在50～60年代，液体火箭发动机燃烧过程的设计基本上是：
1.根据已有经验和参考模型进行初步设计；
2.通过热试车反复修改设计参数；
3.反复热试、反复修改设计方案，直到满足要求为止。
例如，燃烧室尺寸的选择主要根据一些经验数据，如燃烧室热强度和特征长度的统计值。但是这些经验数据的范围很广，很不容易精确选取，而且这些数据也反映不出燃烧室结构尺寸和工作参数的影响。所以实际设计时，往往是在已有发动机的实践基础上，依靠直观经验进行多次改进设计，然后再进行大量的试验验证。但是发动机的试车是很耗资和费时的，一次试车往往要耗资数万、数十万、甚至数百万元以上，而且由于燃烧室内的高温高压环境以及过程的迅速变化，使得测量的难度增加，很难在每次试验中都能获得足够可靠的测量数据和准确确定性能改变以及失败的原因。所以，燃烧室，特别是喷注器的研制，往往是研制液体火箭发动机中周期最长的一个部件。例如，美国土星-V用的F-l发动机的研制从50年代中期一直到70年代初，仅全尺寸发动机的试车就进行了2000次以上，共试验了14种形式的喷注器；美国阿波罗飞船登月发动机的喷注器的研制进行了100次的改进设计，周期长达5年；马夸特公司为了解决阿波罗R-4D姿态控制发动机的高热流燃烧、喉部高温和点火压力峰，共试验了18种喷注器。
   为了改变液体火箭发动机燃烧过程设计中的这种纯经验状态，美国于1965年就正式成立了化学火箭推进合作局(ICRPG)性能标准化工作组(PSWG)，以从事这方面的工作，并于1968年正式推出了液体火箭发动机性能评估指南。这个指南给出了除能量释放(燃烧过程)损失以外的所有性能损失，如混合比分布不均匀损失、喷管二维流动损失、边界层(摩擦和传热)损失，化学动力学损失等计算方法，提出了喷管二维动力学TDK和喷管湍流边界层TBL计算程序。但当时还认为能量释放过程是如此之复杂，以致无法用分析方法予以描述，而只好假定推进剂已完全燃烧，只是在热平衡计算中采用降低推进剂总焓的办法来予以考虑。这事实本身就说明了液体火箭发动机燃烧过程性能计算的困难程度。所以，即使在最近出版的液体火箭发动机专著中，我们尽管可以见到有关液体火箭发动机热力计算、气动计算和传热计算的方法介绍，但仍然看不到有关燃烧过程计算方法的详细论述。随着发展，中国已经在方面有一套比较成熟的详细论述，助推中国的航天事业往前发展。