INTERNALLY COOLED GAS TURBINE ENGINE AIRFOIL

A gas turbine engine airfoil has a hollow airfoil section extending chordwise between a leading edge and a trailing edge. The airfoil has a leading edge cooling passage and a separate serpentine passage for cooling a remaining portion of the airfoil. The serpentine passage has at least three segment serially intercormected in fluid flow communication. The leading edge cooling passage and the serpentine cooling passage have separate coolant inlets. The coolant inlet of the serpentine passage comprises a primary inlet branch connected in fluid flow communication with a first one of the segments of the serpentine passage and a secondary inlet branch connected in flow communication with a last one of the segments, thereby providing for a portion of the flow passing through the coolant inlet of the serpentine passage to be directly fed into the last segment of the serpentine passage. Un profil de turbine à gaz comporte une section de profil creuse sétendant en corde entre un bord dattaque et un bord de fuite. Le profil aérodynamique a un passage de refroidissement du bord dattaque et un passage en serpentin séparé pour refroidir une partie restante du profil aérodynamique. Le passage en serpentin comporte au moins trois segments interconnectés en série en communication fluidique. Le passage de refroidissement du bord dattaque et le passage de refroidissement en serpentin ont des entrées de réfrigérant séparées. Lentrée de réfrigérant du passage en serpentin comprend un orifice dentrée primaire connecté en communication fluidique avec un premier parmi les segments du passage en serpentin et un orifice dentrée secondaire connecté en communication fluidique avec un dernier des segments, fournissant ainsi une partie de lécoulement traversant lentrée de réfrigérant du passage en serpentin qui doit directement être introduit dans le dernier segment du passage en serpentin.