本实用新型属于燃烧室技术领域，具体涉及一种航空航天专用的航天器燃烧室，包括外壳，所述外壳的两端分别开设有进气口和出气口，所述外壳上开设有内腔，所述内腔中安装有降温装置，所述降温装置的两端均位于外壳的外部，所述外壳的内部安装有火焰筒，所述火焰筒与外壳之间连接有连接杆，所述火焰筒与外壳通过连接杆固定连接，本实用新型设置了位于内腔中的降温装置，通过将冷却油从进油口注入通过循环管路充斥外壳的内腔中，最终通过出油口排出，进油口、循环管路和出油口之间形成一个闭合循环回路，改善了外壳在内部高温高压以及外部与气流长时间摩擦下，会产生形变，最终导致外壳破裂的问题。