Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата - RU2017124883A

1. Узел (10) турбины газотурбинного двигателя (1) летательного аппарата, содержащий расположенные последовательно по меньшей мере один первый лопаточный ротор (12), лопаточный статор (13) и второй лопаточный ротор (14), причем роторы (12, 14) установлены на валу (2), между статором (13) и валом (2) проходит герметизирующая пластина (20), отделяющая первую полость (С1), расположенную между первым ротором (12) и статором (13), от второй полости (С2), расположенной между статором (13) и вторым ротором (14), при этом внутри первой полости (С1) расположены средства (300, 31) понижения давления, отличающийся тем, что указанные средства (300, 31) понижения давления содержат множество по существу радиальных рекомпрессионных ребер (300), расположенных в первой полости (С1).

2. Узел по п. 1, в котором указанные ребра (300) расположены на расположенной ниже по потоку стороне первого ротора (12).

3. Узел по п. 2, в котором ребра (300) расположены на уровне утонения (120) первого ротора (12).

4. Узел по п. 2 или 3, в котором первый ротор (12) содержит множество лопаток, при этом узел (10) турбины содержит одно ребро (300) для каждой лопатки первого ротора (12).

5. Узел по любому из пп. 2-4, в котором ребра (300) имеют изогнутый дальний конец (301).

6. Узел по любому из пп. 1-5, в котором указанные средства (300, 31) понижения давления внутри первой полости (С1) дополнительно содержат вспомогательную герметизирующую пластину (31), расположенную в первой полости (С1) напротив рекомпрессионных ребер (300).

7. Узел по п. 1 и 6 в комбинации, в котором ребра (300) и вспомогательная герметизирующая пластина (31) имеют взаимодополняющую форму.

8. Узел по любому из пп. 1-7, в котором средства (300, 31) понижения давления внутри первой полости (С1) выполнены с возможностью уменьшения разности давления между первой полостью (С1) и второй полостью (С2) по меньшей мере на 50%.

9. Узел по п. 8, в котором средства (300, 31) понижения давления внутри первой полости (С1) выполнены с возможностью уменьшения разности давления между первой полостью (С1) и второй полостью (С2) по меньшей мере на 90%.

10. Узел по любому из пп. 1-8, в котором указанный лопаточный статор (13) является вторым статором, при этом узел турбины дополнительно содержит первый лопаточный статор (11), расположенный выше по потоку от первого ротора (12).

11. Узел по любому из пп. 1-10, в котором давление выше по потоку от статора (13) превышает давление ниже по потоку от статора (13).