GAS TURBINE AIRFOIL INCLUDING INTEGRATED LEADING EDGE AND TIP COOLING FLUID PASSAGE AND CORE STRUCTURE USED FOR FORMING SUCH AN AIRFOIL

A core structure (10) includes a first core element (16) including a leading edge section (30), a tip section (32), and a turn section (34) joining the leading edge and tip sections (30, 32). The first core element (16) is adapted to be used to form a leading edge cooling circuit (102) in a gas turb...

Ausführliche Beschreibung

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Bibliographische Detailangaben
Hauptverfasser:	PU, ZHENGXIANG, LEE, CHING-PANG, HILLIER, GERALD L, UM, JAE Y, JOHNSON, ERIK, MCDONALD, WAYNE J, WAYWOOD, ANTHONY, SCHROEDER, ERIC
Format:	Patent
Sprache:	eng ; fre
Schlagworte:	BLASTING ENGINE PLANTS IN GENERAL HEATING LIGHTING MACHINES OR ENGINES IN GENERAL MECHANICAL ENGINEERING NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES STEAM ENGINES WEAPONS
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Beschreibung
Zusammenfassung:	A core structure (10) includes a first core element (16) including a leading edge section (30), a tip section (32), and a turn section (34) joining the leading edge and tip sections (30, 32). The first core element (16) is adapted to be used to form a leading edge cooling circuit (102) in a gas turbine engine airfoil (100). The leading edge cooling circuit (102) includes a cooling fluid passage (104) having a leading edge portion (106) formed by the first core element leading edge section (30), a tip portion (108) formed by the first core element tip section (32), and a turn portion (110) formed by the first core element turn section (34). Each of the leading edge portion (106), the tip portion (108), and the turn portion (110) of the cooling fluid passage (104) are formed concurrently in the airfoil (100) by the first core element (16). L'invention concerne une structure d'âme (10) comprenant un premier élément d'âme (16) comprenant une section de bord d'attaque (30), une section d'extrémité (32), et une section coudée (34) joignant les sections de bord d'attaque et d'extrémité (30, 32). Le premier élément d'âme (16) est conçu pour être utilisé pour former un circuit de refroidissement de bord d'attaque (102) dans un profil aérodynamique de moteur à turbine à gaz (100). Le circuit de refroidissement de bord d'attaque (102) comprend un passage de fluide de refroidissement (104) possédant une partie de bord d'attaque (106) formée par la section de bord d'attaque de premier élément d'âme (30), une partie d'extrémité (108) formée par la section d'extrémité de premier élément d'âme (32), et une partie coudée (110) formée par la section coudée de premier élément d'âme (34). Chacune parmi la partie de bord d'attaque (106), la partie d'extrémité (108), et la partie coudée (110) du passage de fluide de refroidissement (104) est formée simultanément dans le profil aérodynamique (100) par le premier élément d'âme (16).