module de combustion CVC pour turbomachine d'aéronef comprenant des sous-ensembles de chambres indépendants

L'invention concerne un module (4) pour turbomachine d'aéronef comprenant un ensemble de chambres de combustion à volume constant, et comportant un premier sous-ensemble de premières chambres se succédant selon un sens donné (76) et formant des séries de chambres (S1), et au sein de chaque série (S1), il est défini une première chambre d'allumage (C1.1) située à l'une des deux extrémités circonférentielles de la série, la première chambre d'allumage (C1.1) étant reliée à la première chambre directement consécutive (C1.2) selon le sens donné (76) de manière à alimenter celle-ci en gaz brûlés, et ainsi de suite jusqu'à la première chambre (C1.3) située à l'autre extrémité circonférentielle de la série. De plus, un dispositif de commande (46) est configuré de sorte que pour toutes les premières chambres d'allumage (C1.1), diamétralement opposées deux à deux, les cycles de combustion soient initiés simultanément. Enfin, il est également prévu un second sous-ensemble comprend des secondes chambres de combustion (C2.1-C2.3). Figure pour l'abrégé : Figure 11 A module (4) for an aircraft turbomachine comprises an assembly of constant-volume combustion chambers, and including a first sub-assembly of first chambers succeeding each other along a given sense (76) and forming series of chambers (S1), and within each series (S1), a first ignition chamber (C1.1) located at one of both circumferential ends of the series is defined, the first ignition chamber (C1.1) being connected to the first directly consecutive chamber (C1.2) along the given sense (76) so as to supply the same with exhaust gases, and so forth up to the first chamber (C1.3) located at the other circumferential end of the series. In addition, a control device (46) is configured such that for all the first ignition chambers (C1.1), diametrically opposite two by two, the combustion cycles are simultaneously initiated. Finally, a second sub-assembly comprising second combustion chambers (C2.1-C2.3) is also provided.