Целью данной дипломной работы является разработка двухконтурного турбореактивного двигателя с тягой 75 кН для пассажирского самолета. В качестве базового двигателя был выбран АЛ-31 спроектированный НПО «Сатурн» с тягой 75 кН. В соответствие с указанной целью в работе поставлены и решены следующие задачи: составлен аналитический обзор турбореактивных двигателей; произведен расчет узлов двигателя; с помощью программы OPTI были оптимизированы турбины (турбина низкого давления и турбина высокого давления); рассмотрены существующие виды систем автоматического управления ( САУ) а так же возможность применения новой САУ в двигателе; произведен расчет диска последней ступени турбины низкого давления на прочность.