Целью данной выпускной квалификационной работы бакалавра является расчет двухконтурного двигателя, обеспечивающего тягу в размере 110кН. В работе осуществляется анализ исходного прототипа CFM56 и использование его геометрических размеров для расчета вентилятора, компрессора и камеры сгорания с целью определения его основных характеристик и параметров. Задачи, которые  выполняются  в  процессе  исследования  авиационного газотурбинного двигателя: 1. Тепловой расчет параметров двигателя с выбором оптимального варианта для дальнейшего расчета; 2. Анализ данных отдельных узлов двигателя с помощью газодинамических параметров и расчётов компрессора, камеры сгорания и турбины; 3. Расчет мощности, получаемой при работе турбины, и дальнейший вывод о работоспособности и эффективности двигателя; 4. Исследование на прочность лопатки, диска и ротора последней ступени представленной конструкции; 5. Доработка использования математической модели в наладке агрегата управления двигателем. Данная работа считается актуальной так как, авиационные газотурбинные двигатели серии CFM56 используемые для пассажирских  самолетов нуждаются в импортозамещении, без серьезных конструктивных вмешательств как и в сам двигатель, так и в мотогондолу летательных аппаратов. В выпускной квалификационной работе бакалавра был произведен расчет основных параметров двигателя, а также результаты работы над математической моделью авиационного газотурбинного двигателя уже используются в производстве.

The purpose of this final qualification work of the bachelor is to calculate a double-circuit engine that provides a thrust of 110 kN. The work analyzes the original prototype CFM56 and uses its geometric dimensions to calculate the fan, compressor and combustion chamber in order to determine its main characteristics and parameters. The tasks that are performed during the study of the aircraft gas turbine engine: 1. Thermal calculation of engine parameters with selection of optimal option for further calculation; 2. Analysis of data of individual engine units using gas-dynamic parameters and calculations of compressor, combustion chamber and turbine; 3. Calculation of power obtained during turbine operation and further conclusion on engine operability and efficiency; 4. Strength test of the blade, disk and rotor of the last stage of the presented structure; 5. Rework of use of mathematical model in adjustment of engine control unit. This work is considered relevant since the CFM56 series aircraft gas turbine engines used for passenger aircraft need import substitution, without serious design interventions, both in the engine itself and in the engine nacelle of aircraft. In the final qualification work of the bachelor, the main parameters of the engine were calculated, as well as the results of work on a mathematical model of an aircraft gas turbine engine are already used in production.