1.一种基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室，其特征在于，包括燃烧室外壳体、火焰筒和等离子体射流点火器；所述火焰筒位于燃烧室外壳体内，等离子体射流点火器位于该火焰筒上端，其中射流出口伸入火焰筒约三分之一，等离子体射流点火器通过外侧螺纹连接在燃烧室的入口端；所述燃烧室外壳体、火焰筒和等离子体射流点火器三者同轴。
2.如权利要求1所述基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室，其特征在于，所述等离子体射流点火器包括头部、导电铜管、空气入口、阴极、旋流器、燃油入口、射流出口、外管和绝缘内管；所述阴极位于导电铜管内，并与导电铜管通过螺纹连接；导电铜管位于绝缘内管内，导电铜管顶端的直径与绝缘内管的直径比例为5：4；所述绝缘内管装在外管内；旋流器位于外管和绝缘内管之间，且距离头部的底端为头部的三分之一，绝缘内管、旋流器和外管通过螺纹连接；头部和射流出口通过螺纹连接；所述阴极、导电铜管、绝缘内管、旋流器、外管和射流出口均同轴。
3.如权利要求1所述基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室，其特征在于，所述射流出口作为阳极；该射流出口呈漏斗状，其内部上段为漏斗状的电离区，下段为扩散型喷口，两段之间有燃油入口；该射流出口的外径略大于外管的外径；该射流出口的内表面为弧面，并且该射流出口中部的内径最小，两端的内孔呈喇叭状外扩，为扩散型喷口。
4.如权利要求3所述基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室，其特征在于，所述射流出口的上端喇叭口表面切线与该射流出口的中心线成60°，下端喇叭口表面切线与该射流出口的中心线成45°；该射流出口的最小内径约为该射流出口的内径的三分之一；最小内径与上端喇叭口的比例为1：3，最小内径与下端喇叭口的比例为2：3。
5.如权利要求1所述基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室，其特征在于，所述外管的内径与旋流器的外径相同，通过螺纹连接；所述外管上端的管内径最小，形成了阶梯差，并且该阶梯的内端面为绝缘内管上端的定位面。
6.如权利要求1所述基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室，其特征在于，绝缘内管的内径与导电铜管的外径相同，导电铜管插入到绝缘内管中，并且二者之间为间隙配合；该绝缘内管外圆周表面上端的外径与所述外管的上端最小内径相同，二者通过螺纹连接；该绝缘内管自所述与外管配合面以下的外径最小，并使该绝缘内管的最大外径与最小外径之间斜面过渡；所述绝缘内管距下端有用于固定绝缘内管的下端部分和旋流器的凸台，并且该凸台的外径略大于旋流器的内径；当所述绝缘内管装在外管内后，二者之间的上端封闭，该绝缘内管的外表面部分与外管内表面之间形成间隙，用于将空气入口进来的空气输送到旋流器，形成稳定的气流。
7.如权利要求1所述基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室，其特征在于，所述旋流器的旋流孔与该旋流器的中心线成60°，该旋流器的外径略小于外管的内径，当该旋流器装入外管内后，二者之间间隙配合。