簡介
一個 後燃燒（或 再加熱）存在於一些組件噴氣發動機，主要是那些所用軍用超音速飛機。其目的是增加推力，通常用於超音速飛行，起飛和作戰情況。通過將額外的燃料噴射到渦輪機下游（即 之後）的噴射管中來實現後燃燒。加力燃燒顯著增加了推力，代價是非常高的燃料消耗和燃料效率的降低，限制了它的實際套用。
飛行員可以在飛行中激活和關閉加力燃燒室，而噴氣式發動機在使用加力燃燒時稱為 濕式運行，不使用時為 乾式。產生最大推力濕度的發動機處於 最大功率，而產生最大推力乾燥的發動機處於 軍事能力。
原則
圖1 SR-71黑鳥在飛行中帶有J58發動機的全加力燃燒室加力燃燒室在英國的歐洲戰鬥機颱風上的特寫鏡頭
圖2 後燃燒燃燒室在英國的歐洲戰鬥機颱風上的特寫鏡頭噴氣發動機的推力受質量流率的一般原則支配。推力取決於兩件事：廢氣的速度和氣體的質量。噴氣發動機可以通過將氣體加速到更高的速度或通過使更多的氣體離開發動機而產生更多的推力。圍繞第二原則設計基本的渦輪噴氣發動機產生渦輪風扇發動機，造成更慢的氣體，但更多。渦輪風扇具有很高的燃料效率，可以長時間提供高推力，但是相對於功率輸出來說，設計的權衡是一個很大的尺寸。為了在短時間內使用更緊湊的發動機來提高動力，發動機需要加力燃燒器。主要通過將排氣加速到更高的速度來增加推力。儘管添加到排氣中的燃料的質量確實有助於排氣質量的增加，但與排氣速度的增加相比，這種影響可以忽略不計。
發動機中的氣體溫度在渦輪機之前是最高的，並且渦輪機承受這些溫度的能力是總乾式發動機推力的主要限制之一。這個溫度被稱為渦輪入口溫度（TET），這是關鍵的發動機運行參數之一。由於足夠高的燃燒速率以消耗所有進氣氧氣將產生足夠高的溫度以使渦輪機過熱，所以必須將燃料流量限制在燃料而不是氧氣成為反應中的限制因素的範圍內，使一些氧氣流動經過渦輪機。通過渦輪機後，氣體在接近恆定的熵下膨脹，從而失去溫度。然後加力燃燒室向渦輪下游噴射燃料並重新加熱燃氣。由於尾管溫度升高，氣體以更高的速度通過噴嘴噴出。通過添加燃料，質量流量也稍微增加。
加力燃燒器產生明顯增強的推力以及發動機後部的可見火焰。這種排氣火焰可能會顯示 衝擊鑽石，這是由於環境壓力和排氣壓力之間的微小差異而形成的衝擊波引起的。這些不平衡引起排氣噴射直徑在距離上的振盪，並在壓力和溫度最高的地方引起可見的條帶。
充氣室燃燒
圖 3 布里斯托Siddeley BS100 的全會室。一種類似的推力增加，但是在渦輪風扇的冷空氣旁路中僅使用額外的燃料，而不是像常規的後燃燒發動機那樣的冷和熱氣體的混合氣流，是為矢量推力Bristol Siddeley開發的增壓室燃燒（PCB）豪客Siddeley P.1154的BS100發動機。在這種發動機中，冷卻旁路和熱核心渦輪氣流在兩組噴嘴之間分開，前後方式與羅爾斯·羅伊斯飛馬相同，只對前冷氣噴嘴施加額外的燃料和後燃。這種技術的發展是為了給飛機的起飛和超音速性能提供更大的推力，但重量更輕小販Siddeley Har。
設計
噴氣發動機加力燃燒室是一個包含額外燃料噴射器的擴展排氣部分。由於噴氣發動機在上游（即在渦輪機之前）將僅使用少量的氧氣，所以在氣流離開渦輪機之後可以燃燒額外的燃料。當加力燃燒器打開時，燃料被注入，點火器被點燃。由此產生的燃燒過程顯著增加了加力燃燒室出口（噴嘴入口）溫度，導致發動機淨推力急劇增加。除了加力燃燒室出口滯止溫度的增加之外，噴嘴質量流量（即，加力燃燒室入口質量流量加上有效的後燃室燃料流量）也增加，但是加力燃燒室出口滯止壓力（由於加熱加上摩擦和湍流損失而造成的基本損失）。
通過增加推進噴嘴的喉部面積來適應增加的加力燃燒室出口體積流量。否則，上游渦輪機械複賽（可能導致渦輪風扇套用中的壓縮機失速或風扇激增）。第一個設計，例如F7U Cutlass，F-94 Starfire和F-89 Scorpion使用的太陽能加力燃燒器，有2個位置的眼瞼噴嘴。現代設計結合不僅VG噴嘴但通過單獨的噴射棒增強的多個階段。
對於第一級，總推力比（後燃/乾）與加力燃燒室停滯溫度比（即出口/入口）的根成正比。
限制
由於燃油消耗量高，加力燃燒室通常儘可能少使用;一個明顯的例外是在SR-71黑鳥中使用的普惠公司的J58發動機。加力燃燒器一般只有在重要的時候才能使用儘可能多的推力。這包括從短跑道起飛，協助從航空母艦發射彈射，以及在空戰情況下 。
效率
推進效率
在諸如噴氣式發動機之類的熱力發動機中，當在最高壓力和最高溫度下進行燃燒時，燃燒效率是最好的，並且膨脹到環境壓力（參見卡諾循環）。
由於排氣由於先前的燃燒而已經具有減少的氧氣，並且由於燃料在高度壓縮的空氣柱中不燃燒，所以與主燃燒室相比，補燃室通常效率低下。如果像通常情況那樣，進氣和排氣管壓力隨著高度增加而減小，則後燃室效率也顯著下降。
這個限制只適用於渦輪噴氣發動機。然而，在軍用渦輪風扇戰鬥發動機中，旁路空氣用於冷卻渦輪葉片並且被添加到排氣中，因此增加了核心和後燃室效率。對於渦輪噴氣發動機來說，增益限制在50%，而這取決於渦扇發動機的旁路比例，可以高達70%。
然而，作為反例中，SR-71具有在後燃燒模式高海拔（“濕”）合理的效率，由於其高的速度（馬赫3.2），並且由於因此高壓衝壓進氣。
對周期選擇的影響
加力燃燒對發動機的循環選擇有重要的影響。
降低風扇壓力比率降低特定的推力（乾燒和濕加後燃燒），但導致進入加力燃燒室的溫度較低。由於後燃出口溫度被有效地固定，所以機組溫度的升高增加了加力燃料的流量。總燃料流量往往比淨推力增加得更快，導致較高的燃料消耗率（SFC）。然而，相應的乾功率SFC改善（即較低的比推力）。加力燃燒室的高溫比可以提高推力。
如果飛機在加力燃燒時燃燒大部分燃料，則選擇具有較高的比推力（即高風扇壓力比/低旁路比）的發動機循環是值得的。由此產生的發動機在加力燃燒（即作戰/起飛）時燃油效率相對較高，但在乾燥的情況下則會變得口渴。但是，如果加力燃燒室幾乎不能使用，那么較低的比推力（低風扇壓力比/高旁路比）將是有利的。這樣的發動機具有良好的乾燥SFC，但在起飛/起飛時具有較差的後燃燒SFC。
發動機設計師通常會面臨這兩個極端之間的妥協 。
歷史
圖4 米格-23加力英國早期的再加熱工作包括在1944年底對格洛斯特流星I的羅爾斯·羅伊斯W2 / B23進行的飛行試驗，以及1945年中期的噴氣式飛機W2 / 700發動機的地面試驗。這款發動機被命名為Miles M.52超音速飛機項目。
美國早期對這一概念的研究由位於俄亥俄州克利夫蘭市的NACA完成，導致1947年1月發表了“尾管燃燒推力增強渦輪噴氣發動機的理論研究”論文
1948年至1948年間，美國在加力燃燒室的工作使太陽能在早期的直翼飛機如“海盜”，“星火”和“蠍子”上安裝。
新型普惠J48渦輪噴氣發動機在加力為8,000磅（36千牛）的推力下，將為即將投入生產的格魯曼戰車F9F-6提供動力。其他新型海軍加力燃燒戰鬥機包括Chance Vought F7U-3 Cutlass，由兩台6000磅（27千牛）推力西屋J46發動機提供動力。
在二十世紀五十年代，開發了幾種大型再熱發動機，如Orenda Iroquois，英國de Havilland Gyron和Rolls-Royce AvonRB.146等。在勞斯萊斯雅芳RB.146變供電的英國電閃電，在皇家空軍服務的第一超音速飛機。布里斯托 - 西德利勞斯萊斯奧林巴斯為TSR-2裝備了再熱裝置。該系統由Bristol Siddeley和聖地亞哥太陽能公司共同設計和開發。協和機的再熱系統是由斯奈克瑪開發的。
加力燃燒室一般只用於軍用飛機，被認為是戰鬥機的標準裝備。已經使用它們包括一些NASA研究飛機上，民用飛機的極少數圖-144和協和廣場，和白騎士的Scaled Composites公司。協和和圖-144有這種能力，以超音速飛行很遠。由於再熱的燃料消耗高，持續的高速行駛是不可能的，這些飛機在起飛時使用了加力燃燒室，並且將在高阻力跨音速飛行狀態中花費的時間減到最少。沒有加力燃燒室的超音速飛行被稱為supercruise。
甲渦輪噴氣發動機裝備有後燃室發動機被稱為“加力渦輪噴氣發動機”，而渦扇發動機同樣配備有時被稱為“增強的渦輪風扇”。
“傾倒和燃燒”是一種燃料傾倒程式，其中使用飛機的加力燃燒器有意地點燃傾倒的燃料。一個壯觀的火焰結合高速度使得這是一個受歡迎的展覽，或作為煙花的壓軸。燃料傾倒主要是用來減少飛機的質量，以避免沉重/高速的著陸;因此除了安全或緊急原因之外，轉儲和燒毀程式沒有實際的用途 。
