TURBINE ROTOR FOR GAS TURBINE ENGINE

FIELD: machine building.SUBSTANCE: object of the invention is a turbine rotor for a gas turbine engine, said rotor including: input turbine disc (1); output turbine disc (5); annular flange (b); first shroud (11) connecting the input turbine disc to the annular flange; second shroud (51) connecting the output turbine disc to the annular flange; an air-flow separator device including: first portion (3), forming a first ring, arranged between the input turbine disc and the output turbine disc; second portion (4), forming a second ring, having a first portion arranged opposite the output turbine disc and a second portion arranged between the first shroud and the second shroud; and thermal insulation area (6) arranged between the first portion and the second portion.EFFECT: reducing the temperature difference, thereby preventing damage or rupture of the annular flange.10 cl, 1 dwg Объектом изобретения является ротор турбины для газотурбинного двигателя, при этом упомянутый ротор содержит: входной диск (1) турбины; выходной диск (5) турбины; кольцевой фланец (b); первую обечайку (11), соединяющую входной диск турбины с кольцевым фланцем; вторую обечайку (51), соединяющую выходной диск турбины с кольцевым фланцем; устройство разделения воздушных потоков, содержащее: первую часть (3), образующую первое кольцо, расположенное между входным диском турбины и выходным диском турбины; вторую часть (4), образующую второе кольцо и имеющую первый участок, расположенный напротив выходного диска турбины, и второй участок, расположенный между первой обечайкой и второй обечайкой; и зону (6) теплоизоляции, расположенную между первой частью и второй частью. Технический результат: уменьшение разности температур, вследствие чего предотвращаются повреждения или разрыв кольцевого фланца. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 1 ил.