L'invention concerne les chambres de combustion de turbines à gaz et notamment de turboréacteurs d'aviation, présentant un faible pouvoir polluant. Dans les chambres de combustion connues, on injecte le combustible dans une zone de combustion primaire suivie d'une zone de combustion secondaire ou de dilution. La-zone primaire est définie de façon telle que la richesse du mélange aircombustible y soit sensiblement stoéchiométrique pour les conditions de vol en "croisière" et que son volume soit au moins égal à la valeur nécessaire pour assurer le réallumage en vol à une altitude déterminée. I1 est bien évident que cette conception conduit, en ce qui concerne la seule pollution, aux inconvénients suivants - au ralenti, notamment pendant le roulage de l'avion au sol, le rendement de la combustion n'est pas optimal du fait de la faible richesse moyenne de la zone primaire, ce qui entraîne un rejet important d'oxyde de carbone et d'hydrocarbures non brûlés, au voisisage du sol ; - - au décollage (régime "maximal") et en croisière (régime "maximal continu"), si le rendement de la combustion est sensibiement optimal, la conception de telles chombres implique un temps de séjour élevé des gaz dans les zones proches du mélsnge stoéchiométrique jour lesquelles la température atteinte est maximelé, @e qui favorise la production des oxydes d'azote. La @résente invention a notamment pour b@t de pallier les inconvénients précités des chambres de combustien connues. Elle concerne à à @ effet une chambre de combustion pour tur@ine à gaz notamment pour turboréacteur d'aviation, caractérisés en ce qu'elle comprand successivement, à partir de l'extrémité a mont de la chambre, une première zone de combustion alimentée d'une part an combustible et d'@@tre part en air comburant, puis une seconde zone de combustion, en communication avec la première, de volume plus important que celui de celle-ci et alimentée seulement en air comburant, zones dont les volumes respectifs et les alimentations en air comburant sont tels que pour une alimentation en combustible à un débit correspondant au fonctionnement, nau ralenti" de la turbine à gaz, la richesse du mélange air-combustible soit sensiblement stoéchiométrique dans la première zone et que pour des aimantations à des débits corres pondant aux fonctionnements "maximal" et "maximal continu" de la turbine à gaz, la combustion des gaz chauds et carburés s'effectue principalement dans la seconde zone avec des faibles temps de séjour desdits gaz dans ladite seconde zone. La richesse-du mélange air-combustible, réalisé dans le première zone, pour le fonctionnement "au ralenti" de la turbine à gaz, étant stoéchiométrique, les -réactions chimiques de combustion se développent dans des conditions beaucoup plus favorables que dans une chambre de combustion classique dans laquelle pour un même fonctionnement de la turbine cette combustion s'effectue avec un excès d'air. Dans la chambre de combustion de l'invention, les débits d'oxydes de carbone et d'hydrocarbures imbrulés à l'échappement de la turbine, pour un fonctionnement au ralenti de ladite turbine, sont considérablement diminués, la première zone de combustion étant à son optimum de rendement de combustion, supérieures aux valeurs permettant ainsi d'atteindre des valeurs/accessibles dans une chambre de combustion classique. Dans les fonctionnements aux régimes t'maximal" et maximal continu" de la turbine à gaz, c'est-à-dire respectivement au décollage et en vol de croisière pour un turboréacteur d'avion, la combustion s'effectue aussi dans la seconde zone de combustion où les gaz chauds et carburés peuvent continuer à brûler dans un écoulement dans lequel les recirculations sont de dimensicns beaucoup moins importantes que dans une chambre classique, les temps de séjour desdits gaz dans ladite seconde zone étant égale- ment beaucoup plus faibles que dans une telle chambre de combustion classique. L'invention permet de ce fait de réduire considérablement; à ces régimes de fonctionnement maxima et "maximal continu, la production d'oxydes d'azote. Suivant une disposition de l'invention, l'alimentation en air comprimé de la seconde chambre, est réalisée par des orifices situés dans un plan sensiblement perpendiculaire à l'axe longitudinal de la chambre de combustion. Une telle alimentation permet notamment de supprimer les traversées de parois latérales par des jets d'air, qui, dans les chambres de combustion classiques nuisent au refroidissement en diminuant localement l'efficacité du "film cooling". Il est donc possible de resserrer les films de refroidissement dont l'efficacité n'est pas perturbée par les arrivées radiales. En outre, l'absence de ces arrivées radiales permet l'empilement des films en nombre suffisant pour obtenir le refroidissement désiré. Suivant un mode de réalisation de l'invention, la première zone de combustion est définie à l'intérieur du carter de la chambre par une enceinte annulaire, à fond percé d'ouver- tures traversées par des tubes d'arrivée de combustible, et à flancs percés d'ouvertures pour le passage de l'air comburant, l'enceinte supportant des cannes à prévaporisation. La première zone de combustion de la chambre de combustion de l'invention étant appropriée au fonctionnement "au ralenti" de la turbine à gaz, et de ce fait de dimensions plus faibles qu'une zone primaire classique, les cannes à prévaporisation peuvent en conséquence avoir des dimensions plus faibles, ce qui est favorable pour la tenue thermique des prévaporisateurs. Suivant un autre mode de réalisation de l'invention, la seconde zone de combustion est définie par deux parois comprennant chacune au moins deux viroles concentriques se recouvrant l'une l'autre et maintenues espacÉes par des entretoises percées de passages d'air de refroidissement par "film cooling". Cette disposition favorisant un bon refroidissement de la chambre de combustion se combine avec la structure de ladite chambre pour permettre la réduction de longueur de celle-ci par rapport aux chambres classiques, dans lesquelles ltefficacité des "films cooling" perturbée par les arrivées radiales d'air impose des surfaces de refroidissement plus grandes. Dans la- chambre de combustion suivant l'invention, l'air comburant admis frontalement dans la seconde zone peut entre introduit dans celle-ci, soit au travers d'orifices d'admission ménagés dans une paroi annulaire située entre les extrémités aval de l'enceinte de la première zone et les bords libres des viroles de la seconde zone, soit entre des bras radiaux s'étendant entre ladite enceinte et lesdites viroles. L'invention sera mieux comprise à la lecture-de la description détaillée qui suit et à l'examen des dessins annexés qui représentent, à titre d'exemple non limitatif deux modes de réalisation de l'invention. Sur ces dessins - La fig. 1 est une vue partielle, de face, en coupe, d'un premier mode de réalisation d'une chambre de combustion suivant l'invention. - La fig. 2 est une vue partielle en perspective, avec coupe et arrachement partiels, de la chambre de combustion de la fig. 1. - La fig. 3 est une vue partielle, de face, en coupe, d'un second mode de réalisation de la chambre de combustion suivant l'invention. On voit sur les fig. 1 et 2, la partie amont d'une chambre de combustion 1 faisant partie d'un turboréacteur d'aviation, lequel ntest pas représenté dans son ensemble. La chambre de combustion 1, est définie Far un carter annulaire 2, d'axe X-Y accordé en amont à la sortie d'un compresseur et en aval à une turbine à haute pression (non représentés). Ainsi qu'il est connu, l'air refoulé par le compresseur dans la chambre de combustion 1 est employé pour y faire brtler un combustible pour produire des gaz chauds se détendant dans des turbinas respectivement à haute et basse pressions avant de former un jet assurant la propulsion de l'avion équipé du turboréacteur. La chambre de combustion 1 comprend deux zones de combustion : une première zone 3 ou zone primaire et une seconde zone 4 ou zone secondaire. La zone primaire 3 est définie par une enceinte 5 dont le fond est percé d'ouvertures 6 par où pénétrent des tubes d'arrivée de combustible 7 et l'air de combustion alimentant des cannes de prévaporisation 8 de type conte. L'enceinte 5 est également pourvue de perçages radiaux 9 permettant ltentrée d'air comburant dans la zone primaire 3. A l'intérieur de l'enceinte 5 est disposée une paroi 10 à fond sensiblement plat percé d'alésages 11 destinés chacun à recevoir le corps d'une canne de prévaporisation 8. Laparoi 10 est percée latéralement d'orifices 12, 13 permettant la formation de "films cooling" assurant le refroidissement de l'enceinte 5. Cette paroi 10 est protégée au voisinage des cannes 8 par un écran thermique 14. Les dimensions de l'enceinte 5 et les alimentations en air 9 sont définies de façon à obtenir dans la zone primaire 3 une richesse du mélange air-combustible sensiblement stoéchiométrique pour un débit de combustible correspondant au fonctionnement "au ralenti" du turboréacteur. La zone secondaire 4 est définie, elle, par des viroles concentriques 15, 16 et 17 percées d'orifices 18, 19 et 20 permettant l'admission d'air de refroidissement le long desdites viroles 15, 16 et 17. La zone secondaire 4 est reliée à la zone primaire par une paroi annulaire 21, située dans un plan sensiblement perpendiculaire à l'axe longitudinal X-Y de la chambre de combustion 1, et percée d'orifices de dilution 22 permettant l'admission diapir comburant dans la zone secondaire 4. Le dimensionnement de la zone secondaire 4 ainsi que celui des orifices 2 2est tel que pour une alimentation en combustible des cannes 8 à des débits correspondant aux fonctionnements maximal et maximal continu" du turbóréacteur, la combustion des gaz chauds carburés (qui s'effectue alors principalement dans la seconde zone3 ait lieu avec des faibles temps de séjour desdits gaz dans ladite seconde zone. Le mode de réalisation de la chambre de combustion de la fig. 3 diffère seulement de celui des fig. 1 et 2 par le mode de liaison des zones primaire 3 et secondaire 4. Ce mode de liaison est constitué par une pluralité de bras radiaux 23, chacun en forme de V à arête orientée vers l'extérieur. Ces bras 23 menagent entre eux des espaces libres pour le passage de l'air comburant. On a repris dans cette fig. 3 pour désigner les parties de la chambre identiques à celles déjà décrites à propos des fig. 1 et 2, les mêmes références que dans celles-ci Bien entendu, l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits et représentés. On pourra au besoin recourir à d'autres modes et à d'autres formes de réalisation sans pour cela sortir du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1. Chambre de combustion pour turbine à gaz notamment pour turboréacteur d-'aviation, caractérisée en ce qu'elle comprend successivement, à partir de l'extrémité amont de la chambre, une première zone de combustion alimentée d'une part en combustible et d'autre part en air comburant, puis une seconde zone de combustion, en communication avec la première, de volume plus important que celui de celle-ci et alimentée seulement en air comburant, zones dont les volumes respectifs et les alimentations en air comburant sont tels que pour une alimentation en combustible à un débit correspondant au fonctionnement, "au ralenti" de la turbine à gaz, la richesse du mélange air-combustible soit sensiblement stoechiométrique dans la première zone et que pour des alimentations à des débits correspondant aux fonctionnements maximal et "maximal continu" de la turbine à gaz, la combustion des gaz chauds et carburés s'effectue principalement dans la seconde zone avec de-s faibles temps de séjour desdits gaz dans ladite seconde zone. 2. Chambre de combustion suivant la revendication 1, caract6risée en ce que l'alimentation des deux zones en air comburant est-assurée en parallèle. 3. Chambre de combustion suivant l'une quelconque des revendications 1 et 2, caractérisée en ce que l'alimentation en air comprimé de la seconde chambre est réalisée par des orifices situés dans un plan sensiblement perpendiculaire à l'axe longitudinal de la chambre de combustion. 4. Chambre de combustion suivant l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que les zones de combustion sont annulaires. 5. Chambre de combustion suivant l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que les zones de combustion sont des tubes à flammes. 6. Chambre de combustion suivant l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que la première zone de combustion est définie à l'intérieur du carter de la chambre, par une enceinte annulaire, à fond percé d'ouvertures traversées par des tubes d'arrivée de combustible, et à flancs percés d'ouvertures pour le passage de l'air comburant, enceinte supportant des cannes à prévaporisation. 7. Chambre combustion suivant l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisée en ce que la seconde zone de combustion est définie par deux parois comprenant chacune au moins deux viroles concentriques se recouvrant l'une l'autre et maintenues espacées par des entretoises percées de passages d'air de refroidissement par "film ccoling1,. 8. Chambre de combustion suivant la revendication 6, caractérisée en ce que l'air de refroidissement traversant les passages des entretoises est admis en parallèle aux alimentations des zones en air comburant. 9. Chambre de combustion suivant l'une quelconque des revendications 6 à 8, caractérisée en ce qu'elle comprend entre les extrémités aval de 11 enceinte de la première zone et les bords libres des viroles de la seconde zone, une paroi annulaire sensiblement perpendiculaire à l'axe longitudinal de la chambre et percée d'orifices d'admission de l'air comburant. 10. Chambre de combustion suivant l'une quelconque des revendications 6 à 8, caractérisée en ce qu'elle comprend, entre les extrémités aval de 1 'enceinte de la première zone et les bords libres des viroles de la seconde zone, une pluralité de bras radiaux ménageant entre eux des espaces de passage pour l'air comburant. 11. Chambre de combustion suivant la revendication 10, caractérisée en ce que chacun des bras-radiaux présente une section transversale en V à arête orientée vers l'extérieur.