L'invention se rapporte à une chambre de combustion de turbomachine. En particulier, l'invention concerne une paroi d'une chambre de combustion et la configuration de cette paroi en vue d'obtenir des pertes de charge déterminées dans le but d'influer sur la consommation spécifique de la turbomachine équipée de cette chambre.

ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE

Une chambre de combustion de turbomachine comprend une enceinte fermée, logée dans un carter de chambre de cette turbomachine, au sein de laquelle est réalisé un mélange d'air et de carburant. Ce mélange est brûlé dans cette enceinte afin de produire un gaz hautement énergétique destiné à entraîner en aval de cette chambre de combustion un ou plusieurs étages de turbines de la turbomachine.

Pour assurer son fonctionnement, une chambre de combustion comporte au moins une première paroi ayant une orientation sensiblement axiale par rapport à l'orientation générale de la chambre, une deuxième paroi transversale de fond qui est jointive avec ladite au moins une première paroi et au travers de laquelle est agencé un système d'injection de carburant, et des moyens d'alimentation en air de cette chambre.

A cet effet, le carter de chambre dans lequel est logée la chambre est alimenté en air par les compresseurs de la turbomachine. Selon les configurations de la turbomachine, le flux d'air introduit dans le carter de chambre peut ou non traverser en totalité la chambre de combustion. Par exemple, une partie mineure du flux d'air peut être prélevé dans le carter à des fins de refroidissement des aubes de turbine et être ainsi dévié de la chambre de combustion. Une turbomachine peut comporter une pluralité de chambres de combustion individuelles réparties angulairement de manière régulière autour de l'axe de la turbomachine, ou au contraire une seule chambre de combustion annulaire agencée autour de l'axe de la turbomachine. Dans le premier cas, chaque chambre de combustion comporte une seule première paroi annulaire qui est fermée par la deuxième paroi transversale de fond. Dans le deuxième cas, l'unique chambre de combustion comporte des premières parois intérieure et extérieure sensiblement annulaires et coaxiales et une deuxième paroi transversale de fond, au travers de laquelle est agencé un système d'injection, et qui est jointive avec les parois intérieure et extérieure.

Les moyens d'alimentation en air de la chambre comprennent généralement des trous de grand diamètre, qui sont, par rapport au sens d'écoulement des gaz, agencés dans une zone amont de la chambre à proximité du système d'injection de carburant, et qui sont destinés à permettre un mélange de l'air avec le carburant issu du système d'injection pour permettre la constitution d'un mélange carburé inflammable.

Par ailleurs, afin d'améliorer le rendement thermique des turbomachines, la température à l'intérieur de leur chambre de combustion tend à être de plus en plus élevée. L'élévation des températures entraîne des contraintes thermomécaniques considérables sur les parois des chambres. Ces parois doivent donc être refroidies pour limiter l'impact de ces contraintes et améliorer leur durée de vie.

Conventionnellement, ce refroidissement est effectué par le biais d'un grand nombre de trous de petit diamètre réalisés seulement dans un tronçon de longueur limitée de la ou les première(s) paroi(s). L'air entrant dans la chambre de combustion à travers ces trous, dits trous de refroidissement, forme un film relativement froid du côté chaud de chaque paroi, protégeant ainsi la paroi de la chaleur de combustion. Un tel agencement est décrit par le document FR-2.889.732-1 -A En résumé, selon la configuration de la turbomachine et en fonction de la présence ou de l'absence d'un débit de fuite destiné à refroidir les aubes de turbine de la turbomachine, la majeure partie ou la totalité de l'air introduit dans le carter de chambre pénètre donc dans la chambre de combustion par l'intermédiaire des différents trous, et la traverse. L'air est utilisé comme comburant pour être mélangé avec le carburant, ou est utilisé comme air de refroidissement des parois de la chambre de combustion. Il permet de plus d'assurer, dans une zone aval de la chambre dite zone de dilution, la dilution des gaz de combustion afin de limiter la température de ces gaz en sortie de la chambre de combustion.

La perte de charge d'une chambre de combustion est une caractéristique intrinsèque de la chambre de combustion, qui est indépendante de la présence ou de l'absence dans le carter de chambre d'un débit de fuite destiné à refroidir les aubes de turbine de la turbomachine. En effet, la perte de charge ne concerne que le débit d'air traversant la chambre de combustion.

Le rapport de pression entre la pression de l'air traversant la chambre de combustion en entrée de chambre de combustion et la pression de l'air traversant la chambre de combustion en sortie de chambre de combustion définit ainsi la perte de charge de la chambre de combustion. Un minimum de perte de charge est nécessaire à la création de structures d'écoulement aérodynamique fortes, permettant d'atomiser le carburant liquide dans le système d'injection, puis de mélanger le carburant, le comburant et les gaz brûlés au sein de la chambre de combustion. En outre, cette perte de charge permet de stabiliser la flamme dans la chambre de combustion.

La perte de charge d'une chambre de combustion actuelle est d'environ 3 à 5% pour les applications aéronautiques. Une telle perte de charge garantit le confinement de la flamme à l'intérieur de la chambre de combustion par la production de gaz à vitesse élevée circulant au travers des orifices de la chambre, qui empêchent toute remontée de flamme. En effet, avec une telle perte de charge, la vitesse de flamme est d'un ordre de grandeur inférieur à celui des gaz traversant les orifices, de sorte que la flamme ne peut remonter à travers ceux-ci.

La perte de charge a également un impact sur la consommation spécifique de carburant de la turbomachine. En l'occurrence, il existe une relation non linéaire entre la variation de perte de charge et la variation de la consommation spécifique de la turbomachine. A titre d'exemple non limitatif, une diminution de 1 % de la perte de charge peut entraîner une diminution de 0.4% de la consommation spécifique en kérosène, et une diminution de 2,5% de la perte de charge à partir d'une perte de charge de 3.5% peut entraîner une diminution de 1 % de la consommation spécifique en kérosène.

Il existe donc un besoin de réduction de la perte de charge produite par la chambre de combustion, tout en maintenant celle-ci à un niveau minimum.

L'invention vise à proposer une chambre de combustion présentant de telles caractéristiques.

EXPOSÉ DE L'INVENTION

Dans ce but, l'invention propose une chambre de combustion de turbomachine, configurée pour être logée dans un carter de chambre de ladite turbomachine alimenté en air, ladite chambre de combustion étant délimitée par au moins une première paroi d'orientation sensiblement axiale et une deuxième paroi transversale de fond qui est jointive avec ladite au moins une première paroi, et au travers de laquelle est agencé un système d'injection, caractérisée en ce que toutes les parois de ladite chambre sont perméables et comportent uniquement des orifices d'un même type, ayant une section ne dépassant pas 0.8 mm ² .

Une chambre de combustion équipée de telles parois permet d'assurer que l'air d'alimentation de ladite chambre de combustion qui ne passe pas par le système d'injection passe nécessairement par une paroi perméable de ce type.

Selon une autre caractéristique de l'invention, les orifices sont répartis sur les parois de ladite chambre selon une densité configurée pour permettre le passage au travers desdits orifices d'entre 40% et 100% du débit d'un flux d'air traversant ladite chambre 18.

De telles parois permettent donc d'assurer le passage au travers de la chambre d'entre 40% et 100% du débit d'air alimentant la chambre de combustion. Dans le cas d'une chambre de combustion pour laquelle le système d'injection comporte des moyens de passage d'air comme des trous ou des arrivées d'air d'un système d'injection aérodynamique, le débit restant, c'est à dire entre 0 et 60% du débit d'air, passe par le système d'injection. Dans le cas particulier d'une chambre de combustion pour laquelle le système d'injection ne comporte pas de moyens de passage d'air, les parois assurent 100% du passage du débit d'air.

Selon d'autres caractéristiques de l'invention :

- les parois sont des parois percées dont les orifices sont constitués d'une multitude de perçages dont le diamètre ne dépasse pas 1 mm,

- le diamètre de chaque perçage ne dépasse pas 0.5 mm,

- les parois sont réalisées en un matériau poreux,

- les parois sont réalisées en une mousse métallique dont les orifices sont constitués de pores de section inférieure à 0.8 mm ² ,

- la section des pores de ladite mousse ne dépasse pas 0.2 mm ² ,

- la chambre de combustion comporte des première parois annulaires intérieure et extérieure jointives avec une paroi de fond annulaire dont le système d'injection comporte une roue d'injection centrifuge,

- le système d'injection est un système d'injection aérodynamique comportant des injecteurs aérodynamiques configurés pour produire des écoulements tourbillonnaires coaxiaux auxdits injecteurs ayant une intensité élevée, - le système d'injection est un système d'injection mécanique, et

- les parois sont dépourvues de trous primaires et de dilution.

L'invention concerne aussi une turbomachine comportant une chambre de combustion du type décrit précédemment.

BREVE DESCRIPTION DES FIGURES

L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés, dans lesquels :

- la figure 1 est une vue d'ensemble en coupe axiale d'une turbomachine selon un état antérieur de la technique ;

- la figure 2 est une demi-vue de détail en coupe axiale d'une chambre de combustion de la turbomachine de la figure 1 ;

- la figure 3 est une vue développée d'un tronçon de la paroi de la chambre de combustion de la figure 2 ;

- la figure 4 est une demi-vue de détail en coupe axiale d'une chambre de combustion selon l'invention ;

- la figure 5 est une vue développée d'un tronçon quelconque d'une des parois de la chambre de combustion de la figure 4.

DESCRIPTION DETAILLEE Dans la description qui va suivre, des chiffres de référence identiques désignent des pièces identiques ou ayant des fonctions similaires.

Une turbomachine, plus spécifiquement sous la forme d'un turbomoteur 10, est illustrée schématiquement à titre explicatif sur la figure 1 . Ce turbomoteur 10, d'axe A, comporte, dans le sens d'écoulement F des gaz qui le traversent, un compresseur axial 12 comportant trois étages de compression 12a, 12b, 12c, un compresseur centrifuge 14, un carter 1 6 de chambre de combustion recevant une chambre de combustion annulaire 18, une première turbine axiale 20 comportant deux étages 20a, 20b, et une deuxième turbine axiale 22 dite de puissance qui est une turbine libre et qui comporte deux étages 22a, 22b.

En outre, le turbomoteur 10 comprend un premier arbre rotatif 24 qui relie le rotor du compresseur axial 12, le rotor du compresseur centrifuge 14, et le rotor de la turbine axiale 20, de manière à ce que la détente du fluide de travail dans cette turbine axiale 20 en aval de la chambre de combustion 18 serve à actionner les compresseurs 12 et 14 en amont de la chambre de combustion 18. Le turbomoteur 10 comprend également un second arbre rotatif 26 qui comprend le rotor de la turbine 22 de puissance.

Ainsi, la compression du fluide de travail dans les compresseurs axial 12 et centrifuge 14, suivie par un réchauffement du fluide de travail dans la chambre de combustion 18, et sa détente dans les turbines axiales 20 et 22, permettent la conversion d'une partie de l'énergie thermique introduite par la combustion dans la chambre de combustion 18 en travail mécanique extrait par la turbine de puissance 22. Dans la turbomachine 10 illustrée, le fluide moteur est de l'air, auquel on ajoute et dans lequel on brûle un carburant dans la chambre de combustion 18, tel que, par exemple, du kérosène.

On a représenté à la figure 2 une chambre de combustion 18 selon l'état de la technique. Cette chambre de combustion 18 est sensiblement annulaire et comporte une paroi intérieure 28 et une paroi extérieure 30, également annulaires et concentriques. Chaque paroi annulaire 28, 30 est orientée axialement selon l'axe A du turbomoteur 10 et s'étend jusqu'à une sortie 32 de la chambre 18 par laquelle sortent les gaz de combustion. La chambre de combustion 1 8 comporte une paroi de fond 34, agencée transversalement par rapport aux parois annulaires intérieure 28 et extérieure 30, qui assure la jonction de ces parois 28, 30 et qui ferme une extrémité amont de la chambre 1 8. Un système d'injection 36 est agencé au travers de cette paroi de fond 34.

Dans l'exemple de réalisation qui a été représenté à la figure 2, la paroi de fond 34 est annulaire et elle est agencée autour de l'arbre 24. Le système d'injection 36 comporte une roue d'injection 38 qui est portée par l'arbre 24 et dont des orifices 40 débouchent en regard d'une ouverture annulaire 42 pratiquée dans la paroi de fond 34 de manière à débiter du carburant dans la chambre 1 8.

La chambre de combustion 18 peut être divisée en une zone primaire 18a, dans laquelle est situé le système d'injection 36, et une zone de dilution 1 8b, située en aval de la zone primaire 1 8a par rapport au sens du carburant injecté. Dans l'exemple illustré, la chambre de combustion 1 8 présente un coude 44 afin de limiter son encombrement axial. Ce type de chambre de combustion est largement connu de l'état de la technique, et est notamment très répandu parmi les turbomoteurs analogues à celui de la figure 1 pour lesquels l'encombrement axial est un critère important.

L'air d'alimentation de la chambre 1 8 est issu du compresseur centrifuge 14. L'air débouche dans le carter 1 6 de chambre par l'intermédiaire d'un redresseur 46, puis il pénètre dans la chambre de combustion 18 par l'ouverture annulaire 42 du système d'injection 36 et par différents orifices formés dans les parois 28, 30 de la chambre de combustion.

Dans l'exemple qui a été représenté à la figure 2, la totalité de l'air qui pénètre dans le carter de chambre 1 6 traverse la chambre de combustion 1 8, la turbomachine décrite ici ne comportant pas de dispositif de refroidissement des aubes de turbine permettant de prélever une partie du flux d'air pénétrant dans le carter de chambre 1 6 à destination des aubes de turbines, comme cela est connu de certaines configurations de l'état de la technique.

Les parois 28, 30 de la chambre de combustion 18 présentent trois types de trous différents.

La figure 3 représente la développée d'un tronçon d'une des parois

28, 30 d'une chambre de combustion selon l'état de la technique, par exemple la développée d'un tronçon 30a de la paroi 30 dont les limites ont été représentées à la figure 2 par des traits pointillés. Le tronçon 30a présente trois tailles de trous de passage correspondant aux différentes zones de la chambre 18. Dans la zone primaire 18a, le tronçon 30a comporte des trous primaires 48 de grande dimension permettant le passage d'air servant à alimenter la combustion du carburant injecté par la roue d'injection 38. Le passage d'air entrant par les trous primaires 48 a été représenté par des flèches doubles sur la figure 2. Dans la zone de dilution 18b, la paroi 30 comporte des trous dits trous de dilution 50, également de grande dimension quoique de dimensions inférieure aux trous primaires 48, permettant le passage d'air servant à diluer les gaz de combustion résultant de la combustion du carburant injecté par la roue d'injection 38 avec l'air entrant par les trous primaires 48. Le passage d'air entrant par les trous de dilution 50 a aussi été représenté par des flèches doubles sur la figure 2. Enfin, dans une zone intermédiaire 18c interposée entre les zones primaire et de dilution 18a, 18b, ainsi que dans la zone de dilution 18b, la paroi 30 comporte des trous de refroidissement 52 de petite dimension, permettant le passage d'air servant à refroidir le côté chaud de la paroi 30.

Comme on le voit, les trois types de trous 48, 50, 52 se différentient notamment par leurs tailles différentes. Ainsi, les trous primaires 48 et les trous de dilution 50 présentent des diamètres sensiblement plus grands que les trous de refroidissement 52. En effet, tandis que ces derniers, distribués en grand nombre sur la surface des parois ont chacun un diamètre réduit, de l'ordre de 1 mm, les trous de dilution 50 ont des diamètres de l'ordre de 5 mm et plus. Chaque type de trou a ainsi une fonction différente des autres trous. Les trous primaires 48 permettent de réaliser le mélange carburé par un apport massif d'air au carburant injecté par la roue d'injection 38. L'air pénétrant à travers les trous de dilution 50 forme des jets pénétrant profondément dans la chambre de combustion 18 pour se mélanger avec les gaz de combustion dans la zone de dilution 18b. Enfin, l'air pénétrant dans le carter 1 6 de chambre qui traverse les trous 52 forme un film d'air relativement froid qui reste adjacent à l'intérieur de la paroi 30a afin de la protéger de la chaleur des gaz de combustion. On remarquera que le tronçon 30a de la paroi 30, au niveau des trous primaires 48, n'est pas perforé et ne comporte donc pas de trous 52. De même les trous 52 ne s'étendent que sur un tronçon bien déterminé du tronçon 30a et en tout état de cause pas sur la totalité de la chambre 18.

Cette conception donne satisfaction en termes de qualité de combustion, mais elle n'est toutefois pas optimisée en termes de consommation spécifique du moteur.

En effet, le rapport de pression entre la pression de l'air traversant la chambre de combustion 18 en entrée de la chambre de combustion 18, et la pression de l'air traversant la chambre de combustion 18 en sortie de la chambre de combustion 18 définit la perte de charge de la chambre de combustion 18. Cette caractéristique est une caractéristique intrinsèque de la chambre de combustion, indépendamment de la présence ou de l'absence d'un dispositif de refroidissement des aubes de turbine. La turbomachine de la figure 2, par exemple, ne comporte pas de dispositif de refroidissement des aubes de turbine.

Ainsi, la perte de charge dépend de la conformation des parois de la chambre de combustion 18. Un minimum de perte de charge est nécessaire, car il participe à la création de structures d'écoulement aérodynamique fortes, notamment des écoulements tourbillonnaires, permettant, d'une part, d'atomiser le carburant liquide dans le système d'injection, puis de mélanger carburant et comburant dans la zone primaire 18a. Ces écoulements permettent d'autre part de mélanger l'air aux gaz brûlés au sein de la zone de dilution 18b de la chambre de combustion. Ces écoulements permettent enfin de stabiliser la flamme dans la chambre de combustion.

La perte de charge d'une chambre de combustion actuelle est d'environ 3 à 5% pour les applications aéronautiques. Une telle perte de charge garantit le confinement de la flamme à l'intérieur de la chambre de combustion par la production de gaz à vitesse élevée circulant au travers des orifices de la chambre, qui empêchent toute remontée de flamme. En effet, avec une telle perte de charge, la vitesse de flamme est d'un ordre de grandeur inférieur à celui des gaz traversant les orifices, de sorte que la flamme ne peut remonter à travers ceux-ci.

Or, la perte de charge a également un impact sur la consommation spécifique de carburant de la turbomachine. En l'occurrence, il existe une relation non linéaire entre la variation de perte de charge et la variation de la consommation spécifique de la turbomachine. A titre d'exemple non limitatif, une diminution de 1 % de la perte de charge peut entraîner une diminution de 0.4% de consommation spécifique en kérosène, et une diminution de 2,5% de la perte de charge à partir d'une perte de charge de 3.5% peut entraîner une diminution de 1 % de consommation spécifique en kérosène.

Il existe donc un besoin de réduction de la perte de charge produite par la chambre de combustion pour réduire la consommation spécifique de carburant, tout en maintenant celle-ci à un niveau minimum pour garantir une bonne combustion.

A cet effet, comme l'illustrent les figures 4 et 5, l'invention propose une chambre 18 du type décrit précédemment, caractérisée en ce que toutes les parois 28, 30, 34 de ladite chambre 48 sont perméables et comportent des orifices 54 ayant une section ne dépassant pas 0.8 mm ² . De préférence, les orifices sont répartis sur les parois 28, 30, 34 de ladite chambre selon une densité de répartition configurée pour permettre le passage au travers desdits orifices 52 d'entre 40% et 100% du débit d'un flux d'air traversant la chambre 18, la totalité du débit d'air restant traversant le système d'injection 36. Le débit traversant le système d'injection 36 correspond donc à 0% et 60% du débit du flux d'air traversant la chambre 18. Lorsque le débit traversant le système d'injection 36 est nul, la totalité de l'air traversant la chambre 18 passe donc en totalité par les parois 28, 30, 34.

Comme l'illustre le mode de réalisation de l'invention qui a été représenté à la figure 4, la chambre 18 est disposée dans le carter 1 6 de chambre de manière analogue à la chambre 18 précédemment décrite en référence à l'état de la technique, et est alimentée de la même manière par une roue d'injection 38.

II sera donc compris également que dans le mode de réalisation de l'invention qui a été représenté à la figure 4, le carter de chambre 1 6 est dépourvu de dispositif de prélèvement d'air destiné à assurer le refroidissement des aubes de turbine, et que, par conséquent, l'intégralité du flux d'air alimentant le carter de chambre 1 6 traverse la chambre 18. Cette configuration n'est pas limitative de l'invention.

La chambre de combustion 18 selon l'invention diffère de la chambre de combustion 18 de l'art antérieur en ce qu'elle ne présente qu'un type d'orifices 54, à la différence des trois types de trous précédemment décrits. Par ailleurs, ces orifices 54 s'étendent sur la totalité des parois 28, 30, 34 de la chambre 18.

De plus, comme l'illustre la figure 5, les orifices 54 s'étendent selon une densité de répartition qui est de préférence uniforme, quelle que soit la paroi 28, 30, 34 qui en est pourvue.

Toutefois, cette configuration n'est pas limitative de l'invention, et les orifices 54 pourraient être répartis suivant différentes densités au travers des parois 28, 30, 34 pourvu que, globalement, les orifices 54 n'aient pas une section dépassant 0.8 mm ² .

Dans cette chambre de combustion 18, les trous de dilution étant absents, la dilution des gaz de combustion s'effectue de manière pratiquement exclusive par l'air pénétrant dans la chambre de combustion 18 à travers les orifices 54, l'air du film d'air adjacent aux parois 28, 30, 34 se mélangeant effectivement aux gaz de combustion.

La proportion du débit d'air qui passe par ces orifices 54 dépend essentiellement de la configuration du système d'injection 36.

Ainsi, dans le cas d'une chambre 18, comme celle qui a été représentée à la figure 4, qui est associée à une roue d'injection 38, une partie du débit d'air passe à travers l'ouverture 42 autour de la roue d'injection 38, selon une proportion non nulle et inférieure à 60% et l'autre partie du débit d'air, comprise entre 40% et 100% du débit d'air, passe par les orifices 54.

Une répartition différente du débit peut être obtenue avec un autre système d'injection 36.

Par exemple, le système d'injection 36 pourrait être un système d'injection mécanique comportant une pluralité d'injecteurs (non représentés) répartis de manière régulière autour de la paroi de fond 34, cette paroi de fond 34 étant naturellement pourvue des orifices 54. Dans ce cas, la paroi de fond 34 ne comportant pas d'ouverture du type de l'ouverture 42 précédemment décrite, l'intégralité du débit d'air, soit 100% de ce débit, passerait par les orifices 54.

Le système d'injection 36 pourrait aussi, en variante, comporter des injecteurs aérodynamiques configurés pour produire des écoulements tourbillonnaires coaxiaux auxdits injecteurs ayant une intensité élevée. Un tel type d'injecteur comporte, de manière connue, un conduit d'arrivée de carburant qui débouche dans un dispositif venturi alimenté en air sous pression afin d'y réaliser un mélange carburé. Un tel injecteur comporte donc une alimentation en air. Par conséquent, avec un tel système d'injection, une partie du débit d'air passe à travers les injecteurs aérodynamiques, et l'autre partie du débit d'air passe par les orifices 54, selon une proportion comprise entre 40 et 100%.

Le débit d'air réalisé au travers des parois 28, 30, 34 a été représenté par des flèches simples sur la figure 4.

La section maximale de 0.8 mm ² des orifices 54 permet avantageusement de confiner la flamme à l'intérieur de la chambre de combustion 18 en évitant toute remontée de flamme dans l'espace entre la chambre 18 et les parois du carter 1 6 de chambre. En effet, une section des orifices 54 ne dépassant pas 0.8 mm ² correspond à un diamètre de coincement de la flamme qui garantit son extinction au travers dudit orifice 54.

Selon un premier mode de réalisation de l'invention qui correspond aux figures 4 et 5, et qui a été représenté plus particulièrement à la figure 4, les parois 28, 30, 34 sont des parois percées dont les orifices sont constitués d'une multitude de perçages 54 dont le diamètre ne dépasse pas 1 mm. Ce diamètre correspond sensiblement à la section ne dépassant pas 0.8 mm ² .

De préférence, le diamètre de chaque perçage ne dépasse pas 0.5 mm, ce qui correspond sensiblement à une section de 0.2 mm ² . Dans ce cas où la taille des perçages 54 est réduite, la densité des perçages est augmentée en contrepartie de manière à parvenir à une partie du débit d'air passant par les orifices 54, de préférence toujours comprise entre 40% et 100%, tout en améliorant le refroidissement de la chambre du fait de la présence d'un plus grand nombre de perçages 54.

On remarquera que ce premier mode de réalisation permet avantageusement d'optimiser le mélange en configurant les perçages selon une configuration particulière apte à faciliter le mélange. Ainsi, les perçages 54 peuvent être orientés à travers l'épaisseur des parois 28, 30, 34 selon des directions spécifiques en fonction des zones 18a ou 18b de la chambre de combustion 18 dans laquelle ils se trouvent. Par exemple, dans la zone de dilution 18b, les perçages 54 peuvent être orientés de manière à imprimer une trajectoire hélicoïdale à l'air pénétrant dans la chambre de combustion 18 à travers ces perçages 54 afin de diluer les gaz de combustion de manière homogène et effective. Cette configuration permet de se dispenser de trous de dilution spécifiques de grand diamètre, et évite ainsi les inconvénients liés à ceux-ci.

Les orifices 54 ne sont pas limités à des perçages. En effet, selon un autre mode de réalisation de l'invention, les parois 28, 30, 34 peuvent être réalisées en un matériau poreux.

Ce matériau poreux peut prendre toutes les formes connues de l'état de la technique aptes à proposer une paroi 28, 30, 34 poreuse. Par exemple une telle paroi poreuse peut être obtenue à partir d'un feuilleté de treillis métalliques ou de grilles superposées les unes sur les autres, ou encore d'une combinaison de feuilletés et de grilles.

Selon un second mode de réalisation préféré de l'invention, les parois 28, 30, 34 sont réalisées en une mousse métallique dont les orifices sont constitués de pores de section inférieure à 0.8 mm ² , cette mousse répondant aux mêmes critères de débit et aux mêmes exigences de coincement de flamme que les parois 28, 30, 34 multipercées précédemment décrites.

De même que pour les parois 28, 30, 34 multipercées précédemment décrites, la section des pores de ladite mousse peut ne pas dépasser 0.2 mm ² , de manière que, comme précédemment, une proportion de 40 à 100% du débit d'air passe de préférence par les parois 28, 30, 34, tout en améliorant le refroidissement de la chambre du fait de la présence d'un plus grand nombre de perçages 54.

Il sera compris que les parois 28, 30, 34 peuvent être réalisées à partir d'une combinaison des types d'orifices 54 qui ont été précédemment décrits, par exemple en réalisant des parois de type sandwich à partir de tôles multipercées empilées avec des mousses métalliques, ou tout autre type de combinaison. L'invention permet donc de proposer une chambre de combustion 18 à haute perméabilité garantissant une combustion stable et efficace, tout en permettant une réduction de la consommation spécifique d'une turbomachine associée à une telle chambre 18.