WO2009133322A1 - Chambre annulaire de combustion pour turbomachine - Google Patents

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Caroline Jacqueline Denise Berdou
Sylvain Duval
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Safran Aircraft Engines SAS
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    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00005—Preventing fatigue failures or reducing mechanical stress in gas turbine components

Definitions

  • the invention relates to an annular combustion chamber for a turbomachine, and a turbomachine, such as in particular a turbojet or an airplane turboprop, equipped with this combustion chamber.
  • An annular combustion chamber of a turbomachine comprises annular walls of revolution, respectively internal and external, formed at one of their ends with annular flanges through which the chamber is fixed, by bolting, on internal and external casings respectively of the turbomachine.
  • the stiffness of the flanges is also the cause of significant stresses in these flanges during operation of the turbomachine: in fact, the combustion chamber is then subjected to high temperatures and is fixed by the flanges to crankcases whose temperature is significantly lower. to that of the chamber, so that the constraints that are due to the thermal expansion differentials of the chamber and housings are located in the flanges at the expense of their service life.
  • the present invention is intended to limit the constraints of these clamps while avoiding the vibration resistance of the combustion chambers.
  • annular combustion chamber for a turbomachine comprising two annular walls of revolution, respectively internal and external, one of which comprises an annular flange for fixing the chamber on a casing of the turbomachine, characterized in that that the other annular wall of revolution comprises support means intended to be spaced cold from another casing of the turbomachine and to apply radially, hot, on this other casing.
  • the combustion chamber according to the invention is therefore fixed by a single annular flange, internal or external, to a casing of the turbomachine and, hot, its thermal expansion superior generates additional support on another casing of the turbomachine.
  • the stresses that are generated by the thermal expansion differential of the chamber relative to the housing do not appear in the flanges until the additional support on the other housing is created. Overall, the stresses in the annular flanges for fixing the combustion chamber are lower than those found in the prior art.
  • the support means are connected to the wall of the annular combustion chamber by at least one flexible or elastically deformable zone.
  • the support means comprise a cylindrical end wall, connected to the annular wall of revolution of the chamber by a wall inclined with respect to the axis of this chamber.
  • This inclined wall may include ventilation air passages.
  • the annular fixing flange is carried by the outer annular wall of revolution of the chamber and the bearing means by the inner annular wall of this chamber.
  • annular fixing flange is carried by the internal annular wall of revolution of the combustion chamber and the support means by its external annular wall.
  • the invention also relates to a turbomachine, such as a turbojet or turboprop aircraft, characterized in that it comprises a combustion chamber of the type described above.
  • this turbomachine comprises a housing having a cylindrical portion on which the support means of the combustion chamber are intended to be applied hot.
  • the hot support means of the chamber are in sliding contact on this cylindrical portion of the housing. This arrangement allows the combustion chamber to expand in operation to come into contact with a casing of the turbomachine.
  • the cold clearance between the support means of the combustion chamber and the casing of the turbomachine is of the order of one-tenth of a millimeter.
  • FIG. 1 is a schematic half-view in axial section of an annular combustion chamber according to the prior art
  • FIGS. 2 and 3 are two views similar to FIG. 1 and represent two embodiments of the invention.
  • the reference numeral 10 denotes an outer casing of a turbomachine such as an airplane turbojet, the reference 12 designating an annular combustion chamber housed inside the casing 10. downstream of a compressor (not shown) which supplies the combustion chamber 12 with pressurized air via a diffuser 14.
  • the chamber 12 is divergent and comprises an annular wall of radially outer revolution 16 and an annular wall of radially inner revolution 18 which are joined at their upstream ends by a chamber bottom 20 and a fairing 22 having injector orifices fuel 24 carried by the housing 10 and shown in dashed lines.
  • the downstream ends of the walls 16, 18 of revolution of the chamber 12 each comprise an annular flange 26, 28 respectively, for fixing the chamber 12 on a corresponding annular flange 30 of the outer casing 10 and on an annular flange 32 of a housing internal 34 which extends from the diffuser 14 along the inner wall 18 of the combustion chamber.
  • annular flanges 26, 28 are connected to the downstream ends of the revolution walls 16, 18 by annular connecting walls 36, 38 respectively.
  • the annular flanges 26, 28 and their walls 36, 38 for connection to the walls 16, 18 of the chamber 12 must have sufficient stiffness so that the eigenfrequencies of the combustion chamber are greater than the vibratory frequencies of the operating turbomachine.
  • the invention makes it possible to solve this problem in a simple, economical and satisfactory manner, which will be described below with reference to FIGS. 2 and 3.
  • FIG. 2 diagrammatically shows a half-view in axial section of an annular combustion chamber 42 according to the invention, which is convergent in this example and which is supplied with air under pressure, no longer by an axial diffuser 14 like the combustion chamber 12 of FIG. 1, but by a radial diffuser 44 associated with an annular rectifier 46, the diffuser 44 being mounted at the outlet of a centrifugal compression stage (not shown).
  • the annular chamber 42 of FIG. 2 comprises two annular walls of external revolution 48 and internal 50, respectively, which are generally frustoconical in shape and whose upstream ends are connected by an annular chamber bottom 52 comprising known means for receiving the heads. 54 of fuel injectors carried by an outer casing 40 of the turbomachine.
  • the downstream end of the inner wall of revolution 50 is connected by a frustoconical annular wall 56 to an annular flange 58 for fixing by bolting to a corresponding annular flange 60 of an inner casing 62 carrying the diffuser-rectifier 44, 46.
  • the downstream end of the outer wall of revolution 48 is connected by a frustoconical wall 64 to a cylindrical end wall 66 which extends along a cylindrical downstream portion 68 of the outer casing 40.
  • cylindrical end wall 66 and the cylindrical portion 68 of the outer casing are substantially parallel to the longitudinal axis 70 of the turbomachine, which is the axis of rotation of the compressors and turbines of this turbomachine.
  • the cylindrical end wall 66 of the combustion chamber 42 is parallel with: lai cylindrical portion 68 of the outer casing 40 and is separated therefrom by a small clearance cold, as shown in Figure 2.
  • This set is determined to exist at the start of the turbomachine and at idle speed.
  • the radial thermal expansion of the combustion chamber 42 is much greater than that of the outer casing 40, so that the radial clearance between the wall end 66 of the combustion chamber and the cylindrical portion 68 of the outer casing 40 vanishes, the end wall 66 of the chamber radially applied to the cylindrical portion 68 of the casing 40.
  • This support provides additional fixation of the combustion chamber on the turbomachine and stiffens this fixation, so that the natural frequency of the combustion chamber increases, to remain higher than the vibratory frequencies of the turbomachine in operation.
  • the flexibility or flexibility of the frustoconical walls 56 and 64 as well as the cold clearance between the support 66 and the cylindrical portion 68 are determined so far as possible to reduce the development of stresses in the connection zones between the flange 58 and the wall 50 and between the support 66 and the wall 48, while ensuring a firm support of the cylindrical wall 66 on the cylindrical portion 68 of the outer casing 40 hot.
  • the frustoconical wall 64 may include orifices 65 of ventilation air passage, which contribute to its flexibility.
  • the order of magnitude of the cold radial clearance between the cylindrical wall 66 and the cylindrical portion 68 of the housing is one-tenth of a millimeter.
  • FIG. 3 represents an alternative embodiment of the invention, in which the combustion chamber 42 is fixed to the outer casing 40 by an annular flange 72 connected to the downstream end of its outer wall of revolution 48 by a frustoconical wall 64 .
  • internal wall of revolution 50 is connected by a connecting wall 74 to a cylindrical end wall 76 whose axis of revolution coincides with the longitudinal axis 70 of the turbomachine.
  • This cylindrical end wall 76 extends upstream in the example shown and is engaged in a cylindrical annular groove formed by a flange 78 of a wall 80 integral with the inner casing 62 of the turbomachine.
  • the cylindrical wall 76 may extend downstream.
  • the wall 80 comprises a cylindrical portion 82 parallel to the cylindrical end wall 76 of the combustion chamber and which is spaced cold from a radial clearance whose order of magnitude is one-tenth of a millimeter. Hot, this radial clearance is canceled and the cylindrical end wall 76 of the combustion chamber radially applied to the flange 78 of the inner casing.
  • the annular flange 72 is connected to the outer wall of revolution 48 of the chamber by a frustoconical wall 64 similar to that described with reference to FIG. 2, the stiffness of which is determined to ensure proper support and positioning of the chamber. combustion 42 cold and the idle speed of the turbomachine.
  • the flexibility of the wall 74 connecting the end wall 76 to the inner wall of revolution 50 of the chamber is determined so that, hot, the support on the flange 78 of the inner casing, combined with the stiffness of the wall of connection 64, gives the combustion chamber 42 a natural frequency greater than the vibratory frequencies of the operating turbomachine.

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Abstract

Chambre annulaire de combustion pour turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou turbopropulseur d'avion, comprenant à l'extrémité aval d'une de ses parois de révolution externe ou interne (48, 50), une bride annulaire (58) de fixation sur un carter (62) de la turbomachine, l'extrémité aval de l'autre paroi de révolution de la chambre comprenant des moyens (66) écartés à froid d'un autre carter (40) de la turbomachine et s'appliquant radialement à chaud sur ce carter.

Description

Chambre annulaire de combustion pour turbomachine
L'invention concerne une chambre annulaire de combustion pour turbomachine, ainsi qu'une turbomachine, telle notamment qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, équipé de cette chambre de combustion.
Une chambre annulaire de combustion d'une turbomachine comprend des parois annulaires de révolution, respectivement interne et externe, formées à l'une de leurs extrémités avec des brides annulaires par lesquelles la chambre est fixée, par boulonnage, sur des carters interne et externe respectivement de la turbomachine.
Les raideurs de ces brides annulaires doivent être suffisamment élevées pour que les fréquences propres de la chambre de combustion soient supérieures aux fréquences vibratoires de la turbomachine en fonctionnement. Cette raideur des brides impose leur dimensionnement et donc leur masse, qui, si elle est trop réduite, peut créer des phénomènes vibratoires sur la chambre de combustion avec des risques d'incidents mécaniques graves.
La raideur des brides est également la cause de contraintes importantes dans ces brides pendant le fonctionnement de la turbomachine : en effet, la chambre de combustion est alors soumise à des températures élevées et est fixée par les brides à des carters dont la température est nettement inférieure à celle de la chambre, de sorte que les contraintes qui sont dues aux différentiels de dilatations thermiques de la chambre et des carters sont localisées dans les brides, au détriment de leur durée de vie.
La présente invention a notamment pour but de limiter les contraintes de ces brides de fixation tout en évitant les problèmes de tenue vibratoire des chambres de combustion.
Corollairement, elle a également pour but de réduire les masses des brides de fixation. Elle propose à cet effet une chambre annulaire de combustion pour turbomachine, comprenant deux parois annulaires de révolution, respectivement interne et externe, dont l'une comporte une bride annulaire destinée à la fixation de la chambre sur un carter de la turbomachine, caractérisée en ce que l'autre paroi annulaire de révolution comporte des moyens d'appui destinés à être écartés à froid d'un autre carter de la turbomachine et à s'appliquer radialement, à chaud, sur cet autre carter.
La chambre de combustion selon l'invention est donc fixée par une seule bride annulaire, interne ou externe, à un carter de la turbomachine et, à chaud, sa dilatation thermique supérieure génère un appui supplémentaire sur un autre carter de la turbomachine. Les contraintes qui sont générées par le différentiel de dilatation thermique de la chambre par rapport au carter n'apparaissent dans les brides qu'à partir du moment où l'appui supplémentaire sur l'autre carter est créé. Globalement, les contraintes dans les brides annulaires de fixation de la chambre de combustion sont inférieures à celles que l'on constatait dans la technique antérieure.
Selon une autre caractéristique de l'invention, les moyens d'appui sont reliés à la paroi de la chambre annulaire de combustion par au moins une zone flexible ou élastiquement déformable.
Ainsi, lorsque l'appui supplémentaire sur l'autre carter de la turbomachine est créé, la flexibilité de cette zone permet de limiter l'augmentation des contraintes dans la bride annulaire de fixation sur le premier carter.
Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, les moyens d'appui comprennent Une paroi cylindrique d'extrémité, reliée à la paroi annulaire de révolution de la chambre par une paroi inclinée par rapport à l'axe de cette chambre.
Cette paroi inclinée peut comporter des orifices de passage d'air de ventilation. Dans une première forme de réalisation, la bride annulaire de fixation est portée par la paroi annulaire externe de révolution de la chambre et les moyens d'appui par la paroi annulaire interne de cette chambre.
En variante, la bride annulaire de fixation est portée par la paroi annulaire interne de révolution de la chambre de combustion et les moyens d'appui par sa paroi annulaire externe.
L'invention concerne également une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou turbopropulseur d'avion, caractérisée en ce qu'elle comprend une chambre de combustion du type décrit ci-dessus.
Avantageusement, cette turbomachine comprend un carter comportant une partie cylindrique sur laquelle les moyens d'appui de la chambre de combustion sont destinés à s'appliquer à chaud.
De préférence, les moyens d'appui à chaud de la chambre sont en contact glissant sur cette partie cylindrique du carter. Cette disposition permet à la chambre de combustion de se dilater en fonctionnement pour venir en contact sur un carter de la turbomachine.
Typiquement, le jeu à froid entre les moyens d'appui de la chambre de combustion et le carter de la turbomachine est de l'ordre du dixième de millimètre.
L'invention sera mieux comprise et d'autres caractéristiques, détails et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit, faite à titre d'exemple en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une demi-vue schématique en coupe axiale d'une chambre annulaire de combustion selon la technique antérieure ;
> - les figures 2uet 3 sont deux vues semblables à: la figure 1 et représentent deux modes de réalisation de l'invention.
En figure 1 , la référence 10 désigne un carter externe d'une turbomachine telle qu'un turboréacteur d'avion, la référence 12 désignant une chambre annulaire de combustion logée à l'intérieur du carter 10 en aval d'un compresseur (non représenté) qui alimente la chambre de combustion 12 en air sous pression par l'intermédiaire d'un diffuseur 14.
La chambre 12 est divergente et comprend une paroi annulaire de révolution radialement externe 16 et une paroi annulaire de révolution radialement interne 18 qui sont réunies à leurs extrémités amont par un fond de chambre 20 et par un carénage 22 comportant des orifices de passage d'injecteurs de carburant 24 portés par le carter 10 et représentés en traits pointillés.
Les extrémités aval des parois 16, 18 de révolution de la chambre 12 comprennent chacune une bride annulaire 26, 28 respectivement, permettant de fixer la chambre 12 sur une bride annulaire correspondante 30 du carter externe 10 et sur une bride annulaire 32 d'un carter interne 34 qui s'étend depuis le diffuseur 14 le long de la paroi interne 18 de la chambre de combustion.
Dans l'exemple représenté, les brides annulaires 26, 28 sont raccordées aux extrémités aval des parois de révolution 16, 18 par des parois de liaison annulaires 36, 38 respectivement.
Les brides annulaires 26, 28 et leurs parois 36, 38 de liaison aux parois 16, 18 de la chambre 12 doivent présenter une raideur suffisante pour que les fréquences propres de la chambre de combustion soient supérieures aux fréquences vibratoires de la turbomachine en fonctionnement. Toutefois, plus ces brides et les parois 36, 38 sont rigides, plus les contraintes qui s'y développent en fonctionnement du fait de la différence de dilatation thermique de la chambre 12 et des carters 10, 34, sont importantes et susceptibles de réduire la durée de vie de ces brides et parois de liaison. ι ι . r I L'inventioni permet* de résoudre ce problème d'une façon simple, économique et satisfaisante, qui va être décrite ci-dessous en référence aux figures 2 et 3.
On a représenté schématiquement en figure 2 une demi-vue en coupe axiale d'une chambre annulaire de combustion 42 selon l'invention, qui est convergent dans cet exemple et qui est alimentée en air sous pression, non plus par un diffuseur axial 14 comme la chambre de combustion 12 de la figure 1 , mais par un diffuseur radial 44 associé à un redresseur annulaire 46, le diffuseur 44 étant monté en sortie d'un étage de compression centrifuge (non représenté).
On notera que la présente invention est bien entendu applicable à des chambres annulaires de combustion du type de celles représentées en figure 1.
La chambre annulaire 42 de la figure 2 comporte deux parois annulaires de révolution externe 48 et interne 50, respectivement, qui sont de forme générale tronconique et dont les extrémités amont sont raccordées par un fond de chambre annulaire 52 comportant des moyens connus de réception des têtes 54 d'injecteurs de carburant portés par un carter externe 40 de la turbomachine.
L'extrémité aval de la paroi de révolution interne 50 est raccordée par une paroi annulaire tronconique 56 à une bride annulaire 58 de fixation par boulonnage sur une bride annulaire correspondante 60 d'un carter interne 62 portant le diffuseur-redresseur 44, 46.
L'extrémité aval de la paroi de révolution externe 48 est raccordée par une paroi tronconique 64 à une paroi cylindrique d'extrémité 66 qui s'étend le long d'une partie aval cylindrique 68 du carter externe 40.
La paroi d'extrémité cylindrique 66 et la partie cylindrique 68 du carter externe sont dans cet exemple, sensiblement parallèles à l'axe longitudinal 70 de ' la turbomachine, qui est l'axe de rotation des compresseurs et des turbines de cette turbomachine.
1 ' La paroi d'extrémité cylindrique 66 de la chambre de combustion 42 est parallèle à: lai partie cylindrique 68 du carter externe 40 et en est séparée par un jeu faible à froid, comme représenté en figure 2. Ce jeu est déterminé pour subsister au démarrage de la turbomachine et au régime de ralenti. Quand la vitesse de rotation augmente, par exemple pour le décollage de l'avion équipé de cette turbomachine, la dilatation thermique radiale de la chambre de combustion 42 est nettement supérieure à celle du carter externe 40, de sorte que le jeu radial entre la paroi d'extrémité 66 de la chambre de combustion et la partie cylindrique 68 du carter externe 40 s'annule, la paroi d'extrémité 66 de la chambre s'appliquant radialement sur la partie cylindrique 68 du carter 40. Cet appui réalise une fixation supplémentaire de la chambre de combustion sur la turbomachine et rigidifie cette fixation, de telle sorte que la fréquence propre de la chambre de combustion augmente, pour rester supérieure aux fréquences vibratoires de la turbomachine en fonctionnement.
La souplesse ou flexibilité des parois tronconiques 56 et 64 ainsi que le jeu à froid entre l'appui 66 et la partie cylindrique 68 sont déterminés pour, autant que possible, réduire le développement des contraintes dans les zones de raccordement entre la bride 58 et la paroi 50 et entre l'appui 66 et la paroi 48, tout en assurant un appui ferme de la paroi cylindrique 66 sur la partie cylindrique 68 du carter externe 40 à chaud.
L'appui glissant de la paroi cylindrique 66 sur la partie 68 du carter 40 favorise cette réduction globale des contraintes.
Comme représenté, la paroi tronconique 64 peut comporter des orifices 65 de passage d'air de ventilation, qui contribuent à sa flexibilité.
L'ordre de grandeur du jeu radial à froid entre la paroi cylindrique 66 et la partie cylindrique 68 du carter est le dixième de millimètre.
Lai figure 3 représente une variante de réalisation de l'invention, dans laquelle la chambre de combustion 42 est fixée au carter externe 40 par, une bride annulaire 72 reliée à l'extrémité aval de sa paroi externe de révolution 48 par une paroi tronconique 64.
; .:. : Sa« paroi interne de révolution 50 est raccordée par une paroi de liaison 74 à une paroi cylindrique d'extrémité 76 dont l'axe de révolution est confondu avec l'axe longitudinal 70 de la turbomachine. Cette paroi cylindrique d'extrémité 76 s'étend vers l'amont dans l'exemple représenté et est engagée dans une gorge annulaire cylindrique formée par un rebord-78 d'une paroi 80 solidaire du carter interne 62 de la turbomachine. Selon la place disponible, la paroi cylindrique 76 peut s'étendre vers l'aval. La paroi 80 comprend une partie cylindrique 82 parallèle à la paroi cylindrique d'extrémité 76 de la chambre de combustion et qui en est écartée à froid d'un jeu radial dont l'ordre de grandeur est le dixième de millimètre. A chaud, ce jeu radial est annulé et la paroi cylindrique d'extrémité 76 de la chambre de combustion s'applique radialement sur le rebord 78 du carter interne.
La bride annulaire 72 est reliée à la paroi externe de révolution 48 de la chambre par une paroi tronconique 64 semblable à celle décrite en référence à la figure 2, et dont la raideur est déterminée pour assurer un support et un positionnement corrects de la chambre de combustion 42 à froid et au régime de ralenti de la turbomachine. La flexibilité de la paroi 74 reliant la paroi d'extrémité 76 à la paroi interne de révolution 50 de la chambre est déterminée pour que, à chaud, l'appui sur le rebord 78 du carter interne, combiné à la raideur de la paroi de liaison 64, confère à la chambre de combustion 42 une fréquence propre supérieure aux fréquences vibratoires de la turbomachine en fonctionnement.
Pour le reste, les moyens essentiels de la variante de réalisation de la figure 3 sont les mêmes que ceux décrits et représentés en figure 2.

Claims

REVENDICATIONS
1. Chambre annulaire de combustion pour turbomachine, comprenant deux parois annulaires de révolution, respectivement externe (48) et interne (50), dont l'une comporte une bride annulaire (58, 72) destinée à la fixation de la chambre sur un carter (40, 80, 62) de la turbomachine, caractérisée en ce que l'autre paroi annulaire de révolution comporte des moyens d'appui (66, 76) destinés à être écartés à froid d'un autre carter (80, 40) de la turbomachine et à s'appliquer radialement, à chaud, sur ce carter.
2. Chambre annulaire de combustion selon la revendication 1 , caractérisée en ce que les moyens d'appui sont reliés à la paroi de la chambre par au moins une zone (64) élastiquement déformable.
3. Chambre annulaire de combustion selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que les moyens d'appui comprennent une paroi cylindrique d'extrémité (66, 76) reliée à la paroi de révolution de la chambre par une paroi (64) inclinée sur l'axe de la chambre.
4. Chambre annulaire de combustion selon la revendication 3, caractérisée en ce que la paroi inclinée sur l'axe de la chambre comprend des orifices de passage d'air de ventilation.
5. Chambre annulaire de combustion selon la revendication 3 ou 4, caractérisée en ce que la paroi (64, 72) inclinée sur l'axe de la chambre est flexible.
6. Chambre annulaire de combustion selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que la bride annulaire de i fixation (72) porte la paroi externe (48) de révolution ainsi que la paroi interne ! (50) de • révolution et les moyens d'appui (76) via un fond de chambre (52).
7>. Chambre annulaire de combustion selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que la bride annulaire de fixation (58) porte la paroi interne (50) de révolution ainsi que la paroi externe (48) de révolution et les moyens d'appui (66) via un fond de chambre (52).
8. Turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, caractérisé en ce qu'elle comprend une chambre annulaire de combustion selon l'une des revendications précédentes.
9. Turbomachine selon la revendication 8, caractérisée en ce qu'elle comprend un carter (40, 62) comportant une partie cylindrique (68, 78) sur laquelle les moyens d'appui (66, 76) de la chambre de combustion sont destinés à s'appliquer à chaud.
10. Turbomachine selon la revendication 8 ou 9, caractérisée en ce que, à chaud, les moyens d'appui (66, 76) de la chambre de combustion sont en contact glissant sur la partie cylindrique (68, 78) du carter.
11. Turbomachine selon l'une des revendications 8 à 10, caractérisée en ce que le jeu à froid entre les moyens d'appui (66, 76) de la chambre de combustion et les parties cylindriques d'appui (68,78) du carter (40, 80) est de l'ordre du dixième de millimètre.
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