[拼音]：ranshaoshi
[外文]：combustion chamber
燃料或推进剂在其中燃烧生成高温燃气的装置。它是燃气涡轮发动机、冲压发动机、火箭发动机的重要部件。
燃气涡轮发动机燃烧室燃气涡轮发动机燃烧室由外壳（套）、火焰筒、喷（油）嘴、涡流器、点火装置等组成。由压气机扩散段出来的高压空气分成两股：一股（约占1/4～2/5）进入火焰筒前部，与喷嘴喷出来的燃油混合形成油气混合气，经点火装置点火后燃烧。另一股（占3/4～3/5）从火焰筒与外套间流过，对火焰筒壁面进行冷却，然后进入火焰筒与高温燃气掺混，使燃气温度降低，达到涡轮所要求的温度。通常要求燃烧室具有燃烧稳定、燃烧效率高、点火范围宽、流动阻力小以及结构简单、尺寸小、安全可靠和寿命长等特性。
燃烧室的涡流器一般作成叶片式的，它使气流按要求方向流动，以利于点火和燃烧，并使燃烧得以延续。点火装置只在发动机起动时工作，一旦油气混合气点燃后，即停止工作。喷嘴用来将燃料（航空煤油）以极小的油珠喷入火焰筒，使燃料在吸热后能很快蒸发成为油气，与空气组成极易燃烧的可燃混合气。常用的喷嘴有离心喷嘴、蒸发喷嘴、气动喷嘴等。在一些小型发动机中，还采用高速旋转的甩油盘将燃油甩进燃烧室。火焰筒是油气混合气进行燃烧的地方。这里温度最高，一般采用耐高温的镍基合金板料或冷轧成型的带料焊接而成，也有采用锻件机械加工的。火焰筒一般采用气膜冷却方式降低筒壁温度（见发动机冷却）。
燃气涡轮发动机的燃烧室按气流在燃烧室中流动的方向分为三种：
（1）直流式：气流在燃烧室中沿轴向流动。多数发动机采用这种燃烧室。
（2）折流式：气流由压气机流出后，折成两路流入火焰筒。一般与甩油盘配合使用。
（3）回流式：压气机出口的空气由燃烧室的后端流入火焰筒头部。燃烧的燃气则向前形成回流。后两种形式气流流动损失大，但能缩短发动机的长度，一般用于采用离心式压气机的发动机中。
燃烧室按结构形式又分为管形燃烧室、环形燃烧室和环管形燃烧室。管形燃烧室中的每个管形火焰筒有单独的外套，组成一个单管燃烧室。一台发动机可以有若干个单管燃烧室，沿周向装在发动机上，其中几个燃烧室装有点火装置。各燃烧室之间通过联焰管来传焰和均压。管形燃烧室易调试，强度与刚性好、装拆与维护方便，多用于早期的燃气涡轮发动机以及空气流量很小的发动机上。环形燃烧室中的火焰筒为一整体的环形腔。同心地装在环形的壳体内。这种燃烧室空间利用率高，迎风面积、重量、压力损失、火焰筒表面积和长度都小，所需的冷却空气量少，出口流场沿周向分布均匀，广泛用于各种新型发动机中。环管形燃烧室有若干个管形火焰筒沿圆周均匀地装在一个共同的环形壳体内。各火焰筒间装有联焰管。它的结构介于管形燃烧室与环形燃烧室之间。50～60年代的发动机多采用这种结构。
固体火箭发动机燃烧室功用和要求：
（1）贮存药柱；
（2）使药柱点火燃烧，形成高温燃气，因此燃烧室应能承受高温 (2500～3700K)和高压（106～2×107帕或10～200标准大气压）的作用；
（3）除辅助发动机外，一般燃烧室的壳体都是火箭箭体的一部分，要承受推力和外载的作用，应具有足够的强度和刚度；
（4）承受推力向量控制机构等集中载荷作用。
固体火箭发动机燃烧室通常由壳体和隔热层组成。由壳体承受内压和外载荷。壳体由金属材料或复合材料通过焊接、旋压或纤维缠绕制成。常用的金属材料有高强度钢、钛合金等；常用的复合材料有玻璃纤维、有机纤维、碳纤维或混合纤维-环氧树脂。一般壳体由前封头、圆筒体和后封头三部分组成。封头形状一般呈半球形、椭球形或碟形(三心底)。固体火箭发动机燃烧室没有冷却系统，需要在壳体内壁粘贴一层隔热层，使燃烧室壳体不被燃气烧穿或因过热而危及其结构完整性。此外隔热层还起缓冲药柱与壳体间的压力传递以及密封作用。因此选用的隔热层应具有密度低、延伸率高、模量低和耐烧蚀的性能，并能与壳体和推进剂粘贴牢固。常用的隔热层为充填有二氧化硅、石棉或炭黑的弹性材料，如丁腈、丁苯和乙烯丙烯二烯酸单聚物橡胶等。
液体火箭发动机燃烧室与喷注器、喷管一起组成发动机的推力室，推进剂由喷嘴喷出，雾化后在燃烧室进口等压燃烧（见推力室）。
