Cooling circuits for gas turbine blades

Details Cooling circuits for gas turbine blades Cooling circuits for gas turbine blades

F - Mech Eng,Light,Heat,Weapons

01

D

F01D 5/18 (2006.01) F01D 5/20 (2006.01) F01D 9/02 (2006.01)

Patent

CA 2475083

A gas turbine blade (10) for an airplane engine, comprising in its central portion, a first central cooling circuit (A) comprising at least one convex cavity (30) extending radially on the concave (30) side of the blade, at least one concave cavity (32) extending on the convex side (30) of the blade, an air admission opening at a radial end of the first concave side cavity for feeding the first central cooling circuit with cooling air, a first passage putting the other radial end of the first concave side cavity into communication with an adjacent radial end of the convex side cavity, a second passage putting the other radial end of the convex side cavity into communication with an adjacent radial end of the second concave side cavity, and outlet orifices (44) opening out into the second concave side cavity (34) and through the concave face (22) of the blade.

Aube (10) de turbine à gaz d'une turbomachine, comportant, dans sa partie centrale, un premier circuit de refroidissement central (A) comprenant au moins une cavité extrados (30), au moins une cavité intrados (32), au moins une cavité centrale (34) s'étendant entre la cavité extrados (30) et la cavité intrados (32), une première ouverture d'admission d'air à une extrémité radiale inférieure de la cavité extrados, une seconde ouverture d'admission d'air à une extrémité radiale inférieure de la cavité intrados (32), au moins un premier passage faisant communiquer une extrémité radiale supérieure de la cavité extrados (30) à une extrémité radiale supérieure de la cavité centrale (34), au moins un second passage faisant communiquer une extrémité radiale supérieure de la cavité intrados (32) à l'extrémité radiale supérieure de la cavité centrale (34), et des orifices de sortie (44) s'ouvrant dans la cavité centrale (34) et débouchant sur la face intrados (22) de l'aube.

Affiliated with

Also associated with

Rating

Cooling circuits for gas turbine blades does not yet have a rating. At this time, there are no reviews or comments for this patent.

If you have personal experience with Cooling circuits for gas turbine blades, we encourage you to share that experience with our LandOfFree.com community. Your opinion is very important and Cooling circuits for gas turbine blades will most certainly appreciate the feedback.

Rate now

Comments { 0 }

Profile ID: LFCA-PAI-O-1861938