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L'invention concerne une chambre de combustion (1) pour turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant des parois annulaires interne et externe (3, 4) de révolution, reliées par une paroi annulaire de fond de chambre (5). Au moins une desdites parois interne et externe (3, 4) est constituée d'une seule épaisseur de matériau dont l'épaisseur et/ou la nature varie le long de l'axe longitudinal et/ou de la direction circonférentielle de ladite paroi (3, 4).
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