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整个火箭发动机的点火瞬态过程包含很多内容，其中有推迸剂装药的构造完整性分析、热力分析、流场仿真、性能分布分析。研究的方法有理论上分析、数值的仿真以及试验观察。[5]其中关键的是试验观察，它可以显示出许多现象和规律；而且实验研究可以替数值仿真给出校核方式，为检验理论模型的准确性及模型的修正提供论据，实验研究、理论研究和数值仿真这三者相互联系，密不可分。[6][7]对于火箭发动机的点火过程实验研究已经发展了五十多年了，虽然在许多难题上没有达成共识，比如传热的方式等，但是我们没法否认已经沉淀了许多的理论知识和实践经验。
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关于点火瞬态过程中燃烧室里的压强变化规律，国内外在其建立过程的研究比较多，然而在考虑其他很多设计参数上对固体火箭发动机点火压强升高的过程影响的却很少；并且有关点火瞬态过程的压强升高在推进剂装药通道内造成冲击现象等这些难题的文献资料不多。许多结构力学的研究者在分析动载荷对推进剂装药影响时，只是在固体火箭发动机点火试验时将压电传感器装在火箭发动机的头部或尾部，这样不能真实体现推进剂装药的通道内因为点火高温热气传播过程所引起的压力振荡和瞬时压升速率。一般情况下，国内外的研究都假设燃烧室里的增压速率不变，这只是大致给出火箭发动机燃烧室的平均压力的增压速率，这对于我们后续研究会有一定程度上的误差。[8][9][10]19531
随着科技发展，航空技术不断得到提高，以及大推重比的固体火箭发动机的开发，这就对固体火箭发动机的试验和测试系统要求越来越高。[11]主要表现在：
A)所要测试的内容变得越来越复杂，根据试验的需求不一样，我们可将其分为固体火箭发动机的稳态、瞬态和动态性能参数测试和结构完整性试验测试等；
B)测试的项目、所测参数的种类增加。有温度、压强、流量、密度、推力、扭矩、位移、转动速度等气体动态热力学参数；有振动、噪声、应力、间隙等强度振动参数，还有面积、体积等几何尺寸参数等等；
C)每一个测试点的容量增大，所需测量速度变快，测试的精度要求提高。为了能够得到高精度的数据，同时能够减少试验运行的话费，提高试验的效率，现在更多地在用以计算机为核心的实时数据采集处理控制系统。比如高空试验台，每一次测量都可以高达1000～2000 多个测点的参数，其采样的速度达到10万次/秒以上，总体系统测试的总精度：压力可达±0.1%FS，温度可达±0.5%左右。在整个试验过程中我们可以对试验状态进行实时地监视，并实时取得计算处理后的最终试验结果，再以表格和图形的方式进行实时输出记录；
D)测试的参数变化动态范围更宽，运行周围环境越来越恶劣。比如上面所提到的高空试验台，对同一个测试点的参数，其测值的动态变化范围最大能够达到70多倍，也就是37dB。环境温度为-40～+150℃，压力为2.48～96.8kPa，相对湿度变化为20%～100%，有水滴，且有一定的干扰和振动。[12][13]
当今国外比如美国、俄罗斯、英国、法国等航空大国对固体火箭发动机的试验测试技术均非常关注，不仅在基础方面的研究已经十分全面，而且有严格的规范和标准来确保试验测试可以方便、快速、有条不紊地工作。与此同时还投入了巨大的人力、物力、财力来不停地更迭测试的仪器和技术。同国外相比，国内不论是在测试技术水平还是测试仪器水平和测试技术体系制定等方面都有些落后。总而言之，测试技术较低，而引进的测试技术不能很好地消化利用，所以国内固体火箭发动机测试技术水平在整体上仍无法满足行业及未来发展的需求。所以测试技术既能支撑航空工业发展，同时又制约着航空工业的发展和其科学技术水平的提高。