ПЕРЕХОДНАЯ ОБЛАСТЬ МЕЖДУ ВТОРИЧНОЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ И ТУРБИНОЙ НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ ГАЗОВОЙ ТУРЬИНЫ

1. Газовая турбина, имеющая вторичную камеру сгорания (1), непосредственно ниже по ходу относительно указанной камеры расположен первый ряд (2) направляющих лопаток турбины низкого давления, так, что радиально наружная граница вторичной камеры (1) сгорания сформирована, по меньшей мере, одним наружным стенным сегментом (4), который закреплен, по меньшей мере, на одном опорном элементе (5), установленным в радиальном направлении снаружи, ограничивая путь потока горячих газов (3) в области ряда направляющих лопаток радиально с наружной стороны наружной полкой (6), которая закреплена, по меньшей мере, на одной опоре (8), и имеется, по существу, радиально продолжающаяся полость (9), сформированная зазором, имеющим ширину (В) от 1 до 25 мм в осевом направлении во входной области между стенным сегментом (4) и наружной полкой (6), отличающаяся тем, что во входной области расположен, по меньшей мере, один ступенчатый элемент (22, 22', 22"), который уменьшает указанную ширину (В), по меньшей мере, на 10%, по меньшей мере, на одной ступеньке (28), продолжающейся в полость (9) и расположенной, по существу, перпендикулярно направлению потока (11) горячего газа.
2. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что ступенчатый элемент (22, 22') окружает ось турбины.
3. Газовая турбина по одному из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что ступенчатый элемент (22, 22") выполнен в виде охватывающих сегментов и каждый указанный сегмент (22") расположен в радиальном направлении с наружной стороны соответствующей направляющей лопатки (26), причем, предпочтительно, длина каждого сегмента в круговом направлении выбирается в соответствии с круговым интервалом (шагом) (р) между направляющими лопатками (26), т.е. составляет 30-50% от кругового интервала (шага) (р).
4. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что ступенчатый элемент (22) выполнен в виде ребра, которое расположено на стенной области (12) наружной полки (6), примыкающей к полости (9), и имеет, по существу, прямоугольную форму в аксиальном поперечном сечении, и, предпочтительно, имеет длину в радиальном направлении, составляющую от 10 до 100 мм, предпочтительнее, от 20 до 50 мм, так, что радиально наружный конец ребра и радиально наружная сторона дополнительной ступеньки (29) формируют в этой стенной области (12) канавку, длина которой равна или больше длины ребра.
5. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что наружная полка (6) закреплена на опоре (8) направляющей лопатки посредством промежуточного кольца (7), при этом в полости (9) образована дополнительная стенная область (13), формируемая указанным промежуточным кольцом (7), которая радиально примыкает к стенной области наружной полки, так, что сформирована дополнительная ступенька (29), предпочтительно, на переходном участке (23) между стенной областью (12) полки (6) и дополнительной стенной областью (13), формируемой промежуточным кольцом (7).
6. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что полость (9) продолжается между опорой (8) направляющих лопаток и опорным элементом (5).
7. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что указанная ширина (В) полости уменьшена посредством ступеньки (28), по меньшей мере, на 20%, предпочтительно, по меньшей мере, на 30%.
8. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, один ступенчатый элемент (22) расположен либо на наружной полке (6), либо на стенке (15) стенного сегмента (4) и/или в стенной области (5).
9. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что ступенчатый элемент (22) расположен только в стенной области (12) наружной полки (6), и противолежащая стенка (15) стенного сегмента (4), которая сформирована, предпочтительно, в виде радиально продолжающейся плоскости, и не содержит какого-либо ступенчатого элемента.
10. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что ширина полости в радиальном направлении относительно наружной стороны ступенчатого элемента (22) увеличивается, по существу, до начальной ширины (В) полости во входной области зазора, предпочтительно, посредством канавки, продолжающейся в полости, по существу, перпендикулярно направлению потока (11) горячего газа в полость (9).
11. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что ширина (В) полости во входной области зазора, составляет от 2 до 15 мм в осевом направлении.
12. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что опоясывающий выступ (18), локально сужающий входной зазор, сформирован непосредственно во входном зазоре (17), ведущем к полости (9), а именно, на стенке (15) наружного стенного сегмента (4).