Ð’ данной работе был рассчитан авиационный газотурбинный двигатель с тягой 90 кН. Работа разделена на восемь Ð¾ÑÐ½Ð¾Ð²Ð½Ñ‹Ñ Ð³Ð»Ð°Ð², в ÐºÐ¾Ñ‚Ð¾Ñ€Ñ‹Ñ Ð±Ñ‹Ð»Ð¸ рассчитаны агрегаты установки, такие как вентилятор, компрессор низкого давления, компрессор высокого давления и турбина, которая в свою очередь состоит из турбины высокого давления и турбины низкого давления. После расчета свободной энергии и параметров ГТД был произведен расчет в программе GTP, который позволил выбрать степень повышения давления в компрессоре, температуру газа перед турбинной. Следующим действием был расчет вентилятора, компрессоров низкого и высокого давления с учетом прототипа. Расчет позволил преступить к расчету турбины, а также были получены габаритные данные, которые были использованы для построения чертежа двигателя. Газодинамический расчет турбины в котором было проведено профилирование проточной части, определение мощности и КПД, а также расчет закрутки потока последней ступени турбины и построены профиля лопатки по пяти рассчитанным сечениям. По профилям сечений и определенным Ð¸Ñ Ñ†ÐµÐ½Ñ‚Ñ€Ð°Ð¼ масс была построена объемная модель лопатки. Это позволило провести её расчет на прочность. Так же был построен ротор турбины низкого давления, в котором был произведен расчёт ÐºÑ€Ð¸Ñ‚Ð¸Ñ‡ÐµÑÐºÐ¸Ñ Ñ‡Ð°ÑÑ‚Ð¾Ñ‚ вращения. Ð’ ротор Ð²Ñ Ð¾Ð´Ð¸Ð»Ð¸ вал и четыре диска. Диск последней ступени турбины так же был рассчитан на прочность. Ð’ работе присутствует краткое описание Ð¾ÑÐ½Ð¾Ð²Ð½Ñ‹Ñ ÑƒÐ·Ð»Ð¾Ð² ГТД. Завершает эту работу рассмотрение Ñ‚ÐµÑ Ð½Ð¾Ð»Ð¾Ð³Ð¸Ð¸ производства Ð¼Ð¸ÐºÑ€Ð¾Ñ„Ð°ÐºÐµÐ»ÑŒÐ½Ñ‹Ñ ÑÐ¸ÑÑ‚ÐµÐ¼ сжигания топлива в Ð¼Ð°Ð»Ð¾Ñ‚Ð¾ÐºÑÐ¸Ñ‡Ð½Ñ‹Ñ ÐºÐ°Ð¼ÐµÑ€Ð°Ñ ÑÐ³Ð¾Ñ€Ð°Ð½Ð¸Ñ ÑÐ½ÐµÑ€Ð³ÐµÑ‚Ð¸Ñ‡ÐµÑÐºÐ¸Ñ Ð³Ð°Ð·Ð¾Ñ‚ÑƒÑ€Ð±Ð¸Ð½Ð½Ñ‹Ñ ÑƒÑÑ‚Ð°Ð½Ð¾Ð²Ð¾Ðº. Ð’ этом разделе описаны назначения и конструкции камер сгорания. Ð’ работе также присутствуют материалы, иллюстрирующие важные аспекты. Они помогают подробнее донести суть процессов, Ð¾Ð¿Ð¸ÑÑ‹Ð²Ð°ÐµÐ¼Ñ‹Ñ Ð² этой работе.