RU2691203C1

RU2691203C1 - Nozzle assembly of low-pressure turbine (lpt) of gas turbine engine (gte) (versions) and blade of lpt nozzle assembly (versions)

Info

Publication number: RU2691203C1
Application number: RU2018124612A
Authority: RU
Inventors: Евгений Ювенальевич Марчуков; Виктор Викторович Куприк; Виктор Андреевич Андреев; Михаил Юрьевич Комаров; Николай Александрович Кононов; Николай Владимирович Крылов; Евгений Константинович Рябов; Андрей Александрович Золотухин
Priority date: 2018-07-05
Filing date: 2018-07-05
Publication date: 2019-06-11

Abstract

FIELD: aviation.SUBSTANCE: group of inventions relates to the field of aircraft engine building. LP turbine nozzle assembly comprises nozzle clusters mounted between outer and inner power rings connected by hollow power pins. Each of nozzle cluster is assembled from three rigidly connected blades made as a whole with small and large shelves. Power pins are passed through power rings and cavities of each extreme blade of the NC. Medium-length vane cavity of every cluster is furnished with LP turbine rotor air-flow passage pipe. Outer ring NA is made hollow, composed of ring elements to form input manifold of air cooling circuit NA. Front annular element is provided with flanges for detachable connection with TPE NA and housing of CS, and rear – for detachable connection with housing of LP turbine support. Outer ring is provided with at least two holes for passage of cooling air from AAHE to input manifold and at least eleven holes for air passage from collector into cavity of nozzle blades. Cylindrical elements of external and internal rings are equipped with openings for passage of power pins and tubes of transit path of air cooling of LP turbine rotor. Inner ring NA together with frontal conic diaphragm, made integral with body of bearing of support of TPE and rear conical diaphragm-cover, forms intermediate collector of transit path for air cooling of LP turbine rotor. Inner ring CA is equipped with annular seals with abutment to ends of small shelf of blocks with possibility of return radial displacements to compensate for difference of radial thermal deformations of NA elements. Blades are installed in the nozzle units at an angle towards the flow of the working medium and have a sail. Blade is made with angular swirling of the profile on the greater part of the blade height and with increase in height of the output edge relative to the input edge. Blade is provided with finning of the inner surface of the inlet edge and walls to support the deflector to form a stabilized height of the channel of the blade air cooling airflow between its walls and the deflector.EFFECT: higher efficiency and longer life of LP turbine nozzle assembly and engine.9 cl, 9 dwg

Description

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно, к сопловым аппаратам турбины низкого давления газотурбинного двигателя в составе газотурбинной установки газоперекачивающего агрегата.The group of inventions relates to the field of aircraft engine construction, namely, to the nozzle apparatus of the low-pressure turbine of a gas turbine engine as part of a gas turbine installation of a gas pumping unit.

Известен сопловый аппарат турбины, включающий наружное и внутреннее кольца, сопловые лопатки с опорными полками. Внутреннее кольцо крепится к корпусу подшипника диафрагмой. Лопатки выполнены с выпуклой и вогнутой стенками пера. Стенки лопатки выполнены с оребрением и содержат дефлекторы с образованием охлаждающих каналов. Охлаждающий дефлектор выполнен с перфорационными отверстиями (Н.Н. Сиротин, А.С.Новиков, А.Г. Пайкин, А.Н. Сиротин. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва. Наука 2011. стр. 547-552).Known nozzle apparatus of the turbine, including the outer and inner rings, nozzle vanes with support shelves. The inner ring is attached to the bearing housing with a diaphragm. The blades are made with convex and concave walls of the pen. The walls of the blade are made with fins and contain deflectors with the formation of cooling channels. The cooling deflector is made with perforations (NN Sirotin, A.S. Novikov, A.G. Paikin, A.N. Sirotin. Basics of designing the production and operation of aviation gas turbine engines and power plants in the CALS technology system. Book 1. Moscow. Science 2011. p. 547-552).

Известен сопловый аппарат турбины, включающий сопловые лопатки с внутренними полостями, сообщенными с системой охлаждения. В сопловых лопатках размещены дефлекторы. Коллектор канала охлаждения междисковой полости турбин высокого и низкого давления отделен от внутренних полостей сопловых лопаток и соединен с входным коллектором через транзитные трубки, установленные во внутренних полостях лопаток. Сопловые лопатки сгруппированы в блоки. Транзитные трубки установлены по одной на каждый блок (RU 2450142 С1, опубл. 10.05.2012).Known nozzle apparatus of the turbine, including nozzle vanes with internal cavities in communication with the cooling system. In nozzle vanes placed deflectors. The collector of the cooling channel of the inter-disk cavity of high and low pressure turbines is separated from the internal cavities of the nozzle vanes and connected to the input collector through transit tubes installed in the internal cavities of the blades. Nozzle vanes are grouped into blocks. Transit tubes are installed one for each unit (RU 2450142 C1, publ. 10.05.2012).

Известен сопловый аппарат, включающий сопловую лопатку охлаждаемой турбины, выполненную в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками. Лопатки выполнены с вогнутой и выпуклой стенками пера, содержат раздаточные полости и дефлектор с образованием охлаждающих каналов. Охлаждающий дефлектор выполнены с перфорационными отверстиями (RU 2514818 С1, опубл. 10.05.2014).Known nozzle apparatus, including a nozzle blade cooled turbine, made in the form of a structural element bounded by the upper and lower shelves. The blades are made with a concave and convex walls of the pen, contain the dispensing cavity and the deflector with the formation of cooling channels. The cooling deflector is made with perforations (RU 2514818 C1, publ. 10.05.2014).

К недостаткам известных решений относятся повышенная конструктивная сложность соплового аппарата турбины, недостаточная конструктивная проработанность системы охлаждения наиболее теплонапряженных участков соплового аппарата, неадаптированность конкретно к техническим решениям ГТД газоперекачивающего агрегата, сложность получения компромиссного сочетания повышенных значений КПД и ресурса двигателя с одновременным повышением компактности и снижением материало- и энергоемкости.The disadvantages of the known solutions include increased structural complexity of the nozzle apparatus of the turbine, insufficient constructive elaboration of the cooling system of the most thermally stressed sections of the nozzle apparatus, non-adaptation specifically to technical solutions of the GTE gas pumping unit, difficulty in obtaining a compromise combination of increased efficiency and engine life with a simultaneous increase in compactness and reduced material and energy intensity.

Задача, решаемая группой изобретений, объединенных единым творческим замыслом, состоит в повышении эффективности работы и ресурса соплового аппарата ТНД стационарного газотурбинного двигателя авиационного типа в составе газоперекачивающих агрегатов для транспортировки газа или в газотурбинной электростанции.The problem to be solved by a group of inventions united by a single creative concept is to increase the efficiency and service life of a nozzle apparatus for a TND stationary gas turbine engine of an aviation type as part of gas pumping units for gas transportation or in a gas turbine power station.

Поставленная задача решается тем, что сопловый аппарат турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя (ГТД) в составе газотурбинной установки (ГТУ) газоперекачивающего агрегата (ГПА), согласно изобретению, содержит сопловый венец, образованный из сопловых блоков, компактно смонтированных между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами с образованием каркаса обода СА, при этом каждый из сопловых блоков собран не менее, чем из трех жестко соединенных частей, каждая из которых содержит, по меньшей мере, одну полую сопловую лопатку, выполненную за одно целое с малой и большой полками, а объединенные в блоках лопатки размещены в сопловом венце (СВ) с угловой частотой, определенной в диапазоне значений γ_с.л.=(4,46÷6,37) [ед/рад], при этом корпус наружного кольца СА выполнен полым, составным из герметично соединенных кольцевых элементов с образованием входного коллектора тракта воздушного охлаждения СА, причем два кольцевых элемента корпуса выполнены цилиндрическими, соосными с осью двигателя и разноудаленными от оси двигателя, образуют соответственно внешний и внутренний элементы корпуса, соединенные по торцам многоветвевыми в поперечном сечении фронтальным и тыльным кольцевыми элементами; фронтальный кольцевой элемент наделен двумя внешними ответвлениями, диагонально соединенными с двумя внутренними, причем одно из внешних ответвлений выполнено цилиндрическим, соосным с осью двигателя, и включает радиальный фланец для разъемного соединения с ответными фланцами наружного кольца СА ТВД и промежуточного корпуса камеры сгорания (КС) газогенератора, наделенный отверстиями под дискретные крепежные элементы, разнесенные по периметру фланца с угловой частотой γ_н.к.фл.1, определенной в диапазоне γ_н.к.фл.1=(19,4÷27,4) [ед/рад]; другое внешнее ответвление фронтального кольцевого элемента выполнено радиальным, обращенным к оси двигателя, и снабжено открытым к сопловому венцу кольцевым пазом под ответный кольцевой выступ большой полки блоков СА ТНД, а два внутренних ответвления выполнены для соединения с внутренним и внешним кольцевыми элементами корпуса наружного кольца, при этом внешний цилиндрический элемент корпуса наружного кольца снабжен не менее чем двумя отверстиями для пропуска во входной коллектор охлаждающего воздуха, а внутренний цилиндрический элемент корпуса снабжен не менее чем одиннадцатью отверстиями для пропуска охлаждающего воздуха из входного коллектора в надэкранную часть полости под наружным кольцом и через аэропрозрачный экран к большой полке СА и в полость сопловых лопаток, причем внутреннее кольцо СА выполнено цилиндрическим, с Т-образным фронтальным и Г-образным тыльным радиальными торцевыми элементами для ограниченно подвижного соединения с торцами малой полки СВ с возможностью возвратных радиальных смещений для компенсации радиальных тепловых деформаций элементов СА, кроме того цилиндрические кольцевые элементы наружного и внутреннего колец снабжены проемами для пропуска силовых спиц и трубок транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД.The problem is solved in that the nozzle apparatus of a low pressure turbine (LPT) of a gas turbine engine (GTE) as part of a gas turbine installation (GTU) of a gas pumping unit (HPA), according to the invention, contains a nozzle collar formed from nozzle blocks that are compactly mounted between the outer and inner power rings connected by hollow power spokes with the formation of the frame of the rim of the SA, each of the nozzle blocks assembled at least from three rigidly connected parts, each of which contains, in less At least one hollow nozzle blade, made in one piece with small and large shelves, and the blades combined in blocks are placed in a nozzle crown (CB) with an angular frequency defined in the range of values of γ _sl . = (4.46 ÷ 6 , 37) [units / rad], while the outer ring CA is hollow, composed of hermetically connected annular elements with the formation of an inlet collector of the air-cooling path CA, with two annular body elements cylindrical, aligned with the axis of the engine and distant from the axis of the engine form with Respectively, the external and internal elements of the body, connected at the ends by multi-branch cross-sectional front and rear ring elements; The front ring element is endowed with two external branches diagonally connected to two internal, one of the external branches being cylindrical, coaxial with the motor axis, and includes a radial flange for detachable connection with mating flanges of the CA AS outer ring and intermediate body of the combustion chamber (CS) of the gas generator endowed with holes for discrete fasteners spaced around the flange perimeter with an angular frequency γ _{nc fl. 1} , defined in the range γ _{n cf fl.1} = (19.4 ÷ 27.4) [units / rad] ; the other outer branch of the front ring element is made radially facing the engine axis, and is provided with an annular groove open to the nozzle crown for the counter annular protrusion of the large shelf of the CA TND blocks, and two internal branches are made to connect with the inner and outer ring elements of the outer ring housing, with In this case, the outer cylindrical element of the outer ring housing is provided with at least two openings for passage of cooling air into the inlet manifold, and the inner cylindrical tube The housing element is equipped with at least eleven holes for the passage of cooling air from the inlet manifold into the over-screen part of the cavity under the outer ring and through the air-transparent screen to the large shelf CA and into the cavity of nozzle vanes, the inner ring CA made cylindrical with a T-shaped frontal and G -shaped back radial end elements for a partially mobile connection with the ends of a small shelf ST with the possibility of returnable radial displacements to compensate for radial thermal deformations of el CA cops, moreover cylindrical annular elements of external and internal rings are provided with openings for the passage of power and spokes tubes transit path LPT rotor cooling air.

При этом тыльный торцевой оппозитный фронтальному элемент корпуса наружного кольца СА может содержать в поперечном сечении три ветви, одна из которых соединена с внешним цилиндрическим элементом корпуса и образует тыльную торцевую стенку коллектора, другая ветвь дополняет внутренний цилиндрический элемент корпуса, а третья ветвь кольцевого элемента содержит узел посадочного зацепления кольцевым пазом ответного кольцевого выступа большой полки блоков СА ТНД и узел разъемного соединения наружного кольца СА с корпусом опоры ТНД посредством фланца, наделенного отверстиями под дискретные крепежные элементы, разнесенные по периметру фланца с угловой частотой γ_{н.к.фл..2} определенной в диапазоне γ_н.к.фл.2=(10,8÷15,3) [ед/рад], при этом отверстия во фланце наружного кольца СА ТНД для разъемного соединения с ответными фланцами наружного кольца СА ТВД и промежуточного корпуса КС выполнены под крепежные элементы типа болтов, стягивающих элементы фланцевого соединения, болтов-кронштейнов для крепления закрывающего стык фланцев кожуха и призонных болтов для центрирования стыка, количественно принятых в соотношении, определенном в диапазоне значенийAt the same time, the rear end opposed frontal body element of the outer ring CA may contain three branches in cross section, one of which is connected to the external cylindrical element of the body and forms the rear end wall of the collector, the other branch complements the internal cylindrical element of the body, and the third branch of the ring element contains a node landing gear with an annular groove of the counter annular protrusion of a large shelf of blocks CA TND and a plug-in unit for connecting the outer ring CA to the case of the TND center stvom flange, endowed with openings for discrete fasteners, spaced along the perimeter of the flange having an angular frequency γ _n.k.fl..2 certain range _n.k.fl.2 γ = (10,8 ÷ 15,3) [U / glad], while the holes in the flange of the outer ring CA TND for detachable connection with mating flanges of the outer ring SA TVD and the intermediate case KS made under the fastening elements of the bolts, tightening the elements of the flange connection, bolts-brackets for fastening the closing joint of the casing flanges and fitting bolts for centering the joint to ichestvenno taken in the ratio defined in the range

где

- общее количество отверстий под крепежные элементы во фланцеWhere

- the total number of holes for fasteners in the flange

наружного кольца СА; N_1нк, N_2нк, N_3нк - количество отверстий под крепежные элементы типа болтов стягивающих элементы фланцевого соединения, под болты-кронштейны и призонные болты; а отверстия в тыльном фланце наружного кольца СА ТНД для разъемного соединения с ответными фланцем корпуса опоры ТНД выполнены под крепежные элементы типа болтов, стягивающих элементы фланцевого соединения, и призонных болтов для центрирования стыка фланцев, количественно принятых в соотношении, определенном в диапазоне значенийCA outer ring; N _1nk , N _2nk , N _3nk - the number of holes for fasteners such as bolts of flange joints, for bracket bolts and close-fitting bolts; and the holes in the rear flange of the outer ring CA TND for detachable connection to the counter flange of the TND support housing are made for fasteners such as bolts tightening the elements of flange connection and tight fitting bolts for centering the butt of the flanges, quantified in a ratio defined in the range of values

где

- общее количество отверстий под крепежные элементы в тыльном фланце наружного кольца СА; N_4нк, N_5нк - количество отверстий подWhere

- the total number of holes for fasteners in the rear flange of the outer ring CA; N _4nk , N _5nk - the number of holes for

крепежные элементы типа болтов стягивающих элементы фланцевого соединения и под призонные болты.fasteners such as bolts tightening flange connection elements and for tight fitting bolts.

Поставленная задача решается тем, что сопловый аппарат турбины низкого давления газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА по второму варианту, согласно изобретению, содержит сопловый венец, образованный из сопловых блоков, компактно смонтированных между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами с образованием каркаса обода СА, при этом каждый из сопловых блоков собран не менее, чем из трех жестко соединенных частей, каждая из которых содержит, по меньшей мере, одну полую сопловую лопатку, выполненную за одно целое с малой и большой полками, а объединенные в блоках лопатки размещены в сопловом венце с угловой частотой, определенной в диапазоне значений γ_с.л.=(4,46÷6,37) [ед/рад], при этом корпус наружного кольца СА выполнен полым, составным из герметично соединенных кольцевых элементов с образованием коллектора тракта воздушного охлаждения СА, а внутреннее кольцо СА выполнено цилиндрическим, с Т-образным фронтальным и Г-образным тыльным радиальными торцевыми элементами, причем Т-образный фронтальный элемент в периферийной части снабжен кольцевым уплотнением с примыканием к фронтальному торцу малой полки блоков СВ с возможностью возвратных радиальных смещений для компенсации разницы радиальных тепловых деформаций элементов СА, в средней части Т-образный элемент выполнен с кольцевым углублением под разъемное фланцевое соединение с кольцевым держателем крышки лабиринта с возможностью заведения торцевого бортика радиального фланца фронтальной конической диафрагмы, выполненной за одно целое с корпусом подшипника опоры ТВД, при этом отверстия под дискретные крепежные элемента разнесены по периметру указанного элемента с угловой частотой γ_в.к.фл.1 определенной в диапазоне γ_в.к.фл.1=(5,73÷7,96) [ед/рад], а торцевая часть Т-образного элемента, обращенная к оси двигателя, выполнена образующей другое фланцевое соединение с фронтальной конической диафрагмой и снабжена отверстиями под дискретные крепежные элемента, разнесенные по периметру фланца с угловой частотой γ_в.к.фл.2, определенной в диапазоне γ_в.к.фл.2=(5,41÷7,64) [ед/рад]; тыльный Г-образный элемент внутреннего кольца СА выполнен с радиальной полкой с двойным фланцевым соединением, периферийным из которых разъемно скреплен дискретными крепежными элементами с автономным радиальным кольцевым элементом, наделенным кольцевым уплотнением, примыкающим к тыльному торцу малой полки сопловых блоков с возможностью компенсации упомянутых возвратных смещений элементов блока СВ, а вторым фланцевым соединением радиальная полка Г-образного элемента соединена дискретными крепежными элементами со съемной конической диафрагмой - крышкой промежуточного коллектора транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД, образованного совместно с крышкой внутренним кольцом СА, фронтальной конической диафрагмой и частью корпуса подшипника опоры ТВД, причем цилиндрическая полка Г-образного элемента внутреннего кольца СА снабжена не менее двадцатью двумя отверстиями для подпитки охлаждающим воздухом полости под малой полкой блоков СА из промежуточного коллектора, кроме того цилиндрические кольцевые элементы наружного и внутреннего колец снабжены проемами для пропуска силовых спиц и трубок транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД.The problem is solved in that the nozzle apparatus of a low-pressure turbine of a gas turbine engine comprising a GTU HPA in the second embodiment, according to the invention, comprises a nozzle collar formed of nozzle blocks compactly mounted between the outer and inner power rings connected by hollow power spokes to form a rim frame CA, with each of the nozzle blocks assembled at least from three rigidly connected parts, each of which contains at least one hollow nozzle blade, made integrally with the minor and major flanges, and combined in blocks arranged in the nozzle vane crown with angular frequency determined by the range of values γ _SL. = (4,46 ÷ 6,37) [U / rad], where the housing the outer ring SA is made hollow, composed of hermetically connected annular elements with the formation of the collector of the air-cooling path CA, and the inner ring SA is cylindrical, with a T-shaped frontal and L-shaped rear radial end elements, the T-shaped frontal element in the peripheral part supplied to O-ring seal with abutment to the front end of the small shelf of the CB blocks with the possibility of returning radial displacements to compensate for the difference in radial thermal deformations of CA elements. In the middle part the T-shaped element is made with an annular recess for detachable flange connection with an annular labyrinth cap holder with the possibility of an end rim of the radial flange of the frontal conical diaphragm, made in one piece with the bearing housing of the turboprop support, with the holes for discrete fixing lementa γ _v.k.fl.1 certain range _v.k.fl.1 γ = (5,73 ÷ 7,96) spaced along the perimeter of said element with the angular frequency [U / rad], and the end portion of the T-shaped element facing the axis of the engine, forming forming another flange connection with a frontal conical diaphragm and provided with holes for discrete fasteners spaced around the perimeter of the flange with an angular frequency of γ _{cc fl. 2} , defined in the range of _{c cfl. 2} = (5,41 ÷ 7,64) [units / rad]; The rear L-shaped element of the inner ring CA is made with a radial shelf with double flange connection, the peripheral of which is detachably fastened with discrete fasteners with an independent radial ring element endowed with an annular seal adjacent to the rear end of the small shelf of nozzle blocks with the possibility of compensating the above-mentioned reverse displacements of elements CB, and the second flange connection of the L-shaped radial flange is connected by discrete fasteners to a removable conic the diaphragm is a cover of the intermediate collector of the transit path of air cooling of the rotor of the low pressure pump, formed together with the cover of the inner ring CA, the frontal conical diaphragm and part of the bearing housing of the TVD bearing, and the cylindrical shelf of the L-shaped element of the inner ring CA is equipped with at least twenty two holes for charging cooling air cavity under a small shelf blocks CA from the intermediate collector, in addition, the cylindrical ring elements of the outer and inner rings are equipped with emu for the passage of power spokes and tubes of the transit path of air cooling of the rotor of the TND.

При этом отверстия во фланце Г-образного элемента внутреннего кольца СА для разъемного соединения с радиальным кольцевым элементом могут быть выполнены под крепежные элементы типа болтов, стягивающих элементы фланцевого соединения, разнесенными по периметру фланца с угловой частотой γ_н.к.фл.1, определенной в диапазоне γ_н.к.фл.3=(4,78÷6,85) [ед/рад], а отверстия во фланце Г-образного элемента внутреннего кольца СА для разъемного соединения с крышкой промежуточного коллектора выполнены под крепежные элементы разнесенными по периметру фланца с угловой частотой γ_н.к.фл.4, определенной в диапазоне γ_н.к.фл.1=(6,05÷8,60) [ед/рад], кроме того крышка промежуточного коллектора дополнительно наделена фланцем, которым разъемно соединена с внешней стороны с кольцевым держателем крышки лабиринта, динамически отделяющего с наддувом промежуточную полость транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД от негативных потерь рабочего тела из проточной части ТНД.When this hole in the flange of the L-shaped element of the inner ring CA for detachable connection with a radial ring element can be made under the fastener type bolts, fastening elements of the flange connection, spaced around the perimeter of the flange with an angular frequency γ _N.K.fl.1 , certain in the range of γ _n . _fl . ₃ = (4.78 ÷ 6.85) [u / rad], and the holes in the flange of the L-shaped element of the inner ring CA for detachable connection to the lid of the intermediate collector are made for fasteners spaced apart flange perimeter with an angular frequency of γ _{n. fl. 4} , defined in the range of γ _n . _fl. 1 = (6.05 ÷ 8.60) [u / rad], besides the cover of the intermediate collector is additionally endowed with a flange, which is detachable is connected on the outer side with an annular maze lid holder, which dynamically separates the intermediate cavity of the transit path of the air cooling of the rotor of the LPD from supercharged from the negative losses of the working fluid from the flow section of the LPD.

Поставленная задача решается тем, что сопловый аппарат турбины низкого давления газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА по третьему варианту, согласно изобретению, содержит сопловый венец, образованный из сопловых блоков, компактно смонтированных между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами с образованием каркаса обода СА, при этом каждый из сопловых блоков собран не менее, чем из трех жестко соединенных частей, каждая из которых содержит, по меньшей мере, одну полую сопловую лопатку, выполненную за одно целое с малой и большой полками, а объединенные в блоках лопатки размещены в сопловом венце с угловой частотой, определенной в диапазоне значений γ_с.л.=(4,46÷6,37) [ед/рад], а количество спиц в каркасе обода СА принято в два раза превышающем число установленных в сопловом венце блоков, изолированных от радиальных усилий в спицах каркаса с возможностью скользящей компенсации возвратных радиальных тепловых деформаций блоков СА, причем наружное кольцо СА обода выполнено с полым корпусом, наделенным двумя функциями - входного коллектора тракта воздушного охлаждения СА и бандажного силового элемента обода СА, совмещенного с опорой ТВД, к которому жестко разъемно прикреплен периферийный конец каждой спицы посредством дискретных крепежных элементов и внешней накладной плашки-втулки, конгруэнтно примыкающей к внешней поверхности ответного элемента кольца и конгруэнтно заведенной втулочной частью в соосное со спицей глухое (несквозное) углубление в указанном элементе, кроме того в наружном кольце СА полость спицы, по меньшей мере, одним поперечным отверстием сообщена с полостью входного коллектора по охлаждающему воздуху с образованием малого проходного канала тракта воздушного охлаждения спицы, при этом каждая силовая спица пропущена через наружное и внутреннее кольца, большую и малую полки СВ и через среднюю часть полости каждой крайней лопатки блока СВ, а через центральную зону полости средней лопатки каждого блока пропущена трубка транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД, кроме того каждая силовая спица на радиальном расстоянии, достаточном для размещения блока СВ, разъемно соединена корневым концом с опорным элементом внутреннего кольца СА посредством втулки с кольцевыми днищем и внешним опорным бортиком, разъемно зафиксированной в проеме опорного элемента внутреннего кольца СА, по меньшей мере, крепежным элементом типа защищенной от самораскучивания фигурной гайки и двух пар сферических шайб, установленных по обе стороны кольцевого днища втулки, при этом указанное соединение наружного и внутреннего колец СА с силовыми спицами выполнено необходимым и достаточным для совместного осуществления кольцами функции обода СА ТНД и опоры ТВД, для чего обод СА конструктивно и функционально выполнен совмещенным внутренним кольцом СА с фронтальной конической диафрагмой, выполненной за одно целое с корпусом подшипника опоры ТВД и тыльной конической диафрагмой-крышкой, совместно образующими промежуточный коллектор транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД.The problem is solved in that the nozzle apparatus of a low-pressure turbine of a gas turbine engine comprising a GTU HPA in the third embodiment, according to the invention, comprises a nozzle rim formed from nozzle blocks compactly mounted between the outer and inner power rings connected by hollow power spokes to form a rim frame CA, with each of the nozzle blocks assembled at least from three rigidly connected parts, each of which contains at least one hollow nozzle blade, made w is integrally formed with the minor and major flanges, and combined in blocks arranged in the nozzle vane crown with angular frequency determined in the range of γ _SL = (4,46 ÷ 6,37) [units / rad], and the number of spokes in the frame of the rim SA was taken twice as large as the number of blocks installed in the nozzle crown, isolated from radial forces in the spokes of the frame with the possibility of sliding compensation of returnable radial thermal deformations CA blocks, the outer ring of the CA rim is made with a hollow body endowed with two functions — the inlet manifold of the air-cooling path of the CA and the retaining force element of the CA rim combined with the TVD support to which the peripheral end of the cable is rigidly attached. spokes by means of discrete fasteners and an external patch plate-sleeve, congruently adjacent to the outer surface of the response element of the ring and congruently inserted sleeve part in the coaxial with the spoke deaf (blind) recess in the specified element, besides in the outer ring SA, the needle cavity is at least at least one transverse hole communicates with the cavity of the inlet manifold through the cooling air with the formation of a small bore through the air-cooling channel of the spokes, with each power needle roped through the outer and inner rings, large and small shelves of the SV and through the middle part of the cavity of each extreme blade of the CB block, and through the central zone of the cavity of the middle blade of each block the tube of the transit path for air cooling of the rotor of the LPD is passed, besides each power needle at a radial distance, sufficient to accommodate the CB block, is detachably connected by a root end to the supporting element of the inner ring CA by means of a sleeve with an annular bottom and an outer supporting rim that is detachably fixed in the opening of the CA inner ring, at least a fastener of the self-unscrewing type of a figured nut and two pairs of spherical washers installed on both sides of the ring bottom of the hub, with the specified connection of the outer and inner SA rings with power spokes made necessary and sufficient for joint the implementation of rings of the function of the rim SA TND and support theater, for which the rim SA is structurally and functionally made with a combined inner ring SA with a frontal conical diaphragm, made Oh, in one piece with the bearing housing bearing and rear conical diaphragm-cover, together forming an intermediate collector of the transit path of air cooling of the rotor of the TND.

Поставленная задача решается тем, что лопатка соплового аппарата турбины низкого давления газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА, согласно изобретению, выполнена полой, с аэродинамическим профилем, включающем вогнутое корыто и выпуклую спинку, сопряженные посредством входной и выходной кромок, а также выполнена за одно целое с малой и большой полками, причем сопловые лопатки объединены в сопловые блоки не менее, чем по три и размещены в сопловом венце с угловой частотой, определенной в диапазоне значений γ_с.л.=(4,46÷6,37) [ед/рад], при этом лопатки установлены в сопловом блоке под углом ω_о.н. навстречу потоку рабочего тела, определенным в диапазоне значений ω_о.н.=(0,09÷0,13) [рад], лопатка имеет парусность, определяемую разностью между величинами хорды профиля пера прикорневого и периферийного сечений лопатки с градиентом G_п.д. расхождения значений хорды, по меньшей мере, на большей части высоты лопатки - в интервале высот входной кромки, определенным в диапазоне значенийThe task is solved by the fact that the blade nozzle apparatus of the low pressure turbine of a gas turbine engine as part of the GTU GPA, according to the invention, is made hollow, with an aerodynamic profile including a concave trough and a convex back, mated by means of inlet and outlet edges, and also made in one piece with small and large shelves, and the nozzle vanes are combined into nozzle blocks of not less than three and placed in the nozzle crown with an angular frequency defined in the range of values of γ _sl. = (4,46 ÷ 6,37) [units / rad], with the blades installed in the nozzle block at an angle ω _o.n. towards the flow of the working fluid, defined in the range of values of ω _un. = (0,09 ÷ 0,13) [rad], the blade has a windage determined by the difference between the values of the section chord pen basal and peripheral sections of the blade with a gradient G _pa discrepancies in the chord values, at least over the greater part of the height of the blade, are in the interval of the heights of the input edge defined in the range of values

где В_х.п. и В_х.к. - длина хорды профиля прикорневого и периферийного сечений лопатки соответственно, Н_л - высота большей части входной кромки лопатки; кроме того лопатка выполнена с угловой закруткой профиля, по меньшей мере, на большей части высоты лопатки в пределах интервала высот входной кромки, определяемой разностью углов хорды прикорневого и периферийного сечений относительно оси двигателя в проекции на условную плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центр миделя прикорневого сечения лопатки, определяемой через градиент G_з.п.л. угловой закрутки проекцийwhere in the _art. and in _h.k. - the length of the chord of the profile of the basal and peripheral sections of the blade, respectively, N _l - the height of the greater part of the entrance edge of the blade; besides, the blade is made with an angular twist of the profile, at least over the greater part of the blade height within the interval of the heights of the input edge, determined by the difference in the chord angles of the root and peripheral sections relative to the motor axis projected on the conditional plane normal to the radius through the center of the mid-section radical section of the blade, defined by the gradient G _zpl. angular twist projections

где β_х.п. и β_х.к. - угол хорды профиля пера прикорневого и периферийного сечений лопатки соответственно, Н_л. - высота пера лопатки, при этом лопатка выполнена с увеличением высоты проточной части и выходной кромки относительно входной кромки в (1,35÷1,76) раза, кроме того лопатка выполнена в осевом направлении с оребрением внутренней поверхности входной кромки и стенок спинки и корыта лопатки для опирания дефлектора с образованием стабилизированной высоты канала тракта воздушного охлаждения лопатки между ее стенками и дефлектором.where _βh.p. and β _h.k. - the angle of the chord of the profile of the feather root and peripheral sections of the blade, respectively, H _l . - the height of the pen blade, while the blade is made with an increase in the height of the flow part and the output edge relative to the entrance edge (1.35 ÷ 1.76) times, in addition the blade is made in the axial direction with the finning of the inner surface of the entrance edge and the back and trough walls blades for supporting the deflector with the formation of a stabilized height of the channel of the air-cooling channel of the blade between its walls and the deflector.

При этом входная кромка лопатки может быть выполнена в поперечном сечении с относительным радиусом R_{вх.кр.л.}, меньшим радиуса R_Cm миделя указанного поперечного сечения пера лопатки в N раз, определенный в диапазоне значений N=R_Cm/R_{вх.кр.л.}=(4,2÷5,9), при этом стенки лопатки выполнены дифференцированной толщины - стенка корыта выполнена с местным уменьшением толщины в поперечном сечении до 23%, а обе стенки выполнены с убыванием толщины от входной до выходной кромки в (2,1÷3,0) раза.In this case, the input edge of the blade can be made in cross-section with a relative radius R _vh.kr.l. , smaller than the radius R _{Cm of the} mid-section of the specified cross section of the blade blade by a factor of N, defined in the range of values N = R _Cm / R _inr. = (4,2 ÷ 5,9), while the walls of the blade are made of differentiated thickness - the wall of the trough is made with a local decrease in thickness in cross section to 23%, and both walls are made with a decrease in thickness from the input to the output edge in (2,1 ÷ 3.0) times.

Поставленная задача решается тем, что лопатка соплового аппарата турбины низкого давления газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА по второму варианту, согласно изобретению, выполнена полой, с аэродинамическим профилем, включающем вогнутое корыто и выпуклую спинку, сопряженные посредством входной и выходной кромок, а также выполнена за одно целое с малой и большой полками, причем сопловые лопатки объединены в сопловые блоки не менее, чем по три и размещены в сопловом венце с угловой частотой, определенной в диапазоне значений γ_сл.=(4,46÷6,37) [ед/рад], кроме того лопатка включает в осевом направлении не менее четырех видов внутреннего оребрения для опирания дефлектора с образованием стабилизированной ширины канала тракта воздушного охлаждения между стенками лопатки и дефлектора, а именно: фронтальное оребрение, охватывающее изнутри входную кромку и головную часть спинки и корыта, в котором фронтальная часть корпуса наделена внутри системой подковообразных радиационно-конвекторных ребер, ориентированных вдоль плоскостей, параллельных к оси турбины и выполненных на входную высоту лопатки с шаговым расстоянием, не менее диаметра фронтальной выходных отверстий дефлектора; причем промежуточное оребрение выполнено в виде системы продолговатых ребер типа аэродинамически обтекаемых выступов высотой на толщину воздушной прослойки между смежными стенками лопатки и дефлектора, расположенных в составе внутренней поверхности стенки лопатки высотными рядами с последовательным уменьшением длины ребер от фронтального ряда к тыльному, со смещением по высоте в смежных рядах не менее, чем на половину высотного шага ребер, и ориентированных по ходу охлаждающего потока, однонаправленных по вектору с вектором потока рабочего тела в межлопаточных каналах СА; оребрения внутренних стенок спинки и корыта в составе вихревой матрицы в полости лопатки, расположенной по ходу охлаждающего потока непосредственно за дефлектором, при этом ребра матрицы в стенках корыта и спинки взаимно наклонены на угол β_м.р., составляющий при взаимном наложении плоских разверток полуматриц спинки и корыта, определенный в диапазоне значений β_м.р.=(0,66÷0,94) [рад], и расположенный за матрицей на внутренней поверхности одной из стенок -спинки или корыта на выходе из полости лопатки турбулизатор, дополнительно увеличивающий теплосъем и наделенный системой не менее, чем из двух высотно ориентированных рядов, разнонаправленных в смежных рядах ребер типа продолговатых выступов и размещенных до щелевидного выхода из тракта воздушного охлаждения лопатки.The problem is solved in that the blade nozzle apparatus of a low-pressure turbine of a gas turbine engine as part of a GTU HPA of the second embodiment, according to the invention, is hollow, with an aerodynamic profile including a concave trough and a convex back, connected by means of inlet and outlet edges, and also one unit with small and large shelves, and the nozzle vanes are combined into nozzle blocks of at least three and placed in the nozzle crown with an angular frequency defined in the range of values of γ _sl. = (4,46 ÷ 6,37) [units / rad], moreover, the blade includes in the axial direction at least four types of internal fins to support the deflector with the formation of a stabilized channel width of the air-cooling path between the walls of the blade and the deflector, namely: frontal fins, covering inside the entrance edge and the head of the back and the trough, in which the front part of the body is endowed inside with a system of horseshoe-shaped radiation-convector ribs oriented along planes parallel to the axis of the turbine and the input height of the blade with step distance, not less than the diameter of the front outlet holes of the deflector; moreover, the intermediate finning is made in the form of a system of elongated ribs of the type of aerodynamically streamlined protrusions with a height of the thickness of the air gap between the adjacent walls of the blade and the deflector, located in the inner surface of the blade wall with high-altitude rows with a consistent decrease in the length of the ribs from the front row to the rear, with a shift in height in adjacent rows of not less than half the height step of the ribs, and oriented along the cooling flow, unidirectional along the vector with the flow vector Static preparation CA body interblade channels; Finning of the internal walls of the back and trough in the composition of the vortex matrix in the cavity of the blade located along the cooling flow directly behind the deflector, while the edges of the matrix in the walls of the trough and the back are mutually inclined at an angle β _m. , constituting at the mutual overlap of flat unfoldings of back and trough semi-matrixes, defined in the range of values of β _m. = (0.66 ÷ 0.94) [rad], and a turbulizer located behind the matrix on the inner surface of one of the back or trough walls at the exit from the cavity of the blade, additionally increasing heat removal and endowed with a system of at least two high-altitude rows , multidirectional in adjacent rows of ribs such as oblong protrusions and placed before the slit-like exit from the air-cooling channel of the blade.

При этом промежуточное оребрение внутренней поверхности стенки спинки на осевой длине дефлекторного участка поперечного сечения полости лопатки может включать не менее тридцати шести ребер, расположенных не менее чем трех высотно ориентированных рядах, а промежуточное оребрение внутренней поверхности стенки корыта лопатки включает не менее двадцати пяти ребер, размещенных не менее чем в двух рядах, кроме того разнонаправленные ребра турбулизатора выполнены с взаимным наклоном осей ребер к оси турбины в смежных рядах под углом β_{вых.п.л.}=(107÷151)°, расположены по меньшей мере, на одной из стенок лопатки и выполнены с убыванием высоты ребер к выходу из полости лопатки.In this case, the intermediate fins of the inner surface of the back wall on the axial length of the deflector section of the cross section of the blade cavity can include at least thirty-six ribs located at least three high-altitude oriented rows, and the intermediate fins of the inner surface of the trough wall of the blade include at least twenty-five ribs placed no less than in two rows, moreover, the multidirectional ribs of the turbulizer are made with mutual inclination of the axes of the ribs to the turbine axis in adjacent rows at an angle β _{out.p .l.} = (107 ÷ 151) °, located at least on one of the walls of the blade and is made with decreasing height of the ribs to the exit from the cavity of the blade.

Технический результат, достигаемый группой изобретений, объединенных единым творческим замыслом, заключается в повышении эффективности работы и ресурса соплового аппарата ТНД за счет улучшения аэродинамических и конструктивных параметров элементов СА, многоканального тракта воздушного охлаждения наиболее теплонапряженных элементов СА и транзитного тракта охлаждающего воздуха, направленного на охлаждение роторов ТНД и ТВД, а также конструктивной проработанности элементов СА, включая наружное и внутреннее кольца, соединенные спицами с образованием силового каркаса СА и образующих входной и промежуточный коллекторы, и сопловых лопаток, выполненных с внутренним оребрением для опирания дефлектора с образованием стабилизированной ширины канала тракта воздушного охлаждения между стенками лопатки и дефлектора, чем достигают повышения жесткости соплового аппарата при большей точности соблюдения углов установки сопловых лопаток, снижения утечек воздуха и, как следствие, повышения КПД и ресурса соплового аппарата и ТНД в целом, а также технологической простоты изготовления без увеличения материало- и энергоемкости и технического обслуживания в процессе эксплуатации.The technical result achieved by a group of inventions, united by a single creative concept, is to increase the efficiency and life of the LPD nozzle apparatus by improving the aerodynamic and design parameters of the CA elements, the multichannel air cooling path of the most thermally stressed CA elements and the transit path of the cooling air aimed at cooling the rotors TND and TVD, as well as constructive elaboration of elements of the SA, including the outer and inner rings, connected needle with the formation of a power frame CA and forming the input and intermediate collectors, and nozzle vanes made with internal fins to support the deflector with the formation of a stabilized width of the air cooling channel channel between the blade walls and the deflector, thereby increasing the rigidity of the nozzle apparatus with greater accuracy with the installation angles nozzle vanes, reducing air leakage and, as a result, increasing the efficiency and resource of the nozzle apparatus and the TND as a whole, as well as technological simplicity of production no increase in material and energy intensity and maintenance during operation.

Сущность группы изобретений поясняется чертежами, где:The essence of the group of inventions is illustrated by drawings, where:

на фиг. 1 изображен сопловый аппарат ТНД ГТД, продольный разрез;in fig. 1 shows a nozzle apparatus TND GTE, a longitudinal section;

на фиг. 2 - блок соплового аппарата ТНД, вид спереди по ходу рабочего тела;in fig. 2 - block nozzle apparatus TND, front view along the working fluid;

на фиг. 3 - большая полка блока соплового аппарата ТНД, вид сверху;in fig. 3 - a large shelf unit nozzle apparatus TND, top view;

на фиг. 4 - малая полка блока соплового аппарата ТНД, вид от оси ТНД;in fig. 4 - a small shelf unit nozzle apparatus TND, the view from the axis of the TND;

на фиг. 5 - фрагмент соплового аппарата ТНД, на котором изображено наружное кольцо СА, находящееся в зацеплении с силовой спицей, продольный разрез;in fig. 5 - a fragment of the nozzle apparatus of the TND, which shows the outer ring of the SA, which is engaged with the power spoke, a longitudinal section;

на фиг. 6 - фрагмент соплового аппарата ТНД с транзитной трубкой, продольный разрез;in fig. 6 is a fragment of a nozzle apparatus for a TND with a transit tube, a longitudinal section;

на фиг. 7 - лопатка соплового аппарата ТНД, поперечный разрез;in fig. 7 - blade nozzle apparatus TND, cross-section;

на фиг. 8 - дефлектор лопатки соплового аппарата ТНД, поперечный разрез;in fig. 8 - deflector blades nozzle apparatus TND, cross-section;

на фиг. 9 - фрагмент лопатки соплового аппарата ТНД с вихревой матрицей и турбулизатором, поперечный разрез.in fig. 9 is a fragment of a LPD nozzle apparatus blade with a vortex matrix and a turbulizer, cross section.

Сопловый аппарат 1 турбины 2 низкого давления (фиг. 1) газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА группы изобретений, объединенных единым творческим замыслом, включает сопловый венец. Сопловый венец образован из сопловых блоков 3. Сопловые блоки 3 компактно смонтированы между наружным и внутренним силовыми кольцами 4 и 5. Силовые кольца 4 и 5 соединены полыми силовыми спицами 6 с образованием каркаса обода СА. Каждый из сопловых блоков 3 (фиг. 2) собран не менее чем из трех жестко соединенных частей. Каждая часть содержит полую сопловую лопатку 7. Каждая лопатка 7, входящая в блок 3, выполнена за одно целое с малой и большой полками 8 и 9 (фиг. 3, фиг. 4) и снабжена дефлектором 10. Объединенные в блоках 3 лопатки 7 размещены в сопловом венце с угловой частотой, определенной в диапазоне значенийThe nozzle unit 1 of the low-pressure turbine 2 (Fig. 1) of a gas turbine engine as part of a GTU GPA group of inventions, united by a single creative idea, includes a nozzle crown. The nozzle rim is formed from the nozzle blocks 3. The nozzle blocks 3 are compactly mounted between the outer and inner power rings 4 and 5. The power rings 4 and 5 are connected by hollow power spokes 6 to form the framework of the SA rim. Each of the nozzle blocks 3 (Fig. 2) is assembled from at least three rigidly connected parts. Each part contains a hollow nozzle blade 7. Each blade 7, included in block 3, is made in one piece with small and large shelves 8 and 9 (Fig. 3, Fig. 4) and is equipped with a deflector 10. The blades 7 combined in blocks 3 are placed in the nozzle ring with an angular frequency defined in the range of values

γ_с.л.=N_с.л./2π=(4,46÷6,37) [ед/рад],γ _sl . = N _s.l. / 2π = (4,46 ÷ 6,37) [units / rad],

где N_с.л. - число лопаток в сопловом венце.where N _s . - the number of blades in the nozzle wreath.

Корпус наружного кольца 4 СА (фиг. 5) выполнен полым, составным из герметично соединенных кольцевых элементов 11, 12, 13 и 14 с образованием входного коллектора 15 тракта воздушного охлаждения СА. Два кольцевых элемента образуют соответственно внешний и внутренний элементы 11 и 12 соответственно корпуса наружного кольца 4, выполнены цилиндрическими, соосными с осью 16 двигателя и разноудаленными от оси 16 двигателя. Кольцевые элементы 11 и 12 соединены по торцам многоветвевыми в поперечном сечении фронтальным и тыльным кольцевыми элементами 13 и 14.The case of the outer ring 4 SA (Fig. 5) is made hollow, a composite of hermetically connected annular elements 11, 12, 13 and 14 with the formation of the inlet manifold 15 of the path air cooling SA. The two annular elements form, respectively, the outer and inner elements 11 and 12, respectively, of the outer ring 4, made cylindrical, coaxial with the axis of the engine 16 and distant from the axis of the engine 16. The annular elements 11 and 12 are connected at the ends by multi-branch in cross section of the front and rear ring elements 13 and 14.

Фронтальный кольцевой элемент 13 наделен двумя внешними ответвлениями 17 и 18, диагонально соединенными с двумя внутренними ответвлениями 19 и 20. Внешние ответвление 17 фронтального кольцевого элемента 13 выполнено цилиндрическим, соосным с осью двигателя, и включает радиальный (торцевой) фланец 21 для разъемного соединения с ответными фланцем 22 соответственно наружного кольца СА ТВД и фланцем 23 промежуточного корпуса камеры сгорания (КС) газогенератора. Фланец 21 наделен отверстиями 24 под дискретные крепежные элементы, разнесенные по периметру фланца 21 с угловой частотой γ_н.к.фл.1, определенной в диапазонеThe front ring element 13 is endowed with two external branches 17 and 18, which are diagonally connected to two internal branches 19 and 20. The external branch 17 of the front ring element 13 is cylindrical, coaxial with the motor axis, and includes a radial (end) flange 21 for detachable connection with flange 22, respectively, of the outer ring of the SA TVD and flange 23 of the intermediate casing of the combustion chamber (CS) of the gas generator. The flange 21 is endowed with holes 24 under discrete fasteners spaced around the perimeter of the flange 21 with an angular frequency γ _{N. kfl.1} , defined in the range

γ_н.к.фл.1=N_фл.1/2π=(19,4÷27,4) [ед/рад],γ _N.k.fl.1 = _Nfl.1 / 2π = (19.4 ÷ 27.4) [units / rad],

где N_фл.1 - число отверстий во фланце 21.where N _FL.1 - the number of holes in the flange 21.

Внешнее ответвление 18 фронтального кольцевого элемента 13 выполнено радиальным, обращенным к оси 16 двигателя, и снабжено открытым к сопловому венцу кольцевым пазом под ответный кольцевой выступ 25 большой полки 9 блоков СА ТНД. Внутреннее ответвление 19 кольцевого элемента 13 выполнено для соединения с внутренним цилиндрическим элементом 12 корпуса наружного кольца 4. Другое внутреннее ответвление 20 кольцевого элемента 13 выполнено для соединения с радиальным кольцевым элементом внешнего цилиндрического элемента 11 корпуса наружного кольца 4. Внешний цилиндрический элемент 11 корпуса наружного кольца 4 снабжен не менее чем двумя отверстиями (на чертежах не показано) для пропуска во входной коллектор 15 охлаждающего воздуха. Внутренний цилиндрический элемент 12 корпуса снабжен не менее чем одиннадцатью отверстиями (на чертежах не показано) для пропуска охлаждающего воздуха из входного коллектора 15 в надэкранную часть 26 полости под наружным кольцом 4 и через аэропрозрачный экран 27 к большой полке 9 блока и в полость сопловых лопаток 7.The outer branch 18 of the front ring element 13 is made radial, facing the axis 16 of the engine, and is provided with an annular groove open to the nozzle crown for a counter annular protrusion 25 of the large shelf 9 of the CA TND blocks. The inner branch 19 of the annular element 13 is made to be connected with the inner cylindrical element 12 of the outer ring body 4. Another inner branch 20 of the annular element 13 is made for connection with the radial annular element of the outer cylindrical element 11 of the outer ring body 4. The outer cylindrical element 11 of the outer ring body 4 provided with at least two holes (not shown in the drawings) for the passage of cooling air into the inlet manifold 15. The inner cylindrical body member 12 is provided with at least eleven holes (not shown in the drawings) for passing cooling air from the inlet manifold 15 to the supra-screen part 26 of the cavity under the outer ring 4 and through the air-transparent screen 27 to the large shelf 9 of the unit and into the cavity of nozzle vanes 7 .

Тыльный торцевой элемент 14 корпуса наружного кольца 4 СА, оппозитный фронтальному элементу 13, содержит в поперечном сечении три ветви. Одна ветвь 28 соединена с внешним цилиндрическим элементом 11 корпуса и образует тыльную торцевую стенку коллектора 15. Другая ветвь 29 дополняет внутренний цилиндрический элемент 12 корпуса наружного кольца 4. Третья ветвь 30 кольцевого элемента 14 содержит узел посадочного зацепления кольцевым пазом ответного кольцевого выступа 31 большой полки 9 блоков СА ТНД и узел разъемного соединения наружного кольца 4 СА посредством фланца 32 с ответным фланцем 33 корпуса опоры ТНД. Фланец 32 наделен отверстиями 34 под дискретные крепежные элементы, разнесенные по периметру фланца 32 с угловой частотой γ_н.к.фл.2, определенной в диапазоне

[ед/рад],The rear end element 14 of the housing of the outer ring 4 CA, opposite to the front element 13, contains three branches in cross section. One branch 28 is connected to the outer cylindrical body member 11 and forms the rear end wall of the collector 15. The other branch 29 supplements the inner cylindrical body member 12 of the outer ring 4. The third branch 30 of the ring member 14 includes a landing gear unit with an annular groove of the response annular protrusion 31 of the large shelf 9 blocks CA TND and node detachable connection of the outer ring 4 CA through the flange 32 with the counter flange 33 of the support housing TND. The flange 32 is endowed with holes 34 under the discrete fasteners spaced around the perimeter of the flange 32 with an angular frequency γ _N.K.fl.2 defined in the range

[unit / glad]

где N_фл.2 - число отверстий во фланце 32.where N _fl.2 - the number of holes in the flange 32.

Отверстия 24 во фланце 21 наружного кольца 4 СА для разъемного соединения с ответными фланцами 22 и 23 соответственно наружного кольца СА ТВД и промежуточного корпуса КС выполнены под три типа крепежных элементов, а именно типа болтов, стягивающих элементы фланцевого соединения, болтов-кронштейнов для крепления закрывающего стык фланцев кожуха и призонных болтов для центрирования стыка, количественно принятых в соотношении, определенном в диапазоне значенийThe holes 24 in the flange 21 of the outer ring 4 CA for detachable connection with mating flanges 22 and 23, respectively, of the outer ring SA TVD and the intermediate housing KS are made for three types of fasteners, namely the type of bolts, fastening elements of the flange connection, bolts-brackets for fixing the closing joint of the flanges of the casing and fitting bolts for centering the joint, quantified in a ratio determined in the range of values

ΣN_i=(1÷3):N_lнк:N_2нк:N_3нк=1:(0,65÷0,86):(0,09÷0,13):(0,12÷0,16),ΣN _{i = (1 ÷ 3)} : N _lnk : N _2nk : N _3nk = 1: (0.65 ÷ 0.86) :( 0.09 ÷ 0.13) :( 0.12 ÷ 0.16),

где ΣN_i=(1÷3) - общее количество отверстий под крепежные элементы во фланце наружного кольца СА; N_lнк, N_2нк, N_3нк - количество отверстий под крепежные элементы типа болтов стягивающих элементы фланцевого соединения, под болты-кронштейны и призонные болты соответственно.where ΣN _{i = (1 ÷ 3)} is the total number of holes for fasteners in the flange of the outer ring CA; N _lnk , N _2nk , N _3nk - the number of holes for fasteners of the type of bolts fastening elements of the flange connection, for bolts-brackets and close-fitting bolts, respectively.

Отверстия 34 в тыльном фланце 32 наружного кольца 4 СА для разъемного соединения с ответными фланцем 33 корпуса опоры ТНД выполнены под два типа крепежных элементов - типа болтов, стягивающих элементы фланцевого соединения, и призонных болтов для центрирования стыка фланцев, количественно принятых в соотношении, определенном в диапазоне значенийHoles 34 in the rear flange 32 of the outer ring 4 CA for detachable connection with a counter flange 33 of the TND bearing housing are made for two types of fasteners - bolts, which fasten flange elements, and tight fitting bolts for centering the flange joint, quantitatively taken in the ratio defined in value range

ΣN_i=(4÷5):N_4нк:N_5нк=1:(0,59÷0,78):(0,26÷0,37),ΣN _{i = (4 ÷ 5)} : N _{4 nk} : N _{5 nk} = 1: (0,59 ÷ 0,78) :( 0,26 ÷ 0,37),

где ΣN_i=(4÷5) - общее количество отверстий под крепежные элементы в тыльном фланце наружного кольца СА; N_4нк, N_5нк - количество отверстий под крепежные элементы типа болтов стягивающих элементы фланцевого соединения и под призонные болты соответственно.where ΣN _{i = (4 ÷ 5)} is the total number of holes for fasteners in the rear flange of the outer ring CA; N _4nk , N _5nk - the number of holes for fasteners of the type of bolts tightening elements of flange connection and for tight-fitting bolts, respectively.

Сопловый аппарат ТНД по второму варианту группы изобретений содержит внутреннее кольцо 5 (фиг. 1), которое выполнено цилиндрическим, с Т-образным фронтальным и Г-образным тыльным радиальными торцевыми элементами 35 и 36 соответственно. Т-образный фронтальный элемент 35 в периферийной части снабжен кольцевым уплотнением 37 с примыканием к фронтальному торцу малой полки 8 блоков СВ с возможностью возвратных радиальных смещений для компенсации разницы радиальных тепловых деформаций элементов СА. В средней части Т-образный элемент 35 выполнен с кольцевым углублением под разъемное фланцевое соединение с кольцевым держателем 38 крышки лабиринта, а также с возможностью заведения торцевого бортика радиального фланца 39 фронтальной конической диафрагмы 40, выполненной за одно целое с корпусом 41 роликового подшипника 42 задней опоры турбины 43 высокого давления. Отверстия под дискретные крепежные элементы 44 разнесены по периметру Т-образного элемента 35 с угловой частотой γ_в.к.фл.1, определенной в диапазонеThe nozzle apparatus of the TND according to the second variant of the group of inventions comprises an inner ring 5 (FIG. 1), which is cylindrical, with a T-shaped frontal and L-shaped rear radial end elements 35 and 36, respectively. The T-shaped front element 35 in the peripheral part is provided with an annular seal 37 with abutment to the front end of the small shelf 8 CB blocks with the possibility of returnable radial displacements to compensate for the difference in radial thermal deformations of the CA elements. In the middle part of the T-shaped element 35 is made with an annular recess for detachable flange connection with an annular holder 38 of the labyrinth cover, as well as with the possibility of establishing the end side of the radial flange 39 of the frontal conical diaphragm 40, made in one piece with the rear bearing roller body 42 turbine 43 high pressure. Holes for discrete fasteners 44 are spaced around the perimeter of the T-shaped element 35 with an angular frequency γ in. _{Fl. 1} , defined in the range

γ_в.к.фл.1=(5,73÷7,96) [ед/рад];γ _cfl.1 = (5.73 ÷ 7.96) [units / rad];

где N_фл.1 - число отверстий в средней части Т-образного элемента 35.where N _FL.1 - the number of holes in the middle part of the T-shaped element 35.

Торцевая часть Т-образного элемента 35, обращенная к оси 16 двигателя, выполнена образующей другое соединение с фронтальной конической диафрагмой 40 посредством фланца 45. Фланец 45 снабжен отверстиями под дискретные крепежные элементы 46, разнесенные по периметру фланца с угловой частотой γ_в.к.фл.2, определенной в диапазонеThe end part of the T-shaped element 35, facing the axis 16 of the engine, is formed forming another connection with the frontal conical diaphragm 40 by means of a flange 45. The flange 45 is provided with openings for discrete fasteners 46 spaced around the perimeter of the flange with an angular frequency γ _{cc fl. .2} defined in the range

γ_в.к.фл.2=N_фл.2/2π=(5,41÷7,64) [ед/рад];γ _cfl.2 = N _fl.2 / 2π = (5.41 ÷ 7.64) [units / rad];

где N_фл.2 - число отверстий во фланце 45.where N _fl.2 - the number of holes in the flange 45.

Тыльный Г-образный элемент 36 внутреннего кольца 5 СА выполнен с радиальной полкой с двойным фланцевым соединением. Г-образный элемент 36 периферийным фланцевым соединением (на чертежах не показано) разъемно скреплен дискретными крепежными элементами с автономным радиальным кольцевым элементом 47. При этом кольцевой элемент 47 наделен кольцевым уплотнением 48, примыкающим к тыльному торцу малой полки 8 сопловых блоков с возможностью компенсации возвратных смещений элементов блока соплового венца. При этом отверстия во фланце 49 Г-образного элемента 36 для разъемного соединения с радиальным кольцевым элементом 47 выполнены под крепежные элементы типа болтов, стягивающих элементы фланцевого соединения, равноразнесенными по периметру фланца с угловой частотой γ_в.к.фл.3, определенной в диапазонеThe rear L-shaped element 36 of the inner ring 5 SA is made with a radial shelf with double flange connection. The L-shaped element 36 has a peripheral flange connection (not shown in the drawings) detachably fastened with discrete fasteners with an independent radial ring element 47. In this case, the ring element 47 is endowed with an annular seal 48 adjacent to the rear end of the small shelf 8 nozzle blocks with the possibility of compensating for reverse displacements elements of the block nozzle crown. When this hole in the flange 49 of the L-shaped element 36 for detachable connection with a radial ring element 47 is made under the fastener type bolts, fastening elements of the flange connection, _{equally spaced} around the perimeter of the flange with an angular frequency γ _{century.cfl.3} defined in the range

γ_в.к.фл.3=N_фл.3/2π=(4,78÷6,85) [ед/рад],γ _cfl.3 = _Nfl.3 / 2π = (4.78 ÷ 6.85) [units / rad],

где N_фл.3 - число отверстий во фланце 49 для разъемного соединения с радиальным кольцевым элементом 47.where N _fl.3 - the number of holes in the flange 49 for detachable connection with the radial ring element 47.

Вторым фланцевым соединением полка Г-образного элемента 36 соединена дискретными крепежными элементами 50 со съемной конической диафрагмой - крышкой 51 промежуточного коллектора 52 транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД, образованного совместно с крышкой 51, внутренним кольцом 5 СА, фронтальной конической диафрагмой 40 и частью корпуса 41 роликового подшипника 42 задней опоры ТВД. Отверстия во фланце 49 Г-образного элемента 37 внутреннего кольца 5 для разъемного соединения с крышкой 51 промежуточного коллектора 52 выполнены под три типа крепежных элементов: болтов, стягивающих элементы фланцевого соединения, штифтов для взаимной фиксации в окружном направлении кольца и конической диафрагмы и цековки для стягивания крышки срывными болтами. При этом отверстия под указанные типы крепежных элементов 50 выполнены разнесенными по периметру фланца 49 с угловой частотой γ_в.к.фл.4, определенной в диапазонеThe second flange connection of the shelf of the L-shaped element 36 is connected by discrete fastening elements 50 to a removable conical diaphragm - cover 51 of the intermediate collector 52 of the transit path for air cooling of the low pressure rotor TND, formed in conjunction with the cover 51, inner ring 5 CA, front conical diaphragm 40 and part of the housing 41 roller bearing 42 rear support TMD. The holes in the flange 49 of the L-shaped element 37 of the inner ring 5 for detachable connection with the lid 51 of the intermediate manifold 52 are made for three types of fasteners: bolts, flange fasteners, pins for mutual fixation in the circumferential direction of the ring and a conical diaphragm and counterbore for tightening cover shear bolts. The holes for these types of fasteners 50 are made spaced around the perimeter of the flange 49 with an angular frequency γ _{cc fl 4} defined in the range

γ_в.к.фл.4=N_фл.4/2π=(6,05-8,60) [ед/рад].γ _{cf fl.4} = N _fl.4 / 2π = (6.05-8.60) [units / rad].

где N_фл.4 - число отверстий во фланце 49 для разъемного соединения с крышкой 51 промежуточного коллектора 52.where N _FL.4 - the number of holes in the flange 49 for detachable connection with the cover 51 of the intermediate collector 52.

Цилиндрический кольцевой элемент 53 внутреннего кольца 5 СА снабжена не менее чем двадцатью двумя отверстиями 54 _{(22 шт, ∅4}) для подпитки охлаждающим воздухом полости 55 под малой полкой 8 блоков СА из промежуточного коллектора 52.The cylindrical ring element 53 of the inner ring 5 CA is equipped with at least twenty-two holes 54 _{(22 pieces, ∅4} ) for feeding the cavity 55 under the small shelf 8 blocks of CA from the intermediate collector 52.

Кроме того крышка 51 промежуточного коллектора 52 дополнительно наделена фланцем 56, которым разъемно соединена с внешней стороны с кольцевым держателем 57 крышки лабиринта, динамически отделяющего с наддувом промежуточную полость транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД от негативных потерь рабочего тела из проточной части ТНД.In addition, the cover 51 of the intermediate collector 52 is additionally endowed with a flange 56, which is detachably connected to the outside with an annular holder 57 of the labyrinth cover, which dynamically separates the intermediate cavity of the transit path of air cooling of the rotor of the LPD from supercharging from the negative flow of the LPD.

Цилиндрические кольцевые элементы 11, 12 наружного кольца 4 и кольцевой элемент 53 внутреннего кольца 5 СА снабжены проемами для пропуска силовых спиц 6 и трубок 58 транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД. При этом количество спиц 6 в каркасе обода соплового аппарата, заявленного по третьему объекту группы изобретений, принято в два раза превышающем число установленных в сопловом венце блоков, изолированных от радиальных усилий в спицах 6 каркаса с возможностью скользящей компенсации возвратных радиальных тепловых деформаций блоков СА.Cylindrical ring elements 11, 12 of the outer ring 4 and the ring element 53 of the inner ring 5 SA are provided with openings for the passage of the power spokes 6 and tubes 58 of the transit path for air cooling of the rotor of the TND. The number of spokes 6 in the frame of the rim of the nozzle apparatus, declared by the third object of the group of inventions, is twice the number of blocks installed in the nozzle crown, isolated from radial forces in the spokes 6 of the frame with the possibility of sliding compensation of the radial thermal deformations of the CA blocks.

Наружное кольцо 4 СА обода выполнено с полым корпусом, наделенным двумя функциями - входного коллектора 15 тракта воздушного охлаждения СА и бандажного силового элемента обода СА, совмещенного с опорой ТВД. При этом к наружному кольцу 4 периферийный конец каждой спицы 6 жестко разъемно прикреплен посредством дискретных крепежных элементов 59 и внешней накладной плашки-втулки 60 (фиг. 5). Плашка-втулка 60 выполнена конгруэнтно примыкающей к внешней поверхности ответного внешнего элемента 11 кольца 4 и конгруэнтно заведенной втулочной частью в соосное со спицей 6 глухое (несквозное) углубление в указанном элементе. В наружном кольце 4 СА полость 61 спицы 6, по меньшей мере, одним поперечным отверстием 62 сообщена с полостью входного коллектора 15 по охлаждающему воздуху с образованием малого проходного канала тракта воздушного охлаждения спицы 6. Каждая силовая спица 6 пропущена через наружное и внутреннее кольца 4 и 5, малую и большую полки 8 и 9 блока СВ и через среднюю часть полости каждой крайней лопатки блока СВ. Через центральную зону полости средней лопатки каждого блока пропущена трубка 58 транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД. Каждая силовая спица 6 на радиальном расстоянии, достаточном для размещения блока СВ, разъемно соединена корневым концом с опорным цилиндрическим элементом 53 внутреннего кольца 5 СА посредством втулки 63. Втулка 63 выполнена с кольцевыми днищем 64 и внешним опорным бортиком 65, разъемно зафиксированной в проеме опорного элемента внутреннего кольца 5, по меньшей мере, крепежным элементом 66 типа защищенной от самораскучивания фигурной гайки и двух пар сферических шайб 67, установленных по обе стороны кольцевого днища 64 втулки 63. Указанное соединение наружного и внутреннего колец 4 и 5 СА с силовыми спицами 6 выполнено необходимым и достаточным для совместного осуществления кольцами функции обода СА ТНД и опоры ТВД. Для чего обод СА конструктивно и функционально выполнен совмещенным внутренним кольцом 5 СА с фронтальной конической диафрагмой 40, выполненной за одно целое с корпусом 41 подшипника 42 опоры ТВД и крышкой 51, совместно образующими промежуточный коллектор 52 транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД.The outer ring 4 CA of the rim is made with a hollow body endowed with two functions - the inlet manifold 15 of the air-cooling path CA and the retaining force element of the CA rim combined with the TVD support. In this case, to the outer ring 4, the peripheral end of each knitting needle 6 is rigidly detachably attached by means of discrete fasteners 59 and an external patch plate-sleeve 60 (FIG. 5). The sleeve 60 is made congruently adjacent to the outer surface of the reciprocating external element 11 of the ring 4 and congruently inserted part of the sleeve in a coaxial with the spoke 6 deaf (blind) recess in the specified element. In the outer ring 4 CA cavity 61 of the spokes 6, at least one transverse hole 62 is connected with the cavity of the inlet manifold 15 through the cooling air with the formation of a small passage channel of the air cooling channel of the spokes 6. Each power needle 6 is passed through the outer and inner rings 4 and 5, small and large shelves 8 and 9 of the CB block and through the middle part of the cavity of each extreme blade of the CB block. Through the central zone of the cavity of the middle blade of each block, the tube 58 of the transit path of air cooling of the rotor of the TND is passed. Each power needle 6 at a radial distance sufficient to accommodate the block CB, is detachably connected by a root end to a supporting cylindrical element 53 of the inner ring 5 CA by means of a sleeve 63. The sleeve 63 is made with an annular bottom 64 and an external supporting side 65 that is fixedly fixed in the opening of the supporting element the inner ring 5, at least, the fastener 66 of the type of the self-extracting shaped nut and two pairs of spherical washers 67 installed on both sides of the ring bottom 64 of the sleeve 63. The specified connection The outer and inner rings 4 and 5 of the SA with power spokes 6 were made necessary and sufficient for the joint implementation of the rings of the SA rim of the TND and the TVD support. For this purpose, the SA rim is structurally and functionally made by the combined inner ring 5 CA with a frontal conical diaphragm 40 made in one piece with the housing 41 of the bearing 42 of the turret and the cover 51, which together form an intermediate collector 52 of the transit path of the air-cooled rotor of the low-pressure cylinder.

Предлагаемая группой изобретений лопатка 7 соплового аппарата ТНД газотурбинного двигателя выполнена полой, с аэродинамическим профилем, включающем выпуклую спинку 68 и вогнутое корыто 69, сопряженные посредством входной и выходной кромок 70 и 71. Сопловая лопатка 7 выполнена за одно целое с малой и большой полками 8 и 9. Сопловые лопатки 7 объединены в сопловые блоки 3 не менее чем по три.The proposed group of inventions blade 7 nozzle apparatus TND gas turbine engine is made hollow, with an aerodynamic profile that includes a convex back 68 and a concave trough 69, mating through the input and output edges 70 and 71. The nozzle blade 7 is made in one piece with small and large shelves 8 and 9. Nozzle vanes 7 are combined into nozzle blocks 3 not less than three.

Лопатка 7 установлена в сопловом блоке 3 под углом ω_о.н. навстречу потоку рабочего тела, определенным в диапазоне значений ω_о.н..=(0,09÷0,13) [рад]. Лопатка 7 имеет парусность, определяемую разностью между величинами хорды профиля пера прикорневого и периферийного сечений лопатки с градиентом G_п.л. расхождения значений хорды, по меньшей мере, на большей части высоты лопатки - в интервале высот входной кромки 70, определенным в диапазоне значенийBlade 7 is installed in the nozzle block 3 at an angle ω _о.н. towards the flow of the working fluid, defined in the range of values of ω _un. . = (0.09 ÷ 0.13) [rad]. Blade 7 has a sail area determined by the difference between the chord values of the profile of the feather of the basal and peripheral sections of the blade with the gradient G of _pl. discrepancies in the chord values, at least over the greater part of the height of the blade, are in the range of the heights of the input edge 70 defined in the range of values

где В_х.п. и В_х.к. - длина хорды профиля прикорневого и периферийного сечений лопатки соответственно, Н_л - высота большей части входной кромки лопатки.where in the _art. and in _h.k. - the length of the chord of the profile of the basal and peripheral sections of the blade, respectively, N _l - the height of the greater part of the entrance edge of the blade.

Лопатка 7 выполнена с угловой закруткой профиля, по меньшей мере, на большей части высоты лопатки в пределах интервала высот входной кромки 70, определяемой разностью углов хорды прикорневого и периферийного сечений относительно оси турбины в проекции на условную плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центр миделя прикорневого сечения лопатки, определяемой через градиент G_з.п.л. угловой закрутки проекцийThe blade 7 is made with an angular spin profile, at least for most of the height of the blade within the interval of heights of the input edge 70, determined by the difference in the corners of the chord of the basal and peripheral sections relative to the axis of the turbine projected on the conditional plane normal to the radius through the center of the mid-section radical section of the blade, defined by the gradient G _zpl. angular twist projections

где β_х.п. и β_х.к. - угол хорды профиля пера прикорневого и периферийного сечений лопатки соответственно, Н_л - высота пера лопатки.where _βh.p. and β _h.k. - the angle of the chord of the profile of the root of the root and peripheral sections of the blade, respectively, H _l - the height of the blade feathers.

Лопатка 7 выполнена с увеличением высоты проточной части и выходной кромки 71 относительно входной кромки 70 в (1,35÷1,76) раза. Лопатка 7 выполнена в осевом направлении с оребрением внутренней поверхности входной кромки 70 и стенок спинки 68 и корыта 69 лопатки для опирания дефлектора 10 с образованием стабилизированной высоты канала тракта воздушного охлаждения лопатки между ее стенками и дефлектором.The blade 7 is made with an increase in the height of the flow part and the output edge 71 relative to the input edge 70 (1.35 ÷ 1.76) times. Blade 7 is made in the axial direction with the finning of the inner surface of the entrance edge 70 and the walls of the backrest 68 and the trough 69 of the blade to support the deflector 10 to form a stabilized height of the channel of the air-cooling channel of the blade between its walls and the deflector.

Входная кромка 70 лопатки 7 выполнена в поперечном сечении с относительным радиусом R_{вх.кр.л.}, меньшим радиуса R_Cm миделя указанного поперечного сечения пера лопатки в N раз, определенный в диапазоне значений N=R_Cm/R_{вх.кр.л.}=(4,2÷5,9).The input edge 70 of the blade 7 is made in cross-section with a relative radius R _vh.kr.l. , smaller than the radius R _{Cm of the} mid-section of the specified cross section of the blade blade by a factor of N, defined in the range of values N = R _Cm / R _inr. = (4,2 ÷ 5,9).

Стенки лопатки 7 выполнены дифференцированной толщины - стенка корыта 69 выполнена с местным уменьшением толщины в поперечном сечении до 23%. Обе стенки лопатки выполнены с убыванием толщины от входной кромки 70 до выходной кромки 71 в (2,1÷3,0) раза.The walls of the blade 7 are made of differentiated thickness - the wall of the trough 69 is made with a local decrease in thickness in cross section up to 23%. Both walls of the blade are made with decreasing thickness from the input edge 70 to the output edge 71 (2.1 ÷ 3.0) times.

Лопатка 7 соплового аппарата ТНД включает в осевом направлении не менее четырех видов внутреннего оребрения: фронтальное оребрение, промежуточное оребрение на внутренней поверхности стенок лопатки, оребрения стенок лопатки в составе вихревой матрицы 72 и расположенного за матрицей турбулизатора 73, дополнительно увеличивающего теплосъем.Blade 7 nozzle apparatus TND includes in the axial direction at least four types of internal fins: front fins, intermediate fins on the inner surface of the walls of the blade, finning of the blade walls as part of the vortex matrix 72, which additionally increases the heat removal.

Фронтальное оребрение выполнено охватывающим изнутри входную кромку 70 и головную часть спинки 68 и корыта 69, в котором фронтальная часть лопатки наделена внутри системой подковообразных радиационно-конвекторных ребер 74, ориентированных вдоль плоскостей, параллельных к оси турбины и выполненных на входную высоту лопатки с шаговым расстоянием, не менее диаметра фронтальной выходных отверстий 75 дефлектора 10.The frontal fins are made inside the entrance edge 70 and the head part of the backrest 68 and trough 69, in which the front part of the blade is endowed with a system of horseshoe-shaped radiation-convector ribs 74 oriented along the planes parallel to the axis of the turbine and made to the entrance height of the blade with a step distance, not less than the diameter of the front outlet holes 75 of the deflector 10.

Промежуточное оребрение выполнено в виде системы продолговатых ребер 76 и 77 внутренней поверхности спинки 68 и корыта 69 лопатки. Ребра 76 и 77 выполнены в виде аэродинамически обтекаемых выступов высотой на толщину воздушной прослойки между смежными стенками лопатки 7 и дефлектора 10.Intermediate fins made in the form of a system of elongated ribs 76 and 77 of the inner surface of the backrest 68 and trough 69 blades. The ribs 76 and 77 are made in the form of aerodynamically streamlined protrusions with a height of the thickness of the air gap between the adjacent walls of the blade 7 and the deflector 10.

Ребра 76 и 77 на стенках лопатки расположены высотными рядами с последовательным уменьшением длины ребер от фронтального ряда к тыльному, со смещением по высоте в смежных рядах не менее, чем на половину высотного шага ребер, и ориентированных по ходу охлаждающего потока, однонаправленных по вектору с вектором потока рабочего тела в межлопаточных каналах СА. Оребрение на спинке 68 лопатки включает не менее тридцати шести ребер 76, расположенных не менее чем трех высотно ориентированных рядах 78. Оребрение на корыте 69 лопатки включает не менее двадцати пяти ребер 77, размещенных не менее чем в двух рядах 79.Ribs 76 and 77 on the blade walls are arranged in high-rise rows with a consistent decrease in the length of the ribs from the front row to the rear row, with a shift in height in adjacent rows of at least half the height step of the ribs, and oriented along the cooling flow, unidirectional along the vector with the vector flow of the working fluid in the interscapular canals of the SA. The fins on the back of the 68 blades include at least thirty-six ribs 76 located at least three high-altitude oriented rows 78. The fins at the trough 69 of the blades include at least twenty-five ribs 77 placed at least in two rows 79.

Оребрения внутренних стенок спинки 68 и корыта 69 в составе вихревой матрицы 72 в полости лопатки 7, расположенной по ходу охлаждающего потока непосредственно за дефлектором 10. Ребра 80 матрицы 72 в стенках спинки 68 и корыта 69 взаимно наклонены на угол β_м.р., составляющий при взаимном наложении плоских разверток полуматриц спинки и корыта, определенный в диапазоне значений β_м.р.=(0,664÷0,94) [рад].The fins of the internal walls of the backrest 68 and trough 69 in the composition of the vortex matrix 72 in the cavity of the blade 7 located along the cooling flow directly behind the deflector 10. The ribs 80 of the matrix 72 in the walls of the backrest 68 and trough 69 are mutually inclined at an angle β p _. , constituting at the mutual overlap of flat unfoldings of back and trough semi-matrixes, defined in the range of values of β _m. = (0.664 ÷ 0.94) [rad].

Турбулизатор 73 наделен системой не менее чем из двух высотно ориентированных рядов ребер 81 в виде продолговатых выступов, разнонаправленных в смежных рядах и размещенных до щелевидного выхода из полости лопатки 7. Ребра 79 турбулизатора 73 выполнены с взаимным наклоном осей ребер к оси турбины в смежных рядах под углом β_вых. _р _л.=(107÷151)°, расположены по меньшей мере, на одной из стенок лопатки и выполнены с убыванием высоты ребер к выходу из полости лопатки 7.The turbulator 73 is endowed with a system of not less than two high-oriented rows of ribs 81 in the form of elongated projections multidirectional in adjacent rows and placed before the slit-like exit from the cavity of the blade 7. The ribs 79 of the turbulator 73 are made with a mutual inclination of the axes of the ribs to the axis of the turbine in adjacent rows under angle β _o . _p _l . = (107 ÷ 151) °, located at least on one of the walls of the blade and made with decreasing height of the ribs to the exit of the cavity of the blade 7.

Сопловый аппарат ТНД монтируют следующим образом.Nozzle apparatus TND mounted as follows.

Сопловый аппарат 1 турбины 2 низкого давления имеет тридцать три лопатки 7. Каждая сопловая лопатка 7 - литая, полая, охлаждаемая, с внутренним дефлектором 10. Лопатки 4 выполняют за одно целое с большой и малой полками 5 и 6. Лопатку 7 выполняют с оребрением внутренней поверхности входной кромки 70 и стенок для опирания дефлектора 10 с образованием стабилизированной высоты канала тракта воздушного охлаждения лопатки между ее стенками и дефлектором. С целью повышения жесткости и для уменьшения перетечек газа лопатки спаяны в одиннадцать трехлопаточных блоков 3. Сопловые блоки 3 монтируют между наружным и внутренним силовыми кольцами 4 и 5. Силовые кольца 4 и 5 соединяют полыми силовыми спицами 6, пропущенными через крайние лопатки блока с образованием каркаса обода СА и подключенными каждая малым каналом к тракту воздушного охлаждения СА. Через среднюю лопатку пропускают транзитные трубки для транзитной подачи охлаждающего воздуха на охлаждение ротора ТНД. Для снижения перетеканий рабочего тела между блоками, их стык уплотняют пластинами, вставленными в прорези торцевых стенок блоков. Перо лопатки, малая и большая полки 8 и 9 образуют с пером и полками соседней лопатки проточную часть СА ТНД.The nozzle apparatus 1 of the low pressure turbine 2 has thirty three blades 7. Each nozzle blade 7 is molded, hollow, cooled, with an internal deflector 10. The blades 4 are integral with the large and small shelves 5 and 6. The blade 7 is made with internal fins the surface of the input edge 70 and the walls for supporting the deflector 10 with the formation of a stabilized height of the channel of the air-cooling channel of the blade between its walls and the deflector. In order to increase rigidity and to reduce gas overflows, the blades are soldered into eleven three-bladed blocks 3. The nozzle blocks 3 are mounted between the outer and inner power rings 4 and 5. The power rings 4 and 5 are joined with hollow power spokes 6, which are passed through the extreme blades of the block to form a frame rim CA and connected each small channel to the path of air cooling CA. Through the middle blade pass transit tubes for the transit of cooling air for cooling the rotor of the TND. To reduce the flow of working fluid between the blocks, their junction is compacted with plates inserted into the slots of the end walls of the blocks. The blade feathers, the small and large shelves 8 and 9, with the feather and the shelves of the neighboring blade, form the flow-through part CA of the LPD.

Наружное кольцо 4 СА выполняют составным из герметично соединенных посредством сварки цилиндрических кольцевых элементов 11, 12, и торцевых элементов 13 и 14 с образованием входного коллектора 15 тракта воздушного охлаждения СА. Торцевые элементы 13 и 14 соединяют с большой полкой 9 блока СА взаимным кольцевым зацеплением по типу «зуб-впадина». Наружное кольцо 4 СА с фронтальной стороны посредством фланцевого соединения скрепляют с наружным кольцом СА ТВД и промежуточным корпусом КС газогенератора, с тыльной стороны - с опорой ТНД. Внутреннее кольцо 5 Т-образным фронтальным элементом 35 разъемно соединяют с фронтальной конической диафрагмой 40, предназначенной для разделения полостей между ТВД и ТНД. Фронтальную коническую диафрагму 40 соединяют посредством сварки с корпусом 41 роликового подшипника 42 задней опоры ТВД. Г-образный элемент 36 внутреннего кольца 5 разъемно соединяют с конической диафрагмой - крышкой 51 с образованием совместно с внутренним кольцом 5, фронтальной конической диафрагмой 40 и частью корпуса 41 роликового подшипника 42 задней опоры ТВД промежуточного коллектора 52 транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД. Г-образный элемент 36 периферийным фланцевым соединением скрепляют с автономным радиальным кольцевым элементом 47. При этом Т-образный фронтальный элемент 35 и автономный радиальным кольцевым элементом 47 снабжают кольцевыми уплотнениями 37 и 48, примыкающими к торцам малой полки 8 сопловых блоков с возможностью компенсации возвратных смещений элементов блока соплового венца.The outer ring 4 SA perform a composite of hermetically connected by welding of the cylindrical ring elements 11, 12, and end elements 13 and 14 with the formation of the input manifold 15 tract air cooling SA. The end elements 13 and 14 are connected to the large shelf 9 of the CA unit by mutual annular engagement in the “tooth-cavity” type. The outer ring 4 CA from the front side by means of a flange connection fasten with the outer ring SA TVD and the intermediate case KS gas generator, from the back side - with a support TND. The inner ring 5 of the T-shaped front element 35 is detachably connected to a frontal conical diaphragm 40, designed to separate the cavities between the theater and the low-pressure cylinder. The front conical aperture 40 is connected by welding with the housing 41 of the roller bearing 42 of the rear turret support. L-shaped element 36 of the inner ring 5 is detachably connected with a conical diaphragm - cover 51 to form, together with the inner ring 5, the frontal conical diaphragm 40 and part of the housing 41 of the roller bearing 42 of the rear support of the intermediate collector 52 of the transit tunnel of the LHD rotor. The L-shaped element 36 is fastened with a peripheral flange joint with an autonomous radial ring element 47. At the same time, the T-shaped front element 35 and the independent radial ring element 47 are provided with annular seals 37 and 48 adjacent to the ends of the small shelf 8 nozzle blocks to compensate for reverse displacements elements of the block nozzle crown.

Работа соплового аппарата ТНД осуществляется следующим образом.Work nozzle apparatus TND as follows.

В процессе работы ГТД охлаждающий воздух через два входных отверстия подают во входной коллектор 15. Из входного коллектора 15~60% Часть потока охлаждающего воздуха (~60%) через транзитные трубки 58 поступает в промежуточный коллектор 52. Другую часть потока охлаждающего воздуха через выходные отверстия и щелевые проемы между спицами 6 и внутренним цилиндрическим элементом 12 наружного кольца 5 подают в надэкранную полость 26 и через аэропрозрачный экран 27 пропускают на охлаждение большой полки 9 и лопаток 7 соплового блока. Часть потока охлаждающего воздуха пропускают через отверстия 62 в спицах 6 в полость на охлаждение спицы 6, чтобы избежать прослабление резьбовых соединений. Из подэкранной полости охлаждающий поток воздуха поступает в дефлектор 10. Через фронтальные выходные отверстия 26 дефлектора 10 охлаждающий воздух первоначально поступает в головной ряд каналов в полости лопатки 7 с разделением тракта воздушного охлаждения лопатки на два внутренних канала между дефлектором 10 и стенками лопатки 7. Протекая по внутренним каналам в полости лопатки 4 охлаждающий поток получает по ходу подпитку более холодным воздухом через отверстия 82 и 83 в боковых стенках дефлектора 10. Затем охлаждающий воздух последовательно попадает в вихревую матрицу 72 и расположенный за ней турбулизатор 73 потока воздуха для организации направленного течения охлаждающего воздуха. Омывая выходной участок лопатки 7, поток воздуха проходит до щелевидного выхода из полости лопатки 4, через который нагретый теплосъемом воздух направляют в общий поток рабочего тела в проточной части ТНД. В промежуточном коллекторе 52 транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД основной поток охлаждающего воздуха поступает через отверстия 84 в крышке 51 промежуточного коллектора 52 в канал транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД и одновременно обеспечивает наддув опор ТВД и ТНД. Второй дополнительный поток охлаждающего воздуха из промежуточного коллектора 53 поступает через отверстия 85 во фронтальной конической диафрагме 40 в канал на охлаждение ротора ТВД, создавая одновременно подпор рабочего тела в проточной части турбины и наддув опоры ТВД. Малый поток охлаждающего воздуха поступает через отверстия 54 во внутреннем кольце 5 СА в полость 55 под малой полкой 5 блока, охлаждая ее.In the course of GTE operation, the cooling air is fed through two inlets to the inlet manifold 15. From the inlet manifold 15 ~ 60% Part of the cooling air flow (~ 60%) through the transit tubes 58 enters the intermediate collector 52. Another part of the cooling air flow through the outlets and the slit openings between the spokes 6 and the inner cylindrical element 12 of the outer ring 5 are fed to the supra-screen cavity 26 and are passed through the air-transparent screen 27 to cool the large shelf 9 and the vanes 7 of the nozzle block. Part of the flow of cooling air is passed through the holes 62 in the spokes 6 into the cavity for cooling the spokes 6 to avoid loosening the threaded connections. From the subscreen cavity, the cooling air flow enters the deflector 10. Through the front outlet holes 26 of the deflector 10, cooling air initially enters the head row of channels in the cavity of the blade 7 with the air-cooling section of the blade divided into two internal channels between the deflector 10 and the walls of the blade 7. Flowing through to the internal channels in the cavity of the blade 4, the cooling stream is fed along with cooling air through the holes 82 and 83 in the side walls of the deflector 10. Then the cooling air is followed by but it enters the vortex matrix 72 and the air flow turbulator 73 located behind it for organizing the directed flow of cooling air. Washing the exit section of the blade 7, the air flow passes to a slit-like exit from the cavity of the blade 4, through which the air heated by heat removal is directed into the general flow of the working fluid in the flow part of the low-pressure fuel pump. In the intermediate collector 52 of the transit path of air cooling of the LPD rotor, the main flow of cooling air enters through the openings 84 in the cover 51 of the intermediate collector 52 into the channel of the transit path of the air cooling of the LPD rotor and at the same time provides boost to the turbine and LPT supports. The second additional flow of cooling air from the intermediate collector 53 enters through the openings 85 in the frontal conical diaphragm 40 into the channel to cool the rotor of the theater turbine, creating simultaneously the working fluid in the flow part of the turbine and pressurizing the turbine bearing. A small flow of cooling air enters through the holes 54 in the inner ring 5 CA into the cavity 55 under the small shelf 5 of the unit, cooling it.

Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров СА, сопловых лопаток, выполненных с оребрением, и дефлектора с системой выходных отверстий, достигают повышение эффективности охлаждения теплонапряженных элементов соплового аппарата ТНД и подачу транзитного потока охлаждающего воздуха, направленного на охлаждение роторов ТНД и ТВД, одновременно обеспечивая подпор рабочего тела в турбине и наддув опор ТНД и ТВД. Литая конструкция лопаток, спаянных по три в блоки, обладая высокой жесткостью, обеспечивает стабильность установки лопатки и снижение утечек воздуха. Конструктивные параметры наружного и внутреннего колец, выполненных с образованием входного и промежуточного коллектор, также обладая высокой жесткостью, обеспечивает стабильность и эффективность работы СА, приводит к повышению КПД и ресурса СА и ТНД в целом.Thus, by improving the design and aerodynamic parameters of the SA, nozzle vanes made with fins, and a deflector with a system of outlets, an increase in the cooling efficiency of the heat-stressed elements of the nozzle apparatus of the LPD and the supply of a transit flow of cooling air, aimed at cooling the rotors of the LPD and TVD, is achieved at the same time providing support to the working fluid in the turbine and pressurization of the TND and TVD supports The molded design of the blades, soldered in three blocks, with high rigidity, ensures the stability of the installation of the blade and the reduction of air leakage. The design parameters of the outer and inner rings, made with the formation of the input and intermediate collector, also possessing high rigidity, ensures the stability and efficiency of the SA, leads to an increase in the efficiency and resource of the SA and TND as a whole.

Claims

1. A nozzle unit (SA) of a low pressure turbine (TND) of a gas turbine engine (GTE) as part of a gas turbine unit (GTU) of a gas pumping unit (HPA), characterized in that it contains a nozzle crown formed from nozzle blocks compactly mounted between the outer and the inner power rings connected by hollow power spokes to form the frame of the rim of the SA, each of the nozzle blocks assembled from at least three rigidly connected parts, each of which contains at least one hollow nozzle a patka made in one piece with small and large shelves, and the blades combined in blocks are placed in a nozzle crown (CB) with an angular frequency determined in the range of values

[units / rad], while the CA outer ring body is made hollow, composed of hermetically connected annular elements with the formation of an inlet manifold of the CA air cooling path, and two annular body elements are cylindrical, coaxial with the engine axis and distant from the engine axis respectively, the outer and inner elements of the housing, connected at the ends by a multi-branch in cross-section of the front and rear ring elements; The front ring element is endowed with two external branches diagonally connected to two internal, one of the external branches being cylindrical, coaxial with the motor axis, and includes a radial flange for detachable connection with mating flanges of the CA AS outer ring and intermediate body of the combustion chamber (CS) of the gas generator endowed with holes for discrete fasteners spaced around the perimeter of the flange with an angular frequency

defined in the range

the other outer branch of the front ring element is made radially facing the engine axis, and is provided with an annular groove open to the nozzle crown for the counter annular protrusion of the large shelf of the CA TND blocks, and two internal branches are made to connect with the inner and outer ring elements of the outer ring housing, with In this case, the outer cylindrical element of the outer ring housing is provided with at least two openings for passage of cooling air into the inlet manifold, and the inner cylindrical tube The housing element is equipped with at least eleven holes for the passage of cooling air from the inlet manifold into the over-screen part of the cavity under the outer ring and through the air-transparent screen to the large shelf CA and into the cavity of nozzle vanes, the inner ring CA made cylindrical with a T-shaped frontal and G -shaped back radial end elements for a partially mobile connection with the ends of a small shelf ST with the possibility of returnable radial displacements to compensate for radial thermal deformations of el ments CA, in addition, cylindrical annular elements of external and internal rings are provided with openings for the passage of power and spokes tubes transit path LPT rotor cooling air.

2. A nozzle apparatus for TND according to claim 1, characterized in that the rear end opposing frontal body element of the outer ring CA contains three branches in cross section, one of which is connected to the external cylindrical body element and forms the rear end wall of the collector, the other branch complements the inner a cylindrical housing element, and the third branch of the annular element contains the landing gear assembly by the annular groove of the response annular protrusion of the large shelf of the CA TND blocks and the split connector assembly of the outer to An SA ring with a TND support body by means of a flange endowed with holes for discrete fasteners spaced around the flange perimeter with an angular frequency γ _N.k.fl..2 defined in the range _γ.N.k.fl.2 = (10.84 ÷ 15.3) [units / rad], with the holes in the flange of the outer ring CA TND for detachable connection with the counter flanges of the outer ring SA TVD and the intermediate housing KS made for fasteners such as bolts, fastening elements of the flange connection, bolts-brackets for fastening the casing flange closing the joint s bolts for centering the joint, taken quantitatively in the ratio defined in the range

Where

- the total number of holes for fasteners in the flange of the outer ring CA;

- the number of holes for fasteners such as bolts, tightening the elements of the flange connection, under the bolts-brackets and fitted bolts; and the holes in the rear flange of the outer ring CA TND for detachable connection to the counter flange of the TND support housing are made for fasteners such as bolts tightening the elements of flange connection and tight fitting bolts for centering the butt of the flanges, quantified in a ratio defined in the range of values

Where

- the total number of holes for fasteners in the rear flange of the outer ring CA;

- the number of holes for fasteners such as bolts, tightening the elements of the flange connection, and for tight-fitting bolts.

3. A nozzle apparatus of a low-pressure turbine of a gas turbine engine comprising a gas turbine unit of a gas turbine unit GTU, characterized in that it contains a nozzle ring formed of nozzle blocks compactly mounted between the outer and inner power rings connected by hollow power needles with the formation of a carcass of the rim of the SA, while each of the nozzle blocks assembled from at least three rigidly connected parts, each of which contains at least one hollow nozzle blade, made in one piece with the small and more shoy shelves and the combined blades in the blocks are arranged in the nozzle crown with angular frequency determined in the range

the body of the outer ring SA is made hollow, composed of hermetically connected annular elements with the formation of a collector of the air-cooling path CA, and the inner ring CA is cylindrical with a T-shaped frontal and L-shaped rear radial end elements, and the T-shaped frontal element in the peripheral part it is equipped with an annular seal adjoining the front end of the small shelf of the CB blocks with the possibility of returnable radial displacements to compensate for the difference in radial thermal def In the middle part, the T-shaped element is made with an annular recess for detachable flange connection with an annular labyrinth lid holder with the possibility of introducing an end edge of the radial flange of the frontal conical diaphragm integral with the bearing housing of the TVD bearing, with openings for discrete fasteners spaced around the perimeter of the specified element with an angular frequency

defined in the range

[units / rad], and the end part of the T-shaped element, facing the axis of the engine, is made to form another flange connection with a frontal conical diaphragm and provided with holes for discrete fasteners spaced around the flange perimeter with an angular frequency

defined in the range

[units / glad]; the rear L-shaped element of the inner ring CA is made with a radial shelf with double flange connection, the peripheral of which is detachably fastened with discrete fasteners with an independent radial ring element endowed with an annular seal adjacent to the rear end of the small shelf of nozzle blocks with the possibility of compensating the above-mentioned return displacements CB, and by the second flange connection the radial shelf of the L-shaped element is connected by discrete fasteners to a removable conical oh diaphragm-lid of the intermediate collector of the transit path of air cooling of the rotor of the TND, formed together with the lid of the inner ring CA, frontal conical diaphragm and part of the bearing housing of the turbojet support, the cylindrical shelf of the L-shaped element of the inner ring CA is equipped with at least twenty two holes for charging cooling air cavity under a small shelf blocks CA from the intermediate collector, in addition, the cylindrical ring elements of the outer and inner rings are equipped with emami spokes for the passage of power and tubing transit path LPT rotor cooling air.

4. The nozzle apparatus of the LPD according to claim 3, characterized in that the holes in the flange of the L-shaped element of the inner ring CA for detachable connection with a radial ring element are made for fasteners such as bolts tightening the elements of the flange joint spaced around the flange with an angular frequency

defined in the range

and the holes in the flange of the L-shaped element of the inner ring CA for a detachable connection to the lid of the intermediate collector are made for fasteners spaced around the flange perimeter with an angular frequency

defined in the range

In addition, the cover of the intermediate collector is additionally endowed with a flange, which is detachably connected from the outside to an annular maze cover holder that dynamically separates the intermediate cavity of the transit path of air-cooling of the rotor of the LPD from the negative part of the LPD.

5. A nozzle apparatus for a low-pressure turbine of a gas turbine engine comprising a GTU HPU, characterized in that it contains a nozzle rim formed from nozzle blocks compactly mounted between the outer and inner power rings connected by hollow power spokes to form the frame of the rim CA, each of nozzle blocks assembled from at least three rigidly connected parts, each of which contains at least one hollow nozzle blade, made in one piece with the small and large shelves, and the combined The blades in the blocks are placed in the nozzle crowns with an angular frequency defined in the range of values of γ _sl. = (4,464-6,37) [units / rad], and the number of spokes in the frame of the rim of the SA is taken twice as large as the number of blocks installed in the nozzle crown, isolated from radial forces in the spokes of the frame with the possibility of sliding compensation of returnable radial thermal deformations of blocks CA, and the outer ring CA of the rim is made with a hollow body endowed with two functions - the inlet manifold of the air-cooling path of the SA and the retaining force element of the CA rim, combined with the TVD support, to which the peripheral end is rigidly attached to each spoke by means of discrete fasteners and an external patch of a die-sleeve, congruently adjacent to the outer surface of the response element of the ring and a congruently inserted sleeve part in the coaxial with the spoke is a deaf (blind) recess in the specified element, besides, in the outer ring of the SA the spoke needle is at least at least one transverse hole communicates with the cavity of the inlet manifold through the cooling air with the formation of a small passage channel of the air-cooling path of the spokes, with each power needle roped through the outer and inner rings, large and small shelves of the SV and through the middle part of the cavity of each extreme blade of the CB block, and through the central zone of the cavity of the middle blade of each block the tube of the transit path for air cooling of the rotor of the LPD is passed, in addition, each power needle at the radial distance sufficient to accommodate the CB block, is detachably connected to the root end with the supporting element of the inner ring CA by means of a sleeve with an annular bottom and an outer supporting rim that is removably fixed in the opening the support element of the inner ring SA, at least a fastener of the type of the self-unscrewing figure nut and two pairs of spherical washers installed on both sides of the ring bottom of the hub, with the specified connection of the outer and inner rings SA with the power spokes made necessary and sufficient for joint implementation the rings of the SA rim function of the TND and the TVD support, for which the rim of the SA is structurally and functionally made with a combined inner SA ring with a frontal conical diaphragm made Oh, in one piece with the bearing housing bearing and rear conical diaphragm-cover, together forming an intermediate collector of the transit path of air cooling of the rotor of the TND.

6. Blade nozzle apparatus TND gas turbine engine as part of the GTU GPU, characterized by the fact that it is made hollow with an aerodynamic profile, including a concave trough and a convex back, mated by the input and output edges, and also made in one piece with the small and large shelves, and nozzle vanes are combined into nozzle blocks of not less than three and placed in the nozzle crowns with an angular frequency defined in the range of values of γ _sl. = (4,46 ÷ 6,37) [units / rad], with the blades installed in the nozzle block at an angle ω _o.n. towards the flow of the working fluid, defined in the range of values of ω _un. = (0.09 ÷ 0.13) [rad], the blade has a sail size determined by the difference between the chord values of the feather profile of the basal and peripheral sections of the blade with the gradient G of _pl. discrepancies in the chord values at least over the greater part of the height of the scapula — in the interval of the heights of the input edge defined in the range of values

where in the _art. and in _h.k. - the length of the chord of the profile of the basal and peripheral sections of the blade, respectively, N _l - the height of the greater part of the entrance edge of the blade; in addition, the blade is made with an angular twist of the profile at least over the greater part of the blade height within the interval of the input edge heights, determined by the difference in the chord angles of the root and peripheral sections relative to the motor axis projected on the conditional plane normal to the radius through the center of the mid-body root the section of the blade defined by the gradient

angular twist projections

Where

and

- the chord angle of the feather profile of the basal and peripheral blade sections, respectively,

- the height of the pen blade, while the blade is made with an increase in the height of the flow part and the output edge relative to the input edge (1.35 ÷ 1.76) times, in addition, the blade is made in the axial direction with the finning of the inner surface of the input edge and the back wall and blade troughs for supporting the deflector with the formation of a stabilized height of the channel of the air-cooling channel of the blade between its walls and the deflector.

7. Blade nozzle apparatus TND under item 6, characterized in that the input edge of the blade is made in cross section with a relative radius

smaller radius

midships specified cross section of the blade blade N times, defined in the range of values

at the same time, the walls of the blade are made of differentiated thickness - the wall of the trough is made with a local decrease in thickness in cross section up to 23%, and both walls are made with a decrease in thickness from the entrance to the exit edge (2.1 ÷ 3.0) times.

8. Blade nozzle apparatus TND gas turbine engine as part of the GTU GPU, characterized by the fact that it is made hollow with an aerodynamic profile that includes a concave trough and a convex back, mated by the input and output edges, and also made in one piece with the small and large shelves, and nozzle vanes are combined into nozzle blocks of at least three and placed in the nozzle crown with an angular frequency defined in the range of values

in addition, the blade includes in the axial direction at least four types of internal fins to support the deflector with the formation of a stabilized channel width of the air-cooling path between the walls of the blade and the deflector, namely frontal fins covering the inside edge of the back and head of the back and trough, in which The front part of the body is endowed inside with a system of horseshoe-shaped radiation-convector ribs oriented along planes parallel to the axis of the turbine and made to the entrance height blades with a step distance of not less than the diameter of the front outlet holes of the deflector; moreover, the intermediate finning is made in the form of a system of elongated ribs of the type of aerodynamically streamlined protrusions with a height of the thickness of the air gap between the adjacent walls of the blade and the deflector, located in the inner surface of the blade wall with high-altitude rows with a consistent decrease in the length of the ribs from the front row to the rear, with a shift in height in adjacent rows of not less than half the height step of the ribs and oriented along the cooling flow, unidirectional along the vector with the flow vector p bochego body interblade channels CA; Finning of the internal walls of the back and trough in the composition of the vortex matrix in the cavity of the blade located along the cooling flow directly behind the deflector, while the edges of the matrix in the walls of the trough and the back are mutually inclined at an angle β _m. , constituting at the mutual overlap of flat unfoldings of back and trough semi-matrixes, defined in the range of values of β _m. = (0.664 ÷ 0.94) [rad], and a turbulizer located behind the matrix on the inner surface of one of the walls — the back or the trough — at the exit of the scapula cavity, additionally increasing heat removal and endowed with a system of at least two high-altitude rows, multidirectional in adjacent rows of ribs such as oblong protrusions and placed before the slit-like exit from the air-cooling channel of the blade.

9. Blade nozzle apparatus TND under item 8, characterized in that the intermediate finning of the inner surface of the back wall on the axial length of the deflector section of the cross section of the blade cavity includes at least thirty-six ribs located in at least three high-altitude rows, and intermediate The fins of the inner surface of the trough wall of the scapula includes at least twenty-five ribs placed in at least two rows, moreover, the multidirectional ribs of the turbulizer are made with a mutual inclination of the axes of er to the turbine axis in adjacent rows at an angle β _{O. p l.} = (1074 ÷ 151) °, are located on at least one of the walls of the blade and are made with decreasing height of the ribs to the exit from the cavity of the blade.