针栓喷嘴作为一种可以省钱、减重并实现多次飞行的液体火箭推进装置，其在可重复使用时代扮演着低调明星的角色。对于液体火箭来说，“少零件、稳燃烧、大变推”成为了主要目标，而针栓式喷嘴正好把这三个指标都实现了：它结构简单、启动容易、推力调节比高达10:1。美国阿波罗登月使用的LMDE发动机就依靠它灵活调节推力到44.52 kN，SpaceX更是将它玩得炉火纯青。然而，国内对这个技术的研究还存在数据不足和理论未闭合的问题，“把针栓吃透”成了推进界的共同目标。 Acta Astronautica, Aerospace, Applied, Astronautica, Chu, Energy, Engineering, Flow, Fluids, Frontiers, Hydrogen, International和Jiasen这些关键词出现在本文相关论文中。WeiCheng Chu等人在Acta Astronautica上发表了一篇文章，Yongjie Ren等人在International Journal of Multiphase Flow上发表了另一篇文章。Jia Zhao等人分别在Acta Astronautica和Physics of Fluids上发表了两篇文章，Jiasen Wang等人在Applied Thermal Engineering上发表了一篇文章，Xie Yuan等人在Frontiers in Aerospace Engineering上发表了一篇文章，Wei Lin等人在International Journal of Hydrogen Energy上发表了一篇文章，王家森等人在推进技术期刊上也有一篇相关论文。 本文系统梳理了针栓喷嘴的历史、雾化特性和燃烧特性这三大板块，并且指出了当前研究的空白点：雾化端多数实验都只在0.1 MPa静止空气中进行，高背压、振荡供油以及自激振荡这些情况还没有完全弄清楚；燃烧端流场温度和火焰位置已经有一些图像资料，但为什么针栓能够稳定燃烧的机理还缺乏统一的解释；过渡区当超临界推进剂来临时，“拟沸腾”现象是否能够被控制成可控燃烧，这个问题没有人进行过满室压实验。 在雾化特性方面，需要填补四个空白点：环境背压缺失、液膜破碎机理模糊、振荡工况空白和多相流模型不适用。冷流实验通常只把喷雾放进0.1 MPa静止空气中进行观测，“零背压”根本无法模拟发动机喉部的高压真实场景，需要使用高背压风洞来进行模拟。液膜是如何从薄片变成细滴的？目前只有碎片化观测结果而缺乏系统理论，“周向不均匀雾化”已经被发现但没有给出定量解释。 在燃烧特性方面有三个待攻关的问题：固有稳定性机理缺乏统一答案、热防护是老大难问题以及超临界状态无人区。为什么针栓总能自己稳住？启动压力峰屡见不鲜却找不到底层逻辑，“连续变工况实验数据仍然稀疏”。多次热试后底部被烧蚀的问题令人头疼，“撞击点位置”是罪魁祸首。改变结构参数能否把热点挪走？“实验证据链尚未闭环”。 当前针对超临界状态与针栓组合仅见于仿真，“想上天？先得用实测数据喂饱模型”。航天工程大学宇航推进实验室积累了三十余年液体火箭燃烧不稳定数据，拥有院士领衔、千核刀片机和热试车台等硬核硬件设施。 该实验室承担过973、173、863、自然基金等高端课题，“手握国家与军队级奖项7项、发明专利50余项”，为后续实验和数值模拟铺好了“最后一公里”。