超声速气流中超临界态煤油气膜传热与流动特性研究

The flow and heat transfer characteristics of the aviation kerosene film cooling at supercritical condition in supersonic flow are investigated experimentally and numerically in the present study. A two-stage heating system and a direct-connected supersonic combustion system are used to obtain the desired flow conditions for the film cooling section. By analysis of the measured wall temperature, oil temperature, pressure distribution, massflow, and etc, the flow and heat transfer of the aviation kerosene film cooling at supercritical condition is studied. In the meantime, the relationship between film cooling and shock wave is analyzed by optical measuring unit. And the film cooling is simulated to compare the experimental part. The numerical results can give a more detailed flow and heat transfer distribution of the film cooling. The present study gives a different view for the design of the regenerative cooling system for hypersonic vehicle.

本项目拟系统研究在超声速气流中，超临界态航空煤油气膜冷却的流动及传热特性和机理。以煤油二级预热及加压系统连接直连式超声速燃烧实验台以及配套的流动测量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气膜冷却试验段中的流动和传热特性，同时通过光学测量设备分析激波与气膜冷却的关系；辅助数值模拟气膜冷却三维流动和传热过程，作为对实验研究的补充，分析超临界态煤油在气膜冷却冷却结构中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。

本项目以航天航空飞行器与发动机再生冷却技术为背景，针对超声速来流条件下气膜冷却流动与传热特性开展了实验与数值研究，获得了不同流动参数以及几何参数条件下的气膜冷却流动与传热特性。实验数据表明超声速条件下气膜冷却具有较高的冷却性能，实验中气膜孔下游90mm位置的冷却效率高于气膜孔下游20mm位置。本项目发展了考虑煤油物性变化的数值仿真方法，仿真结果揭示了超声速来流下，气膜冷却流动与传热的机理。发现了冷却剂通过离散孔喷注在下游形成覆盖气膜，有效降低了高温主流向壁面传热。相同流量下，减小气膜孔展向间距会导致气膜孔排布区域冷却效率增大，气膜流量越大，气膜冷却效率越大。本项目的研究成果为深入了解气膜冷却结构在煤油流动与传热的应用提供了有益的参考，并为面向发动机热防护需求的高效燃料冷却系统设计提供了重要的基础数据与设计依据。