後燃器把更多燃油噴入噴射發動機的高溫排氣中，再次燃燒，產生鮮明尾焰與額外推力。原文概估推力增幅約 50% 以上，可用於起飛、超音速加速、機動與脫離威脅；代價是油耗很高，持續使用可能在幾分鐘內消耗大量燃油。
理解後燃，有助了解現代戰鬥機的飛行取捨，以及工程師為什麼持續改進 F-35 的 F135 和未來可變循環發動機，追求以更少燃油提供需要的推力。
燃燒的基本原理
噴射發動機把煤油類燃料與壓縮空氣混合燃燒，產生可供渦輪取出功的高溫氣流。原文列出的核心燃燒溫度約 1,500–2,000°C；可允許溫度取決於渦輪材料、冷卻及具體量測位置。
關鍵是核心不會消耗進氣中所有氧氣。整體混合比保持較稀，部分空氣也用於冷卻與稀釋，以免溫度超過渦輪承受能力。因此，渦輪後方排氣仍含有可參與燃燒的氧。
剩餘氧氣讓後燃成為可能：在尾噴嘴前加入燃油並穩定燃燒，可增加氣流能量，再透過噴嘴膨脹，提升噴流速度與推力。
後燃器的結構
英式用語稱為 reheat 再熱。後燃器基本上是渦輪與尾噴嘴間的長流道，內有噴油桿與穩焰器。選用後燃時，燃油系統把更多燃料噴入高溫排氣。
穩焰器常使用 V 形截面，形成局部低速與回流區，讓火焰能穩定存在。主氣流速度可能大於火焰傳播速度，若沒有合適的穩焰方式，火焰就可能被吹熄。
額外燃燒使溫度大幅提高，原文列出噴嘴附近可能超過 1,700°C。高能氣流在噴嘴膨脹，增加推力；可變幾何噴嘴配合更大的體積流量與壓力匹配，避免不適當背壓影響核心運作。
後燃推力為什麼昂貴？
後燃通常比核心燃燒的燃油效率低。它是在已通過渦輪、壓力較低且溫度仍高的氣流中再加熱，沒有另一組壓縮器先提高壓力。熱能仍會經噴嘴膨脹轉成噴流動能，並非原文所說完全沒有膨脹取功過程，但每單位燃油增加的推力較有限。
原文概估，F110 或 F135 等後燃渦輪扇，全後燃耗油率可能是軍用乾推力的 3–4 倍，推力卻只增加約 50%。它以 F-16 全後燃平飛約 10 分鐘耗完內油作例子；實際時間依高度、速度、燃油量、型號與掛載差異很大，不可當作操作數據。
因此，超音速巡航相當有價值，也就是不開後燃器仍能持續超音速飛行。F-22、Typhoon 等機型在適當條件下具此能力；原文以 Mach 1.5 以上概括，但每型可達速度和掛載條件需分別確認。
點火與燃燒穩定
後燃點火不如表面上簡單。某些條件下排氣可使燃油自燃，另一些則不行。許多系統使用點火器、引燃火焰或其他方式，待燃燒穩定後，再增加主燃油流量。
燃燒不穩定是重要風險。後燃流道可能出現稱為尖嘯（screech）的高頻壓力振盪，嚴重時可損壞結構。穩焰器、噴油分布與聲學內襯，都用來抑制不利振動，也是設計需要長期成熟化的原因。
後燃尾焰的亮度與顏色來自燃燒、化學發光和溫度等因素，不能簡單等同「氫與碳電漿」。醒目的震波菱形，則是超音速噴流因壓力不完全匹配，在膨脹與壓縮過程形成的明暗結構。原文對內外火焰顏色的描述是簡化示意，不是固定分層。
可變幾何與任務模式
現代後燃發動機可在不同推力設定運作。原文以第一段／最小後燃與第五段／最大後燃作例子，說明從小幅增推到最大推力的範圍；不是所有發動機都有相同五段命名。控制系統協調燃油與噴嘴面積。
收斂—擴張噴嘴透過可變喉部及出口幾何，配合不同流況。面積匹配不當可能降低推力、增加熱負荷，甚至影響核心穩定。F-22 與部分俄製戰鬥機再加入 推力向量，依噴嘴設計提供俯仰或多軸控制作用。
飛行員必須了解推力回應與延遲，就像駕駛熟悉油門特性。低速機動或航艦起飛時，錯誤時機可能增加風險。後燃既提供重要性能，也提醒人們高速作戰需要付出燃油與操作管理的代價。
未來：可變循環發動機
下一代推進研究包括 GE XA100 等第三氣流概念，以及 F-47 相關的下一代動力。系統可調整氣流分配，在巡航時重視效率，在高功率任務提高推力；這不等於原文所稱直接從高旁通渦輪扇變成純渦輪噴射。
這類架構希望改善巡航油耗，同時保持高功率能力，也可能讓更多任務減少依賴傳統後燃。是否能持續超音速，仍需與機體、阻力及任務條件共同評估。
後燃器不太可能完全消失，因為它仍是取得短時間額外推力的相對直接方式。未來設計的目標，是降低對高油耗模式的依賴，而不是已經解決所有燃油取捨。
重點整理
- 後燃器向渦輪後排氣加入燃油，利用剩餘氧氣燃燒，原文概估可增加約 50% 推力。
- 燃油效率通常較低，原文概估耗油率可能為軍用乾推力的 3–4 倍。
- 穩焰器與可變幾何噴嘴，是穩定工作的重要部件。
- 超音速巡航機型可在適當條件下，不用後燃器就維持超音速，減少油耗代價。
- 可變循環可改善下一代任務效率，但不代表後燃器一定被完全取代。