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本文以凝胶推进剂的二次雾化特性作为研究对象。凝胶推进剂具有广阔的发展和应用前景，在推进剂的燃烧过程当中，破碎和雾化过程是非常关键以及重要的。由于国内外对于凝胶的二次雾化研究极少，因此设计实验完全依靠自己的经验进行探索和实践进行。
实验首先根据所需研究方向所需的研究数据进行实验台的设计以匹配实验目的，进而制备出不同性质的凝胶材料，以完善实验对照组和控制组织间的相互关系。通过实验记录有关数据并进行分析。lf0048
关键词 凝胶推进剂 实验台设计 凝胶制备 Tab模型
目 次
1 绪论 1
1.1 凝胶推进剂的优点 1
1.2凝胶推进剂的研究进展 1
1.3 二次雾化研究进展 3
1.3.1牛顿流体的二次雾化 3
1.3.2非牛顿流体二次雾化 6
2 实验台与煤油凝胶 9
2.1 二次雾化实验台设计 9
2.1.1 气流通道及凝胶液滴生成器 9
2.1.2 PIV测试系统 14
2.2 煤油凝胶制备与流变测量 15
2.2.1 SiO2/航空煤油（RP-1）凝胶的制备 15
2.2.2 流变测量 16
2.3 本章小结 19
3 煤油液滴变形与振荡 20
3.1.1 液滴变形模型 20
3.1.2 TAB方程 21
3.1.3粘性模型 22
3.2 实验结果及与理论对比 23
4. 破碎分析 25
4.1 形态及分布 25
4.2 破碎特征分析（破碎时间，Dmax） 25
5 结论 28
致 谢 29
1 绪论
进入21世纪以来，各国的航天与军事科技的竞争愈发的激烈。这种竞争催生出的新的航天及军事任务更具新颖性，更复杂，这导致传统技术的短板逐渐显现，于是新技术应运而生并逐步发展。发动机技术的发展同样遵循着这种趋势。传统的固体和液体推进剂火箭发动机存在着固有的优势与劣势：固体推进剂密度大、易于存储和运输、相对较安全，但比冲低，难以实现推力调节及二次启动；液体推进剂可以实现推力调节与二次启动，比冲也较高，但推进剂易燃、易爆，不便存储。凝胶推进剂兼具固体推进剂便于运输贮存和液体推进剂推力可调、效率高、可二次启动的优点，是目前各国火箭推进剂领域研究的热点。
1.1 凝胶推进剂的优点
凝胶推进剂是向液体推进剂中加入一定量胶凝剂，使液体凝胶化，同时再加入一些固体颗粒（金属或非金属）后形成的具有一定特性和稳定结构的混合凝胶体系。该种推进剂属于非牛顿流体，其剪切黏性随着剪切速率的改变而改变，一般呈现受剪切而变稀的特点。与固体推进剂和液体推进剂相比具有如下优势：
（1）安全性：与液体推进剂比较，凝胶推进剂的屈服应力特征可以减缓运输或者贮藏过程中的燃料泄露。凝胶推进剂的内部存在网状结构可以抑制其蒸发，减少有毒燃料的危害。当贮藏罐发生泄漏时，凝胶推进剂和氧化剂不能相互混合，反应只会发生于接触面上，大大减小了其危害。与固体推进剂相比，凝胶推进剂对冲击、摩擦和静电不敏感，使得在生产、运输和操作中的安全性。
（2）高能性：凝胶推进剂本身的能量与一般的液体推进剂相似，但是可以在其中加入一定量的金属颗粒，如目前较常见的铝基和硼基凝胶推进剂。这样既可以提高推进剂的能量，也增加了推进剂的密度比冲。同时，受剪切时能够像液体推进剂一样流动，从而具有了与其相当的能量分配与管理，实现推力调节。
（3）贮藏性：相关研究已经证实，凝胶推进剂可以保存10年以上。胶凝结构也比早期的浆体推进剂更为稳定，不易发生变质和颗粒沉降。
1.2凝胶推进剂的研究进展
美国在上个世纪50年代开始大规模研究凝胶燃料（含硼和含镁浆料的烃类燃料），主要应用于冲压发动机[1]。在之后的60年代，美国空军研制了添加了铝颗粒的肼凝胶推进剂，而与此同时美国海军也研制了肼和硝酸双组元凝胶推进剂。在70 年代美国国防部进行了自燃式双组元凝胶推进剂的研发工作，重点放在肼衍生物的凝胶燃料与红色发烟硝酸的凝胶氧化剂的组合方面。美国NASA的路易斯研究中心在20世纪80年代对液氢/铝粉/液氧组合和单甲基肼/铝粉/四氧化二氮组合在航空航天运载系统中的适用性进行了论证。结果显示：由于推进剂密度和能量变大，贮箱体积得以缩减。消极质量的减少使得发射载重量增加了19%。另外，发射成本也大大降低[1]。2007年，美国提出开发含纳米胶凝剂的凝胶推进剂。该种推进剂不仅减少了胶凝剂的含量，还提高了推进剂的密度比冲[1~3]。
除了美国，世界其他国家和地区也在进行着凝胶推进剂的研究工作。2007年，德国ICT研究院的研究人员通过调节ADN/水凝胶中AND的浓度，使得推进剂的比冲得到了明显增加[1]。
国内的相关研究起步较晚。符全军等[4]分别以胶凝剂XH和SD制备了UDMH/NTO双组元凝胶推进剂，采用Brookfield流变测试仪测试其流变性能均比较理想，通过初步发动机试验证实SD颗粒在流动中会阻塞发动机毛细管，经过复合胶凝剂FH改进后，其氧化剂凝胶的流变性能较高[3]。刘凯强等针对航空煤油和发烟硝酸凝胶化问题进行了系列研究，结果表明在适量表面活性剂、添加剂等存在的条件下，航空煤油可被羟丙基纤文素有效胶凝化，并且所形成的凝胶具有良好的热稳定性[4]。
由于凝胶推进剂的应用存在众多理论和工程难题，所以目前只有美国和德国将凝胶推进剂应用到发动机中，并成功进行了点火试验。1998年11月，由美国陆军导弹司令部资助，FMTI（Future Missile Technology system）项目的承接方TRW公司在美国陆军红石兵工厂，对由甲基肼/抑制性红烟硝酸组成的凝胶推进系统进行了点火试验。1999年3月30日，在佛罗里达州埃格林空军基地，该凝胶推进系统成功进行了试飞试验，导弹飞行了51s，射程8Km，飞行中发动机点火5次[5]。
2009年12月，欧洲导弹集团(MDBA)下属的德国拜尔公司成功进行了两次新型凝胶推进剂助推导弹的演示试验。两枚导弹均飞行了约30s，射程为70Km[4]。
图1 凝胶火箭发动机
2010年，以色列理工大学建立了实验室级凝胶冲压发动机实验系统并进行了实验。系统主要由3部分组成：热气供应系统、冲压燃烧室以及其他测试供应系统，如图2所示。实验测试了不同配比、有无金属添加剂的碳氢化合物凝胶推进剂的雾化、点火和燃烧性能[6,7]。
图2 凝胶冲压试验台及发动机点火
1.3 二次雾化研究进展
雾化是在内外力的综合作用下，液体的破碎过程。根据液体从喷嘴喷出后破碎机理和时空顺序的不同，又可将雾化过程分为一次雾化和二次雾化。射流从喷嘴喷出后开始经历初次雾化过程，该过程的标志是沿着连续液相表面出现带状、丝状的不规则单元，液体单元尺寸通常在毫米或厘米量级。二次雾化过程发生在初次雾化过程之后：初次雾化产生的大尺寸液体颗粒单元在气动力作用下减速，发生变形和破碎，产生尺寸量级在几到几百微米的细小雾化颗粒。二次雾化性能的好坏取决于初次雾化所产生的液滴尺寸和气动力的大小，并最终决定了雾化场的颗粒尺寸分布[8]。
1.3.1牛顿流体的二次雾化
考虑到牛顿流体的特性：其剪切力与变形率呈线性关系，以牛顿流体为研究对象的二次雾化研究开展较早，并且取得了丰富的研究成果。二次雾化的研究是从液滴的形态学开始的，大部分文献也是将液滴的变形过程作为重点研究内容。
（1）液滴破碎
在前人研究工作的基础上，Hsiang 和 Faeth根据在气动力作用下的变形将二次雾化划分为如下几种模式（如图3a）[9,10]：
图3 液滴破碎模式及产生区间
振荡破碎模式：由于液滴震动的振幅与液滴的自然频率相当，液滴发生破碎，但只有少量的碎片被剥离出来。
袋状破碎模式：液滴破碎前形成一个袋状结构。中心的袋子很薄，袋口由相对较厚的液环构成。首先，袋子发生破碎，形成大量小液滴。随后，液环发生破碎，形成的液滴尺寸相对较大。
多模式（也称袋状-雄蕊）破碎模式：该模式液滴形状与袋状破碎模式相似，只不过在袋子中心会形成一个与来流方向平行的雄蕊状液核。与袋状破碎模式类似，袋子先发生破碎，随后液环和雄蕊液核发生破碎，产生大小不一的液滴。
剪切破碎模式：在气流的不断作用下，液滴表面的薄膜被不断的剥离，最终导致液滴破碎，形成小尺寸的子液滴和大尺寸的液核。
爆炸破碎模式：在长波长和大振幅表面波的作用下，液滴表面产生褶皱，进而发生突然性破裂，产生少量大尺寸液滴碎片，随后大尺寸液滴再碎裂成大量小尺寸液滴。
此外，他们还给出了二次雾化各个破裂模式的产生区间，如图3b所示。从图中可以看出，随着Oh数的增大，液滴变得更加难以破碎。同时，理论和实验研究均表明液滴破碎模式是韦伯数（We）和奥索格数（Oh）的函数，与其它参数无关。从图中可知，在Oh<0.1时，曲线近似为水平线，即液滴破碎模式发生转换时的We数近似为常数。对于牛顿流体，这种关系可用表1近似表示[11,12]：
表1 破碎模式转变对应的We数
为了使液滴发生二次雾化，We数必须大于某一个最小值，这个最小值称为临界韦伯数[13]。Brodkey最早在研究气-液两相系统时提出了临界韦伯数（Wec）：Wec=12(1+1.077Oh1.6) Oh<10[14]。Gelfand给出了类似的表达式：Wec=12(1+1.5Oh0.74) Oh<4[15]。上述两个公式在Oh<0.1时具有很好的一致性，与图3b的水平段对应。
描述液滴破碎的另一个重要的物理量是时间间隔。为了更透彻地研究牛顿流体液滴的破碎机制，针对不同二次雾化模式，前人定义了不同的无量纲时间量：无量纲开始时间（Tini）和总时间（Ttot）。
Pilch and Erdman定义了Tini：液滴开始变形到完成变成扁圆形所需要的时间。Tini对于袋式破碎而言是从液滴开始变形到出现袋子为止的时间间隔。研究人员提出了不同的计算公式来估计Tini。在低Oh数下这些公式的计算结果相近（约为1.5）。
Pilch and Erdman[17]将Ttot定义为：液滴破碎过程完全停止所需要的时间。对于Ttot，也有许多研究者提出了计算公式。当Oh数小于0.05时，Gelfand提出的公式与Hsiang 和Faeth提出的公式的结果误差在10%以内[16]。此时，Ttot大约为5.0。
二次雾化研究的另一个领域是研究破碎液滴的尺寸和速度分布。Simmons[19]较早的进行了相关研究并且发现碎片的质量平均直径（MMD）和索太尔直径（D32）相关：MMD/D32=1.2，并且液滴直径概率分布函数（PDF），f0(D)近似为根正规[17]。
（2）液滴破碎实验
目前，进行二次雾化实验研究通常采用两种方法：激波管法和射流法。激波管法采用激波管来产生高速气流，激波管中的液滴在气流作用下发生破碎。激波管法具有产生的气流均一性好的优点，理论分析和数值仿真的结果可以很方便的用激波管实验来验证。但是，由于激波管中的高低压气体体积一定，所以一般情况下产生的气流持续时间较短。若想获得比较长的气流持续时间，就必须增大激波管尺寸，这限制了激波管的应用范围。射流法是利用喷嘴来产生高速气流。一般做法是将一个可产生稳定气流的气源装置连接到喷嘴上，形成一股射流。滴入流场的液滴在该股射流的作用下发生破碎。射流法的优点是实验装置简单，操作方便，而且产生的气流持续时间长，也可以很方便与激光相位多普勒粒子分析仪（PDPA）等光学仪器配合。但是，液滴进入射流的时候，射流的边界层会对液滴产生干扰，一般需要优化喷嘴和选择合适的液滴入射速度来减少边界层的影响[18]。
图4 激波管法与射流法示意图
基于上述的实验方法，国内外的研究者针对液滴破碎开展了广泛的实验研究。Arcoumani等采用高速摄影技术，研究了在重力作用下自由下落的牛顿流体液滴在气流中的破碎模式[19]。Hsiang[22]研究了常温常压空气中液滴的变形破碎特性。研究发现对于所有的破碎模式，破碎后的液滴尺寸符合Simmons分布，索太尔直径与一个特征液体边界层厚度有关。Chou[23]对液滴垂直于气流方向的长度与时间的关系进行了研究[21]。结果显示此长度随时间呈线性增加直到Tini为止。这说明二次雾化中液滴首先经历挤压变扁的过程，而后发生破碎。
Cao X.K等采用射流法研究了常温常压下空气中大尺寸液滴的破碎[22]。实验中他们发现了一种新的液滴破碎模式，即双袋式破碎模式。实验的We数范围在28-41之间，液滴的初始直径为2-6mm，气流速度为12-90m/s。双袋式破碎的特征为出现两个连续的袋式破碎过程。第一个袋式破碎是由初始液滴产生的，第二个袋式破碎是由第一个袋式破碎过程中形成的液核所产生的。他们将破碎过程分为四个阶段:初始袋形成阶段、初始液袋破碎阶段、液核变形阶段、液核破碎阶段，并且研究了各个阶段时间与We数之间的关系。
Joseph通过实验研究了高We数和Re数粘性和粘弹性液滴在激波后高速气流中的变形破碎过程[23]。在高We数下观察到了袋式破碎和多模式破碎过程[24]。实验结果显示液滴的加速度为重力加速度的104-105倍，如此大的加速度使得变形后的扁平液滴极易受到R-T不稳定性的影响发生破碎。实验得到的最不稳定R-T波与理论值完全一致。
国内，耿继辉[26]利用方形激波管研究了激波诱导的二次雾化过程，分析了激波作用下的液滴加速、变形和破碎过程。结果显示，在低We数下（弱激波），液滴变形结束时间增大，并且液滴的初始形状对液滴的变形和破碎有明显的影响。