В выпускной квалификационной работе было выполнено проектирование турбовального авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) мощностью 2,2 МВт, на основе самолетного двигателя ТВ7-117 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. Содержание пояснительной записки: Вариантные расчеты цикла ГТД, выбор оптимального варианта и уточнение выбранного варианта; Газодинамические расчеты компрессора, камеры сгорания и турбины; Прочностные расчеты свободной турбины: лопатки, диска, ротора; составление вибрационной диаграммы лопатки и ротора. В процессе проектирования двигателя, по сравнению с прототипом, была перепрофилирована проточная часть компрессора, была изменена геометрия камеры сгорания, перепрофилирована проточная часть турбины. При этом удалось сохранить высокие показатели коэффициента полезного действия и экономичности двигателя прототипа. Проведенные расчеты показали, что данный газотурбинный двигатель по характеристикам не уступает зарубежным аналогам.

In the final qualifying work, the design of a turboshaft aviation gas turbine engine (GTE) with a capacity of 2.2 MW was carried out, based on the TV7-117 aircraft engine developed by JSC «UEC-Klimov». Thesis includes 3 main chapters on engine calculations, introduction, conclusion. In addition, the work included a technological part devoted to a literature review of the technological process of manufacturing disks of a turbine of the first stage, as well as a special part containing. The contents of the explanatory note: 1. Variant calculations of the GTE cycle, selection of the optimal variant and refinement of the selected option; 2. Gas-dynamic calculations of the compressor, the combustion chamber and the turbine; 3. Strength calculations of a free turbine: blades, disk, rotor; compilation of the vibration diagram of the blade and the rotor. In the process of designing the engine, in comparison with the prototype, the flow section of the compressor was redesigned, the geometry of the combustion chamber was changed, the flow section of the turbine was redesigned. At the same time, it was possible to maintain high rates of efficiency and efficiency of the prototype engine. The calculations showed that this gas turbine engine is not inferior in its characteristics to foreign analogues.