多阶段推力固体火箭发动机

本发明提供了多阶段推力固体火箭发动机，包括燃烧室壳体，还包括：所述燃烧室壳体的内部设置有绝热层、推进剂药柱、封头和喷管组件，所述喷管组件设置在推进剂药柱的顶部。采用圆孔段药柱、锥孔端燃段药柱和金属丝的组合构型，取代了传统翼槽式药柱或浅孔式药柱，以双推进模式，改善了多数单推力微型固体火箭发动机设计上的不足之处，实现了“发射加速+巡航续航”多阶段推力的需求，通过圆孔段药柱和锥孔端燃段药柱组合在微型尺度下实现燃面精确控制，避免推力振荡，同时确保多推力加速和续航，通过石墨喉衬和电木喷管以及FR4壳体的成本低于传统C/C喷管及金属或电木壳体。