Cooling circuits for gas turbine blade

Details Cooling circuits for gas turbine blade Cooling circuits for gas turbine blade

F - Mech Eng,Light,Heat,Weapons

01

D

F01D 5/18 (2006.01)

Patent

CA 2398659

A gas turbine blade (1) for an airplane engine, comprising in its central portion at least a first central cooling circuit (A) comprising at least first (2) and second (4) cavities extending radially on the concave side of the blade (1), at least one cavity (6) extending on the convex side (1 b) of the blade, an air admission opening at a radial end of the first concave side (2) cavity for feeding the first central cooling circuit (A) with cooling air, a first passage putting the other radial end of the first concave side (2) cavity into communication with an adjacent radial end (6) of the convex side cavity, a second passage putting the other radial end of the convex side (4) cavity into communication with an adjacent radial end of the second concave side (4) cavity, and outlet orifices opening out into the second concave side cavity and through the concave face of the blade.

Aube (1) de turbine à gaz d'un moteur d'avion, comportant dans sa partie centrale au moins un circuit de refroidissement central (A) comprenant au moins une première (2) et une deuxième (4) cavités s'étendant radialement du côté intrados (la) de l'aube (1), au moins une cavité (6) s'étendant du côté extrados (1 b) de l'aube, une ouverture d'admission d'air à une extrémité radiale de la première cavité intrados (2) pour alimenter le circuit de refroidissement central (A) en air de refroidissement, un premier passage faisant communiquer l'autre extrémité radiale de la première cavité intrados (2) à une extrémité radiale voisine de la cavité extrados (6), un second passage faisant communiquer l'autre extrémité radiale de la cavité extrados avec une extrémité radiale voisine de la deuxième cavité intrados (4), et des orifices de sortie s'ouvrant dans la deuxième cavité intrados et débouchant sur la face intrados (la) de l'aube.

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