在发动机涡轮或风扇后的气流中喷油燃烧，使气流温度大幅升高，从喷口高速喷出，以获得额外推力的装置称为加力燃烧室，又称后燃室或补燃室。采用加力燃烧室，至今仍是使飞机能突破声速的主要手段。
按涡轮风扇发动机两股气流加力的方式，加力燃烧室可分为外涵道加力、核心流加力、平行流加力和混合流加力；
按加力燃烧室内气流流动的形式，又可分为直流式加力和旋流式加力。
(1) 加力燃烧室工作原理
如4.3.3节所述，在燃烧室中，由压气机出来的高压空气，大约只有四分之一进入火焰筒与喷入的燃油混合燃烧，余下的空气由火焰筒后部小孔流入火焰筒与燃烧气体掺混，将燃气温度降低到涡轮工作叶片能够承受的水平。
因此，流出燃烧室的燃气中还有大量可用的氧气。在涡轮后已无高速转动部件，可以利用这部分气流中的氧气再喷入燃油进行补充燃烧，以提高燃气温度，增加燃气流出尾喷管前的能量，加大喷气速度，从而增加发动机的推力。
图4-29 、 用于涡轮风扇发动机的加力燃烧室简图
图4-29示出了涡轮风扇发动机的加力燃烧室简图。加力燃烧室通常由扩散器、掺混器（对涡轮风扇发动机而言）、喷油装置、火焰稳定器、点火器、隔热防振屏和加力筒体等组成。
由外涵道流来的空气经掺混器流入低压涡轮后的流道与低压涡轮后的燃气掺混，掺混后的燃气首先在扩散器中降低流速，由喷油装置（图中所示的加力燃烧室用的是环形喷油管）喷出的燃油与燃气掺混，燃气虽在扩散器中降低了流速，但流速仍然很高，无法组织燃烧，为此还必须采用火焰稳定器来组织并稳定燃烧。
(3) 火焰稳定器
在加力燃烧室高速气流中形成回流区用以稳定火焰的装置称为火焰稳定器。也可以说，火焰稳定器相当于一个在大风中的挡风墙，风力再大，在挡风墙后面的火焰也不会被吹灭，它有利于加力燃烧室中燃烧过程的稳定。
几乎所有加力燃烧室采用的火焰稳定器均作成V型槽的形式，这种形式是自上世纪40年代末有加力燃烧室以来—直沿用的传统结构，只不过有的发动机采用环形（1～3环），有的采用径向式（多根），或采用二者的组合形式。
当高速气流流过V型槽时，由于尾缘气流分离产生低压区，使得在稳定器的后面形成回流区，在回流区中充满高温已燃产物，存在稳定的点火源，不断点燃稳定器边缘的新鲜油气混合气，使火焰得以稳定并传播开去。
图4-30 、我国发明的沙丘驻涡火焰稳定器
值得特别指出的是我国歼六、歼七战斗机发动机的加力燃烧室，在20世纪80年代中期换用了一种与传统形式完全不同的新型稳定器。这种称为“沙丘驻涡火焰稳定器”的新型稳定器（图4-30）是北京航空航天大学高歌等教授在我国著名的发动机老专家宁榥教授的指导下发明的。
采用这种新型火焰稳定器后，不仅加力燃烧室中燃烧过程更加完善，燃烧稳定性得到较大提高，而且发动机耗油率也降低了，战斗机的机动性能也得到了提高。
为此，在第—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，可以说这是中国人在航空发动机部件改进中独立作出的第一项重大突破。
世界著名的航空、航天专家钱学森先生称赞道：这是—项为中国人民争气的很有价值的重大发明，是一个很大的技术突破，这项科研成果“在国际航空史上，为中华人民共和国争得了荣誉”。几位发明人也因此受到了党和国家领导人的亲切接见。
(4) 振荡然烧
在发动机工作时，加力燃烧室中出现大幅度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，常伴有轻微的压力脉动，这是允许的正常燃烧状态。
但是，当气流和燃烧释热脉动与加力燃烧室固有共振频率之一的气柱声振荡频率发生耦合共振时，就可能形成“振荡燃烧”。
此时气流脉动的压力幅值明显增大，一般压力幅值是平均压力的5%~10%，甚至50%以上。
通常，涡轮喷气发动机在低空高速时容易产生高频振荡，发出尖啸声；而在高空小速度时，特别是小涵道比涡轮喷气发动机易产生低频振荡，发出嗡鸣声。“振荡燃烧”严重时会出现“放炮声”，造成风扇和压气机失速或喘振，甚至使发动机停车或机械损坏。
所以，必须极力避免加力燃烧室出现振荡燃烧。主要的方法有：优化加力燃烧室设计、调整喷嘴与稳定器的距离、抑制振源和加装隔热防振屏等。
(5) 隔热防振屏
安装在加力筒体内用以隔热并防止振荡然烧的多孔薄板筒体称为隔热防振屏。
加力燃烧室工作时，由于火焰稳定器后面的燃气温度很高，为此，必需在加力燃烧室筒体(即承力的外壳体)内装隔热套筒，与外壳保持一定的距离，形成环形冷却通道，在涡扇发动机中利用外涵道的空气作为冷却气流，这股气流大约为总气流量的10%左右；
而在涡轮喷气发动机中，则只能用涡轮后温度较高的燃气来冷却，显然冷却效果欠佳。所以，在涡轮喷气发动机中，有时发生加力燃烧室承力的外壳体温度过高的“烧屁股”问题。
隔热防振屏通常由一段或多段筒体所组成，也有用全长隔热防振屏的，其上开有许多1~3毫米的小孔，前段主要起防振作用，后段起隔热作用。
隔热防振屏一般做成纵向或横向波纹形。这样，一方面可使压力波发生漫反射，以大大减弱反射压力波的能量并改变其相位，起到阻尼作用；
另一方面因小孔两侧存在压差，气柱既可进入冷却通道，也可反向流入燃烧室，使振荡能量变为气流动能而被吸收，从而起到防止振荡燃烧发生的作用。
同时，带小孔的波纹板受热后变形，可以减小隔热防振屏的热应力。
(6)加力比
带加力燃烧室的发动机中，开加力时的推力与不开加力时的最大推力之比称“加力比”，即加力比=开加力时的推力/不开加力的最大推力。不开加力时的最大推力定义为中间推力。
加力比大，意味着装这种发动机的战斗机机动性好，它是评定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。
在涡轮喷气发动机中，加力比一般为1.4～1.6；在涡轮风扇发动机中，加力比较大，一般为1.6～1.8，高的几乎可达到2.0。例如，俄罗斯为米格-31研制D-30F6涡轮风扇发动机的加力比为1.997，是现在加力比最高的发动机。
为什么涡轮风扇发动机的加力比大于涡轮喷气发动机？这是因为在涡轮风扇发动机中，外涵道中流过的全是没有燃烧的空气，因此在它的加力燃烧室中，可供燃烧的空气量比涡轮喷气发动机的多很多，因此可喷入更多的燃油，使加力推力增加得更多。
图4-31、典型的加力燃烧室
图4-31为“斯贝”MK202加力式涡轮风扇发动机的加力燃烧室结构图。为了获得更大的加力状态推力，应尽量提高加力燃烧室出口的燃气温度（一般可达到1750~1800℃以上），以使由喷口排出的燃气速度达到最大，当然这又带来了如前所述的在开加力燃烧室时，发动机的经济性变得极差。
加力燃烧室的工作条件远不如燃烧室中的好。
首先，燃烧室中的空气压强是压气机出口压强，是发动机中压强最高处，而加力燃烧室中的燃气压强是涡轮后的压强，大大低于前者，加力的燃气压强低，燃烧性能就较差；
图4-32 、典型的带加力燃烧室的涡轮风扇发动机
其次，燃烧室进口处的空气流速较低，约为100米/秒左右，而加力燃烧室进口处燃气速度却高得多，约为400～500米/秒，流速越高，组织燃烧就越困难；
另外，在燃烧室中与燃油混合的是纯空气，而在加力燃烧室中，与燃油混合的是已燃烧过的燃气与空气的混合气，当然不利于燃烧。
因此，在加力燃烧室中虽然采取了组织稳定燃烧的必要措施，但燃烧过程仍然不好，不得不将加力燃烧室做得很长。现在燃烧室的长度约为400～800毫米，短的不到300毫米，而加力燃烧室的长度却长达2000～3000毫米，与风扇、压气机、燃烧室、涡轮加起来的长度相当或更长些，即使有这么长的长度，在加力燃烧室出口处燃烧过程仍然不可能十分完全。
图4-32为用于欧洲新—代战斗机“台风”EF2000的EJ200涡轮风扇发动机，由图可明显看出，加力燃烧室的长度比风扇，高压压气机，燃烧室，高、低压涡轮几个部件加起来的长度还要长一些。
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