در پایان¬نامه حاضر، ابتدا معادلات حاکم بر جریان داخل موتور موشک سوخت مایع بیان شده و سپس یک میکروموتور موشک با سوخت مایع با مشخصات اتانول به عنوان سوخت، اکسیژن مایع به عنوان اکسیدکننده، فشار داخل محفظه احتراق 20bar، فشار در خروجی نازل 0.85bar و همچنین نیروی تراست 1000n طراحی گردیده است. در روند طراحی موتور، روش¬ها و نتایج تجربی به کار برده شده تا هندسه بدست آمده با ارضاء تراست مورد نظر دارای کم¬ترین طول و در نتیجه دارای کمترین وزن باشد. برای طراحی نازل، روش رائو به کار برده می¬شود. در این روش از یک نازل پروفیلی بر اساس 80 درصد طول نازل مخروطی 15 درجه استفاده شده است. در این موتور برای پاشش سوخت و اکسید کننده به محفظه احتراق، یک انژکتور گریز از مرکز دوپایه با این فرض که این انژکتور شامل 100 درصد دبی اکسید کننده و 75 درصد دبی سوخت می¬باشد، طراحی شده است. برای خنک کاری داخلی از 8 عدد انژکتور جریان مستقیم استفاده شده است. موتور طراحی شده دارای طول کل 279.95mm، قطر محفظه احتراق 51mm و قطر گلوگاه نازل 21mm می¬باشد. بعد از حاصل شدن پارامترهای طراحی، محفظه احتراق و نازل با استفاده از نرم¬افزار سالیدورک (solidworks) مدل شده و از نرم¬افزارگمبیت(gambit) جهت مش زدن استفاده شده است. سپس به کمک نرم¬افزار فلوئنت) (fluent به حل عددی جریان داخل موتور، پرداخته شده است. خواص جریان سیال بعد از احتراق توسط نرم افزار rpa بدست آمده است. نتایج حاصل از جریان یک¬بعدی و آیزنتروپیک داخل نازل موتور و نتایج بعد از احتراق حاصل از شبیه¬سازی، دقت طراحی انجام شده را تائید نموده است.