CN108180075A - 航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部 - Google Patents

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Abstract

一种航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，旋流器的两个端面分别与阳极文氏管前端和后端连接。喇叭口安装座与发动机燃烧室火焰筒头部支承面配合。外层喇叭口装入喇叭口安装座的安装槽内，阴极内层喇叭口与喇叭口安装座的内表面贴合。阳极文氏管位于航空发动机燃烧室火焰筒内。电缆的一端安装在所述阳极文氏管上，另一端接电源。本发明能够提高燃料与空气混合后的均匀性，产生可以加速燃烧化学反应的活性粒子，从而解决航空发动机在特殊条件下燃烧效率低、贫油熄火、高空点火、燃烧室出口温度场不均匀的问题，具有能高效裂解燃油、产生大量的活性粒子、结构简单、通用性强的特点。

Description

航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部
技术领域
本发明涉及航空动力领域的等离子体助燃技术和等离子体液体燃料裂解技术，具体是一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部。
背景技术
近年来，航空发动机燃烧室等离子体助燃技术受到国内外的广泛关注。等离子体助燃技术的优势已经得到了大量研究人员的认可，从目前的研究结果来看，航空发动机燃烧室实施等离子体助燃的优势有：提高燃烧效率、扩宽稳定燃烧范围、改善出口温度场品质、减小污染物排放等。国内外对等离子体助燃技术的研究主要是利用气体在等离子体助燃激励器放电中的热电离、光电离、裂解等过程，形成具有化学活性的粒子如氧原子、臭氧、离子和活性基团等参与燃烧反应、增加气体温度和湍流度，以提高燃烧的化学反应速率。目前已有的将等离子体注入航空发动机燃烧室的方案主要有两种，即预先生成等离子体后喷入燃烧室火焰筒的方案和在燃烧室内加入等离子体助燃激励器直接生成等离子体的方案。2016年空军工程大学何立明团队研制了一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器，在国内首次将等离子体助燃技术应用于现有航空发动机燃烧室，并取得了成功。试验表明，实施等离子体助燃后，在偏富油的条件下燃烧效率的增量约为2.75％；而大流速条件下贫油熄火边界扩宽超过 20％。
等离子体燃料裂解是一种新型的等离子体助燃技术，它在提高燃烧效率、扩宽稳定燃烧范围、改善出口温度场品质、减少污染物排放等方面具有巨大的优势和前景。等离子体燃料裂解的基本原理为：在燃料的流经区域实施等离子体放电目前有介质阻挡放电或滑动弧放电等形式，放电过程中高能电子与燃料分子发生撞击，将燃料大分子的碳链打断成低碳链的小分子和活性粒子。一方面可以提高燃料与空气混合的均匀性；另一方面可以增大燃烧反应的速率，提高火焰的传播速度。2005年中国科学院力学研究所研制了一种用于超声速燃烧试验台的煤油加热***并申请了专利，如图1所示，公开号为CN 1687661A。该装置通过两级加热***将航空煤油进行快速裂解，大大减轻结碳的聚集与沉淀。2006年北京神雾环境能源科技集团股份有限公司研制了一种热等离子体裂解煤制乙炔的反应器并申请了实用新型专利，如图2所示，公开号为CN 206082476U。该装置利用等离子体将煤制取乙炔，可以提高原煤转化率以及能量利用率。
但是，由于航空发动机燃烧室具有结构复杂，工作条件恶劣等特点，目前国内外尚没有一种应用于航空发动机燃烧室的燃油裂解助燃激励器，更没有将等离子体燃油裂解激励器与航空发动机燃烧室头部结合的先例。所以本发明的一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部来源于航空发动机工程应用实际相关的问题，也是所在项目组长期从事等离子体强化燃烧及其在航空领域应用研究的技术积累的原始创新，具有极强的创新性，不属于重复发明或“跟风”发明。本发明符合国家发展先进航空发动机的重大需求，有可能成为改变航空发动机燃烧室设计的颠覆性技术，填补国内相关领域的空白。
发明内容
为满足先进航空发动机燃烧室对宽稳定燃烧范围、高燃烧效率、良好出口温度场分布以及低污染物排放的迫切需求，本发明提出了一种航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部。
本发明中，包括燃油喷嘴、陶瓷制作的旋流器、阳极文氏管、电缆、喇叭口安装座、外层喇叭口和阴极内层喇叭口；所述旋流器的一个端面嵌装在所述阳极文氏管的旋流器前端安装槽内；该旋流器的另一个端面嵌装在所述喇叭口安装座的旋流器后端安装槽；所述喇叭口安装座后端端面处的外表面与航空发动机燃烧室火焰筒的火焰筒头部支承面配合；所述的外层喇叭口等径段装入位于喇叭口安装座上的外层喇叭口安装槽内；所述的阴极内层喇叭口等径段的外表面与所述喇叭口安装座的内表面贴合，并使该阴极内层喇叭口的内表面与喇叭口安装座端口内的圆弧面光滑衔接。
阳极文氏管位于航空发动机燃烧室火焰筒内。
电缆穿过所述航空发动机燃烧室火焰筒的电缆安装孔，一端安装在所述阳极文氏管上，另一端接电源；所述的燃烧室火焰筒、喇叭口安装座、阳极文氏管、外层喇叭口和阴极内层喇叭口、燃油喷嘴均同轴。
所述阴极内层喇叭口等径段的内表面与所述阳极文氏管后端外圆周表面之间有间距，该间距的最小距离d为2mm～12mm，由0.5(d3-d1)得到，其中，d3为阴极内层喇叭口等径段的内径，d1为阳极文氏管的后端外圆周表面外径。
燃油喷嘴的出口位于所述阳极文氏管的入口端并与之同心；该燃油喷嘴连接油管的入口安装在航空发动机燃烧室外机匣上。
所述阳极文氏管外圆周表面为阶梯面，位于该阳极文氏管前端的外圆周表面有用于安装电缆的螺纹孔。在所述阶梯面的后端面有环形的旋流器前端安装槽。阳极文氏管后端端口的外径d1为18mm～24mm；阳极文氏管后端端口内表面的出气角α1为 40°～50°。
所述喇叭口安装座后端的端面有外层喇叭口安装槽，该外层喇叭口安装槽与外层喇叭口的等径段配合；该喇叭口安装座后端端面处的内表面为喇叭口内配合面，用于与阴极内层喇叭口的等径段的外表面配合。该喇叭口安装座后端端面处的外表面为火焰筒头部安装配合面，用于与燃烧室火焰筒后端的火焰筒头部支承面配合。在该阴极喇叭口安装座前端端面有环形的旋流器后端安装槽。
所述的旋流器为离心式旋流器由前端板、后端板和18～30个旋流叶片组成。所述的多个叶片位于前端板端面与后端板端面之间，并使叶片的安装角为α4，所述α4为 40°～60°。所述前端板的外径和后端板的外径均为30mm～50mm，内径均为20mm～ 40mm，轴向长度为8mm～10mm。气流经过旋流器，在阳极文氏管与阴极内层喇叭口之间形成旋转气流。
所述阴极内层喇叭口由等径段和扩张段组成。所述等径段的内径d3为20mm～30mm，并且该等径段的外表面为喇叭口外配合面。所述扩张段的内层喇叭口半锥角α3为45°～55°。
所述外层喇叭口等径段的内径d2为25mm～40mm，扩张段的外层喇叭口半锥角α2为50°～60°。
所述燃烧室火焰筒外层罩帽上加工有直径为14～18mm的电缆安装孔。该燃烧室火焰筒后端的火焰筒头部支承面用于固定喇叭口安装座，并保持同心。
所述电缆下端的外径为12mm～16mm，其内层为铜棒，外层为绝缘材料聚四氟乙烯。电缆上端加工有直径为14mm～18mm的绝缘凸台。
本发明中，所述阳极文氏管通过电缆接入高压交流电，而阴极内层喇叭口跟燃烧室火焰筒“共地”。在旋转气流的作用下，阳极文氏管与阴极内层喇叭口之间形成三维旋转滑动弧放电，而燃油在初次空气雾化后，其路径正好经过此放电区域。三维旋转滑动弧放电过程中产生的大量高能电子和激发产生的活性粒子与雾化开的燃油小分子发生撞击，高碳燃油分子间的键被打断，形成“沸点”更低的低碳小分子。一方面，滑动弧放电进行燃油裂解的过程，可以生成这类低碳小分子，它们以气态燃料的形式参与燃烧，可以加速燃烧和火焰传播的物理过程，提高燃烧的完全程度；另一方面，滑动弧放电的过程中生成的活性粒子如氧原子、臭氧、离子和活性基团等参与燃烧反应，提高了燃烧的化学反应速率。在提高了燃烧效率的同时也扩宽了稳定燃烧范围和点火边界，改善了出口温度场品质、减少了污染物排放。
本发明在航空发动机常用的多级旋流器燃烧室的基础上，发明创造了一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部。该发明结构简单，通用性强，只需替换原有航空发动机燃烧室火焰筒的头部，且结构尺寸、流量分配均与原有燃烧室相同。驱动三维旋转滑动弧等离子体激励器工作的旋流气体来源于燃烧室进口气体，通过头部的离心式旋流器产生旋流，不需要外部引气。图13为燃烧室正常状态下和实施等离子体助燃状态下出口截面平均温度及增量的示意图，由正常状态下燃烧室出口平均温度曲线18、实施等离子体助燃状态下燃烧室出口平均温度曲线19和燃烧室出口平均温度增量曲线20可以看出，将上述的裂解头部安装到燃烧室试验平台上后，煤油在主燃区燃烧更充分，燃烧室出口截面平均温升增加可达到70.4K；图14为燃烧室正常状态下和实施等离子体助燃状态下燃烧效率及增量示意图，由正常状态下燃烧室燃烧效率柱21、实施等离子体助燃状态下燃烧室燃烧效率柱22和燃烧室燃烧效率增量曲线 23可以看出，将上述的裂解头部安装到燃烧室试验平台上后，燃烧室燃烧效率提高可达到2.75％；图15为燃烧室正常状态下和实施等离子体助燃状态下熄火边界曲线，由正常状态下燃烧室熄火边界曲线24和实施等离子体助燃状态下燃烧室熄火边界曲线 25组成，该曲线反映了在不同的燃烧室进口速度条件下，熄火时的余气系数。实验表明，本发明可以使得燃烧室熄火边界扩宽达到25％。此外均匀性有所改善，燃烧室出口截面不均匀系数下降达27.9％；燃料燃烧完全程度得到提高，燃烧尾气中CO的浓度下降约15.7％，NOx的浓度下降约4.7％。
通过本发明能够提高燃料与空气混合后的均匀性，产生可以加速燃烧化学反应的活性粒子，从而解决航空发动机在特殊条件下燃烧效率低、贫油熄火、高空点火、燃烧室出口温度场不均匀的问题，具有能高效裂解燃油、产生大量的活性粒子、结构简单、通用性强的特点。
附图说明
附图1是浙江大学研制的一种磁驱动螺旋滑动弧非平衡等离子体废水处理装置；
附图2是北京神雾环境能源科技集团股份有限公司研制的一种热等离子体裂解煤制乙炔反应器的示意图；
附图3是本发明的结构示意图；
附图4是附图3中A部位的局部放大图；
附图5是燃油喷嘴的结构示意图；
附图6是阳极文氏管的结构示意图；
附图7是喇叭口安装座的结构示意图；
附图8是电缆的结构示意图；
附图9是燃烧室火焰筒前端的结构示意图；
附图10是外层喇叭口的结构示意图；
附图11是阴极内层喇叭口的结构示意图；
图12a是旋流器的主视图；
图12b是图12a的剖视图；
图13是燃烧室正常状态下和实施等离子体助燃状态下出口截面平均温度及增量的示意图；
附图14燃烧室正常状态下和实施等离子体助燃状态下燃烧效率及增量示意图；
附图15燃烧室正常状态下和实施等离子体助燃状态下熄火边界曲线。
图中：
1.燃油喷嘴；2.阳极文氏管；3.喇叭口安装座；4.电缆；5.燃烧室火焰筒；6.外层喇叭口；7.阴极内层喇叭口；8.旋流器；9.电缆固定螺纹孔；10.旋流器前端安装槽；11. 火焰筒头部安装配合面；12.外层喇叭口安装槽；13.喇叭口内配合面；14.旋流器后端安装槽；15.电缆安装孔；16.火焰筒头部支承面；17.喇叭口外配合面；18.正常状态下燃烧室出口平均温度曲线；19.实施等离子体助燃状态下燃烧室出口平均温度曲线；20. 燃烧室出口平均温度增量曲线；21.正常状态下燃烧室燃烧效率柱；22.实施等离子体助燃状态下燃烧室燃烧效率柱；23.燃烧室燃烧效率增量曲线；24.正常状态下燃烧室熄火边界曲线；25.实施等离子体助燃状态下燃烧室熄火边界曲线。
α1.阳极文氏管出气角；α2.外层喇叭口半锥角；α3.内层喇叭口半锥角；α4.安装角。
具体实施方式
本实施例是一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，为方便描述，本实施例将空气进入方向定义为前。
本实施例包括燃油喷嘴1、陶瓷制作的旋流器8、阳极文氏管2、电缆4、喇叭口安装座3、外层喇叭口6和阴极内层喇叭口7。所述旋流器的一个端面嵌装在所述阳极文氏管的旋流器前端安装槽内；该旋流器的另一个端面嵌装在在所述喇叭口安装座的旋流器后端安装槽。所述喇叭口安装座后端端面处的外表面与航空发动机燃烧室火焰筒5的火焰筒头部支承面16配合；所述的外层喇叭口等径段装入位于喇叭口安装座的外层喇叭口安装槽内；所述的阴极内层喇叭口等径段的外表面与所述喇叭口安装座的内表面贴合，并使该阴极内层喇叭口的内表面与喇叭口安装座端口内的圆弧面光滑衔接.
其中，阳极文氏管2位于所述燃烧室火焰筒5内。陶瓷制作的旋流器8的一个端面嵌装在所述阳极文氏管2的旋流器前端安装槽10；该旋流器8的另一个端面嵌装在在所述喇叭口安装座3的旋流器后端安装槽14。
所述喇叭口安装座3后端端面处的外表面与燃烧室火焰筒5的火焰筒头部支承面16配合。所述的外层喇叭口6等径段装入位于喇叭口安装座3的外层喇叭口安装槽12 内；所述的阴极内层喇叭口7等径段的外表面与所述喇叭口安装座3的内表面贴合，并使该阴极内层喇叭口的内表面与喇叭口安装座端口内的圆弧面光滑衔接。电缆4穿过燃烧室火焰筒5的电缆安装孔15，一端安装在所述阳极文氏管上，另一端接电源。所述的燃烧室火焰筒5、喇叭口安装座3、阳极文氏管2、外层喇叭口6和阴极内层喇叭口7、燃油喷嘴1均同轴。
所述阴极内层喇叭口7等径段的内表面与所述阳极文氏管2后端外圆周表面之间有间距，该间距的最小距离d为2mm～12mm，可由0.5(d3-d1)得到，其中，d3为阴极内层喇叭口等径段的内径，d1为阳极文氏管的后端外圆周表面外径。本实施例中，最窄处的距离d为5mm。
所述燃油喷嘴1为现有技术，其出口位于所述阳极文氏管2的入口端并与之同心；该燃油喷嘴1连接油管的入口安装在航空发动机燃烧室外机匣上。
所述阳极文氏管2通过电缆4接入高压交流电，而阴极内层喇叭口7跟燃烧室火焰筒5“共地”。在旋流的作用下，阳极文氏管2与阴极内层喇叭口7之间形成三维旋转滑动弧放电，而燃油在初次空气雾化后，其喷雾路径正好经过此放电区域。
所述阳极文氏管2为中空回转体，采用镍基高温合金GH536加工而成。所述阳极文氏管的内表面形状采用现有技术。所述阳极文氏管的外圆周表面为阶梯面，其中位于所述阳极文氏管后端的外径小于前端的外径；位于该阳极文氏管前端的外圆周表面有用于安装电缆4的螺纹孔9；该螺纹孔为盲孔。在所述阶梯面的后端面有旋流器前端安装槽10，该安装槽为环形凹槽，用于嵌装旋流器8。阳极文氏管后端端口的外径 d1为18mm～24mm；阳极文氏管后端端口内表面的出气角α1为40°～50°。本实施例中，阳极文氏管后端端口外径d1为20mm，内表面出气角α1为45°。
所述喇叭口安装座3为中空回转体，采用镍基高温合金GH536加工而成。在该喇叭口安装座后端的端面有外层喇叭口安装槽12，该外层喇叭口安装槽与外层喇叭口6 的等径段配合；该喇叭口安装座后端端面处的内表面为喇叭口内配合面13，用于与阴极内层喇叭口7的等径段的外表面配合。该喇叭口安装座后端端面处的外表面为火焰筒头部安装配合面11，用于与燃烧室火焰筒5后端的火焰筒头部支承面16配合。在该阴极喇叭口安装座3前端端面有旋流器后端安装槽14，该安装槽为环形的凹槽，用于嵌装旋流器8。
所述的旋流器为离心式旋流器采用Al2O3陶瓷材料加工而成，由前端板、后端板和18～30个旋流叶片组成。所述的多个叶片位于前端板端面与后端板端面之间，并使叶片的安装角为α4，所述α4为40°～60°。所述前端板的外径和后端板的外径均为 30mm～50mm，内径均为20mm～40mm，轴向长度为8mm～10mm。气流经过旋流器，在阳极文氏管2与阴极内层喇叭口7之间形成旋转气流。本实施例中，旋流叶片为20 个，旋流角α4为60°，旋流器的外径为50mm，内径为30mm，轴向长度为8mm。
所述阴极内层喇叭口7采用镍基高温合金GH536加工而成，由等径段和扩张段组成。所述等径段的内径d3为20mm～30mm，并且该等径段的外表面为喇叭口外配合面17。所述扩张段的内层喇叭口半锥角α3为45°～55°。本实施例中，所述阴极内层喇叭口7等径段的内径d3为30mm，所述的内层喇叭口半锥角α3为50°。
所述外层喇叭口6的结构特征与所述阴极内层喇叭口7的结构特征相似，不同之处在于，外层喇叭口的等径段的内径d2为25mm～40mm，扩张段的外层喇叭口半锥角α2为50°～60°。本实施例中，外层喇叭口6等径段的直径d2为36mm，所述的外层喇叭口半锥角α2为60°。
所述燃烧室火焰筒5是对现有技术进行改进后得到的。所述燃烧室火焰筒采用镍基高温合金GH536加工而成。在该燃烧室火焰筒5外层罩帽上加工有1个电缆安装孔15，该孔的直径为14～18mm。该燃烧室火焰筒后端的火焰筒头部支承面16用于固定喇叭口安装座3，并保持同心。本实施例中，电缆安装孔15的直径为14mm。
所述电缆4下端的外径为12mm～16mm，其内层为铜棒，外层为绝缘材料聚四氟乙烯。电缆4上端加工有绝缘凸台，直径为14mm～18mm，用于将电缆4安装到燃烧室火焰筒5的电缆安装孔15处；下端加工有用于连接的外螺纹，为公制螺纹M12～M16，用于将电缆4安装到阳极文氏管2的电缆固定螺纹孔9，并保持电缆4内层铜棒与高温合金的阳极文氏管2电导通良好。本实施例中，所述电缆4下端的外径为12 mm，上端绝缘凸台的直径为15mm，电缆4下端加工有公制M12的外螺纹。
试验表明，将本实施例安装到燃烧室试验平台上后，煤油在主燃区燃烧更充分，燃烧室出口截面平均温升增加达到62K，燃烧效率提高达到2.5％，燃烧室熄火边界扩宽达到21％。此外均匀性有所改善，燃烧室出口截面不均匀系数下降达25％，燃料燃烧完全程度得到提高，燃烧尾气中CO的浓度下降约14％，NOx的浓度下降约4.1％。

Claims (10)

1.一种航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，其特征在于，包括燃油喷嘴、陶瓷制作的旋流器、阳极文氏管、电缆、喇叭口安装座、外层喇叭口和阴极内层喇叭口；所述旋流器的一个端面嵌装在所述阳极文氏管的旋流器前端安装槽内；该旋流器的另一个端面嵌装在所述喇叭口安装座的旋流器后端安装槽内；所述喇叭口安装座后端端面处的外表面与航空发动机燃烧室火焰筒的火焰筒头部支承面配合；所述的外层喇叭口等径段装入位于喇叭口安装座的外层喇叭口安装槽内；
所述的阴极内层喇叭口等径段的外表面与所述喇叭口安装座的内表面贴合，并使该阴极内层喇叭口的内表面与喇叭口安装座端口内的圆弧面光滑衔接；
阳极文氏管位于航空发动机燃烧室火焰筒内；
电缆穿过所述航空发动机燃烧室火焰筒的电缆安装孔，一端安装在所述阳极文氏管上，另一端接电源；所述的燃烧室火焰筒、喇叭口安装座、阳极文氏管、外层喇叭口和阴极内层喇叭口、燃油喷嘴均同轴。
2.如权利要求1所述航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，其特征在于，所述阴极内层喇叭口等径段的内表面与所述阳极文氏管后端外圆周表面之间有间距，该间距的最小距离d为2mm～12mm，由0.5(d3-d1)得到，其中，d3为阴极内层喇叭口等径段的内径，d1为阳极文氏管的后端外圆周表面外径。
3.如权利要求1所述航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，其特征在于，燃油喷嘴的出口位于所述阳极文氏管的入口端；该燃油喷嘴连接油管的入口安装在航空发动机燃烧室外机匣上。
4.如权利要求1所述航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，其特征在于，所述阳极文氏管的外圆周表面为阶梯面，位于该阳极文氏管前端的外圆周表面有用于安装电缆的螺纹孔；在所述阶梯面的后端面有环形的旋流器前端安装槽；阳极文氏管后端端口的外径d1为18mm～24mm；阳极文氏管后端端口内表面的出气角α1为40°～50°。
5.如权利要求1所述航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，其特征在于，所述喇叭口安装座后端的端面有外层喇叭口安装槽，该外层喇叭口安装槽与外层喇叭口的等径段配合；该喇叭口安装座后端端面处的内表面为喇叭口内配合面，用于与阴极内层喇叭口的等径段的外表面配合；该喇叭口安装座后端端面处的外表面为火焰筒头部安装配合面，用于与燃烧室火焰筒后端的火焰筒头部支承面配合；在该阴极喇叭口安装座前端端面有环形的旋流器后端安装槽。
6.如权利要求1所述航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，其特征在于，所述的旋流器为离心式旋流器，由前端板、后端板和18～30个旋流叶片组成；所述的多个叶片位于前端板端面与后端板端面之间，并使叶片的安装角为α4，所述α4为40°～60°；所述前端板的外径和后端板的外径均为30mm～50mm，内径均为20mm～40mm，轴向长度为8mm～10mm；气流经过旋流器，在阳极文氏管与阴极内层喇叭口之间形成旋转气流。
7.如权利要求1所述航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，其特征在于，所述阴极内层喇叭口由等径段和扩张段组成；所述等径段的内径d3为20mm～30mm，并且该等径段的外表面为喇叭口外配合面17；所述扩张段的内层喇叭口半锥角α3为45°～55°。
8.如权利要求1所述航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，其特征在于，所述外层喇叭口等径段的内径d2为25mm～40mm，扩张段的外层喇叭口半锥角α2为50°～60°。
9.如权利要求1所述航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，其特征在于，所述燃烧室火焰筒外层罩帽上加工有直径为14～18mm的电缆安装孔；该燃烧室火焰筒后端的火焰筒头部支承面用于固定喇叭口安装座，并保持同心。
10.如权利要求1所述航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，其特征在于，所述电缆下端的外径为12mm～16mm，其内层为铜棒，外层为绝缘材料聚四氟乙烯；电缆上端加工有直径为14mm～18mm的绝缘凸台。
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