航空发动机中的燃烧（发一些有图的部分）

燃烧室（图 13.1）的作用就是将燃油喷嘴供应的大量燃油和压气机供应的大体积空气一起燃烧，释放热量，让空气膨胀和加速，以便在所有状态下供给涡轮所需的燃气流。这一任务必须以昀小的压力损失来实现，并且在有限的可用空间里释放出昀大的热量。

图 13.1 航空发动机主燃烧室示意图
加到空气中的燃油量将取决于所要求的温升。然而，昀高温度限制到 850℃~1700℃，这主要是由涡轮转子叶片和导向器的材料决定的。压缩过程所做的功已经将空气加热到 200 ℃~550℃之间，使燃烧过程产生的温升要求为 650℃ ~1150℃。由于涡轮要求的燃气温度随发动机推力变化，在涡轮螺桨发动机中则取决于要求的功率，所以，燃烧室也必须能够在范围宽广的发动机工作状态下保持稳定而有效的燃烧。
因为商用飞机交通的迅速增加和随之而来的、一般公众从飞机排烟所看到的大气污染的加剧，高效低污染的燃烧已经变得日益重要。

二、主燃烧室工作过程
从发动机压气机来的空气以高达 170米/秒的速度进入燃烧室。由于这一速度太高，不适于燃烧，所以必须降低空气速度，使空气扩压，即使之减速并提高静压。煤油和空气混合物在化学恰当比下的湍流火焰传播速度一般只有每秒几米。空气经过扩压器扩压后速度大约
为 25米/秒，仍大于火焰传播速度，使火焰不能稳定。因此，必须在燃烧室中创造出一个低的轴向速度区，以使火焰在发动机整个工作范围内都能稳定燃烧。
在发动机整个工作范围内，燃烧室总的空气/燃油比可能在 45:1和 130:1之间变化。然而，煤油只能在或者接近于 15:1的比例下有效地燃烧，所以，燃油必须只和进入燃烧室的一部分空气在所谓的主燃烧区中燃烧，这依赖于火焰筒（燃烧衬筒）来实现。火焰筒有使气流沿着燃烧室按照要求分布的各种限流装置。
将近百分之二十的空气质量流量从锥形进口即进气段（见图 13.1和图 13.2）进来。紧靠此锥形口下游的是旋流叶片和多孔的扩张段，空气从这里进入主燃烧区。旋转的空气诱导火焰筒中心部位的气流向前流，促成气流再循环。未流入锥形口的空气流入火焰筒和空气机匣之间的环形空间。

图 13.2 主燃烧室空气流量分配
在燃烧区附近的火焰筒体壁面上有选定数量的二股气流孔(见图 13.1)，有 20%的空气穿过这些孔进入主燃区。从旋流叶片进来的空气和从二股气流孔进来的空气相互作用，形成一个低速回流区。它呈回旋涡流形状，类似发烟环，起稳定和驻留火焰的作用（图 13.3）。回流燃气将新喷入的燃油滴迅速加温到点燃温度，促进它们的燃烧。

图 13.3 主燃烧室火焰稳定示意图
设计中应当使从喷嘴呈锥形喷出的燃油穿过回流区的中心，使燃油得到进一步雾化和蒸发，并与进入主燃烧区的空气充分混合，形成可燃混合物。在发动机启动时，由点火电嘴发出的电火花点着可燃混合物，回流区总是存在使火焰稳定的低速区，使火焰稳定维持长着不
灭。回流区的逆流区充满高温燃烧产物，为可燃混气提供自动点火源。燃烧后的燃气温度大约为 1800到 2000℃。该温度太高，不适于进入涡轮导向叶片。因此，未用于燃烧的空气，大约占60%的总空气流量，被逐渐引入火焰筒。这部分空气大约有三分之一用来在稀释区降低燃气的温度，然后再进入涡轮，而其余的空气则用来冷却火焰筒的壁面。实现这一点借助于一薄层冷却空气沿火焰筒壁的内表面流动，将火焰筒壁面与热燃气隔开。图 13.4介绍了主燃烧室几种冷却方法。一般要求在稀释空气进入火焰筒之前完成燃烧，否则，进来的空气会使火焰降温，造成不完全燃烧。
燃烧室的设计和加入燃油的方式可有很大变化，但是，用来影响和维持燃烧的空气流分布却总是与描述的情形极其类似。

图 13.4 主燃烧室火焰筒几种冷却方式

三、燃油供应
燃油可以选用二种不同方式之一供入空气流中。昀普通的是用喷嘴将雾化良好的燃油喷入回旋的空气流中。第二种方式是让燃油预先汽化，然后进入燃烧区。
在汽化方式中（图 13.5），燃油从供油管喷入位于火焰筒内部的汽化管中。这些汽化管将燃油折转 180°，喷入火焰筒头部，与主燃区空气形成可燃混气，在主燃区燃烧。高温燃气对汽化管加热，有利于燃油在汽化管蒸发。主空气流同时流入火焰筒进口段孔和二股气流孔。冷区和稀释空气经限流孔进入火焰筒，其方式与进入雾化式火焰筒相似。
四、燃烧室的基本结构燃烧室的基本结构如图 13.1所示, 它由以下几部分组成 :
(1)扩压器由燃烧室内外壳和火焰筒头部构成的一个扩压通道。用它来降低速度，提高压力，保证燃烧的顺利进行和减少压力损失。气流的扩压减速是在扩散形通道中实现的。一般扩压器进、出口截面积之比 F进 / F出=3.0 ~ 5.0 ，使压气机出口气流速度由 120一180m
／s降低到 30一 50m／s。气流在扩压器中的压力损失约占燃烧室总压力损失的 1／3，扩压器长度约占燃烧室总长的 1／4。因此，合理设计扩压器对于改善燃烧条件、改进燃烧室性能、减少燃烧室尺寸和重量有着重要意义。

图 13.5 蒸发管式燃烧室
  (2)喷油嘴用来供油，使燃油喷射雾化，一般设在火焰头部的中心部位。

  (3)火焰筒燃烧在其内部进行，在壳体上开有多排大小不同形状各异的孔，用以通过不同用途的空气，保证燃烧充分、掺混均匀并使壁面得到冷却。

  (4)旋流器 (或称扰流器、涡流器 )，装在火焰筒头部中间，用多个以一定角度安装的叶片组成，使进气旋转，形成回流区，保证火焰稳定。

  (5)点火器供启动点火用，有的直接用电嘴，有的用一个小型的预燃室。

  (6)联焰管将有点火器的火焰筒先点燃，再经联焰管点着其它火焰筒。不同型号发动机燃烧室的这些部件的结构、形状、组合不同，因而性能有差异。


五、燃烧室的类型
用于燃气涡轮发动机的燃烧室有三种主要类型，即多个单管燃烧室、环管形燃烧室和环形燃烧室。 1、多个单管燃烧室
这种燃烧室用于离心压气机发动机和早期轴流压气机发动机中。如图 13.6所示。多个单管燃烧室在发动机周围，压气机出口空气用管道引入一个个单独的燃烧室中。每一燃烧室内部均有一个火焰筒，围绕它的是空气机匣。空气流入火焰筒的锥形进口，并且流入火焰筒和外机匣之间的空间。各单独的火焰筒用连焰管连接，使燃烧在发动机启动期间传遍所有的火焰筒。单管燃烧室的优点是易于翻修和试验。 2、环管形燃烧室
环管形燃烧室填补了从多个单管燃烧室过渡到环形燃烧室的空档。多个火焰筒装在一个共同的空气机匣里（图 13.7）。这种布局兼有多个单管燃烧室易于翻修和试验以及环形系统的紧凑性两个优点。 3、环形燃烧室
这种燃烧室有一个火焰筒，其形状完全是环形的，装在内外机匣之间（图 13.8）。环形燃烧室的主要优点是，就同一功率输出而言，燃烧室的长度只有同样直径的环管形系统长度的 75%，大大节省了重量和生产成本。另一优点是消除了各燃烧室之间的燃烧传播问题。

图 13.6 多个单管燃烧室图

图 13.7 环管形燃烧室

图 13.8 环形燃烧室
与环管燃烧系统比较，与之相当的环形燃烧室的壁面积少得多，因而，防止火焰筒壁烧穿所要求的冷却空气量大约也少 15%。冷却空气量的这一减少提高了燃烧效率，因此，实际上消除了未燃烧的燃油，并将一氧化碳氧化成无毒的二氧化碳，从而减少了对空气的污染。
将空气雾化喷嘴引入这种类型的燃烧室大大改善了燃油为燃烧所做的准备，因空气会进入靠近喷嘴处的燃油喷雾中，而这些喷雾都是过度富油的。这大大减轻了初始碳粒的形成。 4、折流式环形燃烧室
折流式环形燃烧室的火焰筒由内、外壁组成。对小型燃气涡轮发动机．因其流量小，转速高，可以采用离心式压气机和燃油从发动机轴内腔经甩油盘离心甩出的供油方式。为了充分利用空间尺寸，缩短转子支点的距离，所以常采用折流式环形燃烧室。美国 J69发动机采用了折流式环形燃烧室。5、回流式环形燃烧室
回流式环形燃烧室的火焰筒由内、外壁和环形圆顶组成。这种燃烧室也用在带有离心式压气机的燃气涡轮发动机中。从压气机出来的气体，在组织燃烧和与燃气掺合的过程中要经过两次折转再流入涡轮部件。燃烧室的燃油是由在环形圆顶部的喷嘴提供。

加力燃烧室概述
加力燃烧（或复燃）是增加发动机基本推力以提高飞机的起飞、爬升以及军用飞机的作战性能的一种方法。可以使用较大的发动机以获得推力增加。但是因为这样会增加飞机的重量，迎风面积及总的油耗。加力燃烧是在短时间内增加推力的昀好方法。
加力燃烧包括在发动机涡轮和喷管的推进喷口之间喷油和燃烧，这样可利用排气流中未燃烧的氧气来支持燃烧（图 13.11）。结果，排气温度增加使推进喷管的喷气速度增加，因此也增加了发动机的推力。
由于加力燃烧室的火焰温度可以大于 1700℃，通常需要恰当安排燃油喷嘴以使得火焰集中在喷管中心线周围。这就允许一部分涡轮排气沿着喷管壁流动，从而使喷管壁面的温度保持在一个安全的数值。

图 13.11加力燃烧原理
对同一种发动机来说，加力燃烧的喷管面积要比正常喷管的面积大以获得减速气流。为了在各种情况下工作，加力燃烧的喷管装有一个双位或可变面积的喷口（图 13.12）。喷口在非加力工作时要关小，但在选择加力燃烧时，燃气温度增加，喷口打开，使出口面积适合燃气气流容积的增加。这样就避免了喷管压力的增加，喷管的压力增加会影响发动机的功能。
这样还能使加力燃烧在发动机的广大转速范围内加以使用。

图 13.12 加力喷管
加力燃烧的发动机推力，在没有加力燃烧时，比没有装加力设备的类似发动机的推力稍微小一些；这是因为喷管中的流体阻力增加了。由于较重的喷管和加力燃烧设备，动力装置的总重量也增加了。
在低涵道比发动机中实现加力燃烧是先将外涵气流和涡轮气流混合，然后喷入加力燃油，并到达稳定器系统，所以燃烧是在混合好的排气流中进行的。另一种方法是分别在外涵道气流和涡轮气流中喷入燃油并稳定火焰，使可用得燃气燃烧并在昀后的喷扣处达到共同的出口温度。采用这种方法，燃油是按计划分别向每股气流喷注的，而且通常在热气流和冷气流中的火焰稳定器之间形成某种形式的相互连接，以促进外涵道冷空气流中的燃烧过程。

加力燃烧的工作原理
1、加力燃烧室工作过程
从发动机涡轮出来的燃气流以每秒 250~400米的速度进入喷管。但是由于速度太高，无法维持稳定的火焰。所以，在气流进入加力燃烧室的燃烧区之前，应该先行扩压，也就是说降低气流速度，增加压力。但是，因为在正常的燃油与空气混合比状态下，火焰传播速度只有每秒几米，所以即使在扩压的空气流中，任何点燃的煤油也会被吹灭。因此，将火焰稳定器（蒸汽槽）设于燃油喷嘴的下游，提供一个湍流旋涡形成的区域以帮助燃烧，并且在此区域内，当地燃气速度进一步降低以使得火焰能保持稳定。 2、雾化与混合
雾化的燃油通过一些喷嘴喷射到喷管内，这些喷嘴的布局能使燃油均匀地分布在火焰区域。燃烧是靠催化剂点火器引发的，点火器产生的火焰是由于喷射在铂基元件上的燃油空气混合物的化学反应形成的；或利用喷嘴附近的点火电嘴或从发动机燃烧室内生成的火焰热流（图 13.13）引燃而成：后一种方法被称为“热射流”点火。一旦燃烧开始，燃气温度就会升高，燃气通过面积扩大的推进喷管膨胀加速以产生额外的推力。

图 13.13 加力燃烧的几种点火方式 3、点火
由于燃气流从涡轮进入喷管时的温度很高，或许人们设想混合物会自发点燃。实际上并非如此，因为尽管冷火焰可在 700℃的温度时形成，但是燃烧在800℃以下是不可能进行的。即使在海平面时能发生自发点火的话，那么在大气压低的高空就不可能了。点燃的火花或火焰必须有相当大的强度才能使点火工作在高空中完成。 4、火焰稳定
为了使系统顺利的工作，需要有稳定的火焰，这种火焰在范围宽广的混合物浓度和燃气流量中均将能稳定地燃烧。这种混合物还必须能在所有的飞行条件下都能容易点燃，并且必须在极少压力损失的情况下维持燃烧。燃烧室（图 13.1）的作用就是将燃油喷嘴供应的大量燃油和压气机供应的大体积空气一起燃烧，释放热量，让空气膨胀和加速，以便在所有状态下供给涡轮所需的燃气流。这一任务必须以昀小的压力损失来实现，并且在有限的可用空间里释放出昀大的热量。

图 13.1 航空发动机主燃烧室示意图
加到空气中的燃油量将取决于所要求的温升。然而，昀高温度限制到 850℃~1700℃，这主要是由涡轮转子叶片和导向器的材料决定的。压缩过程所做的功已经将空气加热到 200 ℃~550℃之间，使燃烧过程产生的温升要求为 650℃ ~1150℃。由于涡轮要求的燃气温度随发动机推力变化，在涡轮螺桨发动机中则取决于要求的功率，所以，燃烧室也必须能够在范围宽广的发动机工作状态下保持稳定而有效的燃烧。
因为商用飞机交通的迅速增加和随之而来的、一般公众从飞机排烟所看到的大气污染的加剧，高效低污染的燃烧已经变得日益重要。

二、主燃烧室工作过程
从发动机压气机来的空气以高达 170米/秒的速度进入燃烧室。由于这一速度太高，不适于燃烧，所以必须降低空气速度，使空气扩压，即使之减速并提高静压。煤油和空气混合物在化学恰当比下的湍流火焰传播速度一般只有每秒几米。空气经过扩压器扩压后速度大约
为 25米/秒，仍大于火焰传播速度，使火焰不能稳定。因此，必须在燃烧室中创造出一个低的轴向速度区，以使火焰在发动机整个工作范围内都能稳定燃烧。
在发动机整个工作范围内，燃烧室总的空气/燃油比可能在 45:1和 130:1之间变化。然而，煤油只能在或者接近于 15:1的比例下有效地燃烧，所以，燃油必须只和进入燃烧室的一部分空气在所谓的主燃烧区中燃烧，这依赖于火焰筒（燃烧衬筒）来实现。火焰筒有使气流沿着燃烧室按照要求分布的各种限流装置。
将近百分之二十的空气质量流量从锥形进口即进气段（见图 13.1和图 13.2）进来。紧靠此锥形口下游的是旋流叶片和多孔的扩张段，空气从这里进入主燃烧区。旋转的空气诱导火焰筒中心部位的气流向前流，促成气流再循环。未流入锥形口的空气流入火焰筒和空气机匣之间的环形空间。

图 13.2 主燃烧室空气流量分配
在燃烧区附近的火焰筒体壁面上有选定数量的二股气流孔(见图 13.1)，有 20%的空气穿过这些孔进入主燃区。从旋流叶片进来的空气和从二股气流孔进来的空气相互作用，形成一个低速回流区。它呈回旋涡流形状，类似发烟环，起稳定和驻留火焰的作用（图 13.3）。回流燃气将新喷入的燃油滴迅速加温到点燃温度，促进它们的燃烧。

图 13.3 主燃烧室火焰稳定示意图
设计中应当使从喷嘴呈锥形喷出的燃油穿过回流区的中心，使燃油得到进一步雾化和蒸发，并与进入主燃烧区的空气充分混合，形成可燃混合物。在发动机启动时，由点火电嘴发出的电火花点着可燃混合物，回流区总是存在使火焰稳定的低速区，使火焰稳定维持长着不
灭。回流区的逆流区充满高温燃烧产物，为可燃混气提供自动点火源。燃烧后的燃气温度大约为 1800到 2000℃。该温度太高，不适于进入涡轮导向叶片。因此，未用于燃烧的空气，大约占60%的总空气流量，被逐渐引入火焰筒。这部分空气大约有三分之一用来在稀释区降低燃气的温度，然后再进入涡轮，而其余的空气则用来冷却火焰筒的壁面。实现这一点借助于一薄层冷却空气沿火焰筒壁的内表面流动，将火焰筒壁面与热燃气隔开。图 13.4介绍了主燃烧室几种冷却方法。一般要求在稀释空气进入火焰筒之前完成燃烧，否则，进来的空气会使火焰降温，造成不完全燃烧。
燃烧室的设计和加入燃油的方式可有很大变化，但是，用来影响和维持燃烧的空气流分布却总是与描述的情形极其类似。

图 13.4 主燃烧室火焰筒几种冷却方式

三、燃油供应
燃油可以选用二种不同方式之一供入空气流中。昀普通的是用喷嘴将雾化良好的燃油喷入回旋的空气流中。第二种方式是让燃油预先汽化，然后进入燃烧区。
在汽化方式中（图 13.5），燃油从供油管喷入位于火焰筒内部的汽化管中。这些汽化管将燃油折转 180°，喷入火焰筒头部，与主燃区空气形成可燃混气，在主燃区燃烧。高温燃气对汽化管加热，有利于燃油在汽化管蒸发。主空气流同时流入火焰筒进口段孔和二股气流孔。冷区和稀释空气经限流孔进入火焰筒，其方式与进入雾化式火焰筒相似。
四、燃烧室的基本结构燃烧室的基本结构如图 13.1所示, 它由以下几部分组成 :
(1)扩压器由燃烧室内外壳和火焰筒头部构成的一个扩压通道。用它来降低速度，提高压力，保证燃烧的顺利进行和减少压力损失。气流的扩压减速是在扩散形通道中实现的。一般扩压器进、出口截面积之比 F进 / F出=3.0 ~ 5.0 ，使压气机出口气流速度由 120一180m
／s降低到 30一 50m／s。气流在扩压器中的压力损失约占燃烧室总压力损失的 1／3，扩压器长度约占燃烧室总长的 1／4。因此，合理设计扩压器对于改善燃烧条件、改进燃烧室性能、减少燃烧室尺寸和重量有着重要意义。

图 13.5 蒸发管式燃烧室
  (2)喷油嘴用来供油，使燃油喷射雾化，一般设在火焰头部的中心部位。

  (3)火焰筒燃烧在其内部进行，在壳体上开有多排大小不同形状各异的孔，用以通过不同用途的空气，保证燃烧充分、掺混均匀并使壁面得到冷却。

  (4)旋流器 (或称扰流器、涡流器 )，装在火焰筒头部中间，用多个以一定角度安装的叶片组成，使进气旋转，形成回流区，保证火焰稳定。

  (5)点火器供启动点火用，有的直接用电嘴，有的用一个小型的预燃室。

  (6)联焰管将有点火器的火焰筒先点燃，再经联焰管点着其它火焰筒。不同型号发动机燃烧室的这些部件的结构、形状、组合不同，因而性能有差异。


五、燃烧室的类型
用于燃气涡轮发动机的燃烧室有三种主要类型，即多个单管燃烧室、环管形燃烧室和环形燃烧室。 1、多个单管燃烧室
这种燃烧室用于离心压气机发动机和早期轴流压气机发动机中。如图 13.6所示。多个单管燃烧室在发动机周围，压气机出口空气用管道引入一个个单独的燃烧室中。每一燃烧室内部均有一个火焰筒，围绕它的是空气机匣。空气流入火焰筒的锥形进口，并且流入火焰筒和外机匣之间的空间。各单独的火焰筒用连焰管连接，使燃烧在发动机启动期间传遍所有的火焰筒。单管燃烧室的优点是易于翻修和试验。 2、环管形燃烧室
环管形燃烧室填补了从多个单管燃烧室过渡到环形燃烧室的空档。多个火焰筒装在一个共同的空气机匣里（图 13.7）。这种布局兼有多个单管燃烧室易于翻修和试验以及环形系统的紧凑性两个优点。 3、环形燃烧室
这种燃烧室有一个火焰筒，其形状完全是环形的，装在内外机匣之间（图 13.8）。环形燃烧室的主要优点是，就同一功率输出而言，燃烧室的长度只有同样直径的环管形系统长度的 75%，大大节省了重量和生产成本。另一优点是消除了各燃烧室之间的燃烧传播问题。

图 13.6 多个单管燃烧室图

图 13.7 环管形燃烧室

图 13.8 环形燃烧室
与环管燃烧系统比较，与之相当的环形燃烧室的壁面积少得多，因而，防止火焰筒壁烧穿所要求的冷却空气量大约也少 15%。冷却空气量的这一减少提高了燃烧效率，因此，实际上消除了未燃烧的燃油，并将一氧化碳氧化成无毒的二氧化碳，从而减少了对空气的污染。
将空气雾化喷嘴引入这种类型的燃烧室大大改善了燃油为燃烧所做的准备，因空气会进入靠近喷嘴处的燃油喷雾中，而这些喷雾都是过度富油的。这大大减轻了初始碳粒的形成。 4、折流式环形燃烧室
折流式环形燃烧室的火焰筒由内、外壁组成。对小型燃气涡轮发动机．因其流量小，转速高，可以采用离心式压气机和燃油从发动机轴内腔经甩油盘离心甩出的供油方式。为了充分利用空间尺寸，缩短转子支点的距离，所以常采用折流式环形燃烧室。美国 J69发动机采用了折流式环形燃烧室。5、回流式环形燃烧室
回流式环形燃烧室的火焰筒由内、外壁和环形圆顶组成。这种燃烧室也用在带有离心式压气机的燃气涡轮发动机中。从压气机出来的气体，在组织燃烧和与燃气掺合的过程中要经过两次折转再流入涡轮部件。燃烧室的燃油是由在环形圆顶部的喷嘴提供。

加力燃烧室概述
加力燃烧（或复燃）是增加发动机基本推力以提高飞机的起飞、爬升以及军用飞机的作战性能的一种方法。可以使用较大的发动机以获得推力增加。但是因为这样会增加飞机的重量，迎风面积及总的油耗。加力燃烧是在短时间内增加推力的昀好方法。
加力燃烧包括在发动机涡轮和喷管的推进喷口之间喷油和燃烧，这样可利用排气流中未燃烧的氧气来支持燃烧（图 13.11）。结果，排气温度增加使推进喷管的喷气速度增加，因此也增加了发动机的推力。
由于加力燃烧室的火焰温度可以大于 1700℃，通常需要恰当安排燃油喷嘴以使得火焰集中在喷管中心线周围。这就允许一部分涡轮排气沿着喷管壁流动，从而使喷管壁面的温度保持在一个安全的数值。

图 13.11加力燃烧原理
对同一种发动机来说，加力燃烧的喷管面积要比正常喷管的面积大以获得减速气流。为了在各种情况下工作，加力燃烧的喷管装有一个双位或可变面积的喷口（图 13.12）。喷口在非加力工作时要关小，但在选择加力燃烧时，燃气温度增加，喷口打开，使出口面积适合燃气气流容积的增加。这样就避免了喷管压力的增加，喷管的压力增加会影响发动机的功能。
这样还能使加力燃烧在发动机的广大转速范围内加以使用。

图 13.12 加力喷管
加力燃烧的发动机推力，在没有加力燃烧时，比没有装加力设备的类似发动机的推力稍微小一些；这是因为喷管中的流体阻力增加了。由于较重的喷管和加力燃烧设备，动力装置的总重量也增加了。
在低涵道比发动机中实现加力燃烧是先将外涵气流和涡轮气流混合，然后喷入加力燃油，并到达稳定器系统，所以燃烧是在混合好的排气流中进行的。另一种方法是分别在外涵道气流和涡轮气流中喷入燃油并稳定火焰，使可用得燃气燃烧并在昀后的喷扣处达到共同的出口温度。采用这种方法，燃油是按计划分别向每股气流喷注的，而且通常在热气流和冷气流中的火焰稳定器之间形成某种形式的相互连接，以促进外涵道冷空气流中的燃烧过程。

加力燃烧的工作原理
1、加力燃烧室工作过程
从发动机涡轮出来的燃气流以每秒 250~400米的速度进入喷管。但是由于速度太高，无法维持稳定的火焰。所以，在气流进入加力燃烧室的燃烧区之前，应该先行扩压，也就是说降低气流速度，增加压力。但是，因为在正常的燃油与空气混合比状态下，火焰传播速度只有每秒几米，所以即使在扩压的空气流中，任何点燃的煤油也会被吹灭。因此，将火焰稳定器（蒸汽槽）设于燃油喷嘴的下游，提供一个湍流旋涡形成的区域以帮助燃烧，并且在此区域内，当地燃气速度进一步降低以使得火焰能保持稳定。 2、雾化与混合
雾化的燃油通过一些喷嘴喷射到喷管内，这些喷嘴的布局能使燃油均匀地分布在火焰区域。燃烧是靠催化剂点火器引发的，点火器产生的火焰是由于喷射在铂基元件上的燃油空气混合物的化学反应形成的；或利用喷嘴附近的点火电嘴或从发动机燃烧室内生成的火焰热流（图 13.13）引燃而成：后一种方法被称为“热射流”点火。一旦燃烧开始，燃气温度就会升高，燃气通过面积扩大的推进喷管膨胀加速以产生额外的推力。

图 13.13 加力燃烧的几种点火方式 3、点火
由于燃气流从涡轮进入喷管时的温度很高，或许人们设想混合物会自发点燃。实际上并非如此，因为尽管冷火焰可在 700℃的温度时形成，但是燃烧在800℃以下是不可能进行的。即使在海平面时能发生自发点火的话，那么在大气压低的高空就不可能了。点燃的火花或火焰必须有相当大的强度才能使点火工作在高空中完成。 4、火焰稳定
为了使系统顺利的工作，需要有稳定的火焰，这种火焰在范围宽广的混合物浓度和燃气流量中均将能稳定地燃烧。这种混合物还必须能在所有的飞行条件下都能容易点燃，并且必须在极少压力损失的情况下维持燃烧。