超临界压力RP-3航空煤油再生冷却特性的实验与数值仿真系统研究

摘要：高超声速飞行器燃烧室及喷管等热端部件承受着极为严酷的气动热载荷，再生冷却作为最具发展前景的主动热防护手段，其核心在于利用机载碳氢燃料作为冷却工质吸收高温部件的废热。本文围绕超临界压力RP-3航空煤油的冷却特性，构建了燃气高热负荷环境下的燃油冷却实验系统，结合数值仿真手段，系统研究了冷却水质量流量对实验段壁面内传热的影响规律，实验验证了冷却燃油质量流量对冷却效果的影响及燃气侧壁面温度分布，仿真分析了实验段入口燃气温度分布对壁面冷却效果的影响。研究结果表明：各冷却燃油流量工况下均存在一最优冷却水流量，使水冷通道对燃油冷却的干扰最小；冷却燃油流量增至0.09 kg/s时，在904 K的燃气平均温度条件下，燃气侧壁面最高温度可降至539 K；仿真计算与实验数据的最大偏差在12%以内；在2200 K均匀高温来流工况下，超临界压力燃油可将金属壁面温度控制在920 K以下。上述工作为再生冷却实验设计与冷却结构优化提供了数据支撑和理论参考。

关键词：超临界压力；航空煤油RP-3；再生冷却；实验研究；数值仿真；传热特性

一、超临界压力航空煤油研究背景与现状

1.1 超临界压力航空煤油流动与传热特性研究

高超声速飞行器的技术攻关对国防建设和空天经济发展具有深远战略意义，其潜在的军事价值和经济效益驱动着各国研究力量持续投入。在此背景下，燃烧室、喷管等承受高热负荷的核心部件的热防护问题已成为制约飞行器性能和可靠性的瓶颈之一。在众多热防护方案中，再生冷却因其能量回收效率高、系统集成度好而被公认为最优选择。在该技术路线中，机载燃油在进入燃烧室之前流经高温部件的内部冷却通道，通过对流换热吸收壁面热量，使壁面温度维持在材料安全极限以内；燃料吸热后温度大幅升高，其携带的废热随喷射过程重新进入燃烧室，实现能量的再生利用。相关研究指出，再生冷却系统回收的热量可达燃料燃烧热值的10%左右，使发动机效率提升约4%。

考虑到高超声速飞行器可用冷源极为有限，从吸热能力、冷却剂供给量和发动机综合性能提升的角度来衡量，以碳氢燃料作为冷却介质的主动冷却方式是当前最具工程竞争力的技术路径之一。冲压发动机领域多采用碳氢燃料，在亚临界压力条件下，当内壁面温度进入拟临界温度区域时，近壁区会出现大量气泡，引发拟沸腾现象，导致显著的传热恶化。为避免这一问题，工程中通常将冷却通道的工作压力设定在燃料临界压力之上，确保冷却介质始终处于超临界状态。

以超临界RP-3航空煤油为冷却介质，国内研究者围绕其流动与传热特性开展了系统的实验和数值研究。王夕等采用电加热方式考察了超临界压力下竖直细圆管内的表面传热过程，揭示了变物性、浮升力及热加速对传热的耦合影响：在低雷诺数条件下，低热流密度时壁面温度沿流向逐步上升，高热流密度时浮升力效应显著，局部壁温出现飞升并伴随明显的传热恶化现象；高雷诺数工况下，浮升力和热加速的影响可忽略，传热特性主要受工质物性变化主导。胡江玉等在0.06～1 MW/m²的电加热条件下对竖直上升圆管内超临界压力煤油的流-热耦合过程进行了实验研究，将超临界煤油的传热过程划分为三个特征区域——正常传热区、传热强化区和传热恶化区，指出传热行为主要由自身物性和流动状态共同决定。刘朝晖等通过电加热方式在0.1～1.0 MW/m²的热流密度范围内研究了小通道圆管内近临界/超临界压力煤油的拟沸腾传热特性，将其传热区域进一步细分为类液态强制对流传热区、拟过冷沸腾传热区和类气态强制对流传热区。研究表明，在拟过冷沸腾区域，沸腾传热系数随流体温度的升高及热流密度的增大而增大；在拟临界温度附近传热发生弱化；当燃料温度超过拟临界温度后，燃料处于超临界类气态状态，传热得以强化，表面传热系数显著提升。

水平通道中浮升力引起的二次流对超临界煤油的非均匀传热有重要影响。王彦红等对内径10 mm、长度为8000 mm的水平圆管内超临界RP-3的流动传热进行了数值模拟，根据近壁区流体状态将整个换热过程分为四个阶段，利用截面密度分布和二次流速度定性分析了二次流沿管轴向的演变规律，引入截面相对横向动能对二次流强度进行定量表征。结果表明，二次流的演化规律能够合理揭示水平管内超临界煤油的周向非均匀传热机制。张卓远等的数值研究进一步表明，在燃烧室不同位置，浮力驱动的二次流导致冷却通道的温度分布和热流分配存在显著差异，且浮升力对燃烧室上侧壁面冷却通道的传热增强效应最为突出。

1.2 燃油冷却通道强化传热构型研究

以提升再生冷却系统综合性能为目标，研究者围绕燃油冷却通道的新型构型开展了大量探索性工作。郭世哲等以实验方法考察了超临界压力航空煤油的压力、进口速度以及热流密度对平板多通道模型冷却效果的影响，并利用数值手段进行了对比验证；在此基础上进一步数值分析了边界条件、结构尺度及扰流微肋对通道传热的作用，综合传热与流动阻力评价，认为带肋结构在亚临界和跨临界温区具有增益效果，其中交错肋布局形式性能较为理想。

谢凯利等对粗糙元、三角翼涡发生器及壁面球凹陷三种结构形式的强化传热特征进行了比较研究。综合权衡传热强化程度与流动阻力损失，球凹陷强化传热方案在小尺度矩形通道中的应用潜力最为突出。在0.45 MW/m²热流密度的实验装置上，对带球凹陷通道与光滑通道的对比测试表明，球凹陷在亚临界温度范围内的强化传热效果随传热温差增大而逐步增强。寇志海等提出在超燃冲压发动机冷却通道中布置V型微肋的方案，利用SST k-ω湍流模型对超临界RP-3在不同角度的梯形V肋通道内的流动换热特性开展数值模拟。结果显示，V肋诱导产生的旋涡结构增强了主流与近壁流体的质量交换，有效抑制了传热恶化现象并使恶化位置向下游偏移，减小V肋角度可进一步强化对流换热。裴鑫岩、侯凌云等将多孔介质引入微通道结构，实验和数值研究表明，多孔结构使传热面积增加一倍以上，破坏了边界层结构，产生了更多的涡流和二次流动，使局部努塞尔数提高至约6倍；优化后的部分填充多孔微通道可将压力损失降低40.7%。

1.3 再生冷却结构优化与数值方法研究

在通道构型创新的基础上，近年来的研究越来越注重将优化算法与数值仿真手段相结合，以系统性地提升再生冷却通道的设计水平。孙士平等通过实验证实了流固热多场耦合有限元模型的可靠性，在此基础上分析了冷却通道数量对传热性能的作用，并采用Kriging响应面与多目标遗传算法对通道截面形状进行优化，实现了壁面平均温度、压力损失和最大应力的协同最小化。蒋劲等在电弧加热器喷管后设置了燃油冷却面板结构，实验高状态下的平均热流密度达1.6 MW/m²，气流总温最高值达2431 K，编写了面板燃油冷却的准三维热分析计算程序，实验数据与计算结果的对比验证了热分析程序的可信度。姜俞光等基于NSGA-Ⅱ多目标遗传算法和代理模型联合方法，对超燃冲压发动机再生冷却通道的高宽比、位置及连通结构进行了多目标优化设计，在不增加冷却剂消耗的前提下有效降低了热结构温度。

通道结构的创新设计也是优化研究的重要方向。胡家瑛等针对传统同向冷却通道存在的局部高温问题，提出了U型往返流道结构，一维建模对比研究表明，U型通道能显著降低燃烧室壁面的局部高温，使整体温度分布更加均匀；适当增加通道高宽比可增强肋间壁面的热量传递，缩小通道两侧温差；渐变通道截面积的设计方案对缓解出口区域过热具有明显效果。刘瑞航等在数值仿真中采用SST k-ω剪切应力输运湍流模型，结合DO辐射模型处理气固壁面间的辐射换热，壁面发射率取为0.8，压力-速度耦合采用SIMPLE算法，动量与能量方程采用二阶迎风差分格式，经过1345万网格的无量纲化网格无关性验证，确保了仿真结果的可靠性。

1.4 国外燃油再生冷却技术进展

美国在燃油再生冷却技术领域布局较早，已形成较为成熟的工程方案。Wieting和Guy以NASA兰利研究中心的三维超燃冲压发动机为对象，对机身一体化超燃冲压发动机的再生冷却结构开展了系统设计与分析，研究表明相关冷却结构在一定的马赫数范围内能够满足热防护需求。在美国空军碳氢燃料超燃冲压发动机技术研究计划框架下，先后设计制造了地面实验用超燃冲压发动机GDE-1和GDE-2，这在主动再生冷却研究历程中具有里程碑意义。地面实验验证了采用再生冷却结构的发动机样机在点火阶段能够产生正向推力，证实了主动再生冷却超燃冲压发动机的工程发展潜力。其中，GDE-2实现了燃烧用燃油系统与冷却用燃油系统的一体化集成，完成了闭环供油这一标志性技术突破，相关技术成果已成功应用于NASA的高超声速飞行器X-51A，并顺利完成了多次试飞。

Lu等提出了一种分析燃烧室再生冷却结构传热过程的热分析方法，通过将仿真结果与超声速模型燃烧器实验室测试数据的对比，验证了该方法的有效性。Mukherjee等开发了一维传热模型，用于评估在超燃冲压发动机燃烧室中使用蜂窝状材料时，飞行马赫数、冷却剂流量和冷却通道几何尺寸对再生冷却性能的综合影响。此外，日本、法国、俄罗斯等国家的研究团队也在超临界碳氢燃料流动传热机理、裂解化学热沉利用、流-热-结构耦合仿真等方面取得了重要进展，为再生冷却技术的发展提供了多元化的理论支撑和创新思路。

总体来看，当前关于超临界碳氢燃料再生冷却的研究在较大程度上依赖数值仿真手段，系统性的高温燃气高热负荷环境下的冷却实验研究仍较为有限，这为本文开展超临界压力航空煤油冷却特性的实验与数值仿真研究提供了明确的切入点。

二、燃油冷却实验系统设计

2.1 燃油冷却实验系统

为评估超临界压力航空煤油在实际高热负荷条件下的冷却特性，本文介绍一种面向再生冷却研究的燃油冷却实验系统。该系统在金属壁面实验段内部布置冷却通道，通道中通入超临界压力RP-3航空煤油，利用航空煤油燃气燃烧产生的高温燃气作为外部热负荷来源，采用埋入式热电偶阵列获取冷却后金属壁面的温度分布，以此获得对应工况下的超临界压力燃油再生冷却效果。

实验系统的空气经压气机压缩后由电加热器预热至设定温度，通过主流流量计计量后通入燃烧室点火燃烧。燃烧产生的高温燃气进入掺混段进行稳流和均温处理，经掺混段调整后通入310S不锈钢材质的实验段，最终进入尾气收集箱进行降温及污染物集中处理后排放。实验中通过保持来流空气流量、电加热温度以及燃烧室供油压力和流量恒定，将燃烧室出口燃气温度调节至固定值。进入金属实验段内部冷却通道的超临界燃油由高压油泵加压输入，通过调节冷却燃油通道末端的背压阀使冷却燃油压力维持在3 MPa不变，确保燃油始终处于超临界状态。

实验中燃气温度的测量采用钨铼热电偶完成，实验段入口壁面附近燃气温度亦通过钨铼热电偶获取；实验段燃气侧壁面温度通过S型铂铑热电偶测定。冷却用燃油流经实验段吸收燃气侧传入的热量而升温后，经燃油冷却器强制冷却至室温，随后返回储油箱，继续作为冷却剂进入实验件，形成闭式循环使用模式。需要特别指出的是，实验段与尾气收集箱之间的所有连接管路均设有水冷保护层，以防高温燃气将金属通道熔融损毁。

2.2 实验段结构与测点方案

圆筒状实验段采用310S不锈钢整体加工而成，具备优异的抗高温氧化性能。为降低实验过程中冷却用超临界航空煤油的供给需求量，仅在实验段壁面周向的1/4范围内布置了22个燃油冷却通道，剩余的3/4周向范围采用水冷方式对实验段壁面实施保护，以防止高温燃气直接作用导致金属壁面超温熔融。

实验段来流燃气的入口截面为直径109 mm的圆形通道，沿流向全长198 mm（定义为X方向）。每个燃油冷却通道的截面尺寸为2 mm×2 mm的矩形，通道内侧与燃气侧壁面之间保留10 mm的金属厚度，通道外侧距实验段外壁面为37 mm。为促使冷却燃油尽可能均匀地流入22个并联冷却通道，分别设置了5个燃油入口和5个燃油出口，且在燃油流入和流出冷却通道时均通过集油腔进行稳压和均流，从而最大限度地缩短沿周向各通道间的流量偏差。

实验段入口来流温度由3根铠装钨铼热电偶同步测量，热电偶测量精度为±1%。为抑制热电偶测量端及根部与实验段的辐射和导热误差，铠装热电偶外部套有一层耐高温保护套。热电偶及保护套通过实验段前端法兰盘伸入主流流道内，测点位置分别位于流道中心点、1/2半径位置以及燃气侧壁面处，插入深度采用量尺精确测量，误差控制在0.5 mm以内。所测得的温度分布数据将作为后续仿真计算中主流燃气进口温度边界条件的输入依据。

在实验段外壁面沿径向方向由外向内共钻设了3排、共计15个测温盲孔，孔底与燃气侧内壁面的距离均为1 mm，鉴于1 mm厚度金属层带来的导热热阻极小，在工程精度范围内可忽略不计。15根S型铂铑热电偶的测量端预先涂上高导热胶，由盲孔插入并压紧固化，有效消除了热电偶测量端与金属壁面之间的接触热阻。因此，壁面温度测量的主要不确定度来源于热电偶自身，S型铂铑热电偶测量精度为±0.5%。实验中持续监测各热电偶读数，待所有测点温度数据均无明显波动后，采集连续5 min的数据并取其算术平均值，作为该工况下的最终温度测试结果。

三、数值仿真模型与计算方法

3.1 几何模型与网格划分

本文的数值仿真几何模型与实验段实物保持完全一致，由圆筒状金属壁面、22个燃油冷却通道与其进出口、以及水冷通道区域共同构成。数值仿真计算依托Ansys Fluent软件平台，采用SST k-ω剪切应力输运湍流模型进行湍流封闭，该模型在近壁区采用k-ω模型、远离壁面区域切换为k-ε模型，能够较好地捕捉超临界流体在近壁区的复杂流动和换热；辐射传热采用DO离散坐标模型求解，壁面发射率设定为0.8；速度和压力场的耦合采用SIMPLE算法，动量方程和能量方程中的对流项采用二阶迎风差分格式进行空间离散，以保证计算精度和数值稳定性。

冷却介质选用超临界压力下的RP-3航空煤油，其物性参数——密度ρ、比定压热容cₚ、动力黏度μ、导热系数λ——在3 MPa的超临界压力下随温度变化的关系曲线所示，RP-3在拟临界温度附近（约660～680 K）物性的剧烈变化特征，特别是比定压热容cₚ出现尖峰、密度ρ急剧下降的现象。

由于冷却通道沿程的压力变化相对于超临界压力燃油的绝对压力值而言极小（通常不超过0.1 MPa），可以近似认为超临界燃油RP-3的物性仅受温度单一变量影响。将各物性参数与温度的函数关系拟合后导入Fluent软件进行计算。鉴于实验中冷却燃油温度全程低于其发生氧化结焦的起始温度（约750 K），本研究不考虑燃油结焦对传热的影响。

网格生成采用ICEM软件进行全六面体结构化网格划分，在燃气侧壁面、冷却通道壁面等温度梯度较大的区域进行网格加密处理以捕捉传热细节。在燃气侧壁面典型位置选取一条平行于主流方向的观测线，输出壁面沿流向的温度分布；综合壁面温度分布曲线、平均值和最大值的网格收敛性分析，当网格总量低于1345万时，计算结果对网格数量变化敏感，最终确定计算域网格总量约为1345万，以保证精度的同时控制计算成本。

3.2 边界条件

超临界压力航空煤油冷却模型仿真计算所采用的边界条件如下：

冷却燃油入口和水冷入口均采用质量流量入口边界条件，进口温度设定为300 K，与实验供油温度保持一致。

冷却燃油出口采用压力出口边界条件，出口背压维持3 MPa以确保燃油始终处于超临界状态；冷却水出口同样采用压力出口条件，出口压力为常压101325 Pa。

主流燃气入口采用质量流量入口条件，流量为0.4 kg/s；进口温度分布由实验测量数据给定——流道中心点温度为1934 K，1/2半径处为840 K，燃气侧壁面处为691 K（靠近壁面区域温度较低，以避免无水冷保护的燃烧室受到损伤）。根据这三点的测量值，假定主流燃气入口温度沿径向呈线性分布进行插值，出口压力为506500 Pa。

各流体域与固体域的交界面定义为无滑移流固耦合面，实现流场与温度场的双向耦合。

实验段外壁面仅考虑空间自然对流换热和热辐射，自然对流表面传热系数设置为8 W/(m²·K)，环境温度设为300 K，外部表面发射率取0.8。

除上述明确给定的边界外，其余壁面按绝热条件处理。

考虑重力对超临界流体流动的影响，重力方向与实验件实际安装后的重力方向保持一致。

四、仿真与试验结果分析

4.1 变冷却水流量的仿真分析

为减小实验中冷却用超临界航空煤油的供给需求量，实验设计仅在实验段壁面1/4的周向区域集中布置燃油冷却通道，剩余3/4周向范围依靠水冷系统对实验段实施保护。但冷却水量过大或过小时，水冷通道的热量吸收会在一定程度上通过金属壁面导热影响燃油冷却侧的实际效果，致使油冷区的传热测量产生偏。为此，首先通过数值仿真方法确定不同燃油流量条件下的实验段最优冷却水流量。

选取水冷通道和油冷通道之间可能发生热传导传递的两个矩形截面作为热耦合观测面，观测面与实验段轴线平行，沿流向全长198 mm，宽为10 mm。靠近水冷通道入口的观测面记为观测面A，靠近水冷通道出口的观测面记为观测面B。

当固定冷却燃油流量不变、仅改变冷却水质量流量时，对观测面A和观测面B上的平均温度梯度绝对值进行统计分析。取两个观测面的温度梯度绝对值的算术平均值作为衡量水冷通道与油冷通道之间热量传递大小的定量判据。结果表明：在不同冷却燃油流量工况下，水冷-油冷间温度梯度随冷却水流量的增加呈现先降低后升高的非单调变化趋势，表明存在一个最佳冷却水流量使水冷对燃油冷却的干扰程度降至最低。

两个观测面之间的对比还显示，观测面A上的平均温度梯度在数值上始终略高于观测面B。这一差异源于实验件水冷通道的入口和出口分别位于燃油冷却通道的两侧——观测面A更靠近水冷进口区域，此处冷却水温度最低、温差驱动力最强，冷却作用相对更为显著；而水冷出口附近的冷却水已完成吸热升温，对实验段的冷却效果相应减弱。

各燃油流量工况下，取两个观测面平均温度梯度最小时的冷却水流量作为实验运行参数，最终建立了该实验模型的冷却燃油流量与冷却水流量的对应关系表，以为后续实验提供可靠的操作依据。

4.2 变燃油流量实验结果分析

依据上述优化后的冷却水流量配比，在实验段入口燃气温度分布及其数值固定不变的条件下，通过分别调节冷却燃油流量和对应的冷却水流量开展系统实验测试。为确保航空煤油在吸热后温度始终不高于其氧化结焦起始温度、避免冷却通道因结焦而发生堵塞，燃油流量的调节范围受到严格控制。

实验结果表明，随着冷却燃油质量流量逐步增大，实验段燃气侧壁面的平均温度和最高温度均呈现单调下降的趋势。这一变化规律的内在机理在于：燃油流速的提高使燃油与通道壁面之间的表面传热系数显著增大，油侧热阻降低，强化了冷却通道内的对流换热效果，从而使得燃气传入的热量更高效地被燃油带走。

具体数据显示，在实验段主流燃气平均温度为904 K的条件下，当冷却燃油流量取最大值0.09 kg/s时，实验段燃气侧壁面的最高温度被有效控制在539 K；当冷却燃油流量降至最小值0.05 kg/s时，实验段燃气侧壁面的最高温度相应升高至603 K。这一结果表明，在一定的燃油流量变化范围内，流量每增加约80%，壁面最高温度可降低约60 K，体现了冷却燃油质量流量对再生冷却效果的显著调控作用。

进一步将实验段燃气侧壁面最高温度Tₘₐₓ与单位面积燃气侧壁面所需的冷却燃油质量流量q*ₒ之间建立数学模型，通过回归分析将其拟合为经验关系式，为工程上快速估算所需冷却燃油流量、开展冷却结构参数设计提供了便捷的计算工具和定量依据。

4.3 实验段壁面冷却效果分析

选取两个具有代表性的实验工况——较高燃油流量工况和较低燃油流量工况，分别分析燃气侧壁面沿流向各温度测点的数据分布规律。两个工况的实验数据和仿真数据的交叉对比表明，无论是在实验还是仿真计算中，燃气侧壁面温度沿流向的分布趋势具有相似性：随着X坐标的增大，壁面温度首先逐渐上升，达到峰值后转为略微下降。

这一温度趋势的物理成因在于：实验段入口来流燃气并非理想的均匀温度分布，中轴线上温度极高而近壁处温度相对较低。随着燃气向下游流动，径向方向的热扩散和燃气掺混效应不断增强，原先集中于中心的焓逐步向壁面方向传递，使燃气侧壁面温度随之攀升。当燃气发展到中下游区域时，壁面燃气的径向混合趋于充分，加之此时冷却燃油已经吸收了足够的壁面热量、沿程带走热量的能力有所降低，壁面温度达到最大值后出现一定程度的下降。

同一工况中，在X坐标相同的情况下，位于第2排测点的温度略高于其他两排测点。这是因为第2排热电偶所在位置完全不受水冷通道的影响，其测量值能够较为准确地表征纯油冷区域的冷却特性，可视为燃油冷却效果的特征指标。

将实验测量值与仿真计算结果进行对比，整体趋势上实验所测得的温度值相对于仿真值偏高，仿真计算的最大误差约为12%。误差的主要来源可能来自以下几个方面：仿真中采用的燃油物性参数与实际实验用油的细微差异、壁面发射率取值的近似性、以及实验系统中不可避免的热电偶测量不确定度和安装位置的微小偏。但从工程应用的角度来看，12%以内的偏差在接受范围之内，验证了本文所建立的数值仿真模型在预测超临界燃油冷却特性方面的合理性和有效性。

4.4 实验段入口燃气温度分布对冷却效果的影响

以航空煤油为燃料的超燃冲压发动机燃烧室，理论极限燃烧温度可达2200～2450 K。然而在实际工作过程中，由于热端部件冷却的工程需求，燃烧室出口温度往往呈现非均匀分布，实验段入口近壁面位置处温度相对较低，难以达到燃烧极限温度水平。为评估最严酷工况下超临界燃油冷却的潜力，本部分采用数值仿真手段，给定实验段入口为2200 K均匀温度分布的燃气来流，其余边界条件与前述工况保持一致。

取两个典型燃油流量工况进行仿真计算，并将计算结果与前述不均匀来流温度分布条件下的仿真结果进行对比分析。结果显示，在均匀2200 K高温来流条件下，燃气侧壁面的最高温度相比不均匀来流条件下的最高温度上升了约350 K，且燃气侧壁面沿X方向的温度分布趋势发生了质的变化。

具体而言，最高壁面温度出现在实验段入口位置附近。产生这一分布特征的原因是：在均匀高温燃气来流的作用下，燃气侧入口段的表面对流换热系数处于最大值，壁面承受的热负荷最为集中。随着燃气沿流向前进，热边界层逐步增厚，表面传热系数持续衰减，因而燃气侧壁面温度在入口后出现急剧下降。然而，随着燃油沿程持续吸收热量、温度不断上升，其作为冷源的吸热能力逐步降低，导致在接近实验段尾端的区域燃气侧壁面温度又发生一定程度的回调上升。

综合来看，在实验段入口均匀燃气温度高达2200 K的极端热负荷条件下，采用超临界压力燃油进行冷却，依然可将金属壁面温度控制在920 K以下。这一结果充分证明了超临界压力RP-3航空煤油作为冷却介质的优异热防护性能，在远高于310S不锈钢许用温度的来流条件下，依然能够将壁面温度维持在该材料的长期安全使用温度范围之内，为再生冷却系统在极端工况下的工程应用提供了有力支撑。

五、主要结论概述

本文面向高超声速飞行器热端部件热防护的迫切需求，设计并搭建了超临界压力燃油再生冷却实验系统，以RP-3航空煤油为冷却介质，在燃气燃烧产生的高温高热负荷环境下，对金属实验段开展了系统的冷却特性实验和数值仿真研究。通过实验数据与仿真结果的交叉验证，深入分析了超临界压力航空煤油作为冷却剂的传热特性及冷却效果。在本文的研究范围内，得到以下主要结论：

实验段采用局部扇形区域油冷与大面积水冷相组合的技术方案，通过数值仿真获得了各燃油消耗量工况下的最优冷却水流量配比，以保证水冷通道对燃油冷却效果的干扰最小。不同冷却燃油流量工况下，实验段燃气侧壁面温度沿流向的变化趋势具有相似性——壁面温度均沿来流方向逐步增大后略有降低。实验所测温度值整体高于仿真值，仿真最大偏差控制在12%以内，验证了数值模型的工程适用性。

冷却燃油质量流量是调控再生冷却效果的核心参数。在实验段入口燃气平均温度为904 K的条件下，冷却燃油流量从0.05 kg/s增至0.09 kg/s，燃气侧壁面最高温度从603 K降至539 K，降温幅度达64 K，体现了增强冷却流量对壁面热防护的显著效果。在本文研究范围内，将燃气侧壁面最高温度与单位面积燃气侧壁面所需冷却燃油流量间的关系拟合为经验关系式，可为工程快速设计提供依据。

在实验段入口为2200 K均匀高温燃气的极限工况下，燃气侧壁面温度沿流向呈现先急剧降低、后略微升高的变化趋势，超临界压力燃油能够将金属壁面温度有效控制在920 K以下，远低于310S不锈钢的安全使用上限，充分展现了超临界航空煤油作为再生冷却介质在极端热环境中的优异冷却能力和工程应用潜力。

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