通过数值仿真方式对改变来流条件、不同径向稳定器V型开角的航空发动机加力燃烧室加力状态时局部燃烧过程进行研究，分析某型航空发动机进气量增大后引起的加力接不通故障机理。结果表明：进气流量增大，加力燃烧室局部（火焰离子传感器感应区）温度会降低，造成传感器感应电流值偏小，导致加力接不通；改变径向稳定器开角使其减小，可以使局部温度升高至正常水平。
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