用于在涡轮发动机中使用的燃烧器的制作方法

用于在涡轮发动机中使用的燃烧器
1.联邦政府资助的研究本发明是在美国空军部的编号为fa8650
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2501的合同下利用政府支持作出的。政府可对本发明享有某些权利。
技术领域
2.本公开大体上涉及涡轮发动机，并且更具体地涉及用于在涡轮发动机中使用的切向径向流入燃烧器组件。


背景技术：

3.诸如燃气涡轮的旋转机器通常用于生成用于飞行器的推力。例如，燃气涡轮具有典型地以串行流顺序包括空气进气口、压缩机区段、燃烧器、涡轮区段和气体出口的气体路径。压缩机区段和涡轮区段包括联接在壳体内的至少一排沿周向隔开的旋转叶片。压缩机区段大体上向燃烧器提供压缩空气，在燃烧器中，压缩空气与燃料混合并燃烧以生成燃烧气体。燃烧气体流过涡轮区段以向涡轮区段提供动力。涡轮区段可继而向压缩机区段且可选地向推进器(诸如风扇或螺旋桨)提供动力。
4.在至少一些已知的燃气涡轮中，第一组导叶联接在压缩机区段的出口与燃烧器的入口之间。第一组导叶促进减少从压缩机排放的空气流的涡旋(即，移除整体涡旋(bulk swirl))，使得沿基本上轴向的方向朝向燃烧器引导空气流。另外，在这样的燃气涡轮的情况下，第二组导叶可联接在燃烧器的出口与涡轮区段的入口之间。第二组导叶促进增加从燃烧器排放的燃烧气体流的涡旋(即，重新引入整体涡旋)，使得满足针对涡轮区段的入口的流动角度需求。然而，利用第一组导叶和第二组导叶来重新引导空气流和燃烧气体流可增加燃气涡轮的操作低效性。因此，构造成提高涡轮发动机的效率的燃烧器将是有用的。


技术实现要素：

5.本发明的方面和优点将在以下描述中得到部分阐述，或可根据描述而为显然的，或可通过实践本发明而认识到。
6.在本公开的一个实施例中，提供了一种用于在涡轮发动机中使用的燃烧器。燃烧器限定轴向方向、径向方向和周向方向。燃烧器包括内燃烧衬套和外燃烧衬套。内燃烧器衬套和外燃烧器衬套一起至少部分地限定内部。内部包括燃烧室和主部分，主部分定位成在燃烧室的下游并且至少部分地从燃烧室沿着径向方向向内。燃烧器还包括入口燃烧衬套，该入口燃烧衬套至少部分地限定内部的燃烧室并且包括入口组件。入口组件包括沿着轴向方向布置的至少两个腔空气管，各个腔空气管在入口与出口之间延伸，各个腔空气管的出口与燃烧室成空气流连通以用于向燃烧室提供空气流。
7.在某些示例性实施例中，入口燃烧衬套的入口组件进一步包括沿着轴向方向布置的至少四个腔空气管，其中至少四个腔空气管包括第一腔空气管、第二腔空气管、第三腔空气管和第四腔空气管。
8.例如，在这些示例性实施例中的某些实施例中，第一腔空气管和第二腔空气管限定的沿着轴向方向的间距基本上等于由第三腔空气管和第四腔空气管限定的沿着轴向方向的间距，并且第二腔空气管和第三腔空气管限定的沿着轴向方向的间距大于第一腔空气管和第二腔空气管的沿着轴向方向的间距。
9.另外，在这些示例性实施例中的某些实施例中，入口组件的腔空气管中的各个限定彼此基本上一致的直径。备选地，在这些实施例中的某些实施例中，第一腔空气管和第二腔空气管限定彼此基本上一致的直径，第三腔空气管和第四腔空气管也限定彼此基本上一致的直径，并且第一腔空气管和第二腔空气管的直径与第三腔空气管和第四腔空气管的直径不同。
10.例如，在这些示例性实施例中的其它实施例中，入口组件进一步包括通过入口燃烧衬套并与燃烧室成流体连通的燃料喷射器，其中燃料喷射器沿着轴向方向在第二腔空气管与第三腔空气管之间基本上均匀地隔开。
11.在某些示例性实施例中，入口组件进一步包括燃料喷射器，该燃料喷射器通过入口燃烧衬套并且在入口组件的腔空气管中的各个的出口的下游的位置处与燃烧室成流体连通。例如，在这些实施例中的某些实施例中，入口组件的燃料喷射器与入口组件的腔空气管的出口限定分离角，其中分离角大于大约一度且小于大约十度。
12.在某些示例性实施例中，腔空气管中的各个限定大于大约0.1英寸且小于大约0.75英寸的直径。例如，在示例性实施例中的某些实施例中，腔空气管中的各个限定大于大约0.2英寸且小于大约0.5英寸的直径。
13.在某些示例性实施例中，入口燃烧衬套限定切向参考线，其中多个腔空气管各自限定中心线，并且其中腔空气管中的各个的中心线与切向参考线限定在大约五度与大约七十五度之间的接近角。例如，在某些示例性实施例中，接近角在大约十度与大约四十五度之间。
14.在某些示例性实施例中，径向方向和周向方向一起限定参考平面，该参考平面通过入口组件的至少两个腔空气管中的第一腔空气管而延伸，其中第一腔空气管限定中心线，并且其中第一腔空气管的中心线与参考平面限定在大约负二十度与大约二十度之间的角。
15.在某些示例性实施例中，入口燃烧衬套进一步包括沿着周向方向隔开的多个入口组件，其中多个入口组件中的各个以基本上相同的方式构造。
16.在某些示例性实施例中，内燃烧衬套限定多个稀释孔，稀释孔与内部的燃烧室或主部分中的至少一个成空气流连通，以用于向内部提供额外的空气流。
17.在某些示例性实施例中，入口燃烧衬套大体上沿着轴向方向在外燃烧衬套与内燃烧器衬套之间延伸。
18.在某些示例性实施例中，腔空气管的入口构造为钟形口入口。
19.在本公开的另外的其它示例性实施例中，提供了一种涡轮发动机。涡轮发动机包括构造成从其排放压缩空气的压缩机组件，以及在压缩机组件的下游的位置处与压缩机组件成空气流连通的燃烧器。燃烧器限定轴向方向、径向方向和周向方向。燃烧器包括内燃烧衬套和外燃烧衬套，内燃烧器衬套和外燃烧器衬套一起至少部分地限定内部。内部包括燃烧室和主部分，主部分定位成在燃烧室的下游并且至少部分地从燃烧室沿着径向方向向
内。燃烧器还包括入口燃烧衬套，该入口燃烧衬套至少部分地限定内部的燃烧室并且包括入口组件。入口组件包括沿着轴向方向布置的至少两个腔空气管，各个腔空气管在入口与出口之间延伸，各个腔空气管的出口与燃烧室成空气流连通以用于向燃烧室提供空气流。
20.在某些示例性实施例中，入口燃烧衬套的入口组件进一步包括沿着轴向方向布置的至少四个腔空气管，其中至少四个腔空气管包括第一腔空气管、第二腔空气管、第三腔空气管和第四腔空气管。例如，在某些示例性实施例中，第一腔空气管和第二腔空气管限定的沿着轴向方向的间距基本上等于由第三腔空气管和第四腔空气管限定的沿着轴向方向的间距，其中第二腔空气管和第三腔空气管限定的沿着轴向方向的间距大于第一腔空气管和第二腔空气管的沿着轴向方向的间距。
21.参考以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。结合在本说明书中并构成其部分的附图示出了本发明的实施例，并与描述一起用于阐释本发明的原理。
附图说明
22.在参考附图的说明书中阐述了本发明(包括其最佳模式)的针对本领域普通技术人员的完整且充分的公开，在附图中：图1是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。
23.图2是根据本公开的示例性实施例的燃烧器组件的示意性横截面侧视图。
24.图3是图2的示例性燃烧器组件的示意性前端视图。
25.图4是图2的示例性燃烧器组件的前端的区段的透视图。
26.图5是根据本公开的示例性实施例的图2的示例性燃烧器组件的入口燃烧衬套的平面视图。
27.图6是根据本公开的示例性实施例的腔空气管的示意性横截面近视图。
28.图7是根据本公开的另一示例性实施例的燃烧器组件的入口燃烧衬套的平面视图。
具体实施方式
29.现在将详细地参考本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。该详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。附图和描述中的相同或类似的标记已用于指代本发明的相同或类似的部件。
30.如本文中所使用的那样，用语“第一”、“第二”和“第三”可互换地使用，以将一个构件与另一构件区分开，且不旨在表示单独构件的位置或重要性。
31.用语“前”和“后”指代燃气涡轮发动机或运载工具内的相对位置，并且指代燃气涡轮发动机或运载工具的正常操作姿态。例如，关于燃气涡轮发动机，前指代较接近于发动机入口的位置，且后指代较接近于发动机喷嘴或排气口的位置。
32.用语“上游”和“下游”指代相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，“上游”指代流体所流自的方向，且“下游”指代流体所流至的方向。
33.除非上下文另外清楚地规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数个引用对象。
34.如本文中遍及说明书和权利要求书而使用的近似语言适用于修饰可容许变化的任何定量表示，而不会造成其涉及的基本功能的改变。因此，由诸如“大约”、“大致”和“基本上”的一个或多个用语修饰的值将不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于度量该值的仪器的精度，或用于构造或制造构件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可指代在百分之10的裕度内。
35.在这里且遍及说明书和权利要求书，范围限制组合且互换，除非上下文或语言另外指示，否则这样的范围被标识且包括包含在其中的所有子范围。例如，本文中所公开的所有范围都包括端点，且端点能够彼此独立地组合。
36.本公开的实施例涉及一种高g的紧凑的燃烧器组件，其包括具有空气入口组件的切向径向流入(tri)燃烧器，空气入口组件构造成减少火焰熄灭并提高火焰稳定性，同时在燃烧器内维持高g范围(在下文中描述)。更具体地，燃烧器包括内燃烧衬套和外燃烧衬套，其定位成使得在其之间限定内部。衬套的轮廓设定成使得内部包括燃烧室和从燃烧室沿径向向内延伸的主部分。另外，在内部燃烧室的燃烧室的上游端处提供入口燃烧衬套，入口燃烧衬套具有一个或多个入口组件，一个或多个入口组件构造成将空气排放到燃烧室中，使得空气具有预先确定的角动量，由此限定整体涡旋空气流。
37.现在参考附图，图1是示例性涡轮发动机10的示意性图示，涡轮发动机10包括：风扇组件12；具有低压或增压压缩机组件14和高压压缩机组件16的压缩机区段；燃烧器组件18；以及具有高压涡轮组件20和低压涡轮组件22的涡轮区段。风扇组件12、压缩机区段、燃烧器组件18和涡轮区段均以串行流顺序布置。涡轮发动机10还具有进气口24或入口以及排气口26或出口。涡轮发动机10进一步包括中心线28，风扇组件12、增压压缩机组件14、高压压缩机组件16以及涡轮组件20和22围绕中心线28旋转。
38.在操作中，通过风扇组件12朝向增压压缩机组件14引导通过进气口24进入涡轮发动机10的空气。压缩空气从增压压缩机组件14朝向高压压缩机组件16排放。从高压压缩机组件16朝向燃烧器组件18引导高度压缩的空气，高度压缩的空气与燃料混合，且混合物在燃烧器组件18内燃烧。朝向涡轮组件20和22引导由燃烧器组件18生成的高温燃烧气体。燃烧气体随后从涡轮发动机10经由排气口26排放。
39.如将认识到的那样，在某些实施例中，涡轮发动机10可构造为任何合适的燃气涡轮发动机。例如，在某些实施例中，涡轮发动机10大体上可构造为涡轮风扇发动机或涡轮螺旋桨发动机。然而，备选地，在其它实施例中，涡轮发动机10可改为构造为例如涡轮轴发动机、涡轮喷气发动机或任何其它合适的航空燃气涡轮发动机10。此外，在其它实施例中，涡轮发动机10还可构造为航改燃气涡轮发动机(例如，用于航海用途)、公用燃气涡轮发动机(例如，用于发电)等。
40.现在参考图2，提供了可在燃气涡轮发动机中使用的示例性燃烧器100的横截面视图。例如，图2的示例性燃烧器100可以以与结合在图1的涡轮发动机10中的示例性燃烧器组件18类似的方式构造。如描绘的那样，示例性燃烧器100大体上限定沿着轴向中心线102延伸的轴向方向a、径向方向r和周向方向c(即，围绕轴向方向a延伸的方向；见图3)。轴向中心线102可与燃烧器100安装在其内的涡轮发动机的中心线(例如，图1的涡轮发动机10的中心线28)对准。
41.另外，对于图2的示例性实施例而言，燃烧器100包括内燃烧衬套104和外燃烧衬套
106。内燃烧衬套104和外燃烧衬套106一起至少部分地在它们之间限定内部108。内部108继而包括燃烧室110、主部分112和流出口114。主部分112定位成在燃烧室110的下游并且至少部分地从燃烧室110沿着径向方向r向内，例如，至少部分地沿着径向方向r在燃烧室110的内侧并且在燃烧室110的下游。另外，流出口114位于主部分112的下游，以用于从内部108排放燃烧气体。
42.示例性燃烧器100进一步包括至少部分地限定内部108的燃烧室110的入口燃烧衬套116。对于所描绘的实施例而言，入口燃烧衬套116大体上沿着轴向方向a在内燃烧衬套104与外燃烧衬套106之间延伸。如将在下文中更详细地描述的那样，入口燃烧衬套116包括入口组件118，其用于向内部108提供来自燃烧器100安装在其内的涡轮发动机的压缩机区段的空气(诸如压缩空气)流。更具体地，对于所描绘的实施例而言，燃烧器100的入口燃烧衬套116包括多个入口组件118，入口组件118沿着周向方向c基本上均匀地隔开，以以使得腔空气流120具有期望的涡旋和g水平的方式向内部108提供腔空气流120。对于所描绘的实施例而言，多个入口组件118中的各个以彼此基本上相同的方式构造。
43.另外，在内燃烧衬套104中形成多个稀释孔122。多个稀释孔122与内部108的燃烧室110或主部分112中的至少一个成空气流连通，以用于向内部108提供额外的空气流或稀释空气流124。此外，尽管未描绘，但是内燃烧衬套104或外燃烧衬套106中的一个或两者可进一步包括冷却孔(诸如膜冷却孔)，以辅助将内燃烧衬套104和外燃烧衬套106的温度维持在期望的温度阈值内。多个稀释孔122可以以比通过冷却孔(未显示)的冷却空气流更大的流速排放稀释空气流124。稀释空气流124因此可减小内部108内的燃料
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空气比。值得注意的是，所描绘的示例性稀释孔122构造成使得从其排放的稀释空气流124相对于燃烧器100的轴向中心线102成螺旋形地流动，使得当稀释空气流124与腔空气流120混合时维持腔空气流120的角动量(在下文中更详细地论述)。此外，在所描绘的示例性实施例中，各个稀释孔122包括与其相关联且联接到内燃烧衬套104的斜槽126。斜槽126促进从源(未显示)引导空气流并引导空气流通过稀释孔122。然而，在备选实施例中，可从燃烧器100中省去斜槽126。
44.如在上文中描述的那样，本公开的实施例涉及一种高g、紧凑或切向径向流入(tri)燃烧器100。更具体地，内燃烧衬套104和外燃烧衬套106相对于燃烧器100的轴向中心线102是凸形的，使得燃烧室110限定在燃烧器100的径向最外侧区域处。为了促进在腔空气流120中引起整体涡旋，入口燃烧衬套116的入口组件118定向成将腔空气流120沿周向且沿径向排放到燃烧室110中。
45.仍参考图2，并且现在还参考图3和图4，提供了图2的示例性燃烧器100和入口燃烧衬套116的额外的视图。更具体地，图3提供了燃烧器100的沿着燃烧器100的轴向方向a的前端视图；且图4提供了燃烧器100的前端的透视图，并且更具体地提供了燃烧器100的入口燃烧衬套116的透视图。
46.特别地参考入口燃烧衬套116的多个入口组件118中的第一入口组件，入口组件118包括沿着轴向方向a布置的至少两个腔空气管128，且包括沿着轴向方向a布置的最多达大约十个的腔空气管128(“腔空气管”还可被称为“腔空气喷口”)。例如，在某些实施例中，入口组件118可包括两个腔空气管128、在两个与四个之间的腔空气管128、至少四个腔空气管128、最多达八个的腔空气管128，或最多达十个的腔空气管128。如所描绘的那样，各个腔
空气管128在入口130与出口132(见图3)之间延伸，其中各个腔空气管128的出口132与内部108成空气流连通，以用于沿至少部分地向内的切向/周向方向c和径向方向r向内部108提供空气流。更具体地，对于所描绘的实施例而言，各个腔空气管128的出口132与内部108的燃烧室110成空气流连通，以用于向燃烧室110提供空气流，或更确切地说，用于向燃烧室110提供腔空气流120(要认识到，在其它示例性实施例中，出口132可改为与内部108的主部分112成空气流连通)。另外，各个腔空气管128包括在入口130与出口132之间延伸的主体区段160。主体区段160从入口燃烧衬套116的外表面140向外延伸。
47.更具体地，对于所描绘的实施例而言，入口组件118包括沿着轴向方向a布置的四个腔空气管128。四个腔空气管128包括沿着轴向方向a布置的第一腔空气管128a、第二腔空气管128b、第三腔空气管128c和第四腔空气管128d。值得注意的是，如本文中所使用的那样，用语“沿着轴向方向a布置”指代特定入口组件118的腔空气管128中的各个具有基本上相同的周向位置，例如，腔空气管128中的各个的出口132具有基本上相同的周向位置。
48.如还描绘的那样，入口燃烧衬套116的入口组件118的多个腔空气管128中的各个定向成使得提供给燃烧室110的腔空气流120具有预先确定的角动量(即，整体涡旋)并限定期望的“g范围”(即，等于向心加速度与引力常数g的比的量度；在下文中更详细地论述)。预先确定的角动量可被选择成促进针对进入燃烧器100安装在其内的涡轮发动机10的涡轮(例如，图1的涡轮发动机10的高压涡轮20)的空气流的流动角度需求。
49.更具体地，为了向腔空气流120提供期望的角动量和g范围，腔空气管128以接近角134定向。例如，如可在图3中最清楚地看到的那样，燃烧器100限定切向参考线136，并且腔空气管128中的各个限定中心线138。切向参考线136从入口燃烧衬套116的外表面140沿切向延伸，起源于腔空气管128中的一个的中心线138将与入口燃烧衬套116的外表面140相交的周向位置。对于所描绘的实施例而言，接近角134在大约五度与大约七十五度之间。更具体地，对于所描绘的实施例而言，接近角134在大约十度与大约四十五度之间，诸如在大约十二度与大约三十度之间。
50.如还可看到的那样，入口燃烧衬套116的入口组件118进一步包括燃料喷射器142。燃料喷射器142通过入口燃烧衬套116而延伸到燃料喷射器开口143，并且在入口组件118的腔空气管128中的各个的出口132的下游的位置处通过燃料喷射器开口143而与内部108的燃烧室110成流体连通。因此，燃料喷射器142与入口组件118的腔空气管128中的各个限定周向间距。周向间距可由相对于燃烧器100的轴向中心线102的分离角144限定。分离角144指代从轴向中心线102延伸到入口组件118的燃料喷射器142的燃料喷射器开口143的中心的参考线146与从轴向中心线102延伸到与入口组件118的腔空气管128的出口132的中心对准的周向位置的参考线148之间的最小角。对于所描绘的实施例而言，分离角144大于大约一度且小于大约十度，诸如在大约两度与大约六度之间。然而，应当认识到，在其它实施例中，分离角144可具有任何其它值。此外，在其它实施例中，各个入口组件118可包括任何合适数量的燃料喷射器142。例如，在其它实施例中，各个入口组件118可包括一个与十个之间的燃料喷射器142。另外或备选地，各个入口组件118可每两个腔空气管128、每三个腔空气管或每四个腔空气管128包括一个燃料喷射器。
51.现在还参考图5，提供了在上文中描述的入口燃烧衬套116的入口组件118的径向外部视图。如所注意到的那样，示例性入口组件118包括各自沿着轴向方向a布置的第一腔
空气管128a、第二腔空气管128b、第三腔空气管128c和第四腔空气管128d。值得注意的是，对于所描绘的实施例而言，腔空气管128沿着轴向方向a隔开。腔空气管128沿着轴向方向a且在燃料喷射器142(和燃料喷射器开口143)的任一侧上的间距连同燃料喷射器142(和燃料喷射器开口143)在方位上位于腔空气管128的下游(由分离角144限定)提供在燃烧器100的操作期间的提高的火焰稳定性，且允许燃料喷雾产生并与来自腔空气管128的腔空气流120混合。在相邻的腔空气管128之间的沿着轴向方向a的间距限定为从一个腔空气管128的中心线138到相邻的腔空气管128的中心线138的沿着轴向方向a的距离。
52.例如，第一腔空气管128a和第二腔空气管128b限定沿着轴向方向a的间距150，该间距150基本上等于由第三腔空气管128c和第四腔空气管128d限定的沿着轴向方向a的间距152。然而，相比之下，第二腔空气管128b和第三腔空气管128c限定沿着轴向方向a的间距154，该间距154大于第一腔空气管128a和第二腔空气管128b的沿着轴向方向a的间距150，并且大于第三腔空气管128c和第四腔空气管128d的沿着轴向方向a的间距152。此外，对于所描绘的实施例而言，入口组件118的燃料喷射器142沿着轴向方向a在第二腔空气管128b与第三腔空气管128c之间基本上均匀地隔开。值得注意的是，对于所描绘的实施例而言，燃料喷射器142还沿着入口燃烧衬套116的沿着轴向方向a的长度基本上定位在中间。
53.如在图5中还可看到的那样，腔空气管128中的各个定向成沿着周向方向c生成腔空气流120的期望的涡旋。因此，腔空气管128中的各个基本上与周向方向c对准。例如，如图5中所描绘的那样，燃烧器100的径向方向r和周向方向c一起限定通过入口组件118的第一腔空气管128a而延伸的参考平面156。第一腔空气管128a的中心线138与参考平面156限定在大约负二十度与大约二十度之间(诸如，在大约负十度与大约十度之间)的角(未显示)。更具体地，对于所描绘的实施例而言，第一腔空气管128a的中心线138与参考平面156限定在大约负三度与大约三度之间的角，并且还更具体地，对于所描绘的实施例而言，中心线138平行于参考平面156。另外，对于图5的实施例而言，多个腔空气管128中的各个的中心线138彼此平行。然而，在其它实施例中，多个腔空气管128的中心线138中的一条或多条可改为相对于彼此而限定角。
54.此外，应当认识到，对于图5的实施例而言，入口组件118的腔空气管128中的各个限定基本上一致的直径158(即，入口组件118的多个腔空气管128中的各个限定彼此基本上相同的直径158)。更特别地，现在还参考图6，其提供了图5的入口组件118的腔空气管128的沿着腔空气管128的中心线138的横截面视图，将认识到，如本文中所使用的那样，腔空气管128的直径158指代腔空气管128的主体区段160内的最大内径。如在上文中提到的那样，主体区段160是腔空气管128的在入口130与出口132之间具有基本上恒定的横截面的开口的部分。值得注意的是，对于所描绘的实施例而言，主体区段160包括基本上圆柱形的开口。然而，在其它实施例中，主体区段160可改为包括例如卵形横截面的开口或任何其它合适的横截面的开口。
55.此外，对于所描绘的实施例而言，腔空气管128中的各个的直径158大于大约0.1英寸且小于大约0.75英寸。更具体地，对于所描绘的实施例而言，腔空气管128中的各个的直径158大于大约0.2英寸且小于大约0.5英寸。另外，如所陈述的那样，对于所描绘的实施例而言，针对给定的入口组件118，腔空气管128中的各个的直径158基本上一致。
56.此外，如在图6中还可看到的那样，腔空气管128中的各个的入口130构造为钟形口
入口。因此，腔空气管128中的各个限定大于主体区段160的直径158的入口直径162。例如，入口直径162可比主体区段160的直径158大至少大约百分之十，诸如大至少大约百分之十五，诸如大至少大约百分之二十，诸如大至少大约百分之三十，诸如大最多达大约百分之一百。
57.然而，应当认识到，在其它示例性实施例中，入口燃烧衬套116的入口组件118中的一个或多个可具有任何其它合适的构造。例如，现在简要地参考图7，提供了根据本公开的另一示例性实施例的燃烧器100的入口燃烧衬套116的径向外部视图。图7的示例性入口燃烧衬套116可以以与图5的示例性入口燃烧衬套116基本上相同的方式构造。
58.例如，图7的示例性入口燃烧衬套116包括入口组件118，入口组件118包括沿着燃烧器100的轴向方向a布置的第一腔空气管128a、第二腔空气管128b、第三腔空气管128c和第四腔空气管128d。然而，对于图7的实施例而言，第一、第二、第三和第四腔空气管128a
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d未限定彼此基本上一致的直径158。更特别地，对于图7的实施例而言，第一腔空气管128a和第二腔空气管128b限定彼此基本上一致的直径(即，第一直径158a)，并且第三腔空气管128c和第四腔空气管128d也限定彼此基本上一致的直径(即，第二直径158b)。对于所描绘的实施例而言，第一腔空气管128a和第二腔空气管128b的第一直径158a与第三腔空气管128c和第四腔空气管128d的第二直径158b不同。例如，第一直径158a可比第二直径158b大大约百分之二至大约百分之五十，诸如比第二直径158b大大约百分之五至大约百分之四十，诸如比第二直径158b大大约百分之十至大约百分之二十五。然而，备选地，在其它实施例中，第二直径158b可大于第一直径158a。值得注意的是，如还描绘的那样，对于图7的实施例而言，第一腔空气管128a和第二腔空气管128b限定沿着轴向方向a的间距150，该间距150不等于第三腔空气管128c和第四腔空气管128d的沿着轴向方向a的间距152(例如，间距150比间距152大百分之五至百分之五十)。
59.此外，在另外的其它示例性实施例中，入口燃烧衬套116的入口组件118可以以另外的任何其它合适的方式构造。例如，在其它实施例中，入口组件118中的各个可不以彼此基本上相同的方式构造，可不沿着燃烧器100的周向方向c基本上均匀地隔开，可具有任何其它合适的数量或布置的腔空气管128(例如，可包括两个腔空气管128、三个腔空气管128、沿着周向方向c隔开的多排腔空气管128等)，可包括沿着其长度具有弯曲或非一致的形状的腔空气管128，等。另外或备选地，入口组件118的多个腔空气管128中的各个可限定不同的直径，并且进一步可各自与相邻的腔空气管128限定唯一的间距。
60.包括根据本公开的一个或多个实施例的具有入口组件118的入口燃烧衬套116可确保提供给燃烧室110的腔空气流120在燃烧室110内限定期望的角动量。如在上文中简要地提到的那样，角动量可通过空气流的“g范围”来度量。g范围可通过以下等式1来度量：
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(等式1)，其中“v
t”等于腔空气流120的切向速度，其中“r”等于腔空气流120相对于轴向中心线102沿着径向方向r的半径，并且其中“g”是引力常数。更特别地，包括根据本公开的一个或多个实施例的具有入口组件118的入口燃烧衬套116可提供具有在大约100与大约10000之间(诸如在大约500与大约5000之间)的最大g范围的燃烧器100。
61.此外，应当认识到，包括根据本公开的一个或多个实施例的具有入口组件118的入
口燃烧衬套116可提供燃烧室110内的提高的火焰稳定性和腔空气流与燃料的改善的混合。
62.本书面描述使用示例来公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域中的任何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，以及执行任何结合的方法)。本发明的可专利性范围由权利要求书限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例包括不异于权利要求书的字面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质性差异的等同结构元件，则这样的其它示例旨在处于权利要求书的范围内。