| 摘要 |
<p>L'invention concerne une chambre de combustion de turbomachine aéronautique, annulaire d'axe longitudinal, délimitée par une paroi latérale externe, une paroi latérale interne, et un fond de chambre annulaire reliant une extrémité de cette paroi latérale externe et une extrémité de cette paroi latérale interne, la paroi latérale externe comportant, répartis le long de sa circonférence, des bougies (36), des trous primaires (100), et des trous de dilution (200) situés en aval des trous primaires (100) selon la direction de l'axe longitudinal, la chambre de combustion étant caractérisée en ce que les trous primaires (100) situés dans chacune des zones adjacentes (60) à une des bougies (36) sont situés plus en aval que les trous primaires (100) situés en dehors de ces zones.</p> |
