Изобретение относится к двигателестроению, к авиационным,газотурбинным двигателям ГТД, в авиастроении, судостроении,  может найти применение  на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.
Конструкция газотурбинного двигателя представленная на чертежах фиг 1-10.

Газотурбинный двигатель (ГТД) содержит входное устройство 1, с входным обтекателем 2, компрессор 3, камеру сгорания 4, турбину 5, выхлопное устройство 6, выходной обтекатель 7, валы 8 и 9, опоры 10 и 11.
Компрессор 3 содержит корпус 12, по меньшей мере, одну ступень 13, которая в свою очередь, направляющий аппарат 14 и рабочие лопатки 15 и диски 16.
Турбина 5 также содержит корпус 17 , по меньшей мере, одну ступень 18. На фиг. 1 приведена турбина 5 с тремя ступенями 18, каждая из которых, в свою очередь, содержит сопловой аппарат 19 и рабочие лопатки 20 и диски 21.

Кроме того, компрессор 3 и / или/ турбина 5 содержит средства регулирования радиального зазора 22. Средства регулирования радиального зазора 22 для компрессора 3 и турбины 5 выполнены одинаковыми по конструкции (фиг 2 и 3).
Средства регулирования радиального зазора 22 для компрессора 3 (фиг.2) со-держит кольцевую вставку 23 из полупроводникового материала, установленную внутри корпуса 12 над рабочими лопатками 15.

Средства регулирования радиального зазора 22 для турбины 5 (фиг.3) содержит установленную кольцевую вставку 24 , установленную внутри корпуса 17 над рабочими лопатками 20. Кольцевая вставка 23 или 24 выполнена из материала «с памятью формы», например, нитинола. При максимально возможной температуре корпуса 12 (или 17) ему придавна максимальная толщина. При охлажнении материал «с памятью формы принимает прежнюю форму .

Средства регулирования радиального зазора 22 могут быть установлены и на компрессоре 3 и на турбине 5 одновременно.
На фиг. 4 приведена схема образования радиального зазора δ1 на крейсерском режиме, а на фиг. 5 показано изменение радиальных зазоров δ2 в ГТД на режиме форсирования Сравнение показывает, что радиальный зазор δ2 всегда меньше чем радиальный зазор δ1.

Возможно нанесение на внутренней поверхности вставок 23 и 36 мягкого покрытия 25 (фиг. 6) или сотового уплотнения 26 (фиг. 7). Применение мягкого покрытия 25 и сотового уплотнения 26 возможно как в компрессоре 3, так и в турбине 5.
Работа ГТД осуществляется следующим образом.
При резком изменении режима работы газотурбинного двигателя, например, при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной 5 возрастает, частота вращения валов 8 и 9 ГТД также возрастает, степень сжатия воздуха в компрессоре 3 увеличивается, температура воздуха в компрессоре 3 увеличивается. На крейсерском режиме радиальный зазор δ1, а на форсажном режиме радиальные зазоры δ2 из-менялись бы как это указано на фиг. 7 в сторону уменьшения , т.е. зазоры компенсируя резкое увеличение диаметра корпуса D2. Это получается за счет того, что высота вставки 23 в компрессоре 3 (или 24 в турбине 5) увеличивается.
Применение изобретения позволило:
1. Обеспечить эффективное регулирование радиальных зазоров как в компрессоре, так и в турбине газотурбинного двигателя на двух режимах, особенно на режимах форсирования тяги.
2. Обеспечить увеличение взлетной тяги и тяги двигателя на форсажных режимах.
3. Обеспечить взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД.
4. Практически мгновенно переводить режим работы ГТД с крейсерского на форсажный режим.

Автор статьи Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович