"地上にある発電用途、地上または海上にある車両または航空機エンジン用途で用いられるガスタービン用の環状の燃焼器において、円周方向に離間された複数の燃料ノズル、空気ノズル、および/または燃料空気ノズルであって、各独特のタイプのノズルが平面を共有し、前後方向に対して垂直な異なるタイプから分離されている、ノズルと、高温合金またはセラミック材料製のシェル/ライナであって、前記燃焼器のシェルによって含まれる高温ガス流内に延在し、前後方向に向かうにつれて前記エンジン中心線周りにねじれ、円周方向において等間隔とされた、内側シェルまたは外側シェルの起伏を備え、前記対向するシェルに接合、または、小さな隙間を維持し、かつ、前記燃焼器の容積の全体の長さの一部のみを通じて延びるシェル/ライナと、を有することを特徴とする燃焼器。燃料空気ノズルは、前記外側燃焼器ライナを通じて前後方向に対して垂直な単一または複数の共通の平面に流れを導入し、円周方向において等間隔または非等間隔であり、主に円周かつ径方向であって、前後方向への成分はあったとしてもより小さくされた向きを有していることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。前記燃料空気ノズルは、軸流旋回翼および/またはパイロット燃料空気ノズルが配置され得る同軸の円形領域と、前記流れに旋回がほとんどから全く付与されない同心の円環流れ入口とから構成されていることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。前記燃料空気ノズルは、相当の接線速度で前記流れを導入するために、前記流れにほとんどから全く旋回を付与しない0<旋回<0.5前記円環流れ入口を有し、それにより前記起伏に接近する流れの角度を実際に増加させ、前記流れを曲げるのに前記起伏に必要な長さを短くすることを特徴とする請求項3記載の燃焼器。単列の燃料/空気ノズルは、前記外側燃焼器ライナの周りに円となるようにして配置されることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。2列またはそれ以上の燃料/空気ノズルは、前記外側燃焼器ライナの周りに円となるようにして配置されることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。前記起伏は、前後方向において、前記燃焼器の出口から上流へ任意の距離で等しく延びることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。前記起伏は、起伏前後方向に対して垂直な前記平面において、エンジン中心線から始まって前記起伏の中心を通る直線と、隣接する起伏の中心を通る直線との間で形成される方位角は、10度と120度との間であるように、エンジン中心線周りにねじれることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。前記高温ガス流を横切って延びる前記起伏の円周方向の幅は、隣の前記起伏への円周方向の間隔を超えず、異なる前後位置において寸法が取られる場合に程度において変化し得ることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。起伏中心線の最も上流側の位置での半径に直角な平面において、その最も上流側の位置での前記起伏中心線への接線は、前後方向軸線と-90度から90度の範囲の反時計回りの角度を成すことを特徴とする請求項1記載の燃焼器。起伏中心線の最も下流側の位置での半径に直角な平面において、その最も下流側の位置での起伏中心線への接線は、前後方向軸線と-90度から90度の範囲の反時計回りの角度を成すことを特徴とする請求項1記載の燃焼器。内側ライナおよび外側ライナの両方の半径は、前記ガスタービンエンジンの大きさおよび形状に依存して、前後方向において変化し得ることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。例えば、衝突冷却、しみ出し冷却、蒸気冷却などの、ガスタービン構成部品を冷却するのに利用可能な任意の冷却方法が使用され得ることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。前記燃焼器の前記起伏は、前記高温燃焼生成物を、第1段回転タービン動翼へと導入するために、0.6と0.9との間のマッハ数で0度と90度との間の絶対基準角度に加速して導くことを特徴とする請求項1記載の燃焼器。前記外側ライナシェルの周りに円となるように配設されている前記燃料ノズル、前記空気ノズル、および/または前記燃料空気ノズルは、前記起伏の部分へと進む前記流れの入口角度の平均を10度から70度の範囲とさせることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。請求項15の前記ノズルは、前記燃焼器の前後方向長さに沿う1つまたはそれ以上の平面に配置されることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。請求項15の前記ノズルは、前記燃焼器の前後方向に直角な異なる平面に整列されることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。請求項15の前記ノズルは、異なる平面において空間的に互いからオフセットされることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。請求項15の前記ノズルは、前記ノズルの接線角度が同じ平面において互いに対してオフセットされるように配置されることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。請求項15の前記ノズルは異なる平面に配置される一方で、前記接線角度は異なる平面でオフセットされることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。前記燃料空気ノズルは、前記燃焼室に入る前にあらかじめ混合された燃料空気混合気を導入するように配置されることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。前記燃料ノズルおよび前記空気ノズルは、それぞれ、拡散に基づいた燃焼を生成するように互いから離間されることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。請求項15の前記燃料空気ノズルは、平面から平面への角度は、項目31で示されるように、一定の値または変化する値を有し得るものであり、0度から90度の範囲となるものであり得ることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。異なる平面にある請求項15の前記ノズルは、同じ燃料空気比または異なる燃料空気比であり得ることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。実質的な円周方向の速度成分を有する、燃焼器を通った後の前記流れは、前記起伏の必要な長さを減少させ、請求項10に記載されるような前記起伏の角度を、0度より大きくさせる前記燃焼器の前端に近づく前記流れの角度に合わせることができることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。図1は、ガスタービンエンジンの燃焼器および第1段タービンの一般的な前提を示すものである。高温の燃焼されたガス1が、前後方向に流れ、燃焼器の閾8から流出する。そこから、ガスは第1段静翼2によって加速されて導かれ、それにより、ガスは、前後方向成分4、円周方向成分5、および径方向成分が最小とされた速度3をその結果有する。この加速されて曲げられたガス流は、次いで第1段タービン動翼6の周囲に流れ、そこで仕事が引き出され、タービン動翼およびそれに連結されたロータへと伝達される。図2は、本発明の一般的な前提を示し、ガスタービンエンジンで作動する、変更された燃焼器および第1段タービン動翼から成る。ここで、接線方向に向けられた燃料空気ノズルからの速度33の実質的な円周方向成分を有する高温の燃焼されたガスは、燃焼器を通って流れ、そこで起伏を通ってさらに曲げられて加速される。この曲げられた高温ガス10は、まずは円周方向に配置された燃料/空気ノズルによって、次に燃焼器を通って延びる起伏の表面9による導きによって、この状態を実現する。高温ガス10は、その結果得られた速度3で燃焼器12の前後方向の閾を後にする。その速度3は、前後方向成分4、円周方向成分5、および最小とされた径方向速度を有する。流れは第1段タービン動翼6を通過し、そこで仕事が引き出される。図3および図4は、本発明の概略的な設計思想を示している。環型の燃焼器は、必須の2つの同心のシリンダ14,15から構成され、それらシリンダ14,15は、前壁と呼ばれる環状面13でそれらの上流側の端部/開口が連結/包囲されて環状の容積を形成している。これら2つのシリンダは、一定の半径のものであってもよいし、前後方向および/または円周方向において変化する可変の半径であってもよい。燃料空気ノズルは、発生した流れが本発明においては大きな接線成分を有することになる外側ライナを囲む円周方向への配列で置かれている。例えば、燃料空気ノズルは、外側ライナ14および/または内側ライナ15の周囲において、単列または複数列で円周方向に並べることができ、その位置で燃料および空気を主に接線成分において噴射する噴射された混合気は、前後方向成分および径方向成分を同様に示してもよい。燃料空気ノズルの別の配置では、周方向において均等に配置されてもよいが、ただし、その配置は、ノズルが主に円周方向の速度成分において流れを燃焼器容積内へと向かわせる外側シェル14上においてである噴射された混合気はまた、前後方向成分および/または径方向成分を同様に示してもよい。燃料空気ノズルは、図13に概略的に見られるように、一般的な配置を取ってもよい。その図では、可能な形態を示しており、ノズルの中心にある円形領域35が、燃料の濃い燃料空気混合気が通過する軸方向の旋回翼、および/または、同心のパイロット燃料空気ノズルを含み得る。接線の燃料空気ノズルへの鍵は、空気、または、燃料の薄いあらかじめ混合された燃料空気混合気が、ほとんどから全く旋回のない状態で入り得るノズルの円環領域34である。環状入口が少ない旋回とされた目的は、燃焼器への実質的な接線入口速度を確保することである。これにより、流れが燃焼器から離れてタービン内へと向かうにつれて、流れの円周方向速度成分が増加することになり、第1段タービン静翼および起伏をより短くすることができる。燃料空気ノズルの下流には、起伏が配置されている。起伏は、燃焼器の容積内に、また燃焼器の容積をわたって突出する一方または両方の内側シェル15および/または外側シェル14によって形成され、その容積では、シェル同士が接触、あるいは、小さな隙間を維持し得る。2つのシェル14,15が接触している場合には、それは線状または幅の狭い面接触を形成するだろう。この理論的な線は、面が燃焼器内へと入る経路を表している。この経路は、エンジン中心線の周りを回転している間、前後方向に移動する。回転量は、燃焼器の起伏部の長さ、起伏の数、および、上記の線状の始点と終点における角度に依存する。2つの角度は本発明において重要であり、第1の角度は、経路の始点に対する接線と、終点とエンジン中心線との間の半径に対して垂直な平面にあるエンジン中心線との間の角度である。第2の角度は、経路の終点下流側の点に対する接線と、終点とエンジン中心線との間の半径に対して垂直な平面にあるエンジン中心線との間の角度である。第2の角度は、燃焼器を出る高温ガス流が第1段タービン動翼6に向かって導入されるのに適した流れ状態を実現するために、60度と80度との間でなければならない。各起伏の長さは、高温ガスが燃焼器をそれの出口形状の角度に近い角度になって出ていくことができる十分な長さの経路20となるようになっていなければならない。本発明の実施は、燃焼器容積内に突出する面16,17が、燃焼器シェル内にある高温ガス流において障害物となるために可能となっている。そのため、高温ガスは、一列の固定された静翼とされる起伏の経路を進むことになる。他の環型の燃焼器で一般的なように、第2のシェル/ライナ18,19は、燃焼過程を包む主燃焼器シェルを包囲する。このライナは、一定の半径を有していてもよいし、前後方向および/または円周方向において変化する可変の半径であってもよい。このライナは、環型の燃焼領域の内側および外側に環状の容積を作り出す。圧縮機吐出空気は、これらの領域を燃焼器シェル14,15から熱を除去する目的で通過させられる。また、外側の冷却領域は、下流側の端において第1段タービンに通じているため、流れが圧力によって付勢されてこの燃焼器の端から出ていく。この外側の環状の領域では、吐出空気が、下流から起伏21の外側を通って進み、第1段タービンに入る前に、同様に材料から熱を除去する。この外側ライナ18は、燃焼器の端において外側燃焼器シェル14と面接触させることで、外側燃焼器シェル14に取り付けられなければならない。面接触は、燃焼器出口から若干上流側までで行われるものである。2つのライナ14,18のこのタイプの取付/接合をすることで、冷却する流れ側に閉じた起伏流路21を作り出す。これにより、冷却する流れは、タービン入口に入る前により発達することになる。この実例では、内側の冷却領域は第1段タービンには入らない。代わりに、起伏およびその周りの領域に配置された希釈孔によって、この領域を通る圧縮機吐出空気は外側冷却領域へと移動することができる。これら希釈孔を通過する流れは、燃焼器シェル材料からの熱の移動を促進し、冷却を助けることになる。前後方向に直角な燃焼システムの外面で見ると、断続的な領域、つまり、高温ガス流のための大きな領域23と、冷却する流れが燃焼器から出てタービン動翼のすぐ上流側の高温ガス流に導入される、円周方向の幅がより小さな領域22とがある。別の実施形態では、起伏部を冷却する空気は、この空気が燃焼室に入り火炎の安定性を改善するのを助ける燃料/空気ノズルの方へと向けられる。上記の起伏は、以下の特徴を備えた環型の燃焼器で実施される。図9は、接線方向に向けられた燃料空気ノズルを備えた環型の燃焼器の一般的な前提を示すものである。燃焼器は、前後方向において一定または変化する半径を有し得る外側シェルまたはライナ14および内側シェルまたはライナ15、ならびに、外側シェル14および内側シェル15を連結する前壁32から構成されている。図に見られるように、本発明の実例の構成では、主に円周方向を向くあらかじめ混合された燃料ノズルおよび空気ノズル24,25が示されており、角度31は、外側ライナの接線29と、ノズル24,25の中心線30との間で形成されるが、その方向への径方向成分または前後方向成分を有していてもよい。これらの様々なノズル24,25は、前後方向によって規定される共通の平面、および、エンジン中心線に沿う点を共有してもよく、また、円周方向に等間隔とされてもよく、あるいは、円周方向の間隔にパターンを有していてもよい。ノズルは、あらかじめ混合された燃料空気混合気26を、外側シェル14、内側シェル15、および前壁32によって作り出される燃焼器容量内に導入する。燃料ノズル24および空気ノズル25によって噴射される反応物は、この領域内で燃焼し、エンジン中心線の周りに回転する、燃焼器を通過する流れ場27を作り出す。図10は、燃料/空気ノズル24,25が、共通の平面を共有して円周方向に離間された第2の燃料空気ノズルの組合せの上流側左側に配置された、本発明の実例の構成を示す。燃料ノズル24,25の数は、少なくとも1つであればよく、限度なく増やすことができる。圧縮機吐出空気はまた、図11、図12A、および図12Bに見られるように、穿孔された前壁32を通って燃焼器容積に導入されてもよい。前壁近くでは、燃料ノズル24,25の下流側で噴射される混合気を伴う第2の組合せのノズルよりも燃料の濃い燃料空気比を有し得る混合気が噴射され、その噴射は、燃焼器からのNOxおよびCOの排出を減少させる最適な燃焼環境を作り出すことになる、所望の混合および燃料空気の段階的効果を作り出せる。次いで、高温燃焼生成物は、図8Aおよび図8Bに示すように、ガスタービンの第1段タービンへと入る環状の開口23を通って燃焼器から出ていく。本発明は、好ましい実施形態を参照しつつ上記で説明された。しかしながら、当業者は、本発明の本質および範囲から逸脱することなく、説明された実施形態において変更および修正が行われ得ることは理解するだろう。例示の目的のために本明細書で選択された実施形態への様々な変更および修正は、当業者には容易に思いつくであろう。このような修正および変更が本発明の精神から逸脱しない範囲において、それら修正および変更は本発明の範囲内に含まれるように意図されている。以上、当業者が本発明を理解して実施できるように明確かつ簡潔な言葉で、本発明の十分な説明がなされた。"