Fuel and Combustion

Fuel and Combustion

Experimental Investigation of Methane-Oxygen Torch Ignite: Effects of Mass Flow Rate and Equivalence Ratio on Flame Length

Document Type : Original Article

Authors
Masoud Eidi Attar Zade 1
Mohammad Fahim 2
1 Department of Aerospace Engineering, University of Tehran
2 Department of Aerospace Engineering, Sharif University of Technology
10.22034/jfnc.2025.525893.1426
Abstract
This paper investigates how the total mass flow rate and equivalence ratio affect flame length and combustion characteristics in a methane–oxygen torch igniter. By developing an image-processing algorithm, the flame region and the light-saturation zone are identified, and their lengths are measured. Experiments are performed under two scenarios: (i) fixed equivalence ratio with varying mass flow rate, and (ii) fixed mass flow rate with varying equivalence ratio. Results show that, at a constant equivalence ratio, increasing the mass flow rate leads to a logarithmic increase in both flame length and saturation-zone length. Furthermore, at a fixed mass flow rate, increasing the equivalence ratio increases flame length and saturation-zone length by up to 130% and 250%, respectively. The ratio of saturation-zone length to total flame length remains nearly constant ~0.7, highlighting the important role of this region in combustion and active-radical production. Overall, flame length is more sensitive to the equivalence ratio than to the mass flow rate. These findings can inform torch-igniter design optimization and improve the performance of methane-fueled combustion systems.
.
Keywords
Igniter
Torch
Enhanced Spark
Flame Length
Methane-Oxygen

Subjects

توسعه آتش‌زنه‌های تورچ برای کاربردهای هوافضایی از اهمیت بالایی برخوردار است، زیرا این نوع آتش‌زنه‌ها نقش حیاتی در ایجاد احتراق قابل‌اعتماد در موتورهای ماهواره‌بر ایفا می‌کنند. آتش‌زنه‌های تورچ به‌عنوان یک جزء کلیدی در سیستم‌های پیشران ماهواره‌بر شناخته می‌شوند که انرژی اولیه لازم برای احتراق مخلوط اصلی پیشرانه را فراهم می‌کنند [1]. عملکرد یک آتش‌زنه تورچ به توانایی آن در تولید شعله‌ای پایدار و ثابت در شرایط عملیاتی مختلف بستگی دارد. مطالعات پیشین به بررسی طرح‌ها و پیکربندی‌های مختلفی برای بهینه‌سازی عملکرد آتش‌زنه‌ها پرداخته‌اند. امروزه پیشرانش اکسیژن-متان به‌عنوان گزینه‌ای با پتانسیل بالا برای نسل بعدی ماهواره‌برهای عملیاتی در نظر گرفته می‌شود [2]. در مأموریت‌های هوافضایی آینده که به انعطاف‌پذیری دینامیکی بالا نیاز دارند، موتورهای راکتی باید توانایی چندین‌بار روشن و خاموش شدن را داشته باشند [3،1].

یکی از جنبه‌های کلیدی طراحی آتش‌زنه تورچ، نرخ جریان جرمی در محفظه اصلی به‌عنوان تابعی از تعداد انژکتورهای پاشش است. این پارامتر به‌طور قابل‌توجهی بر اشتعال‌پذیری و عملکرد کلی آتش‌زنه تأثیر می‌گذارد. نیوا و همکاران یک آتش‌زنه تورچ برای موتورهای سوخت مایع با انژکتورهای هم‌محور و پیشران LOX/LH2 پیشنهاد کردند که قادر به ایجاد احتراق پایدار در محفظه احتراق است [4].

یکی از ملاحظات مهم در طراحی، اختلاط مطلوب سوخت و اکسیدکننده است. سانچز و همکاران با ایجاد یک آتش‌زنه تورچ با شعله پیش‌مخلوط نشان دادند که این نوع از آتش‌زنه‌ها دستیابی به احتراق پایدار را به‌راحتی ممکن می‌سازند. همچنین با درنظرگرفتن اوریفیس‌ها در مسیر جریان سوخت و اکسیدکننده، تطبیق‌پذیری این نوع آتش‌زنه را برای هندسه‌ها و شرایط عملیاتی مختلف مانند فشار محفظه اصلی، نرخ جریان اصلی موتور و غیره ممکن ساختند. این امر نهایتاً با توجه به تطبیق‌پذیری برای شرایط مختلف می‌تواند به کاهش جرم موتور نیز منتج شود [5]. این گروه ابتدا کار خود را با استفاده از واکنش‌دهنده‌های گازی انجام دادند. سپس به‌تدریج در کارهای بعدی موفق به انجام آزمایش‌های موفق با اکسیدکننده مایع شدند. با این وجود استفاده از مولفه مایع همواره عدم‌قابلیت اطمینان را به همراه داشته است و این امر یکی از چالش‌های بزرگ و پیش‌رو در مسیر توسعه این نوع آتش‌زنه‌ها است.

پاولی و همکاران [6] علاوه بر استخراج نقشه پایداری، شرایطی که شعله به خروجی آتش‌زنه می‌چسبد و جدا می‌شود را نیز مشاهده و ثبت کرده‌اند. عدم اتصال شعله آتش‌زنه به تورچ نشانگر ناپایداری جریان و احتمال خاموشی آن در معرض جریان واکنش‌دهنده‌های محفظه اصلی خواهد بود. 

در استندهای آزمایشگاهی، مارشال و همکاران برای شبیه‌سازی شرایط خلأ، سیستم آتش‌زنه را درون یک کپسول با حجم مشخص و با قابلیت ایجاد خلأ نصب کردند. این امر به‌ویژه برای شبیه‌سازی مأموریت‌های ارتفاع‌بالا و روشن‌شدن موتورهای مرحله دوم و سوم اهمیت بالایی داشت [7].

در محفظه‌های تورچ از یک شمع الکتریکی با ولتاژ بالا نیز استفاده می‌شود که می‌تواند به‌نوبه خود سبب ایجاد چالش‌های خاصی شود. به‌عنوان نمونه، فیشر و همکاران [8] بیان کردند که وجود ولتاژ بالا در سیستم آتش‌زنه ممکن است به‌لحاظ اختلال بر روی سایر سیستم‌های کنترلی و برقی پرتابه تأثیر منفی بگذارد و به‌همین‌اساس لازم است تمهیداتی اندیشیده شود.

یاماگوچی و همکاران [9] با ارائه یک مدل تحلیلی، بررسی‌های خود را بر تأثیر میدان انتقال حرارت بر ضریب تخلیه انژکتورهای سوخت و اکسیدکننده استوار کردند. آن‌ها دریافتند که هدررفت حرارتی دیواره نسبت به شرایط آدیاباتیک سبب کاهش ۷ درصدی ضریب تخلیه انژکتورها می‌شود. آن‌ها با بررسی وجود شرایط واکنش تعادلی در مدل ریاضی خود و مقایسه آن با نتایج تجربی نیز بیان کردند که فرض تعادل شیمیایی با واقعیت تجربی تطابق مناسبی دارد.

در شعله‌های غیرپیش‌مخلوط، طول شعله از پارامترهای عملکردی مهم محسوب می‌شود. سان و همکاران مطالعه جامعی بر روی طول شعله داشته‌اند [10]. وو و همکاران [11] با انجام عکس‌برداری تجربی از رادیکال‌های OH و CH معیارهایی برای طول شعله را بررسی کردند. آتش‌زنه تورچ این گروه در بازه نسبت هم‌ارزی 2/0 تا 4/1، عملکرد مناسبی نشان داد. در نهایت نشان داده شده است که با افزایش دبی جرمی و نسبت هم‌ارزی، به‌طور مستقیم طول شعله نیز افزایش می‌یابد.

کازواکی در دانشگاه کالیفرنیا دیویس یک آتش‌زنه تورچ هیدروژن-اکسیژن طراحی کرده‌اند. آن‌ها از این تورچ برای روشن‌کردن سوخت جامد استفاده کردند. کازواکی با تغییر دبی هیدروژن همبستگی ویژگی‌های هندسی، مانند طول شعله، را بررسی کرد. او دریافت که با حرکت به سمت نسبت استوکیومتری، همبستگی خطی نیز افزایش می‌یابد و با دور شدن (به سمت غنی و فقیر از سوخت) همبستگی خطی نیز تضعیف می‌شود. با این وجود، او دریافت که در شرایط غنی سوخت، ناپایداری و در نتیجه تضعیف همبستگی خطی بسیار قوی‌تر عمل می‌کند. این رفتار کاملاً مشابه آن چیزی است که در مراجع، به‌عنوان رفتار شعله آشفته گزارش شده است. موارد مشابهی نیز در پژوهش حاضر دیده شده است که در ادامه ارائه خواهد شد [12،13].

چاغاتای اوز یک آتش‌زنه تورچ هیدروژن-اکسیژن، را به صورت تجربی و عددی تحلیل کرده‌اند. این پژوهش، طول شعله به‌عنوان پارامتر عملکردی مهم ذکر شده است. او دریافت که تغییر نسبت اکسیدکننده به سوخت، تأثیر بیشتری نسبت به تغییرات نرخ جریان جرمی کل بر طول مؤثر شعله و انرژی حرارتی خروجی دارد. او نشان داد که تقریباً با دو برابر کردن نسبت اکسیژن به سوخت (40 به 75)، طول شعله به همان اندازه‌ای افزایش می‌یابد که فشار سیستم تغذیه از ۲۰ به ۵۰ بار تغییر کند [14].

[1] Y. Wang, J. Yang, G. Cai, Z. Wang, J. Fang, and L. Liu, “Effects of injection distance and droplet size on an LH₂/LOX torch igniter,” Aerospace Science and Technology, vol. 121, p. 107334, 2022. [Online]. https://doi.org/10.1016/j.ast.2022.107334.
[2] M. Pizzarelli and F. Battista, “Oxygen–methane rocket thrust chambers: Review of heat transfer experimental studies,” Acta Astronautica, vol. 209, pp. 48–66, 2023. [Online]. https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2023.04.029.
[3] S. Zhu, Y. Huang, L. Li, X. Wei, and B. Liu, “Research on laser induced plasma ignition of gas oxygen/methane,” Acta Astronautica, vol. 217, pp. 208–220, 2024. [Online]. https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2024.01.015.
[4] M. Niwa, A. Santana Jr., and K. Kessaev, “Torch with oxidizer augmentation for LOx/LH₂ engine ignition,” in Proc. 36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conf. and Exhibit, Jul. 2000. [Online]. https://doi.org/10.2514/6.2000-3169.
[5] L. E. Sanchez, R. J. Ellis, V. Dorado, and A. R. Choudhuri, “An experimental investigation of a LOX/CH₄ torch ignition system for propulsion research,” in Proc. 50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conf., Cleveland, OH, USA, 2014. [Online]. https://doi.org/10.2514/6.2014-3986.
[6] C. Pauly, J. Sender, and M. Oschwald, “Ignition of a gaseous methane/oxygen coaxial jet,” Progress in Propulsion Physics, vol. 1, pp. 154–170, 2009.
[7] W. M. Marshall, R. J. Osborne, and S. E. Greene, “Development of augmented spark impinging igniter system for methane engines,” in Proc. AIAA Propulsion and Energy Forum, Atlanta, GA, USA, Jul. 10–12, 2017. [Online]. Available: NASA NTRS (Doc. ID: 20170009139). Report No. GRC-E-DAA-TN43341.
[8] F. A. Fisher, “Some notes on sparks and ignition of fuels,” NASA Langley Research Center, NASA Technical Memorandum NASA/TM-2000-210077, Mar. 2000. [Online]. Available: NASA NTRS (Doc. ID: 20000053468).
[9] T. Yamaguchi, T. Hizawa, T. Ichikawa, T. Kudo, A. Hayakawa, and H. Kobayashi, “Total temperature estimation of a hydrogen/air burned-gas torch igniter for a scramjet combustor,” Journal of Thermal Science and Technology, vol. 13, no. 2, pp. JTST0030–JTST0030, 2018.
[10] X. Sun, J. Lv, Y. Han, X. Zhang, F. Tang, and L. Hu, “A global evolution of the downward jet flame behavior: From the laminar to the turbulent,” Combustion and Flame, vol. 272, p. 113906, 2025. [Online]. https://doi.org/10.1016/j.combustflame.2024.113906.
[11] Y. Wu, Z. Zhang, F. Liang, and N. Wang, “Combustion characterization of a CH₄/O₂ rapid mixed swirl torch igniter for hybrid rocket motors,” Aerospace Science and Technology, vol. 98, p. 105666, 2020. [Online]. https://doi.org/10.1016/j.ast.2019.105666
[12] K. K. Ochi and P. A. Erickson, “Effects of hydrogen–oxygen torch igniter combustion to an ABS–GOx hybrid rocket system,” International Journal of Hydrogen Energy, vol. 48, pp. 5668–5680, 2023. [Online]. https://doi.org/10.1016/j.ijhydene.2022.11.145.
[13] K. K. Ochi, Effects of Hydrogen–Oxygen Torch Igniter Combustion Applied to an ABS/GOx Hybrid Rocket System. Thesis, University of California, Davis, 2022.
[14] L. C. Öz, “Experimental and numerical investigation of an augmented spark igniter and evaluation of igniter’s effective flame length as a performance parameter,” MSc thesis, Middle East Technical University, Turkey, 2019.
[15] R. F. Kulakhmetov, J. R. Gabl, and T. L. Pourpoint, “Design, analysis and testing of a low-cost hydrogen/oxygen augmented spark igniter for kerosene ignition,” in AIAA Propulsion and Energy 2020 Forum, 2020, p. 3832.
[16] R. D. Hicks and E. C. Unruh, “Reduced pressure environment testing of an augmented spark igniter,” Honors capstone thesis, Dept. of Mechanical and Aerospace Engineering, College of Engineering, University of Alabama in Huntsville, Huntsville, AL, USA, May 5, 2017. [Online]. https://louis.uah.edu/honors-capstones/386.
[17] S. R. Turns, Introduction to Combustion. New York, NY, USA: McGraw-Hill, 1996.