| 摘要 |
1. Газовая турбина, прежде всего авиационный двигатель, имеющая по меньшей мере два компрессора, по меньшей мере одну камеру сгорания и по меньшей мере две турбины, а также устройство для обнаружения разрушения вала ротора первой турбины, прежде всего турбины среднего давления, за которой по ходу потока газа расположена вторая турбина (11), прежде всего турбина низкого давления, отличающаяся тем, что между ротором первой турбины и статором второй турбины (11) радиально внутри рядом с диском последней в направлении потока газа решетки лопаток первой турбины, образующих ее рабочую решетку, расположен управляющий элемент (18), который установлен в радиально внутренней уплотнительной конструкции (19) статора второй турбины (11) с возможностью перемещения в осевом направлении, соответственно в направлении потока газа, в статоре второй турбины (11) установлен с возможностью перемещения в радиальном направлении передаточный элемент (22), который своим радиально внутренним концом (25) взаимодействует с управляющим элементом (18), а своим радиально внешним концом (26) - с расположенным радиально снаружи на корпусе (14) газовой турбины коммутационным элементом (23) и между управляющим элементом (18) и передаточным элементом (22) и/или между передаточным элементом (22) и коммутационным элементом (23) для их механической связи расположен по меньшей мере один упруго деформируемый пружинящий элемент (21, 27).2. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что передаточный элемент (22) подвижно установлен в первой в направлении потока газа решетке лопаток второй турбины (11), образующих ее сопловой аппарат (10). |
