В выпускной квалификационной работе было выполнено проектирование турбовального авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) мощностью 2МВт, на основе вертолетного двигателя ТВ3-117ВМ разработки АО «ОДК-Климов». В дипломную работу входят 3 основные главы, посвященные расчетам двигателя, введение, заключение. Кроме того, в работу включена технологическая часть, посвящённая литературному обзору технологического процесса изготовления дисков турбины первой ступени, а также специальную часть, содержащую расчет турбостартера ТС-21. Содержание пояснительной записки: 1. Вариантные расчеты цикла ГТД, выбор оптимального варианта и уточнение выбранного варианта; 2. Газодинамические расчеты компрессора, камеры сгорания и турбины; 3. Прочностные расчеты свободной турбины: лопатки, диска, ротора; составление вибрационной диаграммы лопатки и ротора. В процессе расчета и проектирования двигателя была перепрофилирована проточная часть компрессора, изменен тип компрессора на осецентробежный, уменьшено количество ступеней компрессора, изменена камера сгорания на противоточную, перепрофилирована проточная часть турбины. При уменьшении длины двигателя удалось добиться увеличения мощности, степени повышения давления в компрессоре, температуры газа перед турбиной. Проведенные расчеты показали, что данный газотурбинный двигатель по характеристикам не уступает зарубежным аналогам.

In the qualifying work, was designed turboshaft aircraft gas turbine engine (GTE) with capacity of 2 MW, based on the TV3-117VM helicopter engine developed by JSC «UEC-Klimov». The graduate work includes 3 chapters, which dedicated engine calculations, introduction and conclusion. In addition, the work includes technological part, devoted to the literature review technological process of manufacturing turbine disk of first stage, also special part, devoted calculate of the turbo starter TS-21. The content of the explanatory note: 1. Variable thermal calculations of the GTE cycle, selection of the optimal variant and refinement of the selected option; 2. Gas-dynamic calculation of the compressor, combustion chamber and turbine; 3. Strength calculations of power turbine: blade, disk, rotor. In the process of designing the engine redeveloped flow part of the compressor, was changed type of the compressor on acentropic, the number of stages compressor was reduced, the type of combustion chamber was been changed on countercurrent, and the flow part of turbine was redesigned. Length reduction engine allowed gain power, compressor pressure ratio, burner exit temperature. Calculations illustrated, what the gas turbine engine doesn’t worse than foreign engines characters.