RU2769546C1 - Gas turbine engine blade temperature measuring device - Google Patents

Gas turbine engine blade temperature measuring device Download PDF

Info

Publication number
RU2769546C1
RU2769546C1 RU2021102840A RU2021102840A RU2769546C1 RU 2769546 C1 RU2769546 C1 RU 2769546C1 RU 2021102840 A RU2021102840 A RU 2021102840A RU 2021102840 A RU2021102840 A RU 2021102840A RU 2769546 C1 RU2769546 C1 RU 2769546C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
turbine blade
cathode
measuring
anode
Prior art date
Application number
RU2021102840A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Алексей Васильевич Колычев
Павел Александрович Архипов
Максим Евгеньевич Ренев
Виталий Андреевич Савелов
Владимир Андреевич Керножицкий
Станислав Алексеевич Матвеев
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ")
Priority to RU2021102840A priority Critical patent/RU2769546C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2769546C1 publication Critical patent/RU2769546C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01K—MEASURING TEMPERATURE; MEASURING QUANTITY OF HEAT; THERMALLY-SENSITIVE ELEMENTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01K13/00—Thermometers specially adapted for specific purposes
    • G01K13/04—Thermometers specially adapted for specific purposes for measuring temperature of moving solid bodies
    • G01K13/08—Thermometers specially adapted for specific purposes for measuring temperature of moving solid bodies in rotary movement

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Radiation Pyrometers (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: physics.
SUBSTANCE: invention relates to measurement equipment and is intended to increase efficiency and speed of diagnostics of technical condition of gas turbine engines during their production, testing and operation. Disclosed is a device for monitoring temperature of working blades of a gas turbine, comprising a measuring device installed in the stator housing. On the surface of the turbine blade there is a thermionic layer of material with low electron work function. Turbine blade with thermal emission layer in this case is a cathode. Anode is installed behind the turbine blade in the area of its rear edge and is connected to the cathode through the measuring complex and the voltage source. At that, the claimed device comprises a vessel for storage of substances with low ionization potential (SLIP), a nozzle for supply of SLIP hydraulically through a pipeline and an adjustable valve connected to the vessel for storage of SLIP, wherein the controlled valve is electrically connected to the signal output of the control unit, the outlet hole of the nozzle for supplying substances with low ionization potential is located flush with the surface of the inner wall of the stator of the gas turbine engine.
EFFECT: possibility of measuring blade temperature during operation of gas turbine engines with high accuracy, while providing a high reaction rate, and also implemented by possibility of long-term operation under conditions of extreme temperatures due to surface cooling, vibrations and high pressures.
1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области измерительной техники и предназначено для повышения эффективности и оперативности диагностики технического состояния газотурбинных двигателей в процессе их производства, испытаний и эксплуатации.The invention relates to the field of measuring technology and is intended to improve the efficiency and efficiency of diagnosing the technical condition of gas turbine engines during their production, testing and operation.

В последние годы широкое развитие получили нетрадиционные способы диагностики газотурбинных двигателей. К таким способам относится метод бесконтактной диагностики состояния газотурбинных двигателей. В основе способа лежит регистрация заряженных частиц (электронов, ионов, микрочастиц) в авиационных двигательных струях. Эти частицы образуются в камере сгорания в процессе горения топливовоздушной смеси, при эрозии и разрушении элементов двигателя, или попадают в двигатель извне. Заряженные частицы создают в окружающем газодинамическую двигательную струю пространстве нестационарное электростатическое поле, которое регистрируется специальными зондами-антеннами. На основе полученных сигналов можно получить информацию о процессах, происходящих в двигателе, выявить и спрогнозировать аномалии, имеющиеся в нем. Это повышает безопасность эксплуатации авиационной техники, снижает затраты при ее обслуживании и обеспечивает оперативность принятия решений.In recent years, non-traditional methods for diagnosing gas turbine engines have been widely developed. These methods include the method of non-contact diagnostics of the state of gas turbine engines. The method is based on the registration of charged particles (electrons, ions, microparticles) in aircraft propulsion jets. These particles are formed in the combustion chamber during the combustion of the air-fuel mixture, during erosion and destruction of engine elements, or enter the engine from the outside. Charged particles create a non-stationary electrostatic field in the space surrounding the gas-dynamic propulsion jet, which is recorded by special antenna probes. Based on the received signals, it is possible to obtain information about the processes occurring in the engine, to identify and predict the anomalies present in it. This increases the safety of aircraft operation, reduces maintenance costs and ensures prompt decision-making.

Известен способ регистрации неисправностей двигателей, патент US 5552711 от 03.09.1996 г., на основе анализа частот электромагнитного излучения имеющихся в двигательной струе разного сорта ионов, возникающих как при горении топливовоздушной смеси в камере сгорания так и при появлении (и сгорании) в проточной части газотурбинного двигателя металлических частиц, образующихся при эрозии или разрушении элементов двигателя.There is a known method for registering engine malfunctions, patent US 5552711 dated 09/03/1996, based on the analysis of the frequencies of electromagnetic radiation of different types of ions present in the engine jet, arising both during the combustion of the air-fuel mixture in the combustion chamber and during the appearance (and combustion) in the flow part gas turbine engine metal particles formed during erosion or destruction of engine elements.

Недостатком данного технического решения является то, что данный способ довольно сложен и трудно применим на практике из-за необходимости точного определения частоты излучения регистрируемых ионов разного сорта, выявления отличий ионов, возникших при неисправности двигателя от ионов, появляющихся в двигательной струе в результате процессов, происходящих в исправном двигателе. Дополнительной сложностью является необходимость учета влияния магнитного поля земли на результаты измерений.The disadvantage of this technical solution is that this method is rather complicated and difficult to apply in practice due to the need to accurately determine the frequency of radiation of registered ions of different types, to identify differences between ions that have arisen during an engine malfunction from ions that appear in the motor stream as a result of processes occurring in a good engine. An additional complication is the need to take into account the influence of the earth's magnetic field on the measurement results.

Известен способ контроля за охлаждением лопаток турбины по показаниям термопар, установленных в тракте двигателя и измеряющих температуру газового потока (патент US 3574282 от 24.02.1969 г.)A known method of controlling the cooling of turbine blades according to the readings of thermocouples installed in the engine path and measuring the temperature of the gas flow (patent US 3574282 dated February 24, 1969)

Ближайшим аналогом является метод регистрации неисправностей лопаток турбин посредством измерения температуры, описанные в патенте SU 1450469 «Устройство для контроля температуры рабочих лопаток газовой турбины», содержащее установленный в корпусе соплового аппарата радиационный пирометр, оптическая ось которого ориентирована на поверхность контролируемой лопатки, с целью повышения точности контроля, оно снабжено по крайней мере одним дополнительным пирометром, все пирометры установлены один относительно другого с шагом, кратным шагу рабочих лопаток, а их оптические оси ориентированы на идентичные участки поверхности контролируемых лопатокThe closest analogue is the method of registering turbine blade failures by measuring temperature, described in patent SU 1450469 "Device for monitoring the temperature of gas turbine rotor blades", containing a radiation pyrometer installed in the nozzle body, the optical axis of which is oriented to the surface of the controlled blade, in order to increase accuracy control, it is equipped with at least one additional pyrometer, all pyrometers are installed one relative to the other with a step that is a multiple of the pitch of the working blades, and their optical axes are oriented to identical parts of the surface of the controlled blades

Недостатком ближайшего аналога является низкая точность измерений температуры лопатки турбины по причине высокой сложности при использовании пирометров при эксплуатации газотурбинных двигателей: данная аппаратура уязвима к экстремальным температурам, вибрациям и высоким давлениям.The disadvantage of the closest analogue is the low accuracy of measuring the temperature of the turbine blade due to the high complexity of using pyrometers in the operation of gas turbine engines: this equipment is vulnerable to extreme temperatures, vibrations and high pressures.

Технической задачей, вытекающей из аналогов, является повышение точности измерения температуры лопатки турбины во время эксплуатации газотурбинных двигателей.The technical task arising from analogues is to increase the accuracy of measuring the temperature of the turbine blade during the operation of gas turbine engines.

Указанная техническая задача решается тем, что на поверхности лопатки турбины нанесен термоэмиссионный слой из материала с низкойработой выхода электронов. Лопатка турбины с термоэмиссионным слоем в данном случае представляет собой катод. Анод устанавливается за лопаткой турбины в области задней ее кромки и через измерительный комплекс и источник напряжения связан с катодом. При этом заявляемое устройство содержит емкость для хранения веществ с низким потенциалом ионизации (ВИНИ), форсунку подачи ВИНИ гидравлически через трубопровод и регулируемый клапан, соединенную с емкостью для хранения ВИНИ, причем регулируемый клапан электрически соединен с сигнальным выходом блока управления, выходное отверстие форсунки подачи веществ с низким потенциалом ионизации расположено заподлицо с поверхностью внутренней стенки статора газотурбинного двигателя.The specified technical problem is solved by the fact that a thermionic layer of a material with a low electron work function is deposited on the surface of the turbine blade. The turbine blade with thermionic layer in this case is a cathode. The anode is installed behind the turbine blade in the area of its trailing edge and is connected to the cathode through the measuring complex and the voltage source. At the same time, the inventive device contains a container for storing substances with a low ionization potential (LIP), a nozzle for supplying LIP hydraulically through a pipeline and an adjustable valve connected to a container for storing LIP, moreover, the adjustable valve is electrically connected to the signal output of the control unit, the outlet of the nozzle for supplying substances with a low ionization potential is located flush with the surface of the inner wall of the gas turbine engine stator.

Высокий уровень снимаемых токов и чувствительность термоэмиссии к температуре позволяют с повышенной точностью производить измерения температуры.The high level of currents taken and the sensitivity of thermionic emission to temperature make it possible to measure temperature with increased accuracy.

Такая система измерения температуры лопатки турбины, обладает низкой инерционностью и высокой точностью, устойчива к вибрациям и высоким давлениям. Она не оказывает существенного влияния на течение продуктов сгорания и есть возможность измерения отдельных участков лопатки, путем нанесения термоэмиссионное слоя на эти отдельные участки. Простота и не значительные габариты системы позволяют использовать ее во время эксплуатации газотурбинных двигателей.Such a turbine blade temperature measurement system has low inertia and high accuracy, is resistant to vibrations and high pressures. It does not have a significant effect on the flow of combustion products and it is possible to measure individual sections of the blade by applying a thermal emission layer to these individual sections. The simplicity and small dimensions of the system make it possible to use it during the operation of gas turbine engines.

Анод обеспечивает возвращение всех вышедших электронов термоэмиссии, что препятствует образованию избыточного заряда на стенках лопатки турбины.The anode ensures the return of all the emitted thermal emission electrons, which prevents the formation of excess charge on the walls of the turbine blade.

Форма, размеры и расположение анода выбирается такими, чтобы, с одной стороны, обеспечить восприятие всех электронов термоэмиссии, вышедших с термоэмиссионного слоя, с другой - минимизировать влияние на поток продуктов сгорания для уменьшения потерь полезной работы на турбине от наличия дополнительного элемента - анода.The shape, size and location of the anode is chosen such that, on the one hand, to ensure the perception of all thermionic electrons emerging from the thermionic layer, on the other hand, to minimize the effect on the flow of combustion products to reduce the loss of useful work on the turbine from the presence of an additional element - the anode.

Слой может быть нанесен на небольшую область лопатки турбины или другой части газотурбинного двигателя. Это позволит получать точные значения температуры наиболее термонапряженных поверхностей.The layer may be applied to a small area of a turbine blade or other part of a gas turbine engine. This will allow obtaining accurate temperature values of the most thermally stressed surfaces.

Низкая работа выхода электронов может быть обеспечена и за счет того, что стенки лопатки турбины изначально выполнены из материала с низкой работой выхода электронов.A low electron work function can also be achieved due to the fact that the turbine blade walls are initially made of a material with a low electron work function.

Анод может быть выполнен, например, в виде обтекаемого профиля или любой другой сложной формы.The anode can be made, for example, in the form of a streamlined profile or any other complex shape.

Количество ВПНИ выбирается из необходимости обеспечения заданной концентрации заряженных частиц (степени ионизации) в течение всего времени работы газотурбинного двигателя.The number of HPNI is selected from the need to provide a given concentration of charged particles (degree of ionization) during the entire time of operation of the gas turbine engine.

Технический результат, получаемый в результате применения изобретения, является повышение точности измерения температуры лопатки турбины газотурбинных двигателей во время их эксплуатации.The technical result obtained as a result of the application of the invention is to increase the accuracy of measuring the temperature of the turbine blades of gas turbine engines during their operation.

Пример реализации заявляемого способа представлен на чертеже.An example of the implementation of the proposed method is shown in the drawing.

На чертеже обозначены: 1 - вал турбины, 2 - термоэмиссионный слой, 3 - лопатка турбины с покрытием с низкой работой выхода (катод), 4 - анод, 5 - измерительный комплекс, 6 - источник напряжения, 7 - токосъем, 8 - форсунка, 9 - устройство хранения ВПНИ, 10 - клапан, 11 - блок управления, 12 - камера сгорания, 13 - статор, 14 - электроизоляция.The drawing shows: 1 - turbine shaft, 2 - thermal emission layer, 3 - turbine blade coated with low work function (cathode), 4 - anode, 5 - measuring complex, 6 - voltage source, 7 - current collector, 8 - nozzle, 9 - storage device VPNI, 10 - valve, 11 - control unit, 12 - combustion chamber, 13 - stator, 14 - electrical insulation.

Вал турбины 1 предназначен для передачи вращения с турбины на компрессор, 2 - термоэмиссионный слой служит для обеспечения термоэмиссии электронов, 3 - лопатка турбины предназначена для создания вращательного момента и изменения параметров газа. Лопатка турбины 3 и термоэмиссионный слой 2 образуют катод. 4 - анод предназначен для улавливания электронов из потока продуктов сгорания. Анод 4 имеет форму и расположение, обеспечивающую восприятие всех термоэлектронов, вышедших с термоэмиссионного слоя. 5 - измерительный комплекс предназначен для снятия показаний силы тока между катодом и анодом 4 для последующего вычисления значения температуры, 6 - источник напряжения предназначен для создания разности потенциалов между катодом и анодом 4 и обеспечения направленного движения электронов из потока продуктов сгорания к аноду 4 и от анода 4 через измерительный комплекс 5 к катоду, 7 - токосъем предназначен для электрического соединения анода 4 через измерительный комплекс 5 с катодом, находящимся на вращающемся валу 1. Форсунка 8 предназначена для впрыска ВПНИ в поток продуктов сгорания, 9 - устройство хранение ВПНИ предназначен для хранения ВПНИ, 10 - регулируемый клапан предназначен для открытия и закрытия канала с целью подачи или прекращения подачи ВПНИ, 11 - блок управления предназначен для выработки команды открытия или закрытия клапана 10 через регулятор 11. Камера сгорания 12 предназначена для сжигания топлива, 13 - статор служит каналом движения рабочего тела турбины. Электроизоляция 14 служит для предотвращения замыкания анода и катода, минуя источник напряжения.Turbine shaft 1 is designed to transfer rotation from the turbine to the compressor, 2 - thermionic layer is used to provide thermal emission of electrons, 3 - the turbine blade is designed to create torque and change gas parameters. Turbine blade 3 and thermal emission layer 2 form a cathode. 4 - the anode is designed to capture electrons from the flow of combustion products. The anode 4 has a shape and arrangement that ensures the perception of all the thermoelectrons emerging from the thermionic layer. 5 - the measuring complex is designed to take readings of the current strength between the cathode and anode 4 for the subsequent calculation of the temperature value, 6 - the voltage source is designed to create a potential difference between the cathode and anode 4 and ensure the directed movement of electrons from the flow of combustion products to the anode 4 and from the anode 4 through the measuring complex 5 to the cathode, 7 - the current collector is intended for electrical connection of the anode 4 through the measuring complex 5 with the cathode located on the rotating shaft 1. , 10 - the adjustable valve is designed to open and close the channel in order to supply or stop the supply of HPNI, 11 - the control unit is designed to generate a command to open or close the valve 10 through the regulator 11. The combustion chamber 12 is designed to burn fuel, 13 - the stator serves as a movement channel turbine working fluid. Electrical insulation 14 serves to prevent short circuiting of the anode and cathode, bypassing the voltage source.

Изобретение работает следующим образом.The invention works as follows.

В камеру сгорания 12 подаются компоненты топлива, которые смешиваются и сжигается в нем. В результате сжигание выделяется большое количество тепла, которое воздействует на термоэмиссионный слой 2 на лопатке турбины 3, нагревая его. С термоэмиссионного слоя 2 активно начинают выходить электроны. Одновременно от блока управления 11 подается сигнал на регулируемый клапан 10 и из бака 9 под давлением начинают поступать ВНПИ в форсунки 8, через которые осуществляется подача ВНПИ в поток продуктов сгорания. При попадании в поток ВНПИ частично ионизируются и уносятся в направлении движения продуктов сгорания. Таким образом, повышается концентрация заряженных частиц и облегчается компенсации пространственного заряда термоэлектронов, выходящих с поверхности термоэмиссионного слоя 2 на лопатке 3. В этом случае увеличиваются значения максимально достижимых токов термоэмиссии. При этом, относительно небольшое увеличение температуры стенки будет приводить к существенному скачку тока в измерительных приборах, что обеспечит повышение точности измерения температуры, потому как получаемому значению тока будет соответствовать заданная температура.Fuel components are fed into the combustion chamber 12, which are mixed and burned in it. As a result of combustion, a large amount of heat is released, which affects the thermionic layer 2 on the turbine blade 3, heating it. Electrons actively begin to emerge from thermionic layer 2. At the same time, a signal is sent from the control unit 11 to the adjustable valve 10, and from the tank 9, under pressure, the VNPI begins to flow into the nozzles 8, through which the VNPI is supplied to the flow of combustion products. When entering the flow, the VNPI are partially ionized and carried away in the direction of the movement of the combustion products. Thus, the concentration of charged particles increases and the compensation of the space charge of thermionic electrons emerging from the surface of the thermionic layer 2 on the blade 3 is facilitated. In this case, the values of the maximum achievable thermionic currents increase. At the same time, a relatively small increase in the wall temperature will lead to a significant current jump in the measuring instruments, which will increase the accuracy of temperature measurement, because the specified temperature will correspond to the current value obtained.

Например, при работе выхода электронов в 2 эВ и температуре стенки 1500 К, плотность тока эмиссии по Ричардсону составляет величину 51.79 А/см2. При увеличении температуры на 1 К плотность тока увеличивается до 52.40 А/см2 или на 0.4 А. При этом цена деления современных приборов измерения может составлять единицы мкА. Тогда точность измерений температуры заявляемым устройством в данном можно оценить в 0.00001 К по порядку величины.For example, for an electron work function of 2 eV and a wall temperature of 1500 K, the Richardson emission current density is 51.79 A/cm2. With an increase in temperature by 1 K, the current density increases to 52.40 A/cm2, or by 0.4 A. In this case, the division value of modern measuring instruments can be units of μA. Then the accuracy of temperature measurements by the claimed device in this case can be estimated at 0.00001 K in order of magnitude.

Поскольку термоэмиссионный слой 2 на лопатке турбины 3 соединен с анодом 4, посредством токосъема 7, то анод приобретает положительный заряд и начинает улавливать электроны из потока. Образуется ток от анода к катоду через измерительный комплекс 5, который производит замер силы тока, на основе которых вычисляется значение температуры. В свою очередь, источник напряжения 6 поддерживает и усиливает разности потенциалов между катодом и анодом 4 и обеспечивает направленное движение электронов из потока продуктов сгорания к аноду 4 и от анода 4 через измерительный комплекс 5 к катоду.Since thermionic layer 2 on the turbine blade 3 is connected to the anode 4 by current collection 7, the anode acquires a positive charge and begins to capture electrons from the flow. A current is formed from the anode to the cathode through the measuring complex 5, which measures the current strength, on the basis of which the temperature value is calculated. In turn, the voltage source 6 maintains and enhances the potential difference between the cathode and the anode 4 and provides a directed movement of electrons from the flow of combustion products to the anode 4 and from the anode 4 through the measuring complex 5 to the cathode.

Таким образом, решается указанная выше техническая задача и достигается технический результат, который заключается в повышении точности измерения температуры лопатки турбины во время эксплуатации газотурбинных двигателей.Thus, the above technical problem is solved and the technical result is achieved, which consists in increasing the accuracy of measuring the temperature of the turbine blade during the operation of gas turbine engines.

При этом обеспечивается высокая скорость реакции. Так же реализована возможностью длительной работы в условиях экстремальных температур, вибраций и высоких давлений за счет дополнительного термоэмиссионного охлаждения поверхности.This ensures a high reaction rate. It is also implemented the possibility of long-term operation under conditions of extreme temperatures, vibrations and high pressures due to additional thermionic cooling of the surface.

Claims (1)

Устройство для контроля температуры рабочих лопаток газовой турбины, содержащее установленный в корпусе статора прибор измерения, отличающееся тем, что на поверхности лопатки турбины нанесен термоэмиссионный слой из материала с низкой работой выхода электронов, лопатка турбины с термоэмиссионным слоем в данном случае представляет собой катод, анод устанавливается за лопаткой турбины в области задней ее кромки и через измерительный комплекс и источник напряжения связан с катодом, при этом заявляемое устройство содержит емкость для хранения веществ с низким потенциалом ионизации (ВПНИ), форсунку подачи ВПНИ гидравлически через трубопровод и регулируемый клапан, соединенную с емкостью для хранения ВПНИ, причем регулируемый клапан электрически соединен с сигнальным выходом блока управления, выходное отверстие форсунки подачи веществ с низким потенциалом ионизации расположено заподлицо с поверхностью внутренней стенки статора газотурбинного двигателя.A device for monitoring the temperature of the working blades of a gas turbine, containing a measuring device installed in the stator housing, characterized in that a thermionic layer of a material with a low electron work function is deposited on the surface of the turbine blade, the turbine blade with the thermionic layer in this case is a cathode, the anode is installed behind the turbine blade in the region of its trailing edge and through the measuring complex and the voltage source is connected to the cathode, while the claimed device contains a container for storing substances with a low ionization potential (LIP), a nozzle for supplying the LIP hydraulically through the pipeline and an adjustable valve connected to the container for storage of VPNI, moreover, the adjustable valve is electrically connected to the signal output of the control unit, the outlet of the nozzle for supplying substances with a low ionization potential is located flush with the surface of the inner wall of the gas turbine engine stator.
RU2021102840A 2021-02-05 2021-02-05 Gas turbine engine blade temperature measuring device RU2769546C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021102840A RU2769546C1 (en) 2021-02-05 2021-02-05 Gas turbine engine blade temperature measuring device

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021102840A RU2769546C1 (en) 2021-02-05 2021-02-05 Gas turbine engine blade temperature measuring device

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2769546C1 true RU2769546C1 (en) 2022-04-04

Family

ID=81076054

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021102840A RU2769546C1 (en) 2021-02-05 2021-02-05 Gas turbine engine blade temperature measuring device

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2769546C1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4970670A (en) * 1988-11-30 1990-11-13 Westinghouse Electric Corp. Temperature compensated eddy current sensor temperature measurement in turbine blade shroud monitor
SU527092A1 (en) * 1975-06-02 2004-07-10 В.И. Черников DEVICE FOR MEASURING THE FIELD OF TEMPERATURES IN FRONT OF THE FLOORS OF THE GAS TURBINE FLUID EQUIPMENT
WO2009034003A1 (en) * 2007-09-07 2009-03-19 Siemens Aktiengesellschaft Method and arrangement for measuring the temperature of a turbine component
RU151082U1 (en) * 2014-05-30 2015-03-20 Владимир Андреевич Керножицкий GAS-TURBINE UNIT TURBINE COOLING COOLING DEVICE
RU2573551C2 (en) * 2014-05-27 2016-01-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Gas turbine plant blades cooling
RU2578387C2 (en) * 2014-05-27 2016-03-27 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Gas turbine plant blades cooling device

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU527092A1 (en) * 1975-06-02 2004-07-10 В.И. Черников DEVICE FOR MEASURING THE FIELD OF TEMPERATURES IN FRONT OF THE FLOORS OF THE GAS TURBINE FLUID EQUIPMENT
US4970670A (en) * 1988-11-30 1990-11-13 Westinghouse Electric Corp. Temperature compensated eddy current sensor temperature measurement in turbine blade shroud monitor
WO2009034003A1 (en) * 2007-09-07 2009-03-19 Siemens Aktiengesellschaft Method and arrangement for measuring the temperature of a turbine component
RU2573551C2 (en) * 2014-05-27 2016-01-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Gas turbine plant blades cooling
RU2578387C2 (en) * 2014-05-27 2016-03-27 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Gas turbine plant blades cooling device
RU151082U1 (en) * 2014-05-30 2015-03-20 Владимир Андреевич Керножицкий GAS-TURBINE UNIT TURBINE COOLING COOLING DEVICE

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Колычев А.В., Керножицкий В.А., "ТЕРМОЭМИССИОННЫЙ СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ОХЛАЖДЕНИЯ ЛОПАТОК ТУРБИН ГАЗОТУРБИННЫХ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЕЙ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С ДЛИТЕЛЬНЫМ СРОКОМ АКТИВНОГО СУЩЕСТВОВАНИЯ", Исследования Наукограда, номер 2 (20), т.1, 2017, С.55-59. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Polk et al. An overview of the results from an 8200 hour wear test of the NSTAR ion thruster
US3696678A (en) Weighted optical temperature measurement of rotating turbomachinery
US11346239B2 (en) Heat flux measurement system
Von Moll et al. A review of exhaust gas temperature sensing techniques for modern turbine engine controls
Woike et al. Testing of a microwave blade tip clearance sensor at the NASA Glenn Research Center
Williams Jr et al. Wear testing of the HERMeS thruster
RU2769546C1 (en) Gas turbine engine blade temperature measuring device
Kamhawi et al. Investigation of the effects of facility background pressure on the performance and voltage-current characteristics of the high voltage hall accelerator
Yanes et al. Ion acoustic turbulence and ion energy measurements in the plume of the HERMeS thruster hollow cathode
US6474935B1 (en) Optical stall precursor sensor apparatus and method for application on axial flow compressors
Williams et al. 2000-hour wear-testing of the HERMeS thruster
Van Fossen et al. Augmentation of Stagnation Region Heat Transfer Due to Turbulence from an Advanced Dual-Annular Combustor
Simon et al. A dynamic model for the evaluation of aircraft engine icing detection and control-based mitigation strategies
Kamhawi et al. Investigation of the effects of facility background pressure on the performance and operation of the high voltage Hall accelerator
RU2766960C1 (en) Apparatus for measuring the temperature of the nozzle of a rocket engine
Suzuki et al. Development of high-temperature high-velocity sand erosion apparatus
JP2005155631A (en) Method and device for evaluating rotary machine
Chana et al. The development of a hot section eddy current sensor for turbine tip clearance measurement
Matlis et al. High-Bandwidth plasma sensor suite for high-speed high-enthalpy measurements
US20060075755A1 (en) Method for operating a gas turbine installation, and gas turbine installation
Kwapisz et al. Calibration and characterization of a CW radar for blade tip clearance measurement
Diez-Rojo et al. Pulsed supersonic helium beams for plasma edge diagnosis
RU2258923C1 (en) Method of diagnosing gas turbine engines at steady and non-steady states of operation
RU2301902C1 (en) Method of checking and recording turbine blade cooling of turbojet engine
Borisov et al. The study of zirconium alloy coatings produced by microarc oxidation using Rutherford and nuclear backscattering spectrometry