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특허 상세정보

Aircraft gas turbine engine turbine blade cooling

국가/구분 United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판) F02K-003/02    F02C-003/06    F02C-007/18   
미국특허분류(USC) 60/226R ; 60/229 ; 60/3923 ; 60/3966
출원번호 US-0522275 (1974-11-08)
우선권정보 UK-0052236 (1973-11-09)
발명자 / 주소
출원인 / 주소
인용정보 피인용 횟수 : 6  인용 특허 : 0
초록

An axial flow gas turbine engine, for use in a V/STOL aircraft, of the type having a rotatable nozzle for vectoring the direction of exhausting gas and a tapping for bleeding high pressure compressor outlet gas for use in an aircraft stabilising system, has controllable means for supplying compressor outlet gas to the turbine blades. The same valve is used for controlling supply of gas to the turbine blades and to the stabilising system.

대표
청구항

An axial flow gas turbine engine for use in a V/STOL aircraft having aircraft stabilisation jets comprising, compressor means driveen by turbine means, the turbine means having at least one row of turbine blades mounted on a turbine disc; aT least one combustion chamber situated between the compressor means and the turbine means; an exhaust nozzle; a tapping downstream of the compressor means and upstream of the combustion chamber; outlet means for permitting gas from the tapping to flow to the aircraft stabilisation jets; means for supplying gas from th...