燃气涡轮发动机及其相关联的方法与流程

1.本主题大体涉及燃气涡轮发动机，更具体地，涉及与冷却燃气涡轮发动机的各种部件相关联的结构和方法。


背景技术：

2.燃气涡轮发动机包括压缩机，其中发动机空气被加压。燃气涡轮发动机还包括燃烧器，其中加压空气与燃料混合以生成热燃烧气体。在典型设计(例如，对于飞行器发动机或静止动力系统)中，从高压涡轮(hpt)中的气体提取为压缩机提供动力的能量，并且从低压涡轮(ltp)提取能量。低压涡轮为涡轮风扇飞行器发动机应用中的风扇提供动力，或为船用和工业应用的外部轴提供动力。
3.许多燃气涡轮发动机利用各种冷却系统来适应其中相对较高的温度。例如，对于飞行器应用，某些发动机部件可暴露于温度高达约3800
°
f(2093℃)的热气体下，对于静止发电应用，可暴露于温度高达约2700
°
f(1482℃)的热气体下。为了冷却暴露于热气体的部件，这些“热气体路径”部件可以具有内部对流和外部膜冷却。
4.在膜冷却的情况下，多个冷却孔可从部件的相对冷的表面延伸到部件的“热”表面。冷却孔通常是圆柱形的孔，该孔通过部件的壁以浅角度倾斜。膜冷却是温度控制的重要机构，因为它降低了从热气体到部件表面的入射热通量。可以使用许多技术来形成冷却孔；取决于各种因素，例如，孔的必要深度和形状。激光钻孔、水射流切割和电火花加工(edm)是经常用于形成薄膜冷却孔的技术。膜冷却孔通常布置在一排排紧密隔开的孔中，这些孔可以共同地在外表面上提供大面积冷却覆盖层。
5.冷却剂空气通常是从压缩机排出的压缩空气，然后绕过发动机燃烧区，并通过冷却孔送入热表面。冷却剂在热部件表面和热气流之间形成保护“膜”，从而帮助保护部件免受加热。此外，可以在热表面上采用保护涂层，例如热障涂层(tbc)，以增加部件的操作温度。
6.在设计最合适的膜冷却系统时，各种考虑都很重要。例如，通常需要一定体积的空气在部件的热表面上流动，并且对于该空气的大部分来说尽可能长时间地保持附着在热表面上可能的有益的。此外，由于大量的膜冷却孔需要从发动机压缩机排出更大量的空气，因此如果存在太多的冷却孔，则发动机效率可能会受损。此外，由于未来的涡轮发动机设计可能涉及甚至更高的操作温度，因此改进的膜冷却系统可能具有甚至更大的重要性。
7.考虑到这些，改进燃气涡轮发动机的膜涂层冷却能力的新方法和新结构将受到本领域的欢迎。


技术实现要素：

8.本发明的方面和优点将在下面的描述中部分阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过本发明的实践来学习。
9.在本公开的一个示例性方面中，一种形成燃气涡轮发动机部件的方法，该方法包
括：在部件的预成型件结构中形成多个冷却孔径，预成型件结构的多个冷却孔径包括第一冷却孔径和第二冷却孔径，其中预成型件结构的第一冷却孔径和第二冷却孔径的横截面形状在相同的相对平面中测量时彼此不同；以及，将涂层施加到预成型件结构的至少一部分以形成部件，其中部件的第一冷却孔径和第二冷却孔径的横截面形状在相同的相对平面中测量时彼此近似相同。
10.在本公开的另一示例性方面，一种燃气涡轮发动机部件的预成型件结构，预成型件结构包括：在预成型件结构中的多个冷却孔径，多个冷却孔径包括：第一冷却孔径，第一冷却孔径从具有第一横截面比例因子的第一开口延伸穿过预成型件结构；第二冷却孔径，第二冷却孔径从具有第二横截面比例因子的第二开口延伸穿过预成型件结构；和第三冷却孔径，第三冷却孔径从具有第三横截面比例因子的第三开口延伸穿过预成型件结构，其中，第一开口、第二开口和第三开口沿着直线布置，其中，第二开口基本上等距地设置在第一开口和第三开口之间，并且其中，第二比例因子在第一比例因子和第三比例因子之间。
11.在本公开的另一示例性方面，一种燃气涡轮发动机部件，包括：预成型件结构，预成型件结构限定多个冷却孔径，多个冷却孔径包括第一冷却孔径；和涂层，涂层设置在预成型件结构的至少一部分上；其中，第一冷却孔径包括用于接收涂层的倾斜平台，倾斜平台限定沿着孔径的长度的第一斜坡轮廓，其中，涂层设置在倾斜平台上，并且限定沿着孔径的长度的第二斜坡轮廓，并且其中，第一斜坡轮廓和第二斜坡轮廓彼此不同。
12.参考以下描述和所附权利要求，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好地理解。并入本说明书并构成本说明书一部分的附图说明本发明的实施例，并且与说明书一起用于解释本发明的原理。
附图说明
13.本说明书参考附图阐述了本发明的完整且能够实现的公开内容，包括针对本领域普通技术人员的本发明的最佳模式，其中：
14.图1是根据实施例的具有带有冷却界面的部件的燃气涡轮发动机的部分剖视图。
15.图2是根据实施例的燃气涡轮发动机的部件的预成型件结构的外表面的一部分的透视图。
16.图3是根据实施例的沿着图2的线2-2截取的图1中所示的通道孔之一的横截面图。
17.图4是根据实施例的用于被涂层覆盖的基板的通道孔和离开部位区域的横向截面图。
18.图5是根据实施例的具有沿其施加的涂层的预成型件结构的第一通道孔和第二通道孔的简化示意图。
19.图6是根据实施例的将涂层施加到预成型件结构的方法的简化平面图。
20.图7a是根据实施例的沿着图6的线7a-7a截取的包括预成型件结构和涂层的部件的横向截面图。
21.图7b是根据实施例的沿着图6的线7b-7b截取的包括预成型件结构和涂层的部件的横向截面图。
22.图8是根据实施例的位于部件的相邻通道孔之间的冷却孔分隔件的视图。
23.图9是根据实施例的通道孔的横向截面图。
24.图10是根据实施例的形成燃气涡轮发动机部件的方法的流程图。
具体实施方式
25.现在将详细参考本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细说明使用数字和字母名称来参考图纸中的特征。在附图和说明书中的类似或类似标号被用于指本发明的类似或类似部分。
26.如本文所使用的，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换地用于将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示单个部件的位置或重要性。
27.术语“前”和“后”指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，关于燃气涡轮发动机，前指更靠近发动机入口的位置，后指更靠近发动机喷嘴或排气的位置。
28.术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体流出的方向，“下游”是指流体流向的方向。
29.术语“联接”、“固定”、“附接”等指直接联接、附于或附接，以及通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、附于或附接，除非本文另有规定。
30.除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数引用。
31.本说明书和权利要求书中使用的近似语言用于修改任何可以允许变化的定量表示，而不会导致与之相关的基本功能的改变。因此，由一个或多个术语修改的值，例如“大约”、“近似”和“基本上”，不限于规定的精确值。在至少一些实例中，近似语言可对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构建或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在10％的余量内。
32.这里以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，这些范围被识别并包括其中包含的所有子范围，除非上下文或语言另有指示。例如，本文公开的所有范围包括端点，并且端点可彼此独立地组合。
33.根据本文描述的一个或多个实施例，燃气涡轮发动机可以包括部件，例如涡轮转子叶片，该部件包括预成型件结构和设置在预成型件结构上的涂层，例如热障涂层或环境屏障涂层。预成型件结构包括多个冷却孔径，所述多个冷却孔径中的至少一些冷却孔径具有彼此不同的轮廓。作为示例，预成型件结构的第一冷却孔径可限定第一斜坡轮廓，并且预成型件结构的第二冷却孔径可限定与第一斜坡轮廓不同的第二斜坡轮廓。然而，所得部件的所有冷却孔径(即，在施加涂层之后)可以具有彼此相比相同的斜坡轮廓。以这种方式，预成型件结构可以被构造成补偿沿着其的涂层材料的非均匀施加，例如在某些定向涂覆方法和其它施加方法期间可能发生。
34.任何暴露于高温且需要冷却的基板均可用于本发明以形成预成型件结构。示例包括陶瓷或金属基材料。可以形成预成型件结构的金属或金属合金的非限制性示例包括钢、铝、钛；难熔金属，如钼；和超合金，例如基于镍、钴或铁的那些。预成型件结构也可以由复合材料形成，例如硅化铌金属间复合物。
35.如图1所示，燃气涡轮发动机10以流动串行包括进气口11、风扇12、中压压缩机13、高压压缩机14、燃烧室15、高压涡轮16、中压涡轮17、低压涡轮18和排气口19。高压涡轮16布置成经由第一轴26驱动高压压缩机14。中压涡轮17布置成经由第二轴28驱动中压压缩机
13，并且低压涡轮18布置成经由第三轴30驱动风扇12。在操作中，空气流入进气口11并被风扇12压缩。第一部分空气流过中压压缩机13和高压压缩机14并被中压压缩机13和高压压缩机14压缩，并且被供应到燃烧室15。燃料被喷射到燃烧室15中并且在空气中燃烧以产生热废气，热废气流过并驱动高压涡轮16、中压涡轮17和低压涡轮18。离开低压涡轮18的热废气流过排气口19以提供推进推力。第二部分空气绕过主发动机以提供推进推力。应当理解，这里描述的部件、组件和方法不限于图1所示的燃气涡轮发动机10。在其他实施例中，燃气涡轮发动机可以包括不同的几何形状、样式或设计。
36.在燃气涡轮发动机的操作期间，环境空气由上述风扇加压。环境空气的一部分进入压缩机以进行额外加压，而外部部分从风扇出口排出，以在涡轮风扇发动机应用中提供推进推力。在压缩机中加压的空气在燃烧器中与燃料混合以生成热燃烧气体。燃烧气体流过各种涡轮叶片级，这些级从燃烧气体中提取能量，以便在操作期间为压缩机和风扇提供动力。
37.虽然上述典型燃气涡轮发动机可以具有传统的构造和操作，但是可以如根据本文中的一个或多个实施例所述对这种发动机进行修改，以包括改进的冷却特性。因此，可以例如通过如前所述在操作期间从压缩机排出一部分加压空气，或通过一个或多个其它冷却选项，适当地冷却受到来自发动机的热燃烧气体的加热的各种发动机部件中的一个或多个。
38.这些部件通常包括如图2所示的预成型件结构20。作为示例，预成型件结构20可以由如上所述的超级合金形成，因为这些材料在升高的温度下表现出高强度。预成型件结构20的一部分在图2的平面图中示出；图3中还示出了一部分的横截面。预成型件结构20的厚度将根据其结合在其中的部件而变化。在许多情况下，例如对于许多航空部件，预成型件结构20具有在约0.020英寸至约0.150英寸(508微米至约3810微米)范围内的厚度。对于陆基部件，预成型件结构20一般具有在约0.050英寸至约0.300英寸(1270微米至约7620微米)范围内的厚度。当然，这些仅是示例性厚度，并且在其它实施例中，预成型件结构20可以具有任何其它合适的厚度或构造。对于诸如涡轮转子叶片等的部件，预成型件结构20可以是底层的涡轮转子叶片，其例如被耐热涂层涂覆。
39.预成型件结构20包括相对的内壁表面24和外壁表面42。预成型件结构20的内表面或内侧表面可形成设置在部件中的适当冷却回路的外边界，该冷却回路接收以任何传统方式从压缩机排出的空气。外壁表面42在操作期间暴露于热燃烧气体22(参见图2)，并且需要合适的膜冷却保护。
40.图2和3中所示的示例性部件预成型件结构20可以在各种部件中找到。它们包括内燃烧器衬套或外燃烧器衬套、涡轮喷嘴轮叶、涡轮喷嘴带、涡轮转子叶片、涡轮护罩或排气衬套。所有这些部件经常在其中结合各种形式的膜冷却孔或“通道孔”。
41.对于本发明的实施例，通道孔28沿着预成型件结构20的选定跨度以合适的排或其它图案(图2)布置。在实施例中，每个通道孔44纵向延伸穿过预成型件结构20，并且沿着孔纵向地且横向跨越该孔的宽度地分叉。因此，每个孔从在内表面24处齐平设置的入口52(见图3)延伸到在外壁表面42处齐平设置的出口32。如上所述，来自压缩机的一部分加压空气作为冷却剂空气33被引导通过通道孔44(图2)，在出口32处离开。
42.在优选实施例中，每个通道孔28包括入口内孔34。内孔通常具有从其入口端到其出口端基本上恒定的流动面积。如图3所示，入口内孔具有纵向或轴向中心线轴线36。内孔
本身可以被认为是通道孔的保持圆柱形或基本上圆柱形(即在出口32开始之前)的一部分。因此，在图3中，可以认为入口内孔是沿轴线36在点x和y之间的区段。入口内孔的向上终止部位可以称为“内孔出口”38，其仍然位于外壁表面(外部壁表面)42下方。入口内孔可相对于通常彼此平行的内表面或外表面以相对浅的角度“a”倾斜。入口内孔的倾斜角度a通常与用于膜冷却孔的典型倾斜有关，例如约20度至约45度。在实施例中，通道孔28可以沿着多线性路径、弓形路径或其组合。
43.在实施例中，通道孔28的出口32可以包括平台48或板。平台48可通常包括通道孔44的与轴向中心线轴线36成角度偏移的一部分。作为示例，平台48可以沿着与轴向中心线轴线36成角度地偏移至少1度，例如至少5度，例如至少10度的最佳配合线。平台48可以延伸到外壁表面42。在图3中所示的实施例中，平台48被描绘为线性轮廓。在其他实施例中，平台48可以具有在角度界面处联接在一起的多个线性段、一个或多个弓形部分或其任何组合。在图4中所示的特定实施例中，平台48包括凹弧形部分50。凹弧形部分50可设置在沿着平台的任何位置处。在特定实施例中，凹弧形部分设置在通常与外表面124间隔开的位置处。凹弧形部分50可以被构造成沿着被设计成接受涂层材料的平台48的下游侧。在某些实施例中，如在4图中所描绘的，凹弧形部分50可至少部分地设置在预成型件结构125的罩下方。在其它实施例中，凹弧形部分或其一部分可从预成型件结构125的罩下方露出。在某些情况下，凹弧形部分50可防止涂层过度沉积超过通道孔44的规定深度。
44.在本发明的实施例中描述的通道孔和出口几何形状可以通过使用某些类型的钻孔、机加工和切割技术获得。可选地，预成型件结构20可由诸如三维打印的增材制造工艺形成。
45.如上所述，如本文所述的预成型件结构通常被一个或多个涂层覆盖。可使用多种用途的涂层。通常，应用提供热保护和/或氧化保护的涂层。作为一个示例，诸如燃气涡轮叶片的部件可以被陶瓷涂层覆盖，例如，由氧化锆材料(例如氧化钇稳定的氧化锆)形成的热障涂层(tbc)。在涡轮叶片的许多情况下，首先在叶片表面上施加粘合层，例如金属-铝化物或mcraly材料，其中“m”可以是铁、镍、钴或其混合物。
46.图4是根据一些本发明实施例的延伸穿过预成型件结构125的另一通道孔123的横向截面图。在这种情况下，预成型件结构125的外表面(“热”表面)124由保护涂层系统126覆盖，如上所述，该保护涂层系统126可以构成一个或多个单独的涂层。根据各种因素，保护涂层的厚度可变化很大(例如，约0.005英寸(127微米)至约0.050英寸(1270微米)。在用于陆基燃气涡轮的“热”区段的镍超合金基涡轮叶片的情况下，保护涂层的厚度通常在约0.015英寸(381微米)至约0.045英寸(1143微米)的范围内，例如在约0.020英寸(500微米)至约0.035英寸(889微米)的范围内。
47.可以通过以下描述的技术之一通过预成型件结构125形成通道孔123。可使用选定类型的设备，通过几种专用技术成功地形成本发明的通道孔。这些技术可以包括水射流切割系统、电火花加工(edm)系统和激光钻孔系统。下面描述这些系统中的每一个。此外，在一些情况下，这些技术中的每一个可以通过使用特定的仪器以单次或重复的插入运动来执行，同样如下所述。(在本说明书中，edm被称为涉及用“接触设备”处理基板；而水射流切割系统和激光钻孔系统被认为涉及用“接触介质”处理基板，如下文进一步描述的那样)。
48.在实施例中，通道孔123可以在预成型件结构125的形成水平处例如在铸造步骤形
成。例如，在预成型件结构125的铸造步骤中，可以形成孔形状的负型(negative)，并且预成型件结构125在其周围铸造。孔形状的负型可以使用各种方法形成，例如包括增材制造。在另一实施例中，孔形状的负型可以使用另一方法形成，例如，使用或不使用增材制造的机加工。
49.在某些情况下，沿预成型件结构施加一个或多个涂层可能以预成型件结构接收非均匀涂层的方式进行。即，例如，预成型件结构的第一位置处的涂层厚度可能不同于预成型件结构的第二位置处的涂层厚度。这可能是由涂覆方法本身引起的。作为示例，可以使用与定向涂覆方法相关的实践来执行涂层的施加，其中从相对于预成型件结构的固定的或半固定的位置施加涂层，和/或以相对于预成型件结构横向移动的方式分散涂层，由此在预成型件结构上形成涂层的非均匀分布图案。当涂层材料从定向涂覆工具(例如喷射喷嘴)释放时，在任何给定位置沉积的涂层的相对量可取决于一个或多个因素，例如距喷射喷嘴的距离、预成型件结构的相邻区域的几何形状等。与更靠近喷射喷嘴的区域相比，更远离喷射喷嘴设置的预成型件结构的区域可接收较少的涂层材料。类似地，与设置在凸起特征上游的区域相比，设置在凸起特征下游的预成型件结构的区域同样可以接收减少的涂层材料。作为其位置的结果，来自这种定向涂覆方法的所得部件在某些位置可能表现出不满意的涂层特性，例如子阈值材料厚度。
50.为了补偿这种变化性，建议利用预成型件结构，该预成型件结构通过使用某些涂覆方法来说明所遇到的预期变化性。考虑到非均匀涂层施加方法，可以修改预成型件结构上的特征(例如，通道孔)的形状，使得所得部件不会受到不均匀涂层沉积的影响。相反，由于涂覆方向性方面的改进设计，所得部件可以表现出期望的特性。可以通过一种或多种技术来确定预成型件结构上的涂层的预期变化性，一种或多种技术包括例如考虑涂覆方法和相关特征(例如，喷射速度、喷射位置等)的试验和错误、迭代过程、有限元分析、计算机建模等。一旦确定了预期变化性，所确定的变化性可被用于成形或更新预成型件结构的现有形状。在某些情况下，可以对形状或更新的形状的涂层进行建模，以确定所得部件是否将根据所确定的变化性而被正确涂覆。在保证进一步更新的情况下，可以对预成型件结构的形状进行额外的更新。可以根据需要重复该过程，直到预期变化性和预成型件结构形状匹配，使得所得部件具有期望的特性和形状，即，独立于所使用的涂覆方法。
51.如下所述，所得预成型件结构可基于其相对于涂覆喷嘴的位置测量的相对位置、取向等表现出具有不同特性的各种类似特征。例如，更靠近喷射喷嘴的特征可以更深或更大，以便与布置得更远离喷射喷嘴的接收不同的喷射强度的特征相比，接受更大量的涂层。类似地，考虑到喷射方向性，预成型件结构的某些特征可偏离其期望的取向，使得涂层的最终外层处于期望的位置和取向。因此，所得部件能够满足最小的涂覆要求，同时表现出沿此处的每个部分和特征的正确尺寸和形状。这可以通过例如改进的流量减少、改进的下游膜持久性、改进的冷却性能等来改进燃气涡轮发动机。
52.图5是根据实施例的部件500的简化示意图，该部件500包括形成在预成型件结构506中的第一通道孔502和第二通道孔504，其中沿着预成型件结构施加了涂层508。第一通道孔502和第二通道孔504示出为沿着相同的相对平面尺寸(例如，相同的相对平面)彼此转换。如图所示，第一通道孔502包括具有第一斜坡轮廓(如实线所示)的平台510，并且第二通道孔504包括具有不同于第一斜坡轮廓的第二斜坡轮廓(如虚线所示)的平台512。斜坡轮廓
通常涉及斜坡平台的轮廓(或形状)的一个或多个特性。示例性特性包括相对角度、相对深度、相对几何形状、表面特征等。
53.尽管具有不同的斜坡轮廓，但是第一通道孔502和第二通道孔504共用公共涂层斜坡轮廓514，如沿着公共平面所看到的。第三通道孔516被示出为具有平台518，平台518具有与第一斜坡轮廓和第二斜坡轮廓不同的第三斜坡轮廓(由点线示出)。如图所示，平台512的第二斜坡轮廓在平台510的第一斜坡轮廓和平台518的第三斜坡轮廓之间。在某些情况下，平台512可以设置在平台510和518之间。更具体地，第二通道孔504可以位于第一通道孔502和第三通道孔516之间。随后的通道孔(例如，第四通道孔、第五通道孔等)可以继续进入页面，其中至少一些通道孔具有进一步改变的斜坡轮廓。
54.不同通道孔(例如，通道孔502、504和516)的相对斜坡轮廓可说明不同的角度、轮廓特征(例如，凹、直、凸形状)等。应将相对斜坡轮廓解释为说明通道孔的变量属性，该变量属性在所有通道孔之间不保持恒定。
55.在实施例中，通道孔的斜坡轮廓可以具有不同的比例因子。如本文所使用的，“比例因子”是指与彼此相比的通道孔和/或其平台的相对尺寸、形状和/或几何形状。当通道孔和/或平台彼此相关时，比例因子可以限定通道孔和/或平台的相对横截面轮廓。作为示例，第一冷却孔502可以具有20
°
的进入角，与具有40
°
的进入角的第二冷却孔504相比限定了0.5的比例因子。作为另一示例，具有20
°
的进入角和第一比例因子的第一冷却孔502和具有60
°
的进入角和第三比例因子的第三冷却孔516之间可以插入具有40
°
的进入角和第二比例因子的第二冷却孔504，第二比例因子在第一比例因子和第三比例因子之间。在某些示例性实施例中，比例因子可以指在冷却孔的限定深度(即，针对所比较的每个冷却孔的相同深度)处的长度与宽度的比率。
56.图6示出了根据实施例的用于将涂层施加到预成型件结构的设置的简化示意图。图6中描绘的实施例仅是说明性的，并且不旨在将任何部件、过程、方向/空间布置等的布置限制于所示实施例。该设置示出了设置在定向施加器602的流体路径内的预成型件结构600，该定向施加器602被构造成施加涂层604(图7a和7b)。如图所示，定向施加器602通过沿着箭头线606将涂层定向地投射到预成型件600上来施加涂层。当施加涂层时，分散图案将出现，例如，由于非均匀推进的涂覆材料和其他自然和人工影响的变量。作为示例，分散图案可以具有沿着分散图案的中心线具有较高浓度的涂层的辐射扇形状。结果，涂层未均匀地施加在预成型件结构的整个表面上。例如，图7a示出了沿着图6中的线7a-7a的预成型件结构600和涂层604的横截面图，而图7b示出了沿着图6中的线7b-7b看到的预成型件结构600和涂层604的横截面图。
57.横截面线7a-7a和7b-7b处的涂层高度明显不同。在从定向施加器602移开另一距离处的涂层604的高度h1小于在相对于定向施加器602更近的位置处测量的涂层604的高度h2。为了针对该差异进行调节，预成型件结构600的底层部分的高度p1和p2可以彼此不同。
58.类似地，通道孔610离开预成型件结构600的共用沟槽608可以成形、确定尺寸和/或定向成校正由分散图案产生的效果。例如，预成型件结构600的共用沟槽608的纵向轴线可以与所得部件的共用沟槽608的纵向轴线成角度地偏移。在另一实施例中，共用沟槽608可以具有非恒定宽度。例如，共用沟槽608可以从较大的宽度变细到较小的宽度。在又一实施例中，沿着共用沟槽608的长度测量，共用沟槽608的深度可以变化。在某些情况下，变化
的尺寸或特性可以恒定的变化率变化。然而，在其他情况下，变化的尺寸或特性可以以非恒定的变化率变化，以便最好地适应分散图案。
59.再次参照图5，使用与上述类似的关于图6-7b所示涂层的表面高度的调节技术在通道孔处对预成型件结构506进行的相对调节可以在完成的部件上的孔之间产生均匀性。即，可以通过有意地偏移底层(基板)预成型件结构506的特性来实现适当的零件构造。
60.图8示出设置在相邻通道孔804之间的冷却孔分隔件802的侧视图。虽然冷却孔分隔件802的最外表面806共用共同的相对形状、尺寸或两者，但是预成型件结构800的底层表面808对于每个冷却孔分隔件802是不同的。以这种方式，底层表面808有意地偏移要创建的期望部件以补偿分散图案。
61.图9示出了延伸到预成型件结构902中的另一通道孔900的横向横截面图。预成型件结构902包括平台904和906，这些平台904和906基于这些平台904和906相对于定向施加器的具体布置(例如，距离、角度、相对深度等)而彼此独立地成形，并且独立于其他通道孔平台地形成。
62.图10示出了形成燃气涡轮发动机的部件的方法1000。方法1000包括在部件的预成型件结构中形成多个冷却孔径的步骤1002。预成型件结构中的多个冷却孔径可包括第一冷却孔径和第二冷却孔径。预成型件结构的第一冷却孔径和第二冷却孔径的横截面形状在相同的相对平面中测量时可以彼此不同。即，例如，当将多个冷却孔径彼此覆盖时(例如，如图5所示)，第一冷却孔径和第二冷却孔径的形状和/或尺寸可以彼此不同。方法1000还可包括步骤1004，将涂层施加到预成型件结构的至少一部分以形成部件。部件的第一冷却孔径和第二冷却孔径的横截面形状，即，在施加涂层之后，在相同的相对平面中测量时，可以彼此近似相同。也就是说，将涂层施加到预成型件结构的步骤1004可以以这样的方式出现，即在步骤1002之后观察到的冷却孔径之间的差异在最终部件中不存在或基本上不存在。
63.根据本文描述的实施例形成的部件可以通过流动减少提供改进的冷却效率，并且通过更好的涂层形成产生耐久性改进。通过适当补偿涂层效果，可以实现改进的下游涂层持久性。因此，燃气涡轮发动机可以更有效地运行并且可能产生增加的功率输出。
64.该书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使得本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的可申请专利的范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其它示例包括与权利要求书的文字语言不存在差异的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的文字语言不存在实质性差异的等效结构元件，则这些其它示例旨在在权利要求书的范围内。
65.本发明的其它方面由以下条款的主题提供：
66.实施例1.一种形成燃气涡轮发动机部件的方法，该方法包括：在部件的预成型件结构中形成多个冷却孔径，预成型件结构的多个冷却孔径包括第一冷却孔径和第二冷却孔径，其中预成型件结构的第一冷却孔径和第二冷却孔径的横截面形状在相同的相对平面中测量时彼此不同；以及将涂层施加到预成型件结构的至少一部分以形成部件，其中部件的第一冷却孔径和第二冷却孔径的横截面形状在相同的相对平面中测量时彼此近似相同。
67.实施例2.根据一个或多个实施例中的任一个的方法，其中，第一冷却孔径和第二冷却孔径沿着共用沟槽离开预成型件结构，并且在独立的位置处进入预成型件结构，并且
其中，在共用沟槽处施加涂层。
68.实施例3.根据一个或多个实施例中的任一个的方法，其中形成燃气涡轮发动机包括形成燃气涡轮转子叶片。
69.实施例4.根据一个或多个实施例中的任一个的方法，其中形成第一冷却孔径包括形成用于接收涂层的倾斜平台，预成型件结构的倾斜平台限定沿着孔径的长度的第一斜坡轮廓，其中进行施加涂层使得部件的第一孔径限定沿着孔径的长度的第二斜坡轮廓，并且其中第一斜坡轮廓和第二斜坡轮廓彼此不同。
70.实施例5.根据一个或多个实施例中的任一个的方法，其中通过等离子体沉积或定向涂覆方法来进行施加涂层。
71.实施例6.根据一个或多个实施例中的任一个的方法，其中在相对于相对平面在25度和90度之间的范围内的方向上进行定向涂覆。
72.实施例7.根据一个或多个实施例中的任一个的方法，其中通过增材制造工艺进行在预成型件结构中形成多个冷却孔径。
73.实施例8.根据一个或多个实施例中的任一个的方法，其中利用包括热障涂层(tbc)、粘合涂层和环境屏障涂层中的至少一种的涂层来进行施加涂层。
74.实施例9.一种燃气涡轮发动机部件的预成型件结构，预成型件结构包括：在预成型件结构中的多个冷却孔径，多个冷却孔径包括：第一冷却孔径，第一冷却孔径从具有第一横截面比例因子的第一开口延伸穿过预成型件结构；第二冷却孔径，第二冷却孔径从具有第二横截面比例因子的第二开口延伸穿过预成型件结构；和第三冷却孔径，第三冷却孔径从具有第三横截面比例因子的第三开口延伸穿过预成型件结构，其中，第一开口、第二开口和第三开口沿着直线布置，其中，第二开口基本上等距地设置在第一开口和第三开口之间，并且其中，第二比例因子在第一比例因子和第三比例因子之间。
75.实施例10.根据一个或多个实施例中的任一个的预成型件结构，其中第二比例因子等量地不同于第一比例因子与第三比例因子。
76.实施例11.根据一个或多个实施例中的任一个的预成型件结构，其中第一冷却孔径、第二冷却孔径和第三冷却孔径沿着共用沟槽离开预成型件结构。
77.实施例12.根据一个或多个实施例中的任一个的预成型件结构，其中预成型件结构包括燃气涡轮发动机转子叶片的预成型件。
78.实施例13.根据一个或多个实施例中的任一个的预成型件结构，其中第一冷却孔径包括第一倾斜平台，其中第二冷却孔径包括第二倾斜平台，其中第三冷却孔径包括第三倾斜平台，并且其中第一倾斜平台、第二倾斜平台和第三倾斜平台彼此不同。
79.实施例14.根据一个或多个实施例中的任一个的预成型件结构，其中第一冷却孔径、第二冷却孔径和第三冷却孔径中的至少一个冷却孔径包括用于接收涂层的倾斜平台，倾斜平台沿孔径的长度限定非均匀的斜坡。
80.实施例15.一种燃气涡轮发动机部件，包括：预成型件结构，预成型件结构限定多个冷却孔径，多个冷却孔径包括第一冷却孔径；和涂层，涂层设置在预成型件结构的至少一部分上；其中，第一冷却孔径包括用于接收涂层的倾斜平台，倾斜平台限定沿着孔径的长度的第一斜坡轮廓，其中，涂层设置在倾斜平台上，并且限定沿着孔径的长度的第二斜坡轮廓，并且其中，第一斜坡轮廓和第二斜坡轮廓彼此不同。
81.实施例16.根据一个或多个实施例中的任一个的燃气涡轮发动机部件，预成型件结构还包括第二冷却孔径，其中，第一冷却孔径和第二冷却孔径在共用沟槽处离开预成型件结构，并且在独立的位置处进入预成型件结构，并且其中，第一冷却孔径和第二冷却孔径的横截面形状在相同的平面中测量时彼此不同。
82.实施例17.根据一个或多个实施例中的任一个的燃气涡轮发动机部件，其中在相同的平面中测量时，在第一冷却孔径处的涂层的外表面的形状与在第二冷却孔径处的涂层的外表面的形状近似相同。
83.实施例18.根据一个或多个实施例中的任一个的燃气涡轮发动机部件，其中涂层包括热障涂层(tbc)、粘合涂层和环境屏障涂层中的至少一种。
84.实施例19.根据一个或多个实施例中的任一个的燃气涡轮发动机部件，其中燃气涡轮发动机部件包括燃气涡轮发动机转子叶片。
85.实施例20.根据一个或多个实施例中的任一个的燃气涡轮发动机部件，其中涂层具有不均匀的厚度，并且其中不均匀的厚度对应于用于施加涂层的分散图案。