随着高超声速飞行器飞行马赫数的不断提升,飞行器在高空甚至临近空间的飞行环境愈发恶劣,这对飞行器的主动冷却问题提出了更高的要求。液体火箭发动机和超燃冲压发动机一直作为高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空天飞机等热门动力装置,作为世界各国的研究热点。主动循环再生冷却作为此类发动机的冷却系统为其适应更为恶劣的工作环境提供了可能,此类发动机的燃料同时也承担着冷却剂的作用,冷却通道内的流动换热特性直接影响发动机冷却系统工作性能。因此,超高压力及超高热流下航空煤油的换热特性展开研究对超燃冲压发动机冷却系统具有重大意义。本文是以超高热流下超临界航空煤油(大庆RP-3型)作为研究对象,采用数值模拟方法对其在水平圆直管及蛇形通道内流动换热特性进行研究。首先,以超临界条件下航空煤油(大庆RP-3型)作为研究对象。采用十组分替代方法,并用NIST物性计算软件对航空煤油热物性进行研究,得到较精确的航空煤油热物性。用典型圆直管内航空煤油换热特性实验与应用此计算所得航空煤油热物性的数值模拟结果进行对照,验证了计算所得航空煤油热物性的准确性,以及数值方法的可行性。其次,运用已经验证过的数值方法和超临界航空煤油物性拟合公式针对长500mm,直径1.8mm的水平直管内不同压力和温度下的航空煤油流动换热现象进行数值计算并讨论不同流动关键因素对冷却通道内煤油流动换热的影响进行研究,流动关键因素包括入口质量流量、壁面热流和工作压力等。首次计算压力高达20MPa,壁面热流达15MW/m2的计算工况。可以看到,入口质量流量和壁面热流对壁面温度、管内煤油温度及通道换热系数影响较大,工作压力对温度场和速度场影响较小。最后,为达到更好换热效果,本文设计蛇形增强换热通道并进行相关数值模拟研究,考虑离心力对通道内煤油流动的影响,讨论了入口质量流量和出口压力对流动换热的影响。相比于直管通道,蛇形增强换热通道会在煤油流动过程中产生大小不同的涡结构,破坏通道壁面热边界层,加大通道内热量的传输,从而数值结果表明蛇形通道具有更高的换热系数,但却存在着压损较大的缺点。