即涡系分布基本对称，不会导致压力过大或过小区域，而压力的均匀分布使得流动速度较小，如果射流斜向射入，则会导致局部混合强度不均，压力梯度较大，使得流动速度增大，泄漏量增大。
[0025]采用不同射流孔孔型对掺混也具有较大影响。采用圆形射流孔，其射流核心区较长，衰减较慢，与腔内流体之间的能量、动量耗散也较强，有利于强化腔内流体的掺混；而采用异型孔则会强化射流的掺混，使其核心区缩短，削弱其与腔内流体的掺混。
[0026]本发明结构特点在于，不改变篦齿的几何参数，在相邻篦齿之间的齿腔底部开设垂直篦齿腔体底面的射流孔，从转轴内引入高压气流，从射流孔射出，形成径向射流，强化腔体内部大尺度涡结构的破碎，增强流体动能耗散，同时对齿尖射流形成挤压，降低流体泄漏量。该结构适用于不同齿形的篦齿封严结构。
【附图说明】
[0027]图1:压气机级间的篦齿封严结构图。
[0028]图2:涡轮级间的篦齿封严结构图。
[0029]图3:篦齿封严结构的主要几何参数示意图。
[0030]图4:篦齿密封原理示意图。
[0031]图5:引入腔体射流的篦齿密封原理示意图。
[0032]图6:带有径向射流孔的封严篦齿示意图。
[0033]图7:本发明带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构的轴向剖面图图。
[0034]图8:齿腔径向射流孔截面剖视图。
[0035]图中:第一级篦齿1，第一级齿腔径向射流孔2，第一级篦齿齿腔3，第二级篦齿4，第二级齿腔径向射流孔5，第二级篦齿齿腔6，第三级篦齿7，第三级齿腔径向射流孔8，第三级篦齿齿腔9，第四级篦齿10，封严衬套11、转轴12，流体进口 13，流体出口 14。
【具体实施方式】
[0036]下面结合具体实施例对本发明作进一步说明。
[0037]—种带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，包括流体进口 13、流体出口14、封严衬套11、转轴12以及分布在转轴上的若干级篦齿，在相邻两级篦齿之间形成篦齿齿腔，在篦齿的顶端与封严衬套的顶壁之间形成齿间间隙，封严衬套通过篦齿结构安装在转轴上；流体从流体进口进入，经过篦齿时，一部分流体贴壁射流进入下一级篦齿的齿间间隙从而形成齿尖射流，另一部分流体则进入两级篦齿间的篦齿齿腔后产生涡流；在篦齿齿腔的底部壁面开设齿腔径向射流孔，通过齿腔径向射流孔从转轴内向篦齿齿腔内引入径向射流，形成齿腔射流，所述的齿腔射流与篦齿齿腔内部原有的涡流形成强烈掺混。
[0038]所述的齿腔射流将篦齿齿腔内的流动分为左右两股，使腔体流动的大尺度涡结构破碎成一系列的小涡结构，在篦齿的壁面附近形成多个小尺度贴壁旋涡结构，削弱流动边界层，增强流动动能耗散；同时，使原有齿腔内涡流的大涡向上抬升，对齿间间隙内的齿尖射流形成径向挤压，使得齿尖射流流通面积减小，泄漏量降低。
[0039]所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，包括第一级篦齿1，第一级齿腔径向射流孔2，第一级篦齿齿腔3，第二级篦齿4，第二级齿腔径向射流孔5，第二级篦齿齿腔6，第三级篦齿7，第三级齿腔径向射流孔8，第三级篦齿齿腔9，第四级篦齿10。
[0040]所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，从流体进口到流体出口依次为:第一级篦齿1、第一级篦齿齿腔3、第二级篦齿4、第二级篦齿齿腔6、第三级篦齿7、第三级篦齿齿腔9和第四级篦齿10 ;所述的第一级篦齿齿腔3、第二级篦齿齿腔6和第三级篦齿齿腔9的底部壁面分别开设第一级齿腔径向射流孔2、第二级齿腔径向射流孔5和第三级齿腔径向射流孔8。
[0041]所述的齿腔径向射流孔为等截面圆孔。
[0042]所述的齿腔径向射流孔与篦齿齿腔的底部壁面的夹角Φ = 90°。
[0043]所述的齿腔径向射流孔的中心轴线与转轴中心线相交且互相垂直。
[0044]所述的齿腔径向射流孔为沿着转轴的周向等间隔分布，周向间隔角度Θ =30°。
[0045]所述的齿腔径向射流孔的孔直径为篦齿齿腔底壁宽度的1/6至1/4。
[0046]以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何形式上的限制，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围内，依据本发明的技术实质，对以上实施例所作的任何简单的修改、等同替换与改进等，均仍属于本发明技术方案的保护范围之内。
【主权项】
1.一种带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，其特征在于:包括流体进口、流体出口、封严衬套、转轴以及分布在转轴上的若干级篦齿，在相邻两级篦齿之间形成篦齿齿腔，在篦齿的顶端与封严衬套的顶壁之间形成齿间间隙；流体从流体进口进入，经过篦齿时，一部分流体贴壁射流进入下一级篦齿的齿间间隙从而形成齿尖射流，另一部分流体则进入两级篦齿间的篦齿齿腔后产生涡流；在篦齿齿腔的底部壁面开设齿腔径向射流孔，通过齿腔径向射流孔从转轴内向篦齿齿腔内引入径向射流，形成齿腔射流，所述的齿腔射流与篦齿齿腔内部原有的涡流形成强烈掺混。2.如权利要求1所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，其特征在于:所述的齿腔射流将篦齿齿腔内的流动分为左右两股，使腔体流动的大尺度涡结构破碎成一系列的小涡结构，在篦齿的壁面附近形成多个小尺度贴壁旋涡结构，削弱流动边界层，增强流动动能耗散；同时，使原有齿腔内涡流的大涡向上抬升，对齿间间隙内的齿尖射流形成径向挤压，使得齿尖射流流通面积减小，泄漏量降低。3.如权利要求1所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，其特征在于:从流体进口到流体出口依次为:第一级篦齿、第一级篦齿齿腔、第二级篦齿、第二级篦齿齿腔、第三级篦齿、第三级篦齿齿腔和第四级篦齿；所述的第一级篦齿齿腔、第二级篦齿齿腔和第三级篦齿齿腔的底部壁面分别开设第一级齿腔径向射流孔、第二级齿腔径向射流孔和第三级齿腔径向射流孔。4.如权利要求1所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，其特征在于:所述的齿腔径向射流孔为等截面圆孔。5.如权利要求1所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，其特征在于:所述的齿腔径向射流孔与篦齿齿腔的底部壁面的夹角Φ = 90°。6.如权利要求1所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，其特征在于:所述的齿腔径向射流孔的中心轴线与转轴中心线相交且互相垂直。7.如权利要求1所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，其特征在于:所述的齿腔径向射流孔为沿着转轴的周向等间隔分布，周向间隔角度Θ =30°。8.如权利要求1所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，其特征在于:所述的齿腔径向射流孔的孔直径为篦齿齿腔底壁宽度的1/6至1/4。
【专利摘要】本发明涉及一种带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，包括流体进口、流体出口、封严衬套、转轴以及分布在转轴上的若干级篦齿，在相邻两级篦齿之间形成篦齿齿腔，在篦齿齿腔底部开设齿腔径向射流孔，齿腔径向射流孔周向均匀布置在齿间腔体底部，从转轴内引入气流，形成径向射流，促进齿腔大涡结构破碎，强化齿腔流体动能耗散，同时对齿尖射流形成挤压，减小齿尖射流流通面积，控制泄漏量。本发明采用齿腔射流，可以有效强化篦齿内部气流耗散，降低流体的总体泄漏流量。本发明结构简单，易于实现，具有很好的工程应用价值。
【IPC分类】F02C7/28, F01D11/08
【公开号】CN105041479
【申请号】CN201510572255
【发明人】张勃, 李经警, 吉洪湖
【申请人】南京航空航天大学
【公开日】2015年11月11日
【申请日】2015年9月9日