| 摘要 |
Álabe (1) de una turbina de gas de un motor de avión, que comprende al menos un primer circuito de refrigeración (A) que comprende al menos una cavidad intradós (2) que se extiende radialmente del lado intradós (1a) del álabe, al menos un segundo circuito de refrigeración (B) independiente del primer circuito de refrigeración (A), que comprende al menos una cavidad extradós (4) que se extiende radialmente del lado extradós del álabe, y al menos un tercer circuito de refrigeración (C) independiente del primer y del segundo circuitos de refrigeración, que comprende al menos una cavidad central (6) situada en la parte central del álabe entre la cavidad intradós (2) y la cavidad extradós (4), al menos una cavidad de borde delantero (8) situada en la proximidad del borde delantero (1c) del álabe, orificios (10) de comunicación que se abren en la cavidad central y desembocan en la cavidad de borde delantero, y orificios (12) de salida que se abren en la cavidad de borde delantero y desembocan enel borde delantero (1c) del álabe, comprendiendo el segundo circuito de refrigeración (B) al menos cuatro cavidades extradós (4a a 4d), al menos dos aberturas (22a, 22b) de admisión de aire en una extremidad radial de una primera (4a) y de una segunda (4b) cavidades extradós para alimentar al segundo circuito de refrigeración (B) con aire de refrigeración, un primer (24) y un segundo (26) pasos que hacen comunicar respectivamente la otra extremidad radial de la primera y de la segunda cavidades extradós con una extremidad radial adyacente de una tercera cavidad extradós (4c), un tercer paso (28) que hace comunicar la otra extremidad radial de la tercera cavidad extradós con una extremidad radial adyacente de una cuarta cavidad extradós (4d), y orificios (30) de salida que se abren en la cuarta cavidad extradós y desembocan en la cara extradós (1b) del álabe.
|
