固体火箭发动机工作时燃烧室要承受高温、高压两相流燃气的作用,内绝热层是保证固体火箭发动机正常可靠工作的关键,而绝热层又是发动机消极质量的一部分,因此轻质、抗烧蚀的绝热材料及先进的热防护设计成为固体发动机的核心关键技术,而掌握这些关键技术都需要对绝热层烧蚀机理有深刻的认识。未来,为了满足应急空间发射、抢占太空制高点等需求,大推力、高性能固体火箭发动机作为构建快速响应空间体系的基础,受到各航天强国的高度关注。随着高含铝量推进剂的采用与对发动机总体尺寸的约束,使得燃烧室内的烧蚀环境变得非常恶劣,特别是在装药分段处与后封头空腔内,高温氧化铝液滴很容易大量沉积,这将导致对绝热层的传热和烧蚀问题变得尤为突出。然而,目前国内外对沉积烧蚀机理缺乏深入的认识,对沉积烧蚀量缺乏有效的预示方法。因此,开展高温氧化铝沉积条件下绝热材料烧蚀机理研究,建立科学的烧蚀预示模型,不仅具有重要的学术价值,还能为我国固体重型运载技术的发展提供基础性的支撑。本文首先针对固体发动机的内流场特征,建立了氧化铝沉积预示的两相流数值模型。针对某2m、二分段全尺寸固体发动机,分别采用特定区域全捕获、Weber数与Sommerfeld数三种碰撞沉积捕获模型开展了三维两相流数值模拟。通过将数值计算结果与实验沉积测量结果对比,认为Weber数碰撞模型针对的介质与高温氧化铝性质差别较大,不适合固体发动机的沉积预示。特定区域全捕获与Sommerfeld数碰撞模型的计算结果与实验结果比较接近,但是特定区域全捕获模型具有一定的经验性,而Sommerfeld数捕获模型则具有更好的通用性,因此针对固体发动机环境,更推荐使用Sommerfeld数捕获模型。研究结果为发动机熔渣沉积预示提供了有效方法,也为烧蚀研究提供了状态条件。针对实现模拟发动机沉积状态、测量沉积热增量与观测氧化铝沉积现象的需求,设计了一种多功能沉积实验发动机。利用该发动机开展了点火实验研究,获得了绝热材料在沉积条件下的宏观烧蚀特性;实现了对高温氧化铝沉积现象的观测,归纳总结了氧化铝的沉积状态,首次发现了沉积条件下,由于绝热材料热解气体溢出导致的氧化铝“吹浮”现象;测量得到了沉积条件下石墨量热体内的温度响应特性,为进一步对沉积热增量的计算与沉积传热特性的研究奠定了基础。为了获得高温氧化铝的沉积热流,对导热反问题的概念与模型进行了详述,探讨了导热反问题计算求解的不适定性与对测量误差的敏感性,通过对现有计算方法的分析,选取了Beck序列函数法开展热流计算程序的编写与验证;利用实验测量数据,反演计算获得了氧化铝沉积热流、沉积接触面温度等参数。结合试验RTR图像,分析了量热体内温度响应特性随液滴动态沉积过程的变化,确定了发动机沉积条件下,以氧化铝沉积热增量为主导的传热形式,并阐述了沉积传热特性。为了获得氧化铝与炭化层的反应动力学参数,揭示反应机理,对影响炭化层烧蚀的主要因素进行了分析。开展了不同氧化铝与碳粉质量配比条件下的高温热化学反应实验研究,确定了沉积条件下氧化铝与炭化层以Al2O3-C体系为主导的反应形式,并给出了主导反应方程。通过开展热力学分析与动力学实验,给出了Al2O3-C体系总反应的动力学参数,认为高温下Al2O3-C体系的总反应受二维界相反应（R2）控制。同时,结合对实验差热曲线的处理与反应组分的标定,进一步研究给出了构成总反应过程的分步反应方程、动力学参数,揭示了Al2O3-C体系的反应机理。最终,在课题组原有热化学烧蚀模型基础上,加入了沉积传热、Al2O3-C体系反应等子模型,建立了氧化铝沉积烧蚀模型,编制了沉积烧蚀程序。计算所得绝热材料烧蚀厚度与实验测量结果较为接近,因此认为本文所建立的沉积烧蚀模型,能够反应绝热材料在沉积条件下的烧蚀过程,可为发动机热防护设计提供理论指导。