本发明提供了一种用于固体火箭发动机复合壳体尾部的热防护结构，该结构是根据固体火箭发动机内部的流动和传热情况，将所述耐烧蚀层外侧的部分区域设置为耐高温层，采用提前封装的方式封置于耐烧蚀层和缓冲层中间，形成三明治结构；缓冲层位于耐高温层和耐烧蚀层外侧，型面与复合壳体和耐高温层贴合。耐烧蚀层采用抗冲刷的软质绝热材料，在耐高温层采用低导热系数的硬质绝热材料，在缓冲层采用高弹性材料。本发明的热防护结构采用一体化成型的方式成型，可以保证绝热结构内型面平滑，消极质量小，热防护性能明显改善，同时结构简单，与复合壳体匹配性好，安全系数高，通过该三明治热防护结构的设计可满足多种流动和传热的要求。