GAS-TURBINE ENGINE COMPRESSOR

FIELD: machine building.SUBSTANCE: gas-turbine engine compressor comprises blades with variable stagger angle including a vane connected to a support by a ring circuit plate (17) and held when rotating in the casing (14) hole. The blade plate comprises at least one notch (60) to tap air to the compressor flow which is aimed to be connected to the casing hole (62) to remove the tapped air when the blades are in the first position and which is blocked by the casing when the blades are in the second position. The tapped air flow depends on the blades' angle. The gas-turbine engine can be made as a turbojet, turboprop aviation engine, turboengine of a helicopter or a industrial vehicle.EFFECT: required compressor stall margin is provided along with no engine performance degradation in other working modes.12 cl, 10 dwg Компрессор газотурбинного двигателя содержит лопатки с изменяемым углом установки, содержащие лопасть, связанную посредством пластины (17) кольцевого контура с опорой, удерживаемую при повороте в отверстии кожуха (14). Пластина лопатки содержит, по меньшей мере, один вырез (60) для отбора воздуха в поток компрессора, предназначенный для сообщения с отверстием (62) кожуха для удаления отобранного воздуха, когда лопатки находятся в первом положении, и перекрываемый этим кожухом, когда лопатки находятся во втором положении. Расход отбираемого воздуха зависит от угла установки лопаток. Газотурбинный двигатель может быть выполнен как турбореактивный, турбовинтовой авиационный двигатель, турбодвигатель вертолета или промышленной машины. Обеспечивается необходимый запас устойчивости по помпажу компрессора без ухудшения характеристик двигателя на других режимах работы. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 10 ил.