火箭技术集合了高推力（百万牛顿），高排气速度（海平面音速的10倍），高推重比（>100）以及能在大气层外工作的能力。而且往往可以通过削弱一种性能而使另一种性能更高。 以下是发动机净推力的近似值计算公式：
由于火箭发动机没有喷气式发动机的进风口，因此不需要从总推力中扣除冲压阻力，因为净推力就等于总推力（排除静态反压力）。 发动机可通过控制推进剂流量 （通常以kg/s或lb/s计）来达到节流的目的。
原则上，发动机可通过节流使出口压力降至围压的三分之一（喷嘴流动分离）而上限可至发动机机械强制允许的最大值。
实际上发动机可节流的范围要出入很大，但大部分火箭都可以轻易达到其机械上限，主要的限制因素就是燃烧稳定性。例如推进剂喷嘴需要一个最小压力来避免引起破坏性振动（间歇性燃烧和燃烧不稳定），但喷嘴往往可以在更大的范围内进行调整和测试。而且有必要保证喷嘴出口压力不会低于围压太多，以避免流动分离问题。 反应物料在燃烧室的反应温度可达约3500 K (~5800 °F)。这个温度远超出喷嘴和燃烧室材料的熔点（石墨和钨除外）。的确在某些材料自身承受范围内能找到合适的推进剂，但要保证这些材料不会燃烧，熔化或沸腾也很重要。材料工艺决定了化学火箭尾气温度的上限。
另一种方法就是使用普通材料如铝、钢、镍或铜合金并采用冷却系统来防止材料过热。如再生冷却，使推进剂燃烧前通过燃烧室或喷嘴内壁的管道。其他冷却系统如水幕冷却、薄膜冷却可以延长燃烧室和喷嘴的寿命。这些技术可以保证气体的热边界层在接触材料时温度不会影响材料的安全性。
火箭中的热流通量往往在工程学上是最高的，其变化范围在1-200 MW/m2。而喷口处热流通量又是最高的，通常是燃烧室和喷嘴处的两倍。这是由于喷口处尾气的高速（导致边界层很薄）和高温造成的。
大部分其他的喷气式发动机的燃气轮机运转在高温下，但由于其表面积过大，难以冷却，因此不得不降低温度，损失了效率。 不冷却：用于短时运行或测试
烧蚀壁：室壁有烧蚀材料，可不断吸热脱落
辐射冷却：使室壁达到白热状态以辐射热量
热沉式冷却：将一种推进剂（通常是液氢）沿室壁倒下
再生冷却：推进剂在燃烧前先流经室壁内的冷却套管
水幕冷却：推进剂喷射器被特殊安置，以使室壁周围的燃气温度降低
薄膜冷却：室壁被液体推进剂浸湿，液体蒸发吸热使之冷却
所有的冷却措施都是要在室壁形成一层比室内温度低的隔离层（边界层），只要这层隔离层不被破坏，室壁就不会出问题。而燃烧不稳定或冷却系统故障常常会导致边界层的保护中断，随后导致室壁被破坏。
再生冷却系统还有第二层边界层，就是围绕室壁的冷却管道壁。由于这层边界层充作室壁和冷却剂的隔离层，因此其厚度要尽可能地薄，这可以通过加快冷却剂流速来实现。
