Тема выпускной квалификационной работы: «Газотурбинная установка мощностью 20 МВт». Выпускная квалификационная работа посвящена расчету и проектированию газотурбинной установки мощностью 20 МВт. Прототипом проектируемой установки послужила ГТУ–25, в основе которой лежит конвертированный авиационный двигатель. В ходе работы выполнялись следующие задачи: − расчет тепловой схемы ГТУ; − расчет осевого компрессора; − расчет камеры сгорания; − газодинамический расчет турбины; − исследование динамики и прочности элементов последней ступени турбины; − построение 3д–моделей некоторых элементов последней ступени турбины. − разработка продольного разреза двигателя; − исследование конвертирования авиационного двигателя для применения в качестве привода нагнетателя природного газа. В результате работы был рассчитан осевой двухкаскадный компрессор, кольцевая камера сгорания, турбина газогенератора и силовая турбина. По результатам расчета был разработан продольный разрез двигателя, спрофилировано рабочее колесо последней ступени силовой турбины. В результате расчета на статическую прочность был выбран материал для рабочей лопатки и диска, удовлетворяющий критерию прочности. Расчет показал, что вибронадежность рабочей лопатки и ротора также обеспечивается.

The theme of the final qualifying work: "Gas turbine unit with a capacity of 20 MW". The final qualifying work is devoted to the calculation and design of a gas turbine unit with a capacity of 20 MW. The prototype of the projected unit was the GTU-25, which is based on a converted aircraft engine. In the course of the work, the following tasks were performed: − calculation of the thermal scheme of the gas turbine unit; − calculation of an axial compressor; − calculation of the combustion chamber; − gas-dynamic calculation of the turbine; − study of the dynamics and strength of the elements of the last stage of the turbine; − construction of 3D–models of some elements of the last stage of the turbine. − development of a longitudinal section of the engine; − study of converting an aircraft engine for use as a natural gas supercharger drive. As a result of the work, an axial two-stage compressor, an annular combustion chamber, a gas generator turbine and a power turbine were designed. Based on the results of the calculation, a longitudinal section of the engine was developed, the impeller of the last stage of the power turbine was profiled. As a result of calculating the static strength, a material for the rotor blade and disk was selected that meets the strength criterion. The calculation showed that the vibration reliability of the rotor blade and rotor is also ensured.