В данной работе произведен расчет турбопрямоточного двигателя изменяемого цикла, прототипом внутреннего контура которого послужил двухвальный газотурбинный двигатель Р-195. В ходе выполнения выпускной квалификационной работы были выполнены: 1. Вариантный тепловой расчет двигателя; 2. Приближенный расчет компрессора; 3. Расчет камеры сгорания; 4. Расчет турбины; 5. Прочностной расчет лопатки, диска последней ступени, а также расчет на вибронадежность ротора низкого давления; 6. Расчет прямоточного контура двигателя.

In this paper, the calculation of a turboprime aircraft engine of variable cycle is performed. As a prototype of the internal circuit, a two-shaft gas turbine engine R-195 is taken. During the final qualification work, the following tasks were completed: 1. Engine variant thermal calculation; 2. Approximate calculation of the compressor; 3. Сombustion chamber сalculation; 4. Turbine calculation; 5. Strength calculation of the blade, the disk of the last stage, as well as the calculation of the vibration reliability of the low-pressure rotor; 6. Engine direct-flow circuit сalculation.