Газовая турбина авиационного типа с улучшенным терморегулированием

1. Газовая турбина авиационного типа, содержащая
корпус (13),
компрессор, имеющий ротор (14), установленный на валу (16) генератора, поддерживаемом для вращения в корпусе (13),
камеру (17) сгорания,
турбину (19) высокого давления, расположенную в указанном корпусе и содержащую ротор (19), установленный на валу (16) генератора для совместного вращения с ротором (14) компрессора,
силовую турбину (21), расположенную в указанном корпусе (13) и содержащую ротор (21R), установленный на валу (22) турбины для приведения в действие нагрузки,
причем к указанному корпусу (13) присоединено теплоизолирующее покрытие для уменьшения рассеяния тепла через корпус (13), при этом изолирующее покрытие представляет собой изолирующий узел (10), содержащий изолирующий лист или панель (101), присоединенную к металлическому листу (102), поддерживаемому на заданном расстоянии от корпуса (13) для создания прохода (104, 204, 304) для циркуляции охлаждающего воздуха между корпусом (13) и панелью (101), когда ротор (21R) работает, и для обеспечения возможности действия воздуха внутри прохода (104, 204, 304) в качестве теплоизолятора для ротора (21R), когда ротор (21R) находится в режиме холостого хода.
2. Турбина по п. 1, в которой теплоизолирующее покрытие (10) расположено по меньшей мере на части наружной поверхности корпуса (13).
3. Турбина по п. 1 или 2, в которой теплоизолирующее покрытие (10) расположено на части корпуса (13), содержащей по меньшей мере частично силовую турбину (21).
4. Турбина по п. 1, в которой металлический лист (102) поддерживается на расстоянии от корпуса посредством продольных ребер (103), выполненных фрезерованием на корпусе (13).
5. Турбина по п. 1, в которой металлический лист (102) поддерживается на расстоянии от корпуса (13) посредством ребер или выступов (203) металлического листа (102).
6. Турбина по п. 1, в которой металлический лист (102) заменен наружным корпусом (102') или выполнен в дополнение к наружному корпусу (102'), приваренному к корпусу (13) турбины, причем точки (303) приваривания между наружным корпусом (102') и корпусом (13) расположены с формированием разделителей, создающих проход (304) для охлаждающего воздуха между корпусом (13) и панелью (101).
7. Турбина по любому из пп. 1-6, в которой изолирующий узел (10) расположен на корпусе (13) продольно, по окружности, по спирали или в соответствии с любой подходящей конфигурацией для обеспечения оптимизированного терморегулирования.
8. Турбина по любому из пп. 1-7, в которой изолирующее покрытие содержит стеганые панели, заключенные в стекловолокнистую ткань и простроченные в параллель или крестообразно на расстояниях 25-100 мм.
9. Турбина по любому из пп. 1-8, в которой охлаждающий воздух проникает в проход (104, 204, 304) через воздухозаборник (106) посредством воздушных каналов (105).
10. Турбина по любому из пп. 1-9, дополнительно содержащая генератор принудительной подачи воздуха, наподобие отбора воздуха из осевого компрессора турбины, внешний источник или подобный ему, создающий поток охлаждающего воздуха под давлением, достаточным для циркуляции охлаждающего воздуха в воздуховоде (104, 204, 304) для регулирования рассеяния тепла.
11. Турбина по любому из пп. 1-10, дополнительно содержащая выпускное отверстие (107), проточно сообщающееся с основным выпускным отверстием (23) турбины для обеспечения возможности выхода воздуха из проходов (104, 204, 304).
12. Турбина по любому из пп. 1-11, дополнительно содержащая один или более датчиков для измерения скорости ротора и/или температуры в одной или более областях турбины авиационного типа, и блок управления, выполненный с возможностью считывания выходного сигнала датчика или датчиков, сравнения выходного сигнала с заданными пороговыми значениями для определения состояния перегрева или сравнения выходного сигнала с целевым значением температуры в зависимости от рабочего состояния турбины авиационного типа, воздействия на генератор принудительной подачи воздуха для регулирования воздушного потока в проходе (104, 204, 304) для управления теплообменом через корпус.