CN109386840B - 用于燃气涡轮发动机的蜗形燃烧器 - Google Patents

用于燃气涡轮发动机的蜗形燃烧器 Download PDF

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Abstract

本公开涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件。燃烧器组件包括限定螺旋卷形俯仰轴线的蜗形壁式机壳，该螺旋卷形俯仰轴线围绕燃气涡轮发动机的中心线轴线至少部分地沿周向设置，其中壁式机壳围绕俯仰轴线限定，并且壁式机壳在其内限定燃烧室。

Description

用于燃气涡轮发动机的蜗形燃烧器
技术领域
本主题大体上涉及燃气涡轮发动机燃烧组件。
背景技术
燃气涡轮发动机基于它们在其中操作的设备(例如，固定翼或旋翼飞行器推进器、辅助动力机组、陆用或海用运载器推进器、导弹推进器等)大体上为空间受限的。某些燃气涡轮发动机可比其它燃气涡轮发动机更受空间限制，诸如以限制或消除径向或轴向的突出部或非轴对称特征。
例如，对于小型燃气涡轮发动机(例如，产生近似500轴马力或更小的那些)而言，构件大小和成本的实际考虑成为关于构件(诸如燃料喷射器)的限制。关于衬里的尺寸(诸如燃料通路大小和计量孔口面积)可变得太小而不允许实际的制造公差，并且因此变得易于堵塞、阻塞或其它障碍，这些障碍可降低性能、效率、可操作性，或者增加维护和操作成本，或者导致整个燃烧室和发动机失效。此外，因为燃料喷射器的单位成本不会随着喷射器变小而变得显著降低，多个燃料喷射器设计非合乎需要地成为实现小型燃气涡轮发动机的成本目标的主要限制因素。
对于小型燃气涡轮发动机的已知解决方案为具有单个燃料喷射器的单个罐式燃烧器，单个燃料喷射器足够大以具有实际的制造尺寸和公差。然而，已知的罐式燃烧器从另外的轴对称装置提供燃烧器的径向和/或轴向突出部，因此非合乎需要地增加了发动机的径向和/或轴向尺寸。此外，已知的燃烧器可包括径向和/或轴向突出的管道，需要该管道将空气从环形压缩机出口引导至圆柱形罐式燃烧器。
因此，需要提供改进的燃气涡轮发动机的径向和/或轴向包装的燃气涡轮发动机。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地被阐述，或者可根据描述而显而易见，或者可通过本发明的实践而习得。
本公开涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件。燃烧器组件包括限定螺旋卷形俯仰轴线的蜗形壁式机壳，该螺旋卷形俯仰轴线围绕燃气涡轮发动机的中心线轴线至少部分地沿周向设置。壁式机壳围绕俯仰轴线限定，并且在其内限定燃烧室。
在一个实施例中，壁式机壳将燃烧室限定为卷形轮廓，其中由壁式机壳限定的燃烧室的截面面积沿着下游方向减小，以提供沿着俯仰轴线穿过燃烧室的近似恒定轴向速度的下游燃烧气流。
在多个实施例中，俯仰轴线还沿着轴向方向延伸，其中俯仰轴线限定围绕燃气涡轮发动机的中心线轴线的螺旋。在一个实施例中，燃烧器限定俯仰轴线相对于中心线轴线的半径，其大体上沿着沿轴向方向的长度相对于燃烧室的上游端减小，并且壁式机壳限定沿着轴向方向减小的燃烧室的截面面积。
在其它多个实施例中，壁式机壳限定设置在壁式机壳的上游端处的端壁。在一个实施例中，燃烧器组件还包括燃料喷射器组件，其至少部分地穿过壁式机壳的端壁设置。燃料喷射器组件近似沿着俯仰轴线设置。
在又一些另外的多个实施例中，燃烧器组件还包括包绕蜗形壁式机壳的外壳。外壳限定入口开口，其与壁式机壳的上游端处于流体连通。在一个实施例中，外壳限定为围绕燃气涡轮发动机的中心线轴线至少部分地与壁式机壳同向。
本公开的另一方面涉及一种限定中心线轴线的燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括燃烧器组件，其包括限定螺旋卷形俯仰轴线的蜗形壁式机壳，该螺旋卷形俯仰轴线围绕燃气涡轮发动机的中心线轴线至少部分地沿周向设置。壁式机壳围绕俯仰轴线限定，并且在其内限定燃烧室。
在一个实施例中，燃烧器组件的蜗形壁式机壳将燃烧室限定为卷形轮廓，其中限定燃烧室的壁式机壳的截面面积沿着下游方向减小，以提供沿着俯仰轴线穿过燃烧室的近似恒定速度的下游燃烧气流。
在燃气涡轮发动机的多个实施例中，俯仰轴线还沿着轴向方向延伸，其中俯仰轴线限定围绕燃气涡轮发动机的中心线轴线的螺旋。在一个实施例中，燃烧器限定俯仰轴线相对于中心线轴线的半径，其沿着沿轴向方向的长度相对于燃烧室的上游端减小，并且壁式机壳限定沿着轴向方向减小的燃烧室的截面面积。
在燃气涡轮发动机的另一实施例中，燃烧器组件还包括包绕蜗形壁式机壳的外壳。外壳限定入口开口，其与壁式机壳的上游端处于流体连通，并且外壳限定包绕蜗形壁式机壳的压力仓室。在一个实施例中，燃烧器组件的蜗形壁式机壳限定穿过其中而与压力仓室流体连通的一个或更多个稀释开口。
在其它多个实施例中，燃气涡轮发动机还包括涡轮区段，其设置在燃烧器组件下游，与涡轮区段上游的燃烧室处于流体连通。涡轮区段包括第一导叶组件，其联接于蜗形壁式机壳并且设置在燃烧室的下游端处。在一个实施例中，第一导叶组件包括围绕中心线轴线呈相邻周向布置的多个翼型件。在另一实施例中，多个翼型件呈不对称的周向布置，其中多个翼型件的不对称周向布置提供近似恒定轴向速度的下游燃烧气流。
在另一实施例中，燃气涡轮发动机还包括压缩机区段，其在燃烧器组件的上游，与压缩机区段下游的压力仓室处于流体连通。在一个实施例中，压缩机区段限定离心式压缩机。
在多个实施例中，燃气涡轮发动机包括限定单个蜗形壁式机壳的单个燃烧器组件。
参照以下描述和所附权利要求，本发明的这些及其它特征、方面和优点将变得更好理解。并入在本说明书中并且构成本说明书的部分的附图示出了本发明的实施例，并且连同描述用于阐释本发明的原理。
技术方案1. 一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件，所述燃烧器组件包括：
蜗形壁式机壳，其限定螺旋卷形俯仰轴线，所述螺旋卷形俯仰轴线围绕所述燃气涡轮发动机的中心线轴线至少部分地沿周向设置，其中所述壁式机壳围绕所述俯仰轴线而被限定，所述壁式机壳在其内限定燃烧室。
技术方案2. 根据技术方案1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述壁式机壳将所述燃烧室限定为卷形轮廓，其中由所述壁式机壳限定的所述燃烧室的截面面积沿着下游方向减小，以提供沿着所述俯仰轴线穿过所述燃烧室的近似恒定轴向速度的下游燃烧气流。
技术方案3. 根据技术方案1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述俯仰轴线还沿着所述轴向方向延伸，所述俯仰轴线限定围绕所述燃气涡轮发动机的所述中心线轴线的螺旋。
技术方案4. 根据技术方案3所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器限定所述俯仰轴线相对于所述中心线轴线的半径，所述半径大体上沿着沿所述轴向方向的长度相对于所述燃烧室的上游端减小，并且其中所述壁式机壳限定沿着所述轴向方向减小的所述燃烧室的截面面积。
技术方案5. 根据技术方案1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述壁式机壳限定设置在所述壁式机壳的上游端处的端壁。
技术方案6. 根据技术方案5所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器组件还包括：
燃料喷射器组件，其至少部分地穿过所述壁式机壳的所述端壁设置，其中所述燃料喷射器组件近似沿着所述俯仰轴线设置。
技术方案7. 根据技术方案1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器组件还包括：
外壳，其包绕所述蜗形壁式机壳，其中所述外壳限定入口开口，所述入口开口与所述壁式机壳的上游端处于流体连通。
技术方案8. 根据技术方案7所述的燃烧器组件，其特征在于，所述外壳限定为围绕所述燃气涡轮发动机的所述中心线轴线至少部分地与所述壁式机壳同向。
技术方案9. 一种限定中心线轴线的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：
燃烧器组件，其包括限定螺旋卷形俯仰轴线的蜗形壁式机壳，所述螺旋卷形俯仰轴线围绕所述燃气涡轮发动机的中心线轴线至少部分地沿周向设置，其中所述壁式机壳围绕所述俯仰轴线而被限定，所述壁式机壳在其内限定燃烧室。
技术方案10. 根据技术方案9所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃烧器组件的所述蜗形壁式机壳将所述燃烧室限定为卷形轮廓，其中限定所述燃烧室的所述壁式机壳的截面面积沿着下游方向减小，以提供沿着所述俯仰轴线穿过所述燃烧室的近似恒定速度的下游燃烧气流。
技术方案11. 根据技术方案9所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述俯仰轴线还沿着所述轴向方向延伸，所述俯仰轴线限定围绕所述燃气涡轮发动机的所述中心线轴线的螺旋。
技术方案12. 根据技术方案11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃烧器限定所述俯仰轴线相对于所述中心线轴线的半径，所述半径沿着沿所述轴向方向的长度相对于所述燃烧室的上游端减小，并且其中所述壁式机壳限定沿着所述轴向方向减小的所述燃烧室的截面面积。
技术方案13. 根据技术方案9所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃烧器组件还包括：
外壳，其包绕所述蜗形壁式机壳，其中所述外壳限定入口开口，所述入口开口与所述壁式机壳的上游端处于流体连通，并且其中所述外壳限定包绕所述蜗形壁式机壳的压力仓室。
技术方案14. 根据技术方案13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃烧器组件的所述蜗形壁式机壳限定穿过其中而与所述压力仓室流体连通的一个或更多个稀释开口。
技术方案15. 根据技术方案13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机还包括：
涡轮区段，其设置在所述燃烧器组件下游，与所述涡轮区段上游的所述燃烧室处于流体连通，其中所述涡轮区段包括第一导叶组件，所述第一导叶组件联接于所述蜗形壁式机壳并且设置在所述燃烧室的下游端处。
技术方案16. 根据技术方案15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一导叶组件包括围绕所述中心线轴线呈相邻周向布置的多个翼型件。
技术方案17. 根据技术方案16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述多个翼型件呈不对称的周向布置，并且其中所述多个翼型件的不对称周向布置提供近似恒定轴向速度的下游燃烧气流。
技术方案18. 根据技术方案15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机还包括：
压缩机区段，其在所述燃烧器组件的上游，与所述压缩机区段下游的所述压力仓室处于流体连通。
技术方案19. 根据技术方案18所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述压缩机区段限定离心式压缩机。
技术方案20. 根据技术方案9所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，燃气涡轮发动机包括限定单个蜗形壁式机壳的单个燃烧器组件。
附图说明
包括针对本领域普通技术人员的其最佳模式的本发明的完整且开放的公开在参照附图的说明书中被阐述，在附图中：
图1为结合根据本公开的方面的燃烧器组件的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的轴向截面视图；
图2为根据本公开的方面的燃烧器组件的示例性实施例的截面视图；以及
图3为根据本公开的方面的燃烧器组件的透视图。
在本说明书和附图中参考标号的重复使用旨在表示本发明的相同或类似的特征或元件。
部件列表
10 燃气涡轮发动机
11 (燃烧器的)俯仰轴线
12 中心线轴线
25 压缩机区段
35 主流路
50 燃烧区段
62 燃烧室
75 涡轮区段
77 第一涡轮导叶组件
95 热交换器
102 截面面积
104 截面面积
105 端壁
106 第一稀释开口
108 第二稀释开口
109 燃料喷射器组件
110 (50的)蜗形壁式机壳
115 压力仓室
120 外壳
125 入口开口
127 入口部件
130 外壁。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的实施例，其一个或更多个示例在附图中被示出。各个示例作为对本发明的阐释而提供，并非限制本发明。实际上，对本领域技术人员而言将显而易见的是，可在本发明中作出多种修改和变型，而不脱离本发明的范围或精神。例如，示为或描述为一个实施例的部分的特征可与另一实施例一起使用以产生又一实施例。因此，旨在本发明覆盖归入所附权利要求的范围内的此类修改和变型以及它们的等效方案。
如本文中使用的，用语“第一”、“第二”和“第三”可能够互换地使用，以将一个构件与另一个区分开，并且不旨在表明单独构件的位置或重要性。
用语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流的相对方向。例如，“上游”是指流体流自的方向，而“下游”是指流体流向的方向。
大体上提供燃气涡轮发动机和燃烧器组件的实施例，其提供改进的包装并使沿着径向或轴向方向的非轴对称的特征或突出部最小化。大体上在本文中提供的发动机和燃烧器组件允许单个罐式燃烧器在相对小的燃气涡轮发动机应用中的使用。大体上在本文中提供的实施例可减少小型燃气涡轮发动机中的部件数量和复杂性，所述燃气涡轮发动机诸如但不限于用于陆用或海用交通工具和辅助动力机组的那些。
现在参照图1，大体上提供了燃气涡轮发动机10(下文中称“发动机10”)的示例性实施例。发动机10限定轴向方向A和沿着轴向方向A延伸的参考中心线轴线12。参考径向方向R和周向方向C均从中心线轴线12延伸。尽管大体上提供的发动机10可描绘涡轮轴发动机或涡轮螺旋桨发动机构造，但应当认识到的是，大体上在本文中提供的发动机10和燃烧器组件50的实施例可构造为涡轮风扇发动机和涡轮喷气燃气涡轮发动机、以及辅助动力机组、陆基或海基发电机组，或用于陆用、海用或空用设备(包括陆用和海用交通工具、导弹推进器以及旋翼飞行器或固定翼飞行器)的燃气涡轮发动机。
发动机10包括成串流布置的压缩机区段25、燃烧器组件50以及涡轮区段75。在大体上提供的实施例中，压缩机区段25限定通向主流路35的入口开口30，主流路35被限定穿过发动机10。在多个实施例中，压缩机区段25至少部分地限定径向或离心式压缩机。在图1中提供的实施例中，发动机10限定单个罐式蜗形燃烧器组件50。在其它实施例中，应当理解的是，多个蜗形燃烧器组件50可以串联或并联布置设置在压缩机区段25与涡轮区段75之间。
发动机10还包括外壁130，其部分地限定压缩机区段25下游的主流路35。外壁130可大体上包绕或包封燃烧器组件50。在多个实施例中，外壁130进一步包绕或包封涡轮区段75。在一个实施例中，发动机10还包括沿着主流路35设置在压缩机区段25与燃烧器组件50之间的回流换热器或热交换器95。
参照图2，大体上提供燃烧器组件50的示例性实施例的截面视图。现在参照图1-2，燃烧器组件50限定了螺旋卷形俯仰轴线11，其围绕发动机10的中心线轴线12至少部分地沿周向设置。蜗形壁式机壳110围绕俯仰轴线11限定。在壁式机壳110内限定燃烧室62。
在多个实施例中，燃烧器组件50的蜗形壁式机壳110将燃烧室62限定为卷形轮廓。壁式机壳110的截面面积(诸如大体上在102处朝燃烧室62的上游端示出的)沿着下游方向减小(诸如大体上在104处朝燃烧室62的下游端示出的)。限定燃烧室62的壁式机壳110的减小的截面面积大体上提供沿着俯仰轴线11穿过燃烧室62和主流路35的近似恒定速度的下游燃烧气体流。
在诸如大体上在图1中提供的一个实施例中，俯仰轴线11还至少部分地沿着轴向方向A延伸。因此，俯仰轴线11和围绕俯仰轴线11限定的壁式机壳110限定了围绕发动机10的中心线轴线12的螺旋。例如，燃烧器组件50可相对于中心线轴线12限定俯仰轴线11的半径，其沿着沿轴向方向A的长度相对于燃烧室62的上游端减小。壁式机壳110可限定燃烧室62的截面面积，其沿着轴向方向A减小(例如，诸如在102处和104处的参考截面面积处通过示例示出的)。
在多个实施例中，俯仰轴线11和围绕俯仰轴线11限定的壁式机壳110可沿着轴向方向A进一步延伸，以便在壁式机壳110与涡轮区段75的入口平面(即，从中心线轴线12延伸的径向方向R限定的平面，中心线轴线12设置在燃烧器组件50与涡轮区段75配合的地方)之间提供另外的间隙。俯仰轴线11和壁式机壳110沿着轴向方向A的进一步延伸可使得燃烧器组件50(或更具体而言为壁式机壳110)能够与热交换器95配合，而无需向燃烧器组件50的冷侧提供氧化剂所需的附加的蜗形壁式机壳110。
仍参照图1-2，燃烧器组件50还包括包绕蜗形壁式机壳110的外壳120。外壳120限定环形入口开口125(在图1中示出)，其与沿着壁式机壳110的主流路35的上游端流体连通。外壳120限定包绕蜗形壁式机壳110的压力仓室115。在多个实施例中，外壳120被限定为围绕中心线轴线12至少部分地与壁式机壳110同向。例如，外壳120沿着周向方向C和轴向方向A包绕蜗形壁式机壳110，除了入口开口125之外。压缩机区段25通过主流路35将压缩的氧化剂流提供至压力仓室115(并且在多个实施例中，氧化剂流穿过其间的热交换器95)，并且接着提供至限定在蜗形壁式机壳110内的燃烧室62。
参照图1，在一个实施例中，入口开口125由一个或更多个入口部件127限定，一个或更多个入口部件127围绕中心线轴线12以相邻的周向布置设置。多个入口部件127可为燃烧器组件50、涡轮区段75以及热交换器95中的一个或更多个提供结构支承。在多个实施例中，多个入口部件127还可限定多个入口翼型件，多个入口翼型件将氧化剂的空气动力学流通过入口开口125调节到燃烧器组件50中。在一个实施例中，入口部件127围绕中心线轴线12以对称布置被限定。在另一实施例中，限定多个入口翼型件的入口部件127围绕中心线轴线12以不对称布置来布置，以提供通过主流路35的氧化剂流的周向转动或加速，氧化剂流从压缩机区段25穿过入口开口125至壁式机壳110内的燃烧室62。
除大体上在图3中提供的燃烧器组件50的示例性实施例的透视图之外，返回参照图2，壁式机壳110限定设置在壁式机壳110的上游端处的端壁105。端壁105可大体上在壁式机壳110的上游端处限定圆顶或盖。在多个实施例中，端壁105限定开口107，燃料喷射器组件109通过开口107至少部分地被设置穿过端壁105。在一个实施例中，燃料喷射器组件109近似沿着俯仰轴线11设置。
燃料喷射器组件109可大体上包括喷嘴，液体或气体燃料(或它们的组合)通过该喷嘴被引至燃烧室62。燃料喷射器组件109或端壁105可限定混合器或旋流器119，氧化剂流(由箭头121示意性地示出)通过混合器或旋流器119穿过端壁105进入燃烧室62，并且通过燃料喷射器组件109的喷嘴与燃料流混合。此外，点火器123穿过外壁130、外壳120并且至少部分地穿过壁式机壳110而设置。点火器123提供能量，以点燃燃烧室62内的氧化剂和燃料的混合物，以产生燃烧气体，该燃烧气体接着向下游穿过蜗形壁式机壳110流至涡轮区段75。
在另外的多个实施例中，蜗形壁式机壳110限定穿过壁式机壳110的一个或更多个稀释开口106,108，开口106,108与压力仓室115流体连通。稀释开口106,108容许氧化剂流(分别由箭头116和118示意性地示出)从压力仓室115流出到限定在壁式机壳110内的燃烧室62中。
在多个实施例中，燃烧室62可更具体地在壁式机壳110内限定一个或更多个燃烧区域。例如，第一稀释开口106可沿着壁式机壳110进一步向下游限定在第二稀释开口108的上游。在端壁105与第一稀释开口106之间可限定对应于限定在其间的燃烧室62的区段的主燃烧区域。在第一稀释开口106与第二稀释开口108之间可限定对应于限定在其间的燃烧室62的区段的次燃烧区域。燃烧室62还可在到涡轮区段75的稀释开口108下游限定稀释混合区域。
在其它多个实施例中，壁式机壳110可限定一种或更多种材料。例如，对应于端壁105、主燃烧区域、次燃烧区域或它们的部分或组合的壁式机壳110的部分可限定第一材料。对应于稀释开口106,108的下游(诸如稀释混合区域)的壁式机壳110的部分可限定第二材料。壁式机壳110可限定由任何数量的工艺(包括但不限于被称为“增材制造”或“3D打印”的那些)制造的单个整体部件。在其它多个实施例中，壁式机壳110可由第一材料单独限定，或者由第一材料、第二材料等的组合限定，并且由任何数量的铸造、机加工、焊接、硬钎焊或烧结工艺来连结。例如，第一材料可限定适合于燃烧器组件热区段的一种或更多种材料，诸如但不限于镍、钛、铝、钢、钴或其各自的合金，或它们的组合，或陶瓷基质复合材料或金属基质复合材料。第二材料可限定一种或更多种类似或不同的材料，包括但不限于可表征适合于燃烧组件的下游流路的性质的那些。此外，燃烧器组件50可构成一个或更多个单独的构件，它们(例如，通过使用螺栓、螺母、铆钉或螺钉，或焊接或硬钎焊工艺，或它们的组合)机械地连结或者定位在空间中，以实现基本上类似的几何学、空气动力学或热力学结果，如同制造或组装为一个或更多个构件。
返回参照图1，发动机10的涡轮区段75设置在燃烧器组件50的下游，与涡轮区段75上游的燃烧室62处于流体连通。涡轮区段75包括第一导叶组件77，其联接于蜗形壁式机壳110并且设置在燃烧室62的下游端处。第一导叶组件77包括围绕中心线轴线12呈相邻周向布置的多个涡轮翼型件。在一个实施例中，第一导叶组件77的多个翼型件各自围绕中心线轴线12呈不对称的周向布置。第一导叶组件77的多个翼型件的不对称周向布置提供来自燃烧室62的燃烧气体的下游流的沿着轴向方向A的近似恒定的速度。
尽管未在本文中描绘，但是燃烧器组件50的实施例可限定用于发动机10的主喷燃器。在其它实施例中，燃烧器组件50可限定在涡轮区段75的一个或更多个涡轮之间限定的涡轮级间喷燃器，或在涡轮区段75下游限定的补燃器。
本书面描述使用示例来公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何合并的方法。本发明的可专利性范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例包括不异于权利要求的字面语言的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构要素，则这些其它示例意在权利要求的范围内。

Claims (18)

1.一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件，所述燃烧器组件包括：
蜗形壁式机壳，其限定螺旋卷形螺距轴线，所述螺旋卷形螺距轴线围绕所述燃气涡轮发动机的中心线轴线至少部分地沿周向设置，其中所述壁式机壳围绕所述螺距轴线而被限定，所述壁式机壳在其内限定燃烧室；和
外壳，其包绕所述蜗形壁式机壳，所述外壳包括与所述蜗形壁式机壳的上游端处于流体连通的入口开口并且限定包绕所述蜗形壁式机壳的压力仓室，
其中，所述入口开口由限定多个入口翼型件的一个或多个入口部件限定，所述多个入口翼型件围绕所述中心线轴线定位。
2.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述壁式机壳将所述燃烧室限定为卷形轮廓，其中由所述壁式机壳限定的所述燃烧室的截面面积沿着下游方向减小，以提供沿着所述螺距轴线穿过所述燃烧室的近似恒定轴向速度的下游燃烧气流。
3.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述螺距轴线还沿着由所述燃气涡轮发动机限定的轴向方向延伸，所述螺距轴线限定围绕所述燃气涡轮发动机的所述中心线轴线的螺旋。
4.根据权利要求3所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器限定所述螺距轴线相对于所述中心线轴线的半径，所述半径大体上沿着沿所述轴向方向的长度相对于所述燃烧室的上游端减小，并且其中所述壁式机壳限定沿着所述轴向方向减小的所述燃烧室的截面面积。
5.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述壁式机壳限定设置在所述壁式机壳的上游端处的端壁。
6.根据权利要求5所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器组件还包括：
燃料喷射器组件，其至少部分地穿过所述壁式机壳的所述端壁设置，其中所述燃料喷射器组件近似沿着所述螺距轴线设置。
7.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述外壳限定为围绕所述燃气涡轮发动机的所述中心线轴线至少部分地与所述壁式机壳同向。
8.一种限定中心线轴线的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：
燃烧器组件，其包括限定螺旋卷形螺距轴线的蜗形壁式机壳，所述螺旋卷形螺距轴线围绕所述燃气涡轮发动机的中心线轴线至少部分地沿周向设置，其中所述壁式机壳围绕所述螺距轴线而被限定，所述壁式机壳在其内限定燃烧室，并且所述燃烧器组件还包括包绕所述蜗形壁式机壳的外壳，并限定包绕所述蜗形壁式机壳的压力仓室；和
围绕所述中心线轴线定位的一个或多个入口部件，其中所述一个或多个入口部件连接至所述燃烧器组件并且其中所述一个或多个入口部件限定多个入口翼型件，所述多个入口翼型件在所述外壳处限定入口开口，所述入口开口与所述壁式机壳的上游端处于流体连通。
9.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃烧器组件的所述蜗形壁式机壳将所述燃烧室限定为卷形轮廓，其中限定所述燃烧室的所述壁式机壳的截面面积沿着下游方向减小，以提供沿着所述螺距轴线穿过所述燃烧室的近似恒定速度的下游燃烧气流。
10.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述螺距轴线还沿着由所述燃气涡轮发动机限定的轴向方向延伸，所述螺距轴线限定围绕所述燃气涡轮发动机的所述中心线轴线的螺旋。
11.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃烧器限定所述螺距轴线相对于所述中心线轴线的半径，所述半径沿着沿所述轴向方向的长度相对于所述燃烧室的上游端减小，并且其中所述壁式机壳限定沿着所述轴向方向减小的所述燃烧室的截面面积。
12.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃烧器组件的所述蜗形壁式机壳限定穿过其中而与所述压力仓室流体连通的一个或更多个稀释开口。
13.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机还包括：
涡轮区段，其设置在所述燃烧器组件下游，与所述涡轮区段上游的所述燃烧室处于流体连通，其中所述涡轮区段包括第一导叶组件，所述第一导叶组件联接于所述蜗形壁式机壳并且设置在所述燃烧室的下游端处。
14.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一导叶组件包括围绕所述中心线轴线呈相邻周向布置的多个翼型件。
15.根据权利要求14所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述多个翼型件呈不对称的周向布置，并且其中所述多个翼型件的不对称周向布置提供近似恒定轴向速度的下游燃烧气流。
16.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机还包括：
压缩机区段，其在所述燃烧器组件的上游，与所述压缩机区段下游的所述压力仓室处于流体连通。
17.根据权利要求16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述压缩机区段限定离心式压缩机。
18.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，燃气涡轮发动机包括限定单个蜗形壁式机壳的单个燃烧器组件。
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