本发明涉及燃烧发动机技术领域，公开了固体火箭发动机及燃烧发动机。其中，固体火箭发动机包括壳体、包覆柱、第一盖体、点火器和第二盖体，壳体包括依次连接的燃烧段、过渡段和喷管段，燃烧段、过渡段和喷管段一体成型设置，包覆柱设于燃烧段内且与燃烧段同轴设置，第一盖体固设于燃烧段内且与包覆柱抵接，点火器固设于过渡段内，点火器上连接有导线，第二盖体密封设于喷管段，第二盖体上留有贯穿孔，导线穿过贯穿孔与壳体的外界连通，本发明通过将燃烧段、过渡段和喷管段一体成型，能够有效减少各个加工环节的火箭发动机的推力线横移和推力线偏斜，提升火箭发动机的推力偏心精度，进而提高飞行器的飞行精度，并且结构简单，便于装配。