Данная работа посвящена расчёту двигателя с тягой 70 кН на основе прототипа газотурбинного авиационного двигателя Д-36. Работа разделена на семь основных глав, в которых были рассчитаны агрегаты установки, такие как: вентилятор, компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, турбина высокого давления, турбина низко-го давления и турбина вентилятора. После расчета свободной энергии и параметров ГТД был произведен расчет в программе A2GTE, который позволил выбрать степень повышения давления в компрессоре и температуру газа перед турбиной. Следующим разделом был расчет вентилятора, компрессоров низкого и высокого давления с учетом прототипа. Расчет позволил преступить к расчету турбины, а также были получены габаритные размеры, которые были использованы для построения чертежа двигателя. Газодинамический расчет турбины, в котором было проведено профилирование проточной части, определение мощности и КПД, а также расчет закрутки потока последней ступени турбины и построение профиля лопатки по пяти рассчитанным сечениям. По профилям сечений и определенным их центрам масс была построена объемная модель лопатки. Это позволило провести ее расчет на прочность. Так же были построены и рассчитаны диск последней ступени турбины и ротор вентилятора, в котором был произведен расчет критических частот вращения. В ротор входили вал и четыре диска. В работе присутствует краткое описание основных узлов ГТД. Завершает эту работу рассмотрение технологии изготовления диска первой ступени газовой турбины авиационного двигателя. В этом разделе описываются требования, технологии изготовления, выбор заготовок и материалов, а также методы изготовления дисков.

This work is devoted to the calculation of the engine with a thrust of 70 kN on the basis of a prototype of gas-turbine aircraft engine D-36. The work is divided into seven main chapters in which the units of the unit have been calculated, such as: fan, low pressure compressor, high pressure turbine, low pressure turbine and fan turbine. After calculating free energy and GTE parameters, a calculation was made in the A2GTE program, which made it possible to select the degree of pressure increase in the compressor and the gas temperature before the turbine. The next section was the calculation of the fan, low and high pressure compressors with the prototype in mind. The calculation allowed the turbine to be calculated and the dimensions were obtained, which were used to construct the engine drawing. Gas-dynamic calculation of the turbine, which was carried out profiling of the flow part, the determination of power and efficiency, as well as the calculation of the twisting of the flow of the last stage of the turbine and the construction of the blade profile for five calculated sections. A volumetric model of the blade was built on the sections' profiles and their defined mass centers. This allowed its strength calculation to be carried out. The disk of the last stage of the turbine and the fan rotor were also constructed and calculated, in which critical speeds were calculated. The rotor included a shaft and four discs. In the work there is a brief description of the main components of the GTE. This work is completed by a review of the technology of manufacturing the first stage of the gas turbine disk of the aircraft engine. This section describes requirements, manufacturing techniques, selection of blanks and materials, as well as disc manufacturing methods.