本發明涉及航天器推進系統用中小推力姿軌控發動機不穩定燃燒抑制技術,所要解決的技術問題是提供一種中小推力空間姿軌控液體火箭發動機聲腔結構,解決因空間緊湊導致的聲腔面積占比不足、減少因聲腔結構帶來的燃燒回流區,提高發動機抗不穩定燃燒的能力。本發明提供了一種液體火箭發動機組合式緊湊型聲腔結構,采用頭部上的直孔及身部上的斜槽兩部分構成聲腔結構,所述聲腔結構位于頭部和身部的對接處;所述的聲腔結構具體結構形式是針對不同的發動機通過計算及試驗來確定,保證可以有效的提高發動機抗不穩定燃燒的能力。所述聲腔結構適用于金屬材料發動機,也可以用于C/SiC復合材料或C/C復合材料發動機。
聲明:
“液體火箭發動機組合式緊湊型聲腔結構” 該技術專利(論文)所有權利歸屬于技術(論文)所有人。僅供學習研究,如用于商業用途,請聯系該技術所有人。
我是此專利(論文)的發明人(作者)