Лопатка турбины газотурбинного двигателя, содержащая контур с улучшенной равномерностью охлаждения

Лопатка турбины авиационного газотурбинного двигателя содержит контур охлаждения своего пера, в котором последовательно соединенные между собой полости выполнены так, что воздушный поток проходит радиально наружу вдоль стенки корытца внутри полостей корытца и радиально внутрь вдоль стенки спинки внутри полости спинки, отделенной от полостей корытца внутренней стенкой пера. По меньшей мере одна полость спинки содержит по меньшей мере один отражатель, выступающий от стенки спинки в направлении первой внутренней стенки пера. При этом отражатель имеет вогнутость, ориентированную радиально наружу и в направлении боковой стенки полости спинки, расположенной со стороны полости корытца, с которой соединена секция выхода воздуха по меньшей мере одной полости спинки. Изобретение направлено на повышение охлаждения за счет уменьшения неравномерности охлаждения. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей и, в частности, касается охлаждения подвижных лопаток турбины внутри таких газотурбинных двигателей.

Уровень техники

Внутри газотурбинного двигателя, используемого для создания тяги летательного аппарата, лопатки турбин подвергаются действию высоких температур газообразных продуктов сгорания, выходящих из камеры сгорания.

Известно, что для защиты лопаток от этих высоких температур, их охлаждают при помощи контуров охлаждения в виде полостей, выполненных внутри перьев лопаток. Как правило, в эти контуры охлаждения поступает относительно холодный воздух, отбираемый на уровне ступени компрессора газотурбинного двигателя.

Однако требование постоянного улучшения характеристик авиационных двигателей приводит к повышению температуры этих газообразных продуктов сгорания. Несмотря на постоянное усовершенствование материалов и покрытий, применяемых для изготовления лопаток, они не позволяют компенсировать повышение температур.

Следовательно, возникает потребность в улучшении характеристик контуров охлаждения лопаток.

В ходе исследовательских работ заявитель обнаружил, в частности, что недостаток известных контуров охлаждения состоит в неравномерном охлаждении каждой из стенок корытца и спинки лопаток.

Заявитель выявил причину такой неравномерности, которая будет пояснена ниже со ссылками на фиг. 1.

На фиг. 1 показано перо 10 лопатки турбины газотурбинного двигателя известного типа в сечении по поперечной плоскости пера, то есть по плоскости, ортогональной к направлению размаха или длины пера, которое совпадает с радиальным направлением относительно оси двигателя, когда лопатка установлена в турбине газотурбинного двигателя.

Перо 10 содержит внутренний контур 12 охлаждения, образованный тремя полостями, проходящими в радиальном направлении, расположенными между стенкой 14 корытца и стенкой 16 спинки и последовательно соединенными друг с другом таким образом, чтобы обеспечивать циркуляцию воздушного потока охлаждения от входной секции первой полости 18 до второй полости 20, затем до выходной секции третьей полости 22. Входная секция первой полости 18 сообщается со средствами подачи воздуха, встроенными в ножку лопатки и, следовательно, находящимися на уровне радиально внутреннего конца первой полости. Выходная секция третьей полости 22 обычно находится вблизи радиально наружного конца полости и, как правило, имеет форму отверстий, выполненных в стенках корытца и/или спинки и/или в стенке дна, ограничивающей радиально наружный конец полости.

Таким образом, воздух проходит в первой и третьей полостях 18, 22 в радиальном направлении наружу, тогда как во второй полости 20 воздух проходит в радиальном направлении внутрь.

С учетом силы Кориолиса, появляющейся при вращении лопатки вокруг оси двигателя, заявитель заметил, что воздух, проходящий в первой и третьей полостях 18, 22, отклоняется в направлении стенки 14 корытца в ущерб охлаждению стенки 16 спинки, тогда как во второй полости 20 происходит обратное явление.

Раскрытие сущности изобретения

Изобретение призвано предложить простое, экономичное и эффективное решение этой проблемы.

В связи с этим объектом изобретения является лопатка для турбины авиационного газотурбинного двигателя, содержащая ножку лопатки, образующую радиально внутренний конец лопатки, и перо, проходящее радиально наружу от ножки лопатки и имеющее стенку корытца и стенку спинки, соединенную со стенкой корытца на уровне передней кромки и задней кромки пера, при этом перо содержит по меньшей мере один внутренний контур охлаждения.

Указанный внутренний контур охлаждения содержит множество последовательно соединенных между собой полостей, распределенных на:

- по меньшей мере одну полость, проходящую радиально вдоль стенки спинки, называемую в дальнейшем «полостью спинки», и

- полости, проходящие радиально вдоль стенки корытца, называемые в дальнейшем «полостями корытца», выполненные в количестве, равном количеству полости(ей) спинки, увеличенному на единицу.

Кроме того, полость или каждая полость спинки отделена от по меньшей мере одной из полостей корытца первой внутренней стенкой пера, расположенной между стенками корытца и спинки.

Каждая полость корытца имеет секцию входа воздуха и секцию выхода воздуха, при этом указанная секция выхода воздуха полости корытца расположена радиально снаружи относительно указанной секции входа воздуха этой же полости корытца.

Полость или каждая полость спинки имеет секцию входа воздуха, соединенную с секцией выхода воздуха одной из полостей корытца, и секцию выхода воздуха, соединенную с секцией входа воздуха другой из секций корытца, при этом указанная секция выхода воздуха полости спинки расположена радиально внутри относительно указанной секции входа воздуха этой же полости спинки.

Наконец, указанная секция входа воздуха одной из полостей корытца соединена со средствами подачи охлаждающего воздуха.

Таким образом, изобретение позволяет воздуху, проходящему вдоль стенки корытца, отклоняться при помощи силы Кориолиса в направлении этой стенки корытца, и воздуху, проходящему вдоль стенки спинки, отклоняться при помощи силы Кориолиса в направлении этой стенки спинки.

Таким образом, изобретение позволяет значительно улучшить равномерность охлаждения, обеспечиваемого контуром охлаждения пера.

Кроме того, указанная по меньшей мере одна полость спинки расположена напротив двух из указанных полостей корытца, от которой она отделена указанной первой внутренней стенкой пера, и указанная по меньшей мере одна полость спинки содержит по меньшей мере один первый отражатель, выступающий от стенки спинки в направлении первой внутренней стенки пера.

Согласно изобретению, указанный первый отражатель имеет вогнутость, ориентированную радиально наружу и в направлении боковой стенки полости спинки, расположенной со стороны полости корытца, с которой соединена секция выхода воздуха указанной по меньшей мере одной полости спинки.

Такой первый отражатель позволяет ориентировать часть воздушного потока в направлении зоны, удаленной от главного пути, по которому следует воздух внутри контура охлаждения.

Предпочтительно первый отражатель соединен с первой внутренней стенкой пера.

В варианте первый отражатель может останавливаться на расстоянии от первой внутренней стенки пера.

Предпочтительно каждая полость корытца отделена по меньшей мере от одной другой смежной полости корытца второй внутренней стенкой пера, соединяющей стенку корытца с первой внутренней стенкой пера.

Предпочтительно первый отражатель содержит радиально наружный конец, проходящий в секции входа воздуха указанной по меньшей мере одной полости спинки, и радиально внутренний конец, соединенный с указанной боковой стенкой полости спинки, расположенной со стороны полости корытца, с которой соединена секция выхода воздуха полости спинки, при этом указанный первый отражатель имеет сквозные проходные воздушные отверстия.

Таким образом, отражатель позволяет ориентировать часть воздушного потока в направлении радиально наружной зоны полости спинки, причем эта зона смещена относительно воздушного входа этой полости.

Предпочтительно указанная по меньшей мере одна полость спинки содержит по меньшей мере один второй отражатель, выступающий от стенки спинки в направлении первой внутренней стенки пера, останавливаясь на расстоянии от первой внутренней стенки, и выполненный в виде перевернутого V с вершиной, направленной радиально наружу.

Такой отражатель позволяет ориентировать часть воздушного потока в направлении боковых областей полости.

Предпочтительно секция выхода воздуха одной из полостей корытца указанного контура охлаждения сообщается с наружным пространством лопатки через выходные воздушные отверстия, выполненные по меньшей мере в одной из:

- стенки корытца, и

- стенки дна, ограничивающей радиально наружный конец полости корытца.

Эти выходные отверстия предпочтительно расположены в относительно горячих зонах стенки корытца.

Предпочтительно перо содержит другой внутренний контур охлаждения, аналогичный указанному внутреннему контуру охлаждения.

Объектом изобретения является также турбина для авиационного газотурбинного двигателя, содержащая по меньшей мере один вращающийся диск, оснащенный лопатками описанного выше типа.

Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий по меньшей мере одну вышеупомянутую турбину.

Краткое описание чертежей

Изобретение, его другие детали, преимущества и отличительные признаки будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничивающего примера со ссылками на прилагаемые чертежи.

На фиг. 1 (уже описана) схематично показана лопатка турбины авиационного газотурбинного двигателя известного типа, вид в поперечном сечении;

на фиг. 2 схематично показана лопатка турбины авиационного газотурбинного двигателя согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, вид в перспективе;

на фиг. 3-5 показано перо лопатки, изображенной на фиг. 2, виды в поперечном сечении соответственно по плоскостям III-III, IV-IV и V-V фиг. 2;

на фиг. 6 схематично показана стенка спинки пера лопатки, изображенной на фиг. 2, вид изнутри полости спинки внутреннего контура охлаждения пера, развернутый в плане;

на фиг. 7 - вид, аналогичный фиг. 4, версии выполнения изобретения;

на фиг. 8 - вид, аналогичный фиг. 4, другой версии выполнения изобретения.

Осуществление изобретения

На фиг. 2 показана лопатка 30 турбины авиационного газотурбинного двигателя согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, обычно содержащая ножку 32 лопатки, с которой соединено перо 34, заканчивающееся вершиной 35 лопатки со стороны, противоположной ножке 32 лопатки. Ножка лопатки содержит радиально внутреннюю часть, предназначенную для удержания лопатки посредством посадки в диск ротора, что само по себе известно. Кроме того, ножка лопатки соединена с пером через аэродинамическую площадку 36, ограничивающую внутри канал прохождения потока первого контура внутри турбины.

В настоящем описании направление X является направлением, соответствующим направлению оси двигателя, когда лопатка 30 установлена на диске ротора внутри турбины газотурбинного двигателя. Направление Z является радиальным направлением относительно направления X, совпадающим с направлением длины или размаха лопатки. Направление Y является таким направлением, при котором три направления X, Y и Z образуют ортогональную систему координат. Плоскость называют поперечной, если она является параллельной направлениям X и Y.

Как показано на фиг. 3-5, где перо 34 представлено в поперечном сечении соответственно в плоскостях III-III, IV-IV и V-V фиг. 2, перо обычно содержит стенку 40 корытца и стенку 42 спинки, соединенные друг с другом на уровне передней кромки 44 и на уровне задней кромки 46 пера.

Перо 34 содержит внутренний контур 50 охлаждения, образованный тремя последовательно соединенными полостями, каждая из который проходит радиально, то есть в направлении размаха пера.

Эти три полости, показанные на фиг. 4, распределены на первую полость 52, вторую полость 54 и третью полость 56. Вторая полость 54 проходит вдоль стенки 42 спинки и для удобства в дальнейшем будет называться «полостью спинки». В отличие от нее первая и третья полости проходят вдоль стенки 40 корытца и в дальнейшем будут называться «полостями корытца». В представленном примере полости 52, 56 корытца контура охлаждения выполнены в количестве двух, тогда как контур охлаждения содержит только одну полость 54 спинки.

Полость 54 спинки отделена от полостей 52 и 56 корытца первой внутренней стенкой 58 пера, которая проходит между стенками 40 корытца и 42 спинки на расстоянии от каждой из этих стенок. Обе полости 52 и 56 корытца отделены друг от друга второй внутренней стенкой 59 пера, которая соединяет стенку 40 корытца с первой внутренней стенкой 58 пера.

Кроме того, каждая полость 52, 56 корытца имеет секцию 60, 62 входа воздуха (фиг. 5) и секцию 64, 66 выхода воздуха (фиг. 3), выполненные таким образом, что секция 64, 66 выхода воздуха каждой полости корытца расположена радиально снаружи относительно секции 60, 62 входа воздуха этой же полости корытца, как показано в виде относительного положения плоскостей III-III и IV-IV фиг. 2, которые соответствуют соответственно фиг. 3 и 5. В представленном примере секция 60, 62 входа воздуха каждой полости 52, 56 корытца образует радиально внутреннюю концевую область полости, тогда как секция 64 выхода воздуха полости 52 корытца образует радиально наружную концевую область полости.

Кроме того, полость 54 спинки содержит секцию 68 входа воздуха, соединенную с секцией 64 выхода воздуха полости 52 корытца, и полость 54 спинки содержит секцию 70 выхода воздуха, соединенную с секцией 62 входа воздуха другой полости 56 корытца. Секция 70 выхода воздуха полости спинки расположена радиально внутри относительно секции 68 входа воздуха этой же полости спинки, как показано в виде относительных положений плоскостей V-V и III-III фиг. 2, которые соответствуют соответственно фиг. 5 и 3. В представленном примере секция 70 выхода воздуха полости 54 спинки образует радиально внутреннюю концевую область полости, тогда как секция 68 входа воздуха этой полости спинки образует радиально наружную концевую область этой полости.

Секция 60 входа воздуха полости 52 корытца (фиг. 5) соединена с устройством подачи охлаждающего воздуха, встроенным в ножку 32 лопатки 30. Это устройство подачи охлаждающего воздуха на фигурах не показано и может быть устройством любого типа, известного специалисту в данной области.

Последовательное соединение между тремя полостями 52, 54, 56 обеспечивает прохождение охлаждающего воздуха от воздушного входа 60 полости 52 корытца, соединенного с устройством подачи охлаждающего воздуха, до выходной секции 66 другой полости 56 корытца.

Кроме того, полость 56 корытца сообщается с наружным пространством лопатки через выходные воздушные отверстия, выполненные в стенке корытца (на фигурах не показаны). В стенке дна, ограничивающей радиально наружный конец полости, могут быть выполнены дополнительные выходные воздушные отверстия полости 56 корытца. В терминологии настоящего описания «секция выхода воздуха» 66 полости 56 корытца соответствует участку этой полости, находящемуся напротив вышеупомянутых выходных воздушных отверстий.

Независимо от описанного выше контура 50 охлаждения в соответствии с изобретением, перо 34 дополнительно содержит полость 72 охлаждения передней кромки, проходящую вдоль передней кромки 44 пера и ограниченную третьей внутренней стенкой 74 пера, соединенной с одной стороны со стенкой 40 корытца и с другой стороны со стенкой 42 спинки. Полость 72 охлаждения передней кромки сообщается с наружным пространством лопатки, например, при помощи выходных воздушных отверстий, выполненных в стенках корытца и спинки (эти отверстия на фигурах не показаны).

Предпочтительно питание воздухом полости 72 охлаждения передней кромки обеспечивается за счет соединения этой полости с устройством подачи охлаждающего воздуха, встроенным в ножку 32 лопатки 30, что само по себе известно и называется «прямым питанием». Как правило, это устройство выполнено отдельно от устройства, питающего контур 50 охлаждения.

Аналогично, перо 34 содержит полость 76 охлаждения задней кромки, проходящую вдоль задней кромки 46 пера и ограниченную четвертой внутренней стенкой 78 пера, соединенной с одной стороны со стенкой 40 корытца и с другой стороны со стенкой 42 спинки. Полость 76 охлаждения задней кромки сообщается с наружным пространством лопатки, например, при помощи выходных воздушных отверстий, выполненных в стенке 40 корытца, например, в виде щелей 79 (показаны на фиг. 2), проходящих по существу параллельно поперечной плоскости.

Предпочтительно питание воздухом полости 76 охлаждения задней кромки обеспечивается, например, за счет соединения этой полости с устройством подачи охлаждающего воздуха, встроенным в ножку 32 лопатки 30, что само по себе известно и называется «прямым питанием». Предпочтительно это устройство выполнено отдельно от устройства, питающего контур 50 охлаждения.

Кроме того, на фиг. 6 показаны предпочтительные признаки контура 50 охлаждения, позволяющие повысить его эффективность. В частности, на фиг. 6 показана стенка 42 спинки, если смотреть изнутри полости 54 спинки в направлении Y, развернутая в плоскости. Для лучшего понимания работы на фиг. 6 показаны также выходная секция 64 полости 52 корытца и входная секция 62 полости 56 корытца, которые для удобства показаны соответственно сверху и снизу от полости спинки. Необходимо иметь в виду, что в действительности эти секции расположены иначе, а именно напротив этой полости и за пределами плоскости фиг. 6.

Как показано на фиг. 6, полость 54 спинки содержит первый отражатель 80, выступающий от стенки 42 спинки в направлении первой внутренней стенки 58 пера, то есть в направлении уменьшающихся размеров Y. В представленном примере первый отражатель 80 соединен с первой внутренней стенкой 58 и выполнен изогнутым, при этом его вогнутость ориентирована радиально наружу и в направлении четвертой внутренней стенки 78, которая образует боковую стенку полости 54 спинки, ограничивая последнюю со стороны задней кромки 46, то есть, в целом, со стороны полости 56 корытца, с которой соединена выходная секция 70 полости спинки. В варианте первый отражатель 80 может иметь свободный конец, находящийся на расстоянии от первой внутренней стенки 58.

В представленном примере первый отражатель 80 имеет радиально наружную концевую часть 82, проходящую по существу в направлениях Z и Y до радиально наружного конца полости 54 спинки, то есть, как правило, до стенки 83 дна пера, закрывающей полости 52, 54, 56, 72, 76 в радиальном направлении наружу. Предпочтительно радиально наружная концевая часть 82 расположена в секции 68 входа воздуха полости 54 спинки, то есть со стороны третьей внутренней стенки 74. Кроме того, первый отражатель 80 имеет радиально внутреннюю концевую часть 84, проходящую по существу в направлениях X и Y и соединенную с четвертой внутренней стенкой 78. Наконец, первый отражатель 80 содержит отверстия 86 для прохождения воздуха.

Как показано на фиг. 6, полость 54 спинки содержит вторые отражатели 90, выступающие от стенки 42 спинки в направлении первой внутренней стенки 58 пера. Вторые отражатели 90 имеют, каждый, свободный конец, находящийся на расстоянии от первой внутренней стенки 58. Эти вторые отражатели 90 выполнены в виде перевернутого V с вершиной 92, ориентированной радиально наружу, то есть к стенке 83 дна, ограничивающей полости 52, 54, 56, 72 и 76 со стороны вершины 35 лопатки. Соответствующие вершины 92 вторых отражателей 90 предпочтительно центрованы по одной линии, параллельной радиальному направлению Z.

В варианте или дополнительно можно использовать другие типы отражателей или отклоняющих элементов.

Кроме того, выполнение отражателей или отклоняющих элементов, аналогичное показанному на фиг. 6, можно предусмотреть относительно стенки корытца внутри полостей 52, 56 корытца и/или относительно внутренних стенок 58, 74, 78 внутри полостей 52, 54, 56.

Далее следует описание работы контура 50 охлаждения.

В связи с этим рассмотрим газотурбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий турбину, имеющую вращающийся диск ротора, на котором установлена описанная выше лопатка 30. На практике на диске установлено множество лопаток, аналогичных лопатке 30.

Во время работы контур 50 охлаждения питается охлаждающим воздухом, отбираемым, например, на уровне ступени компрессора газотурбинного двигателя.

Охлаждающий воздух поступает в полость 52 корытца лопатки 30 через секцию 60 входа воздуха этой полости, затем проходит радиально наружу внутри этой полости, то есть в направлении от ножки 32 лопатки к вершине 35 лопатки.

Затем охлаждающий воздух попадает в выходную секцию 64 полости 52 корытца, затем во входную секцию 68 полости 54 спинки (стрелка 100 на фиг. 3), после чего воздух проходит радиально внутрь внутри этой полости 54 спинки, то есть в направлении от вершины 35 лопатки к ножке 32 лопатки (стрелка 102 на фиг. 6).

После этого охлаждающий воздух попадает в выходную секцию 70 полости 54 спинки, затем во входную секцию 62 полости 56 корытца (стрелка 104 на фиг. 5), после чего воздух проходит радиально наружу внутри этой полости 56 корытца.

Согласно настоящему изобретению, воздух, циркулирующий в полостях 52 и 56 корытца, проходит, таким образом, радиально наружу, тогда как воздух, циркулирующий в полости 54 спинки, проходит радиально внутрь. Воздух, циркулирующий в полостях 52 и 56 корытца, отклоняется к стенке 40 корытца силой Кориолиса, связанной с вращением ротора, тогда как воздух, циркулирующий в полости 54 спинки, отклоняется силой Кориолиса к стенке 42 спинки. Таким образом, происходит оптимальное и равномерное охлаждение стенок корытца и спинки.

Следует отметить, что последовательные повороты или соединения между различными полостями, образующими контур 50 охлаждения, в основном ориентированы в направлении толщины пера.

В частности, воздух, проходящий в полости 54 спинки, частично отклоняется первым отражателем 80 (стрелка 106 на фиг. 6) в направлении четвертой внутренней стенки 78 в радиально наружном участке полости, оптимизируя охлаждение зоны 108 полости 54 спинки, близкой к радиально наружному концу этой полости и смещенной относительно воздушного выхода 64 полости 52 корытца. Затем, воздух, отклоненный первым отражателем 80, проходит через отверстия 86 прохождения воздуха и продолжает свой путь радиально внутрь.

Кроме того, воздушный поток 102 частично отклоняется к боковым стенкам полости 54 спинки, то есть к третьей и четвертой внутренним стенкам 74 и 78 пера (стрелки 110). Это позволяет оптимизировать охлаждение зоны 112 полости 54 спинки, близкой к радиально внутреннему концу этой полости и смещенной относительно воздушного входа 62 полости 56 корытца.

На фиг. 7 показано перо 34а лопатки согласно версии выполнения изобретения, которая отличается от описанной выше лопатки 30 тем, что перо 34а содержит два контура 50 и 50' охлаждения. Каждый из этих контуров охлаждения аналогичен контуру 50 охлаждения, описанному со ссылками на фиг. 3-6.

Как показано на фиг. 7, полости 56 корытца и 54 спинки, принадлежащие к контуру 50 охлаждения, находящемуся со стороны передней кромки 44, отделены соответственно от полостей 52' корытца и 54' спинки, принадлежащих к контуру 50' охлаждения, находящемуся со стороны задней кромки 46, пятой внутренней стенкой 113 пера, соединяющей полость 40 корытца с полостью 42 спинки.

Кроме того, секция входа воздуха полости 52, 52' корытца каждого из двух контуров 50 и 50' охлаждения соединена с устройством подачи охлаждающего воздуха, встроенным в ножку 32 лопатки 30.

Разумеется, контур или каждый контур охлаждения в соответствии с изобретением может содержать большее количество полостей, чем в описанных выше примерах, но при этом число полостей корытца равно числу полостей спинки, увеличенному на единицу.

Так, на фиг. 8 показано перо 34b лопатки согласно другой версии выполнения изобретения, которая отличается от описанной выше лопатки 30 тем, что перо 34b содержит контур 50а охлаждения, включающий в себя последовательно соединенные друг с другом две полости спинки и три полости корытца.

В частности, между полостью 52 корытца, соединенной с устройством подачи охлаждающего воздуха, и полостью 56 корытца, выходящей наружу пера через описанные выше выходные воздушные отверстия, расположена промежуточная полость 114 корытца. Кроме того, сбоку полости 54 спинки расположена полость 116 спинки.

Полости 114 и 56 корытца отделены друг от друга пятой внутренней стенкой 118 пера, соединяющей стенку 40 корытца с первой внутренней стенкой 58, тогда как полости 54 и 116 спинки отделены друг от друга шестой внутренней стенкой 120 пера, соединяющей первую внутреннюю стенку 58 со стенкой 42 спинки.

Выходная секция промежуточной полости 114 корытца соединена с входной секцией полости 116 спинки, и выходная секция полости 116 спинки соединена с входной секцией полости 56 корытца.

Таким образом, охлаждающий воздух проходит в направлении наружу вдоль стенки 40 корытца в каждой из полостей 52, 114 и 56 корытца и проходит радиально внутрь вдоль стенки 42 спинки в каждой из полостей 54 и 116 спинки.

1. Лопатка (30) для турбины авиационного газотурбинного двигателя, содержащая ножку (32) лопатки, образующую радиально внутренний конец лопатки, и перо (34), проходящее радиально наружу от ножки лопатки и имеющее стенку (40) корытца и стенку (42) спинки, соединенную со стенкой корытца на уровне передней кромки (44) и задней кромки (46) пера, при этом перо содержит по меньшей мере один внутренний контур (50; 50'; 50а) охлаждения,

при этом указанный внутренний контур охлаждения содержит множество последовательно соединенных между собой полостей, распределенных на:

- по меньшей мере одну полость (54; 54, 54'; 54, 116), проходящую радиально вдоль стенки (42) спинки, называемую в дальнейшем «полостью спинки», и

- полости (52, 56; 52', 56'; 52, 114, 56), проходящие радиально вдоль стенки (40) корытца, называемые в дальнейшем «полостями корытца», выполненные в количестве, равном количеству полости(ей) спинки, увеличенному на единицу,

причем:

- полость или каждая полость (54; 54, 54'; 54, 116) спинки отделена от по меньшей мере одной из полостей (52, 56; 52', 56'; 52, 114, 56) корытца первой внутренней стенкой (58) пера, расположенной между стенками корытца (40) и спинки (42),

- каждая полость (52, 56; 52, 56; 52', 56'; 52, 114, 56) корытца имеет секцию (60, 62) входа воздуха и секцию (64, 66) выхода воздуха, при этом указанная секция выхода воздуха полости корытца расположена радиально снаружи относительно указанной секции входа воздуха этой же полости корытца,

- полость или каждая полость (54; 54, 54'; 54, 116) спинки имеет секцию (68) входа воздуха, соединенную с секцией (64) выхода воздуха одной (52; 52, 52'; 52, 114) из полостей корытца, и секцию (70) выхода воздуха, соединенную с секцией входа воздуха другой (56; 56, 56'; 114, 56) из секций корытца, при этом указанная секция (70) выхода воздуха полости спинки расположена радиально внутри относительно указанной секции (68) входа воздуха этой же полости спинки,

- указанная секция (60) входа воздуха одной из полостей (52; 52, 52'; 52) корытца соединена со средствами подачи охлаждающего воздуха,

- указанная по меньшей мере одна полость (54; 54, 54'; 54, 116) спинки расположена напротив двух из указанных полостей (52, 56; 52, 56, 52', 56'; 52, 114, 56) корытца, от которой она отделена указанной первой внутренней стенкой (58) пера, и

- указанная по меньшей мере одна полость спинки содержит по меньшей мере один первый отражатель (80), выступающий от стенки (42) спинки в направлении первой внутренней стенки (58) пера,

при этом указанный первый отражатель (80) имеет вогнутость, ориентированную радиально наружу и в направлении боковой стенки (78; 113, 78; 120, 78) полости спинки, расположенной со стороны полости корытца, с которой соединена секция (70) выхода воздуха указанной по меньшей мере одной полости спинки.

2. Лопатка по п. 1, в которой первый отражатель (80) соединен с первой внутренней стенкой (58) пера.

3. Лопатка по п. 1, в которой первый отражатель (80) останавливается на расстоянии от первой внутренней стенки (58) пера.

4. Лопатка по п. 1, в которой каждая полость (52, 56; 52, 56, 52', 56'; 52, 114, 56) корытца отделена по меньшей мере от одной другой смежной полости корытца второй внутренней стенкой (59; 59, 59', 113; 59, 118) пера, соединяющей стенку (40) корытца с первой внутренней стенкой (58) пера.

5. Лопатка по п. 1, в которой первый отражатель (80) содержит радиально наружный конец (82), проходящий в секции (68) входа воздуха указанной по меньшей мере одной полости (54; 54, 54'; 54, 116) спинки, и радиально внутренний конец (84), соединенный с указанной боковой стенкой (78; 113, 78; 120, 78) полости спинки, расположенной со стороны полости (56; 56, 56'; 114, 56) корытца, с которой соединена секция выхода воздуха полости спинки, при этом указанный первый отражатель имеет сквозные проходные воздушные отверстия (86).

6. Лопатка по п. 1, в которой указанная по меньшей мере одна полость (54; 54, 54'; 54, 116) спинки содержит по меньшей мере один второй отражатель (90), выступающий от стенки (42) спинки в направлении первой внутренней стенки (58) пера, останавливаясь на расстоянии от первой внутренней стенки, и выполненный в виде перевернутой V с вершиной (92), направленной радиально наружу.

7. Лопатка по п. 1, в которой секция (66) выхода воздуха одной из полостей (56; 56, 56'; 56) корытца указанного контура охлаждения сообщается с наружным пространством лопатки через выходные воздушные отверстия, выполненные по меньшей мере в одной из:

- стенки (40) корытца, и

- стенки (83) дна, ограничивающей радиально наружный конец полости корытца.

8. Лопатка по п. 1, в которой перо содержит другой внутренний контур (50') охлаждения, аналогичный указанному внутреннему контуру (50) охлаждения.

9. Турбина авиационного газотурбинного двигателя, содержащая по меньшей мере один вращающийся диск, оснащенный лопатками (30) по любому из пп. 1-8.

10. Газотурбинный двигатель летательного аппарата, содержащий по меньшей мере одну турбину по п. 9.