本發(fā)明涉及航天器推進(jìn)系統(tǒng)用中小推力姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)不穩(wěn)定燃燒抑制技術(shù)，所要解決的技術(shù)問題是提供一種中小推力空間姿軌控液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)聲腔結(jié)構(gòu)，解決因空間緊湊導(dǎo)致的聲腔面積占比不足、減少因聲腔結(jié)構(gòu)帶來的燃燒回流區(qū)，提高發(fā)動(dòng)機(jī)抗不穩(wěn)定燃燒的能力。本發(fā)明提供了一種液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)組合式緊湊型聲腔結(jié)構(gòu)，采用頭部上的直孔及身部上的斜槽兩部分構(gòu)成聲腔結(jié)構(gòu)，所述聲腔結(jié)構(gòu)位于頭部和身部的對(duì)接處；所述的聲腔結(jié)構(gòu)具體結(jié)構(gòu)形式是針對(duì)不同的發(fā)動(dòng)機(jī)通過計(jì)算及試驗(yàn)來確定，保證可以有效的提高發(fā)動(dòng)機(jī)抗不穩(wěn)定燃燒的能力。所述聲腔結(jié)構(gòu)適用于金屬材料發(fā)動(dòng)機(jī)，也可以用于C/SiC復(fù)合材料或C/C復(fù)合材料發(fā)動(dòng)機(jī)。