В статье исследуется уплотнение опоры авиационного двигателя с учетом взаимного влияния его герметичности на параметры внутренней воздушной системы двигателя и масляной системы. Разработана методика расчета герметичности уплотнения, которая связывает термогазодинамический расчет двигателя, гидравлический расчет воздушных потоков и структурный расчет деформаций деталей. Определены основные источники тепла, поступающего в опору, их количественные значения и процентные соотношения для компрессора и турбины. На основании известной величины допустимого подогрева масла рассчитана требуемая герметичность уплотнения. Ключевые слова: опора ротора авиационного двигателя, уплотнение опоры, методика расчета герметичности уплотнения
