CN115704321A - 封严结构及其封严篦齿 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种封严篦齿，设置在转子和静子之间的周向间隙中。该封严篦齿包括周向篦齿，周向篦齿的齿根设置于转子或静子，而齿顶面向静子或转子，封严篦齿还包括多个侧板，多个侧板沿周向分布在周向篦齿的面朝来流的侧端面且从侧端面朝向来流向外延伸，多个侧板中的至少一个侧板的在径向外侧的端部设置有沿轴向分布的多个齿槽。本发明还提供一种封严结构。上述封严篦齿和封严结构可以减少泄漏损失。

Description

封严结构及其封严篦齿

技术领域

本发明涉及一种封严结构，具体地，本发明涉及一种封严篦齿。

背景技术

近年来，航空事业迅速发展，对于飞行器的机动性、可靠性和经济性等方面的要求越来越高，而这迫切需要对航空发动机进行改进，包括其中的各部件的改进，以保证航空发动机可以满足高性能的要求。

现代航空发动机例如燃气涡轮发动机在朝着低油耗、高推重比、高可靠性和耐久性的趋势发展。然而，航空发动机内部温度和压比逐渐升高，会造成内流系数的泄漏日趋严重，其中，封严性能可以对航空发动机的工作性能例如燃油性能消耗率、飞行成本、推重比等造成直接影响。很多部位均涉及封严结构，在原有的封严结构的基础上进行改进，以此来减少泄漏损失，进而提高航空发动机的整体性能，显得尤为重要。

因此，需要提供一种封严结构，可以减少泄漏损失。

发明内容

本发明的目的是提供一种封严结构，可以减少泄漏损失。

本发明的另一目的是提供一种封严篦齿，可以构成减少泄漏损失的封严结构。

本发明提供一种封严篦齿，设置在转子和静子之间的周向间隙中。该封严篦齿包括周向篦齿，所述周向篦齿的齿根设置于所述转子和所述静子中的第一方，而齿顶面向所述转子和所述静子中的第二方，所述封严篦齿还包括多个侧板，所述多个侧板沿周向分布在所述周向篦齿的面朝来流的侧端面且从所述侧端面朝向所述来流向外延伸，所述多个侧板中的至少一个侧板的在径向外侧的端部设置有沿轴向分布的多个齿槽。

在一个实施方式中，所述多个侧板中相邻的两个侧板各自设置有等间距分布的所述多个齿槽；所述两个侧板的齿槽的间距彼此不同。

在一个实施方式中，所述多个侧板中相邻的两个侧板各自设置有截面形状相同的所述多个齿槽；所述两个侧板的齿槽的截面形状彼此不同。

在一个实施方式中，所述周向篦齿的齿根设置于所述转子；所述多个侧板向外延伸所沿着的方向与所述转子的转向在对应位置的切矢之间的夹角为钝角。

在一个实施方式中，所所述多个侧板向外延伸的长度相同。

在一个实施方式中，所所述侧板为平板形式。

在一个实施方式中，所所述齿槽的槽长方向与所述转子的转向在对应位置的切矢一致。

在一个实施方式中，所所述齿槽的槽深是所述周向篦齿的齿高的1/20～1/10；所述齿槽的槽宽是所述周向篦齿的齿顶宽度的1/10-1/5；和/或，所述齿槽的间距是所述齿槽的槽宽的1/2-2。

本发明还提供一种封严结构，包括沿转子的轴向分布的至少两道篦齿结构，所述至少两道篦齿结构中位于最外侧的两道篦齿结构由前述的封严篦齿构成，并且，分别构成所述两道篦齿结构的两个封严篦齿的侧板位于所述两个封严篦齿的周向篦齿的外侧。

在一个实施方式中，所述两个封严篦齿的侧板在周向上的位置一一对应。

上述封严篦齿的侧板朝向来流向外延伸，其顶侧端部沿轴向分布的多个齿槽会使得流向其顶侧端部的部分来流形成许多涡流，这样，可以增加气体动能的耗散，因而可以阻止该部分来流流过封严篦齿，减少泄漏损失。

上述封严结构中，沿转子的轴向分布有至少两道篦齿结构，而在轴向上位于最外侧的两道篦齿结构由上述封严篦齿构成，因而可以减少封严结构两侧的任一侧的泄漏，进一步减少泄漏损失。

附图说明

本发明的上述及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1是航空发动机内部轴承腔附近的示意图。

图2是根据本发明的示例性封严结构的立体图，其中还示出有转子和静子。

图3是图2中示例性封严结构的平面图，其中示出有转子而未示出静子。

图4是图2中示例性封严结构的截面图。

图5是示例性封严结构作用于来流的示意图。

图6是图5中A1处的局部放大图。

图7A、图7B、图7C和图7D分别是不同截面形状的齿槽的示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施方式和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施方式的内容限制本发明的保护范围。

例如，在说明书中随后记载的第一特征在第二特征上方或者上面形成，可以包括第一特征和第二特征通过直接联系的方式形成的实施方式，也可包括在第一特征和第二特征之间形成附加特征的实施方式，从而第一特征和第二特征之间可以不直接联系。进一步地，当第一元件是用与第二元件相连或结合的方式描述的，该说明包括第一元件和第二元件直接相连或彼此结合的实施方式，也包括采用一个或多个其他介入元件加入使第一元件和第二元件间接地相连或彼此结合。

图1示例性示出了航空发动机轴承腔S1的相关结构。航空发动机200中，转静子之间形成有轴承腔S1，通常利用压缩空气进行封严，以确保用于轴承501、轴承502润滑和冷却的滑油(也可称之为，润滑油)不发生泄漏。轴承腔S1内的滑油密封的主要功能是，将发动机转子系统的轴承腔S1与发动机的气流环境如外腔S2进行有效的隔离，保护轴承501、502等和滑油免受气流流路损害，防止滑油泄漏。

在航空发动机200的运转过程中，轴承腔S1内的滑油通常以油气G2的形式存在，可以从轴承腔S1外也即外腔S2引入一股具有一定压力的压缩气G1将试图外泄的油气G2堵在轴承腔S1内而建立起轴承腔S1内的压力。

为了避免在封严处出现逆压差而造成轴承腔S1内的滑油从密封通流间隙泄漏，可以增加外腔S2的压缩气G1的气压。然而，这将导致空气泄漏量增大而提升更高的滑油消耗，甚至可能造成高温高压气体泄漏进轴承腔S1，而增加滑油在轴承腔S1内燃烧和结焦的风险。

通常在转子件400和静子件300之间可以设置封严结构10’，借此来提升压缩气G1对油气G2的密封效果，甚至减少压缩气G1的使用量。现役的航空发动机广泛使用涉及封严篦齿的篦齿封严结构作为前述封严结构10’。篦齿封严结构利用通道突扩、突缩，来增加流阻，从而限制流体泄漏，实现非接触式动封严。

本发明提供的封严篦齿1的示例构造如图2至图4所示，其中，图2示出了包括封严篦齿1的封严结构10的示例性立体构造，图3示出了包括封严篦齿1的封严结构10的示例性侧视构造，而图4示出了包括封严篦齿1的封严结构10与转静子配合的示例性截面构造。

图2至图4中均以封严结构10为示例示出封严篦齿1的示例构造，而封严结构10包括两个封严篦齿1，图3中分别为左侧封严篦齿1a和右侧封严篦齿1b。文中不区分描述时，可以统称为封严篦齿1，而分别描述时在相同的标号后加a或b来区分。下面以图2至图4中的封严篦齿1a为示例对封严篦齿1进行描述。

需要理解，附图均仅作为示例，并非按照等比例的条件绘制，不应以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。

结合图2和图3，封严篦齿1设置在转子4和静子3之间的周向间隙GA中。图示实施方式中，静子3是封严环，可以是航空发动机200的静子件300的一部分，而转子4是转轴，可以是航空发动机200的转子件400的一部分。作为静子3的封严环套设在作为转子4的转轴的外周侧，两者之间形成有环形的周向间隙GA，周向间隙GA也可称之为环形腔室，简称环腔。

可以理解，转子4和静子3可以限定轴向X0、周向C0和径向R0，轴向X0是沿着转子4的转动中心O1(也是图1中航空发动机200的中心轴线)的方向，周向C0也即绕着转子4的转动中心O1的方向，而径向R0意指从径向内侧指向径向外侧的方向。

封严篦齿1包括周向篦齿2。周向篦齿2的齿根24可以设置于转子4和静子3中的第一方，而齿顶23面向转子4和静子3中的第二方。换言之，周向篦齿2的齿根24可以设置于转子4或静子3，朝向静子3或转子4延伸。图示实施方式中，周向篦齿2的齿根24设置于转子4，也即，前述第一方是转子4。环形的周向篦齿2的齿顶23与作为静子3的封严环之间具有小的环形间隙SG。作为静子3的封严环的内壁面可以设置不易磨的涂层或者蜂窝。这既可以防止转静子碰磨，也可以减少两侧流体例如前述轴承腔S1内外空气的流通而起到封严的效果。

可以理解，文中使用“第一”、“第二”等词语来限定特征，仅仅是为了便于对相应特征进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此也不能理解为对本发明保护范围的限制。

封严篦齿1还包括多个侧板5。可以理解，“多个”意指至少两个，例如三个、四个或五个以上。

多个侧板5沿周向C0分布在周向篦齿2的面对来流F的侧端面21且从侧端面21沿着朝向该来流F向外延伸。来流F可以认为是封严篦齿1想要防止的入侵流体。图示实施方式中，多个侧板5可以沿周向C0均匀分布。

多个侧板5中的至少一个侧板5的在径向外侧的端部53设置有沿轴向X0分布的多个齿槽6。侧板5的在径向外侧的端部53也即在周向篦齿2的齿高方向H1(与径向R0一致)上相比于齿根24更靠近齿顶23一侧(下称顶侧)的顶侧端部。图示实施方式中，多个侧板5中的每个侧板5的顶侧端部53可以均设置有沿轴向X0分布的多个齿槽6。图示实施方式中，侧板5的顶侧端部53可以与周向篦齿2的齿顶53大致齐平，与作为静子3的封严环之间保持与齿顶23处的间隙尺寸大致相同的间隙，共同构成前述环形间隙SG。图示实施方式中，侧板5的在径向内侧的端部(也可称之为，底侧端部)可以直接连接例如焊接在转子4上，也即，与周向篦齿2的齿根24大致齐平。在一个实施方式中，侧板5可以沿周向篦齿2的齿高延伸一部分而非沿周向篦齿2的整个齿高延伸。

上述封严篦齿1的沿周向C0分布的侧板5朝向来流F向外延伸，因而在轴向X0或者来流F的流动路径上具有一定的尺寸，其顶侧端部53沿轴向分布的多个齿槽6会使得其顶侧端部53与静子3之间的流动通道不断伸缩扩张。来流F沿着图2至图4中的箭头指向流动到上述封严篦齿1时，对准环形间隙SG的顶侧来流F2会因为侧板5的顶侧端部53上的齿槽6形成的不断伸缩扩张的流动通道而形成一个个齿尖涡流FT，如图5和图6所示。这样，可以增加气体动能的耗散，阻止顶侧来流F2经由环形间隙SG流过封严篦齿1。

研究表明，未来提高航空发动机的性能，可能一半会取决于封严技术的改善和泄漏量的降低。因而，改进封严结构以提升其封严性能十分重要，也越来越迫切。而上述封严篦齿1可以满足对高性能封严密封结构的要求，这种封严篦齿1的改进结构对减少耗油率、提高发动机效率具有重要的实用价值。

图示实施方式中，侧板5可以为平板形式，也即，侧板5采用具有预定厚度的平直板。在一个实施方式中，侧板5也可以是不等厚的平板。在另一实施方式中，侧板5也可以是弧形板或球形板这种曲面板形式。

可以理解，文中使用特定词语来描述本发明的实施方式，如“一个实施方式”、“另一实施方式”、和/或“一些实施方式”意指与本发明至少一个实施方式相关的某一特征、结构或特点。因此，应强调并注意的是，本说明书中在不同位置两次或多次提及的“一个实施方式”或“另一实施方式”并不一定是指同一实施方式。此外，本发明的一个或多个实施方式中的某些特征、结构或特点可以进行适当的组合

图示实施方式中，侧板5向外延伸所沿着的方向(下称延伸方向D1)与转子4的转向RT在对应位置的切矢TR之间的夹角α为钝角。可以理解，转向RT在不同位置处的具体指向不同，在每个位置处均具体表现为对应的切矢TR。图中还示出了侧板5的延伸方向D1相对于与轴向X0垂直的径向平面PR之间锐角形式的夹角β，角β与角α互补。径向平面PR也可以认为是封严篦齿2的延伸平面，图示的侧板5相对于封严篦齿2的延伸平面倾斜，也可以称之为倾斜齿。

侧板5相对于转子4的转向RT在迎风侧SU具有迎风侧面51。可以理解，侧板5相对于转向RT具有迎风侧SU和背风侧SD，以图3示出的轴向平面中，转向RT表现为向下为例，迎风侧SU也即下侧，而背风侧SD也即上侧。另外，需要理解，“迎风侧SU”和“背风侧SD”的描述仅仅是为了表述方位，而并非是对绕着转子4转动的流动介质进行限定，流体可以是液体或气体，航空发动机100中常见的为气流。

侧板5的延伸方向D1与转子4的转向RT之间的夹角α为钝角，使得来流F中对准侧板5的根侧来流F1碰到侧板5的迎风侧面51时会产生折返，因而形成回流F3。该折返的回流F3不仅具有朝向来流F的反向速度分量，还具有有沿着转向RT(或者其切矢TR)的速度分量，因而最终相对于转子4会形成逆行的螺旋流Fs，如图5所示。逆行的螺旋气流Fs将抵抗住来流F，因而，对准侧板5在沿着齿高方向H1的尺寸范围内的根侧来流F1会产生能量耗散，因而可以进一步减少泄漏量。

图示实施方式中，侧板5的顶侧端部53设置的多个齿槽6可以沿轴向X0等间距分布。在一个实施方式中，侧板5的顶侧端部53设置的多个齿槽6可以沿其延伸方向D1等间距分布。在另一实施方式中，侧板5的顶侧端部53设置的多个齿槽6也可以非等间距分布，例如在轴向X0上，或者，在其延伸方向D1上。

图示实施方式中，多个侧板5中相邻的两个侧板5可以各自设置有等间距分布的多个齿槽6。也即，该两个侧板5在周向C0上相邻，该两个侧板5中的每个侧板5自身的顶侧端部53设置的多个齿槽6是等间距分布的，该等间距分布可以是沿着轴向X0等间距，也可以是沿着其延伸方向D1等间距。而该两个侧板5的齿槽6的间距t6可以彼此不同。也即，该两个侧板5中的每个侧板5分别具有一个(齿槽6的)间距t6，而这两个间距t6彼此不等。图示实施方式中，多个侧板5中每个侧板5均可以各自设置有等间距分布的多个齿槽6，而每个侧板5的齿槽6的间距t6可以各不相同。

多个侧板5将转子4和静子3之间的周向间隙GA形成的整个环形腔分割成多个周向C0上间隔的小腔室，可以阻隔封严篦齿1前后气流的周向流动，且每个顶侧端部53的齿槽6的间距t6各不相同，又可以进一步增强齿尖涡流FT的形成，从而提升封严篦齿1的密封效果。

图示实施方式中，多个侧板5中相邻的两个侧板5各自设置有截面形状相同的多个齿槽6。也即，该两个侧板5在周向C0上相邻，该两个侧板5中的每个侧板5自身的顶侧端部53设置的多个齿槽6的截面形状均相同。而该两个侧板5的齿槽6的截面形状可以彼此不同。也即，该两个侧板5中的每个侧板5分别具有一个(齿槽6的)截面形状，而这两个侧板5的截面形状彼此不同。图示实施方式中，多个侧板5中每个侧板5均可以各自设置有截面形状相同的多个齿槽6，而每个侧板5可以均与其相邻的侧板5的齿槽6在截面形状上彼此不同。

例如，齿槽6的截面形状可以是三角形，如图7A所示，也可以是半椭圆形，如图7B所示，还可以是矩形，如图7C所示，又可以是半圆形，如图7D所示。

相邻的侧板5的齿槽6的截面形状不同，也可以进一步增强齿尖涡流FT的形成，从而提升封严篦齿1的密封效果。

齿槽6的间距t6例如可以是相邻的齿槽6的槽底之间在延伸方向D1上的尺寸。齿槽6还具有槽深d6、槽宽w6等尺寸，槽深d6例如可以是齿槽6的槽口和槽底之间在齿高方向H1上的尺寸，槽宽w6例如可以是齿槽6的槽口在延伸方向D1上的宽度尺寸。图示实施方式中，齿槽6的槽深d6可以是周向篦齿2的齿高h2的1/20～1/10。齿槽6的槽宽w6可以是周向篦齿2的齿顶宽度w2的1/10-1/5。齿槽6的间距t6可以是齿槽6的槽宽w6的1/2-2。

图示实施方式中，多个侧板5向外延伸的长度可以相同，也即，各个侧板5在其延伸方向D1上的尺寸相同。这样不仅方便制作，还可以使得根侧来流F1可以直接碰到每个侧板5的迎风侧面51在延伸方向D1上的外端部分而不会被其相邻的侧板5挡住，这样可以增强折返作用。

图示实施方式中，齿槽6的槽长方向(也即，齿槽6延伸的方向)可以与转子4的转向RT在对应位置的切矢TR一致。这样，齿槽6延伸的方向与轴向X0垂直，因而与来流F的流动方向垂直，这样对来流F的阻流效果更好。

本发明还提供一种封严结构10。封严结构10可以包括沿转子4的轴向X0分布的至少两道篦齿结构，图2中为三道篦齿结构。前述至少两道篦齿结构中位于最外侧的两道篦齿结构由前述封严篦齿1构成，并且，分别构成前述两道篦齿结构的两个封严篦齿1的侧板5位于两个封严篦齿1的周向篦齿2的外侧。图3中，封严结构10除了包含封严篦齿1a、1b作为在轴向X0上位于最外侧的两道篦齿结构，还包括中间篦齿结构20，中间篦齿结构20可以是与封严篦齿1a的周向篦齿2a和封严篦齿1b的周向篦齿2b类似的周向篦齿。作为中间篦齿结构20的周向篦齿可以与周向篦齿2a、周向篦齿2b沿轴向X0等间距分布。

图2至图5中，对于封严篦齿1a、1b，沿用相似的附图标记，具体地，前面的标号相同而后缀分别为a、b，以此来表明该特征分别属于封严篦齿1a、1b。需要理解，采用相似的附图标记来表征相似的特征，选择性地省略相同技术内容的说明，不再重复赘述，以此来简便描述。举例而言，封严篦齿1a、1b皆可以作为封严篦齿1的示例而适用上面针对封严篦齿1的任何描述。又例如，周向篦齿2a、2b是周向篦齿2的示例，侧板5a、5b是侧板5的示例，来流Fa、Fb是来流F的示例。螺旋气流Fsa、Fsb是螺旋气流Fs的示例，可依次类推。

上述封严结构10中，两个封严篦齿1a、1b的侧板5a、5b在周向C0上的位置可以一一对应。封严篦齿1a、1b可以相对于中间篦齿结构20而两侧对称分布。

前述封严结构10可以作为图1中的封严结构10’。封严结构10的两个封严篦齿1a、1b中的一个封严篦齿1a可以有助于防止轴承腔S1外的压缩气G1经由封严结构10从轴承腔S1外侧流向轴承腔S1内侧，而两个封严篦齿1a、1b中的另一封严篦齿1b可以有助于防止轴承腔S1内的油气G2经由封严结构10从轴承腔S1内侧流向轴承腔S1外侧。也即，图4中，封严结构10的左侧来流Fa可以是图1中的压缩气G1，而右侧来流Fb可以是图1中的油气G2。

上述航空发动机100中，齿尖间隙处的顶侧来流F2沿着作为静子3的封严环内壁面进入侧板5的顶侧端部53之后，如图6所示，由于侧板5的顶侧端部53设计沿轴向X0分布的多个齿槽6，而形成一个个齿尖涡流FT，从而增加可以气体动能的耗散。同时，转静子之间形成的环腔(也即，周向间隙SG)可能带动气体沿周向C0流动而造成气体泄漏，而本发明的封严篦齿1的侧板5将该环腔分割成多个周向C0上间隔的小腔室，可以阻隔封严篦齿1前后气流的周向流动。特别是每个侧板5顶侧的齿槽6的间距或截面形状各不相同，可以进一步增强齿尖涡流FT的形成，从而提升封严篦齿1及封严结构10的密封效果。

随着转子件400(也即，转子4)沿着转向RT转动时，当轴承腔S1外的压力大于轴承腔S1内的压力时，封严结构10的左侧来流Fa(压缩气G1)将靠近封严篦齿1a，并试图通过齿尖间隙进入轴承腔S1内，但随转子件400转动的侧板5a将改变篦齿齿高范围内的来流F1a(压缩气G1)的运动方向，而朝左侧来流F1a的方向运动，成为回流F3a。回流F3a因受到转子4赋予的动能而向外(也即，图5中，向左)运动，将围绕转子4形成与转向RT同向且朝向背离封严结构10的螺旋流Fsa，而逆行的螺旋流Fsa将抵抗住入侵的来流Fa。从而实现篦齿齿高范围内因轴承腔S1内外压力差而产生流动的流体能量的耗散，而减少流体向轴承腔S1内的泄漏量。

同时，当轴承腔S1内的压力大于轴承腔S1外的压力时，封严结构10的右侧来流Fb(油气G2)将靠近封严篦齿1b而试图泄漏到轴承腔S1外，与前面类似地，齿尖间隙处的顶侧来流F2b(油气G2的一部分)将受到侧板5b的齿尖涡流FT的阻扰而无法向外泄漏，而篦齿齿高范围内的根侧来流F1b(油气G2的另一部分)也将被螺旋流Fsb向背离封严结构10的方向(图5中，向右)推动。与此同时，被侧板5扰动而螺旋运动起来的螺旋流Fsb(油气G2的前述另一部分)也将因离心力的作用而从空气中分离出来，从而减少油气泄漏而导致的滑油消耗。

上述封严结构通过在最外侧的两个周向篦齿的外侧分别设计一系列侧板，每个侧板的顶侧设置间隔式的齿槽，且各个侧板顶侧的齿槽排布可以各不相同，其中形状和位置均可以存在差异，这可以有效地扰动在周向篦齿两侧齿顶间隙的气流，形成涡流而强化周向篦齿两侧进口气体流动掺混，增强动能耗散，可以有效降低篦齿泄漏量。

进一步，侧板分别与周向篦齿形成夹角，且夹角方向与转子的转向顺着。随着转子转动起来，两侧的侧板可以有效地将两端气体向背离封严结构的方向推且可扰动附近空气形成螺旋的背离气流而形成密封面。被侧板扰动而螺旋运动起来的油气也将因离心力的作用而从空气中分离出来，从而减少油气泄漏而导致的滑油消耗。

将上述封严结构用于航空发动机轴承腔封严时，可以在各转速阶段提高密封效果，同时降低对压气机出口引气量的需求，也可以降低轴承腔滑油消耗量，阻隔高温封严气和滑油腔油气。而压气机的引气量降低后，可以提高整机性能，降低发动机的耗油率，在载油量相同的情况下，可以增加飞机航程，并降低涡轮进口温度，从而延长涡轮的使用寿命，延长发动机的大修及报废周期，因而降低成本。降低轴承腔滑油消耗量可提升轴承工作性能，确保有效润滑和冷却。同时，阻隔高温封严其和滑油腔油气可防止高温高压气体泄漏进轴承腔而造成滑油在轴承腔内燃烧和结焦。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种封严篦齿，设置在转子和静子之间的周向间隙中，包括周向篦齿，所述周向篦齿的齿根设置于所述转子和所述静子中的第一方，而齿顶面向所述转子和所述静子中的第二方，其特征在于，

所述封严篦齿还包括多个侧板，所述多个侧板沿周向分布在所述周向篦齿的面朝来流的侧端面且从所述侧端面朝向所述来流向外延伸，所述多个侧板中的至少一个侧板的在径向外侧的端部设置有沿轴向分布的多个齿槽。

2.如权利要求1所述的封严篦齿，其特征在于，

所述多个侧板中相邻的两个侧板各自设置有等间距分布的所述多个齿槽；

所述两个侧板的齿槽的间距彼此不同。

3.如权利要求1所述的封严篦齿，其特征在于，

所述多个侧板中相邻的两个侧板各自设置有截面形状相同的所述多个齿槽；

所述两个侧板的齿槽的截面形状彼此不同。

4.如权利要求1所述的封严篦齿，其特征在于，

所述周向篦齿的齿根设置于所述转子；

所述多个侧板向外延伸所沿着的方向与所述转子的转向在对应位置的切矢之间的夹角为钝角。

5.如权利要求1所述的封严篦齿，其特征在于，

所述多个侧板向外延伸的长度相同。

6.如权利要求1所述的封严篦齿，其特征在于，

所述侧板为平板形式。

7.如权利要求1所述的封严篦齿，其特征在于，

所述齿槽的槽长方向与所述转子的转向在对应位置的切矢一致。

8.如权利要求1所述的封严篦齿，其特征在于，

所述齿槽的槽深是所述周向篦齿的齿高的1/20～1/10；

所述齿槽的槽宽是所述周向篦齿的齿顶宽度的1/10-1/5；和/或

所述齿槽的间距是所述齿槽的槽宽的1/2-2。

9.一种封严结构，包括沿转子的轴向分布的至少两道篦齿结构，其特征在于，所述至少两道篦齿结构中位于最外侧的两道篦齿结构由如权利要求1至8中任一项所述的封严篦齿构成，并且，分别构成所述两道篦齿结构的两个封严篦齿的侧板位于所述两个封严篦齿的周向篦齿的外侧。

10.如权利要求9所述的封严结构，其特征在于，

所述两个封严篦齿的侧板在周向上的位置一一对应。

Images