CN106471212A - 具有前缘冲击冷却系统和近壁冲击系统的涡轮机翼型件冷却系统 - Google Patents

Abstract

公开了一种可在涡轮发动机中使用的并具有内部冷却系统（14）的涡轮机翼型件（10），所述内部冷却系统具有前缘冲击通道（16）用于加强涡轮机翼型件（10）的前缘（18）的冷却，而不具有前缘气膜冷却喷头。内部冷却系统（14）可以包括由前缘壁（22）形成的前缘冷却供应通道（20），所述前缘壁具有前缘叶尖（24），所述前缘叶尖比前缘冷却供应通道（20）的其他部分更接近大体细长中空翼型件（28）的前缘（18）的内部表面（26）。前缘冷却供应通道（20）可包括前缘冲击孔（30），用于引导冷却流体冲击在翼型件（28）的前缘（18）的内部表面（26）上。内部冷却系统（14）还可以包括一个或更多个近壁肋（92），所述近壁肋具有在前缘冷却供应通道（20）中的冲击孔（90），用于向近壁提供额外的冷却。

Description

具有前缘冲击冷却系统和近壁冲击系统的涡轮机翼型件冷却 系统

对于联邦政府资助的研究或开发的声明

本发明的开发由美国能源部先进涡轮机开发计划合同No.DEFC26-05NT42644部分支撑。相应地，美国政府在本发明中可以具有某些权利。

技术领域

本发明总体上涉及涡轮机翼型件，并更具体地涉及在燃气涡轮发动机的中空涡轮机翼型件中的前缘冷却系统。

背景技术

燃气涡轮发动机典型地包括用于压缩空气的压缩机、用于混合已压缩空气和燃料并点燃混合物的燃烧器和用于产生动力的涡轮机动叶组件。燃烧器通常在可以超过2500华氏度的高温下运行。典型的涡轮机燃烧器的构造将涡轮机动叶组件暴露于这些高温。因此，涡轮机动叶必须由能够经受此种高温的材料制成。此外，涡轮机动叶通常包含冷却系统，用于延长动叶的寿命并减少由过高温度造成的失效的可能性。

涡轮机动叶典型地由在一端具有平台的叶根部分和形成动叶的细长部分形成，所述动叶从联接到叶根部分的平台向外延伸。动叶通常由与叶根部分相对的叶尖、前缘和后缘组成。大多数涡轮机动叶的内部部分典型地包含形成冷却系统的冷却通道的曲折的迷宫。动叶中的冷却通道从涡轮发动机的压缩机接收空气并传递空气通过动叶。冷却通道经常包括设计以将涡轮机动叶的所有部分保持在相对均匀的温度的多个流动通路。然而，离心力和在边界层的空气流经常阻止涡轮机动叶的一些区域被充分冷却，这导致局部热点的形成。局部热点根据其位置可能减少涡轮机动叶的有用寿命并可能损坏涡轮机动叶到需要更换动叶的程度。静叶相似地产生可能减少涡轮机静叶有用寿命的局部热点。涡轮机翼型件的前缘典型地包括形成喷头的多个气膜冷却孔。当气膜冷却孔的喷头冷却前缘时，传统的喷头构造经常是低效的。

发明内容

公开了一种可在涡轮发动机中使用的并具有内部冷却系统的涡轮机翼型件，所述内部冷却系统具有前缘冲击通道用于加强涡轮机翼型件的前缘的冷却，而不具有前缘气膜冷却喷头。内部冷却系统可包括由前缘壁形成的前缘冷却供应通道，所述前缘壁具有前缘叶尖，所述前缘叶尖比前缘冷却供应通道的其他部分更接近大体细长中空翼型件的前缘的内部表面。前缘冷却供应通道可以包括一个或更多个前缘冲击孔，用于在前缘冷却供应通道中引导冷却流体冲击在翼型件的前缘的内部表面上。内部冷却系统还可以包括一个或更多个近壁肋，所述近壁肋具有在前缘冷却供应通道中的冲击孔，用于向外部壁提供额外的冷却。

在至少一个实施例中，涡轮机翼型件可以是涡轮机动叶或者静叶。涡轮机翼型件可以由大体细长中空翼型件形成，所述大体细长中空翼型件具有前缘、后缘、压力侧、吸力侧、在第一端部处的叶尖、在与第一端部大体相对的第二端部处联接到翼型件的用于支撑翼型件并用于联接翼型件到圆盘的叶根、和由在细长中空翼型件中的至少一个腔体形成的内部冷却系统。内部冷却系统可以包括前缘冷却供应通道和前缘冲击通道，所述前缘冲击通道沿着大体细长中空翼型件的前缘定位在大体细长中空翼型件内。前缘冷却供应通道可以由前缘壁形成，所述前缘壁具有前缘叶尖，所述前缘叶尖比前缘冷却供应通道的其他部分更接近大体细长中空翼型件的前缘的内部表面。在这样的位置中，前缘冷却供应通道可以靠着前缘的内表面输送冲击流体以冷却前缘。内部冷却系统还可以包括在前缘冷却供应通道的前缘叶尖中的一个或更多个前缘冲击孔，用于排放冷却流体以在前缘冲击通道中冲击在大体细长中空翼型件的前缘的内部表面上。在前缘冷却供应通道的前缘叶尖中的前缘冲击孔可以由对齐到一个或更多个前缘冲击孔的翼展方向延伸排中的多个前缘冲击孔形成。

内部冷却系统还可以包括在前缘冷却供应通道中定位在近壁肋中的一个或更多个近壁冲击孔，以及定位在所述至少一个近壁冲击孔的后面和下游的一个或更多个近壁径向流动通道。内部冷却系统还可以包括第一弦向延伸冲击肋，所述第一弦向延伸冲击肋与第二弦向延伸冲击肋沿翼展方向分离，其中第一弦向延伸冲击肋和第二弦向延伸冲击肋在包含所述至少一个近壁冲击孔的近壁肋和所述翼型件的前缘之间延伸。

近壁肋可以在前缘冷却供应通道中从前缘冷却供应通道的ID端部沿翼展方向延伸到前缘冷却供应通道的OD端部。在至少一个实施例中，近壁肋可以在压力侧和形成前缘冷却供应通道的前缘壁的第一前缘部分之间延伸并可以形成压力侧近壁肋。在前缘冷却供应通道中定位在近壁肋中的近壁冲击孔可以由定位在压力侧近壁肋中的多个近壁冲击孔形成。相似地，第一和第二弦向延伸冲击肋可以由从压力侧近壁肋沿弦向延伸的多个第一和第二弦向延伸冲击肋形成。第一和第二弦向延伸冲击肋可以沿翼展方向从多个近壁冲击孔的入口偏移。近壁肋可以在吸力侧和形成前缘冷却供应通道的前缘壁的第二前缘部分之间延伸并可以形成吸力侧近壁肋。在前缘冷却供应通道中定位在近壁肋中的近壁冲击孔可以包括定位在吸力侧近壁肋中的多个近壁冲击孔。第一和第二弦向延伸冲击肋可以包括从吸力侧近壁肋沿弦向延伸的多个第一和第二弦向延伸冲击肋。第一和第二弦向延伸冲击肋可以沿翼展方向从多个近壁冲击孔的入口偏移。

前缘冷却供应通道可以由沿翼展方向延伸的第一前缘壁和沿翼展方向延伸并联接到所述第一前缘壁形成前缘叶尖的第二前缘壁形成，其中第一前缘壁与第二前缘壁非正交。前缘冷却供应通道的第一和第二前缘壁可以限定由压力侧部分和与所述压力侧部分非正交的吸力侧部分形成的前缘冲击通道的部分。在至少一个实施例中，前缘冲击通道的压力侧部分和吸力侧部分可以形成C形横截面的前缘冲击通道。第一前缘壁还可以与形成大体细长中空翼型件的压力侧的外部壁对齐，第二前缘壁可以与形成大体细长中空翼型件的吸力侧的外部壁对齐。前缘冷却供应通道可以由沿翼展方向延伸的第一后缘壁和沿翼展方向延伸并联接到所述第一后缘壁形成后缘叶尖的第二后缘壁形成，其中第一后缘壁与第二后缘壁非正交。

前缘冷却供应通道可以从形成压力侧的外部壁和形成大体细长中空翼型件的吸力侧的外部壁偏移。特别地，前缘冷却供应通道可以由压力侧肋支撑，所述压力侧肋在形成大体细长中空翼型件的压力侧的外部壁和前缘冷却供应通道的第一前缘壁之间延伸，所述前缘冷却供应通道可以由吸力侧肋支撑，所述吸力侧肋在形成大体细长中空翼型件的吸力侧的外部壁和前缘冷却供应通道的第二前缘壁之间延伸。

与大多数传统的系统不同，具有前缘冲击孔的前缘冷却供应通道的优势设置了具有更高传热强化的加强近壁冲击，而没有在翼型件前缘的气膜冷却。

前缘冷却供应通道的另一个优势在于，前缘冷却供应通道设置了中间通道以在前缘提供近壁冲击。

前缘冷却供应通道的又一个优势在于，能够减少前缘冷却供应通道和前缘之间的距离，且在设计翼型件的内部部分时有更多的灵活性，例如允许肋在翼型件中被加宽且用于添加内部通道。

内部冷却系统的还一个优势在于，更好的冷却分布可以通过冲击阵列、近壁冲击孔和近壁径向流动通道实现，其将流动沿着外部壁拉向冲击通道的边缘。

内部冷却系统的另一个优势在于，内部冷却系统经历更高的后侧对流冷却。

内部冷却系统的又一个优势在于，不需要气膜冷却，因此所有喷头孔被移除。

内部冷却系统的另一个优势在于，由于缺少前缘喷头，涡轮机翼型对热障涂层分裂具有升高的抵抗性。

内部冷却系统的还一个优势在于，内部冷却系统经历升高的部件冷却效率。

内部冷却系统的另一个优势在于，由于更少的气膜冷却需求，内部冷却系统经历冷却流体流量的减少，以及由于更好的分布和更高的冷侧传热系数量级，内部冷却系统经历提高的后侧冷却。

内部冷却系统的又一个优势在于，近壁冲击孔可以斜置以引导流体冲击在形成压力侧或吸力侧或两者的外部壁的内部表面上，从而提高内部冷却系统的冷却能力。

本发明的另一个优势是，内部冷却系统可以包括两个冲击子系统，前缘冲击孔和近壁冲击孔。

下文更详细地描述这些和其它实施例。

附图说明

包含于说明书并形成说明书一部分的附图示出了当前公开的发明的实施例，且与说明书一起公开本发明的原理。

图1是具有根据本发明的特征的涡轮机翼型件的透视图。

图2是图1中所示的涡轮机翼型件沿着图1中的截面线2-2选取的横截面视图。

图3是图2的涡轮机翼型件中的内部冷却系统的示意图。

图4是在图2中的细节线4-4处所示的前缘冲击通道和前缘冷却供应通道的细节视图。

图5是沿着图4中的截面线5-5选取的图1中所示的前缘冲击通道的横截面视图。

具体实施方式

如图1-5中所示，公开了一种可在涡轮发动机中使用的并具有内部冷却系统14的涡轮机翼型件10，所述内部冷却系统具有前缘冲击通道16用于加强涡轮机翼型件10的前缘18的冷却，而不具有前缘气膜冷却喷头。内部冷却系统14可以包括由前缘壁22形成的前缘冷却供应通道20，所述前缘壁具有前缘叶尖24，所述前缘叶尖比前缘冷却供应通道20的其他部分更接近大体细长中空翼型件28的前缘18的内部表面26。前缘冷却供应通道20可以包括一个或更多个前缘冲击孔30，用于在前缘冷却供应通道20中引导冷却流体冲击在翼型件28的前缘18的内部表面26上。内部冷却系统14还可以包括一个或更多个近壁肋92，所述近壁肋具有在前缘冷却供应通道20中的冲击孔90，用于向外部壁56、58提供额外的冷却。

在至少一个实施例中，如图1中所示，涡轮机翼型件10可以是涡轮机动叶或者静叶。涡轮机翼型件10可以由大体细长中空翼型件28形成，所述大体细长中空翼型件具有前缘18、后缘36、压力侧48、吸力侧50、在第一端部40处的叶尖38、在与第一端部40大体相对的第二端部44处联接到翼型件10的用于支撑翼型件10并用于联接翼型件10到圆盘的叶根42、和由在细长中空翼型件28中的至少一个腔体46形成的冷却系统14。如图2-4中所示，内部冷却系统14可以包括前缘冷却供应通道20和前缘冲击通道16，所述前缘冲击通道沿着大体细长中空翼型件28的前缘18定位在大体细长中空翼型件28内。前缘冷却供应通道20可以由前缘壁22形成，所述前缘壁具有前缘叶尖24，所述前缘叶尖比前缘冷却供应通道20的其他部分更接近大体细长中空翼型件28的前缘18的内部表面26。

前缘冷却供应通道20可以由沿翼展方向延伸的第一前缘壁52和沿翼展方向延伸并联接到所述第一前缘壁52形成前缘叶尖24的第二前缘壁54形成。第一前缘壁52可以与第二前缘壁54非正交。在至少一个实施例中，如图2和4中所示，第一前缘壁52可以与形成大体细长中空翼型件28的压力侧48的外部壁56对齐。第二前缘壁54可以与形成大体细长中空翼型件28的吸力侧50的外部壁58对齐。前缘冷却供应通道20可以从形成压力侧48的外部壁56和形成大体细长中空翼型件28的吸力侧50的外部壁58偏移。前缘冷却供应通道20可以由压力侧肋60支撑，所述压力侧肋在形成大体细长中空翼型件28的压力侧48的外部壁56和前缘冷却供应通道20的第一前缘壁52之间延伸。前缘冷却供应通道20也可以由吸力侧肋62支撑，所述吸力侧肋在形成大体细长中空翼型件28的吸力侧50的外部壁58和前缘冷却供应通道20的第二前缘壁54之间延伸。前缘冷却供应通道20也可以由沿翼展方向延伸的第一后缘壁80和沿翼展方向延伸并联接到所述第一后缘壁形成后缘叶尖84的第二后缘壁82形成。第一后缘壁80可以与第二后缘壁82非正交。

内部冷却系统14可以包括在前缘冷却供应通道20的前缘叶尖24中的一个或更多个前缘冲击孔30，用于排放冷却流体以在前缘冲击通道16中冲击在大体细长中空翼型件28的前缘18的内部表面26上。在至少一个实施例中，内部冷却系统14可以包括多个前缘冲击孔30，所述多个前缘冲击孔对齐到前缘冲击孔30的翼展方向延伸排中。在至少一个实施例中，可能有前缘冲击孔30的多个翼展方向延伸排，例如但不限制于，在滞止线66处的第一翼展方向延伸排64，在滞止线66的压力侧48上的第二翼展方向延伸排68，和在滞止线66的吸力侧50上的第三翼展方向延伸排70。前缘冲击孔30可以具有任何合适尺寸的开口和横截面面积和形状。

前缘冷却供应通道20的第一和第二前缘壁52、54可以限定由压力侧部分72和与所述压力侧部分72非正交的吸力侧部分74形成的前缘冲击通道16的部分。前缘冲击通道16的压力侧部分72和吸力侧部分74可以形成C形横截面的前缘冲击通道16。

内部冷却系统14可以包括前缘冲击孔30但可能不排放冷却流体通过翼型件10的前缘18。相反，冷却流体可以排放通过前缘冲击通道16的径向内部或外部端部40、44。此构造可以在叶尖38或其他地方形成显著的横向流动，这可以降低前缘冲击孔30的有效性。然而，在安置前缘冲击孔30的前缘叶尖24和翼型件10的前缘18的内部表面26之间的减少的距离相对于传统的构造应当会降低负面影响。

如图4和5中所示，内部冷却系统14可以包括在前缘冷却供应通道20中定位在近壁肋92中的一个或更多个近壁冲击孔90。内部冷却系统14还可以包括在近壁肋92后面的一个或更多个近壁径向流动通道94，从而近壁径向流动通道94在流体已经流动通过近壁冲击孔90之后接收冲击冷却流体。近壁径向流动通道94可以包括压力侧近壁径向流动通道114和吸力侧近壁径向流动通道116。压力侧近壁径向流动通道114和吸力侧近壁径向流动通道116从翼型件10引导冷却流体并从内部冷却系统14排放冷却流体。

近壁肋92可以在前缘冷却供应通道20中从前缘冷却供应通道20的ID端部100沿翼展方向延伸到前缘冷却供应通道20的OD端部102。近壁肋92可以在压力侧48和形成前缘冷却供应通道20的前缘壁的第一前缘部分52之间延伸并形成压力侧近壁肋104。在至少一个实施例中，内部冷却系统14可以包括定位在压力侧近壁肋104中的多个近壁冲击孔90。

内部冷却系统14还可以包括第一弦向延伸冲击肋96，所述第一弦向延伸冲击肋与第二弦向延伸冲击肋98沿翼展方向分离。在至少一个实施例中，内部冷却系统14可以包括从压力侧近壁肋104沿弦向延伸的多个第一和第二弦向延伸冲击肋96、98。第一和第二弦向延伸冲击肋96、98可以沿翼展方向从近壁冲击孔90的入口106偏移。第一和第二弦向延伸冲击肋96、98可以从近壁肋92朝向前缘18延伸。第一和第二弦向延伸冲击肋96、98减少横向流动并引导冷却流体进入在第一和第二弦向延伸冲击肋96、98之间形成的通道118并朝向近壁冲击孔90。

近壁冲击孔90可以被定位从而离开近壁冲击孔90的冲击流体被引导以接触形成压力侧48的外部壁56的内部表面26或者形成吸力侧50的外部壁58的内部表面26或者两者。近壁冲击孔90可以斜置从而近壁冲击孔90的纵向轴线可以与形成压力侧48的外部壁56的内部表面26或者形成吸力侧50的外部壁58的内部表面26相交。

一个或更多个近壁肋92可以在吸力侧50和形成前缘冷却供应通道20的前缘壁的第二前缘部分54之间延伸并可以形成吸力侧近壁肋108。在至少一个实施例中，内部冷却系统14可以包括定位在吸力侧近壁肋108中的多个近壁冲击孔90。内部冷却系统14还可以包括从吸力侧近壁肋108沿弦向延伸的多个第一和第二弦向延伸冲击肋96、98。第一和第二弦向延伸冲击肋96、98可以沿翼展方向从多个近壁冲击孔90的入口106偏移。

在使用期间，冷却流体（例如但不限制于空气）可以被供应给内部冷却系统14。冷却流体可以进入前缘冷却供应通道20并沿弦向流动贯穿前缘冷却供应通道20。冷却流体可以流动通过前缘冲击孔30且可以冲击在前缘18的内部表面26上。冷却流体可以由于对流而升高温度，且可以沿着形成压力和吸力侧48、50的内部表面流动。多个第一和第二弦向延伸冲击肋96、98可以减少横向流动并引导冲击流体朝向在近壁肋92中的近壁冲击孔90。冷却流体可以从前缘冲击通道16和由第一和第二弦向延伸冲击肋96、98形成的通道118通过近壁肋92中的近壁冲击孔90排放。冷却流体冲击在压力侧48的外部壁56的内部表面26上和吸力侧50的外部壁58的内部表面26上。冷却流体在近壁肋92后面的前缘冲击通道16的径向流动通道94中沿翼展方向流动。

上述内容被提供用于说明、解释和描述本发明的实施例。对这些实施例的修改和调整对于本领域技术人员来说将是显而易见的，且可以在不偏离本发明的范围或精神的情况下做出。

Claims (16)

1.一种在燃气涡轮发动机中使用的涡轮机翼型件（10），其特征在于：

大体细长中空翼型件（28），具有前缘（18）、后缘（36）、压力侧（48）、吸力侧（50）、第一端部（40）、与第一端部（40）大体相对的用于支撑所述翼型件（28）的第二端部（44）、和由在细长中空翼型件（28）中的至少一个腔体（46）形成的内部冷却系统（14）；

内部冷却系统（14）包括前缘冷却供应通道（20）和前缘冲击通道（16），所述前缘冲击通道沿着大体细长中空翼型件（28）的前缘（18）定位在大体细长中空翼型件（28）内；

其中，前缘冷却供应通道（20）由前缘壁（22）形成，所述前缘壁具有前缘叶尖（24），所述前缘叶尖比前缘冷却供应通道（20）的其他部分更接近大体细长中空翼型件（28）的前缘（18）的内部表面（26）；

在前缘冷却供应通道（20）的前缘叶尖（24）中的至少一个前缘冲击孔（30），用于排放冷却流体以在前缘冲击通道（16）中冲击在大体细长中空翼型件（28）的前缘（18）的内部表面（26）上；

在前缘冷却供应通道（20）中定位在近壁肋（92）中的至少一个近壁冲击孔（90）；

定位在至少一个近壁冲击孔（90）的后面和下游的至少一个近壁径向流动通道（94）；和

第一弦向延伸冲击肋（96），所述第一弦向延伸冲击肋与第二弦向延伸冲击肋（98）沿翼展方向分离，其中，第一弦向延伸冲击肋（96）和第二弦向延伸冲击肋（98）在包含所述至少一个近壁冲击孔（90）的近壁肋（92）和翼型件（28）的前缘（18）之间延伸。

2.如权利要求1所述的涡轮机翼型件（10），其特征在于：至少一个近壁肋（92）在前缘冷却供应通道（20）中从前缘冷却供应通道（20）的ID端部（100）沿翼展方向延伸到前缘冷却供应通道（20）的OD端部（102）。

3.如权利要求1所述的涡轮机翼型件（10），其特征在于：至少一个近壁肋（92）在压力侧（48）和形成前缘冷却供应通道（20）的前缘壁（22）的第一前缘部分（52）之间延伸并形成压力侧近壁肋（60）。

4.如权利要求3所述的涡轮机翼型件（10），其特征在于：在前缘冷却供应通道（20）中定位在近壁肋（92）中的至少一个近壁冲击孔（90）包括定位在压力侧近壁肋（60）中的多个近壁冲击孔（90）。

5.如权利要求4所述的涡轮机翼型件（10），其特征在于：第一和第二弦向延伸冲击肋（96、98）包括从压力侧近壁肋（60）沿弦向延伸的多个第一和第二弦向延伸冲击肋（98），其中，第一和第二弦向延伸冲击肋（96、98）沿翼展方向从多个近壁冲击孔（90）的入口（106）偏移。

6.如权利要求1所述的涡轮机翼型件（10），其特征在于：至少一个近壁肋（92）在吸力侧（50）和形成前缘冷却供应通道（20）的前缘壁（22）的第二前缘部分（54）之间延伸并形成吸力侧近壁肋（62）。

7.如权利要求6所述的涡轮机翼型件（10），其特征在于：在前缘冷却供应通道（20）中定位在近壁肋（92）中的至少一个近壁冲击孔（90）包括定位在吸力侧近壁肋（62）中的多个近壁冲击孔（90）。

8.如权利要求7所述的涡轮机翼型件（10），其特征在于：第一和第二弦向延伸冲击肋（96、98）包括从吸力侧近壁肋（62）沿弦向延伸的多个第一和第二弦向延伸冲击肋（98），其中，第一和第二弦向延伸冲击肋（96、98）沿翼展方向从多个近壁冲击孔（90）的入口（106）偏移。

9.如权利要求1所述的涡轮机翼型件（10），其特征在于：前缘冷却供应通道（20）由沿翼展方向延伸的第一前缘壁（52）和沿翼展方向延伸并联接到所述第一前缘壁（52）形成前缘叶尖（24）的第二前缘壁（54）形成，其中，第一前缘壁（52）与第二前缘壁（54）非正交。

10.如权利要求9所述的涡轮机翼型件（10），其特征在于：前缘冷却供应通道（20）的第一和第二前缘壁（52、54）限定由压力侧部分（72）和与所述压力侧部分（72）非正交的吸力侧部分（74）形成的前缘冲击通道（16）的部分。

11.如权利要求10所述的涡轮机翼型件（10），其特征在于：前缘冲击通道（16）的压力侧部分（72）和吸力侧部分（74）形成C形横截面的前缘冲击通道（16）。

12.如权利要求9所述的涡轮机翼型件（10），其特征在于：第一前缘壁（52）与形成大体细长中空翼型件（28）的压力侧（48）的外部壁（56）对齐，第二前缘壁（54）与形成大体细长中空翼型件（28）的吸力侧（50）的外部壁（58）对齐。

13.如权利要求9所述的涡轮机翼型件（10），其特征在于：前缘冷却供应通道（20）由沿翼展方向延伸的第一后缘壁（80）和沿翼展方向延伸并联接到所述第一后缘壁（80）形成后缘叶尖（84）的第二后缘壁（82）形成，其中，第一后缘壁（80）与第二后缘壁（82）非正交。

14.如权利要求13所述的涡轮机翼型件（10），其特征在于：前缘冷却供应通道（20）从形成压力侧（48）的外部壁（56）和形成大体细长中空翼型件（28）的吸力侧（50）的外部壁（58）偏移。

15.如权利要求14所述的涡轮机翼型件（10），其特征在于：前缘冷却供应通道（20）由压力侧肋（60）支撑，所述压力侧肋在形成大体细长中空翼型件（28）的压力侧（48）的外部壁（56）和前缘冷却供应通道（20）的第一后缘壁（80）之间延伸，所述前缘冷却供应通道（20）由吸力侧肋（62）支撑，所述吸力侧肋在形成大体细长中空翼型件（28）的吸力侧（50）的外部壁（58）和前缘冷却供应通道（20）的第二后缘壁（82）之间延伸。

16.如权利要求1所述的涡轮机翼型件（10），其特征在于：在前缘冷却供应通道（20）的前缘叶尖（24）中的至少一个前缘冲击孔（30）由对齐到前缘冲击孔（30）的至少一个翼展方向延伸排（64、68、70）中的多个前缘冲击孔（30）形成。