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...