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航空推进技术的发展变革摘要：航空用石油化工燃料的可替代、可持续新能源，是航空业未来需要面对和解决的难题。
由可替代新能源引出的储能技术、动力驱动技术和冷却技术等共同构成新能源航空动力技术产业链。
鉴于此，本文主要分析航空推进技术的发展变革。
关键词：航空；活塞发动机；喷气发动机；发展变革1、引言自从1903年莱特兄弟用自制的四缸活塞式发动机首次实现有动力飞行以来，从低空到高空、临界空间，从低速到高速、高超声速的发展，世界航空史上的每一次重大变革都无不与推进技术的进步密切相关。
发动机的性能不仅决定飞行器的飞行包线，影响着飞行器的飞行速度、飞行高度、飞行航时、飞行航程;而且也决定着飞行器飞行安全、飞行的经济性。
当前及可预见的今后历史阶段，由于储能技术尚不足以支撑新能源航空产业化，混合动力技术则成为由传统能源飞机向多电飞机、全电动飞机发展的必要一环，是兼顾技术新颖性、实用性和产业化的必要考量和过渡。
2、飞行启蒙与探索自从开天辟地以来，人类一直追求“嫦娥奔月”“敦煌飞天”“腾云驾雾”遨游蓝天这样美丽的梦想，并为实现这一美好的愿望进行了长期的前仆后继的探索。
早在公元9～23年，就已经有人在身上装着翅膀、双臂扑动模仿鸟类飞行。
意大利文艺复兴时期，著名画家、科学家达·芬奇就详细分析研究了飞行原理和技术，把对鸟飞行的长期研究结果写成了《论鸟的飞行》，并设计出扑翼机(图1)，人俯卧在扑翼机中部，脚蹬后顶板，手扳前部的横杵，就像划桨一样扇动空气，推动飞行，但结果是失败的，最关键的问题是动力，人类不可能只靠自身的体能实现飞行，必须依赖于机械动力。
图1人力飞行蒸汽机发明后，人们尝试把蒸汽机用在“雪茄烟”或“鲸鱼”状的飞艇上。
1852年9月24日，法国人吉法尔驾驶一艘装有蒸汽机带动的三叶螺旋桨飞艇，从巴黎飞到特拉普斯，航程28千米，完成了飞艇历史上的首次载人飞行。
19世纪初，英国人乔治·凯利提出了重于空气的航空器理论，奠定了现代飞行的理论基础，即不同翼面控制飞机的设计概念，解决了升力问题。
某型航空发动机的最大和加力状态调节计划分析摘要:战争从平面走向立体,争夺制空权成了战争最重要的一环。
争夺制空权离不开高性能的战斗机,而战斗机最重要的组成部分——发动机,决定着飞机的安全和性能。
飞机性能的不断提高,对动力装置的要求越来越高,为了满足燃油控制系统的功能要求,有必要对发动机的调节计划进行分析。
本文分析了某型发动机最大和加力状态的控制计划。
通过分析调节计划,对于提高发动机性能、增强发动机可维护性,都具有非常重要的意义。
关键词:推进系统稳态控制规律最大加力稳态性能目前,世界军用发动机大多是采用双涵道、双轴,涡轮后内、外涵道气流混合、共用加力燃烧室和可调全状态超音速尾喷管的高性能涡轮风扇发动机。
本文介绍了其中某型发动机的调节计划,其调节计划采用全程多元复合控制的调节计划,多个调节中介同时或交替进行调节,某些特性实行换算参数调节,使发动机多个参数呈现复合而非单一的变化特性,从而充分发挥发动机的性能,并获得较好的使用经济性、工作稳定性,全面满足飞机较大飞行范围和较好机动性的战术要求。
1 某型发动机最大和加力状态控制计划发动机控制计划是根据飞机的飞行任务和发动机的工作特点制定的,它的目的是保证安全可靠的前提下,保障飞行任务的圆满完成。
一旦给出了发动机的控制规律,就保证在每一个稳定的工作状态下,发动机的全部参数与外界条件之间是单值关系。
稳态控制是指当外界飞行条件改变时,发动机参数应相应变化保持给定的发动机稳态工作点的控制。
它可以是保持某一参数恒定的自动稳定控制,也可以是使被调参数按某一规律变化的复合控制。
某型发动机是几何通道可调的发动机,所以需要两个以上的参数。
一个通过控制供给发动机的燃油进行控制,另一个则需要调节几何通道的方法来实现。
给定控制规律归根结底是为了得到最有利的发动机特性变化和保证发动机工作可靠。
发动机调节参数的选择原则是:该参数能反映发动机工作过程特征;该参数能表征发动机工作状态的性能和稳定性;该参数表征发动机的强度结构;在飞行条件变化时,该参数易于被精确测量。
第四代军用航空发动机（F119和EJ2000）资料来源：西北工业大学F119 ：结构形式：双转子加力式涡轮风扇发动机推力范围：加力 15568daN中间 9786daN用途： F22结构与系统：风扇：3级轴流式，无进口导流叶片，宽弦设计高压压气机：6级轴流式，整体叶盘结构燃烧室：环型，浮壁结构高压涡轮：单级轴流式，采用第三代单晶涡轮叶片材料，隔热涂层和先进冷却结构低压涡轮：单级轴流式，与高压涡轮对转加力燃烧室：整体式，内外涵各设单圈喷油环矢量喷管：二元矢量收敛－扩张喷管，俯仰方向可作-20度到 +20度的偏转控制系统：第三代双余度FADEC装备F119的F22研制概况：F119 是普惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机．其设计目标是：不加力超音速巡航，非常规机动和短距起落能力，隐身性能，寿命费用降低至 25% ，零件数减少 40%~60% ，推重比提高 20%, 耐久性提高两倍，零件寿命延长 50% ．F119 上采用的先进技术有：三维粘性叶轮机设计方法，整体叶盘结构，高紊流度强旋流主燃烧室头部，浮壁式燃烧室结构，高低压涡轮旋向相反，整体加力式燃烧室设计，二元矢量喷管和第三代双余度 FADEC 等 .试车台上的F119收敛－扩张型尾喷管EJ2000 ：结构形式：双转子加力式涡轮风扇发动机推力范围：中间6000daN加力9000daN用途：欧洲战斗机EF2000结构与系统：风扇：3级轴流式，采用三维跨音速宽弦叶片，无进口导流叶片．压比约为4.0高压压气机：5级轴流式燃烧室：环型，蒸发式喷油嘴涡轮：单级轴流式低压涡轮＋单级轴流式高压涡轮加力燃烧室：燃烧和混合型，采用多根径向火焰稳定器尾喷管：全程可调收敛－扩张式控制系统：FADEC，具有故障诊断和状态监视能力装配EJ2000发动机的EF2000战斗机研制概况：EJ2000是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲四国联合研制的九十年代战斗机 EF2000．参加工作的有英国的罗 ? 罗公司，德国发动机涡轮联合公司，意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司．1991年10月EJ2000原型机首次运转．在发动机的设计要求中，除了达到高推重比(10)和地耗油率外，特别强调高的可靠性，耐久性和维修性及低的寿命期费用．EJ2000发动机EJ2000全景图。
1、航空技术现状（1）先进战斗机喷气式战斗机已经发展了五代。
第五代战斗机的典型代表是美国的 F-22，俄罗斯也在进行类似战斗机的研制，如T-50。
其他的先进战斗机还有英国、德国、意大利和西班牙联合研制的 EF-2000欧洲战斗机、法国的“阵风”和瑞典的 JAS.39，这些飞机具有第五代战斗机的部分性能，有人将它们称为四代半战斗机。
第五代战斗机应具备隐身能力、超声速巡航能力、高机动性、短距起降和超视距多目标攻击能力等先进的战术技术性能，目前为止，只有美国的 F-22战斗机完全具备上述能力。
（2）第五代战斗机的先进技术特征隐身技术，又称低可探测技术或目标特征探测技术，主要有五个方面:第一，降低雷达波特征;第二，降低红外辐射特征;第三，降低可见光特征;第四，降低声学特征;第五，降低电子探测特征.具有超声速巡航能力:前提是飞机在正常起飞条件下具有超过 1.1的起飞推力重量比，即要求飞机安装推力大，重量轻的先进发动机.第五代战斗机具有比第四代战斗机更高的机动性。
短距起降是指飞机能以比较短的地面滑跑距离便可起飞或降落，通常认为飞机起飞或着陆滑跑距离在500m以内算作具有短距起降能力.先进战斗机的全环境作战能力除要求全天候和全空域 (全部适合空战的空域 )作战外，还要求飞机具有多目标跟踪／攻击和超视距作战能力（3）隐身飞机飞机的隐身能力是指飞机在飞行中具有不易被敌方探测器发现的能力，即飞机具有不易被雷达、红外、可见光和声波等探测到的能力;目前雷达探测手段对飞机的威胁约占各种探测手段的 60％左右，红外探测威胁约占 30％左右，所以飞机主要是雷达隐身和红外隐身。
雷达隐身的措施主要包括外形隐身和应用吸波材料,以减小雷达波回波散射，即降低RCS。
红外隐身的主要措施有：采用矩形二元喷管，使尾喷流火舌变平；飞机在飞行时尽量不要开加力燃烧室；把发动机布置在机身或机翼上面，利用机翼或尾翼等部件进行遮挡或隐蔽。
国外把隐身飞机的发展分为五代：第一代是洛克希德·马丁“臭鼬”工程队的 SR-7l战略侦察机；第二代为“海弗兰”原型机，即 F-117的原型机；第三代是洛克希德·马丁公司的 F-117战斗轰炸机；第四代是诺斯罗普·格鲁曼公司的 B-2战略轰炸机；而洛克希德·马丁/波音联合研制的 F-22战斗机为第五代隐身飞机。
航空动力技术的研究热点及发展趋势发布时间：2021-12-28T08:07:01.801Z 来源：《中国科技人才》2021年第22期作者：姜贵涛何洋李佳宁[导读] 在航空发动机部件、系统及整机设计、制造、试验、使用维护等方而与国际先进水平都存在很大差距，需要有重点、有针对性地开展一些关键技术的研究工作。
航空工业陕西飞机工业（集团）有限公司摘要：由于种种原因，我国长期以来对航空发动机研制重视不够、投入不足，基础研究工作不够系统深入，在航空发动机部件、系统及整机设计、制造、试验、使用维护等方而与国际先进水平都存在很大差距，需要有重点、有针对性地开展一些关键技术的研究工作。
关键词：航空动力技术；研究热点；发展趋势一、我国航空动力技术与航空发达国家的主要差距20 世纪 90 年代以来，美国、英国、法国和俄罗斯等航空发动机技术先进的国家已经或正在研制F119、Y F120、F135、F 136、M 88、117S 等第 4 代军用小涵道比涡扇发动机。
与此同时，这些国家倾注了巨大的人力、物力、财力，实施了综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)，通用的经济可承受的先进涡轮发动机(V AATE)、先进的军用核心发动机(ACM E)、先进的军用发动机技术(AM ET)等多项发动机技术研究计划。
这些基础研究计划都在型号研制前 1520 年就已经启动，并开发、验证和突破了很多关键技术，为各种先进军、民用发动机的型号研制提供了坚实的技术基础。
二、航空动力技术的研究热点及发展趋势1 短距/垂直起降(STOVL)升力风扇及推力矢量技术随着飞机速度和性能的提高，起飞和着陆距离也随之不断加长，这会给飞机使用带来不利影响。
直升机具有垂直起降能力，但其速度低、升限不高，不适合空战和大规模轰炸一类的任务。
垂直/短距起降飞机(STOVL) 能将普通作战飞机和直升机二者的优点结合起来，形成一种既能垂直或短距离起降，又可以实现高速飞行的航空器，军用价值大大增强。
飞机发动机发展历程回顾飞机发动机经历了哪些历程?下面是的飞机发动机发展历程资料，欢迎阅读。
飞机发动机发展历程1、活塞式发动机时期早期液冷发动机居主导地位很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。
最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。
到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。
1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。
这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。
发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。
首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。
但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。
以后，在飞机用于战争目的的推动下，航空特别是在欧洲开始蓬勃发展，法国在当时处于领先地位。
美国虽然发明了动力飞机并且制造了第一架军用飞机，但在参战时连一架可用的新式飞机都没有。
在前线的美国航空中队的6287架飞机中有4791架是法国飞机，如装备伊斯潘诺-西扎V型液冷发动机的"斯佩德"战斗机。
这种发动机的功率已达130~220kW, 功重比为0.7kW/daN左右。
飞机速度超过200km/h，升限6650m。
当时，飞机的飞行速度还比较小，气冷发动机冷却困难。
为了冷却，发动机裸露在外，阻力又较大。
因此，大多数飞机特别是战斗机采用的是液冷式发动机。
期间，1908年由法国塞甘兄弟发明旋转汽缸气冷星型发动机曾风行一时。
这种曲轴固定而汽缸旋转的发动机终因功率的增大受到限制，在固定汽缸的气冷星型发动机的冷却问题解决之后退出了历史舞台。
先进加力燃烧室设计技术综述张孝春;孙雨超;刘涛【摘要】叙述了航空发动机加力燃烧室的发展历程和现状,指出加力燃烧室设计技术的发展是航空发动机性能需求提升的结果;分析了先进加力燃烧室的主要工作特点和新设计要求,包括超高的内涵气流进口总温和极高的加力温度,要求加力燃烧室具有更低的流体损失、更轻的质量、良好的隐身性能等;研究了先进加力燃烧室的新结构和设计新技术,如气冷稳定器和喷油杆、加力燃烧室一体化设计技术、值班稳定器的演变、可调隔热屏冷却技术、隐身性能设计和数值模拟等;展望了变循环、超级、凹腔驻涡和脉冲爆震等多形式加力燃烧室的发展趋势.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2014(040)002【总页数】8页(P24-30,60)【关键词】加力燃烧室;航空发动机;气冷稳定器;一体化设计;隐身技术;数值仿真【作者】张孝春;孙雨超;刘涛【作者单位】中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015;中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015;中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015【正文语种】中文【中图分类】V231.20 引言加力燃烧室是航空发动机的重要部件。
虽然其质量只占发动机总质量的20%左右，但却能大幅增大发动机推力。
涡喷发动机采用加力燃烧室，推力增大比可达40%～50%；涡扇发动机采用加力燃烧室，推力增大比可达60%～70%甚至更高。
采用加力燃烧室能大幅增大发动机的单位迎面推力和推重比，全面改善飞机的机动性并扩大飞行包线，提高歼击机的制空能力。
因此，加力燃烧室在军用飞机的发展中占有重要地位。
20世纪40年代，德国首先在JUMO-004E发动机上采用加力燃烧室，此后加力燃烧室被广泛应用于战斗机动力装置上。
其产生源于飞机为了突破声障对发动机性能提高的要求，其设计技术随着航空发动机性能的提高而不断发展。
近年来，在高性能第4代飞机的研制过程中，对发动机加力燃烧室提出许多新的、近乎苛刻的设计要求，加力燃烧室设计技术也因此取得了迅猛发展。
航空发动机加力燃烧室不稳定燃烧机理与控制方法研究摘要航空发动机是航空器的核心之一，其具有重要的作用。
航空发动机加力过程中，燃烧室出现不稳定燃烧现象，对航空发动机的正常使用及安全带来风险。
本文从燃烧室不稳定燃烧机理与控制方法入手，对航空发动机燃烧室不稳定燃烧机理进行研究，提出相应的控制方法，以提高发动机的稳定性和安全性。
关键词：航空发动机；燃烧室；不稳定燃烧；机理；控制方法一、引言随着航空技术的不断发展，航空发动机的使用越来越广泛。
燃烧室是航空发动机的心脏，起到了燃烧混合气的作用，同时是发动机的能量转换中心。
在航空发动机加力过程中，燃烧室内可能会出现不稳定燃烧现象，导致发动机的失控，严重时可能造成发动机事故。
因此，研究航空发动机的燃烧室不稳定燃烧机理及其控制方法对于提高航空安全和发动机的稳定性具有重要意义。
二、燃烧室不稳定燃烧机理1.燃烧室不稳定燃烧发生的原因燃烧室不稳定燃烧发生的原因是多方面的，比如燃料流动不均匀，燃烧过程中的化学反应过激，喷嘴的设计不合理等等。
但是最为关键，影响最大的因素是燃烧室的流动结构不稳定所导致的问题。
在过去的研究中，已经发现了一些燃烧室不稳定燃烧的机理问题，例如有关动态失稳和后、侧消烧这两个问题。
2.燃烧室不稳定燃烧的机理燃烧室不稳定燃烧的机理包括很多因素，其中最主要的因素是燃烧室内的气体动力学流动结构不稳定。
当工作流动的稳定性缺失时，会导致极其复杂的涡流产生，这些涡流会扰动燃烧室内的燃料混合气的分布。
由于燃烧室内的燃料混合气分布出现不均匀现象，不仅会导致燃烧室内部出现温度不均匀现象，而且会导致燃烧室内发生不稳定燃烧，由此会引发燃烧室爆炸的风险。
三、燃烧室不稳定燃烧的控制方法1.燃烧室的调整合理的燃烧室结构设计是避免不稳定燃烧的关键。
需要考虑燃烧室的几何形状、流道的设计、调焦器的位置及数量等因素，保证燃烧过程中燃料的均匀混合，避免出现燃烧不充分、易爆的问题。
2.燃烧控制系统发动机燃烧控制系统是航空发动机的关键部分，对燃油进入、混合、氧气进入和燃烧过程的控制起到重要作用。
先进航空发动机加力燃烧技术发展目录1 .前言 (1)2 .常规加力燃烧技术的创新优化 (2)2.1. 日本稳燃技术进展 (2)2.2. 俄罗斯稳燃技术进展 (3)3 .常规加力燃烧技术发展趋势 (4)4 .新型加力燃烧技术 (5)4.1. 外涵道加力燃烧技术 (5)4.2.爆炸加力燃烧技术和爆震加力技术 (6)4.3.核能加力燃烧技术 (6)4. 4.等离子体助燃加力技术 (7)5.先进加力燃烧室设计研发 (8)5. 1.火焰稳定器 (8)5. 2.燃油喷射 (8)5. 3.火焰稳定设计 (8)5. 4.值班火焰稳定器及点火设计 (9)5. 5.动态不稳定性的研发 (9)5. 6.试验台建设 (9)5. 7.加力燃烧室衬套冷却设计 (10)5. 8.加力燃烧室稳身要求 (10)6 .巡航导弹加力燃烧室与战斗机加力燃烧室的差别 (11)7 .未来发展及研发 (11)8 .结束语 (12)1.前言加力燃烧具有宽工况适应性，除用于常规军用涡扇发动机外，未来变循环发动机、常规起降高超声速动力系统、单级入轨系统、新一代超声速民航飞机动力等也可用加力燃烧技术作为突破循环切换“推力陷阱”的重要辅助手段。
因此，在未来相当长的一段时间内，加力燃烧仍将作为航空发动机关键技术，发挥重要作用。
目前，常规主燃烧室受限于技术原理、材料性能和环保要求，已逐渐逼近设计极限，涡轮级间燃烧、超紧凑燃烧、定容燃烧等非常规燃烧技术尚未成熟，因而加力燃烧技术因其设计灵活性和应用的便捷性，在可预见的未来不但不会消亡，还可能会进一步发展。
基于对上述趋势的清醒认识，各国的相关企业和科研机构在对常规加力燃烧技术进行创新优化的同时，也在各种新型加力燃烧技术上加大科研投入，力求在未来的竞争中占得先机。
2.常规加力燃烧技术的创新优化在常规加力燃烧技术的创新优化方面，具有提高燃烧效率和降低耗油率作用的稳燃技术是各国重点研究的方向之一。
2.1.日本稳燃技术进展在常规加力燃烧室稳燃技术方面，日本石川岛播磨重工(IH1)近年来开展了较多创新性研究，尤其在火焰稳定器新结构方面的研究工作较有参考价值，已公开的稳定器新结构见表Io表IIH1公司设计的不同类型火焰稳定器特点•用于径向稳定器•可通过机械结构调节稳定器槽宽•可在巡航状态将稳定器完全闭合•可在工况恶化状态将稳定器槽宽开至最大•大幅降低加力燃烧室稳定器流阻损失•可根据发动机工况自适应调节稳定器•极大改善点火性能•结构十分复杂•用于径向稳定器•利用稳定器两翼加细小翻边/内凹结构，改善径向稳定器远燃油喷嘴位置的周向联焰性能•改善中心位置火焰温度场•表面凸起或凹进易造成稳定器烧蚀、损坏•折叠V钝体与联焰管•能够形成类似沙丘驻涡稳燃结构•极大增强稳定器抗扰动能力•拓宽稳定器吹熄边界•有较大实用价值2.2.俄罗斯稳燃技术进展在俄罗斯研制的一个V形槽稳定器与主燃烧室头部旋流器结合的加力燃烧方案中（如图1所示），研究人员在V形槽稳定器内部安装了一种与常规主燃烧室头部旋流器类似的结构。
根据推测，该结构的设计目的一方面是改善燃油雾化掺混特性，从而改善加力燃烧室燃烧效率，提高加力燃烧温升；另一方面是为了降低加力燃烧状态下的耗油率，同时利用旋流器回流区与V形槽钝体绕流回流区耦合，强化加力燃烧的火焰稳定性，改善加力燃烧室内的燃烧振荡现象，拓宽火焰吹熄极限。
燃烧室中的横向射流本身是一种有效的燃料掺混与火焰稳定方式，且不需要任何机械结构，质量轻、结构简单。
但在加力燃烧室内实现横向射流点火与稳燃技术难度较大，这主要是因为射流穿深与射流轨迹难以控制，且下游流场十分复杂。
针对这种情况，俄罗斯研制了一款内锥双孔射流稳燃加力燃烧方案（如图2所示）。
在该方案中，通过优化的对置双孔在发动机内涵道尾锥处射流，两股射流将相互碰撞并混合，随后可在射流孔下游区域形成低速回流区结构。
利用横向射流，只需确保火焰能够可靠点燃、下游火焰能够较好扩散，因此这一方案理论上具有较低的流动损失和较高的加力燃烧效率。
但需注意的是，因为加力燃烧室内涵道压力较大，如射入的是燃油/空气混合气或单纯是空气，则需要对气流进行增压。
图2内锥双孔射流稳燃加力燃烧室方案3.常规加力燃烧技术发展趋势从IHI可控径向稳定器和俄罗斯的这几种可调节加力燃烧室设计方案可见，随着未来航空发动机控制裕度的提高，加力燃烧室有望向多模式、多余度、可调节、可控制方向发展。
且从俄罗斯在加力燃烧室控制技术领域已公开的大量专利来看，俄罗斯已在加力燃烧控制技术方面做了较深的技术积累。
但同时需注意到，可调节的火焰稳定器也必然伴随热端部件冷却问题，这是一个值得探讨研究的技术细节。
现代涡扇发动机加力燃烧过程中，单位容积释热率增大，产生振荡燃烧的倾向也趋于明显，尤其引入涡轮后框架一体化设计概念后，结构更紧凑、系统刚性更强，而选用的稳燃方式则越发简易，因此更容易出现燃烧振荡等不稳定现象，通过防振隔热屏、人工阻尼、调节脉动源等方式抑制或排除振荡燃烧的难度也随之加大。
在常规加力燃烧技术优化方面，日本较为重视稳燃器结构方面的创新，同时十分重视成熟技术的组合搭配，并因此在一体化加力燃烧室方面取得了成功；而俄罗斯工程师较为重视加力燃烧室多余度控制方面的创新研究，利用由简至繁的多种技术手段，实现了加力燃烧室在喷油与火焰稳定器层面的多重、多余度控制与调节。
当然，在加力燃烧室日趋简化的宏观发展背景下，俄罗斯的技术尝试与“少即是多”的现代航空工业发展理念几乎背道而驰，其各项技术方案的应用前景其实并不明朗，但也不失为现阶段先进加力燃烧技术研究的有益参考。
4.新型加力燃烧技术近十年来，各国公开了一部分新型加力燃烧原理及技术方案，主要包括：外涵道加力燃烧、爆炸加力燃烧、爆震加力燃烧、核能加力、涡流稳燃加力、电加力和等离子体助燃加力等。
其中，外涵道加力技术、爆炸加力技术、爆震加力技术和核能加力技术本质上都属于20世纪50年代左右的技术概念在新技术条件下的“死灰复燃”，而涡流稳燃加力、电加力和等离子体加力技术则有一定的技术先进性。
4.1.外涵道加力燃烧技术外涵道加力燃烧技术一般是指在发动机外涵道布置类似于主燃烧室的燃烧结构，以实现外涵道气流的高效燃烧。
当前，即便在现阶段的涡扇发动机低压压气机压比较高的情况下，外涵道压力对于高效燃烧而言仍然偏低，因此目前这方面技术多以方案为主，较少进入实用阶段。
但是，随着变循环发动机技术的逐渐成熟，通过进气道多组激波增压后的外涵道气流已可达到主燃烧室一级的水平，且由于涵道通流随发动机循环状态发生变化，加力燃烧室在高超声速条件下将承担起主燃烧室的作用，因此外涵道加力燃烧技术研究重新具有了应用前景。
以GE航空集团公开的风扇增压外涵道加力燃烧室为例（如图3所示）。
该方案在低压压气机、中压压气机和高压压气机的叶尖延伸布置了叶尖涡轮系统，在发动机常规加力燃烧室接通、飞行器超声速飞行、发动机达到常规最大推力状态下，通过进气阀调节内外涵道的流量，使外涵道气流达到一定的流量和压力。
此时，在发动机低压压气机出口附近喷射一股燃料，可在中压压气机顶部外涵燃烧室附近点火燃烧，并驱动中压压气机、高压压气机叶顶涡轮输出功率，加速压气机旋转，从而进一步提升发动机高速下极限推力。
利用这一技术，理论上可让发动机跨越涡喷/涡扇发动机常规加力燃烧无法跨越的“推力陷阱”，使发动机加速到冲压模态，因此，这是一种循环过渡态加力燃烧技术。
图3GE航空集团的外涵道加力燃烧室方案4.2.爆炸加力燃烧技术和爆震加力技术爆炸加力燃烧技术是指利用三硝基甲苯(TNT)炸药等爆炸形成的冲击波，瞬间提升发动机推力。
这种工作模式不用于载人飞行，但对于高速无人飞行器有十分明显的大加速度优势。
这方面研究工作目前还处于起步阶段，可供参考的资料较少，俄罗斯研究的一种概念设计如图4所示。
爆震加力技术是指将定容燃烧、旋转爆震或脉冲爆震等装置应用于加力燃烧室内，从而实现爆震加力燃烧。
这方面研究工作开展得较多，各类方案层出不穷，但尚未出现任何有工程价值的技术构型。
图4TNT爆炸加力发动机概念图4.3.核能加力燃烧技术核能加力燃烧技术看上去是一种较为激进的概念，但早在20世纪50年代，美国、苏联的工程师就在这一领域开展了大量研究。
近年来，由于可控核反应、可控核辐射技术的逐渐发展，核能加力燃烧室又被重新提出，如俄罗斯科学家目前提出的方案(如图5所示)。
这一方案综合了布雷顿、郎肯循环和斯特林循环等多种循环方式，可利用核辐射能与核裂变能使飞行器超长时间巡航。
目前俄罗斯科学家已对该方案原理与实现形式做了较为系统的研究、论证与分析，具备初步技术可行性。
4.图5俄罗斯核能燃烧室技术方案5. 4.等离子体助燃加力技术进入21世纪后，电气技术的发展速度远快于传统机械技术。
可以预见，现代及未来航空发动机将越来越多地引入电力装置，以替代过去需要大量机械结构才能实现的功能。
而在航空发动机燃烧技术层面，尤其是加力燃烧技术层面，最有应用前景的新技术就是等离子体助燃技术。
等离子体助燃本身并非新概念，但由于等离子体发生器结构过于复杂、沉重，将其应用于航空发动机可获得的收益不足以补偿其结构质量与复杂度带来的问题。
但随着纳秒脉冲表面介质阻挡放电(SDBD)、准直流丝状放电、直流放电、等离子体一中性气体等技术方案的模块化、小型化甚至微型化，将其应用于航空发动机的流动微尺度控制与燃烧的强化已经成为了现实。
其中最为典型的应用为GE航空集团正在开发的新型主燃烧室TAPSX,在其头部结构中引入了等离子体发生装置，用于改善燃烧室极贫油工况燃烧性能，并有望解决振荡燃烧不稳定问题。
而加力燃烧室由于空间较大、可调整的结构较多，因而更适用等离子体流动控制与助燃技术。
5.先进加力燃烧室设计研发5. 1.火焰稳定器作者曾对不同形式的火焰稳定器进行过研究，特别研究了V型槽与旋流器的组合，但结果很不理想。
带旋流器之后火焰稳定性没改善多少，而总压损失加大。
考虑到前面提及的，对现今加力燃烧室，火焰稳定不是大问题，而减少总压损失很重要，表明这样的研究方不对了，但中心旋流器的值班火焰稳定器是一个可取方案。
总的说，仍是V型槽方案，只是细长体顶角、直线段长度、喷油点位置、“裙边”角度等要取最佳化。
而火焰稳定器本身是两层壁的结构，引风扇冷空气对火焰稳定器前端冲击冷却，冷却空气流过夹层，在稳定器后端排出。
5.2.燃油喷射总的来说，仍然是喷油杆的直孔多点喷射，但是有所不同：第一，喷油杆并不暴露于热气流中，而是沉浸于V型槽内的冷空气中。
由于这一点带来设计上的限制：显然要以径向火焰稳定器为主。
因为径向火焰稳定器可以将风扇冷却空气引入V型槽；同时喷油杆的数目势必等于径向V型槽的数目（不可能一个V型槽中伸两个喷油杆）；为了增大喷射点的数目（多点喷射的特点），显然要从火焰稳定器两侧喷出；喷射方向基本上与表面垂直（或成一个较大的斜角），也与跨流近乎垂直。
