УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОХЛАЖДЕНИЯ КОМПОНЕНТА ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ/ТУРБОМАШИНЫ ПОСРЕДСТВОМ ИНЖЕКЦИОННОГО ОХЛАЖДЕНИЯ

1. Устройство для охлаждения компонента (1) газовой турбины/турбомашины, содержащего внешнюю поверхность (2), подвергающуюся воздействию горячего газа, и интегрированный канал (3) охлаждения, причем внутри канала (3) охлаждения расположен элемент (4) инжекционного охлаждения с по меньшей мере одним отверстием (5) инжекционного охлаждения, при этом элемент (4) инжекционного охлаждения расположен на расстоянии от подлежащей охлаждению целевой поверхности (6) компонента (1), и для охлаждения компонента (1) охлаждающая текучая среда в виде струи инжекционного охлаждения способна проходить на целевую поверхность (6), на которой выполнена поверхностная структура (8), подвергаемая воздействию струи инжекционного охлаждения.
2. Устройство по п. 1, в котором поверхностная структура (8) образована ребрами (9), расходящимися лучами в виде звезды и выступающими от целевой поверхности (6).
3. Устройство по п. 1, в котором поверхностная структура (8) образована посредством ребер (9), расходящихся лучами в виде звезды, выступающих от целевой поверхности (6) и чередующихся, по меньшей мере, в различной форме.
4. Устройство по п. 2 или 3, в котором ребра (9) поверхностной структуры (8) проходят на расстоянии от центральной точки (Z), расположенной напротив отверстия (5) инжекционного охлаждения, радиально наружу.
5. Устройство по любому из пп. 2-4, в котором ребра (9) имеют каплевидную форму, сужающуюся в направлении наружу.
6. Устройство по любому из пп. 2-4, в котором ребра (9) имеют прямолинейную, стержневидную форму.
7. Устройство по любому из пп. 2-6, в котором ребра (9) имеют различную длину и/или высоту, с которыми они проходят по целевой поверхности (6).
8. Устройство по любому из пп. 2-7, в котором звездообразные конструкции ребер (9) образованы и расположены на целевой поверхности (6) в ряд напротив соответствующего ряда отверстий (5) инжекционного охлаждения.
9. Устройство по любому из пп. 2-8, в котором расстояние от расположенного радиально внутри начала каждого ребра (9) до центральной точки (Z) составляет приблизительно (75-150)% длины ребра (9).
10. Устройство по любому из пп. 2-9, в котором боковые стенки ребер (9) проходят перпендикулярно по меньшей мере в области соединения с целевой поверхностью (6) и, предпочтительно, имеют наклон или скругление только в области перехода к верхней стороне (10).
11. Устройство по любому из пп. 2-10, в котором верхняя сторона (10) выполнена плоской и параллельной целевой поверхности (6).
12. Газовая турбина/турбомашина, содержащая устройство для охлаждения компонента (1) газовой турбины/турбомашины по любому из пп. 1-11.