В данной выпускной квалификационной работе выполнены расчёт и проектирование двухконтурного газотурбинного двигателя по прототипу Д-30Ф6 с тягой на взлётном не форсированном режиме в 100кН. Работа разделена на семь глав, в которых представлен расчёт параметров газотурбинного двигателя, а также выполнены расчёты основных агрегатов силовой установки. Расчёт параметров производился в программе А2GTE, который позволил определить основные параметры цикла. Следующим действием были произведены газодинамические расчёты компрессора низкого и компрессора высокого давления. Основываясь на результатах расчёта компрессора, был выполнен расчёт камеры сгорания, который позволил определить основные размеры агрегата, а также параметры на входе в турбины. В пятой главе был выполнен предварительный и газодинамический расчёт турбины, в результате которого было проведено профилирование проточной части, рассчитана мощность и КПД, а также выполнен расчёт закрутки потока последней ступени, на основании которого были построены профили лопатки по пяти сечениям. Шестая глава посвящена расчёту на прочность отдельных элементов двигателя. Далее были рассмотрены основные типы форсажных камер, а также выполнен приближённый расчёт форсажной камеры для данного прототипа, в главе описано назначение агрегата, а также описана его конструкция.

Annotation In this final qualifying work, the design of a turbo-jet aircraft gas turbine engine (GTE) with trust 100 kN, based on the D-30. The graduate work includes an introduction, seven chapters and a conclusion. In addition, the work includes a special part devoted to the literature review on the topic reheat champer. The contents of the explanatory note: 1. Variant thermal calculations of the GTE cycle, selection of the optimal variant and refinement of the selected option; 2. Gas-dynamic calculations of the compressor, combustion chambers and turbines; 3. Strength calculations of the last stage of the turbine, compilation of the vibration diagram of the blade. In the process of designing the engine, in comparison with the prototype, the combustion chamber was shortened, and the flow part of the turbine was redesigned. At the same time, it was possible to maintain high efficiency and economy of the prototype engine.