Турбореактивные двигатели с газовой турбиной, приводящей в действие компрессор или нагнетатель: ...с передним расположением вентилятора – F02K 3/06

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых самолетов. Турбореактивный двигатель включает турбину низкого давления и регулируемый лепестковый смеситель, содержащий коническую обечайку, на ее выходе. Между турбиной и смесителем установлена кольцевая обечайка, образующая промежуточную кольцевую полость между газовым каналом внутреннего контура и воздушным каналом наружного контура. Кольцевая полость на выходе соединена через выходную кольцевую щель с газовым каналом и с зоной смешения потоков воздуха и газа, а на входе - с воздухозаборником, образованным радиальным кольцевым ребром корпуса турбины и конической обечайкой смесителя и выполненным с возможностью перекрытия проходного сечения подвижным в осевом направлении радиальным кольцом. Кольцевое ребро выполнено с внешней стороны от последней рабочей лопатки турбины, а радиальное кольцо установлено на наружном корпусе турбины с помощью исполнительных элементов. Изобретение позволяет повысить эффективность смешения потоков наружного и внутреннего контуров, снизить гидравлическое сопротивление и повысить тягу двигателя при трансзвуковых режимах полета сверхзвуковых самолетов. 4 ил.

Лопасть вентилятора турбореактивного двигателя с двойным потоком, содержащая внутреннюю аэродинамическую часть (11) и внешнюю аэродинамическую часть (12), совмещенные в радиальном направлении (Z) и разделенные платформой (10), причем внутренняя аэродинамическая часть (11) содержит один аэродинамический профиль (13), а внешняя аэродинамическая часть (12) содержит, по меньшей мере, два аэродинамических профиля (14), причем ребра атаки указанных аэродинамических профилей (14) указанной аэродинамической части (12) лопасти аксиально выровнены в ряд. Достигается уменьшение количества лопастей вентилятора при сохранении удовлетворительного качества за счет сохранения повышенного относительного шага внутренней аэродинамической части (11) лопасти вентилятора. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит цилиндрическую оболочку, установленную на выходе промежуточного кожуха и ограничивающую с внешней стороны кольцевое пространство протекания вторичного потока. Цилиндрическая оболочка образована решетчатым каркасом и съемными панелями обтекателя, закрепленными на каркасе. Решетчатый каркас содержит входной кольцевой фланец крепления к промежуточному кожуху, выходной кольцевой фланец соединения с выхлопным кожухом, и жесткие балки, соединяющие оба фланца между собой. Изобретение позволяет снизить массу и упростить обслуживание двигателя. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к компрессорам необъемного вытеснения и может быть использовано в конструкции осевых вентиляторов и вентиляторных контурах двухконтурных турбовентиляторных двигателей (ДТРД). Вентиляторный контур ДТРД содержит газогенератор с редуктором и рабочее колесо вентилятора. Рабочее колесо содержит установленные во втулке лопатки с внешними торцевыми поверхностями кромок. Внешние торцевые поверхности кромок лопаток выполнены конусными, как бы лежащими на поверхности усеченного конуса, меньшее основание которого имеет диаметр, равный диаметру передней кромки торцевой поверхности лопаток, а диаметр по задней кромке торцевой поверхности лопаток выполнен больше диаметра по передней кромке торцевой поверхности и образует большее основание конуса, имеющего высоту, равную осевой ширине концевой части лопаток. Группа изобретений направлена на разработку конструкции рабочего колеса осевого вентилятора или компрессора, позволяющей исключить концевые потери и повысить его КПД и напорность, при этом конструкция вентиляторного контура ДТРД, использующая такое рабочее колесо, будет иметь более высокие тяговые характеристики при снижении вибрационных напряжений. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Способ улучшения характеристик двухконтурного турбореактивного двигателя, установленного на самолете, предназначенном для совершения определенного полета, содержащего крейсерскую фазу. Согласно способу определяют экстремальные значения коэффициента расширения холодного потока, соответствующие началу и концу крейсерской фазы полета, соответственно. Между упомянутыми экстремальными значениями выбирают опорное значение (VR) коэффициента расширения. Для данного опорного значения (VR) коэффициента расширения определяют теоретическое значение (Ath) площади выпускного отверстия (6) холодного потока по вспомогательному теоретическому значению. Вспомогательное теоретическое значение представляет собой отношение между теоретической площадью выпускного отверстия холодного потока и номинальной площадью поперечного сечения горловины сопла. Выпускное отверстие (6) располагают вдоль продольной оси (L-L) таким образом, чтобы его площадь соответствовала упомянутому теоретическому значению (Ath). Предпочтительно внутренний кожух (13) вентилятора имеет форму, по меньшей мере, приближающуюся к бочкообразной, при этом горловина (Т) сопла холодного потока расположена позади наибольшего поперечного сечения (23) внутреннего кожуха (13) вентилятора. Достигается приблизительная адаптация сопла к крейсерской фазе полета. 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Турбовентиляторный газотурбинный двигатель содержит секцию переднего вентилятора, включающую в себя, по меньшей мере, один ряд отстоящих по периферии передних в продольном направлении лопаток ротора вентилятора, двигатель основного контура, расположенный сзади и ниже по потоку секции переднего вентилятора, обводной канал вентиляторов и выхлопной канал. Двигатель основного контура включает в себя последовательно расположенные ниже по потоку ведомый вентилятор, компрессор, камеру сгорания и турбину высокого давления, соединенную с возможностью привода с компрессором посредством вала двигателя основного контура. Обводной канал вентиляторов расположен ниже по потоку секции переднего вентилятора и находится радиально снаружи двигателя основного контура. Радиально внешний вход обводного канала вентиляторов расположен в продольном направлении между секцией переднего вентилятора и ведомым вентилятором основного контура. Выхлопной канал расположен по потоку ниже двигателя основного контура и сообщается с ним по текучей среде. Выход обводного канала вентиляторов расположен в продольном направлении сзади и ниже по потоку от радиально внешнего входа. Секция переднего вентилятора имеет единственную ступень регулируемых вентиляторных направляющих лопаток. Вентиляторные направляющие лопатки являются регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками и расположены ниже по потоку передних лопаток ротора вентилятора и вблизи них. Изобретение направлено на расширение диапазонов работы двигателя без запирания потока, а также на уменьшение массы и фронтальной поверхности на входе вентилятора двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Труба выпуска газов из турбореактивного двигателя содержит центральный корпус, первичный и вторичный обтекатели. Первичный кольцеобразный обтекатель охватывает коаксиально центральный корпус, формируя совместно с ним первичный кольцеобразный канал. Вторичный обтекатель охватывает коаксиально первичный обтекатель, формируя совместно с ним вторичный кольцеобразный канал, расположенный коаксиально по отношению к первичному каналу. Вторичный обтекатель состоит из неподвижной и подвижной частей, причем в результате перемещения подвижной части изменяется сечение трубы в месте истечения из нее газов и/или в месте расположения в ней горловины. На неподвижной части вторичного обтекателя предусмотрено множество выступов, продолжающих в продольном направлении ее заднюю кромку. Подвижная часть вторичного обтекателя содержит на своей наружной поверхности множество углублений, форма которых дополняет собой выступы неподвижной части. Другое изобретение группы относится к двухконтурному газотурбинному двигателю, содержащему указанную выше трубу. Изобретения позволяют повысить аэродинамические характеристики гондолы газотурбинного двигателя, а также снизить акустические излучения трубы выпуска газов. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Турбореактивный двигатель содержит корпус высокого давления; по меньшей мере, один задний подшипник и генератор электрического тока. Корпус высокого давления содержит компрессор высокого давления, размещенный вдоль оси X. Компрессор высокого давления содержит ротор и картер. Указанный подшипник размещен между картером и ротором компрессора высокого давления. Генератор электрического тока расположен соосно с корпусом и содержит катушку индуктивности, жестко соединенную с ротором компрессора высокого давления в процессе вращения. Якорь жестко соединен с картером. Генератор электрического тока расположен перед указанным задним подшипником в направлении воздушного потока. Генератор электрического тока включает в себя, по меньшей мере, первый контур охлаждения, проходящий вокруг указанного якоря, и выходящий после охлаждения ниже по потоку смазочный жиклер заднего подшипника. 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Воздухозаборник для капота турбореактивного двигателя с всасывающим патрубком спереди содержит верхнюю часть, нижнюю часть, внутреннюю (ближнюю к фюзеляжу самолета) боковую сторону (115int) и внешнюю боковую сторону (115ext), определяющие переднюю кромку (115) между внешней стенкой (111) капота и внутренней стенкой (113), образующей канал питания турбореактивного двигателя воздухом. Передняя кромка внешней боковой стенки (115ext) находится сзади по отношению к передней кромке внутренней боковой стороны (115int). Двухконтурный турбореактивный двигатель может оснащаться таким воздухозаборником. Изобретение позволяет уменьшить шум, воспринимаемый в кабине летательного аппарата, путем переноса конуса шума к внешней стороне. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Двухконтурный газотурбинный двигатель для воздушного судна содержит полую гондолу с продольной осью, снабженную спереди впуском для воздуха, а сзади - выпуском для воздуха, центральный генератор горячего потока, расположенный в осевом направлении в гондоле, вентилятор и предварительный охладитель. Вентилятор расположен в осевом направлении в гондоле перед центральным генератором и выполнен с возможностью генерирования холодного потока для газотурбинного двигателя. Внутри гондолы расположен наружный обтекатель, а внутренний обтекатель окружает центральный генератор. Наружный и внутренний обтекатели ограничивают между ними канал вентилятора кольцевого поперечного сечения для холодного потока. Внутренний обтекатель с центральным генератором ограничивают промежуточную камеру кольцевого поперечного сечения, окружающую центральный генератор и используемую для циркуляции потока холодного воздуха, посредством которого можно регулировать температуру центрального генератора. Предварительный охладитель содержит впуск для потока горячего воздуха, отбираемого из центрального генератора, и выпуск для потока горячего воздуха, охлаждаемого с использованием холодного потока. Предварительный охладитель расположен внутри, по меньшей мере, участка задней части внутреннего обтекателя с той же стороны, что и промежуточная камера, и вокруг продольной оси. Предварительный охладитель находится в тепловом контакте с задней частью внутреннего обтекателя так, чтобы он охлаждался холодным потоком, выдуваемым на заднюю часть внутреннего обтекателя. Изобретение направлено на снижение аэродинамических возмущений в канале вентилятора и позволяет осуществлять прямое использование холодного воздуха, отбираемого из канала вентилятора и выдуваемого на заднюю часть внутреннего обтекателя. 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

Газотурбинный двигатель содержит промежуточный узел (14), предназначенный для размещения в осевом направлении между его первым и вторым узлами. Первым и вторым узлами могут быть соответственно компрессор низкого давления и компрессор высокого давления или турбина высокого давления и турбина низкого давления. Промежуточный узел включает кольцевой газовый канал (5с), проходящий вокруг центральной осевой линии (18) промежуточного узла (14). Промежуточный узел выполнен с возможностью направления газового потока от газового канала в первом узле к газовому каналу во втором узле. Вход (19) кольцевого газового канала (5с) промежуточного узла значительно смещен в радиальном направлении по отношению к его выходу (20). В кольцевом газовом канале (5с) промежуточного узла установлен, по меньшей мере, один направляющий элемент (28, 29) с возможностью направления газового потока. Направляющий элемент имеет форму кольцевого направляющего элемента и проходит в непосредственной близости от изогнутого участка стенки, формирующей кольцевой газовый канал. Изобретение позволяет уменьшить потери в промежуточном кольцевом канале и увеличить радиальное смещение его выхода относительно входа. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Турбовентиляторный реактивный двигатель содержит внешний воздухопровод (24) вентилятора, внутренний воздухопровод (23) вентилятора, вспомогательные устройства для подачи текучей среды, расположенные снаружи внешнего воздухопровода (24) вентилятора, вспомогательные системы подачи текучей среды, расположенные внутри внутреннего воздухопровода (23) вентилятора. По меньшей мере, одна съемная модульная лопасть (25), образующая соединение между указанными вспомогательными устройствами, установлена между внешним воздухопроводом (24) вентилятора и внутренним воздухопроводом (23) вентилятора. Внутренний воздухопровод (23) вентилятора содержит панели и продольные пластины для поддержания панелей. По меньшей мере, одна продольная пластина для поддержания панелей содержит опорную плиту для размещения съемной модульной лопасти (25). Изобретение обеспечивает легкость монтажа и демонтажа. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

Способ ослабления шума реактивной струи турбовентиляторного двигателя заключается в выполнении выемок, предназначенных для ослабления шума реактивной струи турбовентиляторного двигателя, по периферии выпускного отверстия, по меньшей мере, для одного из горячего и холодного потоков турбовентиляторного двигателя. Выемки выполняют глухими и вырезают их в одной из сходящихся кольцевых поверхностей, образующих выпускное отверстие, без прорезания в другую из сходящихся кольцевых поверхностей. Другое изобретение группы относится к турбовентиляторному двигателю, выполненному в соответствии с указанным выше способом. Изобретения позволяют обеспечить ослабление шума реактивной струи турбовентиляторного двигателя и уменьшить при этом аэродинамическое сопротивление средств, обеспечивающих глушение шума. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

Двухконтурный газотурбинный двигатель для воздушного судна содержит полую гондолу с продольной осью, снабженную спереди впуском для воздуха и сзади - выпуском для воздуха. Центральный генератор горячего потока расположен в осевом направлении в гондоле, перед ним расположен вентилятор, выполненный с возможностью генерирования холодного потока для газотурбинного двигателя. Внутри гондолы расположены наружный и внутренний обтекатели и обтекатель, окружающий центральный генератор. Наружный и внутренний обтекатели ограничивают между собой канал вентилятора кольцевого поперечного сечения для холодного потока. Внутренний обтекатель с центральным генератором ограничивают промежуточную камеру кольцевого поперечного сечения, окружающую центральный генератор и выполненную, по меньшей мере, с одним задним отверстием на периферии горячего потока. Предварительный охладитель содержит впуск для потока горячего воздуха, отбираемого из центрального генератора, и выпуск для потока охлажденного горячего воздуха, образуемого с использованием холодного потока. Предварительный охладитель расположен внутри промежуточной камеры в тепловом контакте с задней частью внутреннего обтекателя, образуя промежуточный канал между предварительным охладителем и центральным генератором. Перед предварительным охладителем предусмотрен, по меньшей мере, один воздухозаборник, проходящий через внутренний обтекатель и отбирающий из холодного потока - поток охлаждающего воздуха, способный, по меньшей мере частично, охладить поток горячего воздуха, поступающий в предварительный охладитель. Изобретение позволяет избежать аэродинамических возмущений в канале вентилятора и недостатков, обусловленных выпуском нагретого холодного воздуха. 9 з.п. ф-лы, 11 ил.

Газотурбинный двигатель летательного аппарата содержит воздухозаборник (2), снабженный цилиндрической внутренней стенкой, и вентилятор (3), снабжаемый воздухом посредством упомянутого воздухозаборника и заключенный в цилиндрическом корпусе. Цилиндрическая внутренняя стенка воздухозаборника и корпус вентилятора образуют единый цилиндрический компонент (30), изготовленный из композиционного материала, состоящего из смолы и волокнистого наполнителя. Композиционный материал может быть основан на углеродном волокне. Цилиндрический компонент присоединен с помощью фланца (32) и болтов к внешнему капоту (22) канала (23) вентилятора. Задний конец (30R) цилиндрического компонента (30) является однородным. Фланец (32) прикреплен и зафиксирован на заднем конце (30R). Изобретение позволяет устранить расслоение композиционного материала. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Способ снижения шумовой эмиссии в задней части двухконтурного газотурбинного двигателя для летательного аппарата заключается в том, что сначала определяют критическую зону канала вентилятора, начинающуюся в горловине сопла и проходящую вперед, в которой любое возможное изменение геометрии указанного канала вентилятора и, следовательно, внутренней трубчатой поверхности задней части покрытия акустического ослабления, нанесенного на внутренней части внешнего обтекателя вентилятора, невозможно без изменения параметров указанного сопла. В конвергентной зоне передней части покрытия акустического ослабления внутреннюю трубчатую поверхность изменяют в направлении постепенного увеличения толщины указанного покрытия в направлении указанной задней части покрытия. Постепенное изменение толщины внутренней трубчатой поверхности непрерывной задней части покрытия продолжают до образования в последней зоны с увеличенной толщиной. Задний конец зоны с увеличенной толщиной соединяют с передним концом критической зоны посредством внутренней трубчатой поверхности с изогнутым профилем. Другое изобретение группы относится к двухконтурному газотурбинному двигателю, включающему покрытие акустического ослабления с кольцевым сечением, нанесенное на внутренней части внешнего обтекателя вентилятора и содержащее изогнутый профиль. Изогнутый профиль расположен между зоной с увеличенной толщиной, в которой толщина указанного покрытия, по меньшей мере, приблизительно равна толщине передней части покрытия, и критической зоной сопла. Изобретения позволяют увеличить степень ослабления шума в задней части двухконтурного газотурбинного двигателя без существенного ухудшения его работы. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Винтовентиляторный авиационный двигатель содержит турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и двухступенчатый винтовентилятор. Одна ступень винтовентилятора соединена с компрессором через магнитную муфту, а другая ступень винтовентилятора соединена с первой ступенью через реверсивный редуктор. Магнитная муфта содержит полумуфту, установленную в компрессоре, например, на его рабочих лопатках, и ведомую полумуфту, установленную на корпусе турбокомпрессора. Ступени винтовентилятора размещены внутри обтекателя. Изобретение направлено на повышение КПД и надежности авиационного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель содержит турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и винтовентилятор. Винтовентилятор соединен с турбиной через магнитную муфту. Магнитная муфта содержит ведущую полумуфту, установленную в турбине, например, на ее рабочих лопатках, и ведомую полумуфту, установленную на корпусе турбокомпрессора. Турбокомпрессор выполнен двухкаскадным с возможностью вращения каскадов в противоположные стороны. Винтовентилятор выполнен двухступенчатым и содержит переднюю и заднюю ступени, расположенные с возможностью вращения в противоположные стороны. Изобретение направлено на повышение КПД и надежности авиационного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель содержит турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и винтовентилятор. Винтовентилятор соединен с компрессором через магнитную муфту, которая содержит ведомую полумуфту, установленную в компрессоре, например, на его рабочих лопатках и ведомую полумуфту, установленную на корпусе турбокомпрессора. Компрессор выполнен двухкаскадным с возможностью вращения каскадов в противоположные стороны. Винтовентилятор выполнен двухступенчатым и содержит переднюю и заднюю ступени, выполненные с возможностью вращения в противоположные стороны. Ступени винтовентилятора размещены внутри обтекателя. Изобретение направлено на повышение КПД и надежности авиационного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Трехкорпусной двухконтурный турбореактивный двигатель с высокой степенью двухконтурности содержит в передней части промежуточного картера, снабженного наружной профильной решеткой в контуре вторичного потока и внутренней профильной решеткой в контуре первичного потока, передний вентилятор и задний вентилятор. Лопатки вентиляторов направлены радиально наружу и доходят до картера вентилятора, который ограничивает снаружи контур вторичного потока. Двигатель также содержит компрессор низкого давления, предназначенный для сжатия воздуха, поступающего в канал первичного потока. Передний и задний вентиляторы приводятся во вращение непосредственно и раздельно при помощи двух коаксиальных валов. Лопатки заднего вентилятора расположены в контуре вторичного потока, начиная от диска, соединенного со своим приводным валом через заднее колесо подвижных лопаток компрессора низкого давления. Компрессор низкого давления дополнительно содержит, по меньшей мере, одно переднее колесо подвижных лопаток, вращаемое приводным валом переднего вентилятора, и наружный статор, в отверстии которого установлены решетки неподвижных лопаток, вставленные между колесами подвижных лопаток. Наружный статор установлен на картере вентилятора через второй промежуточный картер, содержащий вторую наружную профильную решетку в контуре вторичного потока между лопатками переднего вентилятора и лопатками заднего вентилятора и вторую внутреннюю профильную решетку в контуре первичного потока. В первом промежуточном картере установлен вал вращения заднего вентилятора на осевом упорном подшипнике и приводной вал переднего вентилятора на межвальном подшипнике. Между промежуточным картером и валами установлены дополнительные подшипники. Изобретение уменьшает длину турбины и ее массу. 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель содержит вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления, смеситель и общие для обоих контуров форсажную камеру и сопло. За первой ступенью компрессора высокого давления, обеспечивающей на взлетном режиме степень повышения полного давления не более _Iст ^*=1,4 1,5, выполнен постоянно открытый кольцевой канал со спрямляющей решеткой, через который на всех режимах работы двигателя осуществляется перепуск части воздуха из-за ступени в спутный поток воздуха наружного контура за вентилятором. Изобретение повышает степень двухконтурности двигателя и повышает его экономичность на бесфорсажных режимах работы. 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может использоваться при конструировании обтекателей втулок роторов винтовентиляторов двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД) с реверсированием тяги поворотом лопастей винтовентилятора. Обтекатель втулки ротора винтовентилятора ТРДД содержит выступы на внешней поверхности под каждой лопастью, отделенные от лопастей минимально возможным зазором. Обтекатель имеет втулки для размещения цапф лопастей с возможностью их поворота при изменении режима работы винтовентилятора с прямой тяги на обратную и наоборот. Выступы выполнены по форме корневого сечения лопасти и расположены под передней и хвостовой частями корневого сечения каждой лопасти, установленной для работы на режиме прямой тяги. Высота выступов ограничена плоскостью, перпендикулярной оси втулки для цапфы и проходящей через точку на внешней поверхности обтекателя втулки ротора, расположенную сзади лопасти в плоскости осей втулки цапфы и ротора винтовентилятора и удаленную от оси втулки цапфы на такое же расстояние, как и задняя кромка выступа под хвостовой частью профиля лопасти. Технический результат реализации изобретения заключается в уменьшении перетекания воздуха с поверхности лопасти с повышенным давлением на поверхность с пониженным давлением. 4 ил.

Двухвальный газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления с силовым разделительным корпусом и компрессор высокого давления с поворотным входным направляющим аппаратом и с ротором, установленным на подшипнике со стороны первого рабочего колеса компрессора высокого давления. На выходе из разделительного корпуса, на его втулке, выполнена конусная поверхность, обращенная к проточной части компрессора высокого давления и образующая с передним козырьком кольца внутреннего входного направляющего аппарата компрессора высокого давления щелевую полость, соединенную на выходе через межлабиринтную полость и через лабиринтные уплотнения с масляной полостью и с промежуточной полостью на входе в первое рабочее колесо компрессора высокого давления. Угол образующей конуса конусной поверхности втулки силового разделительного корпуса равен 10...40°. Отношение высоты лопатки поворотного входного направляющего аппарата компрессора высокого давления по ее входной кромке к высоте щелевой полости между конусной поверхностью втулки силового разделительного корпуса и козырьком внутреннего кольца поворотного направляющего аппарата компрессора высокого давления составляет 30...70. Изобретение позволяет повысить надежность двухвального газотурбинного двигателя за счет повышения ресурса уплотнения масляной опоры переднего подшипника компрессора высокого давления при одновременном исключении утечек масла из масляной опоры, а также за счет повышения газодинамической устойчивости компрессора. 2 ил.