Газотурбінний двигун (ГТД) — тепловий двигун, в якому газ стискається і нагрівається, а потім енергія стисненого і нагрітого газу перетворюється  у механічну роботу на валу газової турбіни.

На відміну від поршневого двигуна, в ГТД процеси відбуваються в потоці рухомого газу.

Стиснуте атмосферне повітря з компресора надходить в камеру згоряння, куди також подається паливо, яке, згоряючи, утворює велику кількість газоподібних продуктів згоряння під високим тиском. Потім в газовій турбіні енергія тиску продуктів згоряння перетвориться на механічну роботу за рахунок обертання лопаток, частина якої витрачається на стиснення повітря в компресорі. Інша частина роботи передається на привідний агрегат. Робота, споживана цим агрегатом, і вважається корисною роботою двигуна. Газотурбінні двигуни мають найбільшу питому потужність серед ДВЗ, до 6 кВт/кг.

Як паливо може використовуватися будь-яке пальне, яке можна диспергувати: бензин, гас, дизельне паливо, мазут, природний газ, суднове паливо, водяний газ, спирт і подрібнене вугілля.

Основні принципи роботи Одну з найпростіших конструкцій газотурбінного двигуна, для розуміння його роботи, можна уявити як вал, на якому розміщено два диски з лопатками, перший диск - компресора, другий - турбіни, в проміжку між ними встановлено камеру згоряння.

Принцип роботи газотурбінного двигуна: всмоктування і стиснення повітря в лопатковому компресорі, подача його в камеру згоряння; змішування стисненого повітря з паливом для утворення паливно-повітряної суміші (ППС) і згоряння цієї суміші; розширення газів через їхнє нагрівання при згорянні паливо-повітряної суміші, що формує вектор тиску газу, спрямований в бік найменшого опору (в напрямку лопаток турбіни), передача енергії (тиску) газу лопатками турбіни на диск або вал, в якому ці лопатки закріплено; приведення до обертання диска турбіни і, внаслідок цього, передача крутного моменту по валу з диска турбіни на диск компресора. Збільшення кількості палива, що подається (додавання «газу») викликає генерування більшої кількості газів високого тиску, що, в свою чергу, веде до збільшення числа обертів турбіни і диска(ів) компресора і, внаслідок цього, збільшення кількості повітря, яке нагнітається, і його тиску, що дозволяє подати в камеру згоряння і спалити більше палива. Кількість паливо-повітряної суміші залежить безпосередньо від кількості повітря, поданого в камеру згоряння. Збільшення кількості ППС приведе до збільшення тиску в камері згоряння і температури газів на виході з камери згоряння і, внаслідок цього, дозволить створити велику енергію газів, які викидаються, спрямовану для обертання турбіни і підвищення реактивної сили.

Як і у всіх циклічних теплових двигунах, чим вища температура згоряння, тим вищий паливний коефіцієнт корисної дії (якщо точніше, чим вища різниця між «нагрівачем» і «охолоджувачем»). Стримувальним фактором є здатність сталі, нікелю, кераміки або інших матеріалів, з яких складається двигун, витримувати температуру і тиск. Значна частина інженерних розробок спрямована на те, щоб відводити тепло від частин турбіни. Більшість турбін також намагається рекуперувати тепло вихлопних газів, яке, в іншому випадку, втрачається даремно. Рекуператори - це теплообмінники, які передають тепло вихлопних газів стисненому повітрю перед згорянням. При комбінованому циклі тепло передається системам парових турбін. І при комбінованому виробництві тепла та електроенергії (когенерація) відпрацьоване тепло використовується для виробництва гарячої води.

Чим менший двигун, тим вищою повинна бути частота обертання валу(ів), необхідна для підтримки максимальної лінійної швидкості лопаток, позаяк довжина кола (шлях, який проходять лопатки за один оберт), прямо залежить від радіуса ротора. Максимальна швидкість турбінних лопаток визначає максимальний тиск, який може бути досягнуто, що приводить до отримання максимальної потужності, незалежно від розміру двигуна. Реактивний двигун обертається з частотою близько 10000 об/хв і мікротурбіна - з частотою близько 100000 об/хв.Принцип работы -Микротурбины Capstone -Оборудование . www.bpcenergy.ru. Проверено 1 сентября 2016.Большая тайна маленьких турбин . www.rcdesign.ru. Проверено 1 сентября 2016.

Для подальшого розвитку авіаційних і газотурбінних двигунів раціонально застосовувати нові розробки в області високоміцних і жаротривких матеріалів для можливості підвищення температури і тиску. Застосування нових типів камер згоряння, систем охолодження, зменшення числа і маси деталей і двигуна в цілому, можливими також є застосування альтернативних видів палива і зміна самого уявлення про конструкцію двигуна.

Газотурбінна установка (ГТУ) із замкнутим циклом У ГТУ із замкнутим циклом робочий газ циркулює без контакту з навколишнім середовищем. Нагрівання (перед турбіною) і охолодження (перед компресором) газу проводиться в теплообмінниках. Така система дозволяє використовувати будь-яке джерело тепла (наприклад, газоохолоджуваний ядерний реактор). Якщо як джерело тепла використовується згоряння палива, то такий пристрій називають двигуном зовнішнього згоряння. На практиці ГТУ із замкнутим циклом використовуються рідко.

Газотурбінна установка (ГТУ) з зовнішнім згорянням Більшість ГТУ є двигунами внутрішнього згоряння, але також можливо побудувати ГТУ зовнішнього згоряння, яка, фактично, є газотурбінною версією теплового двигуна.

При зовнішньому згорянні як паливо використовується пилоподібне вугілля або дрібнотовчена біомаса (наприклад, тирса). Зовнішнє спалювання газу використовується як безпосередньо, так і опосередковано. У прямій системі крізь турбіну проходять продукти згоряння. У непрямій системі використовується теплообмінник, і через турбіну проходить чисте повітря. Тепловий ККД нижче в системі зовнішнього згоряння непрямого типу, проте лопаті не зазнають дії продуктів згоряння.

Одновальні та багатовальні газотурбінні двигуни Найпростіший газотурбінний двигун має тільки один вал, куди встановлюється турбіна яка приводить в обертання компресор і одночасно є джерелом корисної потужності. Це накладає обмеження на режими роботи двигуна.

Іноді двигун виконується багатовальним. В цьому випадку є кілька турбін, які стоять послідовно, кожна з яких працює на свій вал. Турбіна високого тиску (перша після камери згоряння) завжди приводить в рух компресор двигуна, а наступні можуть призводити як зовнішнє навантаження (гвинти вертольота або корабля, потужні електрогенератори тощо), так і додаткові каскади компресора самого двигуна, розташовані перед основним. Розбиття компресора на каскади (каскад низького тиску, каскад високого тиску - КНТ і КВТ відповідно, іноді між ними поміщається каскад середнього тиску, КСТ, як, наприклад, в двигуні НК-32 літака Ту-160) дозволяє уникнути помпажа на часткових режимах.

Також перевага багатовального двигуна в тому, що кожна турбіна працює при оптимальній швидкості обертання і навантаження. При навантаженні, що приводиться від вала одновального двигуна, була б дуже погана прийомистість двигуна, тобто здатність до швидкої розкрутки, бо турбіні потрібно поставляти потужність і для забезпечення двигуна великою кількістю повітря (потужність обмежується кількістю повітря), і для розгону навантаження. При двовальній схемі легкий ротор високого тиску швидко виходить на режим, забезпечуючи двигун повітрям, а турбіну низького тиску великою кількістю газів для розгону. Також є можливість використовувати менш потужний стартер для розгону при пуску тільки ротора високого тиску.

Система запуску Для запуску ГТД потрібно розкрутити його ротор до певних оборотів, щоб компресор почав подавати достатню кількість повітря (на відміну від об'ємних компресорів, подача інерційних (динамічних) компресорів квадратично залежить від частоти обертання і тому на малих обертах практично відсутня), і підпалити паливо, яке подається в камеру згоряння. З другим завданням справляються свічки запалювання, часто встановлені на спеціальних пускових форсунках, а розкрутка виконується стартером тієї чи іншої конструкції: електростартер, часто є стартер-генератором, тобто після запуска перемикається у режим генератора постійного струму з напругою 27 вольт. Такі, наприклад, ГС-24 допоміжного двигуна ТА-6Б або СТГ-18 турбогвинтового двигуна АІ-24 літака Ан-24; повітряний турбостартер (ПТС) — невелика повітряна турбіна, яка отримує повітря від системи відбору (від ДСУ або сусіднього працюючого двигуна) або наземної установки повітряного запуску (УПЗ). Такі стартери стоять на двигунах Д-30КП літака Іл-76, ТВ3-117 вертольотів Мі-8 та Мі-24 і багато інших; турбостартер (ТС) — невеликий турбовальний двигун, розрахований тільки на розкрутку ротора основного двигуна, на якому і встановлений. Такі стартери стоять, наприклад, на двигуні АІ-25ТЛ навчально-тренувального літака L-39 та НК-12МВ дальнього бомбардувальника Ту-95. Сам ТС має електрозапуск.Авиационный турбовинтовой двигатель НК-12МВ серии 4. Книга I. Техническое описание. Москва, «Машиностроение», 1966

Типи газотурбінних двигунів

Турбореактивний двигун

У польоті потік повітря гальмується у вхідному пристрої перед компресором, в результаті чого його температура і тиск підвищується. На землі у вхідному пристрої повітря прискорюється, його температура і тиск знижуються.

Проходячи через компресор, повітря стискається, його тиск підвищується в 10-45 разів, зростає його температура. Компресори газотурбінних двигунів діляться на осьові і відцентрові. У наші дні в двигунах найпоширеніші багатоступінчасті осьові компресори. Відцентрові компресори, як правило, застосовуються в малогабаритних силових установках.

Далі стиснене повітря потрапляє в камеру згоряння, в так звані жарові труби, або в кільцеву камеру згоряння, яка не складається з окремих труб, а є цілісним кільцевим елементом. У наші дні кільцеві камери згоряння є найпоширенішими. Трубчасті камери згоряння використовуються набагато рідше, в основному на військових літаках. Повітря на вході в камеру згоряння розділяється на первинне, вторинне і третинне. Первинне повітря надходить в камеру згоряння через спеціальне вікно в передній частині, по центру якого розташований фланець кріплення форсунки, і бере участь безпосередньо в окисленні (згорянні) палива (формуванні паливо-повітряної суміші). Вторинне повітря надходить в камеру згоряння крізь отвори в стінках жарової труби, охолоджуючи, надаючи форму факела і не беручи участь в горінні. Третинне повітря подається в камеру згоряння вже на виході з неї, для вирівнювання поля температур. При роботі двигуна в передній частині жарової труби завжди обертається вихор розпеченого газу (що обумовлено спеціальною формою передньої частини жарової труби), постійно підпалює паливо-повітряну суміш, яка формується, відбувається згорання палива (гасу, газу), що надходить через форсунки у пароподібному стані.

Газоповітряна суміш розширюється і частина її енергії перетворюється у турбіні через робочі лопатки в механічну енергію обертання основного валу. Ця енергія витрачається, в першу чергу, на роботу компресора, а також використовується для приводу агрегатів двигуна (паливних підкачувальних насосів, масляних насосів тощо) і приводу електрогенераторів, що забезпечують енергією різні бортові системи.

Основна частина енергії газоповітряної суміші, яка розширюється йде на прискорення газового потоку в соплі і створення реактивної тяги.

Чим вище температура згоряння, тим вище ККД двигуна. Для попередження руйнування деталей двигуна для їх виготовлення використовують жароміцні сплави і термобар'єрне покриття. А також застосовується система охолодження повітрям, яке відбирається від середніх ступенів компресора.

Турбореактивний двигун з форсажною камерою