用于翼型件的两部分式冷却通道的制作方法

本申请与同时提交且目前未决的美国申请us15/862927，(ge案卷编号323936-1)有关。

本公开大致涉及涡轮翼型件冷却，且更具体地涉及用于涡轮翼型件的两部分式冷却通道。

发明背景

燃气涡轮叶片的翼型件和喷嘴暴露于过多的热载荷。翼型件典型地以高浓度的热障涂层(tbc)覆盖。所以，tbc经历层裂(或称为剥落，即spall)，这使得翼型件更难以冷却。为了使翼型件冷却，冷却剂典型地通过冷却通道从翼型件的内室通过孔引入至翼型件的外表面。大量地布置冷却通道，这生成翼型件中的许多孔。在前缘处，冷却孔布置可以被称为淋浴头(showerhead)布置。理想地，冷却剂生成冷却膜(即，横过且接近于翼型件的表面的流)，该冷却膜沿着翼型件的表面向下游延伸。

在前缘上，带有传统的圆形或圆锥形状的退出孔(或称为离开孔，即exithole)的冷却通道相对于表面径向地取向，即，这些冷却通道相对于热气流动方向被垂直地钻削。所以，冷却流不得不进行急转，且易受从翼型件表面的吹掉的影响，这可能降低冷却剂覆盖范围和横向地平均的冷却有效性。具有成型的扩散退出孔的冷却通道典型地在翼型件上的其它区域中使用，且具有相对较高的冷却有效性，但由于前缘的曲率半径小而尚未在前缘中成功地使用。即，成形的扩散退出孔需要使用传统的制造方法来几乎垂直于表面被钻削。该布置导致降低的冷却性能。

除了上文的挑战之外，还存在如下的增长的需要：在同样地维持前缘处的膜冷却的同时，减少总体冷却剂使用量，以满足前倾效率。为了减少总体冷却流动，典型地使用较少的冷却通道，导致孔之间的增大的间距。每个冷却通道因此必须具有提高的横向地平均的冷却有效性和增大的横向冷却剂覆盖范围。许多先进的膜设计依赖于增材制造，以生成改进的冷却通道，但存在需要在该技术能够在热气路径区段中投入广泛使用之前解决的许多挑战。

发明简述

本公开的第一方面提供一种涡轮翼型件，该涡轮翼型件包含：具有翼型件壁的主体；主体内的冷却剂室；以及翼型件壁内的多个冷却通道，每个冷却通道包括：从翼型件壁的外表面上的第一点延伸到冷却剂室的第一部分；从翼型件壁的外表面上的远离第一点的第二点延伸至与第一部分的中间部分相交的第二部分；以及在第一点处将第一部分封闭但保留第二部分开放的盖元件，其中，每个冷却通道具有与冷却剂室流体连通的单个入口和第二部分的第二点处的单个出口。

本公开的第二方面提供在翼型件的翼型件壁中形成冷却通道的方法，涡轮翼型件包括其中的冷却剂室，该方法包括：形成冷却通道的第一部分，第一部分从翼型件壁的外表面上的第一点延伸到冷却剂室；形成冷却通道的第二部分，第二部分从翼型件壁的外表面上的远离第一点的第二点延伸至与第一部分的中间部分相交；以及在第一点处利用盖元件来将第一部分封闭，但保留第二部分开放，其中，每个冷却通道具有与冷却剂室流体连通的单个入口和第二部分的第二点处的单个出口。

本公开的图示性的方面设计成解决本文中所描述的问题和/或未讨论的其它问题。

技术方案1.一种涡轮翼型件，包含：

具有翼型件壁的主体；

所述主体内的冷却剂室；以及

所述翼型件壁内的多个冷却通道，每个冷却通道包括：

第一部分，其从所述翼型件壁的外表面上的第一点延伸到所述冷却剂室，

第二部分，其从所述翼型件壁的外表面上的远离所述第一点的第二点延伸至与所述第一部分的中间部分相交，以及

盖元件，其在所述第一点处将所述第一部分封闭，但保留所述第二部分开放，

其中，每个冷却通道具有与所述冷却剂室流体连通的单个入口和所述第二部分的第二点处的单个出口。

技术方案2.根据技术方案1所述的涡轮翼型件，其中，所述第二部分的第二点包括自所述前缘起在轴向地下游方向上的扩散器开口。

技术方案3.根据技术方案2所述的涡轮翼型件，其中，所述第二部分沿着其从所述第一部分的中间部分到所述第二点的长度相对于所述翼型件壁的所述外表面和内表面发散。

技术方案4.根据技术方案2所述的涡轮翼型件，其中，所述第二部分沿着所述第二部分的从所述第一部分的中间部分到所述第二点的长度相对于所述主体的长度以0°与大约20°之间的角径向地发散。

技术方案5.根据技术方案1所述的涡轮翼型件，其中，所述第二部分与所述第一部分的中间部分交叉。

技术方案6.根据技术方案1所述的涡轮翼型件，其中，所述第一部分与所述翼型件壁的外表面以大约45°与大约90°之间的角会合于所述第一点处，并且，所述第二部分与所述翼型件壁的外表面以大约135°与大约175°之间的角会合于所述第二点处。

技术方案7.根据技术方案1所述的涡轮翼型件，其中，所述盖元件包括热障涂层(tbc)，每个冷却通道的所述第二部分在其所述第二点处延伸穿过所述tbc。

技术方案8.根据技术方案1所述的涡轮翼型件，其中，所述盖元件包括所述第一部分中所述第一点处或其附近的金属塞，并且，

还包含覆盖所述翼型件壁的外表面的热障涂层(tbc)，每个冷却通道的所述第二部分在其所述第二点处延伸穿过所述tbc。

技术方案9.根据技术方案1所述的涡轮翼型件，其中，所述盖元件包括在所述第一点处横过所述第一部分的金属层，并且，

还包含覆盖所述翼型件壁的外表面的热障涂层(tbc)，每个冷却通道的所述第二部分在其所述第二点处延伸穿过所述tbc。

技术方案10.根据技术方案1所述的涡轮翼型件，其中，所述翼型件的一部分包括所述多个冷却通道，并且，所述盖元件包括联接到所述主体的剩余部分的挂片。

技术方案11.根据技术方案1所述的涡轮翼型件，其中，所述第一部分的横截面面积小于所述第二部分的横截面面积，在此所述第二部分与所述第一部分的中间部分相交。

技术方案12.根据技术方案1所述的涡轮翼型件，其中，所述主体包括底座和布置成相对于所述底座的尖端，并且，压力侧壁和吸力侧壁在前缘与后缘之间延伸，且其中，所述翼型件壁布置于所述前缘中。

技术方案13.一种在翼型件的翼型件壁中形成冷却通道的方法，所述涡轮翼型件包括其中的冷却剂室，所述方法包含：

形成所述冷却通道的第一部分，所述第一部分从所述翼型件壁的外表面上的第一点延伸到所述冷却剂室；

形成所述冷却通道的第二部分，所述第二部分从所述翼型件壁的外表面上的远离所述第一点的第二点延伸至与所述第一部分的中间部分相交；以及

在所述第一点处利用盖元件来将所述第一部分封闭，但保留所述第二部分开放，

其中，每个冷却通道具有与所述冷却剂室流体连通的单个入口和所述第二部分的所述第二点处的单个出口。

技术方案14.根据技术方案13所述的方法，其中，每次形成包括钻削。

技术方案15.根据技术方案13所述的方法，其中，形成所述第一部分包括从所述冷却剂室内向外钻削。

技术方案16.根据技术方案13所述的方法，其中，形成所述第二部分包括形成所述第二部分的第二点，以包括自所述前缘起在轴向地下游方向上的扩散器开口。

技术方案17.根据技术方案13所述的方法，其中，利用所述盖元件来将所述第一部分封闭包括将热障涂层(tbc)形成遍于所述外表面上，每个冷却通道的所述第二部分在其所述第二点处延伸穿过所述tbc。

技术方案18.根据技术方案13所述的方法，其中，利用所述盖元件来将所述第一部分封闭包括形成所述第一部分中的所述第一点处或其附近的金属塞，并且，

还包含将热障涂层(tbc)形成遍于所述外表面上，每个冷却通道的所述第二部分在其所述第二点处延伸穿过所述tbc。

技术方案19.根据技术方案13所述的方法，其中，利用所述盖元件来将所述第一部分封闭包括在所述第一点处横过所述第一部分联结金属层，并且，

还包含将热障涂层(tbc)形成遍于所述外表面上，每个冷却通道的所述第二部分在其所述第二点处延伸穿过所述tbc。

技术方案20.根据技术方案13所述的方法，其中，形成所述第一部分和所述第二部分包括形成小于所述第二部分的横截面面积的所述第一部分的横截面面积，在此所述第二部分与所述第一部分的中间部分相交。

附图简述

将从联合描绘本公开的各种实施例的附图的本公开的各种方面的下文的详述更容易理解本公开的这些及其它特征，其中：

图1示出以燃气涡轮系统的形式的图示性的涡轮机械的示意图。

图2示出可以与图1中的燃气涡轮系统一起使用的图示性的燃气涡轮组件的横截面图。

图3示出可以采用本公开的实施例的类型的涡轮转子叶片的透视图。

图4示出可以采用本公开的实施例的类型的涡轮导叶的透视图。

图5示出根据本公开的实施例的涡轮翼型件的局部透视图。

图6示出根据本公开的实施例的涡轮翼型件的翼型件壁的局部横截面图。

图7示出图6的前缘的放大局部横截面图。

图8示出根据本公开的另一实施例的涡轮翼型件的翼型件壁的放大局部横截面图。

图9示出根据本公开的实施例的图7或8的前缘的放大平面图。

图10示出根据本公开的另一实施例的涡轮翼型件的翼型件壁的放大局部横截面图。

图11示出根据本公开的另一实施例的涡轮翼型件的翼型件壁的放大局部横截面图。

图12示出根据本公开的另一实施例的涡轮翼型件的翼型件壁的放大局部横截面图。

图13示出根据本公开的再一实施例的涡轮翼型件的翼型件壁的放大局部横截面图。

注意到，本公开的附图未按比例绘制。附图旨在仅描绘本公开的典型的方面，且因此，不应当被认为是限制本公开的范围。在附图中，相同的编号表示附图之间的相同的元件。

参考符号列表

涡轮机械100

压缩机102

燃烧器104

燃烧区域106

燃料喷嘴组件108

涡轮组件110

涡轮111

转子112

共同的压缩机/涡轮轴112

导叶120

固定外壳122

旋转叶片124

导叶126

外平台128

内平台130

转子叶片132

向内的平台134

向外的尖端护罩136

根部140

燕尾形件142

转子轮144

柄部146

平台148

翼型件150

凹形压力侧ps外壁152

相对的凸形吸力侧ss外壁154

前缘156

后缘158

外侧尖端160

固定导叶170

外平台172

内平台174

翼型件176

凹形压力侧ps外壁178

相对的凸形吸力侧ss外壁180

边缘182

边缘184

翼型件200

冷却通道204

主体210

前缘212

翼型件壁214

冷却剂室216

第一部分218

第一点220

外表面222

第二部分230

第二点232

中间部分234

扩散器开口240

内表面242

盖元件250

单个入口252

出口254

热障涂层tbc260

粘结涂覆层262

tbc层264

金属塞270

钎焊的金属层280

卸荷切口(reliefcut)282

钎焊的金属部件286

扩大的入口部分290

挂片292。

具体实施方式

首先，当提到且描述燃气涡轮系统内的相关机器构件时，为了清楚地描述本公开，将有必要选择某一术语。当选择某一术语时，如有可能，则将以与通用工业术语的公认的意义一致的方式使用且采用通用工业术语。除非另有阐明，否则这样的术语应当被赋予与本申请的上下文和所附权利要求的范围一致的广义解释。本领域普通技术人员将意识到，通常，可以使用若干不同或重叠的术语来指具体的构件。在本文中可以被描述为单个零件的部分可以包括多个构件，并且，在另一上下文中，被引用为由多个构件组成。备选地，在本文中可以被描述为包括多个构件的部分在别处可能被称为单个零件。

另外，若干描述性术语可以在本文中常规地使用，并且，应当证明为对定义本段落的开端的这些术语有帮助。除非另有阐明，否则这些术语及其定义如下。如本文中所使用的，“下游”和“上游”是指示相对于流体(诸如通过涡轮发动机的工作流体，或例如通过燃烧器的空气流或通过涡轮的构件系统之一的冷却剂)的流动的方向的术语。术语“下游”与流体的流动的方向相对应，并且，术语“上游”指与该流动相反的方向。在无任何进一步的特异性的情况下，术语“前部”和“后部”指方向，其中，“前部”指发动机的前方或压缩机端，并且，“后部”指发动机的后方或涡轮端。通常要求描述关于中心轴线位于不同的径向位置处的零件。术语“径向的”指垂直于轴线的移动或位置。在类似这种情况下，如果第一构件存在于比第二构件更靠近轴线的位置，则将在本文中阐明第一构件位于第二构件的“径向地向内”或“内侧”的位置。另一方面，如果第一构件存在于比第二构件更远离轴线的位置，则可以在本文中阐明第一构件位于第二构件的“径向地向外”或“外侧”的位置。术语“轴向的”指平行于轴线的移动或位置。最后，术语“周向的”指围绕轴线的移动或位置。将意识到，可以关于涡轮的中心轴线应用这样的术语。

本公开的实施例提供一种涡轮翼型件，该涡轮翼型件包括冷却通道，该冷却通道具有：从翼型件壁的外表面上的第一点延伸到涡轮翼型件中的冷却剂室的第一部分，和在远离第一点的第二点处从翼型件壁的外表面上的第二点延伸以与第一部分的中间部分相交的第二部分。盖元件在第一点处将第一部分封闭，但保留第二部分开放。因而，每个冷却通道具有与冷却剂室流体连通的单个入口和第二部分的第二点处的单个出口。第一和第二部分能够以两个分开的制造步骤制作。出口可以包括帮助引导冷却剂的扩散器。涡轮翼型件表现出与常规的淋浴头布置相比而改进的平均的膜冷却有效性和增大的冷却剂覆盖范围，这可以提高联合循环效率和改进的零件耐久性。在其它位置中，冷却通道还能够应用于涡轮翼型件的前缘壁中。

图1示出包括本公开的教导可以应用于的涡轮翼型件的图示性的工业机器的示意图示。在该示例中，该机器包括采取燃烧或燃气涡轮系统的形式的涡轮机械100。涡轮机械100包括压缩机102和燃烧器104。燃烧器104包括燃烧区域106和燃料喷嘴组件108。涡轮机械100还包括涡轮110和共同的压缩机/涡轮轴112(有时被称为转子112)。在一个实施例中，燃烧涡轮系统是可在市场上从南卡罗莱纳州格林威尔市通用电气公司购买的ms7001fb发动机(有时被称为7fb发动机)。本公开既不限于任何一个具体的工业机器，也不限于任何具体的燃气涡轮系统，且可以与其它发动机(包括例如通用电气公司的ms7001fa(7fa)、ms9001fa(9fa)、7ha以及9ha发动机模型)结合地植入。此外，本公开不限于任何具体的涡轮机械，且可以适用于要求例如蒸汽涡轮、喷气发动机、压缩机、涡扇发动机等中的涡轮翼型件的前缘的膜冷却的任何涡轮翼型件。

在操作中，空气流过压缩机102，并且，压缩空气供给至燃烧器104。具体地，压缩空气供给至与燃烧器104构成整体的燃料喷嘴组件108。组件108与燃烧区域106流动连通。燃料喷嘴组件108还与燃料源(未在图1中示出)流动连通，且将燃料和空气导引至燃烧区域106。燃烧器104点燃燃料且使燃料燃烧。燃烧器104与涡轮组件110流动连通，由此，气流热能转化为机械旋转能。涡轮组件110包括涡轮，该涡轮可旋转地联接到转子112且驱动转子112。压缩机102同样地可旋转地联接到转子112。在图示性的实施例中，存在多个燃烧器106和燃料喷嘴组件108。

图2示出可以与图1中的燃气涡轮系统一起使用的涡轮机械100(图1)的图示性的涡轮组件110的横截面图。涡轮组件110的涡轮111包括一排喷嘴或导叶120，这些喷嘴或导叶120联接到涡轮机械100的固定外壳122，且与一排旋转叶片124轴向地相邻。喷嘴或导叶126可以由径向外平台128和径向内平台130保持于涡轮组件110中。涡轮组件110中的一排叶片124包括旋转叶片132，旋转叶片132联接到转子112，且与转子一起旋转。旋转叶片132可以包括径向地向内的平台134(在叶片的根部处)(其联接到转子112)和径向地向外的尖端护罩136(在叶片的尖端处)。

图3和图4示出可以采用本公开的教导的涡轮机械的图示性的热气路径涡轮构件(包括涡轮翼型件)。图3示出可以采用本公开的实施例的类型的涡轮转子叶片132的透视图。涡轮转子叶片132包括翼型件150，翼型件150具有带有根部或底座140的主体151，转子叶片132通过根部或底座140附接到转子112(图2)。底座140可以包括燕尾形件142，燕尾形件142配置成用于安装于转子112(图2)的转子轮144(图2)的周界中的对应的燕尾形狭槽中。底座140可以进一步包括在燕尾形件142与平台148之间延伸的柄部146，柄部146布置于翼型件150和底座140的接合点处，且限定通过涡轮组件110的流动路径的内侧边界的一部分。将意识到，翼型件150是转子叶片132的拦截工作流体的流动且引起转子盘旋转的活动构件。将看到，翼型件150的主体151包括凹形压力侧壁(ps)152和周向地或横向地相对的凸形吸力侧壁(ss)154，凹形压力侧壁(ps)152和凸形吸力侧壁(ss)154分别在相对的前缘和后缘156、158之间轴向地延伸。侧壁152和154同样地从平台148沿径向方向延伸到外侧尖端160。

图4示出可以采用本公开的实施例的类型的固定导叶170的透视图。固定导叶170包括外平台172，固定导叶170通过外平台172而附接到涡轮机械的固定外壳122(图2)。外平台172可以包括用于安装于外壳中的对应的安装件中的任何目前已知或以后开发的安装配置。固定导叶170可以进一步包括内平台174(类似于尖端160(图3))，以便定位于平台148(图3)的相邻的涡轮转子叶片132(图3)之间。平台172、174限定通过涡轮组件110的流动路径的外侧边界和内侧边界的相应的部分。将意识到，翼型件176是固定导叶170的拦截工作流体的流动且将工作流体向涡轮转子叶片132(图3)指引的活动构件。将看到，固定导叶170的翼型件176包括主体171，主体171具有凹形压力侧壁(ps)178和周向地或横向地相对的凸形吸力侧壁(ss)180，凹形压力侧壁(ps)178和凸形吸力侧壁(ss)180分别在相对的前缘和后缘182、184之间轴向地延伸。侧壁178和180同样地从平台172沿径向方向延伸到平台174。本文中所描述的本公开的实施例可以包括适用于涡轮转子叶片132和/或固定导叶170的涡轮翼型件的方面。理解到，叶片132或导叶170的未在本文中所描述的其它特征(诸如但不限于内部冷却结构、切除形状(或称为切去形状，即cutoutshape)、外壁角度构成/形状等)可以针对具体应用(即，转子叶片或导叶)而定制。

参考图5-13，现在将描述根据本公开的实施例的涡轮翼型件200的实施例。如将认识到的，关于翼型件200描述的结构可以如应用于使用要求冷却的涡轮翼型件的燃气涡轮系统或任何其它工业机器那样与如先前在本文中描述的翼型件150、176一起采用。图5示出局部透视图，且图6示出采用根据本公开的实施例的冷却通道204的涡轮翼型件200的前缘区域的局部横截面图。理解到，涡轮翼型件200可以包括(必要时，参考图3，以便参考翼型件150)主体210，主体210具有底座140和布置成与底座相对的尖端160。主体210的翼型件壁214可以包括在前缘156与后缘158之间延伸的压力侧壁152和吸力侧壁154。根据某些实施例，翼型件壁214(根据本公开的实施例的冷却通道应用于其中)布置于前缘156(图3)中(作为前缘壁)。如所注意到的，本公开的教导可以适用于主体210中的翼型件壁214的其它位置。在一些实施例中，主体210可以取决于涡轮翼型件的应用而包括金属或金属合金。一些示例包括但不限于：rene108、cm247、haynes合金、因康合金(incalloy)、mp98t、tms合金、cmsx单晶合金。在其它实施例中，主体210可以包括陶瓷基复合材料(cmc)。如所理解的，冷却剂室216可以在主体210内经过。冷却剂室216可以运载任何形式的冷却剂(例如，来自任何源(例如，压缩机或其它冷却剂室)的空气)。如本领域中所理解的，冷却剂室216能够在主体210内采取各种各样的形式和形状。主体210和冷却剂室216可以使用用于形成涡轮翼型件主体的任何目前已知或以后开发的过程(诸如但不限于：铸造和增材制造)来形成。

如图5中所示出的，涡轮翼型件200还可以包括翼型件壁214内的多个冷却通道204。本公开的实施例对于翼型件200的前缘壁为有利的，该前缘壁不仅表现出如图5和图6中所示出的小半径，而且还实际上适用于翼型件壁214内的任何位置。在一个示例中，前缘可以具有曲率半径与壁厚的小于八(8)的比；构成前缘的部分的其它限定同样地可以为可适用的。另外，实施例在翼型件前缘(即，翼型件底座和尖端)的径向向内的端部和径向向外的端部附近可以特别地有利，其中，传统的径向孔需要与边缘成角度，生成较低的冷却有效性的区域。如图6和图7的放大局部横截面图中所示出的，每个冷却通道204可以包括第一部分218，第一部分218从翼型件壁214的外表面222上的第一点220延伸到冷却剂室216。第一部分218可以使用形成穿过翼型件壁214的孔的任何目前已知或以后开发的方式来形成。在一个实施例中，如将在本文中描述的，在热障涂层(tbc)260(例如，带有tbc层264的粘结涂覆层262或单独地tbc层264)形成于外表面222上之前，第一部分218通过钻削而形成。钻削可以从翼型件壁214的外侧向内到冷却剂室216发生(或实现，即occur)。备选地，钻削可以从冷却剂室216内向外(即，穿过外表面222)发生。如图7中所图示的，第一部分218可以与翼型件壁214的外表面222以大约45°与大约90°之间的角α会合于第一点220处。

每个冷却通道204还可以包括第二部分230，第二部分230从翼型件壁214的外表面222上的远离第一点220的第二点232延伸，以与第一部分218的中间部分234相交。第二点232可以位于第一点220的下游的位置处(即，第一部分218和第二部分230在外表面222处分离)。中间部分234可以位于第一部分218的端部之间的任何位置处，即，以致于第二部分230在其内端处(除与第一部分218之外)不流体连接。第二部分230可以使用形成穿过翼型件壁214的孔的任何目前已知或以后开发的方式来形成。在一个实施例中，如将在本文中描述的，在tbc260形成于外表面222上之前，第二部分230可以通过钻削而形成。备选地，第二部分230可以在tbc260形成于外表面222上之后例如通过穿过tbc260钻削而形成。无论如何，钻削都可以从翼型件壁214的外侧向内发生，以与第一部分218的中间部分234相交。第二部分230的深度可以如此，以致于如图6和图7中所示出的，第二部分230与第一部分218交叉，或如例如图8中所示出的，第二部分230可以与第一部分218简单地连接。如图7中所图示的，第二部分230可以与翼型件壁214的外表面222以大约135°与大约175°之间的角β会合于第二点232处。与传统的淋浴头孔相比，角β和第二部分230的取向生成更大的冷却剂覆盖范围和提高的平均有效性。冷却剂通道204可以将冷却剂向涡轮翼型件200的压力侧和/或吸力侧指引。如图8和图9中所示出的，第二部分230在第二点232处可以任选地包括自前缘212起在轴向地下游方向上的扩散器开口240。即，第二部分230在第二点232处且或许先导于(或称为“逐渐引导至”，即leadupto)第二点232包括形成自前缘212起的轴向地下游方向上的扩散器开口240。扩散器开口240包括生成逐渐地增大的横截面面积的逐渐地加宽的壁。在此，第二部分230沿着第二部分230的从第一部分218的中间部分234到第二点232的长度相对于翼型件壁124的外表面222和内表面242而发散。如图9中所示出的，每个扩散器开口240还可以具有如下的第二部分230：沿着第二部分230的从第一部分218的中间部分234到第二点232的长度相对于主体的长度而以0°与20°之间的角径向地发散。即，扩散器开口240的每一侧可以形成高达+/-0°至大约20°的径向角γ。还注意到，在提供扩散器240的情况下，其横截面面积能够远大于第一部分218的横截面面积。备选地，扩散器240可以省略，并且，第二部分230简单地形成为孔，这将显得在横截面上类似于图7的横截面。

在一个实施例中，如图9中的前缘212的平面图中所示出的，第二部分230(以外表面222内的虚构图示出)可以沿着第二部分230的从第一部分218的中间部分234到第二点232的长度相对于主体210的长度而径向地发散(进/出于图7和图8中的页面，在图9中为竖直的)。该布置生成扩散器开口240。在图8中所示出的另一实施例中，第二部分230可以沿着第二部分230的从第一部分218的中间部分234到第二点220的长度相对于翼型件壁214的外表面222和内表面242而发散，以生成扩散器开口240。图8和图9的实施例可以单独地或共同地存在。发散的第二部分230(且具体地，扩散器开口240)能够使用任何目前已知或以后开发的成角度钻削技术(诸如，计算机数控(cnc)铣削、激光或放电加工(或称为电火花加工，即edm))来形成。

在某些实施例中，如图7中所示出的，第一部分218可以具有比第二部分230的横截面面积(d2)更小的横截面面积(d1)。以该方式，第一部分218可以尺寸选择为定量供给通过冷却通道204的冷却剂流。在图8中所示出的另一实施例中，第二部分230的其进入点附近的部分238可以具有比第一部分218的横截面面积(d4)更小的横截面面积(d3)。以该方式，可以定量供给到第二部分230中的冷却剂流。

每个冷却通道204还包括盖元件250，盖元件250在第一点220处将第一部分218封闭，但保留第二部分230开放(即，在第二点232处)。以该方式，每个冷却通道204具有与冷却剂室216流体连通的单个入口252和第二部分230的第二点232处的单个出口254。即，尽管第一部分218和第二部分230穿透翼型件壁214的外表面222，最终还是仅提供一个出口254。冷却剂穿过第一部分218的一部分，且然后通过第二部分230而退出，且向下游指引，生成涡轮翼型件200上的膜层。

利用盖元件250来在第一点220处将第一部分218封闭的过程可以采取各种各样的形式。在图5-8中所示出的一个实施例中，盖元件250仅仅包括tbc260(例如，带有tbc层264的粘结涂覆层262或单独地tbc层264)。在此，利用盖元件250来将第一部分218封闭包括将tbc260形成遍于外表面222上。tbc260具有在第一点220处将第一部分218封闭的足够的厚度。如图所示，虽然第一部分218由tbc260在第一点220处封闭，但每个冷却通道204的第二部分230在其第二点232处延伸穿过tbc。tbc260可能自然地未将第二部分230封闭，例如，因为，第二点232大于第一点220，或在扩散器240内采用涂层收集器，以收集不必要的涂层。备选地，第二部分230可以在tbc260形成(例如，通过钻削或蚀刻)之后重新开放，或第二部分230能够在外表面222涂覆之后加工。tbc260可以成形为在第二点220处适应第二部分230的形状，例如，tbc260可以延续第二部分230的表面，以维持扩散器开口240。备选地，tbc260可以与第二部分230不同地成形，以生成用于冷却剂的不同的路径。tbc260可以包括粘结涂覆层262(必要时和tbc层264)，单独地tbc层264。粘结涂覆层262可以包括任何目前已知或以后开发的粘结涂覆材料(诸如但不限于：镍或铂铝化物、镍铬铝钇(nicraly)或镍钴铬铝钇(nicocraly))。tbc层264可以包括任何目前已知或以后开发的tbc材料，诸如但不限于：氧化钇稳定型氧化锆(ysz)、莫来石(或称为多铝红柱石，即mullite)以及氧化铝。tbc260还可以包括附加层(诸如，热生长氧化物)。

在图10的放大局部横截面中所示出的另一实施例中，盖元件250还可以包括第一点220处或其附近的第一部分218中的金属塞270，例如，以填充外表面222中的空洞或保留能够通过tbc260填充的小的凹陷部。在此，利用盖元件250来将第一部分218封闭包括在第一部分218中在第一点220处或其附近形成金属塞270。金属塞270可以包括能够整体连接(例如，钎焊或焊接)到主体210的与主体210相同的材料(例如，金属或金属合金或cmc)。如先前所描述的，tbc260可以形成为覆盖翼型件壁214的外表面222，并且，每个冷却通道204的第二部分230在其第二点232处延伸穿过tbc260。tbc260还覆盖第一部分218和金属塞270。

在图11的放大局部横截面中所示出的另一实施例中，盖元件250包括在第一点220处横过第一部分218的金属层280。金属层280能够通过钎焊、焊接或其它联结方法而联结到翼型件壁214的外表面222。在此，利用盖元件250来将第一部分218封闭包括形成在第一点220处横过第一部分218的金属层280。主体210在该实施例中包括金属或金属合金。金属层280可以是适于在翼型件壁214处联结到主体210的任何合适的金属或金属合金，且将取决于主体210的金属。如先前所描述的，tbc260覆盖翼型件壁214的外表面222，并且，每个冷却通道204的第二部分230在其第二点232处延伸穿过tbc260。在图11中，金属层280不仅位于表面222上，而且还能够凹陷到表面222中。

无论所采用的盖元件250的形式如何，处理都还可以包括外表面222的制备过程，以例如帮助使得tbc260或金属层280将第一部分218封闭。制备过程可以包括但不限于变形过程(诸如，外表面222的喷丸硬化)。

图12和图13示出其它实施例，其中，主体210的内表面242可以包括扩大的入口部分290，第一部分218形成到扩大的入口部分290。扩大的入口部分290可以例如经由铸造或增材制造在主体210形成之后或与主体210形成一起以任何目前已知的方式形成。扩大的入口部分290能够具有任何形状(例如，如图12中的圆形或如图13中的多边形)。

冷却通道204可以直接地形成于主体210中，或如图5中所示出的，可以作为挂片(coupon)292的一部分而提供，挂片292联接到翼型件壁214中的开口。即，前缘212的一部分(其包括多个冷却通道204和盖元件250)包括联接到(金属)主体210的剩余部分的挂片292。挂片292可以使用任何目前已知或以后开发的过程(例如，铸造和钻削或增材制造)来形成。

除了如在本文中另外描述那样之外，冷却通道的多部分还可以具有期望的任何横截面形状(例如，环形、椭圆形、多边形等)。

本公开的实施例提供如下的涡轮翼型件、叶片和/或喷嘴：具有带有提高的冷却有效性的翼型件壁，允许其中所采用的涡轮机械通过提高的点火温度而更高效或总体减少冷却剂使用量。本文中所描述的两部分式冷却通道的冷却有效性高于常规的扩散孔、圆锥孔以及圆形孔。所提供的改进的有效冷却能够通过金属温度上的降低和tbc层裂的减小的可能性来延长零件寿命。因而，本公开的实施例还能够降低非计划的停用的可能性且延长至零件需要维修的持续时间。冷却通道204的表面面积在所有的实施例中都大于传统的孔，这尤其在冲击冷却在冷却剂通道216的内侧提供的情况下同样地提高内部冷却。本公开的教导不仅对于翼型件的前缘壁尤其有利，而且还能够应用于翼型件上的别处。

本文中所使用的术语仅仅为了描述具体的实施例的目的，而不旨在限制本公开。如本文中所使用的，除非上下文清楚地另有所指，否则单数形式”一”、“一个”以及“这个”旨在同样地包括复数形式。将进一步理解到，当在本说明书中使用时，术语“包含(comprises和/或comprising)”指定所阐明的特征、整体、步骤、操作、元件以及/或构件的存在，但不排除一个或多个其它特征、整体、步骤、操作、元件、构件以及/或它们的组的存在或添加。“任选的”或“任选地”意味着，随后描述的事件或情形可能出现或可能不出现，并且，描述包括出现该事件的实例和不出现该事件的实例。

如在本文中在整个说明书和所有的权利要求中使用的近似语言可以应用于对能够获准地变更而不导致相关的基本功能上的变化的任何定量表示进行修改。因此，以(若干)术语(诸如，“大约”、“近似地”和“大体上”)修改的值不限于精确的指定值。在至少一些实例中，近似语言可以与用于对该值进行测量的仪器的精度相对应。在此，且在整个说明书和所有的权利要求中，范围限制可以组合且/或互换，除非上下文或语言另有指示，否则这样的范围被识别，且包括其中所包含的所有的子范围。如应用于范围的具体的值的“近似地”适用于两个值，并且，除非另外取决于测量该值的仪器的精度，否则可以指示所阐明的(若干)值的+/-5%。

下文中的权利要求中的所有的手段或步骤加上功能元件的对应的结构、材料、动作以及等效物旨在包括用于与如具体地要求保护的其它要求保护的元件组合而执行功能的任何结构、材料或动作。出于图示和描述的目的已提出了本公开的描述，但本公开的描述不旨在为排它的或限于以所公开的形式的公开内容。在不背离本公开的范围和实质的情况下，许多修改和变型将对本领域普通技术人员显而易见。选择且描述实施例，以便最清楚地解释本公开和实际应用的原理，并且，允许本领域其它普通技术人员利用如适合于预期的特定应用的各种修改来针对各种实施例而理解本公开。