固液火箭发动机在成本控制、安全性、可靠性，排气羽流信号特征、环境等方面的优良特性，越来越受到国内外航天专家的重视。由于氧化剂和固体燃料的组织燃烧方式不同，使得固液火箭发动机工作过程与固体、液体火箭发动机有很大的区别。本文开展了固体燃料热分解实验，建立了Arrhenius类型热分解关系式，在此基础上对固液火箭发动机内燃烧、流动与燃面退移速率进行了数值计算模拟。 开展了固液火箭发动机固体燃料的热分解实验，通过DSC方法与热平板导热技术分别测量了某固体燃料的热分解特性，确定其Arrhenius类型化学动力学参数，并进行了固体燃料热分解气体的收集、组分分析，为建立固液火箭发动机燃面退移速率的数值计算模型提供了实验数据。 建立了有关固液火箭发动机燃烧、流动与燃面退移速率的数值计算模型，并通过已有实验数据进行了数值计算结果准确性的验证。在此基础上分析了GOX／HTPB固液火箭发动机内燃烧、流动特性，燃烧主要集中在固体装药表面和发动机轴线之间的一个带状区域内，发动机轴线附近以及固体装药表面附近氧化剂和燃料热解气体混合程度较差，温度较低。 对采用液态氧化剂HNO₃80％+N₂O₄20％（质量比）和某型固体燃料（热分解产物主要是C₄H₆）组合的固液火箭发动机内燃烧、流动与燃面退移速率进行了数值模拟。分析了氧化剂质量流量和长径比变化对固液火箭发动机内温度，组分浓度等的分布情况及燃面退移沿轴线变化的规律，点火过程及不同时刻固体燃料型面退移状况。