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Chambre de combustion (1) annulaire étagée de turbine à gaz d'un moteur d'avion, comprenant une tête pilote (12) comportant plusieurs systèmes d'injection répartis sur un fond de chambre (8) de tête pilote reliant une paroi longitudinale interne (4) de la chambre à une paroi longitudinale externe (6) de la tête pilote, et une tête décollage (14) radialement et axialement décalée de la tête pilote (12) comportant plusieurs systèmes d'injection répartis sur un fond de chambre (10) de tête décollage reliant la paroi longitudinale externe (6) de la tête pilote à une paroi longitudinale externe (2) de la tête décollage, la tête pilote (12) comportant au moins N systèmes d'injection sensiblement identiques de perméabilité globale PA, adaptés à l'allumage et aux régimes voisins du ralenti, la tête décollage (14) comportant au moins 2N systèmes d'injection sensiblement identiques de perméabilité globale PB, PB étant supérieure ou égale à PA, la perméabilité PA étant comprise entre 10 % et 40 % du débit d'air total qui entre dans la chambre et la perméabilité PB étant comprise entre 30 % et 70 % du même débit d'air.
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