为了解决大长径比固体火箭发动机研制中出现的声不稳定问题,本文对典型翼柱装药和环向开槽装药发动机燃烧室进行了声模态和声学响应分析.通过时-频联合分析的方法,得出了2种结构燃烧室随燃面退移的声频变化规律和关键位置的声学响应特性变化规律.研究表明:翼柱型和环向开槽型发动机的前2阶声频随工作时间先减小再增大;燃烧室内的特征结构对声频有明显影响;在发动机头部,环向开槽型发动机的1阶声振幅是翼柱型发动机的34.5％.在声基频下,环向开槽型发动机声学稳定性较翼柱型发动机更高.
固体火箭发动机 声不稳定性 不稳定燃烧 燃烧不稳定性 翼柱型装药 环向开槽型装药 声模态 声学响应