CN109667672A - 一种航空发动机降温冷却管理系统 - Google Patents

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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
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Abstract

本发明公开了一种航空发动机降温冷却管理系统，包括发动机本体，所述发动机本体底部设置有四个安装块，每个所述安装块上设置有安装孔，所述发动机本体正面安装有安装盘，所述发动机本体上方设置有第一导热块，所述第一导热块上设置有换热管外壳，所述换热管外壳上设置有若干横向翅片，所述换热管外壳顶部设置有第二导热块，所述第二导热块上设置有若干纵向翅片。本发明结构设计合理，整合度较高，满足较小的航空发动机，并保证航空发动机的散热性，通过在导热块内设置有多片内翅片，让水与航空发动机产生的热量换热效率更高，从而延长航空发动机的使用寿命，同时其结构简单，便于生产和制作，适合推广使用，有良好的市场前景。

Description

一种航空发动机降温冷却管理系统
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，具体为一种航空发动机降温冷却管理系统。
背景技术
航空发动机是一种能够把其它形式的能转化为机械能的机器，包括如内燃机(汽油发动机等)、外燃机(斯特林发动机、蒸汽机等)、电动机等。如内燃机通常是把化学能转化为机械能。发动机既适用于动力发生装置，也可指包括动力装置的整个机器(如：汽油发动机、航空发动机)。发动机最早诞生在英国，所以，发动机的概念也源于英语，它的本义是指那种“产生动力的机械装置”。现有的小型航空发动机散热性较差，长时间工作的过程中会产生大量的热量，而发动机本体内部又呈密封状，散热对于发动机来说至关重要，而现有的发动机降温冷却系统仅仅在换热管上设置有翅片，而在导热块内部结构过于单一，当冷水通入到导热块中时，冷水与导热块的接触面积有限，冷水无法快速的对导热块进行冷却，若冷水流动速度过快时，会导致冷水与安装块的接触不够充分，降温速率也会下降很多。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机降温冷却管理系统，解决了背景技术中所提出的问题，满足实际使用需求。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种航空发动机降温冷却管理系统，包括发动机本体，所述发动机本体底部设置有四个安装块，每个所述安装块上设置有安装孔，所述发动机本体正面安装有安装盘，所述发动机本体上方设置有第一导热块，所述第一导热块上设置有换热管外壳，所述换热管外壳上设置有若干横向翅片，所述换热管外壳顶部设置有第二导热块，所述第二导热块上设置有若干纵向翅片，所述换热管外壳内设置有换热管，所述换热管一端为进水口，另一端为出水口。
作为本发明的一种优选实施方式，所述换热管呈U型，所述换热管的底部与所述第一导热块连通，所述换热管与所述第一导热块之间焊接固定，所述第一导热块内铺满有内翅片，所述内翅片纵向设置，所述第一导热块底部设置有吸热板，所述吸热板底部设置有硅脂层。
作为本发明的一种优选实施方式，所述第一导热块与所述发动机本体的顶部通过螺丝螺母固定连接。
作为本发明的一种优选实施方式，所述横向翅片表面布满有孔洞。
作为本发明的一种优选实施方式，所述第二导热块与所述换热管外壳的顶部通过螺丝螺母固定连接。
作为本发明的一种优选实施方式，所述内翅片表面布满有孔洞。
作为本发明的一种优选实施方式，所述内翅片采用铜质材料，所述内翅片与所述第一导热块焊接固定。
作为本发明的一种优选实施方式，所述吸热板采用铜质材料，并通过螺丝螺母固定于第一导热块底部。
与现有技术相比，本发明的有益效果如下：
1.在冷水吸热后行程热水的过程中，换热管外壳的横向翅片与第二导热块上的纵向翅片增加了与空气的接触面积，增大与空气之间换热的表面积，同时在横向翅片上布满有孔洞，空气可从孔洞中穿过，进一步的提高换热的速率，以此达到制冷降温的作用。
2.换热管底部与第一导热块连通，将冷水随着换热管流入到第一导热块中，而第一导热块中设置有若干内翅片，且内翅片上布满有孔洞，冷水流入到第一导热块中后，会从第一导热块中若干内翅片的孔洞中穿过，从而提高冷水与第一导热块之间的接触面积，让换热效率更高，冷水与第一导热块接触后，冷水将热量吸收，从出水口流入到制冷器中，通过制冷器对该热水再次进行制冷，并重新从进水口通入到换热管中，从而完达到循环制冷的效果。
附图说明
图1为本发明整体示意图；
图2为本发明正视图；
图3为本发明内部结构示意图；
图4为本发明横向翅片结构示意图；
图5为本发明导热块；
图6为本发明内翅片。
图中:1-发动机本体，2-安装块，3-安装孔，4-安装盘，5-第一导热块，6-横向翅片，7-换热管外壳，8-纵向翅片，9-出水口，10-进水口，11-吸热板，12-内翅片，13-硅脂层，14-第二导热块，15-换热管。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参阅图1-6，本发明提供一种技术方案：一种航空发动机降温冷却管理系统，包括发动机本体1，所述发动机本体1底部设置有四个安装块2，每个所述安装块2上设置有安装孔3，所述发动机本体1正面安装有安装盘4，所述发动机本体1上方设置有第一导热块5，所述第一导热块5上设置有换热管外壳7，所述换热管外壳7上设置有若干横向翅片6，所述换热管外壳7顶部设置有第二导热块14，所述第二导热块14上设置有若干纵向翅片8，所述换热管外壳7内设置有换热管15，所述换热管15一端为进水口10，另一端为出水口9。
进一步改进地，所述换热管15呈U型，所述换热管15的底部与所述第一导热块5连通，所述换热管15与所述第一导热块5之间焊接固定，所述第一导热块5内铺满有内翅片12，所述内翅片12纵向设置，所述第一导热块5底部设置有吸热板11，所述吸热板11底部设置有硅脂层13。
进一步改进地，所述第一导热块5与所述发动机本体1的顶部通过螺丝螺母固定连接。
进一步改进地，所述横向翅片6表面布满有孔洞。
进一步改进地，所述第二导热块14与所述换热管外壳7的顶部通过螺丝螺母固定连接。
进一步改进地，所述内翅片12表面布满有孔洞。
进一步改进地，所述内翅片12采用铜质材料，所述内翅片12与所述第一导热块5焊接固定。
进一步改进地，所述吸热板11采用铜质材料，并通过螺丝螺母固定于第一导热块5底部。
工作原理：本发明使用时，将进水口10与制冷器的冷水接口通过法兰连接，将出水口9与制冷器的进水口10通过法兰连接，随后将制冷器产生的冷水从进水口10通入到换热管15中。在发动机本体1工作的过程中，发动机会产生大量的热量，热量通过第一导热块5底部的吸热板11吸收，吸热板11将热量传递到吸热块中，而硅脂层13的作用在于填补吸热板11与发动机本体1之间的缝隙，让吸热板11与发动机本体1紧密接触，提高吸热的效率，由于换热管15底部与第一导热块5连通，将冷水随着换热管15流入到第一导热块5中，而第一导热块5中设置有若干内翅片12，且内翅片12上布满有孔洞，冷水流入到第一导热块5中后，会从第一导热块5中若干内翅片12的孔洞中穿过，从而提高冷水与第一导热块5之间的接触面积，让换热效率更高，冷水与第一导热块5接触后，冷水将热量吸收，从出水口9流入到制冷器中，通过制冷器对该热水再次进行制冷，并重新从进水口10通入到换热管15中，从而完达到循环制冷的效果。在冷水吸热后行程热水的过程中，换热管外壳7的横向翅片6与第二导热块14上的纵向翅片8增加了与空气的接触面积，增大与空气之间换热的表面积，以此达到制冷降温的作用。
最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种航空发动机降温冷却管理系统，包括发动机本体(1)，其特征在于：所述发动机本体(1)底部设置有四个安装块(2)，每个所述安装块(2)上设置有安装孔(3)，所述发动机本体(1)正面安装有安装盘(4)，所述发动机本体(1)上方设置有第一导热块(5)，所述第一导热块(5)上设置有换热管外壳(7)，所述换热管外壳(7)上设置有若干横向翅片(6)，所述换热管外壳(7)顶部设置有第二导热块(14)，所述第二导热块(14)上设置有若干纵向翅片(8)，所述换热管外壳(7)内设置有换热管(15)，所述换热管(15)一端为进水口(10)，另一端为出水口(9)。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机降温冷却管理系统，其特征在于：所述换热管(15)呈U型，所述换热管(15)的底部与所述第一导热块(5)连通，所述换热管(15)与所述第一导热块(5)之间焊接固定，所述第一导热块(5)内铺满有内翅片(12)，所述内翅片(12)纵向设置，所述第一导热块(5)底部设置有吸热板(11)，所述吸热板(11)底部设置有硅脂层(13)。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机降温冷却管理系统，其特征在于：所述第一导热块(5)与所述发动机本体(1)的顶部通过螺丝螺母固定连接。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机降温冷却管理系统，其特征在于：所述横向翅片(6)表面布满有孔洞。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机降温冷却管理系统，其特征在于：所述第二导热块(14)与所述换热管外壳(7)的顶部通过螺丝螺母固定连接。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机降温冷却管理系统，其特征在于：所述内翅片(12)表面布满有孔洞。
7.根据权利要求1所述的一种航空发动机降温冷却管理系统，其特征在于：所述内翅片(12)采用铜质材料，所述内翅片(12)与所述第一导热块(5)焊接固定。
8.根据权利要求1所述的一种航空发动机降温冷却管理系统，其特征在于：所述吸热板(11)采用铜质材料，并通过螺丝螺母固定于第一导热块(5)底部。
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