CN103422907A - 具有微通道冷却式平台和倒角的构件及其制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及具有微通道冷却式平台和倒角的构件及其制造方法。一种构件包括衬底，衬底具有外表面和内表面。内表面限定至少一个中空内部空间。外表面限定压力侧壁和吸力侧壁，压力侧壁和吸力侧壁在构件的前缘和后缘处连结在一起，并且共同形成构件的翼型件部分。衬底外表面进一步限定至少一个平台和至少一个倒角，倒角在翼型件和相应的平台之间延伸，并且将翼型件一体地连接到平台上。外表面限定至少部分地沿着相应的倒角延伸的一个或多个凹槽。各个凹槽与相应的中空内部空间处于流体连通。构件进一步包括设置在衬底外表面的至少一部分上的涂层，并且至少包括结构涂层，结构涂层在凹槽上延伸。凹槽和结构涂层共同限定用于冷却相应的倒角的通道。

Description

具有微通道冷却式平台和倒角的构件及其制造方法

技术领域

本发明大体涉及燃气涡轮发动机，并且更具体而言，涉及其中的微通道冷却。

背景技术

在燃气涡轮发动机中，空气在压缩机中加压，并且在燃烧器中与燃料混合，产生热的燃烧气体。在高压涡轮(HPT)和低压涡轮(LPT)中从气体中抽取能量，高压涡轮对压缩机提供功率，低压涡轮对涡轮风扇航空器发动机应用中的风扇提供功率，或者对用于航海应用和工业应用的外部轴提供功率。

发动机效率随着燃烧气体的温度的提高而提高。但是，燃烧气体会加热沿着它们的流径的各种构件，进而需要冷却构件，以实现长的发动机寿命。典型地，热气路径构件通过从压缩机放出气体来冷却。这个冷却工艺会降低发动机效率，因为在燃烧工艺中不使用放出的气体。

燃气涡轮发动机冷却技术是成熟的，并且包括许多关于各种热气路径构件中的冷却回路和特征的各方面的专利。例如，燃烧器包括径向外衬套和径向内衬套，它们在运行期间需要冷却。涡轮喷嘴包括支承在外部带和内部带之间的中空导叶，导叶也需要冷却。涡轮转子叶片是中空的，并且典型地在其中包括冷却回路，其中，叶片被涡轮护罩包围，涡轮护罩也需要冷却。热的燃烧气体通过排气装置而排出，排气装置可能也加衬，而且被适当地冷却。

在所有这些示例性燃气涡轮发动机构件中，高强度超合金金属制成的薄壁典型地用来降低构件重量，以及最大程度地减少其冷却需要。针对这些单独的构件，在它们在发动机中的对应的环境中定制了各种冷却回路和特征。例如，在热气路径构件中可形成一系列的内部冷却通路或盘管。可从气室对盘管提供冷却流体，而且冷却流体可流过通路，从而冷却热气路径构件衬底和任何相关联的涂层。但是，这个冷却策略典型地会导致相当低的热传递速率和不均匀的构件温度分布。

例如，用于冷却涡轮翼型件和端壁/平台的传统设计在翼型件和平台中利用熔模铸造冷却通路。因为相对于热源(热气)，冷却介质在铸造壁厚度的相对的侧，所以存在通过倒角(fillet)的相当大的热阻和较大的热梯度和应力。因而，传统的做法是使倒角尽可能地小，以减小热问题，同时也满足载荷需要。(倒角需要较厚的壁来承载旋转叶片的载荷。)因而，对于用传统方法冷却的热气路径构件，热需要与倒角的载荷需要不一致。

因此，对热气路径构件的倒角提供一种改进的冷却将是合乎需要的。

发明内容

本发明的一方面在于一种构件，其包括衬底，衬底具有外表面和内表面，其中，内表面限定至少一个中空内部空间，而衬底的外表面则限定压力侧壁和吸力侧壁，压力侧壁和吸力侧壁在构件的前缘和后缘处连结在一起，并且共同形成构件的翼型件部分。衬底的外表面进一步限定至少一个平台和至少一个倒角，至少一个倒角在翼型件和相应的平台之间延伸，并且将翼型件一体地连接到相应的平台上。外表面限定至少部分地沿着相应的倒角延伸的一个或多个凹槽，其中，各个凹槽与相应的中空内部空间处于流体连通。构件进一步包括设置在衬底的外表面的至少一部分上的涂层，其中，涂层至少包括结构涂层，结构涂层在凹槽(一个或多个)上延伸，使得凹槽(一个或多个)和结构涂层共同限定用于冷却相应的倒角的一个或多个通道。

本发明的另一方面在于一种构件，其包括衬底，衬底具有外表面和内表面，其中，内表面限定至少一个中空内部空间，而衬底的外表面则限定压力侧壁和吸力侧壁，压力侧壁和吸力侧壁在构件的前缘和后缘处连结在一起，并且共同形成构件的翼型件部分。衬底的外表面进一步限定至少一个平台和至少一个倒角，至少一个倒角在翼型件和相应的平台之间延伸，并且将翼型件一体地连接到相应的平台上，而且外表面限定至少部分地沿着相应的平台延伸的一个或多个凹槽。各个凹槽与相应的中空内部空间处于流体连通。构件进一步包括设置在衬底的外表面的至少一部分上的涂层，涂层至少包括结构涂层，结构涂层在凹槽(一个或多个)上延伸，使得凹槽(一个或多个)和结构涂层共同限定用于冷却相应的平台的一个或多个通道。

本发明的又一方面在于一种在构件中形成冷却通道的方法，该构件包括衬底，衬底具有外表面和内表面，其中，内表面限定至少一个中空内部空间，而衬底的外表面则限定压力侧壁和吸力侧壁，压力侧壁和吸力侧壁在构件的前缘和后缘处连结在一起。衬底的外表面进一步限定至少一个平台和至少一个倒角，至少一个倒角在翼型件和相应的平台之间延伸，并且将翼型件一体地连接到相应的平台上。方法包括在衬底的外表面中形成至少一个凹槽，凹槽至少部分地沿着相应的倒角延伸，或者至少部分地沿着相应的平台延伸。方法进一步包括在衬底的外表面的至少一部分上设置涂层。涂层至少包括结构涂层，结构涂层在凹槽(一个或多个)上延伸，使得凹槽(一个或多个)和结构涂层共同限定用于冷却构件的相应的倒角和平台中的至少一个的一个或多个通道。

一种构件，包括：

包括外表面和内表面的衬底，其中，所述内表面限定至少一个中空内部空间，其中，所述衬底的所述外表面限定压力侧壁和吸力侧壁，其中，所述压力侧壁和所述吸力侧壁在所述构件的前缘和后缘处连结一起，并且共同形成所述构件的翼型件部分，其中，所述衬底的所述外表面进一步限定至少一个平台和至少一个倒角，所述至少一个倒角在所述翼型件和所述至少一个平台中的相应的一个之间延伸，并且将所述翼型件一体地连接到所述至少一个平台中的相应的一个上，其中，所述外表面限定一个或多个凹槽，所述一个或多个凹槽至少部分地沿着所述至少一个倒角中的相应的一个延伸，以及其中，各个凹槽与相应的中空内部空间处于流体连通；以及

设置在所述衬底的所述外表面的至少一部分上的涂层，其中，所述涂层至少包括结构涂层，其中，所述结构涂层在所述一个或多个凹槽上延伸，使得所述一个或多个凹槽和所述结构涂层共同限定用于冷却相应的倒角的一个或多个通道。

在另一个实施例中，所述构件包括涡轮叶片，以及其中，所述衬底进一步限定至少一个进入通道，所述至少一个进入通道在相应的中空内部空间和至少一个冷却通道之间延伸，并且在所述相应的中空内部空间和所述至少一个冷却通道之间提供流体连通。

在另一个实施例中，所述冷却通道中的至少一个沿着相应的倒角沿径向延伸。

在另一个实施例中，所述冷却通道中的至少一个沿着相应的倒角沿轴向延伸、沿纵向延伸，或者以沿轴向和沿纵向的组合的方式延伸。

在另一个实施例中，所述冷却通道中的至少一个沿着相应的倒角沿轴向-沿径向延伸。

在另一个实施例中，各个凹槽具有开口，以及其中，各个凹槽在所述凹槽的所述开口处变窄，并且因而包括凹腔形凹槽，使得各个冷却通道包括凹腔形冷却通道。

在另一个实施例中，所述结构涂层限定一个或多个可渗透式槽口，使得所述结构涂层不完全桥接各个凹槽。

在另一个实施例中，所述结构涂层密封各个凹槽。

在另一个实施例中，所述构件包括涡轮叶片，其中，所述衬底进一步限定：

一体地连接到所述平台上的柄部；

至少一个通路，其延伸通过所述柄部，并且在相应的中空内部空间和所述柄部的外部区域之间提供流体连通；以及

至少一个进入孔，其至少部分地延伸通过所述平台，以在所述冷却通道和所述柄部的所述外部区域之间提供流体连通，其中，相应的进入通道与相应的冷却通道的基部相交，以及

其中，相应的冷却通道沿着相应的倒角沿径向延伸。

在另一个实施例中，所述冷却通道在相应的倒角的上端处离开。

一种构件，包括：

包括外表面和内表面的衬底，其中，所述内表面限定至少一个中空内部空间，其中，所述衬底的所述外表面限定压力侧壁和吸力侧壁，其中，所述压力侧壁和所述吸力侧壁在所述构件的前缘和后缘处连结在一起，并且共同形成所述构件的翼型件部分，其中，所述衬底的所述外表面进一步限定至少一个平台和至少一个倒角，所述至少一个倒角在所述翼型件和所述至少一个平台中的相应的一个之间延伸，并且将所述翼型件一体地连接到所述至少一个平台中的相应的一个上，其中，所述外表面限定一个或多个凹槽，所述一个或多个凹槽至少部分地沿着所述至少一个平台中的相应的一个延伸，以及其中，各个凹槽与相应的中空内部空间处于流体连通；以及

设置在所述衬底的所述外表面的至少一部分上的涂层，其中，所述涂层至少包括结构涂层，其中，所述结构涂层在所述一个或多个凹槽上延伸，使得所述一个或多个凹槽和所述结构涂层共同限定用于冷却相应的平台的一个或多个通道。

在另一个实施例中，所述构件包括涡轮叶片，以及其中，所述衬底进一步限定至少一个进入通道，所述至少一个进入通道在相应的中空内部空间和至少一个冷却通道之间延伸，并且在相应的中空内部空间和至少一个冷却通道之间提供流体连通。

在另一个实施例中，所述冷却通道中的至少一个沿着相应的平台沿轴向延伸、沿纵向延伸，或者以沿轴向和沿纵向的组合的方式延伸。

在另一个实施例中，所述冷却通道在相应的平台的端部处离开。

在另一个实施例中，所述冷却通道中的至少一个沿着相应的倒角沿径向延伸，以及然后沿着相应的平台沿轴向延伸、沿纵向延伸，或者以沿轴向和沿纵向的组合的方式延伸。

在另一个实施例中，所述冷却通道在相应的平台的端部处离开。

在另一个实施例中，所述构件包括涡轮叶片，其中，所述衬底进一步限定：

一体地连接到所述平台上的柄部；

至少一个通路，其延伸通过所述柄部，并且在相应的中空内部空间和所述柄部的外部区域之间提供流体连通；以及

至少一个进入孔，其至少部分地延伸通过相应的平台，以在所述冷却通道和所述柄部的所述外部区域之间提供流体连通，其中，相应的进入通道与相应的冷却通道的基部相交，以及

其中，相应的冷却通道沿着相应的平台沿轴向延伸、沿纵向延伸，或者以沿轴向和沿纵向的组合的方式延伸。

在另一个实施例中，所述冷却通道在相应的平台的端部处离开。

在另一个实施例中，所述构件包括涡轮叶片，其中，所述衬底进一步限定：

一体地连接到所述平台上的柄部；以及

至少一个进入孔，其至少部分地延伸通过所述柄部，以在相应的中空内部空间和相应的冷却通道之间提供流体连通，其中，所述冷却通道沿着相应的平台沿轴向延伸、沿纵向延伸，或者以沿轴向和沿纵向的组合的方式延伸。

在另一个实施例中，所述冷却通道在相应的平台的端部处离开。

在另一个实施例中，各个凹槽具有开口，以及其中，各个凹槽在所述凹槽的所述开口处变窄，并且因而包括凹腔形凹槽，使得各个冷却通道包括凹腔形冷却通道。

在另一个实施例中，所述结构涂层限定一个或多个可渗透式槽口，使得所述结构涂层不完全桥接各个凹槽。

在另一个实施例中，所述结构涂层密封各个凹槽。

一种在构件中形成冷却通道的方法，所述构件包括衬底，所述衬底具有外表面和内表面，其中，所述内表面限定至少一个中空内部空间，其中，所述衬底的所述外表面限定压力侧壁和吸力侧壁，其中，所述压力侧壁和所述吸力侧壁在所述构件的前缘和后缘处连结在一起，以及其中，所述衬底的所述外表面进一步限定至少一个平台和至少一个倒角，所述倒角在所述翼型件和所述至少一个平台中的相应的一个之间延伸，并且将所述翼型件一体地连接到所述至少一个平台中的相应的一个上，所述方法包括：

在所述衬底的所述外表面中形成至少一个凹槽，所述至少一个凹槽至少部分地沿着所述至少一个倒角中的相应的一个延伸，或者至少部分地沿着相应的平台延伸；

在所述衬底的所述外表面的至少一部分上设置涂层，其中，所述涂层至少包括结构涂层，其中，所述结构涂层在所述一个或多个凹槽上延伸，使得所述一个或多个凹槽和所述结构涂层共同限定用于冷却所述构件的相应的倒角和平台中的至少一个的一个或多个通道。

在另一个实施例中，进一步包括在使所述凹槽形成在所述衬底的所述外表面中之前，铸造所述衬底。

在另一个实施例中，各个凹槽具有开口，以及其中，各个凹槽在所述凹槽的所述开口处变窄，并且因而包括凹腔形凹槽，使得各个冷却通道包括凹腔形冷却通道。

在另一个实施例中，通过将研磨液体射流引导到所述衬底的所述表面处来形成所述凹腔形凹槽。

在另一个实施例中，进一步包括在所述衬底中形成至少一个进入孔，其中，各个进入孔使所述一个或多个凹槽中的相应的一个连接成与相应的中空内部空间处于流体连通。

附图说明

当参照附图来阅读以下详细描述时，本发明的这些和其它特征、方面与优点将变得更好理解，在附图中，相同符号在所有图中表示相同部件，其中：

图1是燃气涡轮系统的示意图；

图2是示例翼型件构造的示意性横截面；

图3显示翼型件通过倒角而连接到平台上的示例构件；

图4在横截面图中示意性地描绘示例冷却构件，其中，冷却剂进入构件内的中空内部空间；

图5在横截面图中示意性地描绘图4中显示的构件的圈出部分，并且示出冷却通道，其沿着倒角沿径向延伸，以将冷却剂从中空内部空间传送到平台；

图6示意性地描绘通过倒角而得到的图4中显示的构件的横截面，并且示出冷却通道，其沿着倒角沿轴向延伸，以将冷却剂从中空内部空间传送到平台；

图7显示图3的构件，其中，两个冷却通道沿着倒角沿轴向-沿径向延伸，以将冷却剂从中空内部空间传送到平台，而且这由虚线指示；

图8在横截面图中示意性地描绘图4中显示的构件的圈出部分，并且示出冷却通道，其沿着平台沿轴向和/或沿纵向延伸，以将冷却剂从中空内部空间传送到平台；

图9在横截面图中示意性地描绘图4中显示的构件的圈出部分，并且示出冷却通道，其沿着倒角沿径向延伸，以及然后沿着平台沿轴向和/或沿纵向延伸，以将冷却剂从中空内部空间传送到平台；

图10在横截面图中示意性地描绘图4中显示的构件的圈出部分，并且示出冷却通道，其沿着平台沿轴向和/或沿纵向延伸，以将冷却剂从中空内部空间传送到平台，其中，冷却剂流过延伸通过柄部的通路，并且流过部分地延伸通过平台的进入孔；

图11在横截面图中示意性地描绘图4中显示的构件的圈出部分，并且示出冷却通道，其沿着平台沿轴向和/或沿纵向延伸，以将冷却剂从中空内部空间传送到平台，其中，冷却剂流过部分地延伸通过柄部的进入孔；

图12在横截面图中示意性地描绘图4中显示的构件的圈出部分，并且示出冷却通道，其沿着倒角沿径向延伸，其中，冷却剂通过延伸通过柄部的通路，从中空内部空间流到柄部的外部区域，以及然后通过至少部分地延伸通过平台的进入孔；

图13在透视图中示意性地描绘三个示例微通道，它们部分地沿着衬底的表面延伸，并且将冷却剂引导到翼型件的后缘；

图14是三个示例凹腔形通道的横截面图，其中，多孔槽口延伸通过结构涂层；

图15示出处于角度φ的、用于形成凹腔凹槽的研磨液体射流的第一行程；

图16示出处于相反的角度180-φ的、用于形成凹腔凹槽的研磨液体射流的第二行程；以及

图17示出垂直于凹槽的、用于形成凹腔凹槽的研磨液体射流的可选的第三行程。

部件列表：

10燃气涡轮系统

12压缩机

14燃烧器

16涡轮

18轴

20燃料喷嘴

24衬底(构件)的压力侧壁

26衬底(构件)的吸力侧壁

28构件的前缘

30构件的后缘

32冷却通道的入口部分

34冷却通道的中间部分

36冷却通道的出口部分

52垂直的表面

54结构涂层(的内层)

56结构涂层的外层

90翼型件

92平台

94倒角

95倒角的上端

96柄部

98平台端部

100热气路径构件

110衬底

112衬底的外表面

114中空内部空间

116衬底的内表面

130通道

132凹槽

134凹槽的基部

136凹槽的开口(顶部)

140进入孔

144可渗透式槽口

146通过柄部的通路

148通过平台的进入孔

150涂层

160研磨液体射流。

具体实施方式

用语“第一”、“第二”等在本文中不表示任何顺序、数量或重要性，而是相反，它们用来区分一个元件与另一个元件。用语“一个”和“一种”在本文中不表示对数量的限制，而是相反，它们表示存在至少一个所引用的项目。与数量结合起来使用的修饰语“大约”包括本数，并且具有上下文所规定的含义(例如包括与特定数量的度量相关联的误差程度)。另外，用语“组合”包括掺合物、混合物、合金、反应产物等。

此外，在此说明书中，后缀“(一个或多个)”通常意于包括其修饰的项目的单数和复数两者，从而包括那个项目中的一个或多个(例如，“通路孔”可包括一个或多个通路孔，除非另有规定)。说明书中对“一个实施例”、“另一个实施例”、“实施例”等的参照表示结合实施例来描述的特定的要素(例如，特征、结构和/或特性)包括在本文描述的至少一个实施例中，并且可存在于或不存在于其它实施例中。类似地，对“特定构造”的引用表示结合构造来描述的特定要素(例如，特征、结构和/或特性)包括在本文描述的至少一个构造中，并且可存在于或不存在于其它构造中。另外，要理解的是，所描述的有创造性的特征可按任何适当的方式结合在各种实施例和构造中。

图1是燃气涡轮系统10的示意图。系统10可包括一个或多个压缩机12、燃烧器14、涡轮16和燃料喷嘴20。压缩机12和涡轮16可由一个或多个轴18联接。轴18可为单个轴或联接在一起而形成轴18的多个轴节段。

燃气涡轮系统10可包括许多热气路径构件100。热气路径构件是系统10的、至少部分地暴露于通过系统10的高温气体流的任何构件。例如，轮叶组件(也被称为叶片或叶片组件)、喷嘴组件(也被称为导叶或导叶组件)、护罩组件、过渡件、固持环和压缩机排气构件都是热气路径构件。但是，应当理解，本发明的热气路径构件100不限于以上示例，而是可为至少部分地暴露于高温气体流的任何构件。另外，应当理解，本公开的热气路径构件100不限于燃气涡轮系统10中的构件，而是可为可暴露于高温流的机器或其构件的任何零件。

当热气路径构件100暴露于热气流时，热气路径构件100被热气流加热，而且可达到热气路径构件100显著退化或失效的温度。因而，为了允许系统10以处于高温的热气流运行，从而提高系统10的效率、性能和/或寿命，需要一种用于热气路径构件100的冷却系统。

微通道冷却具有显著地减少冷却需要的可能，因为将冷却布置成尽可能接近受加热区，从而对于给定的热传递速率，降低主要载荷承载衬底材料的热侧和冷侧之间的温差。

大体上，本公开的冷却系统包括一系列小通道或微通道，它们形成于热气路径构件100的表面中。对于工业级功率发生涡轮构件，“小”或“微”通道尺寸将包括在0.25 mm至1.5 mm的范围中的大致深度和宽度，而对于航空级涡轮构件，通道尺寸将包括在0.1 mm 至0.5 mm的范围中的大致深度和宽度。热气路径构件可设有保护涂层。可从气室对通道提供冷却流体，并且冷却流体可流过通道，从而冷却热气路径构件。

参照图2-7、9和11-17来描述构件100。如所指示的那样，例如，在图2和4中，构件100包括具有外表面112和内表面116的衬底110。如所指示的那样，例如在图2和4中，内表面116限定至少一个中空内部空间114。如图2和3中示出的那样，例如，衬底110的外表面112限定压力侧壁24和吸力侧壁26，其中，压力侧壁24和吸力侧壁26在构件100的前缘28和后缘30处连结在一起，并且共同形成构件的翼型件90部分。如图2和3中显示的那样，吸力侧26为凸形，而压力侧24为凹形。如图3和4中示出的那样，例如，衬底110的外表面112进一步限定至少一个平台92和至少一个倒角94，倒角94在翼型件90和相应的平台92之间延伸，并且将翼型件90一体地连接到相应的平台92上。虽然各个示出的构造包括仅一个平台和一个倒角，但构件可包括具有两个端壁(可将其看作平台)和相应的倒角的喷嘴或导叶。另外，构件可包括具有附连的末端护罩或部分翼展护罩的叶片，使得构件具有两个或更多个“平台”和相应的倒角。应当进一步注意的是，倒角一体地形成为完整的铸造部件的一部分，并且包括完整的大型材料，大型材料形成从沿径向定向的翼型件到沿轴向-沿纵向定向的平台或端壁的过渡部。

如所指示的那样，例如在图5、7和9中，外表面112限定至少部分地沿着相应的倒角94延伸的一个或多个凹槽132。如图5中示出的那样，例如，各个凹槽132与相应的中空内部空间114处于流体连通。

典型地，在形成凹槽(一个或多个)132之前，铸造衬底110。如Melvin R. Jackon等人的名称为“(Double-Wall Airfoil)双壁式翼型件”的美国专利No. 5,626,462(该专利整体地结合在本文中)中论述的那样，衬底110可由任何适当的材料形成。取决于构件100的预期应用，这可包括Ni基、Co基和Fe基超合金。Ni基超合金可为包含γ和γ'相的那些，特别是其中γ'相占超合金的体积的至少40%的包含γ和γ'相两者的那些Ni基超合金。由于合乎需要的属性(包括高温强度和抗高温蠕变性)的组合的原因，知道这样的合金是有利的。衬底材料还可包括NiAl金属间合金，因为知道这些合金也拥有可有利地用于用于航空器的涡轮发动机应用中的优良属性(包括高温和抗高温蠕变性)的组合。在Nb基合金的情况下，具有优良的抗氧化性的经涂履的Nb基合金将是优选的，特别是包括Nb-(27-40)Ti-(4.5-10.5)Al-(4.5-7.9)Cr-(1.5-5.5)Hf-(0-6)V的那些合金，其中，成分范围以原子百分数为单位。衬底材料还可包括这样的Nb基合金，即，该Nb基合金包含至少一个二次相，诸如包含Nb的金属间化合物，包括硅化物、碳化物或硼化物。这样的合金是延展相(即，Nb基合金)和增强相(即，包含Nb的金属间化合物)的复合物。对于其它布置，衬底材料包括钼基合金，诸如具有Mo₅SiB₂ 和Mo₃Si二次相的基于钼(固态溶液)的合金。对于其它构造，衬底材料包括陶瓷基质复合物，诸如用SiC纤维增强的碳化硅(SiC)基质。对于其它构造，衬底材料包括TiAl基金属间化合物。

可使用各种各样的技术来形成凹槽132。用于形成凹槽(一个或多个)132的示例技术包括研磨液体射流、浸入式电化学加工(ECM)、具有旋转电极的放电加工(EDM)(铣削EDM)和激光加工。在2010年1月29日提交的、名称为“Process and system for forming shaped air holes (用于形成成形空气孔的工艺和系统)”的共同转让的美国专利申请No. 12/697,005中描述了示例性激光加工技术中，该专利通过引用而整体地结合在本文中。在2010年5月28日提交的名称为“Articles which include chevron film cooling holes, and related processes(包括山形膜冷却孔的制品和有关工艺)”的共同转让的专利申请No. 12/790,675中描述了示例EDM技术，该申请通过引用而整体地结合在本文中。

对于特定的工艺，使用研磨液体射流(未显示)来形成凹槽。2010年5月28日提交的名称为“Articles which include chevron film cooling holes, and related processes(包括山形薄膜冷却孔的制品和有关工艺)”的共同转让的美国专利申请No. 12/790,675中公开了示例水射流钻削工艺和系统，该申请通过引用而整体地结合在本文中。如美国专利申请No. 12/790,675中阐明的那样，水射流工艺典型地利用悬浮在高压水流中的高速研磨粒子(例如研磨“粗砂”)流。水的压力可有相当大的改变，但往往在大约35-620 Mpa的范围中。可使用许多研磨材料，诸如石榴石、氧化铝、金刚砂和玻璃珠。有益地，研磨液体射流加工技术的能力有利于在控制形状的情况下分段地移除材料到不同的深度。例如，这允许对通道进行馈送的内部进入孔140(参照图5、6、11和13在下面描述)被钻削成横截面恒定的直孔，或者成形孔(椭圆形等)，或者会聚孔或发散孔。

另外，以及如美国专利申请No. 12/790,675中阐明的那样，水射流系统可包括多轴计算机数控(CNC)单元(未显示)。CNC系统本身在本领域中是已知的，而且在例如美国专利公开1005/0013926(S. Rutkowski等人)中有描述，该公开通过引用而结合在本文中。CNC系统允许切削工具沿着多个X轴、Y轴、和Z轴以及旋转轴移动。

更特别地，以及如图15-17中显示的那样，可通过这样的方式来形成各个凹槽132，即，在研磨液体射流160的第一行程中相对于衬底110的表面112以横向角度引导研磨液体射流160(图15)，以及然后以与横向角度的角度基本相反的角度进行后面的行程(图16)，使得各个凹槽在凹槽的开口136处变窄，并且从而包括凹腔形凹槽(如下面参照图6所论述的那样)。典型地，将执行多个行程，以实现凹槽的期望深度和宽度。这个技术在Bunker等人的名称为“Components with re-entrant shaped cooling channels and methods of manufacture(具有凹腔形冷却通道的构件及其制造方法)”的共同转让的美国专利申请No. 12/943,624中有描述，该申请通过引用而整体地结合在本文中。另外，形成凹腔形凹槽132的步骤可进一步包括执行额外的行程，其中，研磨液体射流基部134以横向角度和基本相反的角度之间的一个或多个角度被引导向凹槽132，使得材料被从凹槽132的基部134移除。

现在参照图2、5、6和13，例如，构件100进一步包括设置在衬底110的外表面112的至少一部分上的涂层150。如所指示的那样，例如在图13和14中，涂层150至少包括结构涂层54。涂层150包括适当的材料，并且结合到构件上。对于图5-7中显示的示例布置，结构涂层54在一个或多个凹槽132上延伸，使得一个或多个凹槽132和结构涂层54共同限定用于冷却相应的倒角94的一个或多个通道130。

对于特定的构造，涂层150具有的厚度在0.1-2.0毫米的范围中，并且更特别地，在0.2至1毫米的范围中，以及仍然更特别地，对于工业构件，在0.2至0.5毫米的范围中。对于航空构件，这个范围典型地为0.1至0.25毫米。但是，取决于特定的构件100的需要，可使用其它厚度。

涂层150包括结构涂层层，并且可进一步包括可选的额外涂层层(一个或多个)。可使用各种各样的技术来淀积涂层层(一个或多个)。对于特定的工艺，通过执行等离子淀积(阴极电弧)来淀积结构涂层层(一个或多个)。在Weaver等人的名称为“Method and apparatus for cathodic arc ion plasma deposition(用于阴极电弧等离子淀积的方法和设备)”的共同转让的美国公开的专利申请No. 20080138529中提供了示例等离子淀积设备和方法，该申请通过引用而整体地结合在本文中。简而言之，等离子淀积包括将由涂层材料形成的自耗阴极放入真空室内的真空环境中，将衬底110设置在真空环境内，对阴极供应电流，以在阴极表面上形成阴极电弧，从而对阴极表面的涂层材料产生电弧引起的腐蚀，以及将来自阴极的涂层材料淀积到衬底表面112上。

使用等离子淀积来淀积的涂层的非限制性示例包括结构涂层，以及结合涂层和抗氧化涂层，如下面参照Jackson等人的名称为“Double-wall airfoil(双壁式翼型件)”的美国专利No. 5,626,462所论述的那样。对于某些热气路径构件100，结构涂层包括镍基或钴基合金，并且更特别地包括超合金或(Ni，Co)CrAlY合金。例如，在衬底材料是包含γ和γ'相两者的Ni基超合金情况下，结构涂层可包括成分类似的材料，如下面参照美国专利No. 5,626,462更加详细地论述的那样。

对于其它工艺构造，通过执行热喷涂工艺和冷喷涂工艺中的至少一个来淀积结构涂层。例如，热喷涂工艺可包括燃烧喷涂或等离子喷涂，燃烧喷涂可包括高速氧燃料喷涂(HVOF)或高速空气燃料喷涂(HVAF)，而等离子喷涂可包括大气(诸如空气或惰性气体)等离子喷涂，或低压等离子喷涂(LPPS，它也被称为真空等离子喷涂或VPS)。在一个非限制性示例中，通过HVOF或HVAF来淀积(Ni，Co)CrAlY涂层。用于淀积结构涂层的其它示例技术包括(无限制)溅射、电子束物理气相淀积、无电镀覆和电镀。

对于某些构造，采用多种淀积技术来淀积结构涂层层和可选的额外涂层层是合乎需要的。例如，可使用等离子式淀积来淀积第一结构涂层层，而可使用其它技术，诸如燃烧喷涂工艺或等离子喷涂工艺，来淀积后面淀积的层和可选的额外层(未显示)。取决于所使用的材料，对涂层层使用不同的淀积技术可在属性方面提供好处，诸如(但不限于)耐应变性、强度、粘合性和/或展延性。

对于图3中显示的构造，构件100包括涡轮叶片100，对于图5中显示的布置，衬底110进一步限定至少一个进入通道140，进入通道140在相应的中空内部空间114和至少一个冷却通道130之间延伸，并且在它们之间提供流体连通。对相应的冷却通道进行供应的内部进入孔140可被钻削成横截面恒定的直孔、成形孔(椭圆形等)，或者会聚孔或发散孔。在Ronald S. Bunker等人的名称为“Components with cooling channels and methods of manufacture(具有冷却通道的构件及其制造方法)”的共同转让的美国专利申请No. 13/210,697中，提供用于形成进入孔的方法，该申请通过引用而整体地结合在本文中。

对于冷却通道130存在许多可行布置。对于图5中显示的示例构造，冷却通道130中的至少一个沿着倒角94沿径向延伸。应当注意，虽然图5中描绘的横截面显示仅一个沿着倒角沿径向延伸的冷却通道，但多个冷却通道可在构件的横截面不同内沿着倒角沿径向延伸。有益地，这个径向构造会在涂层下面冷却倒角，相对于用传统方法冷却的构件，这显著地降低倒角中的热梯度和热应力。因此，可使用较大的倒角，这帮助满足旋转构件的载荷需要，同时也降低铸造成本(因为较大的倒角对于铸件生产或涂层的粘合性不那样具有限制性)。

类似地，对于图6中显示的示例构造，冷却通道130中的至少一个沿着倒角94沿轴向延伸。应当注意，虽然图6中描绘的横截面显示仅一个沿着倒角沿轴向延伸的冷却通道，但多个冷却通道可沿着倒角沿轴向延伸。有益地，这个轴向布置将冷却集中在倒角内。

对于图7中显示的示例构造，冷却通道130中的至少一个沿着倒角沿轴向-沿径向延伸。图7中示出的冷却通道的具体数量(两个)仅是说明性的，而且一个或多个冷却通道可沿着倒角沿轴向-沿径向延伸。

如从图中可看到的那样，可用若干种方式构造冷却通道。可部分地选择特定的构造，以从制造中得到一些好处，因为加工装置无法同等地接近所有位置。也可较容易地加工轴向通道或径向通道，因为一个平面在空间中保持固定，而不是加工轴向-径向类型，在加工轴向-径向类型中，装置必须经过复合表面半径。为了冷却目的，因为翼型件必须具有一些内部结构，诸如用于航空机械响应的肋条，冷却剂供应孔在布置方面有一些限制，因此，特定的构件可能需要使用轴向-径向通道。在其它情况下，倒角可为寿命限制区，并且由于简单地具有轴向通道而受益最多。对此考虑在内的因素还有通道的应力集中因素，这可最大程度地由通道的特定定向减小。

如上面提到的那样，凹槽132可具有许多不同的几何构造。对于图13和14中显示的布置，各个凹槽132都具有开口136，而且各个凹槽132都在凹槽132的开口136处变窄，并且从而包括凹腔形状132，使得各个冷却通道130包括凹腔形冷却通道130。在美国专利申请No. 12/943,624中描述了凹腔形凹槽。对于特定的构造，凹腔形凹槽132的基部134是相应的凹槽132的顶部136的至少2倍宽。例如，对于这个构造，如果凹槽132的基部134为0.75毫米，则顶部136将在宽度上少于0.375毫米。对于更特定的构造，凹腔形凹槽132的基部134是相应的凹槽132的顶部136的至少3倍宽，而且仍然更特别地，凹腔形凹槽132的基部134是相应的凹槽132的顶部136的大约3-4倍宽。有益地，大的基部-顶部比会增加微通道130的整体冷却体积，同时有利于涂层150淀积在凹槽132上(无需使用牺牲填料)，而不用使涂层150填充凹槽132。

对于某些构造，结构涂层54完全桥接相应的凹槽132，使得涂层150密封相应的微通道130。但是，对于其它构造，结构涂层54限定一个或多个可渗透式槽口144(例如，涂层中的多孔结构或涂层中的间隙)，使得结构涂层不完全桥接一个或多个凹槽132中的各个，如图14中示出的那样。虽然图14示意性地描绘槽口144具有均匀且笔直的几何构造，但各个槽口144典型地具有不规则的几何构造，其中，随着施用涂层150以及涂层150的厚度增加，槽口144的宽度改变。最初，在将涂层150的第一部分施用到衬底110上时，槽口144的宽度可为微通道130的顶部136的宽度的50%。然后随着涂层150增加，槽口144可变窄到顶部136的宽度的5%或更小。对于特定的示例，槽口144的宽度在其最窄点处为相应的微通道顶部136的宽度的5%至20%。另外，槽口144可为多孔的，在这种情况下，“多孔”槽口144可具有一些连接，也就是一些具有零间隙的点或位置。有益地，槽口144对涂层150提供应力消除。

如上面提到的那样，构件可包括涡轮叶片。对图12中显示的示例构造，衬底110进一步限定一体地连接到平台92上的柄部96。对于图12中显示的构造，至少一个通路146延伸通过柄部96，并且在相应的中空内部空间114和柄部96的外部区域之间提供流体连通。典型地，将通过放电加工或电化学加工来形成通路146，而且如果足够大的话，通路146可形成铸件的一部分。另外，对于图12中显示的构造，至少一个进入孔148至少部分地延伸通过平台92，以在冷却通道130和柄部96的外部区域之间提供流体连通。对于图12的示出的布置，进入通道148与冷却通道130的基部134相交。对于图12中显示的构造，冷却通道130沿着倒角94沿径向延伸，并且在倒角94的上端95处离开。

图12中显示的布置的好处可理解为如下。柄部穴(即由柄部和平台在下面限定的空间的那个区域)被来自通路146的冷却剂加压，并且除了微通道提供的冷却之外，柄部穴允许对平台的下面进行一般水平的冷却。这个加压还阻止任何热气进入到这个区域中。在通路146未加工成通过倒角而进入翼型件中的一种情况下，这对微通道提供方便的冷却源。

现在更一般地参照所有上面描述的冷却构造，通过将符合表面曲率的冷却通道置于倒角的外表面上，上面描述的冷却构造有益地允许倒角的半径增加，同时保持较低的金属温度，以获得更好的载荷承载能力。另外，新启用的增大的倒角大小还将改进涂层的微结构，以及降低这些区域中有TBC碎片的可能性。另外，从设计角度看，上面描述的倒角冷却是柔性的，从而允许冷却在实际上以任何定向结合到倒角中。

但是，应当注意，虽然倒角的改进的冷却将使得能够使用较大的倒角，但本发明也适用于传统大小的倒角。例如，一些现有部件可能不需要增加倒角的大小，但由于微冷却通道的原因，仍然将获得其它好处。例如，通道可具有直接钻入翼型件内部腔体中的冷却供应孔，而且冷却器衬底材料将允许微通道侵入表面中。

参照图2-4、8-11、13、14来描述另一个构件100构造。如例如图2和4中显示的那样，构件100包括具有外表面112和内表面116的衬底110。如例如图2和4中示出的那样，内表面116限定至少一个中空内部空间114。如图2和3中示出的那样，例如，衬底110的外表面112限定压力侧壁24和吸力侧壁26，其中，压力侧壁24和吸力侧壁26在构件100的前缘28和后缘30处连结在一起，并且共同形成构件的翼型件90部分。如图2和3中显示的那样，吸力侧26为凸形，而压力侧24则为凹形。如图3和4中示出的那样，例如，衬底110的外表面112进一步限定至少一个平台92和至少一个倒角94，倒角94在翼型件90和相应的平台92之间延伸，并且将翼型件90一体地连接到相应的平台92上。

如图8和9中显示的那样，例如，外表面112限定至少部分地沿着相应的平台92延伸的一个或多个凹槽132。如图8和9中示出的那样，例如，各个凹槽132与相应的中空内部空间114处于流体连通。

如例如图2、8和13中示出的那样，构件100进一步包括设置在衬底110的外表面112的至少一部分上的涂层150。涂层150至少包括结构涂层54，并且在上面描述了涂层150。如图8中示出的那样，例如，结构涂层54在凹槽(一个或多个)132上延伸，使得凹槽(一个或多个)132和结构涂层54共同限定用于冷却平台94的一个或多个通道130。有益地，上面描述的冷却构造对平台(一个或多个)提供增强的冷却，这将帮助消除对贯心平台的需要，从而降低构件的预期成本。

对于图3中显示的构造，构件100包括涡轮叶片100，对于图9中显示的布置，衬底110进一步限定至少一个进入通道140，进入通道140在相应的中空内部空间114和至少一个冷却通道130之间延伸，并且在相应的中空内部空间114和至少一个冷却通道130之间提供流体连通。在上面描述了进入通道140。

对于冷却通道130存在许多可行布置。对于图8中显示的示例构造，冷却通道130中的至少一个沿着平台92沿轴向和/或纵向延伸。也就是说，冷却通道130可沿着平台沿轴向、沿纵向，或者沿轴向和沿纵向两者延伸。有益地，这个构造对平台92提供增强的冷却。对于图8的示出的构造，冷却通道130在平台端部98的附近离开。但是，对于其它构造，冷却通道130在平台92的端部98处离开。未明确地显示这个后一种布置。但是，在图8中示出了平台端部98。

对于图9中显示的示例构造，冷却通道130中的至少一个沿着倒角94沿径向延伸，以及然后沿着平台92沿轴向和/或沿纵向延伸。有益地，这个构造对倒角94和平台92提供增强的冷却。对于图9的示出的构造，冷却通道130在平台端部98的附近离开。但是，对于其它构造，冷却通道130在平台92的端部98处离开。未明确地显示这个后一种布置。但是，在图9中示出了平台端部98。

如上面提到的那样，构件100可包括涡轮叶片。对于图10中显示的示例构造，衬底110进一步限定一体地连接到平台92上的柄部96。对于图10中显示的构造，至少一个通路146延伸通过柄部96，并且在相应的中空内部空间114和柄部96的外部区域之间提供流体连通。如上面提到的那样，典型地，将通过放电加工或电化学加工来形成通路146，而且如果足够大，通路146将形成铸件的一部分。另外，对于图10中显示的构造，至少一个进入孔148至少部分地延伸通过平台92，以在冷却通道130和柄部96的外部区域之间提供流体连通。对于图10中显示的示出的布置，进入通道148与冷却通道130的基部134相交。对于图10中显示的构造，冷却通道130沿着平台92沿轴向和/或沿纵向延伸，并且在平台端部98的附近离开。但是，冷却通道130还可离开平台端部98。未明确地显示这个后一种布置。但是，在图10中示出了平台端部98。有益地，通过将微通道定位在平台中，图10中显示的布置通过将冷却剂布置成更接近热气路径来提供改进的冷却。此布置可减少或消除对在平台的内部铸造冷却通路或腔体的需要。这还减少进入到柄部-平台腔体中的冷却剂中的热通量的量，从而允许流体在供应微通道之前，仅仅执行加压功能。

参照图11来描述另一个涡轮叶片100构造。对于图11中显示的布置，衬底110进一步限定一体地连接到平台92上的柄部96和至少一个进入孔140，进入孔140至少部分地延伸通过柄部96，以在相应的中空内部空间114和相应的冷却通道130之间提供流体连通，其中，对于图11中显示的构造，冷却通道沿着平台92沿轴向和/或沿纵向延伸，并且在平台端部98的附近离开。但是，冷却通道130还可离开平台端部98。未明确地显示这个后一种布置。但是，在图11中示出了平台端部98。有益地，图11中显示的冷却布置对平台92提供增强的冷却，这将帮助消除对贯心平台的需要，从而降低构件的预期成本。

如上面参照图13和14所论述的那样，对于特定的构造，凹槽132和冷却通道130可为凹腔形。类似地，以及如上面参照图14所论述的那样，对于特定的构造，结构涂层54限定一个或多个可渗透式槽口144，使得结构涂层不完全桥接各个凹槽132。但是，对于其它构造，结构涂层54密封各个凹槽132。

如上面提到的那样，上面描述的冷却平台构造的好处包括消除对贯心平台的需要，从而降低构件的预期成本。

参照图2-17来描述在构件100中形成冷却通道130的方法。如上面参照图2-4所描述的那样，构件100包括具有外表面112和内表面116的衬底110，其中，内表面116限定至少一个中空内部空间114，而衬底110的外表面112则限定压力侧壁24和吸力侧壁26。压力侧壁24和吸力侧壁26在构件100的前缘28和后缘30处连结在一起。如图2和3中显示的那样，吸力侧26为凸形，而压力侧24则为凹形。如图3和4中示出的那样，例如，衬底110的外表面112进一步限定至少一个平台92和至少一个倒角94，倒角94在翼型件90和相应的平台92之间延伸，并且将翼型件90一体地连接到相应的平台92上。

如图5和8-12中示出的那样，方法包括在衬底110的外表面112中形成至少一个凹槽，凹槽至少部分地沿着倒角94延伸，或者至少部分地沿着平台92延伸。典型地，以及如上面论述的那样，方法进一步包括使凹槽(一个或多个)132形成在衬底110的外表面112中之前，铸造衬底110。

如图2、5、13和14中示出的那样，例如，方法进一步包括在衬底110的外表面112的至少一部分上设置涂层150。在上面描述了涂层150和用于设置涂层150的示例淀积技术。但是，对于特定的工艺，将涂层150设置在衬底110的外表面112的至少一部分上的步骤包括执行等离子淀积。对于特定的构造，涂层150包括超合金。对于特定的工艺，将涂层150设置在衬底110的外表面112的至少一部分上的步骤包括执行热喷涂工艺。示例热喷涂工艺包括高速氧燃料喷涂(HVOF)和高速空气燃料喷涂(HVAF)。对于特定的工艺，将涂层150设置在衬底110的外表面112的至少一部分上的步骤包括执行低压等离子喷涂(LPPS)工艺。如上面论述的那样，涂层150至少包括结构涂层54，结构涂层54在凹槽(一个或多个)132上延伸，使得凹槽(一个或多个)132和结构涂层54共同限定用于冷却构件100的倒角94中和平台92的至少一个的一个或多个通道130。

如图5、6、11和13中示出的那样，方法另外可选地包括在衬底110中形成至少一个进入孔140，其中，各个进入孔140使相应的凹槽132连接成与相应的中空内部空间114处于流体连通。如上面提到的那样，在Ronald S. Bunker等的共同转让的美国专利申请No. 13/210,697中提供了用于形成进入孔的技术。例如，可通过研磨液体射流加工来形成进入孔。另外，内部进入孔140可被钻削成横截面恒定的直孔、成形孔(椭圆形等)，或者会聚孔或发散孔。

如上面论述的那样，对于特定的构造，凹槽为凹腔形。对于特定的工艺，通过将研磨液体射流160引导到衬底110的表面112处来形成凹腔形凹槽132，如Bunker等人的美国专利申请No. 12/943,624中论述的那样，以及如例如图15-17中示出的那样。例如，可通过在研磨液体射流160的第一行程中相对于衬底110的表面112以横向角度引导研磨液体射流160(图15)，以及然后以与横向角度的角度基本相反的角度进行后面的行程(图16)，来形成凹腔形凹槽132。对于特定的工艺，形成凹腔形凹槽132的步骤可进一步包括执行至少一个额外的行程(图17)，其中，研磨液体射流160以在横向角度和基本相反的角度之间的一个或多个角度，被引导向凹槽132的基部134，使得材料从凹槽132的基部134被移除。更一般而言，可使用研磨液体射流、浸入式电化学加工(ECM)、具有旋转电极的放电加工(EDM)(铣削EDM)和激光加工中的一种或多种来形成凹腔形凹槽132。

如上面提到的那样，相对于传统的铸造冷却通路，使用微通道来冷却倒角(一个或多个)和/或平台(一个或多个)提供显著的好处。特别地，通过将符合表面曲率的冷却通道置于倒角的外表面上，上面描述的冷却构造允许倒角的半径增大，同时保持较低的金属温度，以获得更好的载荷承载能力。此外，较大的倒角对于铸件生产不那么具有限制性，并且从而降低铸件的成本。另外，新启用的增加的倒角大小还将改进倒角区域上的陶瓷涂层微结构，这是在热喷涂工艺期间典型地难以控制微结构的区。另外，从设计角度看，上面描述的倒角和/或平台冷却是柔性的，从而允许冷却在实际上以任何定向结合到倒角和/或平台中。另外，大的倒角轮廓也有望提高空气动力学效率。

虽然在本文中仅示出和描述了本发明的某些特征，但本领域技术人员将想到许多修改和改变。因此要理解的是，所附权利要求意于覆盖落在本发明的真实精神内的所有这样的修改和改变。

Claims (10)

1. 一种构件，包括：

包括外表面和内表面的衬底，其中，所述内表面限定至少一个中空内部空间，其中，所述衬底的所述外表面限定压力侧壁和吸力侧壁，其中，所述压力侧壁和所述吸力侧壁在所述构件的前缘和后缘处连结一起，并且共同形成所述构件的翼型件部分，其中，所述衬底的所述外表面进一步限定至少一个平台和至少一个倒角，所述至少一个倒角在所述翼型件和所述至少一个平台中的相应的一个之间延伸，并且将所述翼型件一体地连接到所述至少一个平台中的相应的一个上，其中，所述外表面限定一个或多个凹槽，所述一个或多个凹槽至少部分地沿着所述至少一个倒角中的相应的一个延伸，以及其中，各个凹槽与相应的中空内部空间处于流体连通；以及

设置在所述衬底的所述外表面的至少一部分上的涂层，其中，所述涂层至少包括结构涂层，其中，所述结构涂层在所述一个或多个凹槽上延伸，使得所述一个或多个凹槽和所述结构涂层共同限定用于冷却相应的倒角的一个或多个通道。

2. 根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述构件包括涡轮叶片，以及其中，所述衬底进一步限定至少一个进入通道，所述至少一个进入通道在相应的中空内部空间和至少一个冷却通道之间延伸，并且在所述相应的中空内部空间和所述至少一个冷却通道之间提供流体连通。

3. 根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述冷却通道中的至少一个沿着相应的倒角沿径向延伸。

4. 根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述冷却通道中的至少一个沿着相应的倒角沿轴向延伸、沿纵向延伸，或者以沿轴向和沿纵向的组合的方式延伸。

5. 根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述冷却通道中的至少一个沿着相应的倒角沿轴向-沿径向延伸。

6. 根据权利要求1所述的构件，其特征在于，各个凹槽具有开口，以及其中，各个凹槽在所述凹槽的所述开口处变窄，并且因而包括凹腔形凹槽，使得各个冷却通道包括凹腔形冷却通道。

7. 根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述结构涂层限定一个或多个可渗透式槽口，使得所述结构涂层不完全桥接各个凹槽。

8. 根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述结构涂层密封各个凹槽。

9. 根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述构件包括涡轮叶片，其中，所述衬底进一步限定：

一体地连接到所述平台上的柄部；

至少一个通路，其延伸通过所述柄部，并且在相应的中空内部空间和所述柄部的外部区域之间提供流体连通；以及

至少一个进入孔，其至少部分地延伸通过所述平台，以在所述冷却通道和所述柄部的所述外部区域之间提供流体连通，其中，相应的进入通道与相应的冷却通道的基部相交，以及

其中，相应的冷却通道沿着相应的倒角沿径向延伸。

10. 根据权利要求9所述的构件，其特征在于，所述冷却通道在相应的倒角的上端处离开。

Images