随着飞行马赫数的增加，高超声速飞行器机体及发动机的热防护成为一个关键问题。当飞行速度达到Ma6时，燃烧室燃气总温高达3000K，壁面热流高达2～5MW/m2。常规材料与结构在没有热防护的条件下难以长时间正常工作。以机载碳氢燃料（如航空煤油）作为冷却剂的主动冷却技术是高超声速飞行器与发动机热防护问题的有效方式之一。燃料从贮箱流出后，流经飞行器与发动机结构内的的冷却通道，以对流换热与裂解吸热的方式吸收发动机热量，保证发动机结构温度在使用范围之内。燃料在冷却通道内的压力一般超过其临界值，随着温度的升高，燃料依次经历过压液态、超临界态及裂解态，物态变化复杂，且在临界温度附近，燃料的密度、粘性系数、比热等热物性与输运特性变化剧烈。以上这些因素导致超临界压力下碳氢燃料的流动与传热特性与常规流体有显著不同，可能发生传热恶化、传热强化等现象，适用于常规流体流动与传热的经验公式不再有效。由此可见，超临界压力下航空煤油的流动与传热特性是高超声速飞行器与超燃冲压发动机冷却系统设计与优化的关键基础问题。　　本文利用碳氢燃料流动与加热实验台，对超临界压力下航空煤油圆管流动与传热特性进行了实验研究。利用控制体分析方法对实验数据进行分析，得到了速度、雷诺数、摩阻系数、努赛尔数等流动与传热参数的沿程分布。实验获得了超临界态煤油传热恶化与强化结果，以及传热恶化、强化对应的燃料状态。并且对航空煤油管流摩阻系数与传热努赛尔数的实验数据进行了公式拟合，首次实验验证了雷诺比拟原理适用于超临界态航空煤油的流动与传热。　　目前关于超临界压力下航空煤油流动与传热的研究均是针对稳态流动。而在主动冷却系统实际工作过程中，冷却通道燃料入口流量、温度以及壁面热流往往随时间变化（如飞行器加减速、冷却系统自身条件与切换），导致燃料的流动与传热特性与稳态下的结论有所不同，因此有必要针对燃料的非定常流动与传热进行研究。本文利用质量流量控制系统与背压控制系统的联合工作，实现了压力恒定条件下燃料流量的时变过程，进而对燃料流动与传热的动态响应过程进行了实验研究。实验结果表明，流量时变对过压液态煤油的流动与传热特性基本没有影响，对超临界态煤油的传热有一定的影响。流量增大导致超临界态煤油传热努赛尔数增大。流量减小导致燃料传热努赛尔数减小，但是当煤油发生传热恶化时，流量减小导致燃料传热特性增强。通过数值仿真研究发现，传热发生恶化时，流量减小导致近壁区超临界态煤油湍动能增强，进而导致燃料传热努赛尔数增大。　　发动机及燃烧室复杂形状结构（如凹腔、支板等）内的冷却通道往往具有不同角度与曲率的拐角，流动受到离心力和重力的影响，因此燃料流动与传热规律与直管有很大不同。本文结合煤油十组分物理替代模型，利用RNG k-ε湍流模型对带有两个直角拐角弯管内燃料的流动与传热特性进行了数值研究。数值结果表明，受拐角离心力影响，流动产生强烈的二次流与漩涡结构，导致燃料的传热系数变化复杂，呈现条带状分布。同时相比较于直管，弯管内燃料的整体换热性能得到了提高。　　本文对超临界压力下航空煤油的流动与传热特性进行了比较系统的研究，包括稳态条件下液态和超临界态煤油的流动与传热特性、入口流量时变条件下燃料的流动与传热动态响应特性、弯管内燃料的流动与传热特性，这些研究结果将为飞行器及发动机的燃料冷却系统设计与优化提供有益参考。