思想。由值班级（预燃级）和主燃级组成。值班级为扩散火焰模式，保证发动机启动点火可靠和较为宽广的燃烧边界；主燃级为贫油预混燃烧模式，主要工作于大工况，以减少NOx的生成。

目前，TAPS燃烧室已发展了三代，分别为TAPS1、TAPS2和TAPS3。TAPS1技术目标是要比传统富油头部设计的燃烧室或CAEP2标准降低NOx排放50%，成功用于GEnx发动机上；TAPS2的目标是在TAPS1的基础上再降50%，主要是针对总增压比大于40的发动机，比CAEP2标准NOx排放降低70%，首先用于我国大飞机C919的启动发动机LEAP-X上；TAPS3目标是比CAEP/6降低NOx排放75%，比CAEP/2降低85%。

富油燃烧技术。富油燃烧的基本特点是主燃区空气量低于燃料完全燃烧所需空气量，当燃烧区为富油燃烧时，因燃烧不完全，燃气温度较低，NOx生成量也较低，但是经过富油燃烧后，有大部分燃油未燃烧完全，随着燃气向下游流动，必定要在化学恰当比附近燃烧，此时，燃气温度很高，是NOx大量产生的区域，为了跳过该区域，通过在富油燃烧区末端加入大量空气瞬时降低燃气温度，此后未完全燃烧的可燃成分在贫油状态继续燃烧，从而整个燃烧过程的温度降低。典型的富油燃烧技术是PW公司研制的富油燃烧-快速淬熄-贫油燃烧（RQL，图9）技术。PW公司将RQL燃烧技术用在V2500发动机扇形试验段上试验，其结果比当时的排放标准低50%。之后，PW公司进行一系列的低排放燃烧室的研发，他的低排放燃烧室称为TALON燃烧室，分别发展了TALONⅠ、TALONⅡ和TALONⅩ等一系列低排放燃烧室，已在PW4084、PW6000、PW8000等发动机上成功应用。

加力燃烧室新技术

战斗机在起飞、爬升、规避导弹或机型作战机动飞行等状态需要更大的推力以实现短时间加速飞行，发动机使用加力是短时间内增加推力的最好办法。加力燃烧室是实现发动机加力的部件，它能保持发动机最大转速和涡轮前燃气温度不变的情况下，将燃油喷入气流中让剩余氧气再次燃烧，产生额外推力。现在军用涡扇发动机加力燃烧室（图10），大都采用V型稳定器来稳定火焰，这种加力燃烧室通过气流在钝体后形成的尾迹旋涡和回流区产生一个油气混合均匀的低速区，从而具备了火焰稳定的必备条件。

现代高推重比航空发动机加力燃烧室工作条件越来越恶劣，性能要求更高，主要特征表现在内涵进口温度更高、氧含量降低的情况下，进一步提高加力温度和燃烧效率，降低流体阻力，缩短长度，加力重量超轻。传统发动机加力燃烧室很难实现上述要求，未来加力燃烧室的发展必然将某些部件进行一体化设计，变得更加紧凑，以减少长度和降低重量，提高发动机推重比。涡轮后框架一体化加力燃烧室、旋流加力燃烧室、外涵加力燃烧室是目前研究的重要方案。

涡轮后框架一体化加力燃烧室。

涡轮后框架一体化加力燃烧室的主要特征是取消传统加力燃烧室的混合扩压器，将喷油杆和钝体稳定器整合到涡轮后支撑框架的支板上，形成超级紧凑的一体化结构，加力燃油从支板内的喷嘴孔喷入并进入支板后形成的回流区内稳定燃烧，涡轮后框架一体化加力燃烧室与传统加力燃烧室对比如图11所示。这种加力燃烧室的设计关键在于：合理的安排燃油喷射，既保证加力燃油浓度分布与氧浓度分布主动匹配，又避免燃油的自燃与结焦，还能保证燃油在支板后的回流区内形成稳定燃烧点火源，同时保证加力燃烧室较低的流阻损失；一体化加力燃烧室方案能适用于更高的加力热负荷，具有更简单的结构以及更高的喷杆和稳定器工作可靠性，在高推重比发动机研制中得到了深入广泛的研究。采用涡轮后框架一体化加力燃烧室的典型代表为美国PW公司研制的F119发动机，其推重比在10左右。

旋流加力燃烧室。旋流加力燃烧室是采用类似主燃烧室的旋流燃烧原理组织燃烧，以涡轮后承力框架作为旋流加力的叶片，燃油喷杆内置在叶片内，形成旋流器的流场结构，取消了喷油杆和钝体稳定器。该方案可大幅度强化油气混合，提高燃烧强度和燃烧稳定性，缩短燃烧段长度，降低尾喷流火焰辐射强度，从而缩短加力燃烧室的长度、减轻重量，提高发动机隐身性能，但旋流加力燃烧室出口气流存在较大的余旋，会引起发动机推力损失。

外涵加力燃烧室。

常规加力燃烧室是采用内外涵燃气和空气混合后再点火燃烧，外涵加力燃烧室是直接在外涵道贫油组织燃烧。与传统方案相比，外涵加力燃烧室结构尺寸更紧凑，有利于发动机减重设计；外涵空气含氧量高，有利于组织燃烧，但由于进气温度和压力较低，燃油蒸发困难，不利于油气混合，影响点火性能和燃烧效率。外涵加力燃烧室工作与常规加力燃烧室组织燃烧方式基本相同，采用喷油杆喷油与空气混合，钝体稳定器稳定火焰，原理图如图12所示。

外涵加力技术主要应用在两个方面：垂直/短距起降（STOVL）发动机技术和变循环发动机（VCE）技术。