CONSTANT-VOLUME COMBUSTION MODULE FOR A TURBINE ENGINE, COMPRISING COMMUNICATION-BASED IGNITION

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). Module (10) de combustion de turbomachine, notamment de turbomachine d'aéronef, configuré pour la mise en oeuvre d'une combustion à volume constant comportant au moins deux chambres de combustion (12A, 12B) agencées autour d'un axe, chaque chambre (12A, 12B, 12C) comprenant un port d'admission (16) de gaz comprimé et un port d'échappement (18) de gaz brûlés, et un moyen d'allumage déclenchant une combustion dans les chambres de combustion (12A, 12B, 12C). Le module (10) comporte au moins un conduit (80) apte à mettre en communication une première des chambres de combustion (12A) avec au moins une seconde des chambres de combustion (12B) pour injecter des gaz brûlés issus de la première chambre de combustion (12A) dans ladite seconde chambre de combustion (12B) afin de déclencher une combustion dans ladite seconde chambre de combustion (12B).