一种模型飞机泡沫涡喷散热系统技术方案

本实用新型专利技术公开了一种模型飞机泡沫涡喷散热系统，包括圆筒状结构的涡喷外壳，所述涡喷外壳一端中部通过支架连接有轴承座，所述轴承座的内部通过轴承连接有涡轴，所述涡喷外壳的内部通过连接杆连接连接有涡喷内管，且涡喷内管的内部一侧设有压气流道、燃烧室与尾喷管，压气流道靠近轴承座，所述涡轴插接于涡喷内管的内部。本实用新型专利技术中导热鳍片穿过外流道，外流道的高速气流将导热鳍片的热量带走一部分，导热鳍片上的另一部分热量传递到散热鳍片上，涡喷外壳通过绝热环与模型飞机固定，可以有效的避免模型飞机表面受到涡喷发动机热量的影响，防止泡沫塑料材质的模型飞机外壳受到损伤。

A model aircraft foam turbojet cooling system

The utility model discloses a model aircraft foam turbojet heat dissipation system, including a cylindrical structure of a turbojet shell. The central part of the vortex shotcrete housing is connected with a bearing seat through a bracket. The inner of the bearing seat is connected with a vortex shaft through a bearing, and the inner of the turbojet housing is connected to a turbojet tube through a connecting rod. The inner side of the turbojet inner pipe is provided with a compression flow channel, a combustion chamber and a tail nozzle, and the compressor flow path is near the bearing seat, and the vortex shaft is inserted into the internal part of the vortex jet inner pipe. The heat transfer fin of the utility model passes through the outer channel. The high velocity air flow of the outflow passes the heat of the heat fins away, and the other part of the heat transfer fin is transferred to the fin. The turbojet shell is fixed by the adiabatic ring with the model aircraft, which can effectively avoid the heat of the turbojet engine on the surface of the model aircraft. To prevent damage to the model aircraft shell of foam plastic material.

【技术实现步骤摘要】
一种模型飞机泡沫涡喷散热系统
本技术涉及模型飞机
，尤其涉及一种模型飞机泡沫涡喷散热系统。
技术介绍
飞机是指具有一具或多具发动机的动力装置产生前进的推力或拉力，由机身的固定机翼产生升力，在大气层内飞行的重于空气的航空器，飞机是20世纪初最重大的专利技术之一，公认由美国人莱特兄弟专利技术，自从飞机专利技术以后，飞机日益成为现代文明不可缺少的交通工具。它深刻的改变和影响了人们的生活，开启了人们征服蓝天历史，而基于飞机的模型飞机从一开始就引起人们浓厚的兴趣，而且近年来长盛不衰，主要原因就在于它在航空事业的发展和科技人才的培养方面起着十分重要的作用，现在的模型飞机逐渐使用泡沫塑料代替传统的玻璃钢材料，使得模型飞机质量更轻，速度更快，现有的涡喷发动机在工作时温度都很高，但是现有的涡喷发动机的散热效果不理想，使得模型飞机在飞行中会对模型飞机的外壳造成损伤。
技术实现思路
本技术的目的是为了解决现有技术中存在的缺点，而提出的一种模型飞机泡沫涡喷散热系统。为了实现上述目的，本技术采用了如下技术方案：一种模型飞机泡沫涡喷散热系统，包括圆筒状结构的涡喷外壳，所述涡喷外壳一端中部通过支架连接有轴承座，所述轴承座的内部通过轴承连接有涡轴，所述涡喷外壳的内部通过连接杆连接连接有涡喷内管，且涡喷内管的内部一侧设有压气流道、燃烧室与尾喷管，压气流道靠近轴承座，所述涡轴插接于涡喷内管的内部，所述涡轴的圆周外壁一侧套接有吸气涡轮扇叶，且吸气涡轮扇叶位于涡喷内管的外侧，所述涡轴的圆周外壁中部套接有压气涡轮扇叶，所述涡轴的圆周外壁另一侧套接有燃烧涡轮，所述涡喷外壳的圆周外壁开设有等距离分布的限位槽，且限位槽的底部内壁开设有通槽，所述通槽的内部插接有导热鳍片，且导热鳍片的一端表面贴合涡喷内管的圆周外壁，所述导热鳍片远离涡喷内管的一端表面开设有插槽，所述导热鳍片的一端通过插槽卡接有散热鳍片，且散热鳍片的一端插接于限位槽的内部，所述散热鳍片的另一端通过螺丝连接有绝热环。优选的，所述绝热环的数量为两个，且两个绝热环均为半圆形结构，两个绝热环的两端均焊接有固定座，相邻的两个固定座之间通过螺栓连接。优选的，所述涡喷外壳与涡喷内管之间留有间隙，且间隙为外流道，导热鳍片穿过外流道。优选的，所述导热鳍片与通槽的连接处放置有绝热垫，且散热鳍片与限位槽的连接处放置有绝热垫。优选的，所述涡喷外壳、涡喷内管与涡轴的轴心均位于同一轴线上，且涡喷内管上的尾喷管的一端位于涡喷外壳的外侧。优选的，所述压气涡轮扇叶位于压气流道的内部，且燃烧涡轮位于燃烧室的内部。本技术的有益效果为：本技术提出的散热系统，通过导热鳍片连接燃烧室的外侧，在燃烧室内部的燃油燃烧时，产生的热量通过导热鳍片传递，由于导热鳍片穿过外流道，外流道的高速气流将导热鳍片的热量带走一部分，导热鳍片上的另一部分热量传递到散热鳍片上，散热鳍片位于涡喷外壳的外部，在模型飞机飞行时，将剩余的热量散发到空气中，同时涡喷外壳通过绝热环与模型飞机固定，可以有效的避免模型飞机表面受到涡喷发动机热量的影响，防止泡沫塑料材质的模型飞机外壳受到损伤。附图说明图1为本技术提出的一种模型飞机泡沫涡喷散热系统的结构示意图；图2为本技术提出的一种模型飞机泡沫涡喷散热系统的侧视结构示意图。图中：1轴承座、2涡喷外壳、3涡喷内管、4外流道、5绝热垫、6固定座、7散热鳍片、8绝热环、9导热鳍片、10尾喷管、11燃烧涡轮、12燃烧室、13压气流道、14压气涡轮扇叶、15吸气涡轮扇叶、16涡轴。具体实施方式下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。参照图1-2，一种模型飞机泡沫涡喷散热系统，包括圆筒状结构的涡喷外壳2，涡喷外壳2一端中部通过支架连接有轴承座1，轴承座1的内部通过轴承连接有涡轴16，涡喷外壳2的内部通过连接杆连接连接有涡喷内管3，且涡喷内管3的内部一侧设有压气流道13、燃烧室12与尾喷管10，压气流道13靠近轴承座1，涡轴16插接于涡喷内管3的内部，涡轴16的圆周外壁一侧套接有吸气涡轮扇叶15，且吸气涡轮扇叶15位于涡喷内管3的外侧，涡轴16的圆周外壁中部套接有压气涡轮扇叶14，涡轴16的圆周外壁另一侧套接有燃烧涡轮11，涡喷外壳2的圆周外壁开设有等距离分布的限位槽，且限位槽的底部内壁开设有通槽，通槽的内部插接有导热鳍片9，且导热鳍片9的一端表面贴合涡喷内管3的圆周外壁，导热鳍片9远离涡喷内管3的一端表面开设有插槽，导热鳍片9的一端通过插槽卡接有散热鳍片7，且散热鳍片7的一端插接于限位槽的内部，散热鳍片7的另一端通过螺丝连接有绝热环8。本技术中，绝热环8的数量为两个，且两个绝热环8均为半圆形结构，两个绝热环8的两端均焊接有固定座6，相邻的两个固定座之间通过螺栓连接，涡喷外壳2与涡喷内管3之间留有间隙，且间隙为外流道4，导热鳍片9穿过外流道4，导热鳍片9与通槽的连接处放置有绝热垫5，且散热鳍片7与限位槽的连接处放置有绝热垫5，涡喷外壳2、涡喷内管3与涡轴16的轴心均位于同一轴线上，且涡喷内管3上的尾喷管10的一端位于涡喷外壳2的外侧，压气涡轮扇叶14位于压气流道13的内部，且燃烧涡轮11位于燃烧室12的内部。工作原理：涡喷外壳2通过绝热环8与模型飞机固定，通过导热鳍片9连接燃烧室12的外侧，在燃烧室12内部的燃油燃烧时，产生的热量通过导热鳍片9传递，吸气涡轮扇叶15将空气吸入涡喷外壳2的内部，一部分通过压气涡轮扇叶14压缩，另一部分进入压气流道13产生高速气流，由于导热鳍片9穿过外流道4，外流道4的高速气流将导热鳍片9的热量带走一部分，导热鳍片9上的另一部分热量传递到散热鳍片7上，散热鳍片7位于涡喷外壳2的外部，在模型飞机飞行时，将剩余的热量散发到空气中，防止泡沫塑料材质的模型飞机外壳受到损伤。以上所述，仅为本技术较佳的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
的技术人员在本技术揭露的技术范围内，根据本技术的技术方案及其技术构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本技术的保护范围之内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种模型飞机泡沫涡喷散热系统，包括圆筒状结构的涡喷外壳（2），其特征在于，所述涡喷外壳（2）一端中部通过支架连接有轴承座（1），所述轴承座（1）的内部通过轴承连接有涡轴（16），所述涡喷外壳（2）的内部通过连接杆连接连接有涡喷内管（3），且涡喷内管（3）的内部一侧设有压气流道（13）、燃烧室（12）与尾喷管（10），压气流道（13）靠近轴承座（1），所述涡轴（16）插接于涡喷内管（3）的内部，所述涡轴（16）的圆周外壁一侧套接有吸气涡轮扇叶（15），且吸气涡轮扇叶（15）位于涡喷内管（3）的外侧，所述涡轴（16）的圆周外壁中部套接有压气涡轮扇叶（14），所述涡轴（16）的圆周外壁另一侧套接有燃烧涡轮（11），所述涡喷外壳（2）的圆周外壁开设有等距离分布的限位槽，且限位槽的底部内壁开设有通槽，所述通槽的内部插接有导热鳍片（9），且导热鳍片（9）的一端表面贴合涡喷内管（3）的圆周外壁，所述导热鳍片（9）远离涡喷内管（3）的一端表面开设有插槽，所述导热鳍片（9）的一端通过插槽卡接有散热鳍片（7），且散热鳍片（7）的一端插接于限位槽的内部，所述散热鳍片（7）的另一端通过螺丝连接有绝热环（8）。

【技术特征摘要】
1.一种模型飞机泡沫涡喷散热系统，包括圆筒状结构的涡喷外壳（2），其特征在于，所述涡喷外壳（2）一端中部通过支架连接有轴承座（1），所述轴承座（1）的内部通过轴承连接有涡轴（16），所述涡喷外壳（2）的内部通过连接杆连接连接有涡喷内管（3），且涡喷内管（3）的内部一侧设有压气流道（13）、燃烧室（12）与尾喷管（10），压气流道（13）靠近轴承座（1），所述涡轴（16）插接于涡喷内管（3）的内部，所述涡轴（16）的圆周外壁一侧套接有吸气涡轮扇叶（15），且吸气涡轮扇叶（15）位于涡喷内管（3）的外侧，所述涡轴（16）的圆周外壁中部套接有压气涡轮扇叶（14），所述涡轴（16）的圆周外壁另一侧套接有燃烧涡轮（11），所述涡喷外壳（2）的圆周外壁开设有等距离分布的限位槽，且限位槽的底部内壁开设有通槽，所述通槽的内部插接有导热鳍片（9），且导热鳍片（9）的一端表面贴合涡喷内管（3）的圆周外壁，所述导热鳍片（9）远离涡喷内管（3）的一端表面开设有插槽，所述导热鳍片（9）的一端通过插槽卡接有散热鳍片（7），且散热鳍片（7）的一端插接于限位槽的内部，所述散热...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄赛，
申请(专利权)人：广东黄赛航空科技有限公司，
类型：新型
国别省市：广东,44