论文总字数：24997字

摘 要

本文针对超燃冲压发动机燃料室内壁再生冷却技术中超临界压力下碳氢燃料（航空煤油RP-3）在矩形通道中的流动传热特性进行研究。运用ANSYS FLUENT计算流体力学软件对单边（上壁面）加热的矩形冷却通道模型进行数值仿真研究。作为冷却剂的航空煤油RP-3进口压力为4Mpa，进口温度为400K，质量流量为0.001kg/s，矩形冷却通道单边加热热流密度为1.5MW/m²和2.0 MW/m²时，发现航空煤油RP-3与通道换热出现了恶化现象，使通道上壁面温度发生了突变。数值仿真结果表明，在传热恶化发生位置处航空煤油RP-3流体温度升高到了700K(此压力下航空煤油RP-3的拟临界温度为698.59K)。在拟临界温度附近的热物性变化十分剧烈，定压比热在拟临界温度附近出现极大值，其密度和导热系数在拟临界温度附近也呈现显著变化。当流道内流体被加热，壁面附近出现的高温度梯度将形成一层低密度的流体层，这一层流体类似热阻大的气体，阻止了主流流体与壁面的有效换热，显著降低传热性能，导致传热恶化现象的发生。

改变航空煤油RP-3的质量流量、加热热流密度，探究不同工况下矩形冷却通道内传热恶化发生的临界条件。结果表明，航空煤油质量流量为0.001kg/s不变，加热热流密度达1.5MW/ m²时，模型内开始出现传热恶化；加热热流密度为1.5MW/ m²不变时，航空煤油质量流量低于0.00125kg/s时会发生传热恶化且恶化发生的位置随着加热热流密度的升高而向冷却通道的上游方向移动；热流比为2x10^9时，无论加热热流密度以及航空煤油质量流量如何变化，矩形冷却通道内一定会发生传热恶化，且恶化发生的位置基本相同。

将冷却通道截面变为与矩形通道流通面积相等的圆通道。结果表明圆形冷却通道的在加热热流密度为1..5MW/m²时开始发生传热恶化，传热恶化发生在上下壁面，并且发生恶化的温度比同工况下矩形冷却通道的的峰值温度要高，恶化位置的变化与矩形通道相同。由于圆形通道的传热恶化比矩形要严重一些，所以通过改变恶化更严重的圆形冷却通道模型的壁面厚度，肋厚及材料，在不发生恶化的1.0MW/m²加热热流密度与发生传热恶化的2.0MW/m²加热热流密下进行对比模拟。结果表明，壁面厚度变薄能降低恶化时的壁面温度峰值，但不能避免传热恶化；肋变薄也可以缓解恶化温度峰值，但也无法避免圆形冷却通道内传热恶化的发生；将圆形冷却通道的材料换为纯铜时，发现传热恶化完全消失，整体温度变化趋势较为平滑，不出现局部温度突高的现象。所以使用导热系数较高的铜材料冷却通道能够有效抑制超临界压力下圆形冷却通道的传热恶化。

关键字：超临界压力 碳氢燃料 矩形通道 传热恶化

Abstract

In this paper, the flow and heat transfer characteristics of hydrocarbon fuel (aviation kerosene RP-3) in rectangular channel under supercritical pressure in regenerative cooling technology of scramjet fuel chamber wall are studied. Using ANSYS FLUENT computational fluid dynamics software, the rectangular cooling passage model heated by one side (upper wall) was simulated numerically. When the inlet pressure of RP-3 is 4 Mpa, the inlet temperature is 400 K, the mass flow rate is 0.001 kg/s, the heat flux of rectangular cooling passage is 1.5 MW/m and 2.0 MW/m, it is found that the heat transfer between RP-3 and the passage deteriorates, resulting in a sudden change in the temperature of the upper wall of the passage. The reason is that after reaching the supercritical state, the thermal properties of RP-3 are changed.

On this basis, the effects of different mass flow rate, thermal density and heat flux ratio on the rectangular channel are analyzed. A circular channel with equal cross-section with a rectangular channel is established, and the effect of heat flux on the heat transfer in the circular channel is studied. On this basis, the wall thickness, rib thickness and material (pure copper) of the circular channel are changed to find ways to improve or avoid the deterioration of heat transfer in the circular channel.

Key words: Supercritical pressure; Hydrocarbon fuel; Rectangular channel; Heat transfer evi

目 录

摘 要 I

Abstract III

第一章 绪论 1

1.1 研究背景和意义 1

1.2 国内外发展及研究现状 1

1.2.1 国外发展及研究现状 1

1.2.2 国内发展及研究现状 2

第二章 数值计算的理论基础与数学模型 5

2.1 数值计算 5

2.1.1 数值计算的优点 5

2.1.2 数值模拟步骤 5

2.2 湍流及其数学描述 6

2.2.1 湍流流动的概述 6

2.2.2 湍流的特征 6

2.2.3 湍流的基本方程 6

2.2.4 湍流模型的选择 7

2.2.5 标准模型和RNG湍流模型 7

2.3 边界条件 9

第三章 矩形通道的建立、参数设定及模拟结果 11

3.1 物理模型的建立 11

3.2几何模型的建立和网格的划分 12

3.3 数值方法的验证 12

3.3 模拟结果和分析 15

第四章 矩形通道流动传热特性分析 19

4.1 热流密度对矩形通道内流动传热的影响 19

4.2 质量流量对矩形通道内流动传热的影响 22

4.3 热流比对矩形通道内流动传热的影响 25

第五章 圆形通道流动传热特性分析 30

5.1 圆形通道模型设计 30

5.1.1 圆形通道尺寸 30

5.1.2 圆形通道网格的划分 30

5.2 热流密度对圆形通道流动传热的影响 31

5.3 壁面厚度、肋厚和材料对圆形通道流动传热的影响 33

5.3.1 壁面厚度的影响 34

5.3.2 肋厚度的影响 35

5.3.2 材料的影响 36

第六章 总结 40

参考文献 42

第一章 绪论

1.1 研究背景和意义

高超声速飞行器技术一直是各国关注的热点。在高声速下飞行时，飞行器上的一些部件需要外加冷却来保护部件不会因为超温而损坏，特别是飞行器的动力系统特别是燃料室需要良好的冷却系统来保护材料。

一般航空发动机的主动冷却采用空气为冷却介质，但空气的比热容较小，无法对超燃冲压发动机燃烧室内壁进行有效冷却，而采用液体工质为冷却剂的冷却方式虽然能达到冷却效果，但液体工质和额外增加换热设备，给飞行器带来了额外的负担，不利于飞行的提速。考虑到以上原因，再生冷却技术被一些学者提出，其原理是让燃料作为冷却剂，先与燃烧室外壁换热来冷却燃烧室，吸热后的燃料再送入燃烧室进行燃烧。再生冷却技术的优点在于燃料的比热容远大于空气的，冷却效果比空冷好，并且没有额外负重。这样不仅解决了空冷冷却效果差、液冷增加负重的问题，此外燃料被预热，回收一部分热量，高碳烃燃料预热后会裂解为燃烧性能更好的低碳烃，从而进一步优化燃烧^[1]。

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