CN110700947B - 不依赖燃烧室外部供气的滑动弧等离子体助燃激励器 - Google Patents

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Abstract

一种不依赖燃烧室外部供气的滑动弧等离子体助燃激励器，电极安装座安装在阳极套管内；电极安装座下端的阴极锥连接段的外表面与阳极套管的内表面之间形成内环腔。阴极电极杆的一端穿过电极安装座与阴极锥连接。外环腔套的内圆周表面与该阳极套管外圆周表面之间形成了外环腔。所述外环腔与内环腔之间通过位于阳极套管上的内层进气孔连通。在阳极套管管体上沿轴向分布有内层进气孔。本发明以燃烧室的二股通道气体作为工作介质气体，突破了现有等离子体助燃技术对于提升燃烧室性能低的技术瓶颈，并具有结构简单的特点，适于在航空发动机燃烧领域转化应用，并具有结构简单、通用性强的特点。

Description

不依赖燃烧室外部供气的滑动弧等离子体助燃激励器
技术领域
本发明涉及航空动力领域的等离子体助燃技术，具体是一种用于航空发动机燃烧室的不依赖燃烧室外部供气的滑动弧等离子体助燃激励器。
背景技术
等离子体助燃技术是提高航空发动机燃烧室性能的有效手段之一，它可以增强燃烧的稳定性，扩宽燃烧室的稳定燃烧范围，提高航空发动机燃烧室的燃烧效率，同时也可以改善燃烧室出口均匀性，近年来一直受到国内外专家的广泛关注。
滑动弧放电作为一种产生等离子体的重要形式，在强化燃烧反应方面具有独特且显著的优势。开展滑动弧等离子体助燃器在航空发动机燃烧领域的应用不仅是因为其电极结构简单、适应环境压力能力强，更重要是在放电过程中能产生加速燃烧化学反应的大量活性粒子、自由基团等。
国内外都已经开展了等离子体点火与助燃激励器的研制、等离子体点火与助燃器在燃气轮机、航空发动机燃烧室方面的研究工作，与本发明存在一定相似的装置有如下几种：
2016年申请了滑动弧放电等离子体射流发生装置及方法的专利(图1。)该装置被用于水体消毒杀菌及微生物的灭活处理，具有结构简单、使用灵活方便等优点，被认为具有潜在医学应用价值。但是，由于该装置需要额外供给空气且尺寸较大，电离过程，形成的活性粒子有限，加之航空发动机燃烧室工作环境恶劣，导致该装置不利于直接在航空发动机燃烧室上应用。此外该装置的应用背景、工作原理、外部形状、结构特征都与本发明(图8)明显不同。
2016年成都布雷德科技有限公司在公开号为CN105430863的发明创造中公开了一种基于滑动弧放电原理的等离子发生器(如图2所示)，该等离子发生器被用于材料表面制备巴氏合金、搪瓷、陶瓷和非晶合金材料。同样，由于该等离子发生器需要额外供给空气且结构尺寸较大，导致该等离子发生器不利于在航空发动机燃烧室上应用。
在公开号为CN101463763A的发明创造中公开了一种磁稳等离子流点火发生器(如图3所示，)该等离子流点火发生器被用于地面燃气轮机和舰用燃气轮机燃烧室的等离子体点火。在公开号为CN106438158A的发明创造中，空军工程大学公开了一种基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室。该主燃烧室是一种用于极小型航空发动机的具有等离子体点火功能的燃烧室，虽然采用了较为成熟的等离子体点火技术，但由于该燃烧室的工作依旧依赖外界供给空气，需要额外供气设备，降低了其工程应用的可行性。
美国奥林公司在WO9220913A1的的发明创造中公开了一种发动机燃烧室等离子体点火装置和强化燃烧及稳焰方法(如图7所示)，其中的等离子体点火装置用于发动机燃烧室的等离子体点火以及强化燃烧。该装置结构简单且尺寸较小，适合于安装到航空发动机燃烧室，为今后将等离子体点火技术应用于航空发动机燃烧室提供了参考和借鉴。
空军工程大学在公告号为CN103277231B的专利中公开了一种航空发动机空气旋流等离子体点火器(如图4所示)，在公开号为CN107420199A的发明创造中公开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(如图5所示)。所述空气旋流等离子体点火器和旋转滑动弧等离子体助燃激励器均用于航空发动机燃烧室的等离子体点火，结构简单且尺寸较小，适于航空发动机燃烧室，为今后将等离子体点火技术应用于航空发动机提供了参考和借鉴。
所述各发明创造中提出的等离子体点火或助燃器在工作时均依赖外部工作气体的供给，而航空发动机燃烧室部件是整机气体压力最高的部件，并安装在燃烧室外壳上。若要给上述发明创造中提出的点火与助燃装置提供外部工作气体，发动机就必须要额外附加压缩能力更强的气源供给设备，显然带来了巨大的附加重量、增加功率转化损耗代价以及经济成本，降低了其工程应用的可行性。
需要说明的是，等离子体点火和等离子体助燃器的区别早在多年前国内外本学术领域已经达成了共识，国内在2016年7月公开的学术刊物(源自《航空动力学报》第31卷第7期，题为《等离子体强化燃烧的目前研究进展》)中也明确了两种等离子体技术应用背景的不同。即，等离子体点火是等离子体放电产生的焦耳热对工作介质急剧加热形成高达3000～5000K的高温射流，在点火瞬间使射流周围区域的可燃混合气温度急剧升高，形成较大区域的活化中心，加速点火过程；而等离子体助燃是利用非平衡等离子体放电产生的活性粒子加快燃烧化学反应的速率，从而燃烧提高燃料的燃烧性能。综上，等离子体点火器与等离子体助燃激励器是两种不同的燃烧室装置，两者的应用背景、工作原理是不同的，也导致两者在外部形状、结构特征存在差异。
发明内容
为克服现有技术中存在的需发动机附加压缩能力更强的气源，增加了结构重量和经济成本，降低了工程应用的可行性的不足，本发明提出了一种不依赖燃烧室外部供气的滑动弧等离子体助燃激励器。
本发明包括阳极套管、外环腔套、电极安装座、阴极电极杆和阴极锥。其中，电极安装座安装在所述阳极套管内，并通过该电极安装座上端的定位台阶定位；该电极安装座下端为阴极锥连接段，并且该阴极锥连接段的外表面与所述阳极套管的内表面之间形成内环腔，该内环腔环腔的径向间距为e＝(D2-D5)/2。所述阴极电极杆的一端穿过该电极安装座的中心孔，与位于该电极安装座下端端面的阴极锥连接。所述外环腔套安装在所述阳极套管外圆周表面上径向的两层环形凸台之间，由该外环腔套的内圆周表面与该阳极套管外圆周表面之间形成了外环腔，该外环腔环腔的径向间距为c＝(D4-D1)/2，其中D4为外环腔套的内径，D1为阳极套管的外径。所述外环腔与内环腔之间通过位于阳极套管上的内层进气孔连通。
所述阳极套管的中部有轴向排列的两层环形凸台；所述两层环形凸台中，下排环形凸台的下表面距该阳极套管下端面的距离h＝15mm～20mm。在该阳极套管管体上沿轴向分布有2～4排内层进气孔，并使该内层进气孔位于所述两层环形凸台之间；各所述内层进气孔中心线与该内层进气孔所在位置的阳极套管壳体的法线之间形成夹角α，α＝20°～45°；所述阳极套管的轴向长度L1＝60mm～80mm，阳极套管的外径D1＝22mm～24mm，阳极套管的内径D2＝16mm～20mm。所述两层环形凸台的外径均为D3，D3＝28mm～40mm；凸台的轴向高度f＝1mm～3mm；两层环形凸台相邻的表面之间的距离L2＝8mm～16mm。所述每排内层进气孔中有6～10个孔，均布在该阳极套管的圆周上。各所述内层进气孔的孔径d＝1mm～3mm。
在所述外环腔套壳体的一侧加工有轴向长度b为3mm～6mm的外层进气口；该进气口的正投影长度a＝4mm～8mm。
所述外环腔套的轴向长度与所述阳极套管中部的两层环形凸台相邻表面之间的距离L2相同；该外环腔套的外径与所述阳极套管凸台的直径D3相同，外环腔套的内径D4＝26mm～38mm。
所述阴极锥中部直径最大处为棱线，并以该棱线为界，使该阴极锥的外圆周表面成为分别向两端收敛缩小的锥面，并且该阴极锥与所述阴极电极杆连接一端的锥角β＝90°～120°，另一端的锥角θ＝60°～90°。所述棱线处的直径D6＝10mm～14mm，当所述阴极锥装入阳极套管后，该棱线处与该阳极套管内表面之间的间距为1mm～3mm。
所述阴极锥上端面直径与所述电极安装座的阴极锥连接段的外径D5相同，在该阴极锥上端面中心有连接所述阴极电极杆的螺纹盲孔；在该阴极锥下端面为圆弧面，该圆弧面的半径R＝2mm～4mm。
所述电极安装座的顶端的定位台阶的轴向长度L4＝6mm～10mm；所述阴极锥连接段的外径D5＝5mm～7mm，长度为L5＝30mm～50mm；
本发明能产生大量的活性粒子，以增强燃烧的稳定性，扩宽燃烧室的稳定燃烧范围，提高航空发动机燃烧室的燃烧效率以及改善燃烧室出口均匀性。尤其是不依赖燃烧室外部供气，以流经燃烧室中的二股通道的气体作为气源，并以该气体作为工作介质气体，放电产生滑动弧等离子体，突破了现有等离子体助燃技术对于提升燃烧室性能低的技术瓶颈，并具有结构简单的特点，适于在航空发动机燃烧领域转化应用。
本发明安装在燃烧室外机匣中部外表面的助燃激励器安装座内，助燃激励器下部从原有点火器孔深入火焰筒。工作时，燃烧室二股通道传输的气流经助燃激励器外层进气口进入外环腔，再通过由斜向的内层进气孔进入内环腔，并使得气流旋转。旋转的气流向助燃激励器下部运动，经过助燃激励器的阳极和阴极最小间距处，并在该处经高压击穿形成滑动弧放电。在旋转气流的吹动下，电弧旋转着向助燃激励器的出口运动，形成三维空间放电等离子体区域。利用滑动弧等离子体助燃激励器放电产生具有化学活性的组分如氧原子、臭氧、离子和活性基团等，以提高燃烧的化学反应速率。试验表明实施旋转滑动弧等离子体助燃提高了航空发动机燃烧室的燃烧效率、增强燃烧的稳定性、扩宽了稳定燃烧范围。
本发明最大的特点在于不依赖燃烧室外部供气。与国内外现有技术不同之处是，滑动弧等离子体助燃激励器的工作介质气体来源为流经燃烧室内的二股通道的气体，当激励器在航空发动机上工作时，不需要人为从燃烧室或发动机以外进行空气供给，且基本不改变燃烧室火焰筒内燃烧区域的流动特性。
本发明不改变发动机燃烧室原有的结构和尺寸，只需要在现有火焰筒壁上加工助燃激励器安装座，滑动弧等离子体助燃激励器连接部安装到该安装座，激励器下部从原有点火器孔深入火焰筒。这样在不改变燃烧室几何结构和动力学特性的同时简化加工和安装工艺，而且不影响燃烧室内原有的流动特性。
本发明的结构简单，尺寸小，通用性强，不仅适用于航空发动机燃烧室，对于其他类型燃气轮机燃烧部件同样适用。
附图说明
图1是赣南师范学院研制的一种滑动弧放电等离子体射流生装置；
图2是成都布雷德科技有限公司研制的一种基于滑动电弧放电原理的等离子体发生器；
图3是哈尔滨工程大学研制的磁稳等离子体点火发生器；
图4是空军工程大学研制的一种航空发动机空气旋流等离子体点火器；
图5是空军工程大学研制的一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器；
图6是空军工程大学研制的基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室；
图7是美国奥林公司(OLIN CORPORATION/US)研制的发动机燃烧室等离子体点火装置和强化燃烧及稳焰方法(PLASMA IGNITION APPARATUS AND METHOD FOR ENHANCEDCOMBUSTION AND FLAMEHOLDING IN ENGINE COMBUSTION CHAMBERS)；
图8本发明的结构示意图；
图9是本发明的外形示意图；
图10是阳极套管的结构示意图，其中，图10a是主视图，图10b是图10a中的A-A向视图，图10c是图10b中的B-B向视图。
图11是外环腔套的结构示意图；其中，图11a是主视图，图11b是中心剖视图，图11c是图11a中的C-C向视图。
图12是电极安装座的结构示意图。
图13是阴极电极杆的结构示意图。
图14是阴极锥的结构示意图。
图15a是本发明的气流运动轨迹示意图。
图15b是图15a中的D-D向视图。
图16是本发明在航空发动机燃烧室中的安装示意图.
图17是本发明实施等离子体助燃时燃烧室出口截面温度比常规状态下的平均温度增加的曲线图。
图18是本发明实施等离子体助燃时燃烧室出口截面温度比常规状态下的燃烧效率增加的曲线图。
图19是本发明实施等离子体助燃时燃烧室出口截面温度比常规状态下的燃烧室贫油熄火边界的对比图。
图中：1.阳极套管；2.外环腔套；3.电极安装座；4.阴极电极杆；5.阴极锥；6.外层进气口；7.内层进气孔；8.外环腔；9.内环腔；10.燃烧室外机匣；11.助燃激励器安装座；12.火焰筒；13.实施等离子体助燃时燃烧室出口截面平均温度比不实施等离子体助燃时燃烧室出口截面的平均温度增加量的曲线；14.实施等离子体助燃时燃烧效率比不实施等离子体助燃时燃烧效率增加量的曲线；15.常规状态燃烧室贫油熄火边界曲线；16.实施等离子体助燃时燃烧室贫油熄火边界曲线。
具体实施方式
本实施例是一种不依赖燃烧室外部供气的滑动弧等离子体助燃激励器，包括阳极套管1、外环腔套2、电极安装座3、阴极电极杆4和阴极锥5。其中，电极安装座3通过螺纹安装在所述阳极套管1内，并通过该电极安装座上端的定位台阶定位。所述阴极电极杆4的一端穿过该电极安装座的中心孔，与位于该电极安装座下端端面的阴极锥5螺纹连接。所述外环腔套2安装在所述阳极套管1外圆周表面上径向的两层环形凸台之间，由该外环腔套的内圆周表面与该阳极套管外圆周表面之间形成了外环腔8。所述电极安装座3的小外径端的外表面与该阳极套管的内表面之间的间隙形成了内环腔9。所述外环腔8与内环腔9之间通过内层进气孔7连通。
所述阳极套管1为壳体状，采用304不锈钢加工而成；该阳极套管的轴向长度L1＝60mm～80mm，阳极套管的外径D1＝22mm～24mm，阳极套管的内径D2＝16mm～20mm。该阳极套管壳体的中部有轴向排列的两层环形凸台；所述两层环形凸台的外径均为D3，D3＝28mm～40mm；凸台的轴向高度f＝1mm～3mm；两层环形凸台相邻的表面之间的距离L2＝8mm～16mm。所述两层环形凸台中，下排环形凸台的下表面距该阳极套管下端面的距离h＝15mm～20mm。在所述两层环形凸台之间的阳极套管壳体上轴向分布有2～4排内层进气孔7；每排中均布有6～10个所述内层进气孔。各所述内层进气孔中心线与该内层进气孔所在位置的阳极套管壳体的法线之间形成夹角α，α＝20°～45°；各所述内层进气孔的孔径d＝1mm～3mm。
本实施例中，该阳极套管1的轴向长度L1＝80mm，阳极套管的外径D1＝22mm，阳极套管的内径D2＝16mm。所述两层环形凸台的外径均为D3，D3＝28mm；凸台的轴向高度f＝2mm；两层环形凸台相邻的表面之间的距离L2＝10mm。所述两层环形凸台中下排环形凸台的下表面距该阳极套管下端面的距离h＝15mm。在所述两层环形凸台之间的阳极套管壳体上轴向分布有2排内层进气孔7；每排中均布有8个所述内层进气孔。各所述内层进气孔中心线与该内层进气孔所在位置的阳极套管壳体的法线之间形成夹角α，α＝45°；各所述内层进气孔的孔径d＝2mm。
所述阳极套管1的上部内壁面有公制螺纹，螺纹规格为M16～M20，螺纹深度L3为30mm～40mm，用于跟安装座3螺纹连接。
本实施例中，所述阳极套管1的上部内壁面有公制螺纹，螺纹规格为M16，螺纹深度L3为30mm。
所述外环腔套2为圆形壳体，采用304不锈钢加工而成。该外环腔套2的轴向长度与所述阳极套管1中部的两层环形凸台相邻表面之间的距离L2相同；该外环腔套的外径与所述阳极套管1凸台的直径D3相同，外环腔套的内径D4＝26mm～38mm。在所述外环腔套壳体的一侧加工有外层进气口6，该进气口的正投影长度a＝4mm～8mm，在该外环腔套壳体上开口的轴向长度b＝3mm～6mm。该外环腔套的内圆周表面与所述阳极套管外圆周表面之间形成所述外环腔8。所述外环腔8环腔的径向间距为c＝(D4-D1)/2，c＝6mm～2mm。
本实施例中，所述外环腔套2的轴向长度与所述阳极套管1中部的两层环形凸台相邻表面之间的距离L2相同；该外环腔套的外径与所述阳极套管1凸台的直径D3相同，外环腔套的内径D4＝26mm。在所述外环腔套壳体的一侧加工有外层进气口6，该进气口在该外环腔套壳体上开口的周向长度a＝6mm，在该外环腔套壳体上开口的轴向长度b＝4mm。该外环腔套的内圆周表面与所述阳极套管外圆周表面之间形成所述外环腔8。所述外环腔的环腔径向间距为c＝2mm。
所述电极安装座3为中空回转体，采用聚四氟乙烯加工而成。电极安装座3的外圆周表面为阶梯状，其中：电极安装座顶端为径向凸出的定位台阶，该定位台阶的直径与阳极套管1的外径D1相同，该定位台阶的轴向长度L4＝6mm～10mm；该电极安装座中部为与所述阳极套管1内表面配合的螺纹面。该电极安装座下端为阴极锥连接段，该阴极锥连接段的外径D5＝5mm～7mm，长度为L5＝30mm～50mm；在该电极安装座下端面中心有连接阴极电极杆4的螺纹通孔；该阴极锥连接段的外表面与所述阳极套管内表面之间形成所述内环腔9，所述内环腔9环腔的径向间距为e＝(D2-D5)/2，e＝7mm～4mm。
本实施例中，所述电极安装座顶端的定位台阶的直径与阳极套管1的外径D1相同，该定位台阶的轴向长度L4＝6mm；该电极安装座中部为与所述阳极套管1内表面配合的螺纹面。所述电极安装座下端的阴极锥连接段的外径D5＝6mm，长度L5＝30mm；在该电极安装座下端面中心有连接阴极电极杆4的螺纹通孔，螺纹规格为M3；该阴极锥连接段的外表面与所述阳极套管内表面之间形成所述内环腔9，所述内环腔的径向间距e＝5mm。
所述阴极电极杆4为螺纹杆，螺纹规格为M3～M4，用于与安装座3螺纹连接，阴极电极杆4的长度L6＝80mm～100mm。
本实施例中，所述阴极电极杆4为螺纹杆，螺纹规格为M3，阴极电极杆4的长度L6＝80mm。
所述阴极锥5采用CuW50材料的钨铜合金加工而成。阴极锥5由扩大的锥段和缩小的锥段组成，该阴极锥中部直径最大处为棱线，棱线直径D6＝10mm～14mm。当所述阴极锥装入阳极套管1后，该棱线处与该阳极套管内表面之间的间距为1mm～3mm。以所述棱线处为分界，使该阴极锥的外圆周表面成为分别向两端收敛缩小的锥面，并且该阴极锥与所述阴极电极杆4连接一端的锥角β＝90°～120°，另一端的锥角θ＝60°～90°。所述阴极锥上端面直径与所述电极安装座3的阴极锥连接段的外径D5相同，在该阴极锥上端面中心有连接所述阴极电极杆的螺纹盲孔；在该阴极锥下端面为圆弧面，该圆弧面的半径R＝2mm～4mm。
本实施例中，所述阴极锥5的中部直径最大处为棱线，棱线直径D6＝12mm。当所述阴极锥装入阳极套管1后，该棱线处与阳极套管内表面之间的间距为3mm。该阴极锥与所述阴极电极杆4连接一端的锥角β＝100°，另一端的锥角θ＝60°。所述阴极锥上端面直径与所述电极安装座3的阴极锥连接段的外径D5相同，在该阴极锥上端面中心有连接所述阴极电极杆的螺纹盲孔；在该阴极锥下端面为圆弧面，该圆弧面的半径R＝3mm。
使用时，将滑动弧等离子体助燃激励器连接部安装在燃烧室外机匣10中部外表面的助燃激励器安装座11内，助燃激励器下部从原有点火器孔深入火焰筒12。工作时，燃烧室二股通道的气体经助燃激励器外层进气口进入外环腔，再通过由斜向的内层进气孔进入内环腔，并使得气流旋转。旋转的气流向助燃激励器下部运动，经过助燃激励器的阳极和阴极最小间距处，并在该处经高压击穿形成滑动弧放电。在旋转气流的吹动下，电弧旋转着向助燃激励器的出口运动，形成三维空间放电等离子体区域。利用滑动弧等离子体助燃激励器放电产生具有化学活性的组分如氧原子、臭氧、离子和活性基团等，以提高燃烧的化学反应速率。试验表明实施旋转滑动弧等离子体助燃提高了航空发动机燃烧室的燃烧效率、增强燃烧的稳定性、扩宽了稳定燃烧范围。
试验表明实施等离子体助燃后能够提高发动机燃烧室的出口截面平均温度和燃烧室燃烧效率。图16为试验得到的航空发动机环形燃烧室利用旋转滑动弧等离子体助燃激励器实施等离子体助燃时燃烧室出口截面平均温度比不实施等离子体助燃时燃烧室出口截面的平均温度增加的曲线图，其中曲线13为实施等离子体助燃时燃烧室出口截面平均温度比不实施等离子体助燃时燃烧室出口截面的平均温度增加量的曲线。在余气系数分别为0.8、1、2、4的试验条件下，燃烧室出口截面平均温度分别增加了74K、35K、17K、3K；图17为试验得到的航空发动机环形燃烧室利用旋转滑动弧等离子体助燃激励器实施等离子体助燃时燃烧室燃烧效率比不实施等离子体助燃时燃烧室燃烧效率增加的曲线图，其中曲线14为实施等离子体助燃时燃烧效率比不实施等离子体助燃时燃烧效率增加量的曲线。在余气系数分别为0.8、1、2、4的试验条件下，燃烧室燃烧效率分别增加了3.2％、1.8％、1.5％、0.42％。
试验表明实施等离子体助燃后能够扩宽发动机燃烧室的稳定燃烧范围。图18为试验得到的航空发动机环形燃烧室不实施等离子体助燃与利用旋转滑动弧等离子体助燃激励器实施等离子体助燃的燃烧室贫油熄火边界的对比图，其中曲线15为不实施等离子体助燃时燃烧室贫油熄火边界曲线，其中曲线16为实施等离子体助燃时燃烧室贫油熄火边界曲线。对比曲线15和曲线16发现实施等离子体助燃后稳定燃烧范围扩宽了10％～25％。
采用本方法实施等离子体助燃除了能提高发动机燃烧室的燃烧效率、扩宽稳定燃烧范围、改善燃烧室出口的不均匀性、提高燃烧的完全度、减小污染物的排放量以外。还具有以下方面的优势：本发明最大的特点在于不依赖燃烧室外部供气。具体为，本发明与国内外现有技术不同的是，滑动弧等离子体助燃激励器的工质气体来源为燃烧室内的二股通道气体，当激励器在航空发动机上工作时，不需要人为从燃烧室或发动机以外进行空气供给，且基本不改变燃烧室火焰筒内燃烧区域的流动特性。
本发明不改变发动机燃烧室原有的结构和尺寸，只需要在现有火焰筒壁上加工助燃激励器安装座，滑动弧等离子体助燃激励器连接部安装到该安装座，激励器下部从原有点火器孔深入火焰筒。这样在不改变燃烧室几何结构和动力学特性的同时简化加工和安装工艺，而且不影响燃烧室内原有的流动特性。
本发明的结构简单，尺寸小，通用性强，不仅适用于航空发动机燃烧室，对于其他类型燃气轮机燃烧部件同样适用。

Claims (8)

1.一种不依赖燃烧室外部供气的滑动弧等离子体助燃激励器，其特征在于，包括阳极套管、外环腔套、电极安装座、阴极电极杆和阴极锥；其中，电极安装座安装在所述阳极套管内，并通过该电极安装座上端的定位台阶定位；该电极安装座下端为阴极锥连接段，并且该阴极锥连接段的外表面与所述阳极套管的内表面之间形成内环腔，该内环腔的径向间距为e＝(D2-D5)/2，所述D2为阳极套管的内径，D5为阴极锥连接段的外径；所述阴极电极杆的一端穿过该电极安装座的中心孔，与位于该电极安装座下端端面的阴极锥连接；所述外环腔套安装在所述阳极套管外圆周表面上沿轴向排列的两层环形凸台之间，由该外环腔套的内圆周表面与该阳极套管外圆周表面之间形成了外环腔，该外环腔的径向间距为c＝(D4-D1)/2，其中D4为外环腔套的内径，D1为阳极套管的外径；所述外环腔与内环腔之间通过位于阳极套管上的内层进气孔连通；在所述外环腔套壳体的一侧加工有轴向长度b为3mm～6mm的外层进气口，工作时，燃烧室二股通道传输的气流经外层进气口进入外环腔，再通过斜向的内层进气孔进入内环腔，并使得气流旋转；旋转的气流向助燃激励器下部运动，经过助燃激励器的阳极和阴极最小间距处，并在该处经高压击穿形成滑动弧放电。
2.如权利要求1所述不依赖燃烧室外部供气的滑动弧等离子体助燃激励器，其特征在于，所述阳极套管的中部有轴向排列的两层环形凸台；所述两层环形凸台中，下排环形凸台的下表面距该阳极套管下端面的距离h＝15mm～20mm；在该阳极套管管体上沿轴向分布有2～4排内层进气孔，并使该内层进气孔位于所述两层环形凸台之间；各所述内层进气孔中心线与该内层进气孔所在位置的阳极套管壳体的法线之间形成夹角α，α＝20°～45°。
3.如权利要求2所述不依赖燃烧室外部供气的滑动弧等离子体助燃激励器，其特征在于，所述阳极套管的轴向长度L1＝60mm～80mm，阳极套管的外径D1＝22mm～24mm，阳极套管的内径D2＝16mm～20mm；所述两层环形凸台的外径均为D3，D3＝28mm～40mm；凸台的轴向高度f＝1mm～3mm；两层环形凸台相邻的表面之间的距离L2＝8mm～16mm；每排内层进气孔中有6～10个孔，均布在该阳极套管的圆周上；各所述内层进气孔的孔径d＝1mm～3mm。
4.如权利要求1所述不依赖燃烧室外部供气的滑动弧等离子体助燃激励器，其特征在于，在外环腔套壳体的一侧加工有轴向长度b为3mm～6mm的外层进气口；该外层进气口的正投影长度a＝4mm～8mm。
5.如权利要求4所述不依赖燃烧室外部供气的滑动弧等离子体助燃激励器，其特征在于，所述外环腔套的轴向长度与所述阳极套管中部的两层环形凸台相邻表面之间的距离L2相同；该外环腔套的外径与所述阳极套管上的两层环形凸台的外径D3相同，外环腔套的内径D4＝26mm～38mm。
6.如权利要求1所述不依赖燃烧室外部供气的滑动弧等离子体助燃激励器，其特征在于，所述阴极锥中部直径最大处为棱线，并以该棱线为界，使该阴极锥的外圆周表面成为分别向两端收敛缩小的锥面，并且该阴极锥与所述阴极电极杆连接一端的锥角β＝90°～120°，另一端的锥角θ＝60°～90°；所述棱线处的直径D6＝10mm～14mm，当所述阴极锥装入阳极套管后，该棱线处与该阳极套管内表面之间的间距为1mm～3mm。
7.如权利要求6所述不依赖燃烧室外部供气的滑动弧等离子体助燃激励器，其特征在于，所述阴极锥上端面直径与所述电极安装座的阴极锥连接段的外径D5相同，在该阴极锥上端面中心有连接所述阴极电极杆的螺纹盲孔；在该阴极锥下端面为圆弧面，该圆弧面的半径R＝2mm～4mm。
8.如权利要求1所述不依赖燃烧室外部供气的滑动弧等离子体助燃激励器，其特征在于，所述电极安装座的上端的定位台阶的轴向长度L4＝6mm～10mm；所述阴极锥连接段的外径D5＝5mm～7mm，长度为L5＝30mm～50mm。
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