MÓDULO DE COMBUSTÃO DE VOLUME CONSTANTE PARA UMA TURBOMÁQUINA QUE COMPREENDE UMA IGNIÇÃO POR COMUNICAÇÃO

Módulo (10) de combustão de turbomáquina, notadamente de turbomáquina de aeronave, configurado para a execução de uma combustão de volume constante, que compreende pelo menos duas câmaras de combustão (12A, 12B), dispostas em torno de um eixo, cada câmara (12A, 12B, 12C) compreendendo uma porta de admissão (16) de gás comprimido e uma porta de escape (18) de gases queimados, e um meio de ignição que desencadeia uma combustão dentro das câmaras de combustão (12A, 12B, 12C). O módulo (10) compreende pelo menos um conduto (80) próprio para colocar em comunicação uma primeira das câmaras de combustão (12A) com pelo menos uma segunda das câmaras de combustão (12B) para injetar gases queimados provenientes da primeira câmara de combustão (12A) dentro da dita segunda câmara de combustão (12B) a fim de desencadear uma combustão dentro da dita segunda câmara de combustão (12B). The invention relates to a turbine engine combustion module (10), in particular for an aircraft turbine engine, designed to carry out constant-volume combustion, comprising: at least two combustion chambers (12A, 12B) arranged about an axis, each chamber (12A, 12B, 12C) comprising a compressed gas intake port (16) and a burnt gas exhaust port (18); and an ignition means that triggers combustion in the combustion chambers (12A, 12B, 12C). The module (10) comprises at least one duct (80) which establishes a communication between a first combustion chamber (12A) and at least one second combustion chamber (12B) in order to inject burnt gases from the first combustion chamber (12A) into the second combustion chamber (12B) so as to trigger combustion in the second combustion chamber (12B).