CN110439691A - 基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，包括火焰稳定器和嵌入式阴极组合体，嵌入式阴极组合体包括连接套管、阴极壳体、横向绝缘管、Y型阴极、导杆壳体、纵向绝缘管和通电导杆，连接套管套与阴极壳体螺纹连接，连接套管右端与火焰稳定器焊接，横向绝缘管左中部设于阴极壳体内，Y型阴极闭合端设置在横向绝缘管内；导杆壳体垂直设置在阴极壳体的左侧顶部，纵向绝缘管的上中部设于导杆壳体内，纵向绝缘管的下端穿过阴极壳体后且端部位于横向绝缘管的右部内，通电导杆的上中部设于纵向绝缘管内。本发明解决了现有航空发动机加力燃烧室工作环境恶劣、结构较复杂、不利于稳定快速点火和持续组织燃烧的问题。

Description

基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器

技术领域

本发明属于航空动力点火技术领域，具体是涉及一种基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器。

背景技术

虽然航空发动机加力燃烧室的质量只占发动机总质量的20％，但是它是提高发动机推力的重要部件。涡喷发动机加装加力燃烧室，推力增大比达40％～50％；涡扇发动机加装加力燃烧室推力增大比可达60％～70％甚至更高。采用加力燃烧室能大幅增大发动机的单位迎面推力和推重比，全面改善飞机的机动性并扩大飞行包线，提高歼击机的制空能力。由于加力燃烧室工作环境恶劣，燃气压力低、流速高，流动极不稳定，不利于点火和组织燃烧，点燃的混合气要在较长的筒体内才能完成燃烧过程，现代加力燃烧室中燃油的含热量只有85％～90％可以转变为有用的热能，其余部分或因燃油雾滴来不及燃烧而排出发动机，或通过筒体散热而损失掉。因此提高加力燃烧效率对于降低耗油率、增大推力有重要的意义。

目前，航空发动机的加力燃烧室点火方式有三种：电嘴点火、火舌点火和催化点火。已有的几种点火方式都有缺点：传统电嘴点火***采用电火花点火，点火延迟时间较长，点火稳定性差；火舌点火***的火舌传递路程远，流程复杂，尤其在穿过多级涡轮时，受到强烈的扰动，在调试加力燃烧室时相应地要做大量的点火试验；催化点火***点火装置结构简单，重量轻，点火方便，但铂铑丝价格贵，易受污染而失效，影响其工作可靠性。

近年来，等离子体点火助燃技术逐渐受到航空动力领域研究人员的高度关注和重视。等离子体点火助燃是利用气体放电形成局部高温区域，并激发大量的活性粒子，实现快速的点燃可燃混合气或者是点火助燃的进程。其机理主要表现为三种效应：热效应、化学效应和气动效应。等离子体点火助燃带来的优势有：拓宽点火边界、缩短点火延迟时间、提高点火可靠性、提高燃烧效率、降低燃油消耗等。因此，等离子体点火助燃是扩大点火边界，提高稳定燃烧范围的有效技术途径之一。

滑动弧放电是一种可以在大气压下产生非平衡态等离子体的放电方式。其基本原理是，在一对或多个电极上施加强电场激励，并在电极之间通入气流，使电极之间产生初始放电通道，这些电弧在气流作用下沿着通道方向滑动，从而形成滑动放电。滑动弧放电的几种典型形式有二维滑动弧放电、旋转滑动弧放电、多电极滑动弧放电。滑动弧放电能够产生持续、稳定的非平衡态低温等离子体，且等离子体中的电子和中性分子的碰撞会引起分子的解离、激发和电离，产生大量的活性粒子和基团，具有较高的化学活性。因此，滑动弧放电等离子体技术在航空领域具有广阔的应用前景。

发明内容

本发明的目的在于克服上述现有技术中的不足，提供一种基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，有效解决了现有航空发动机加力燃烧室工作环境恶劣、结构较复杂、不利于稳定快速点火和持续组织燃烧的问题，实现了加力燃烧室稳定快速点火和持续助燃，极大地优化了加力燃烧室的点火方式，对主燃烧室剩余气体进行了二次燃烧，实现了尾气的洁净排放。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：包括火焰稳定器和安装在火焰稳定器上的嵌入式阴极组合体，所述嵌入式阴极组合体的数量至少为一个，所述嵌入式阴极组合体包括连接套管、阴极壳体、横向绝缘管、Y型阴极、导杆壳体、纵向绝缘管和通电导杆，所述连接套管套设在阴极壳体的右部外壁上且连接套管的内壁与阴极壳体的外壁螺纹连接，所述连接套管的右端与火焰稳定器的小端焊接，所述横向绝缘管的左中部设于阴极壳体内，所述横向绝缘管的右端位于阴极壳体外，所述Y型阴极的闭合端设置在横向绝缘管内，所述Y型阴极的开口端位于横向绝缘管外，所述Y型阴极的开口端位于火焰稳定器内；所述导杆壳体垂直设置在阴极壳体的左侧顶部，所述纵向绝缘管的上中部设于导杆壳体内，所述纵向绝缘管的下端穿过阴极壳体后且端部位于横向绝缘管的右部内，所述通电导杆的上中部设于纵向绝缘管内，所述通电导杆的下端依次穿过横向绝缘管的右部和Y型阴极的闭合端端部；所述火焰稳定器、连接套管、阴极壳体、横向绝缘管和Y型阴极的中轴线为同一条中轴线且该中轴线为第一中轴线，所述导杆壳体、纵向绝缘管和通电导杆的中轴线为同一条中轴线且该中轴线为第二中轴线。

上述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述阴极壳体的外形为圆筒状，所述阴极壳体靠近开口端的外壁上且对应连接套管位置处设置有第一外螺纹，所述第一外螺纹与贯穿设置在连接套管内壁上的第一内螺纹螺纹配合；所述阴极壳体的筒底向上3mm～5mm处的顶部开有单侧贯穿小圆孔，所述单侧贯穿小圆孔的直径为3mm～5mm。

上述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述单侧贯穿小圆孔开设在阴极壳体的筒底向上4mm处的顶部，所述单侧贯穿小圆孔的直径为4mm。

上述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述横向绝缘管的横截面外形为圆形，所述横向绝缘管的右部外侧设有凸台，所述横向绝缘管的右部为凸台底座且所述凸台底座的外径与阴极壳体的外径相等，所述凸台底座的台阶端面与阴极壳体的右端面平齐；所述横向绝缘管从凸台底座的右侧沿轴线依次开有圆柱孔和小立体槽，所述圆柱孔和小立体槽相连通；所述横向绝缘管的左侧顶部且对应小圆孔位置处开有圆槽，所述横向绝缘管的左侧开有与圆槽和小立体槽均相连通的侧圆孔，所述侧圆孔位于圆槽与小立体槽之间。

上述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述Y型阴极包括从右至左依次设置的V型槽体、直段杆和立体头部，所述V型槽体、直段杆和立体头部为一体成型结构，所述V型槽体的两个槽片上下对称设置，所述V型槽体的两个槽片构成的角度为a且a是43°～47°，所述槽片的宽度为W且W是8mm～12mm，所述立体头部上开有上下两侧贯通的头部贯穿孔；所述直段杆的大小与圆柱孔的大小吻合、直段杆的外形与圆柱孔的形状相同，所述直段杆***圆柱孔内且与圆柱孔间隙配合；所述立体头部大小与小立体槽的大小吻合、立体头部的外形与小立体槽的形状相同，所述立体头部***小立体槽内且与小立体槽间隙配合。

上述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述V型槽体的两个槽片构成的角度为a且a是45°，所述槽片的宽度为W且W是10mm。

上述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述通电导杆包括从上至下依次设置的通电底座和通电直杆，所述通电底座和通电直杆为一体成型结构，所述通电底座和通电直杆的外形均为圆柱状，所述通电底座的上部沿轴向开有连接圆孔，所述连接圆孔的内壁上设置有第二内螺纹且通电底座通过第二内螺纹与发动机的通电电缆螺纹配合。

上述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述纵向绝缘管为外部具有二级凸台的绝缘管且位于上部的凸台为一级凸台，所述纵向绝缘管的横截面外形为圆形，所述纵向绝缘管沿轴向从下至上依次开有下圆柱孔、上圆柱孔和大圆孔，所述上圆柱孔与下圆柱孔和大圆孔均连通，所述下圆柱孔的深度处为一级凸台处；所述下圆柱孔和通电直杆的直径相等，所述上圆柱孔和通电底座的大小相同，所述通电导杆从上至下依次***纵向绝缘管后且与纵向绝缘管紧密配合，所述通电底座位于上圆柱孔内，所述通电直杆的下端穿出下圆柱孔后并穿过侧圆孔最后与头部贯穿孔螺纹连接，所述通电直杆的下端面与头部贯穿孔的下端面平齐，所述通电直杆与侧圆孔间隙配合且通电直杆的直径为与侧圆孔相吻合，所述大圆孔与发动机的通电电缆相配合。

上述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述导杆壳体的外形为柱形凸台状，所述导杆壳体沿轴向开有与纵向绝缘管的外形相吻合的三级阶梯孔，所述纵向绝缘管从上至下依次***三级阶梯孔后且与导杆壳体紧密配合，所述纵向绝缘管的下端依次穿过单侧贯穿小圆孔和圆槽且与单侧贯穿小圆孔和圆槽均间隙配合，所述纵向绝缘管的下端外径与单侧贯穿小圆孔的直径和圆槽的直径均相吻合，所述导杆壳体的下端紧靠在阴极壳体的左侧顶部，所述连接套管的左侧上部与导杆壳体的下端右侧紧靠设置。

上述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述嵌入式阴极组合体的数量为三个，三个所述嵌入式阴极组合体均匀分布在火焰稳定器上。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

1、本发明结构简单、尺寸小，并巧妙地将火焰稳定器的内壁作为点火器的阳极，将阴极设计成Y型弧面的形状，因此，易形成最小放电间距，有效的拓宽了点火的范围，大大增强了点火稳定性，提高了加力燃烧室在恶劣环境中快速点火的可靠性。

2、本发明将击穿区域设计在火焰稳定器油气混合气的回流区，充分利用回流区气体流速较小易于点火的特点，且工作介质为油气混合气，不需要额外的供气***。

3、本发明涉及航空动力领域的等离子体点火助燃技术和滑动弧放电技术，以流过V型火焰稳定器回流区的油气混合气为工作介质，在点火器阴极和阳极的最小间距处经高压击穿形成滑动电弧放电，电弧火焰沿V型火焰稳定器的内壁面运动，形成等离子体区域，利用联焰效应引燃周围的油气混合气，实现稳定快速点火。本发明利用气体放电形成局部高温区域，并激发大量的活性粒子，有效拓宽点火边界、缩短点火延迟时间，提高了点火可靠性。

4、本发明可以多次重复点火，既可应用于航空发动机加力燃烧室工作期间，也可应用于航空发动机主燃烧室单独工作期间，实现了剩余燃气的二次燃烧，极大地提高了燃烧效率，降低了燃油消耗，并实现尾气的洁净排放。

下面通过附图和实施例，对本发明做进一步的详细描述。

附图说明

图1为本发明的结构示意图。

图2为图1的A-A剖视图。

图3为本发明嵌入式阴极组合体和火焰稳定器的连接关系示意图。

图4为本发明阴极壳体的结构示意图。

图5为本发明横向绝缘管的结构示意图。

图6为本发明Y型阴极的结构示意图。

图7为图6的B-B剖视图。

图8为本发明通电导杆的结构示意图。

图9为本发明纵向绝缘管的结构示意图。

图10为本发明导杆壳体的结构示意图。

附图标记说明:

1—火焰稳定器； 2—连接套管； 3—阴极壳体；

3-1—单侧贯穿小圆孔； 4—横向绝缘管； 4-1—圆柱孔；

4-2—小立体槽； 4-3—圆槽； 4-4—侧圆孔；

4-5—凸台； 5—Y型阴极； 5-1—V型槽体；

5-2—直段杆； 5-3—立体头部； 5-4—头部贯穿孔；

6—导杆壳体； 6-1—三级阶梯孔； 7—纵向绝缘管；

7-1—下圆柱孔； 7-2—上圆柱孔； 7-3—大圆孔；

8—通电导杆； 8-1—通电底座； 8-2—通电直杆；

8-3—连接圆孔； 9—第一中轴线； 10—第二中轴线；

11—嵌入式阴极组合体。

具体实施方式

如图1至图3所示，本发明包括火焰稳定器1和安装在火焰稳定器1上的嵌入式阴极组合体11，所述嵌入式阴极组合体11的数量至少为一个，所述嵌入式阴极组合体11包括连接套管2、阴极壳体3、横向绝缘管4、Y型阴极5、导杆壳体6、纵向绝缘管7和通电导杆8，所述连接套管2套设在阴极壳体3的右部外壁上且连接套管2的内壁与阴极壳体3的外壁螺纹连接，所述连接套管2的右端与火焰稳定器1的小端焊接，所述横向绝缘管4的左中部设于阴极壳体3内，所述横向绝缘管4的右端位于阴极壳体3外，所述Y型阴极5的闭合端设置在横向绝缘管4内，所述Y型阴极5的开口端位于横向绝缘管4外，所述Y型阴极5的开口端位于火焰稳定器1内；所述导杆壳体6垂直设置在阴极壳体3的左侧顶部，所述纵向绝缘管7的上中部设于导杆壳体6内，所述纵向绝缘管7的下端穿过阴极壳体3后且端部位于横向绝缘管4的右部内，所述通电导杆8的上中部设于纵向绝缘管7内，所述通电导杆8的下端依次穿过横向绝缘管4的右部和Y型阴极5的闭合端端部；所述火焰稳定器1、连接套管2、阴极壳体3、横向绝缘管4和Y型阴极5的中轴线为同一条中轴线且该中轴线为第一中轴线9，所述导杆壳体6、纵向绝缘管7和通电导杆8的中轴线为同一条中轴线且该中轴线为第二中轴线10。

如图4所示，所述阴极壳体3的外形为圆筒状，所述阴极壳体3靠近开口端的外壁上且对应连接套管2位置处设置有第一外螺纹，所述第一外螺纹与贯穿设置在连接套管2内壁上的第一内螺纹螺纹配合；所述阴极壳体3的筒底向上3mm～5mm处的顶部开有单侧贯穿小圆孔3-1，所述单侧贯穿小圆孔3-1的直径为3mm～5mm。

本实施例中，所述单侧贯穿小圆孔3-1开设在阴极壳体3的筒底向上4mm处的顶部，所述单侧贯穿小圆孔3-1的直径为4mm。

如图5所示，所述横向绝缘管4的横截面外形为圆形，所述横向绝缘管4的右部外侧设有凸台4-5，所述横向绝缘管4的右部为凸台底座且所述凸台底座的外径与阴极壳体3的外径相等，所述凸台底座的台阶端面与阴极壳体3的右端面平齐；所述横向绝缘管4从凸台底座的右侧沿轴线依次开有圆柱孔4-1和小立体槽4-2，所述圆柱孔4-1和小立体槽4-2相连通；所述横向绝缘管4的左侧顶部且对应小圆孔3-1位置处开有圆槽4-3，所述横向绝缘管4的左侧开有与圆槽4-3和小立体槽4-2均相连通的侧圆孔4-4，所述侧圆孔4-4位于圆槽4-3与小立体槽4-2之间。

如图6和图7所示，所述Y型阴极5包括从右至左依次设置的V型槽体5-1、直段杆5-2和立体头部5-3，所述V型槽体5-1、直段杆5-2和立体头部5-3为一体成型结构，所述V型槽体5-1的两个槽片上下对称设置，所述V型槽体5-1的两个槽片构成的角度为a且a是43°～47°，所述槽片的宽度为W且W是8mm～12mm，所述立体头部5-3上开有上下两侧贯通的头部贯穿孔5-4；所述直段杆5-2的大小与圆柱孔4-1的大小吻合、直段杆5-2的外形与圆柱孔4-1的形状相同，所述直段杆5-2***圆柱孔4-1内且与圆柱孔4-1间隙配合；所述立体头部5-3大小与小立体槽4-2的大小吻合、立体头部5-3的外形与小立体槽4-2的形状相同，所述立体头部5-3***小立体槽4-2内且与小立体槽4-2间隙配合。

本实施例中，所述V型槽体5-1的两个槽片构成的角度为a且a是45°，所述槽片的宽度为W且W是10mm。

如图8所示，所述通电导杆8包括从上至下依次设置的通电底座8-1和通电直杆8-2，所述通电底座8-1和通电直杆8-2为一体成型结构，所述通电底座8-1和通电直杆8-2的外形均为圆柱状，所述通电底座8-1的上部沿轴向开有连接圆孔8-3，所述连接圆孔8-3的内壁上设置有第二内螺纹且通电底座8-1通过第二内螺纹与发动机的通电电缆螺纹配合。

如图9所示，所述纵向绝缘管7为外部具有二级凸台的绝缘管且位于上部的凸台为一级凸台，所述纵向绝缘管7的横截面外形为圆形，所述纵向绝缘管7沿轴向从下至上依次开有下圆柱孔7-1、上圆柱孔7-2和大圆孔7-3，所述上圆柱孔7-2与下圆柱孔7-1和大圆孔7-3均连通，所述下圆柱孔7-1的深度处为一级凸台处；所述下圆柱孔7-1和通电直杆8-2的直径相等，所述上圆柱孔7-2和通电底座8-1的大小相同，所述通电导杆8从上至下依次***纵向绝缘管7后且与纵向绝缘管7紧密配合，所述通电底座8-1位于上圆柱孔7-2内，所述通电直杆8-2的下端穿出下圆柱孔7-1后并穿过侧圆孔4-4最后与头部贯穿孔5-4螺纹连接，所述通电直杆8-2的下端面与头部贯穿孔5-4的下端面平齐，所述通电直杆8-2与侧圆孔4-4间隙配合且通电直杆8-2的直径为与侧圆孔4-4相吻合，所述大圆孔7-3与发动机的通电电缆相配合。

如图10所示，所述导杆壳体6的外形为柱形凸台状，所述导杆壳体6沿轴向开有与纵向绝缘管7的外形相吻合的三级阶梯孔6-1，所述纵向绝缘管7从上至下依次***三级阶梯孔6-1后且与导杆壳体6紧密配合，所述纵向绝缘管7的下端依次穿过单侧贯穿小圆孔3-1和圆槽4-3且与单侧贯穿小圆孔3-1和圆槽4-3均间隙配合，所述纵向绝缘管7的下端外径与单侧贯穿小圆孔3-1的直径和圆槽4-3的直径均相吻合，所述导杆壳体6的下端紧靠在阴极壳体3的左侧顶部，所述连接套管2的左侧上部与导杆壳体6的下端右侧紧靠设置。

如图1所示，所述嵌入式阴极组合体11的数量为三个，三个所述嵌入式阴极组合体11均匀分布在火焰稳定器1上。

航空发动机加力燃烧室的火焰稳定器是一个直径较大的圆环形火焰稳定器。实际安装时，在火焰稳定器1上的一周槽底均匀地开设三个孔，相邻两个孔之间的夹角为120°，将本实施例中的嵌入式阴极组合体11固定在火焰稳定器1上。火焰稳定器原本为航空发动机加力燃烧室上的部件，现在只是把它利用作为了阳极。

目前，应用于航空发动机主燃烧室的等离子体点火器的发明专利较多，但是仍未有应用于航空发动机加力燃烧室的等离子体点火***，为了解决此问题，申请人设计出了基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器。本发明申请源于航空发动机加力燃烧室实际应用的问题，并结合自身长期研究等离子体点火器的专业优势，通过实验仿真等分析确定设计方案，具有极强的独创性。本发明实现了航空发动机加力燃烧室稳定快速点火和持续助燃，极大地优化了航空发动机加力燃烧室的点火方式，对航空发动机主燃烧室剩余气体进行了二次燃烧，实现了尾气的洁净排放，符合国家研究先进发动机的现实需求和绿色环保的发展理念，为相关研究提供了一种新思路，填补了等离子体滑动弧技术在航空发动机加力燃烧室应用领域的空白。

本发明的工作原理为：将通电导杆8与发动机的通电电缆相连接，Y型阴极5作为阴极，火焰稳定器1作为阳极。在两个电极间距的最窄处发生击穿(即图3中C处，C处为击穿区域)，产生电弧。在火焰稳定器1的内部形成回流区，气流会沿着电极间距向等离子体值班火焰点火器内部流动；同时吹动电弧，方向如下图所示(即图3中箭头所示方向)。电弧在向下滑动的同时，点燃位于火焰稳定器1内部回流区的油气混合气。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变换，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (10)

1.一种基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：包括火焰稳定器(1)和安装在火焰稳定器(1)上的嵌入式阴极组合体(11)，所述嵌入式阴极组合体(11)的数量至少为一个，所述嵌入式阴极组合体(11)包括连接套管(2)、阴极壳体(3)、横向绝缘管(4)、Y型阴极(5)、导杆壳体(6)、纵向绝缘管(7)和通电导杆(8)，所述连接套管(2)套设在阴极壳体(3)的右部外壁上且连接套管(2)的内壁与阴极壳体(3)的外壁螺纹连接，所述连接套管(2)的右端与火焰稳定器(1)的小端焊接，所述横向绝缘管(4)的左中部设于阴极壳体(3)内，所述横向绝缘管(4)的右端位于阴极壳体(3)外，所述Y型阴极(5)的闭合端设置在横向绝缘管(4)内，所述Y型阴极(5)的开口端位于横向绝缘管(4)外，所述Y型阴极(5)的开口端位于火焰稳定器(1)内；所述导杆壳体(6)垂直设置在阴极壳体(3)的左侧顶部，所述纵向绝缘管(7)的上中部设于导杆壳体(6)内，所述纵向绝缘管(7)的下端穿过阴极壳体(3)后且端部位于横向绝缘管(4)的右部内，所述通电导杆(8)的上中部设于纵向绝缘管(7)内，所述通电导杆(8)的下端依次穿过横向绝缘管(4)的右部和Y型阴极(5)的闭合端端部；所述火焰稳定器(1)、连接套管(2)、阴极壳体(3)、横向绝缘管(4)和Y型阴极(5)的中轴线为同一条中轴线且该中轴线为第一中轴线(9)，所述导杆壳体(6)、纵向绝缘管(7)和通电导杆(8)的中轴线为同一条中轴线且该中轴线为第二中轴线(10)。

2.按照权利要求1所述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述阴极壳体(3)的外形为圆筒状，所述阴极壳体(3)靠近开口端的外壁上且对应连接套管(2)位置处设置有第一外螺纹，所述第一外螺纹与贯穿设置在连接套管(2)内壁上的第一内螺纹螺纹配合；所述阴极壳体(3)的筒底向上3mm～5mm处的顶部开有单侧贯穿小圆孔(3-1)，所述单侧贯穿小圆孔(3-1)的直径为3mm～5mm。

3.按照权利要求2所述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述单侧贯穿小圆孔(3-1)开设在阴极壳体(3)的筒底向上4mm处的顶部，所述单侧贯穿小圆孔(3-1)的直径为4mm。

4.按照权利要求2或3所述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述横向绝缘管(4)的横截面外形为圆形，所述横向绝缘管(4)的右部外侧设有凸台(4-5)，所述横向绝缘管(4)的右部为凸台底座且所述凸台底座的外径与阴极壳体(3)的外径相等，所述凸台底座的台阶端面与阴极壳体(3)的右端面平齐；所述横向绝缘管(4)从凸台底座的右侧沿轴线依次开有圆柱孔(4-1)和小立体槽(4-2)，所述圆柱孔(4-1)和小立体槽(4-2)相连通；所述横向绝缘管(4)的左侧顶部且对应小圆孔(3-1)位置处开有圆槽(4-3)，所述横向绝缘管(4)的左侧开有与圆槽(4-3)和小立体槽(4-2)均相连通的侧圆孔(4-4)，所述侧圆孔(4-4)位于圆槽(4-3)与小立体槽(4-2)之间。

5.按照权利要求4所述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述Y型阴极(5)包括从右至左依次设置的V型槽体(5-1)、直段杆(5-2)和立体头部(5-3)，所述V型槽体(5-1)、直段杆(5-2)和立体头部(5-3)为一体成型结构，所述V型槽体(5-1)的两个槽片上下对称设置，所述V型槽体(5-1)的两个槽片构成的角度为a且a是43°～47°，所述槽片的宽度为W且W是8mm～12mm，所述立体头部(5-3)上开有上下两侧贯通的头部贯穿孔(5-4)；所述直段杆(5-2)的大小与圆柱孔(4-1)的大小吻合、直段杆(5-2)的外形与圆柱孔(4-1)的形状相同，所述直段杆(5-2)***圆柱孔(4-1)内且与圆柱孔(4-1)间隙配合；所述立体头部(5-3)大小与小立体槽(4-2)的大小吻合、立体头部(5-3)的外形与小立体槽(4-2)的形状相同，所述立体头部(5-3)***小立体槽(4-2)内且与小立体槽(4-2)间隙配合。

6.按照权利要求5所述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述V型槽体(5-1)的两个槽片构成的角度为a且a是45°，所述槽片的宽度为W且W是10mm。

7.按照权利要求5所述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述通电导杆(8)包括从上至下依次设置的通电底座(8-1)和通电直杆(8-2)，所述通电底座(8-1)和通电直杆(8-2)为一体成型结构，所述通电底座(8-1)和通电直杆(8-2)的外形均为圆柱状，所述通电底座(8-1)的上部沿轴向开有连接圆孔(8-3)，所述连接圆孔(8-3)的内壁上设置有第二内螺纹且通电底座(8-1)通过第二内螺纹与发动机的通电电缆螺纹配合。

8.按照权利要求7所述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述纵向绝缘管(7)为外部具有二级凸台的绝缘管且位于上部的凸台为一级凸台，所述纵向绝缘管(7)的横截面外形为圆形，所述纵向绝缘管(7)沿轴向从下至上依次开有下圆柱孔(7-1)、上圆柱孔(7-2)和大圆孔(7-3)，所述上圆柱孔(7-2)与下圆柱孔(7-1)和大圆孔(7-3)均连通，所述下圆柱孔(7-1)的深度处为一级凸台处；所述下圆柱孔(7-1)和通电直杆(8-2)的直径相等，所述上圆柱孔(7-2)和通电底座(8-1)的大小相同，所述通电导杆(8)从上至下依次***纵向绝缘管(7)后且与纵向绝缘管(7)紧密配合，所述通电底座(8-1)位于上圆柱孔(7-2)内，所述通电直杆(8-2)的下端穿出下圆柱孔(7-1)后并穿过侧圆孔(4-4)最后与头部贯穿孔(5-4)螺纹连接，所述通电直杆(8-2)的下端面与头部贯穿孔(5-4)的下端面平齐，所述通电直杆(8-2)与侧圆孔(4-4)间隙配合且通电直杆(8-2)的直径为与侧圆孔(4-4)相吻合，所述大圆孔(7-3)与发动机的通电电缆相配合。

9.按照权利要求8所述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述导杆壳体(6)的外形为柱形凸台状，所述导杆壳体(6)沿轴向开有与纵向绝缘管(7)的外形相吻合的三级阶梯孔(6-1)，所述纵向绝缘管(7)从上至下依次***三级阶梯孔(6-1)后且与导杆壳体(6)紧密配合，所述纵向绝缘管(7)的下端依次穿过单侧贯穿小圆孔(3-1)和圆槽(4-3)且与单侧贯穿小圆孔(3-1)和圆槽(4-3)均间隙配合，所述纵向绝缘管(7)的下端外径与单侧贯穿小圆孔(3-1)的直径和圆槽(4-3)的直径均相吻合，所述导杆壳体(6)的下端紧靠在阴极壳体(3)的左侧顶部，所述连接套管(2)的左侧上部与导杆壳体(6)的下端右侧紧靠设置。

10.按照权利要求1或2所述的基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，其特征在于：所述嵌入式阴极组合体(11)的数量为三个，三个所述嵌入式阴极组合体(11)均匀分布在火焰稳定器(1)上。