Детальная информация

Целью работы является разработка турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) с тягой 85 кН на базе прототипа – авиационного ТРДДФ АЛ-31Ф.  Основная часть работы посвящена тщательному расчету параметров рабочего процесса двигателя. Эти расчеты были выполнены как вручную, так и с использованием специализированного программного обеспечения на ЭВМ. Основываясь на этих данных, был выбраны наиболее оптимальные параметры для дальнейшего проектирования ключевых компонентов двигателя, включая осевой компрессор, камеру сгорания и турбину, а также прочностным характеристикам турбины, что является важным аспектом для обеспечения ее надежности и долговечности в условиях эксплуатации. Этот подход подчеркивает значимость комплексного анализа и точности в проектировании авиационных двигателей. Также в работу включена специальная часть, описывающая методику расчета интегральных характеристик первой ступени с охлаждением газотурбинной установки. В результате расчетов был спроектирован двигатель с заданным значением тяги на основе выбранного прототипа.

The aim of the work is to develop a turbojet twin–circuit engine (turbojet engine) with a thrust of 85 kN based on a prototype - the AL-31F aviation turbojet engine. The main part of the work is devoted to the careful calculation of the parameters of the working process of the engine. These calculations were performed both manually and using specialized computer software. Based on these data, the most optimal parameters were selected for the further design of key engine components, including the axial compressor, combustion chamber and turbine, as well as the strength characteristics of the turbine, which is an important aspect to ensure its reliability and durability under operating conditions. This approach highlights the importance of comprehensive analysis and precision in the design of aircraft engines. Also included in the work is a special part describing the methodology for calculating the integral characteristics of the first stage with cooling of a gas turbine installation. As a result of calculations, an engine with a given thrust value was designed based on the selected prototype.