Details

Title Турбореактивный двухконтурный авиационный газотурбинный двигатель с тягой 60 кН: выпускная квалификационная работа бакалавра: направление 13.03.03 «Энергетическое машиностроение» ; образовательная программа 13.03.03_03 «Авиационные двигатели и энергетические установки»
Creators Скворцов Павел Валентинович
Scientific adviser Суханов Александр Игоревич
Organization Санкт-Петербургский политехнический университет Петра Великого. Институт энергетики
Imprint Санкт-Петербург, 2022
Collection Выпускные квалификационные работы ; Общая коллекция
Subjects газотурбинный двигатель ; компрессор ; камера сгорания ; турбина ; лопатка ; gas turbine engine ; compressor ; combustion chamber ; turbine ; blade
Document type Bachelor graduation qualification work
File type PDF
Language Russian
Level of education Bachelor
Speciality code (FGOS) 13.03.03
Speciality group (FGOS) 130000 - Электро- и теплоэнергетика
DOI 10.18720/SPBPU/3/2022/vr/vr22-2449
Rights Доступ по паролю из сети Интернет (чтение, печать, копирование)
Record key ru\spstu\vkr\18944
Record create date 12/26/2022

Allowed Actions

Action 'Read' will be available if you login or access site from another network

Action 'Download' will be available if you login or access site from another network

Group Anonymous
Network Internet

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.

Network User group Action
ILC SPbPU Local Network All
Read Print Download
Internet Authorized users SPbPU
Read Print Download
Internet Anonymous

Access count: 27 
Last 30 days: 0

Detailed usage statistics