把油喷入发动机涡轮或风扇后面的气流中燃烧，使气流温度大幅度上升，并从喷嘴中高速喷出，以获得额外推力的装置称为加力燃烧室，也称加力燃烧室或加力燃烧室。加力仍然是使飞机突破音速的主要手段。
按照涡扇发动机双流加力的方式，加力可分为外涵道加力、核心加力、并联加力和混合加力。
根据加力燃烧室中气流的形式，可分为直流加力燃烧室和涡流加力燃烧室。
(1)加力燃烧室的工作原理
如4.3.3节所述，在燃烧室内，只有约1/4来自压气机的高压空气进入火焰筒与喷入的燃料混合，其余空气从火焰筒后部的小孔流入火焰筒与燃烧气体混合，从而将燃烧气体的温度降低到涡轮叶片所能承受的水平。
因此，从燃烧室流出的气体中仍有大量的可用氧气。涡轮后面没有高速旋转的部件，这部分气流中的氧气可以喷入燃料中进行补燃，从而提高燃气的温度，增加燃气流出尾喷口前的能量，提高射流速度，从而增加发动机的推力。
现代超音速战斗机发动机一般都装有加力燃烧室，使飞机在起飞、爬升、加速和机动飞行时，能在短时间内获得很大的推力。当然，在推力大幅增加的情况下，发动机的油耗率也大幅增加。这是因为加力燃烧室工作时，尾喷管排出的气体温度和速度大大增加，发动机机体排出的能量(热能和动能)也大大增加。
所以民用客机的发动机是没有加力的。但协和超音速客机的发动机也装有加力燃烧室，主要用于使客机突破音障，即把推力从亚音速提高到超音速。
以第三代战斗机使用的F100涡扇发动机为例，不加力最大推力时油耗率为0.66千克/牛顿小时，加力时高达2.0千克/牛顿小时，是不加力的3倍多。
由于燃油消耗率高，热负荷大，一般加力状态的使用时间有限，如连续工作时间约为15 ~ 20分钟。
在协和超音速客机的奥林巴斯发动机上，专门设计的加力燃烧室最多只能连续工作30分钟。
目前美国的第四代战斗机F/A-22和F-35都要求能够在M=1.4 ~ 1.6的超音速下进行无加力巡航，这就要求在无加力的情况下增加发动机的推力。目前主要采用小涵道比和提高涡轮前燃气温度来实现这一目标。
F/A-22、F-35飞机使用的F119发动机涡轮前燃气温度为1577 ~ 1577。如果未来能把涡轮前燃气温度提高到1827 ~ 1927，可能就不需要加力燃烧室了。
(2)加力燃烧室的组成
图4-29。涡扇发动机加力燃烧室示意图
图4-29是涡扇发动机加力燃烧室示意图。加力燃烧室通常由扩压器、混合器(用于涡扇发动机)、喷油装置、火焰稳定器、点火器、隔热防振屏和加力燃烧室筒体组成。
从旁路流出的空气通过混合器流入低压涡轮后的通道，并与低压涡轮后的燃气混合。混合后的燃气首先在扩压器中降低其流量，由燃油喷射装置(图中所示的加力燃烧室采用环形燃油喷射管)喷出的燃油与燃气混合。虽然燃料气体在扩散器中的流量减少了，但其流量仍然很高，因此无法组织燃烧。因此，必须采用火焰稳定器来组织和稳定燃烧。
(3)火焰稳定器
在加力燃烧室的高速气流中形成回流区以稳定火焰的装置称为火焰稳定器。也可以说火焰稳定器相当于强w中的挡风墙
加力燃烧室使用的火焰稳定器几乎都是V型槽的形式，这是加力燃烧室自20世纪40年代末安装以来一直使用的传统结构，只是有些发动机是环形的(1 ~ 3环)，有些是径向的(多环)，或者是两者的组合。
当高速气流流经V型槽时，由于后缘气流的分离而产生低压区，从而在稳定器后面形成回流区。回流区充满高温燃烧产物，有稳定的点火源，不断点燃稳定塔边缘的新鲜油气混合物，使火焰得以稳定和蔓延。
图4-30。中国发明沙丘驻涡火焰稳定器
值得指出的是，我国歼-六、歼-7战斗机发动机的加力燃烧室在80年代中期更换了与传统完全不同的新型稳定器。这种新型火焰稳定器叫做沙丘驻涡火焰稳定器(图4-30)是北京航空航天大学的高格教授在我国著名的发动机专家黄宁教授的指导下发明的。
使用这种新型火焰稳定器后，不仅补燃室内的燃烧过程更加完善，燃烧稳定性大大提高，而且降低了发动机的油耗，提高了战斗机的机动性。
因此，在第一次全国科学大会上沙丘驻涡火焰稳定器获得国家发明一等奖，可以说是中国人在航空发动机部件改进上自主取得的第一个重大突破。
世界著名的航空航天专家钱学森称赞说，这对中国人民来说是一项宝贵而重要的发明，是一项伟大的技术突破。这项科研成果为人民赢得了荣誉国际航空史上的中华人民共和国。因此，几位发明家受到了党和国家领导人的亲切接见。
(4)振荡和燃烧
发动机工作时，加力燃烧室大压力脉动的周期性不稳定现象称为振荡燃烧。
在大多数发动机的加力燃烧室中，由于气流和喷油的脉动，往往伴随着轻微的压力脉动，这是允许的正常燃烧状态。
然而，振荡燃烧当气流和燃烧放热的脉动与空气柱的声振荡频率耦合时可能形成，声振荡频率是加力燃烧室的固有共振频率之一。
此时空气脉动的压力幅值明显增大，一般压力幅值为平均压力的5%~10%甚至50%以上。
通常涡喷发动机在低空高速时容易产生高频振荡和尖啸；但在高空低速时，特别是小导管比涡喷发动机更容易产生低频振荡和嗡嗡声。当振荡燃烧严重的话，会有拍摄声音，这将导致风扇和压缩机失速或喘振，甚至导致发动机停机或机械损坏。
所以一定要尽量避免加力燃烧室振荡燃烧。主要方法有：优化加力燃烧室设计，调整喷管与稳定器的距离，抑制振源，安装隔热和振动筛等。
(5)隔热防振屏
安装在增压缸内起隔热、防振荡、防燃烧作用的多孔薄板缸，称为隔热防振屏。
加力燃烧室工作时，由于火焰稳定器后的气体温度很高，需要在加力燃烧室筒体(即轴瓦)中安装隔热套，与壳体保持一定距离，形成环形冷却通道。在涡扇发动机中，外涵道中的空气作为冷却气流，约占总气流的10%。
而在涡喷发动机中，涡轮后面温度更高的气体只能用来冷却，显然冷却效果并不好。因此，在涡轮喷气发动机中，有时屁股燃烧当加力燃烧室外壳温度过高时出现。
防振网通常由一节或多节圆筒组成，但也有全长防振网，有许多1 ~ 3毫米的孔。前部主要用于防振，后部用于隔热
另一方面，由于小孔两侧的压力差，空气柱可以进入冷却通道或反方向流入燃烧室，使振荡能量转化为气流的动能而被吸收，从而防止振荡燃烧。
同时，带小孔的波纹板受热后变形，可以降低隔热防振网的热应力。
(6)补燃比
在带加力燃烧室的发动机中，带加力燃烧室的推力与不带加力燃烧室的最大推力之比称为加力燃烧室比率，即加力比=带加力的推力/不带加力的最大推力。没有加力的最大推力定义为中间推力。
大加力比意味着装有这种发动机的战斗机具有良好的机动性能，是评价加力燃气涡轮发动机及其加力燃烧室的主要性能指标之一。
在涡喷发动机中，加力比一般为1.4 ~ 1.6；涡扇发动机，加力比较大，一般1.6 ~ 1.8，高加力几乎可以达到2.0。比如俄罗斯为米格-31研制的D-30F6涡扇发动机，加力比最高可达1.997。
为什么涡扇发动机的加力比大于涡喷发动机？这是因为在涡扇发动机中，所有未燃烧的空气都流经旁路，所以在其加力燃烧室中，可供燃烧的空气比涡喷发动机多得多，因此可以喷射更多的燃料，从而增加加力燃烧室推力。
图4-31、典型加力燃烧室
图4-31所示为Spey MK202加力涡扇发动机。为了获得更大的加力推力，应尽可能提高加力燃烧室出口气体的温度(一般可达1750~1800以上)，使喷管排出气体的速度达到最大。当然，这就带来了发动机加力启动时的经济性极差，如上所述。
加力燃烧室的工作条件远不如加力燃烧室。
首先，燃烧室内的空气压力是压气机的出口压力，是发动机内最高的压力，而加力燃烧室的气体压力是涡轮后的压力，比前者低很多。加力燃烧室燃气压力低导致燃烧性能差。
图4-32。带加力燃烧室的典型涡扇发动机
其次，燃烧室入口处的气流速度较低，约为100m/s，而加力燃烧室入口处的气流速度要高得多，约为400 ~ 500m/s，速度越高，组织越难烧伤。
另外，纯空气在燃烧室内与燃油混合，而燃烧后的燃气和空气的混合物在加力燃烧室中与燃油混合，当然不利于燃烧。
因此，尽管采取了必要的措施来稳定加力燃烧室中的燃烧，但燃烧过程仍然不好，加力燃烧室必须做得很长。目前燃烧室的长度约为400 ~ 800 mm，短的不到300 mm，而加力燃烧室的长度长达2000 ~ 3000mm，等于或长于风扇、压气机、燃烧室和涡轮的长度之和。即使有这么长的长度，加力燃烧室出口的燃烧过程仍然不可能完全。
图4-32显示了欧洲新一代战斗机使用的EJ200涡扇发动机。台风EF2000。从图中可以清楚地看到，加力燃烧室的长度比风扇、高压压气机、燃烧室、高压涡轮和低压涡轮的长度加起来还要长。
添加航空屋并关注微信微信官方账号获取更多航空资讯。
微信关注：yankeejoe，评论个人信息，加入航空之家微信群
