| 摘要 |
a invenção refere-se a uma câmara de combustão (10) turbomáquina aeronáutica, anular de eixo longitudinal (a), delimitada por uma parede lateral externa (12), uma parede lateral interna (14), e um fundo de câmara (13) anular ligando uma extremidade desta parede lateral externa e uma extremidade desta parede lateral interna, a parede lateral externa (12) comportando, distribuídas ao longo de sua circuferência, velas de ignição (36), futos primários (100), e furos de diluição (200) situados a jusante dos furos primários (100), e furos de diluição (200) situados a jusante dos furos primários (100), e furos de diluição (200) situados a jusante dos furos primários (100) na direção do eixo longitudinal (a). os furos primários (100) sitiados em cada uma das zonas adjacentes (60) a uma das velas de ignição (36) apresentam uma configuração diferente dos futos primários (100) situados fora destas zonas de modo que o suprimento de ar nas zonas adjacentes (60) seja diferente do suprimento de ar foa destas zonas. |
