[특허]Rotor blade for a gas turbine engine

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Rotor blade for a gas turbine engine 원문보기

IPC분류정보
국가/구분	United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판)	F01D-005/08 F01D-005/18
출원번호	US-0112808 (1980-01-15)
우선권정보	GB-0003631 (1979-02-01)
발명자 / 주소	Tubbs Henry (Shirley GB2)
출원인 / 주소	Rolls-Royce Limited (London GB2 03)
인용정보	피인용 횟수 : 14 인용 특허 : 2

초록 ▼

A rotor blade for a gas turbine engine comprises an aerofoil, shank portion and a root by which the remainder of the blade may be supported from a rotor disc. Cooling for the aerofoil is provided by passages in the leading portion of the aerofoil which are fed with cooling air from an entry aperture and a sealed liquid cooling circuit which contains a cooling liquid. This circuit comprises a liquid feed passage adjacent the trailing edge of the aerofoil and connected adjacent the tip of the aerofoil with a vapor return passage, both passages communicating with a sealed cavity within the shank of the blade. In operation the cooling fluid (e.g. metallic sodium) flows under the influence of centrifugal and other forces along the feed passage, is vaporized and returns to the cavity via the return passage. The cavity acts as a condenser for the fluid.

대표청구항 ▼

A rotor blade for a gas turbine engine comprising an aerofoil, a shank portion and a root adapted to engage with a rotor disc so as to support the aerofoil via the shank, and cooling means for the aerofoil comprising passages in the leading portion of the aerofoil, a cooling air entry aperture connected to the passages for the flow of cooling air therethrough, and a sealed cooling fluid circuit in the trailing portion of the aerofoil containing a quantity of cooling fluid and comprising a liquid feed passage closely adjacent to the trailing edge, and a vapour return passage forward of said liquid feed passage, wall portions extending between the flanks of the blade which at least partly divide said feed from said return passage, and a sealed cavity within the shank of the blade communicating with the feed and return passages and adapted to operate as a condenser of the vapour.

이 특허에 인용된 특허 (2)

Allen ; James M. ; Szewczuk ; Thomas M., Hollow turbine blade tip closure.
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Eskesen John H. (Schenectady NY), Thermosyphon liquid cooled turbine bucket.
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이 특허를 인용한 특허 (14)

Toby G. Darkins, Jr. ; Mark E. Noe ; Douglas M. Carper, Apparatus for reducing thermal stress in turbine airfoils.
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Abdel-Messeh William (Beloeil CAX), Blade cooling for gas turbine engine.
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Fife William P. (2350 W. Briargate Bryan TX 77802), Closed circuit breathing apparatus and method of using same.
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Huber David John ; Briesch Michael Scot, Closed loop air cooling system for combustion turbines.
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Stickler David B. ; Kerrebrock Jack L., Evaporatively cooled rotor for a gas turbine engine.
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Stickler David B. ; Kerrebrock Jack L., Evaporatively cooled rotor for a gas turbine engine.
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Liang, George, Large tapered rotor blade with near wall cooling.
상세보기
John Peter Heyward ; Roger Dale Wustman ; Timothy Lane Norris ; Richard Clay Haubert ; Paul John Fink, Methods and apparatus for extending gas turbine engine airfoils useful life.
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Beddard,Thomas B.; Parks,Kenneth L., Perimeter-cooled stage 1 bucket core stabilizing device and related method.
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Kerrebrock Jack L., Radial flow turbine with internal evaporative blade cooling.
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Snider, Zachary John; Foster, Gregory Thomas; Weber, Joseph Anthony; Wiedenhoefer, James Fredric, Turbine airfoil trailing edge coolant passage created by cover.
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Schofield Peter R. (Bristol GB2), Turbine blade for gas turbine engine.
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Herzlinger, Jason Douglas; Bommanakatte, Harish; Giglio, Anthony Louis, Turbine bucket including cooling passage with turn.
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Jack L. Kerrebrock, Turbine or system with internal evaporative blade cooling.
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관련 콘텐츠

특허 원문 보기

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IPC 상위 출원인

특허정보
IPC	Description
A	생활필수품
A62	인명구조; 소방(사다리 E06C)
A62B	인명구조용의 기구, 장치 또는 방법(특히 의료용에 사용되는 밸브 A61M 39/00; 특히 물에서 쓰이는 인명구조 장치 또는 방법 B63C 9/00; 잠수장비 B63C 11/00; 특히 항공기에 쓰는 것, 예. 낙하산, 투출좌석 B64D; 특히 광산에서 쓰이는 구조장치 E21F 11/00)
A62B-1/08	.. 윈치 또는 풀리에 제동기구가 있는 것

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