FR 2948987 A1 20110211 FR 0955489 A 20090804 CHAMBRE DE COMBUSTION DE TURBOMACHINE COMPORTANT DES ORIFICES D'ENTREE D'AIR AMELIORES DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines, telles que les turbomachines d'aéronef, et concerne plus particulièrement les chambres annulaires de combustion des turbomachines. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Les turbomachines comprennent au moins une turbine agencée en sortie d'une chambre de combustion pour extraire de l'énergie d'un flux primaire de gaz éjectés par cette chambre de combustion et entraîner un compresseur disposé en amont de la chambre de combustion et alimentant cette chambre en air sous pression. Les chambres de combustion des turbomachines comprennent typiquement deux parois annulaires coaxiales, respectivement radialement interne et radialement externe, qui s'étendent de l'amont vers l'aval, selon le sens d'écoulement du flux primaire de gaz dans la turbomachine, autour de l'axe des chambres de combustion, et qui sont reliées entre elles à leur extrémité amont par une paroi annulaire de fond de chambre qui s'étend sensiblement radialement autour de l'axe précité. Cette paroi annulaire de fond de chambre est équipée d'une rangée annulaire de systèmes d'injection régulièrement répartis autour de 2 cet axe pour permettre une amenée d'air et de carburant dans la chambre de combustion. Les systèmes d'injection comprennent en général des moyens de support de tête d'injecteur de carburant pourvus de moyens aérodynamiques d'injection d'air et de vaporisation du carburant sous forme de fines gouttelettes dans la chambre de combustion. En fonctionnement, un système d'injection de ce type génère typiquement une nappe d'un mélange d'air et de carburant de forme générale tronconique autour d'un axe central du système d'injection. La concentration maximale en carburant est plus particulièrement localisée sur un tronc de cône de sommet situé sensiblement en entrée du système d'injection et de demi-angle au sommet compris entre 30 et 40 degrés environ. Le profil de la nappe est sensiblement constant aux régimes de fonctionnement normaux allant du régime de ralenti au régime de plein gaz. D'une manière générale, les chambres de combustion se décomposent en une région interne amont, couramment appelée zone primaire, et une région interne aval, couramment appelée zone de dilution. La zone primaire d'une chambre de combustion est prévue pour la combustion du mélange d'air et de carburant dans des proportions sensiblement stoechiométriques. A cette fin, l'air est injecté dans cette zone non seulement par les systèmes d'injection mais aussi par des premiers orifices, couramment appelés orifices primaires, ménagés dans les parois 3 annulaires de la chambre autour de la zone primaire de cette dernière. La zone de dilution est prévue pour la dilution et le refroidissement des gaz provenant de la combustion dans la zone primaire, et pour conférer au flux de ces gaz un profil thermique optimal en vue de son passage dans la turbine montée en aval de la chambre de combustion. Pour cela, les parois annulaires de la chambre de combustion comportent des seconds orifices d'entrée d'air, couramment appelés orifices de dilution. Les performances des chambres de combustion dépendent notamment de la qualité de la combustion dans la zone primaire de ces chambres. Or, dans les chambres de combustion de type connu, le mélange d'air et de carburant demeure en général dans la zone primaire pendant un temps qui n'est pas suffisamment long pour permettre une combustion complète. De plus, le profil de température des gaz de combustion en sortie de ces chambres de combustion n'est pas suffisamment homogène pour permettre un fonctionnement optimal des turbines associées à ces chambres de combustion. Cela provient notamment de 25 l'inhomogénéité de la concentration en carburant dans la zone primaire de ces chambres. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces 30 problèmes. 20 4 Elle propose à cet effet une chambre de combustion de turbomachine, comprenant une paroi annulaire de fond de chambre équipée de systèmes d'injection régulièrement répartis autour d'un axe longitudinal de la chambre de combustion et dont chacun présente un axe central d'émission de carburant, la chambre de combustion comprenant également deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne et externe, reliées entre elles par ladite paroi de fond de chambre et comportant une pluralité d'orifices d'entrée d'air formés sur au moins l'une desdites parois annulaires. Selon l'invention, au moins certains de ces orifices d'entrée d'air sont conformés de sorte que la projection orthogonale de chacun de ces orifices sur un plan de projection correspondant qui passe par l'axe central du système d'injection le plus proche de cet orifice et qui est perpendiculaire à un plan axial correspondant passant conjointement par cet axe central et par l'axe longitudinal de la chambre de combustion, a une forme oblongue telle que l'écartement maximal entre deux points quelconques du bord de l'orifice selon une direction perpendiculaire à l'axe central du système d'injection le plus proche de cet orifice est supérieur à l'écartement maximal entre deux points quelconques du bord de l'orifice selon la direction de cet axe central. D'une manière générale et comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit, la forme oblongue de ces orifices permet à l'air injecté dans la chambre de combustion par ceux-ci de former une barrière vis-à-vis des gaz s'écoulant dans cette chambre de combustion, ce qui permet de ralentir l'écoulement de ces gaz en comparaison avec les chambres de combustion de type connu. Cela permet d'optimiser la réaction de 5 combustion se produisant dans la chambre de combustion et donc d'améliorer les performances de cette dernière, tout en rendant plus homogène la température des gaz en sortie de cette chambre de combustion. De plus, cela peut rendre possible une diminution du nombre d'orifices d'entrée d'air qu'il est nécessaire de prévoir dans les parois coaxiales de la chambre de combustion. Les orifices de forme oblongue peuvent par exemple être de forme elliptique ou rectangulaire, lorsqu'ils sont vus en projection orthogonale sur le plan de projection correspondant. On associe dans ce qui suit chaque orifice d'entrée d'air au système d'injection le plus proche de cet orifice, ou en cas d'égalité de distances, aux deux systèmes d'injection les plus proches dudit orifice. Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, les orifices d'entrée d'air de forme oblongue comprennent des orifices primaires formés autour d'une région amont de la chambre de combustion, couramment appelée zone primaire. Ces orifices primaires de forme oblongue permettent à l'air injecté dans la chambre de combustion par ceux-ci de former vis-à-vis de l'écoulement vers l'aval du mélange en combustion une barrière de nature à ralentir efficacement cet 6 écoulement et à favoriser des phénomènes de recirculation de ce mélange dans la zone primaire. Les orifices primaires associés à chaque système d'injection sont de préférence au nombre de deux et agencés symétriquement par rapport au plan axial correspondant. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention et de manière connue en soi, chacun des systèmes d'injection est configuré pour émettre une nappe de carburant et d'air mélangés présentant une région de concentration maximale en carburant sensiblement localisée sur un tronc de cône de révolution centré sur l'axe central du système d'injection et ayant un sommet situé à l'entrée de ce système d'injection. La forme de la nappe du mélange d'air et de carburant associée à chaque système d'injection peut être déterminée de manière expérimentale par des techniques bien connues telles que l'analyse de particules par méthode phase Doppler, couramment appelée PDPA (Phase Doppler Particule Analysis). Lors de la conception d'une chambre de combustion selon l'invention, la forme de la nappe correspondant à une géométrie donnée de chambre de combustion peut aussi être déterminée par des méthodes numériques de simulation, également connues de l'homme du métier. Préférentiellement, chacun des orifices primaires de forme oblongue, lorsqu'il est vu en projection orthogonale sur le plan de projection correspondant, est intercepté par une droite 7 correspondante résultant de l'intersection du tronc de cône précité avec ledit plan de projection. De cette manière, le flux d'air injecté par chacun de ces orifices peut intercepter la région de concentration maximale en carburant de la nappe correspondante en s'écoulant sensiblement tangentiellement à cette région de la nappe, de sorte que l'effet de barrière produit par ce flux d'air peut être rendu plus efficace. Vu en projection orthogonale sur le plan de projection correspondant, chacun des orifices primaires de forme oblongue présente avantageusement un axe de symétrie orienté d'un angle compris entre 85 degrés et 95 degrés, et de préférence égal à 90 degrés, par rapport à la droite correspondante résultant de l'intersection du tronc de cône précité avec ledit plan de projection. La barrière formée par l'air injecté par chacun de ces orifices est ainsi sensiblement perpendiculaire à la direction locale d'écoulement de la nappe d'air et de carburant provenant du système d'injection correspondant, ce qui permet d'améliorer encore l'efficacité de cette barrière. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, chacun des orifices primaires de forme oblongue est conformé de sorte que la projection orthogonale dudit orifice sur le plan de projection correspondant présente un centre de symétrie qui est écarté de ladite droite correspondante, qui résulte de l'intersection du tronc de cône précité avec le plan de projection, d'une distance inférieure au quart de la 8 plus grande dimension de ladite projection de l'orifice. L'écartement entre le centre de symétrie de la projection de chacun de ces orifices et la droite correspondante précitée est bien entendu mesuré perpendiculairement à cette droite. Cet agencement des orifices permet à l'air injecté par ceux-ci de circuler au plus près de la région de concentration maximale en carburant de la nappe correspondante, l'agencement idéal étant celui dans lequel l'écartement précité est sensiblement nul, auquel cas le centre de symétrie de chacun de ces orifices vu en projection orthogonale se trouve sensiblement sur la droite correspondante précitée. L'efficacité de l'effet de barrière produit par l'air injecté par ces orifices est ainsi optimale. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, les orifices d'entrée d'air de forme oblongue comprennent des orifices de dilution formés autour d'une région aval de la chambre de combustion couramment appelée zone de dilution. La forme oblongue de ces orifices de dilution permet d'améliorer l'efficacité et l'homogénéité du refroidissement des gaz dans la zone de dilution par l'air injecté dans cette zone par ces orifices. Cette forme peut en outre induire un effet de barrière avantageux analogue à celui décrit ci-dessus, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit. 9 Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, certains au moins des orifices de dilution de forme oblongue sont agencés de sorte que chacun de ces orifices soit intercepté par le plan axial correspondant et forme ainsi un orifice de dilution principal associé au système d'injection correspondant. Ces orifices peuvent en particulier induire un effet de barrière vis-à-vis des gaz ayant éventuellement contourné la barrière d'air produite en amont par d'éventuels orifices primaires de forme oblongue. Avantageusement, le plan axial correspondant à chacun des orifices de dilution principaux forme un plan de symétrie dudit orifice. De cette manière, l'air injecté par chacun de ces orifices peut former une barrière sensiblement centrée par rapport au flux de gaz issu du système d'injection correspondant. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, certains au moins desdits orifices de dilution de forme oblongue sont configurés de manière à avoir pour plan de symétrie un plan axial s'étendant à mi-distance angulairement entre les axes centraux respectifs de deux systèmes d'injection consécutifs. L'agencement de ces orifices leur permet, le cas échéant, d'induire un effet de barrière complémentaire de celui des orifices de dilution principaux précités. Cet agencement permet plus généralement de maximiser l'étendue circonférentielle sur laquelle peut 10 se produire l'effet de blocage induit par l'ensemble des orifices de dilution. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, les orifices primaires et de dilution de forme oblongue sont donc agencés circonférentiellement en alternance, ce qui permet de maximiser l'effet de barrière produit par l'ensemble de ces orifices. L'invention concerne également une turbomachine comprenant une chambre de combustion du type 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 demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'une chambre de combustion dans une turbomachine selon l'invention ; la figure 2 est une vue schématique partielle en projection orthogonale sur le plan A-A de la figure 1, de la chambre de combustion de cette figure ; la figure 3 est une vue schématique partielle en coupe transversale de la chambre de combustion de la figure 1. EXPOSÉ DÉTAILLÉ D'UN MODE DE RÉALISATION PREFERE La figure 1 représente une partie d'une turbomachine, telle qu'un turboréacteur d'avion, et cette figure illustre plus particulièrement une partie 11 d'une chambre annulaire de combustion 10 de cette turbomachine. D'une manière bien connue, la chambre de combustion 10 est montée en aval d'un compresseur de la turbomachine destiné à alimenter cette chambre en air sous pression, et en amont d'une turbine de cette turbomachine, destinée à entraîner en rotation le compresseur précité sous l'effet de la poussée des gaz provenant de la chambre de combustion, ce compresseur et cette turbine n'étant pas représentés sur la figure 1. La chambre de combustion 10 comprend deux parois annulaires coaxiales, respectivement radialement interne 12 et radialement externe 14, qui s'étendent autour de l'axe longitudinal 16 de la chambre de combustion. Ces deux parois annulaires 12 et 14 sont fixées en aval à des carters de la chambre (non visibles sur la figure 1), et sont reliées l'une à l'autre à leur extrémité amont par une paroi annulaire de fond de chambre 18, de manière connue. La paroi annulaire de fond de chambre 18 comporte une rangée annulaire d'orifices régulièrement répartis autour de l'axe 16 de la chambre de combustion, et dans lesquels sont montés des systèmes d'injection 20 associés à une rangée annulaire d'injecteurs de carburant 22. Chaque système d'injection 20 comporte deux vrilles de turbulence 24 et 26 qui s'étendent coaxialement autour de l'axe 28 du système d'injection et qui sont reliées en amont à des moyens 30 de 12 centrage et de guidage d'une tête 32 de l'injecteur 22 correspondant, et en aval à un bol mélangeur 34 monté dans l'orifice correspondant de la paroi de fond de chambre 18. Chaque système d'injection 20 comporte au niveau de ses vrilles de turbulence 24 et 26, de ses moyens 30 de centrage et de guidage de tête d'injecteur, et de son bol mélangeur 34, des orifices 36 destinés à l'injection, dans la chambre de combustion, d'une partie 38 du flux d'air 40 provenant du compresseur de la turbomachine. Comme cela apparaîtra plus clairement dans les explications qui suivent en référence à la figure 2, chaque système d'injection 20 est conçu pour pulvériser dans la chambre de combustion un mélange d'air et de fines gouttelettes de carburant sous la forme d'une nappe de forme générale tronconique, présentant en particulier une région de concentration maximale en carburant sensiblement localisée sur un tronc de cône centré sur l'axe 28 du système d'injection, de sommet localisé sensiblement au niveau de l'entrée de ce système d'injection, et de demi-angle au sommet R par exemple égal à 35 degrés environ et typiquement compris entre 30 et 40 degrés. Par ailleurs, les parois annulaires 12 et 14 de la chambre de combustion sont reliées à leur extrémité amont à un carénage annulaire 42 (figure 1) qui est par exemple du type monobloc comportant des orifices alignés avec les systèmes d'injection 20 pour le passage des injecteurs 22 et du flux d'air 38. Ce carénage a pour fonctions principales la protection de 13 la paroi de fond de chambre 18 et la canalisation du flux d'air 38. En variante et de manière connue, ce carénage 42 peut être formé de deux parties distinctes, respectivement radialement interne et radialement externe. Chacune des parois annulaires 12 et 14 comporte en outre deux rangées annulaires d'orifices d'entrée d'air 44 et 46, destinés à l'injection dans la chambre de combustion d'une partie 48 du flux d'air 40. En fonctionnement, cette partie 48 du flux d'air 40 peut atteindre les orifices d'entrée d'air 44 et 46 en circulant vers l'aval dans un espace annulaire de contournement 49 ménagé entre les parois annulaires 12 et 14 de la chambre de combustion d'une part, et les carters correspondants de cette chambre (non visibles sur la figure 1) d'autre part. Une première de ces rangées d'orifices est formée autour d'une région amont 50 de la chambre de combustion couramment appelée zone primaire, dans laquelle ont lieu en fonctionnement les réactions de combustion du mélange d'air et de carburant. Les orifices 44 de cette première rangée sont pour cette raison couramment appelés orifices primaires. La deuxième rangée d'orifices est formée en aval autour d'une région 52 de la chambre couramment appelée zone de dilution, dans laquelle les gaz de combustion sont dilués et refroidis. Les orifices 46 de cette deuxième rangée sont pour cette raison couramment appelés orifices de dilution. La figure 2 représente des orifices d'entrée d'air de la paroi annulaire externe 14, ainsi 14 que la région 54 de concentration maximale en carburant de la nappe produite par un système d'injection 20 et le tronc de cône 55 sur lequel cette région 54 est sensiblement localisée, en projection orthogonale sur le plan A-A de la figure 1, qui passe par l'axe 28 du système d'injection 20 et qui est perpendiculaire au plan de la figure 1, c'est-à-dire au plan passant par l'axe 28 du système d'injection précité et par l'axe 16 de la chambre de combustion, ce dernier plan étant symbolisé par la ligne B-B sur la figure 2, et les projections des orifices primaires et de dilution étant désignées respectivement par les références 44p et 46p sur cette figure. Il est à noter que le plan A-A de la figure 1 est associé au système d'injection 20 représenté sur cette figure. La figure 3 illustre la projection orthogonale dans le plan A-A de deux orifices de dilution 46 de la paroi externe 14. Par ailleurs, comme l'illustre plus particulièrement cette figure 3, chacune des deux droites 56 visibles sur les figures 2 et 3 représente la projection dans le plan A-A de l'intersection de la paroi annulaire externe 14 de la chambre de combustion avec un plan P qui passe par l'axe 16 de cette chambre de combustion et qui est situé angulairement à mi-distance entre l'axe 28 du système d'injection 20 et l'axe 128 de l'un des deux systèmes d'injection directement consécutifs de ce système d'injection 20 sur la paroi de fond de chambre 18. Les orifices d'entrée d'air 44 et 46, dont les projections respectives 44p et 46p dans le plan A-A 15 sont situées entre les deux axes 56, peuvent donc être associés au système d'injection 20 qui constitue le système d'injection le plus proche de ces orifices (figure 2). Selon l'invention, les projections orthogonales respectives 44p et 46p, dans le plan A-A, des orifices d'entrée d'air 44 et 46 associés au système d'injection 20, ont une forme elliptique telle que l'écartement maximal 58 mesurable entre deux points du bord de la projection de chaque orifice selon une direction perpendiculaire à l'axe 28 du système d'injection 20 est supérieur à l'écartement maximal 60 mesurable entre deux points du bord de la projection de l'orifice selon la direction de cet axe 28. Cette propriété caractérise la forme et l'orientation globale des orifices 44 et 46. Les projections 44p des orifices primaires 44 présentent en outre un axe de symétrie 62 qui fait avec une droite 64 correspondante, résultant de l'intersection du tronc de cône 55 avec le plan de projection A-A, un angle a compris entre 85 degrés et 95 degrés. Compte tenu de la propriété énoncée précédemment relative à la forme et à l'orientation globale des orifices 44 et 46, l'axe de symétrie 62 coïncide avec le grand axe des projections 44p et 46p des orifices 44 et 46 dans le plan A-A, lorsque ces dernières ont la forme d'ellipses comme dans le mode de réalisation représenté sur les figures 1 à 3. En outre, le centre 65 de la projection 44p de chaque orifice primaire 44 est sensiblement localisé sur la droite 64 correspondante. 16 Les orifices de dilution 46 associés au système d'injection 20 comprennent un orifice 66, dont la projection 66p dans le plan A-A est centrée sur l'axe 28 de ce système d'injection, et qui forme ainsi un orifice de dilution principal associé à ce système d'injection 20, ainsi que deux orifices de dilution secondaires 68, dont les projections 68p dans le plan A-A sont centrées sur les axes 56, et qui sont donc situés sensiblement à égale distance de deux systèmes d'injection consécutifs de la paroi de fond de chambre 18. L'orifice de dilution principal 66 a pour plan de symétrie le plan B-B tandis que les orifices de dilution secondaires 68 ont pour plans de symétrie respectifs les plans P passant par l'axe 16 de la chambre de combustion et situés angulairement à mi-distance entre les axes 28 et 128 respectifs de deux systèmes d'injection consécutifs (figure 3). Les orifices de dilution secondaires 68 étant situés à égale distance de deux systèmes d'injection consécutifs de la paroi de fond de chambre 18, comme cela a été expliqué ci-dessus, il est à noter que chacun de ces orifices est associé aux deux systèmes d'injection correspondants et vérifie la propriété énoncée ci-dessus en ce qui concerne la forme et l'orientation globale des orifices lorsque cet orifice est vu en projection orthogonale dans les deux plans de projection correspondant aux deux systèmes d'injection précités. Dans le mode de réalisation préféré de 30 l'invention, les orifices d'entrée d'air de la paroi 17 annulaire interne 12 sont configurés de la même manière que les orifices de la paroi externe 14. D'une manière générale, les projections des orifices d'entrée d'air 44 et 46 peuvent ne pas avoir une forme elliptique, mais toute forme oblongue vérifiant la propriété énoncée ci-dessus, relative à la forme et à l'orientation globale des orifices 44 et 46, sans sortir du cadre de l'invention. En fonctionnement, les orifices primaires 44 permettent du fait de leur forme d'induire un effet de barrière de nature à ralentir efficacement l'écoulement vers l'aval du mélange d'air et de carburant dans la zone primaire 50 de la chambre de combustion, comme l'illustrent les flèches 70 sur la figure 2. Les orifices de dilution 46 permettent un refroidissement efficace et homogène des gaz provenant de la zone primaire 50. L'invention permet d'une manière générale 20 d'améliorer les performances de la chambre de combustion, comme cela a été expliqué ci-dessus. REVENDICATIONS1. Chambre de combustion (10) de turbomachine, comprenant une paroi annulaire de fond de chambre (18) équipée de systèmes d'injection (20) régulièrement répartis autour d'un axe longitudinal (16) de la chambre de combustion et dont chacun présente un axe central (28, 128) d'émission de carburant, la chambre de combustion (10) comprenant également deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne (12) et externe (14), reliées entre elles par ladite paroi de fond de chambre (18) et comportant une pluralité d'orifices d'entrée d'air (44, 46) formés sur au moins l'une desdites parois annulaires, caractérisée en ce qu'au moins certains desdits orifices d'entrée d'air (44, 46) sont conformés de sorte que la projection orthogonale (44p, 46p) de chacun de ces orifices sur un plan de projection correspondant (A-A), qui passe par l'axe central (28) du système d'injection (20) le plus proche dudit orifice et qui est perpendiculaire à un plan axial correspondant (B-B) passant conjointement par ledit axe central (28) et par ledit axe longitudinal (16) de la chambre de combustion, a une forme oblongue telle que l'écartement maximal (58) entre deux points quelconques du bord de ladite projection (44p, 46p) selon une direction perpendiculaire audit axe central (28) est supérieur à l'écartement maximal (60) entre deux points quelconques du bord de ladite projection (44p, 46p) selon la direction dudit axe central (28). 19 2. Chambre de combustion selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdits orifices d'entrée d'air de forme oblongue comprennent des orifices primaires (44) formés autour d'une région amont (50) de la chambre de combustion. 3. Chambre de combustion selon la revendication 2, caractérisée en ce que, chacun desdits systèmes d'injection (20) étant configuré pour émettre une nappe de carburant et d'air mélangés présentant une région (54) de concentration maximale en carburant sensiblement localisée sur un tronc de cône de révolution (55) centré sur l'axe central (28) dudit système d'injection (20) et ayant un sommet localisé à l'entrée dudit système d'injection (20), la projection orthogonale (44p) de chacun desdits orifices primaires de forme oblongue (44) sur ledit plan de projection (A-A) correspondant est interceptée par une droite (64) correspondante résultant de l'intersection dudit tronc de cône (55) avec ledit plan de projection (A-A). 4. Chambre de combustion selon la revendication 3, caractérisée en ce que la projection orthogonale (44p) de chacun desdits orifices primaires de forme oblongue (44) sur ledit plan de projection (A-A) correspondant présente un axe de symétrie (62) qui fait, avec ladite droite (64) correspondante résultant de l'intersection dudit tronc de cône (55) avec ledit plan de projection (A-A), un angle a compris entre 85 degrés et 95 degrés. 20 5. Chambre de combustion selon la revendication 3 ou 4, caractérisée en ce que chacun desdits orifices primaires de forme oblongue (44) est conformé de sorte que la projection orthogonale (44p) dudit orifice sur ledit plan de projection (A-A) correspondant présente un centre de symétrie (65) qui est écarté de ladite droite (64) correspondante, qui résulte de l'intersection dudit tronc de cône (55) avec ledit plan de projection (A-A), d'une distance inférieure au quart de la plus grande dimension de ladite projection (44p) de l'orifice. 6. Chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que lesdits orifices d'entrée d'air de forme oblongue comprennent des orifices de dilution (46) formés autour d'une région aval (52) de la chambre de combustion. 7. Chambre de combustion selon la revendication 6, caractérisée en ce que certains au moins desdits orifices de dilution de forme oblongue (46) sont agencés de sorte que chacun de ces orifices soit intercepté par ledit plan axial (B-B) correspondant et forme ainsi un orifice de dilution principal (66) associé au système d'injection (20) correspondant. 8. Chambre de combustion selon la revendication 7, caractérisée en ce que le plan axial (B-B) correspondant à chacun des orifices de dilution principaux (66) forme un plan de symétrie dudit orifice (66). 21 9. Chambre de combustion selon la revendication 7 ou 8, caractérisée en ce que certains au moins desdits orifices de dilution de forme oblongue (46) sont configurés de manière à avoir pour plan de symétrie un plan axial (P) s'étendant à mi-distance angulairement entre les axes centraux (28, 128) respectifs de deux systèmes d'injection consécutifs. 10. Turbomachine, caractérisée en ce qu'elle comprend une chambre de combustion (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes.15