Работы по расчету потребной глубины охлаждения лопаток турбины базируется на теоретических основах камеры сгорания, в части исследования отрывного течения потока в ее диффузоре, определения критерия нестабильности потока в диффузоре и расчетного определения турбулентности потока в камере сгорания. В диссертации применены указанные выше теоретические выводы по организации структуры потока за камерой сгорания для расчета типового состояния турбины, в частности, потребной глубины охлаждения лопаток турбины как задача для конструктивного оформления системы охлаждения лопаток для обеспечения их работоспособности и расчета экономичности двигателя. Теоретические положения реализованы в расчете на заданных режимах работы типового серийного двигателя для боевого самолета истребителя. Показана необходимость в расчете потребной глубины охлаждения лопаток турбины учитывать расчетные неравномерность, нестабильность поля температуры газа и входную турбулентность потока. Последняя определяет значение коэффициента теплоотдачи от газа в стенку лопаток.