here are composed of a slow and a fast chemistry fuel, the resulting blowout region has a slow (methane dominant) and a fast (hydrogen or ethylene dominant) branch. Regardless of the fuel composition, the pressure at blowout is close to the non-reacting pressure imposed by the cross-flow, suggesting that combustion becomes potentially unsustainable in the cavity at the sub-atmospheric pressures encountered in these supersonic studies. The effect of preheating is also investigated and results show that the stability domain broadens with increasing stagnation temperature. However, smaller cavities appear less sensitive to the cross-flow preheating, and stable combustion is achieved over a smaller range of fuel flow rate, which may be the result of limited residence and mixing time. The blowout data point obtained at lower fuel flow rate fairly matches the empirical model developed by Rasmussen et al. for floor injection phi = 0.0028 Da^-.8, where phi is the equivalence ratio and Da the Damkohler number. An alternate model is proposed here that takes into account the ignition to scale the blowout data. Since the mass of air entrained into the cavity cannot be accurately estimated and the cavity temperature is only approximated from the wall temperature, the proposed scaling has some uncertainty. Nevertheless the new phi-Da scaling is shown to preserve the subtleties of the blowout trends as seen in the current experimental data.

At low Reynolds number flows, the effect of inertia becomes negligible and the fluid motion is dominated by the effect of viscous forces. Understanding of the behaviour of low Reynolds number flows underpins the prediction of the motion of microorganisms and particle sedimentation as well as the development of micro-robots that could potentially swim inside the human body to perform targeted drug/cell delivery and non-invasive microsurgery. The work in this thesis focuses on developing an understanding in the mathematical analysis of objects moving at low Reynolds numbers. A boundary element implementation of the Method of regularized Stokeslets (MRS) is applied to analyse the low Reynolds number flow field around an object of simple shape (sphere and cube). It also showed that the results obtained by a boundary element implementation for an unbounded cube, where singularities are presented in the corners of the cube, agrees with more complex solutions methods such as a GBEM and FEM.A methodology for analysing the effect of walls by locating collocation points on the surface of the walls and the object is presented. First at all, this methodology is validated with a boundary element implementation of the method of images for a sphere at different locations. Then, the method is extended when more than one wall is presented. This methodology is applied to predict the velocity filed of a cube moving in a tow tank at low Reynolds numbers for two different cases with a supporting rod similar to an experimental set-up, and without the supporting rod as in the CFD simulations based on the FVM. The results indicate a good match between CFD and the MRS, and an excellent approximation between the MRS and experimental data from PIV measurements. The drag, thrust and torque generated by helices moving at low Reynolds numbers in an unbounded medium is analysed by the resistive force theory, a slender body theory, and a boundary element method of the MRS. The results show that the resistive force theory predict accurately the drag, thrust and torque of moving helices when the resistive force coefficients are calculated from a slender body theory approximation by calculating independently the resistive force coefficients for translation and rotation, because it is observed that the resistive force coefficients depend also of the nature of motion. Moreover, the thrust generated by helices of different pitch angles is analysed calculated by a CFD numerical simulation based on the FVM and a boundary element implementation, an compared with experimental data. The results also show an excellent prediction between the boundary element implementation, the CFD results and the experimental data. Finally, a boundary element implementation of the MRS is applied to predict swimming of a biomimetic swimmer that mimics the motion of E.coli bacteria in an unbounded medium. The results are compared with the propulsive velocity and induced angular velocity measurement by recording the motion of the biomimetic swimmer in a square tank. It is observed that special care needs to be taken when the biomimetic swimmer is modelled inside the tank, as there is an apparent increment in the calculate thrust propulsion which does not represent a real situation of the biometic swimmer which propels by a power supply. However, this increment does not represent the condition of the biomimetic swimmer and a suggested methodology based on the solution from an unbounded case and when the swimmer is moving inside the tank is presented. In addition, the prediction of the free-swimming velocity for the biomimetic swimmer agrees with the results obtained by the MRS when the resistive force coefficients are calculated from a SBT implementation. The results obtained in this work have showed that a boundary element implementation of the MRS produces results comparable with more complex numerical implementations such as GBEM, FEM, FVM, and also an excellent agreement with results obtained from experimentation. Therefore, it is a suitable and easy to apply methodology to analyse the motion of swimmers at low Reynolds numbers, such as the biomimetic swimmer modelled in this work.

Dans l'objectif de maîtriser le démarrage des moteurs fusées en vol balistique, il est proposé de caractériser le transitoire de remplissage des cavités d'injection des organes de combustion. L'étude s'effectue principalement sur la cavité tampon, appelée dôme. Le comburant est maintenu sous pression en amont d'une vanne dont l'ouverture contrôle son passage vers une chambre tampon qui est liée à la chambre de combustion à travers un réseau d'injecteurs. Afin d'empêcher la remontée du carburant vers la chambre tampon, un gaz balaye la chambre de l'entrée vers les injecteurs. Cette étude expérimentale consiste à décrire la structure spatio-temporelle de l'écoulement diphasique dans la cavité tampon suite à l'ouverture de la vanne en présence de l'écoulement du gaz de balayage. Il s'agit de suivre l'évolution de l'écoulement sur des temps courts (quelques centaine ms) par un ensemble de mesures (débits, pressions, distribution spatiale des phases, suivi de l'interface) sans ou avec transfert thermique aux parois de la cavité. Des fluides de substitutions sont utilisés. Pour la partie expérimentale sans transfert thermique, de l'eau et de l'air sont utilisés à la place du comburant et du gaz inerte et pour la partie non isotherme du "x" (fluorocarbone) et un gaz "y" ont été choisis. Dans le premier cas, les expériences isothermes ont mis en évidence le comportement typique des grandeurs comme la pression dans la cavité et le débit de liquide entrant ainsi que la distribution des phases en sortie d'injection, tandis qu'une analyse des résultats a montré l'importance des différentes échelles de temps qui interviennent pendant le remplissage: temps d'ouverture de la vanne, temps de recouvrement des injecteurs par le liquide et les temps de remplissage et de vidange de la cavité tampon. Dans le deuxième cas, les parois sont chauffées au-dessus de la valeur d'ébullition du liquide, pour la gamme de pression envisagée dans le dôme. Le but est de quantifier les effets d'un possible changement de phase aux parois et d'évaluer leur importance sur l'écoulement. De plus, les conséquences dues à l'échauffement du gaz de balayage constituent une partie significative du programme expérimental. Le gaz est chauffé indépendamment des parois. Un modèle théorique traitant des différents régimes d'écoulements pendant le transitoire de remplissage permet de reproduire le comportement des pressions, débit liquide et fraction volumique de gaz dans la cavité. L'ensemble de ces mesures permettent de comprendre le transitoire de remplissage de la cavité d'injection dôme et l'analyse théorique qui accompagne ces expériences doit permettre l'extrapolation des résultats obtenus en laboratoire aux conditions réelles (fluides cryogéniques sous microgravité). Elle doit aussi fournir les conditions aux limites requises pour les approches numériques développées par ailleurs ainsi que les bases de données permettant de tester ces simulations. / In order to control the ignition of rocket motors during ballistic flight, the transient flow of comburant into a reservoir or buffer cavity (dôme) and then through a grid of injectors must be carefully characterised. The liquid oxygen is held under pressure upstream of a valve which opens into the dome. The valve opening is a control parameter. To avoid any possible flow of carburant from combustion chamber back into reservoir, the latter is swept with an inert gas, thus ensuring that the pressure in the reservoir remains higher than in the combustion chamber. This experimental study has the aim of characterising the spatio-temporal structure of two-phase flow into the dome following opening of principal liquid valve. Filling the dome and forcing the liquid through the injectors has an overall time scale of some hundred milliseconds. High resolution measurements of liquid and gas flow rates, pressure, phase distribution, interface velocity and temperatures are recorded for different values of the key parameters as well as visualisations. For the experimental program with heat transfer, the comburant was replaced with "x". Much work was carried out on the effects of heat transfer from either the gas or the walls or both to the liquid entering the dome once these were above the liquid boiling point. Previous studies in the LEGI using water and air, and without heat transfer brought to light the important variations in dome pressure and liquid flow rate during the transient, while analysis of results indicated the importance of a number of time scales : value opening time, time for the liquid to cover the injectors, time to fill the dome, time to empty it. For the heat transfer experiments, the walls are heated for the pressure range chosen. The sweep gas is heated too. The aim of these experiments is to seek evidence of a phase-change at the walls or during interaction with the gas and to evaluate its importance. To carry out these experiments, specific instrumentation was used. The whole of these mesures enable us to understand the transient filling of the injection cavity. Thus, theoretical analysis have to allow extrapolations of results obteined in laboratory to real cases (cryogenic liquid under microgravity). Then, we have to give a data base to developp and validate numerical simulation.

Suite à la stratégie d’électrification poursuivie dans le domaine des véhicules terrestres, l’industrie aéronautique s’oriente également vers l’introduction de la propulsion électrique. L’hybridation est le premier pas vers un aéronef plus électrique. L’objectif principal de cette thèse est de développer un outil informatique permettant de pré-dimensionner des machines électriques conventionnelles de différentes typologies susceptibles d’être utilisées dans le cadre du projet d’hybridation et de modéliser les comportements magnétique et thermique de ces machines.Après une étude bibliographique sur le pré-dimensionnement et la modélisation électromagnétique et thermique des machines électriques conventionnelles, des modèles (semi-)analytiques basés sur les méthodes des circuits équivalents magnétique et thermique ont été établis. La validation des modèles proposés a été menée en comparant les résultats obtenus avec des données issues de la littérature, des résultats issus de simulations numériques par éléments finis ou à des mesures expérimentales réalisées sur des machines prototypes. Une attention toute particulière a été portée au couplage des analyses magnétique et thermique. Des études de sensibilité ont permis de déterminée les limites d’utilisation de l’outil développé. / Inspired by the strategy of electrification pioneered in the automobile industry, the aeronautics sector tends as well towards the implement of the electrical propulsion. The hybridisation is the first step in the direction of a completely electrical aircraft. The main goal of this thesis is to develop a computer-based tool permitting to pre-design and model electromagnetic and thermal behaviour of the conventional electrical machines of different typologies suitable for use in the scope of hybridisation project.Basing on a general state of art on the pre-design and electromagnetic and thermal models of the conventional electrical machines, the (semi-)analytical models reposed on magnetic and thermal equivalent circuit methods have been developed. The proposed models have been validated by comparing the obtained results with the results from the literature, the results of numerical analysis or with the results of experimental tests carried out on different machine-prototypes. Special attention has been paid to the coupling of magnetic and thermal analysis. Different sensibility studies permitted to define the application limits of the developed tool.

L’objectif de cette thèse est d’étudier l’initiation directe et la propagation d’une détonation dans un milieu cryogénique diphasique GH2-LOx dans le cadre général des moteurs à onde de détonation pour la propulsion spatiale. Un rappel des bases théoriques sur les processus d’atomisation d’un jet liquide, puis sur la détonation en phase gazeuse, et enfin sur la détonation dans un mélange diphasique, constituent le premier chapitre de la thèse. Le deuxième chapitre présente les dispositifs expérimentaux et les techniques utilisés pour mener à bien les expériences de caractérisation du jet diphasique et d’étude de la détonation. Le troisième chapitre est consacré à l’étude dans un tube en quartz de la granulométrie d’un jet diphasique GHe-LOx non réactif. Une cartographie est ainsi réalisée sur l’ensemble du tube, pour différents débits d’injection. Ces résultats sont corroborés par une étude théorique sur une goutte isolée et par une étude numérique sur le comportement du jet en champ proche de l’injecteur. Le quatrième chapitre présente les résultats de l’étude de la détonation dans un tube en acier d’un mélange réactif GH2-LOx. La détonation est étudiée en fonction de divers paramètres : énergie d’initiation stockée, emplacement du dispositif d’initiation par étincelle, richesse globale du mélange. La célérité et la pression de détonation, ainsi que la structure tridimensionnelle de la détonation, sont les principales informations recueillies pour l’étude du phénomène de détonation en mélange diphasique. Une étude théorique des caractéristiques de la détonation apporte des éclairages supplémentaires sur la détonation à très basse température (100 K). / Within the general framework of detonation engines for space propulsion purpose, this work aims to study direct initiation and propagation of detonation in a cryogenic twophase GH2-LO2 mixture. First chapter is constituted by theoretical basis and state of art on atomization processes in liquid jets, then on gas-phase detonation, and finally on two-phase detonation. Second chapter describes experimental set-up and associate techniques in order to carry out two-phase jet characterization and detonation study. Third chapter is dedicated to the study of droplet size distribution of non reactive two-phase GHe-LO2 jet in a quartz tube. Thus, a droplet size map is constituted through the whole tube, for different helium injection speeds. These results are compared with theoretical study dealing with vaporization and movement of a droplet and with numerical simulations on jet behavior close to the injector. Fourth chapter presents results of a detonation study of a reactive GH2-LO2 two-phase mixture in a semi-open tube. Detonation is studied as a function of following parameters: initiation energy, spark initiation device location along the tube, global equivalence ratio. Velocity, peak pressure and three-dimension structure detonation are the main data collected to study two-phase detonation phenomena. A theoretical study of detonation characteristics brings additional information on detonation at low temperature (100 K).

Chaque satellite nécessite un système de propulsion pour des corrections d’orbite. Les propulseurs électriques à effet de Hall sont une technologie intéressante pour des applications spatiales. Le grand avantage par rapport à la propulsion chimique est une impulsion spécifique Isp plus élevée, une vitesse d’éjection plus élevée et donc un gain substantiel en termes de consommation de carburant. Dans un propulseur à effet Hall les ions sont créés et accélérés dans une décharge plasma à basse pression dans un champ magnétique. La première partie de ce travail concerne les lois d’échelle pour les propulseurs à effet Hall. Un modèle de dimensionnement semi-empirique basé sur des lois analytiques et reposant sur des hypothèses simplificatrices a été développé. Ce modèle de dimensionnement peut être utilisé pour une extrapolation des propulseurs existants afin de répondre aux exigences pour de nouvelles missions. Dans une deuxième étape, l’influence de la largeur du canal sur les performances d’un propulseur est étudiée. Il a été démontré qu’augmenter la largeur du canal conduit à une amélioration de l’efficacité du propulseur. Finalement, les propriétés électroniques ont été mesurées à l’aide de sondes électrostatiques dans la plume de différents propulseurs à effet Hall. Des données expérimentales concernant les propriétés électroniques sont très intéressantes pour la validation des modèles numériques de la plume indispensables pour l’intégration du propulseur sur le satellite. Des mesures moyennées et résolues en temps des propriétés électroniques ont été réalisées pour différents points de fonctionnement du propulseur. Un système de déplacement rapide pour les sondes a été développé afin de pouvoir faire des mesures des propriétés électroniques dans la zone proche du plan de sortie du propulseur. / All satellites need a propulsion system for orbit correction maneuvers. Electric Hall effect thrusters are an interesting technology for space applications. The big advantage compared to chemical propulsion devices is the higher specific impulse Isp, a higher ejection speed and thus a substantial gain in terms of propellant consumption. In a Hall effect thruster the ions are created and accelerated in a low pressure discharge plasma in a magnetic field. The first part of the work concerns scaling laws for Hall effect thrusters. A semi-empirical scaling model based on analytical laws and relying on simplifying assumptions is developed. This scaling model can be used to extrapolate existing thruster technologies in order to meet new mission requirements. In a second part, the influence of the channel width on the thruster performance level is investigated. It has been demonstrated that enlarging the channel width of a low power Hall effect thruster leads to an increase in thruster efficiency. Finally, electron properties are measured by means of electrostatic probes in the plume of different Hall effect thrusters. Experimental data on electron properties is of great interest for the validation of numerical plume models that are essential for the integration of the thruster on the satellite. Time-averaged and timeresolved measurements of the electron properties have been carried out for different operating conditions of the thruster. A fast-moving probe system has been developed in order to perform measurements of the electron properties close to the thruster exit plane.

Ce travail de thèse s'inscrit dans le cadre du projet CNES-PERSEUS. L’objectif principal est l’étude et la caractérisation d’un béton réfractaire à base de carbure de silicium, avec une taille maximale d'agrégats de 800 microns, dans un environnement de type propulsion hybride. Le col de la tuyère doit résister à un environnement très oxydant, produit par la combustion de polyéthylène solide et de protoxyde d’azote liquide, avec des températures statiques de gaz qui peuvent atteindre 2800K. L’étude est divisée en trois parties : une caractérisation thermomécanique du matériau jusqu’à 1500K ; une étude du comportement à l’oxydation en atmosphère standard, sous un flux solaire maximal de 15 MW/m2 ; des tests au banc avec un moteur hybride à l'ONERA, sur des tuyères conçues et réalisées au laboratoire ICA. Le frittage et la céramisation du microbéton engendrent une densification du matériau et le passage de liaisons de type hydrauliques à des liaisons de type covalentes et ioniques, avec augmentation du module d'élasticité et de la contrainte à la rupture à haute température. Ce matériau présente un comportement visco-élastique-plastique aux hautes températures : il reste majoritairement élastique linéaire jusqu'à la température de stabilisation du matériau, puis une composante viscoplastique apparaît, provoquée par la formation de phases liquides à partir de la matrice cimentaire. Les tests d’oxydation à haute température ont été menés au laboratoire PROMES-CNRS, sur une installation solaire de 2 kW, permettant d'appliquer à un flux maximal de 15 MW/m2. Des observations MEB, en microscopie optique et des analyses EDS ont été menées pour étudier les évolutions microstructurales et la cinétique d’oxydation du matériau. Les tests d’oxydation à 15 MW/m2 ont montré des vitesses d'érosion maximales de l'ordre de 5 microns/s pour une température de 2800 K. L'érosion est générée par l'oxydation active et par la sublimation du carbure de silicium. L'oxydation active se développe à partir de 2100 K, avec formation de SiO et CO gazeux. La sublimation du carbure de silicium, à partir de 2600-2700 K, entraine la formation de Si, Si2C et SiC2 gazeux. Les essais menés sur les tuyères montrent une bonne résistance du matériau après 20 secondes de tir. Une vitesse d'ablation moyenne proche de 60 microns/s a été observée au col de la tuyère. Le comportement thermo-élastique-ablatable a été modélisé tout d'abord sur la base d'une géométrie cylindrique multicouche, puis étendue au cas de la tuyère expérimentale testée au banc d'essai. / This research is part of the PERSEUS project, a space program concerning hybrid propulsion and supported by CNES. The main goal of this study is to characterize a silicon carbide based micro-concrete with a maximum aggregates size of 800 microns, in a hybrid propulsion environment. The nozzle throat has to resist to a highly oxidizing polyethylene/N2O hybrid environment, under temperatures ranging from room temperature up to 2800K. The study is divided in three main parts: the first one deals with the thermo-mechanical characterization of the materials up to 1500K, the second one with an investigation on the oxidation behaviour in a standard atmosphere, under a solar flux up to 15 MW/m2, the last part deals with the conception, the realization and the test of three nozzles in a hybrid rocket motor at ONERA. Elastic modulus was determined by resonant frequency method: results show an increase with the stabilisation temperature. Four points bending tests have shown a rupture tensile strength increasing with stabilization temperature, up to 1500 K. Sintering and ceramization process are primary causes of this phenomenon. Visco-plastic behaviour appears at 1400 K on a material staiblized at the same temperature, due to the formation of liquid phases in cement ternary system. High-temperature oxidation in air was carried out at PROMES-CNRS laboratory, on a 2 kW solar furnace, with a maximum solar flux of 15 MW/m2. Optical microscopy, SEM, EDS analyses were used to study the microstructure evolution and the mass loss kinetics, with a maximal erosion speed of 5 microns second. During theses tests, silicon carbide undergoes active oxidation at 2100 K, with production of SiO and CO smokes and ablation. SiC sublimation is observed since 2600-2700 K, with Si, Si2C and SiC2 vapour generation. Test performed on nozzle in hybrid rocket motors at ONERA, showed an average ablation speed at nozzle throat of 60 microns second, after 20 seconds of test. Thermo-elastic-ablative behaviour has been modelled using first composite cylinder geometry, and then it has been extended to the experimental nozzle geometry, tested on the test bench.

Les moteurs à propergol solide de certains lanceurs spatiaux peuvent présenter des oscillations de poussée provoquées par des oscillations de la pression interne du moteur. Il est désormais connu qu'une instabilité hydrodynamique propre à l'écoulement et mise en évidence par une approche de stabilité linéaire, appelée Vortex Shedding Parietal, est le phénomène à l'origine de ces oscillations. Cependant plusieurs questions subsistent quant à l'apparition de ces oscillations. En particulier, on constate que ces oscillations ne sont observées que dans la seconde moitié du tir. On suppose que la transition laminaire-turbulent de l'écoulement joue un rôle dans ce phénomène. Par ailleurs, l'utilisation possible de la géométrie étoilée pour les blocs de propergol de géométrie étoilée oblige à reprendre l'étude de stabilité linéaire pour l'étude de ces oscillations. Cette thèse porte ainsi à la fois sur l'étude de la stabilité linéaire de l'écoulement induit par une géométrie étoilée et sur la transition laminaire-turbulent d'une configuration circulaire. Une solution analytique de l'écoulement au sein d'un conduit à paroi débitante de géométrie étoilée est d'abord obtenue. Le profil de vitesse associé peut présenter des points d'inflexion en fonction de la déformation radiale ou du nombre de Reynolds de l'écoulement. Ensuite les approches de stabilité linéaire locale et biglobale sont appliquées à cette solution. Par rapport au cas circulaire, cette étude de stabilité linéaire met en évidence la possible existence d'un ou plusieurs modes amplifiés. Enfin, une simulation numérique LES de la transition laminaire-turbulent de la configuration du montage VALDO est effectuée. / Solid rocket motors may exhibit thrust oscillations induced by pressure oscillations inside the engine. In the scientific literature, the so-called vortex shedding parietal, a hydrodynamic instability specific to the internal flow, has been proven to be the triggering mechanism through linear stability analyses. However, some questions still remain. These oscillations are observed during the second half of Ariane 5 launches only, the laminar-turbulent transition of the intern flow being expected to play a significant role in that behavior. Additionally, non-circular grain shapes used in some engines may impact the stability study. The present PhD work extends the base flow linear stability studies to star-shaped geometries and investigate transition mechanisms in a circular configuration. Firstly, an analytical expression of the base flow in a duct with a star-shaped cross-section is determined. Wall-normal injection is assumed, which is representative of solid rocket engines. The velocity profile may exhibit an inflection point depending on both the Reynolds number and wall radial deformation. Secondly, both local and biglobal stability analyses are applied to this flow. In contrast to the circular case, the flow may exhibit one or several unstable modes. Lastly, a large eddy simulation of the VALDO experimental test bench is performed. The influence of the acoustic impedance of the outflow boundary condition on the amplitude of pressure oscillations is highlighted.