为提高航空燃气涡轮发动机的推进效率，并实现低排放，提出一种基于涡轮内补燃增推循环的超紧凑燃烧室——涡轮叶间燃烧室(TurbineInter-vaneBurner，简称TIB)。它是一种新概念研究方法——三凹结构方案：周向燃烧凹环、多点离散式稳焰凹腔、叶背径向凹槽，建立径向稳焰、周向燃烧、轴向流动的构想，实现凹腔富油预燃稳焰区、凹环掺混主燃区、凹槽副燃区有层次的三区梯度组织的高效燃烧，改善了掺混效果并延长了燃烧滞留时间。　　本文采用数值模拟的方法进行分析计算，首先建立一个基础模型，分析了基础模型的流场、温度场、部分组分浓度分布、排放物、压力损失、燃烧效率；其次，分析比较了基础模型在五种不同工况下的燃烧效果；最后，分析了几何结构对燃烧效果的影响，主要通过改变凹腔结构、二次气入射角度和增加凹腔带射流驻涡结构来进行分析。通过分析燃烧室内流场、部分组分浓度分布、温度场、污染物排放量、压力损失以及燃烧效率，来寻找一个燃烧效果最佳的几何结构。计算结果表明，高流量高压力工况、凹腔宽度为16mm、二次气入射角度为45°与55°组合时，燃烧性能最好，而增加凹腔带射流驻涡结构对燃烧效果影响不大。这为后续实验奠定了一定的基础。