本申请属于一般燃烧发动机及航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机加力燃烧室，包括：外机匣；合流环，在外机匣内设置，与外机匣之间构成外涵，其尾缘侧壁上具有多个沿周向分布的冷却进气口；内锥体，在合流环内设置，与合流环之间构成内涵；多个径向稳定器外壁，连接在合流环内，指向内锥体，横截面呈V型，开口向后，两个侧壁尾缘上具有交错分布的齿槽；多个径向稳定器内壁，连接在合流环内，以及对应连接在各个径向稳定器外壁尾缘内，与对应的径向稳定器外壁之间形成冷却腔；每个冷却腔对应与一个冷却进气口连通。