({{?}}к*) по мере совершенствования газотурбинного двигателя возрастает: в 
первых турбореактивных двигателях {{?}}к* была равна 4—5, в турбореактивных 
двухконтурных двигателях и турбовинтовых двигателях 80х гг. она достигает 
30—40.
Для реализации термодинамического цикла с постоянным давлением в камере 
сгорания в авиационном газотурбинном двигателе используются только лопаточные К.
 (см. Лопаточные машины). Повышение давления в К. происходит в результате 
преобразования механической энергии, подводимой к валу К. от турбины, в 
потенциальную энергию воздуха. Во всех типах лопаточных К. передача 
механической энергии привода воздуху в соответствии с Эйлера формулой 
реализуется в роторе путём воздействия на поток аэродинамических сил, 
возникающих при обтекании лопаток рабочих колёс; при этом увеличивается и 
кинетическая и потенциальная энергия воздуха. В неподвижных элементах К. — 
направляющих аппаратах компрессора или диффузорах — часть кинетической энергии 
преобразуется в потенциальную.
К. газотурбинного двигателя состоит, как правило, из несколько последовательно 
расположенных ступеней (см. Ступень компрессора, турбины); по форме средней 
поверхности тока в них различают осевые (ОК), центробежные (ЦК), диагональные 
(ДК) и комбинированные, состоящие из ступеней разных типов (осецентробежные — 
ОЦК, оседиагональные). Форма поверхности тока определяет особенности 
преобразования энергии в рабочем колесе: в ОК работа сжатия примерно равна 
изменению кинетической энергии в относительном движении; в ЦК повышение 
давления в большей степени происходит вследствие изменения кинетической энергии 
в переносном движении, равного работе центробежных сил. Увеличение радиуса 
средней поверхности тока в ЦК и ДК увеличивает работу, передаваемую воздуху: 
при одинаковой окружной скорости на внешнем диаметре рабочего колеса работа 
ступени ЦК в 2—3 раза превышает работу осевой ступени.
При высоких {{?к*}} К. обычно делится на несколько последовательных, 
механически не связанных каскадов (групп ступеней), каждый из которых 
приводится отдельной турбиной; используются одно-, двух- и трёхкаскадные К. 
Первая (по потоку) группа ступеней называется К. низкого давления (КНД), К. 
газогенератора — К. высокого давления; средний каскад К. трехкаскадного 
двигателя — К. среднего давления. КНД двухконтурного турбореактивного двигателя 
состоит из вентилятора и (в некоторых случаях) подпорных ступеней, 
устанавливаемых во внутреннем контуре. В авиационном газотурбинном двигателе 
КНД составляется из осевых ступеней. ОК позволяет получить производительность 
до 200 кг/с с 1 м2 лобовой площади на входе в первое рабочее колесо. 
Политропический коэффициент полезного действия может превышать 90% (см. 
Коэффициент полезного действия компрессора, турбины).
Число ступеней ОК авиационного газотурбинного двигателя достигает 17; с конца 
70х гг., несмотря на рост {{?}}к* число ступеней в ОК вновь создаваемых 
двигателей уменьшается — средняя удельная работа на ступень увеличивается с 
20—25 до 40—60 кДж*с/кг, главным образом за счёт увеличения окружной скорости 
до 500 м/с и более.
В каждом каскаде ОК (рис. 1) рабочие колёса жёстко связаны друг с другом 
сваркой, болтовыми соединениями, торцовыми шлицами или стяжным болтом. Наиболее 
распространённая конструкция ротора барабанно-дисковая. Лопатки рабочих колёс 
крепятся в ободе диска с помощью замков преимущественно типа «ласточкин хвост» 
или набираются в кольцевой паз на ободе диска. Лопатки направляющих аппаратов 
крепятся в кольце, устанавливаемом в наружном корпусе К., и либо выполняются 
консольными, либо объединяются по внутреннему диаметру кольцом, на котором 
укреплена уплотнительная обечайка, покрытая истираемым материалом, или сотовая. 
На соответствующем участке поверхности ротора выполняются в этом случае 
несколько кольцевых гребешков, образующих лабиринтное уплотнение, 
предотвращающее перетекание воздуха из области за направляющим аппаратом на 
вход в него.
Центробежный К. (рис. 2) состоит из входного направляющего аппарата, рабочего 
колеса (РК), безлопаточного и лопаточного диффузора и радиально-осевого канала 
со спрямляющим аппаратом. В авиационных конструкциях используются 
преимущественно полуоткрытые РК, представляющие собой диск с выполненными за 
одно с ним лопатками. В РК поток отклоняется в тангенциальном и радиальном 
направлениях. На выходном участке лопатки выполняются либо радиальными, либо 
загнутыми назад («реактивное» колесо). Только в ЦК первых турбореактивных 
двигателей использовались «активные» колёса с лопатками, загнутыми на выходном 
участке в направлении вращения. Наиболее высокий коэффициент полезного действия 
и благоприятную форму характеристики имеют ЦК с реактивными колёсами, ЦК бывают 
двухступенчатыми или их комбинируют с осевыми ступенями. Степень повышения 
давления в ЦК зависит в основном от окружной скорости u2 на внешнем диаметре РК 
и отношения D2/D1 и достигает в первых ступенях 6—8, во второй и последней 
ступенях ОЦК — 3—4. Политропический коэффициент полезного действия 83—86% и 
существенно зависит от степени повышения давления и размеров К.
Конструкция ДК аналогична конструкции ЦК. Степень повышения давления в ДК также 
определяется значением u2, отношением D2/D1 и углом выхода потока из рабочего 
колеса и достигает {{?}}к*  =  3—5 при политропическом коэффициенте полезного 
действия 85—87%; на коэффициент полезного действия значительно влияют диаметр 
компрессора и зазор между лопатками РК и корпусом, зависящий от жёсткости 
конструкции и тепловых деформаций.
Лит.: Нечаев Ю. Н., Федоров Р. М., Теория авиационных газотурбинных двигателей, 
ч. 1, М., 1977; Холщевников К. В., Елин О. Н., Митрохин В. Г., Теория и расчет 
авиационных лопаточных машин, М., 2 изд., 1986.