本发明提出了一种涡轮压力侧半劈缝冷却海豹胡须尾缘叶片及成型方法，属于飞行器动力部件被动流动控制技术领域。解决了现有航空发动机的高压涡轮叶片无法在保证尾缘强度的同时，减少尾缘损失并提高尾缘区域的冷却效率的问题。叶片采用带压力侧半劈缝冷却的高压涡轮动叶叶型，叶片上的唇部和尾缘均采用海豹胡须结构，所述唇部的压力侧和尾部均沿叶高方向呈现正弦的起伏，所述尾缘的压力侧和吸力侧以及尾缘点均沿叶高方向呈现正弦的起伏。它主要应用在航空发动机和燃气轮机涡轮中的压力侧半劈缝冷却叶片上。