| 摘要 |
1. Турбинный узел (10, 10b-10f), содержащий в основном полую аэродинамическую часть (12), имеющую по меньшей мере одну полость (14) по меньшей мере c одной трубкой (16, 16а-16f) соударительного охлаждения, которая предназначена для введения внутрь полости (14) полой аэродинамической части (12) и используется для соударительного охлаждения по меньшей мере внутренней поверхности (18) полости (14), и по меньшей мере одну платформу (20, 20'), которая расположена на радиальном конце (22, 22') полой аэродинамической части (12), и по меньшей мере одну охлаждающую камеру (24, 24'), используемую для охлаждения по меньшей мере одной платформы (20, 20'), и которая расположена на противоположной полой аэродинамической части (12) стороне платформы (20, 20'), при этом охлаждающая камера (24, 24') ограничена на первом радиальном конце (26, 26') платформой (20, 20'), а на противоположном радиальном втором конце (28, 28') - с помощью по меньшей мере одной закрывающей пластины (30, 30'), причем трубка (16, 16а-16f) соударительного охлаждения выполнена из переднего элемента (44) и заднего элемента (46), вставленных оба в указанную по меньшей мере одну полость (14), при этом передний элемент (44) расположен в направлении передней кромки (38) полой аэродинамической части (12), а задний элемент (46) расположен при рассматривании в направлении от передней кромки (38) к задней кромке (40) по потоку после переднего элемента (44), причем передний элемент (44) трубки (16, 16а-16f) соударительного охлаждения проходит в направлении (36) размаха по меньшей мере полностью через охлаждающую камеру (24, 24') от платформы (20, 20') до закрывающей пластины (30, 30'), и при этом задний элемент (46) трубки (16, 16а-16f) соударительного охлаждения заканчивается в направлении (36) размаха у платформы (20, 20').2. Турбинный узел по п. 1, в котором передний элемент (44) трубки (16, 16f-16а) соударительного охлаждения зак |
