一种发动机燃烧室的等离子体助燃方法
阅读：578发布：2020-05-17
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1.一种发动机燃烧室的等离子体助燃方法，其特征在于，
步骤1：安装等离子体助燃激励器：
将旋转滑动弧等离子体助燃激励器安装在发动机燃烧室外机匣上，能够用于航空发动机环形燃烧室、航空发动机环管型燃烧室、航空发动机加力燃烧室和地面燃气涡轮发动机环形燃烧室的助燃；
当用于航空发动机环形燃烧室或航空发动机环管型燃烧室时，所述的旋转滑动弧等离子体助燃激励器安装在该航空发动机环形燃烧室或航空发动机环管型燃烧室的主燃孔内或掺混孔内；
当用于发动机为航空发动机加力燃烧室时，所述的旋转滑动弧等离子体助燃激励器安装在所述等离子体气流出口端插入V形火焰稳定器内的凹腔内；
当用于发动机为地面燃气涡轮发动机环形燃烧室时，所述的旋转滑动弧等离子体助燃激励器安装在该地面燃气涡轮发动机环形燃烧室的主燃孔内；
步骤2：判断是否实施等离子体助燃：
监控发动机燃烧室出口参数是否达到实施等离子体助燃的条件，所述实施等离子体助燃的条件为发动机燃烧室的燃烧效率＜80％，或者燃烧室出口界面温度分布不均匀系数≥
15％；
若发动机燃烧室的燃烧效率＜80％，或者燃烧室出口界面温度分布不均匀系数≥15％时，如果达到判断条件，则继续步骤三实施等离子体助燃；反之则进入步骤七；
步骤3：在等离子体助燃激励器内预先产生化学活性粒子；
对所述等离子体助燃激励器持续泵入空气并持续供电；具体是：启动气泵将空气泵入等离子体助燃激励器中；所泵入的空气流量为80～100L/min；同时对所述等离子体助燃激励器供电，供电电压为100～120V；
在等离子体助燃激励器内产生化学活性粒子；
步骤4：将化学活性粒子喷入燃烧室火焰筒内的燃烧室区域；
继续对等离子体助燃激励器泵入空气并供电；以供给的空气作为具有输运功能的气体，携带得到的化学活性粒子进入燃烧室的燃烧室区域，使该化学活性粒子在该燃烧室的燃烧区域与可燃混合气发生反应，加速燃烧化学反应的速率，从而提高火焰传播速度；携带有化学活性粒子的空气在所述等离子体助燃激励器出口流速为15～20m/s；
步骤5：化学活性粒子参与燃烧；
步骤6：再次判断是否实施等离子体助燃：
监控发动机燃烧室出口参数是否达到实施等离子体助燃的条件，若发动机燃烧室的燃烧效率＜80％，或者燃烧室出口界面温度分布不均匀系数≥15％时，如果达到判断条件，重复步骤三实施等离子体助燃；反之则进入步骤七；
步骤7：发动机燃烧室继续燃烧。
2.如权利要求1所述发动机燃烧室的等离子体助燃方法，其特征在于，所述等离子体助燃激励器在放电过程中供给的空气电离产生化学活性粒子包括氧原子、臭氧、离子和活性基团。
3.如权利要求1所述发动机燃烧室的等离子体助燃方法，其特征在于，所述在等离子体助燃激励器内预先产生化学活性粒子时，当电压为50V时，在阴阳电极之间的空气被放电击穿产生等离子体，但放电不稳定，击穿时峰值电压为3kV，平均电压为2kV，平均电流为0.1A，平均功率为200W；当电压达到100V后，能够稳定放电产生等离子体，峰值电压增达到5kV，平均电压为2.8kV，平均电流为0.3A，平均功率为840W。
一种发动机燃烧室的等离子体助燃方法
技术领域
[0001] 本发明涉及航空发动机领域，具体是一种发动机燃烧室的等离子体助燃方法。
背景技术
[0002] 随着热力机械的不断发展，对发动机燃烧室的性能提出了更高的要求。在军用航空发动机领域，为了大幅提高推重比或功重比，其燃烧室朝着高温升和高稳定性的方向发展，要求发动机燃烧室无论在飞行高度变化、飞行速度变化以及发动机转速变化等条件下均具有较大的温升、较为宽广的熄火边界，同时确保燃烧室出口温度场具有良好的品质。在民用航空发动机、地面燃气轮机等领域，出于经济性和环境保护的考虑，所以低耗油率和低污染燃烧是其燃烧室主要的发展方向，要求发动机燃烧室具有尽量高的燃烧完全度和尽可能少的污染物排放量。目前，国内外提高航空发动机燃烧室性能的主要技术途径包括，多级旋流头部技术、多环腔火焰筒技术、新型燃油喷嘴技术、多点喷射技术等。这些新技术主要基于现有燃烧室结构的改进和优化，难以满足对航空发动机性能日益提高的要求，同时航空发动机燃烧室的结构越来越复杂也为加工带来了难度。
[0003] 等离子体助燃技术是提高航空发动机燃烧室性能的新型燃烧强化技术，它可以提高发动机燃烧室的燃烧效率、扩宽稳定燃烧范围、改善燃烧室出口温度分布的不均匀性、提高燃料燃烧的完全度、减小污染物的排放量。早在20世纪70年代就引起了各国专家的广泛关注，国内外都已经开展了等离子体助燃激励器的研制。
[0004] 我国对等离子体助燃的研究较晚，主要处于在等离子体助燃的实验室验证阶段。中国科学院工程热物理所研制了值班火焰装置并于2011年公开在公布号为103133144A的发明创造中，该值班火焰装置是一种等离子体助燃激励器，其结构如图1所示，包括裸露电极1、掩埋电极2和绝缘锥罩3，其中，所述裸露电极位于绝缘锥罩的内侧面，与交流电源的一端相连；所述掩埋电极掩埋于绝缘锥罩内部，与交流电源的另一端相连。该装置通过对其周围的空气进行加热，同时产生活性自由基，可以扩宽熄火边界，增加燃烧的稳定性。该结构决定了这种实施等离子体助燃的方法需要在燃烧室的内部安装等离子体助燃激励器，其优势是加热的空气和产生的活性粒子可以直接参与燃烧反应；但是其不利因素为，该方法使得等离子体助燃激励器暴露于具有高温高压环境的燃烧室中，一方面高温高压和复杂的流场环境使得等离子体助燃激励器难以保证其正常工作和使用寿命；其次燃烧室内的复杂结构也不利于等离子体助燃激励器的供电线路的高压电屏蔽。综上所述，这种将等离子体助燃激励器安装到燃烧室内部实施等离子体助燃的方法在实际的工程中难以应用。
[0005] 目前等离子体助燃激励器还处在理论研究阶段，较少考虑到如何将等离子体助燃激励器应用于发动机燃烧室的具体实施方法，所以设计的助燃激励器存在结构尺寸较大、产生的活性粒子不利于施加到燃烧室内以及缺乏高压电屏蔽措施等问题，导致其无法应用在现有的发动机燃烧室上或将来的燃烧室设计中。
[0006] 中国人民解放军空军工程大学在2017研制了圆管型等离子体助燃激励器，包括介质阻挡放电的圆管型等离子体助燃激励器和旋转滑动弧放电的旋转滑动弧等离子体助燃激励器。其中所述的旋转滑动弧等离子体助燃激励器被公开在申请号为201710204625.3的发明创造中，该旋转滑动弧等离子体助燃激励器的结构如图2所示。但是，该发明创造提出了一种以发动机燃烧室等离子体助燃为背景的用于产生化学活性粒子的等离子体助燃激励器的装置及其结构，并没有提出完整的等离子体助燃激励器应用于发动机燃烧室助燃的方法。
发明内容
[0007] 为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，本发明提出了一种发动机燃烧室的等离子体助燃方法。
[0008] 本发明的具体过程是：
[0009] 步骤1：安装等离子体助燃激励器。
[0011] 当用于航空发动机环形燃烧室或航空发动机环管型燃烧室时，所述的旋转滑动弧等离子体助燃激励器安装在该航空发动机环形燃烧室或航空发动机环管型燃烧室的主燃孔内或掺混孔内
[0012] 当用于发动机为航空发动机加力燃烧室时，所述的旋转滑动弧等离子体助燃激励器安装在所述等离子体气流出口端插入V形火焰稳定器内的凹腔内。
[0013] 当用于发动机为地面燃气涡轮发动机环形燃烧室时，所述的旋转滑动弧等离子体助燃激励器安装在该地面燃气涡轮发动机环形燃烧室的主燃孔内。
[0014] 步骤2：判断是否实施等离子体助燃。
[0015] 监控发动机燃烧室出口参数是否达到实施等离子体助燃的条件，所述实施等离子体助燃的条件为发动机燃烧室的燃烧效率＜80％，或者燃烧室出口界面温度分布不均匀系数≥15％。
[0016] 若发动机燃烧室的燃烧效率＜80％，或者燃烧室出口界面温度分布不均匀系数≥15％时，如果达到判断条件，则继续步骤三实施等离子体助燃；反之则进入步骤七；
[0017] 步骤3：在圆管型等离子体助燃激励器内预先产生化学活性粒子。
[0018] 对所述等离子体助燃激励器持续泵入空气并持续供电。具体是：启动气泵将空气泵入等离子体助燃激励器中；所泵入的空气流量为80～100L/min。同时对所述等离子体助燃激励器供电，供电电压为100～120V。
[0019] 在等离子体助燃激励器内产生化学活性粒子。
[0021] 所述在等离子体助燃激励器内预先产生化学活性粒子时，当电压为50V时，在阴阳电极之间的空气被放电击穿产生等离子体，但放电不稳定，击穿时峰值电压为3kV，平均电压为2kV，平均电流为0.1A，平均功率为200W。当电压达到100V后，能够稳定放电产生等离子体，峰值电压增达到5kV，平均电压为2.8kV，平均电流为0.3A，平均功率为840W。
[0022] 步骤4：将化学活性粒子喷入燃烧室火焰筒内的燃烧室区域。
[0023] 继续对等离子体助燃激励器泵入空气并供电。以供给的空气作为具有输运功能的气体，携带得到的化学活性粒子进入燃烧室的燃烧室区域，使该化学活性粒子在该燃烧室的燃烧区域与可燃混合气发生反应，加速燃烧化学反应的速率，从而提高火焰传播速度。携带有化学活性粒子的空气在所述等离子体助燃激励器出口流速为15～20m/s。
[0024] 步骤5：化学活性粒子参与燃烧
[0025] 化学活性粒子在燃烧室的燃烧区域与可燃混合气发生反应，加速燃烧化学反应的速率，从而提高火焰传播速度。
[0026] 步骤6：再次判断是否实施等离子体助燃。
[0027] 监控发动机燃烧室出口参数是否达到实施等离子体助燃的条件，若发动机燃烧室的燃烧效率＜80％，或者燃烧室出口界面温度分布不均匀系数≥15％时，如果达到判断条件，重复步骤三实施等离子体助燃；反之则进入步骤七；
[0028] 步骤7：发动机燃烧室继续燃烧。
[0029] 本发明能产生大量的活性粒子强化燃烧，图3为实验中对等离子体助燃激励器的发射光谱强度的测量结果，所述图中发现有波长为314nm的OH相对发射光谱强度峰值线4、所述图中发现有波长为337nm的O2相对发射光谱强度峰值线5、所述图中发现有波长为777.4nm的O相对发射光谱强度峰值线6。实验表明对圆管型等离子体助燃激励器放电，在圆管型等离子体助燃激励器内能够产生化学活性粒子。
[0030] 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4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7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70.4K、34.91K、15.72K、
2.25K；图5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8为实施等离子体助燃时的燃烧效率比不实施等离子体助燃时的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2.75％、
1.67％、1.36％、0.36％；
2.25K；图5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8为实施等离子体助燃时的燃烧效率比不实施等离子体助燃时的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2.75％、
1.67％、1.36％、0.36％；
[0031] 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6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9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10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9和曲线10发现实施等离子体助燃后稳定燃烧范围扩宽了8％～20％。
[0032] 试验中得到航空发动机环形燃烧室不实施等离子体助燃时燃烧室出口截面温度场不均匀系数为16.43％，而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出口截面温度场不均匀系数为12.96％。通过对比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出口截面温度场不均匀系数，表明实施等离子体助燃后能够改善燃烧室出口温度分布的不均匀性。
[0033] 试验表明实施等离子体助燃后能够提高燃料燃烧的完全度、减小污染物的排放量。图7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比不实施等离子体助燃时燃烧室排放的烟气中H2和CO浓度的减小量的曲线图，其中11为实施等离子体助燃比不实施等离子体助燃时燃烧室排放的烟气中H2浓度的减小量的曲线图，在余气系数分别为0.8、1、2、4的试验条件下，燃烧室排放的烟气中H2浓度分别减小了86.4ppm、54.3ppm、42.3ppm、39.6ppm；其中12实施等离子体助燃比不实施等离子体助燃时燃烧室排放的烟气中CO浓度的减小量的曲线图，在余气系数分别为0.8、1、2、4的试验条件下，燃烧室排放的烟气中CO浓度分别减小了98.2ppm、58.6ppm、33.7ppm、30.6ppm。
[0034] 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：
[0035] 1.本发明提出的预先在激励器内产生化学活性粒子再喷入燃烧室燃烧区域方法，不仅是针对航空发动机燃烧室，对于其他类型热机的燃烧室也有一定的适用性，所述的圆管型等离子体助燃激励器产生的化学活性粒子可以从燃烧室的不同位置喷入不同的燃烧区域。
[0036] 2.本发明不改变发动机燃烧室原有的结构，只需将等离子体助燃激励器通过在发动机燃烧室的外机匣上或火焰筒壁上加工的安装孔，插入燃烧室内即可，使得等离子体助燃激励器的主体安装在燃烧室的火焰筒体以外，而不是安装在火焰筒内，避免了燃烧区域的高温对激励器的烧蚀，同时也减小了激励器高压电屏蔽的难度，保证了等离子体助燃激励器的用电安全。附图说明
[0037] 附图1是中国科学院工程热物理所研制的值班火焰装置；
[0038] 附图2是空军工程大学研制的一种旋转滑动弧等离子体助燃激励器；
[0039] 附图3是试验得到的旋转滑动弧等离子体助燃激励器的光谱的相对发射强度的波形图；
[0040] 附图4是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；
[0041] 附图5是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效率比不实施等离子体助燃时燃烧效率增加的曲线图；
[0042] 附图6是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；
[0043] 附图7是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比不实施等离子体助燃时燃烧室排放的烟气中H2和CO浓度的减小量的曲线图；
[0044] 附图8是航空发动机环形燃烧室通过主燃孔实施等离子体助燃的示意图；
[0045] 附图9是航空发动机环形燃烧室通过掺混孔实施等离子体助燃的示意图；
[0046] 附图10是航空发动机环管燃烧室通过主燃孔实施等离子体助燃的示意图；
[0047] 附图11是航空发动机加力燃烧室实施等离子体助燃的示意图；
[0048] 附图12是地面燃机环形燃烧室通过主燃孔实施等离子体助燃的示意图；
[0049] 附图13是本发明的流程图。图中：
[0050] 1.裸露电极；2.掩埋电极；3.绝缘锥罩；4.波长为314nm的OH相对发射光谱强度峰值线；5.波长为337nm的O2相对发射光谱强度峰值线；6.波长为777.4nm的O相对发射光谱强度峰值线；7.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；8.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；9.不实施等离子体助燃时燃烧室贫油熄火边界曲线；10.实施等离子体助燃时燃烧室贫油熄火边界曲线；11.实施等离子体助燃比不实施等离子体助燃时燃烧室排放的烟气中H2浓度的减小量的曲线图；12.实施等离子体助燃比不实施等离子体助燃时燃烧室排放的烟气中CO浓度的减小量的曲线图；13.燃油喷嘴；14.旋流器；15.燃烧室外机匣；16.燃烧室内机匣；17.火焰筒；18.等离子体助燃激励器；19.主燃孔；20.掺混孔；21.V形火焰稳定器。
具体实施方式
[0051] 本发明是一种通过旋转滑动弧等离子体助燃激励器实现发动机燃烧室的等离子体助燃方法。
[0052] 本发明中，采用旋转滑动弧放电的旋转滑动弧等离子体助燃激励器。所述的旋转滑动弧放电的旋转滑动弧等离子体助燃激励器被公开在申请号为201710204625.3的发明创造中，该旋转滑动弧等离子体助燃激励器的结构如图2所示。所述的航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器，包括阳极壳体、进气嘴、电极安装隔离座、阴极电极杆、轴流旋流器和阴极锥体电极；其中，所述轴流旋流器位于阳极壳体内孔的中段；所述阴极锥体电极位于该圆孔式轴流旋流器的下方；阴极电极杆的下端穿过所述圆孔式轴流旋流器的中心孔，并装入所述阴极锥体电极上端面的中心盲孔内；该阴极电极杆的上端装入电极安装隔离座的中心孔内，并使该阴极电极杆的上端端头伸出该电极安装隔离座的上表面；所述电极安装隔离座固定安装在阳极壳体内孔大直径段端头处；所述阳极壳体、电极安装隔离座、阴极电极杆、轴流旋流器和阴极锥体电极同轴；在所述阳极壳体大直径段外圆周表面安装有进气嘴，该进气嘴的另一端与发动机供气装置密封连接。
[0053] 所述的旋转滑动弧等离子体助燃激励器安装在发动机燃烧室外机匣上，能够用于航空发动机环形燃烧室、航空发动机环管型燃烧室、航空发动机加力燃烧室和地面燃气涡轮发动机环形燃烧室。
[0055] 所述航空发动机环形燃烧室包括燃油喷嘴13、旋流器14、燃烧室外机匣15、燃烧室内机匣16、火焰筒17、等离子体助燃激励器18、主燃孔19和掺混孔20。其中，旋流器14安装于火焰筒17的头部；火焰筒17安装于燃烧室外机匣15与燃烧室内机匣16之间；燃油喷嘴13安装于旋流器14内。其中火焰筒上布有周期性分布的主燃孔19和掺混孔20。当本发明用于发动机为航空发动机环形燃烧室时，所述的旋转滑动弧等离子体助燃激励器安装在该航空发动机环形燃烧室的主燃孔内或掺混孔内。
[0056] 所述的航空发动机环管型燃烧室包括燃油喷嘴13、旋流器14、燃烧室外机匣15、燃烧室内机匣16、火焰筒17、等离子体助燃激励器18、主燃孔19和掺混孔20。旋流器14安装于所述火焰筒头部；火焰筒17安装于燃烧室外机匣15与燃烧室内机匣16之间；燃油喷嘴13安装于旋流器14内。其中火焰筒上布有周期性分布的主燃孔19和掺混孔20。当本发明用于航空发动机环管型燃烧室时，所述的旋转滑动弧等离子体助燃激励器安装在该航空发动机环管型燃烧室的主燃孔内或掺混孔内。
[0057] 所述的航空发动机加力燃烧室包括燃油喷嘴13、燃烧室外机匣15、等离子体助燃激励器18和V形火焰稳定器21。其中，V形火焰稳定器21安装于燃烧室外机匣15一端；燃油喷嘴13安装于V形火焰稳定器21前端。在安装所述旋转滑动弧等离子体助燃激励器时，在航空发动机加力燃烧室上开一个用于安装所述旋转滑动弧等离子体助燃激励器的螺纹孔，该螺纹孔的位置与V形火焰稳定器内的凹腔的位置相对应。当本发明用于发动机为航空发动机加力燃烧室时，所述的旋转滑动弧等离子体助燃激励器安装在所述等离子体气流出口端插入V形火焰稳定器内的凹腔内。
[0058] 所述地面燃气涡轮发动机环形燃烧室包括燃油喷嘴13、旋流器14、燃烧室外机匣15、燃烧室内机匣16、火焰筒17、等离子体助燃激励器18、主燃孔19和掺混孔20。其中，旋流器14安装于火焰筒头部；火焰筒头部安装于燃烧室外机匣15与燃烧室内机匣16之间，并且该火焰筒上布有周期性分布的主燃孔19和掺混孔20；燃油喷嘴13安装于旋流器14内。在安装所述旋转滑动弧等离子体助燃激励器时，在地面燃气涡轮发动机环形燃烧室的火焰筒壁上开一个用于安装所述旋转滑动弧等离子体助燃激励器的螺纹孔，该螺纹孔的位置与该地面燃气涡轮发动机环形燃烧室主燃孔的位置相对应。
[0059] 本发明的具体过程是：
[0060] 步骤1：安装等离子体助燃激励器。
[0061] 所述的旋转滑动弧等离子体助燃激励器18安装在燃烧室外机匣15上，其等离子体气流出口端插入火焰筒17上的主燃孔19，保证在等离子体助燃激励器18内产生的活性粒子可以通过主燃孔19进入火焰筒17内的主燃区。所述圆管型等离子体助燃激励器18的主体装置在燃烧区域以外，不与燃烧火焰直接接触。
[0062] 步骤2：判断是否实施等离子体助燃。
[0063] 监控发动机燃烧室出口参数是否达到实施等离子体助燃的条件，所述实施等离子体助燃的条件为发动机燃烧室的燃烧效率＜80％，或者燃烧室出口界面温度分布不均匀系数≥15％。
[0064] 判断规则为：若发动机燃烧室的燃烧效率＜80％，或者燃烧室出口界面温度分布不均匀系数≥15％时，如果达到判断条件，则继续步骤三实施等离子体助燃；反之则进入步骤七；
[0065] 步骤3：在圆管型等离子体助燃激励器内预先产生化学活性粒子。
[0066] 对所述等离子体助燃激励器持续泵入空气并持续供电。具体是：
[0067] 启动气泵将空气泵入等离子体助燃激励器中；所泵入的空气流量为80～100L/min。
[0068] 同时通过电源对所述等离子体助燃激励器供电，供电电压为100～120V。
[0069] 供电过程中：
[0070] 当电压为50V时，在阴电极与阳电极之间的空气被放电击穿产生等离子体，但放电不稳定，击穿时峰值电压为3kV，平均电压为2kV，平均电流为0.1A，平均功率为200W。
[0071] 当电压达到100V后，能够稳定放电产生等离子体，峰值电压增达到5kV，平均电压为2.8kV，平均电流为0.3A，平均功率为840W。
[0072] 所述等离子体助燃激励器在放电过程中使供给的空气电离产生化学活性粒子；所述的粒子包括氧原子、臭氧、离子和活性基团。图3为实验中对等离子体助燃激励器的发射光谱强度的测量结果，所述图中发现有波长为314nm的OH相对发射光谱强度峰值线4、所述图中发现有波长为337nm的O2相对发射光谱强度峰值线5、所述图中发现有波长为777.4nm的O相对发射光谱强度峰值线6。实验表明对圆管型等离子体助燃激励器放电，在圆管型等离子体助燃激励器内能够产生化学活性粒子。
[0073] 步骤4：将化学活性粒子喷入燃烧室火焰筒内的燃烧室区域。
[0074] 继续对圆管型等离子体助燃激励器泵入空气，该空气的流量为80L/min。以供给的空气作为具有输运功能的气体，通过所属泵入的空气携带步骤3中得到的化学活性粒子进入燃烧室的燃烧室区域，使该化学活性粒子在该燃烧室的燃烧区域与可燃混合气发生反应，加速燃烧化学反应的速率，从而提高火焰传播速度。携带有化学活性粒子的空气在所述等离子体助燃激励器出口流速为15m/s。
[0075] 步骤5：化学活性粒子参与燃烧。
[0076] 步骤6：再次判断是否实施等离子体助燃。
[0077] 监控发动机燃烧室出口参数是否达到实施等离子体助燃的条件，若发动机燃烧室的燃烧效率＜80％，或者燃烧室出口界面温度分布不均匀系数≥15％时，如果达到判断条件，重复步骤三实施等离子体助燃；反之则进入步骤七；
[0078] 步骤7：发动机燃烧室继续燃烧。
[0079] 本发明通过5个实施例对所述通过旋转滑动弧等离子体助燃激励器实现发动机燃烧室的等离子体助燃方法的具体过程加以描述。所述个实施例的助燃过程与助燃参数相同。
[0080] 表1各个实施例的参数
[0081]
[0082] 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4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7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70.4K、34.91K、15.72K、
2.25K；图5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8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2.75％、
1.67％、1.36％、0.36％；
2.25K；图5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8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2.75％、
1.67％、1.36％、0.36％；
[0083] 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6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9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10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9和曲线10发现实施等离子体助燃后稳定燃烧范围扩宽了8％～20％。
[0084] 试验中得到航空发动机环形燃烧室不实施等离子体助燃时燃烧室出口截面温度场不均匀系数为16.43％，而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出口截面温度场不均匀系数为12.96％。通过对比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出口截面温度场不均匀系数，表明实施等离子体助燃后能够改善燃烧室出口温度分布的不均匀性。
[0085] 试验表明实施等离子体助燃后能够提高燃料燃烧的完全度、减小污染物的排放量。图7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比不实施等离子体助燃时燃烧室排放的烟气中H2和CO浓度的减小量的曲线图，其中11为实施等离子体助燃比不实施等离子体助燃时燃烧室排放的烟气中H2浓度的减小量的曲线图，在余气系数分别为0.8、1、2、4的试验条件下，燃烧室排放的烟气中H2浓度分别减小了86.4ppm、54.3ppm、42.3ppm、39.6ppm；其中12实施等离子体助燃比不实施等离子体助燃时燃烧室排放的烟气中CO浓度的减小量的曲线图，在余气系数分别为0.8、1、2、4的试验条件下，燃烧室排放的烟气中CO浓度分别减小了98.2ppm、58.6ppm、33.7ppm、30.6ppm。
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