超临界态煤油冲击射流的实验与数值研究

The flow and heat transfer characteristics of the aviation kerosene impingement cooling at supercritical condition is investigated experimentally and numerically in the present study.A two-stage heating system is used to obtain the desired flow conditions for the impingement section. The pressure and temperature at the inlet, outlet, and along the test section is also measured.By analysis of the measured wall temperature, oil temperature, pressure distribution, massflow,and etc, the flow and heat transfer of the aviation kerosene impingement cooling at supercritical condition is studied. In the meantime, the impingement test section is simulated to compare the experimental part. The numerical results can give the more detailed flow and heat transfer distribution of the impingement cooling. The present study gives a different view for the design of the regenerative cooling system for hypersonic vehicle.

本项目拟系统研究超临界态航空煤油在冲击射流冷却结构中流动、传热特性和机理。以煤油二级预热及加压系统连接冲击射流试验段以及配套的流动控制装置为实验平台。通过测量壁温、油温、压力分布以及质量流量等参数，研究超临界态煤油在冲击射流试验段中的流动和传热特性；同时数值模拟冲击射流内三维流动和传热过程，作为对实验研究的补充，分析冲击射流条件下超临界态煤油传热强化和恶化机理。研究结果为以航空煤油为冷却剂的高超声速飞行器的主动冷却系统优化研究提供科学依据。

本项目系统地研究了超临界态航空煤油在冲击射流冷却结构中流动、传热特性和机理。搭建煤油二级预热及加压系统连接冲击射流试验段以及配套的流动控制装置为实验平台。通过测量壁温、油温、压力分布以及质量流量等参数，研究超临界态煤油在圆管试验段中的流动和传热特性；同时数值模拟冲击射流内三维流动和传热过程，比较了不同流量和入口温度对换热的影响，分析冲击射流条件下超临界态煤油传热强化和恶化机理。结果表明以煤油为介质的冲击射流在冲击板上的换热系数分布于简单介质的冲击射流类似。然而，随着流量的增加，换热不能充分的进行。而且入口温度会显著的影响换热效果，出现传热恶化和强化现象。研究结果为以航空煤油为冷却剂的高超声速飞行器的主动冷却系统优化研究提供科学依据。