一种引流式双层冷却喷管的制作方法

本实用新型涉及一种引流式双层冷却喷管。

背景技术：

现有技术中，很多模型飞机需要把发动机安装在飞机机身的中部，这时就需要安装尾喷管来把发动机的尾气引导到飞机尾部，并排出。

如图1所示，传统尾喷管采用的是单层结构缺点：喷管的热辐射量大，造成飞机舱内温度过高，有可能影响舱内设备的正常工作。

技术实现要素：

本实用新型提出一种引流式双层冷却喷管，解决了现有技术中存在的以上问题。

本实用新型的技术方案是这样实现的：一种引流式双层冷却喷管，所述引流式双层冷却喷管包括外管以及内管，所述内管套设在所述外管内部，内管的外壁与外管的内壁之间形成间隙，所述引流式双层冷却喷管安装在模型飞机的尾部，所述引流式双层冷却喷管的一端为发动机尾气进口，所述引流式双层冷却喷管的另一端为发动机尾气出口，所述发动机尾气进口设置在模型飞机的发动机的后侧，所述发动机尾气出口与外部大气联通。

进一步，所述外管固定安装在模型飞机的尾部，所述内管通过连接件与所述外管连接。

进一步，所述内管近发动机尾气进口的一端伸出外管内部，所述内管近发动机尾气出口的一端设置在外管的内部。

进一步，所述内管近发动机尾气进口的一端伸出外管内部的长度为50-100毫米，所述内管近发动机尾气出口的一端距离外管近发动机尾气出口的一端的截面的距离为5-10毫米。

进一步，所述内管的外壁与所述外管的内壁之间的垂直距离为5-8毫米。

一种模型飞机，包括所述的引流式双层冷却喷管。

进一步，所述模型飞机还包括发动机以及机身，所述发动机设置在所述机身内，所述模型飞机上设有进气道，所述进气道的一端设置在发动机的前方，所述进气道的另一端与外部大气联通。

本实用新型的有益效果为：本实用新型的引流式双层冷却喷管采用双层结构，自身热辐射量小，并利用发动机的高速尾气气流，造成喷管尾部的夹层真空，形成夹层内部气流产生，达到排出发动机舱热空气的目的，降低飞机舱内的温度，保证舱内设备的正常工作。本实用新型的模型飞机，飞行平稳，安全可靠。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为传统的尾喷管的剖面结构示意图；

图2为本实用新型一种引流式双层冷却喷管一个实施例的剖面结构示意图；

附图中：1-发动机；2-单层尾喷管；3-机身；4-进气道；5-外管；6-内管；7-发动机尾气进口；8-发动机尾气出口。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型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实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

如图2所示，一种引流式双层冷却喷管，所述引流式双层冷却喷管包括外管5以及内管6，所述内管6套设在所述外管5内部，内管6的外壁与外管5的内壁之间形成间隙，所述引流式双层冷却喷管安装在模型飞机的尾部，所述引流式双层冷却喷管的一端为发动机尾气进口7，所述引流式双层冷却喷管的另一端为发动机尾气出口8，所述发动机尾气进口7设置在模型飞机的发动机1的后侧，所述发动机尾气出口8与外部大气联通。

所述外管5固定安装在模型飞机的尾部，所述内管6通过连接件与所述外管5连接。所述连接件可以是波浪状的一体成型的连接支架。

所述内管6近发动机尾气进口7的一端伸出外管5内部，所述内管6近发动机尾气出口8的一端设置在外管5的内部。

所述内管6近发动机尾气进口7的一端伸出外管5内部的长度为50-100毫米，所述内管6近发动机尾气出口8的一端距离外管5近发动机尾气出口8的一端的截面的距离为5-10毫米。

所述内管6的外壁与所述外管5的内壁之间的垂直距离为5-8毫米。

一种模型飞机，包括所述的引流式双层冷却喷管。

所述模型飞机还包括发动机1以及机身3，所述发动机1设置在所述机身3内，所述模型飞机上设有进气道4，所述进气道4的一端设置在发动机1的前方，所述进气道4的另一端与外部大气联通。

当发动机工作时,高速热气流通过内管向尾部排出,高速气流带动了内管与外管间隙的空气向外排出, 冷空气带走内管外表面的热量，这样机仓内温度进一步降低。

以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。