本文以固体火箭发动机的热安全性为背景,从实验和数值模拟两个方面对AP/HTPB复合固体推进剂的烤燃过程进行研究。主要研究内容如下：(1)设计了小尺度固体推进剂烤燃模拟实验装置,以AP/HTPB复合推进剂为研究对象,考虑药柱外壁包覆层的影响,采用热电偶和摄像系统分别对其快速与慢速烤燃过程进行研究。结果表明,快速烤燃条件下,烤燃响应最初发生在药柱外壁附近,而慢速烤燃条件下,烤燃响应最初发生在药柱内部中心附近。(2)针对AP/HTPB复合推进剂的烤燃过程建立了二维非稳态烤燃理论模型,分别对不同实验工况下推进剂的烤燃过程进行数值模拟,将计算结果与实验测量结果进行对比分析。结果表明,计算结果与实验测量数据吻合较好,证明了该模型的正确性与合理性。(3)采用本文所建立的AP/HTPB推进剂烤燃模型,利用CFD软件分别对固体火箭发动机的慢速烤燃行为和快速烤燃行为进行数值分析。结果表明,在慢速烤燃条件下,固体发动机的最初着火位置发生在药柱内壁纵向1mm肉厚的环形区域内,且随着升温速率的增大,最初着火位置由中心区域向药柱壳体端面移动；在快速烤燃条件下,固体发动机的最初着火位置发生在靠近喷管的药柱外壁一环形区域内,且随着火焰温度的提高,着火延迟期快速缩短,着火温度逐渐增大。(4)建立了AP/HTPB复合推进剂二维稳杰微尺度燃烧模型,研究了AP/HTPB烤燃响应后的燃烧特性。分别对其在不同压力下的微观火焰结构以及燃烧特性进行数值模拟,结果表明,随着环境压力的升高,微观燃烧火焰由预混结构逐渐发展为扩散结构,热释放率对燃烧表面的热反馈逐渐增强,火焰核心逐渐贴近燃面。