FR2964725A1

FR2964725A1 - Carenage aerodynamique pour fond de chambre de combustion

Info

Publication number: FR2964725A1
Application number: FR1057319A
Authority: FR
Inventors: Sebastien Alain Christophe Bourgois; Didier Hippolyte Hernandez
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2010-09-14
Filing date: 2010-09-14
Publication date: 2012-03-16
Anticipated expiration: 2030-09-14
Also published as: RU2572736C2; RU2013117008A; WO2012035248A1; EP2616742A1; US20130160452A1; CA2811163C; US8661829B2; BR112013006037A2; CN103080652A; CA2811163A1; EP2616742B1; FR2964725B1; CN103080652B; BR112013006037B1

Abstract

Carénage annulaire (42), présentant une face interne destinée à recouvrir la paroi de fond (33) d'une chambre annulaire de combustion (12) d'une turbomachine (14) équipée d'un compresseur centrifuge ainsi qu'une face externe opposée à ladite face interne, et comprenant une pluralité d'orifices (54) destinés au passage d'injecteurs de carburant (38, 40) supportés par ladite paroi de fond (33), ainsi qu'une pluralité de bossages (56) qui s'étendent en saillie sur ladite face externe, radialement vers l'intérieur respectivement depuis les bords radialement internes (58) respectifs desdits orifices (54), de sorte que chacun desdits bossages (56) délimite une extension (60) de l'orifice correspondant (54) ouverte radialement vers l'extérieur de manière à former une écope de prélèvement d'air.

Description

CARENAGE AERODYNAMIQUE POUR FOND DE CHAMBRE DE COMBUSTION

DESCRIPTION 5 DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne un carénage destiné à recouvrir le fond d'une chambre annulaire de combustion dans une turbomachine, telle qu'une turbomachine d'aéronef en particulier. 10 L'invention concerne également une chambre de combustion comprenant un carénage de ce type, ainsi qu'une turbomachine comprenant une telle chambre de combustion. L'invention concerne plus particulièrement 15 un carénage destiné à équiper les chambres de combustion des turbomachines comprenant un compresseur de type centrifuge disposé en amont de leur chambre de combustion. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE 20 Une chambre annulaire de combustion de turbomachine est habituellement logée dans une enceinte annulaire en aval d'un compresseur de la turbomachine et délimitée par deux parois coaxiales, de forme globalement cylindrique de révolution ou tronconique, 25 ces parois étant raccordées l'une à l'autre sensiblement au niveau de leurs extrémités amont par une paroi annulaire de fond de chambre pourvue de dispositifs d'injection d'air et de carburant comportant des moyens de support de têtes d'injecteurs 30 de carburant ainsi que des orifices d'entrée d'air. 2 En général, les parois coaxiales de ces chambres de combustion comportent également des orifices d'entrée d'air, parfois appelés « orifices primaires » lorsqu'ils sont agencés autour d'une région amont de la chambre de combustion et « orifices de dilution » lorsqu'ils sont agencés autour d'une région aval de cette chambre, pour permettre une injection additionnelle d'air dans la chambre. La paroi annulaire de fond de chambre est en général recouverte du côté amont par un carénage annulaire permettant le guidage d'une partie du flux d'air provenant du compresseur qui est destinée à circuler vers l'aval dans l'enceinte annulaire dans laquelle est logée la chambre de combustion en contournant cette dernière, afin notamment d'alimenter les orifices d'entrée d'air formés dans les parois coaxiales de la chambre, une autre partie de ce flux d'air étant destiné à pénétrer à l'intérieur de la chambre de combustion par les orifices d'entrée d'air des dispositifs d'injection d'air et de carburant montés dans le fond de chambre, en passant par des ouvertures du carénage permettant également le passage des têtes d'injecteurs. D'une manière générale, le carénage recouvrant le fond des chambres de combustion a pour but de réduire la perte de charge subie par le flux d'air contournant les chambres de combustion. Pour cela, ce carénage prend en général la forme d'une paroi de révolution ayant une forme sensiblement en C à concavité tournée vers l'aval lorsque vue en demi- section selon un plan méridien. 3 Cependant, dans les turbomachines comprenant un compresseur de type centrifuge en amont de la chambre de combustion, le flux d'air provenant de ce compresseur pénètre dans l'enceinte précitée en passant par un redresseur-diffuseur annulaire débouchant dans une région radialement externe de cette enceinte. De ce fait, le flux d'air alimentant les orifices d'entrée d'air des dispositifs d'injection et celui contournant la chambre de combustion le long de la paroi radialement interne de celle-ci subissent une importante déviation radialement vers l'intérieur, de nature à accroître la perte de charge de ces flux d' air. Or, la performance des dispositifs d'injection d'air et de carburant peut être d'autant plus élevée que la perte de charge au sein de ces dispositifs est élevée, ce qui rend souhaitable une réduction de la perte de charge en amont de ces dispositifs.

De plus, la demanderesse a constaté que dans ces turbomachines à compresseur centrifuge, le flux d'air qui a vocation à contourner la chambre de combustion et à circuler vers l'aval le long de la paroi radialement interne de la chambre de combustion, afin notamment d'alimenter les orifices d'entrée d'air des parois coaxiales de la chambre, présente un risque accru de décollement à proximité du carénage et en aval de celui-ci dans la région radialement interne de l'enceinte contenant la chambre de combustion.

Or, des décollements de ce flux d'air ne sont pas souhaitables du fait qu'ils sont susceptibles 4 de provoquer des instabilités de fonctionnement de la chambre de combustion. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces problèmes, permettant d'éviter au moins en partie les inconvénients précités. L'invention propose à cet effet un carénage annulaire, présentant une face interne destinée à recouvrir la paroi de fond d'une chambre annulaire de combustion d'une turbomachine équipée d'un compresseur centrifuge ainsi qu'une face externe opposée à la face interne précitée, le carénage comprenant une pluralité d'orifices destinés au passage d'injecteurs de carburant supportés par la paroi de fond de la chambre de combustion. Selon l'invention, le carénage comprend une pluralité de bossages qui s'étendent en saillie sur ladite face externe du carénage, radialement vers l'intérieur respectivement depuis les bords radialement internes respectifs desdits orifices, de sorte que chacun desdits bossages délimite une extension de l'orifice correspondant ouverte radialement vers l'extérieur de manière à former une écope de prélèvement d'air. Une telle écope de prélèvement d'air permet d'améliorer l'alimentation en air au travers de l'orifice correspondant du carénage en réduisant notamment la perte de charge subie par l'air traversant cet orifice.

De plus, les bossages du carénage permettent d'améliorer le guidage du flux d'air circulant radialement vers l'intérieur puis vers l'aval le long du carénage et, en particulier, de réduire les 5 risques de décollement de ce flux d'air. A cet effet, les bossages précités s'étendent avantageusement jusqu'à une extrémité radialement interne du carénage. Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, chacun des bossages du carénage présente un plan de symétrie radial comprenant un axe central dudit carénage et un axe d'injection de l'injecteur correspondant. Le carénage selon ce premier mode de réalisation est particulièrement avantageux lorsqu'il est utilisé dans une turbomachine dans laquelle le flux d'air provenant du compresseur est dépourvu de composante giratoire. Dans un deuxième mode de réalisation de l'invention, l'extension de chacun des orifices précités présente une protubérance décalée circonférentiellement par rapport à un axe d'injection de l'injecteur correspondant. Le carénage selon ce deuxième mode de réalisation est particulièrement avantageux lorsqu'il est utilisé dans une turbomachine dans laquelle le flux d'air provenant du compresseur présente une composante giratoire dans le sens allant de la protubérance de l'extension de chaque orifice vers l'axe d'injection de l'injecteur correspondant. Cela permet d'améliorer 6 l'effet d'écope produit par ces extensions vis-à-vis du flux d'air provenant du compresseur. De plus, dans ce deuxième mode de réalisation de l'invention, le bord radialement interne de chaque orifice peut être parallèle à la direction tangentielle ou bien être incliné par rapport à cette direction tangentielle. Dans ce dernier cas, l'inclinaison du bord radialement interne des orifices par rapport à la direction tangentielle est avantageusement telle que ce bord forme un angle aigu avec la direction d'arrivée du flux d'air, cet angle étant de préférence un angle droit. Cela permet de maximiser l'effet d'écope produit par les extensions.

En variante, l'inclinaison du bord radialement interne des orifices par rapport à la direction tangentielle peut être telle que ce bord forme un angle obtus avec la direction d'arrivée du flux d'air.

L'invention concerne également une chambre annulaire de combustion destinée à être montée en aval d'un compresseur centrifuge dans une turbomachine, comprenant deux parois coaxiales raccordées l'une à l'autre en amont par une paroi annulaire de fond de chambre, ainsi qu'un carénage annulaire du type décrit ci-dessus ayant une face interne recouvrant la paroi de fond de chambre du côté amont de cette dernière. D'une manière connue en soi, le carénage comprend avantageusement deux bords d'extrémité, respectivement radialement interne et externe, qui sont respectivement fixés sur les parois coaxiales de la 7 chambre de combustion et/ou sur des extrémités de la paroi de fond de cette chambre de combustion. L'invention concerne encore une turbomachine comprenant une chambre annulaire de combustion du type décrit ci-dessus ainsi qu'un compresseur centrifuge monté en amont de la chambre de combustion. Lorsque le compresseur de la turbomachine est configuré pour délivrer un flux d'air d'alimentation de la chambre de combustion dépourvu de composante giratoire, le carénage de la chambre de combustion est de préférence conforme au premier mode de réalisation décrit ci-dessus. En revanche, lorsque le compresseur de la turbomachine est configuré pour délivrer un flux d'air d'alimentation de la chambre de combustion présentant une composante giratoire, le carénage de la chambre de combustion est de préférence conforme au deuxième mode de réalisation décrit ci-dessus.

BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention sera mieux comprise, et d'autres détails, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 est une vue schématique partielle en perspective et en coupe axiale d'une turbomachine selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention ; 8

la figure 2 est une vue schématique partielle en perspective et en coupe axiale d'une chambre de combustion de la turbomachine de la figure 1 ; - la figure 3 est une vue schématique partielle de la turbomachine de la figure 1, en coupe axiale selon un plan comprenant l'axe d'un injecteur de carburant ; - la figure 4 est une vue schématique partielle de la turbomachine de la figure 1, en coupe axiale selon un plan équidistant de deux injecteurs de carburant consécutifs ; - la figure 5 est une courbe représentant la perte de charge d'un flux d'air provenant de la sortie d'un compresseur de la turbomachine de la figure 1, entre cette sortie et la sortie d'une enceinte dans laquelle est logée ladite chambre de combustion, en fonction d'un rapport entre la profondeur axiale de bossages formés dans un carénage du fond de ladite chambre de combustion et un rayon moyen du fond de cette chambre de combustion ; - la figure 6 est une courbe représentant la perte de charge du flux d'air provenant de la sortie du compresseur de la turbomachine de la figure 1, entre cette sortie et l'entrée de dispositifs d'injection d'air et de carburant de ladite chambre de combustion, en fonction d'un rapport entre la profondeur axiale des bossages formés dans le carénage du fond de ladite chambre de combustion et le rayon moyen du fond de cette chambre de combustion ; la figure 7 est une vue schématique partielle en perspective d'une turbomachine selon un deuxième mode de réalisation préféré de l'invention, illustrant un 9 carénage du fond de la chambre de combustion de cette turbomachine ; - la figure 8 est une vue schématique partielle en perspective d'une turbomachine selon un troisième mode de réalisation préféré de l'invention, illustrant un carénage du fond de la chambre de combustion de cette turbomachine, représenté seul ; - la figure 9 est une vue schématique partielle en perspective d'une turbomachine selon un quatrième mode de réalisation préféré de l'invention, illustrant un carénage du fond de la chambre de combustion de cette turbomachine, représenté seul. Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PREFERES Les figures 1 à 4 illustrent une enceinte annulaire 10 dans laquelle est logée une chambre annulaire de combustion 12 dans une turbomachine 14 conforme à un premier mode de réalisation préféré de l'invention. La turbomachine 14 comprend un compresseur de type centrifuge en amont de l'enceinte annulaire 10, dont seule une paroi annulaire aval 16 est visible sur les figures 1, 3 et 4. Le compresseur est raccordé en sortie à un redresseur-diffuseur 18 qui débouche dans une région radialement externe de l'enceinte annulaire 10. 10 La chambre de combustion 12 est délimitée par deux parois coaxiales de forme globalement tronconique, respectivement interne 20 et externe 22. La paroi interne 20 de la chambre de combustion est reliée à une paroi annulaire interne 24 de l'enceinte 10 par une virole annulaire interne 26, tandis que la paroi externe 22 de la chambre de combustion est reliée à une paroi annulaire externe 28 de l'enceinte 10 par une virole annulaire externe 30.

Les viroles annulaires 26 et 30 précitées sont pourvues d'orifices 32 de passage d'air (figure 3). Les parois interne 20 et externe 22 de la chambre de combustion sont en outre raccordées l'une à l'autre au niveau de leur extrémité amont par une paroi annulaire de fond de chambre 33 (figures 1 et 2) s'étendant sensiblement selon la direction radiale et pourvue d'une pluralité de dispositifs d'injection d'air et de carburant 34, comportant chacun des moyens 36 de support de la tête 38 d'un injecteur de carburant 40 ainsi que des ouvertures d'entrée d'air 41 (figure 3), d'une manière connue en soi. La paroi annulaire de fond de chambre 33 est recouverte, du côté de l'amont, par un carénage annulaire 42 ayant globalement une demi-section axiale en forme de C à concavité tournée vers l'aval (figures 1 à 4). Le carénage 42 présente ainsi une face interne 42i recouvrant la paroi annulaire de fond de chambre 33 et une face externe 42e opposée à la face interne 42i (figure 4). 11 De plus, le carénage 42 comprend une partie annulaire médiane 44 s'étendant sensiblement parallèlement à la paroi annulaire de fond de chambre 33, et deux parties annulaires d'extrémité, respectivement interne 46 et externe 48, recourbées vers l'aval et destinées à la fixation du carénage 42 sur les parois interne 20 et externe 22 de la chambre de combustion et sur des extrémités 50 et 52 de la paroi annulaire de fond de chambre 33 recourbées vers l'amont (figure 4), par exemple par boulonnage (figures 1 et 2). La partie annulaire médiane 44 du carénage 42 est pourvue d'une pluralité d'orifices 54 destinés au passage des têtes 38 des injecteurs de carburant 40 et au passage de l'air 68 (figure 3) destiné à alimenter les ouvertures d'entrée d'air 41 des dispositifs d'injection 34, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit. Par ailleurs, le carénage 42 comprend une pluralité de bossages 56 formés essentiellement dans sa partie annulaire médiane 44. Plus précisément, chacun des bossages 56 s'étend radialement vers l'intérieur depuis un bord radialement interne 58 d'un orifice 54 correspondant jusque la partie annulaire d'extrémité interne 46 du carénage 42. De cette manière, chaque bossage 56 délimite une extension vers l'amont 60 de l'orifice 54 correspondant, laquelle extension 60 est ouverte radialement vers l'extérieur (figures 2 et 3). De plus, chaque bossage 56 forme ainsi une écope de prélèvement 12 d'air, de nature à améliorer l'alimentation en air des dispositifs d'injection 34. Dans le premier mode de réalisation décrit sur les figures 1 à 4, les bossages 56 présentent chacun un plan de symétrie radial comprenant un axe central du carénage 42, non visible sur les figures, ainsi qu'un axe d'injection 64 de l'injecteur 38 du dispositif d'injection 34 correspondant (figure 3). Le plan de la figure 3 est ainsi plan de symétrie pour le bossage 56 visible sur cette figure 3. De ce fait, chaque bossage 56 est centré par rapport au dispositif d'injection 34 correspondant. En fonctionnement, le compresseur délivre un flux d'air 66 (figures 3 et 4) qui se divise dans l'enceinte annulaire 10 en un flux central 68 alimentant les dispositifs d'injection 34 via les orifices 54 du carénage 42, et en deux flux de contournement, respectivement interne 70 et externe 72, qui longent respectivement les parois interne 20 et externe 22 de la chambre de combustion 12 autour de cette dernière, et dont une partie alimente, le cas échéant, des orifices d'entrée d'air formés dans ces parois 20 et 22 (non visibles sur les figures), et dont le reste sort de l'enceinte annulaire 10 au travers des orifices de passage d'air 32 des viroles interne 26 et externe 30. Dans le premier mode de réalisation décrit sur les figures 1 à 4, le flux d'air 66 provenant du compresseur est sensiblement dépourvu de composante giratoire, de sorte que la conformation des bossages 56 décrits ci-avant est particulièrement avantageuse. 13 D'une manière générale, les bossages 56 permettent de réduire les risques de décollement du flux d'air 70 contournant la chambre de combustion 12 radialement vers l'intérieur, et donc de réduire les risques d'instabilités de fonctionnement de la chambre de combustion 12. La réduction des risques de décollement du flux d'air 70 se traduit par une réduction de la perte de charge subie par ce flux d'air entre la sortie du redresseur-diffuseur 18 et les orifices de passage d'air 32 prévus à l'extrémité aval de l'enceinte annulaire 10, comme l'illustre la courbe de la figure 5. Cette courbe, obtenue par simulation numérique, représente la perte de charge du flux d'air 70 provenant de la sortie du compresseur de la turbomachine 14, entre cette sortie et les orifices de passage d'air 32 radialement internes agencés à l'extrémité aval de l'enceinte 10, en fonction d'un rapport sans dimension entre la profondeur axiale des bossages 56 et un rayon moyen du fond 33 de la chambre de combustion 12. Plus précisément, la courbe se fonde sur un premier calcul (point 74) à partir d'un carénage annulaire de type connu dépourvu de bossages équipant une chambre de combustion dont le fond présente un rayon moyen de 252.75 mm, pour lequel la perte de charge calculée est de 1,42%, un deuxième calcul (point 76) à partir d'un carénage 42 du type représenté sur les figures 1 à 4 et pourvu de bossages ayant une profondeur axiale de 7 mm, pour lequel la perte de 14 charge calculée est réduite à 1,36%, et un troisième calcul (point 78) à partir d'un carénage semblable au précédent mais dont les bossages ont une profondeur de 10 mm, et conduisant à une perte de charge de 1,38%, ces trois calculs ayant été réalisés pour des conditions identiques de fonctionnement de la turbomachine 14. Par ailleurs, les bossages 56 permettent, en exerçant la fonction d'écope, de réduire la perte de charge subie par le flux d'air 68 provenant de la sortie du compresseur de la turbomachine 14 en amont des ouvertures d'entrée d'air 41 des dispositifs d'injection d'air et de carburant 34, comme l'illustre la courbe de la figure 6.

Cette courbe représente la perte de charge, obtenue par simulation numérique à partir des trois calculs décrits ci-dessus, du flux d'air 68 provenant de la sortie du compresseur de la turbomachine 14, entre cette sortie et les ouvertures d'entrée d'air 41 des dispositifs d'injection d'air et de carburant 34, en fonction d'un rapport entre la profondeur axiale des bossages 56 et le rayon moyen du fond 33 de la chambre de combustion 12. Cette perte de charge est respectivement de 0,50%, de 0,43% et de 0,41% pour les trois calculs précités. Ainsi, la perte de charge du flux d'air 68 alimentant les dispositifs d'injection de carburant 34 semble décroître sensiblement linéairement avec le rapport sans dimension précité (figure 6), tandis que la perte de charge du flux d'air 70 contournant la 15 chambre de combustion radialement vers l'intérieur (figure 5) est réduite avec des bossages de profondeur modérée mais semble être pénalisée lorsque le rapport sans dimension précité dépasse 2,8%, ce qui peut s'expliquer par le fait que la grande profondeur axiale des bossages 56 induit alors des décollements de ce flux d'air 70. La figure 7 illustre un deuxième mode de réalisation préféré de l'invention, dans lequel le flux d'air 66 provenant du compresseur présente une composante giratoire. Dans ce deuxième mode de réalisation, les bossages 56 du carénage 42 sont conformés de sorte que les extensions 60 des orifices 54, formées par ces bossages 56, présentent chacune une protubérance 80 décalée circonférentiellement par rapport à l'axe central d'injection 64 de l'injecteur 38 du dispositif d'injection d'air et de carburant 34 correspondant, dans un sens tel que le flux d'air 68 alimentant ces dispositifs rencontre ladite protubérance 80 avant de rencontrer ledit axe d'injection 64. Chaque bossage 56 comprend de part et d'autre de sa protubérance 80 une partie incurvée 84 de relativement faible étendue et une partie sensiblement plane 86 de relativement grande étendue, disposées de sorte que le flux d'air 68 rencontre d'abord la partie de faible étendue 84 avant de rencontrer la partie de grande étendue 86. Par ailleurs, le bord radialement interne 58 de chaque orifice 54 est parallèle à la direction tangentielle (figure 7). 16 En variante, ce bord radialement interne 58 de chaque orifice 54 peut être incliné par rapport à la direction tangentielle, comme cela est représenté sur les figures 8 et 9.

Dans ce cas, l'inclinaison du bord radialement interne 58 des orifices 54 par rapport à la direction tangentielle est avantageusement telle que ce bord 58 forme un angle aigu 88 avec la direction 90 d'arrivée du flux d'air 68. L'inclinaison du bord radialement interne 58 est de préférence telle que le bord 58 s'étende sensiblement perpendiculairement à la direction 90 d'arrivée du flux d'air 68, comme illustré sur la figure 8. Cela permet de maximiser l'effet d'écope produit par les extensions 60.

En variante, l'inclinaison du bord radialement interne 58 des orifices 54 par rapport à la direction tangentielle peut être telle que ce bord 58 forme un angle obtus 92 avec la direction 90 d'arrivée du flux d'air 68.20

Claims

REVENDICATIONS1. Carénage annulaire (42), présentant une face interne (42i) destinée à recouvrir la paroi de fond (33) d'une chambre annulaire de combustion (12) d'une turbomachine (14) équipée d'un compresseur centrifuge ainsi qu'une face externe (42e) opposée à ladite face interne (42i), ledit carénage comprenant une pluralité d'orifices (54) destinés au passage d'injecteurs de carburant (38, 40) supportés par ladite paroi de fond (33) de la chambre de combustion (12), ledit carénage étant caractérisé en ce qu'il comprend une pluralité de bossages (56) qui s'étendent en saillie sur ladite face externe (42e) du carénage, radialement vers l'intérieur respectivement depuis les bords radialement internes (58) respectifs desdits orifices (54), de sorte que chacun desdits bossages (56) délimite une extension (60) de l'orifice correspondant (54) ouverte radialement vers l'extérieur de manière à former une écope de prélèvement d'air.
2. Carénage annulaire selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits bossages (56) s'étendent jusqu'à une extrémité radialement interne dudit carénage (42).
3. Carénage annulaire selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que lesdits bossages (56) présentent chacun un plan de symétrie radial comprenant un axe central dudit carénage (42) et un axe d'injection (64) de l'injecteur (38, 40) correspondant. 18
4. Carénage annulaire selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que ladite extension (60) de chacun desdits orifices (54) présente une protubérance décalée circonférentiellement par rapport à un axe d'injection (64) de l'injecteur (38, 40) correspondant.
5. Chambre annulaire de combustion (12) destinée à être montée en aval d'un compresseur centrifuge dans une turbomachine (14), comprenant deux parois coaxiales (20 ,22) raccordées l'une à l'autre en amont par une paroi annulaire de fond de chambre (33), caractérisée en ce qu'elle comprend un carénage annulaire (42) selon l'une quelconque des revendications précédentes, ledit carénage (42) ayant une face interne (42i) recouvrant ladite paroi de fond de chambre (33) du côté amont de cette dernière.
6. Turbomachine (14), caractérisée en ce qu'elle comprend une chambre annulaire de combustion (12) selon la revendication 5 ainsi qu'un compresseur centrifuge monté en amont de ladite chambre de combustion (12).
7. Turbomachine selon la revendication 6, caractérisée en ce que ledit compresseur est configuré pour délivrer un flux d'air (66) d'alimentation de la chambre de combustion (12) dépourvu de composante giratoire, et en ce que le carénage (42) de la chambre de combustion (12) est conforme à la revendication 3. 19
8. Turbomachine selon la revendication 7, caractérisée en ce que ledit compresseur est configuré pour délivrer un flux d'air (66) d'alimentation de la chambre de combustion (12) présentant une composante giratoire, et en ce que le carénage (42) de la chambre de combustion (12) est conforme à la revendication 4.