В статье приводится методика проектирования лабиринтного уплотнения в системе воздушного охлаждения опоры турбины авиационного двигателя. Методика основана на выполнении гидравлического и структурного расчетов системы охлаждения. В результате выполнения данных расчетов можно выполнить анализ влияния герметичности уплотнений системы охлаждения друг на дуга. Размеры исследуемого уплотнения могут быть обоснованы для обеспечения требуемого количества тепла, поступающего в опору. В качестве таких размеров исследовались радиус расположения уплотнения, величина зазора и количество гребешков. Показана эффективность использования буферной полости для охлаждения опоры.
