В данной работе были рассмотрены методики расчёта авиационного газотурбинного двигателя (АГТД) тягой 60 кН на основе уже существующего прототипа турбореактивного двухконтурного газотурбинного двигателя с форсажной камерой (ТРДДФ) РД-33. Также было представлено общее описание конструкции двигателя и его особенности. Рассчитана тепловая схема ГТД, проведён приближённый расчёт осевого компрессора, расчёт кольцевой прямоточной камеры сгорания, газодинамический расчет проточной части турбины компрессора низкого давления (КНД) и турбины компрессора высокого давления (КВД), расчёт закрутки потока, спрофилирована лопатка последней ступени турбины низкого давления (ТНД), выполнен расчет на прочность элементов конструкции. Рассмотрено влияние высокотемпературной коррозии на прочность рабочих лопаток первой ступени турбины.

In this paper, we considered methods for calculating an aircraft gas turbine engine (AGTE) with a thrust of 60 kN based on an already existing prototype of a turbojet bypass gas turbine engine with an afterburner RD-33. A general description of the engine design and its features was also presented. The thermal scheme of the gas turbine engine was calculated, an approximate calculation of the axial compressor was carried out, the calculation of the annular direct-flow combustion chamber, the gas-dynamic calculation of the flow path of the low-pressure compressor (LPC) turbine and the high-pressure compressor (HPC) turbine, calculation of the flow swirling, profiled blade of the last stage of a low-pressure turbine (LPT), a calculation was made for the strength of structural elements. The influence of high-temperature corrosion on the strength of the working blades of the first stage of the turbine is considered.