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Kukushkin教授披露俄罗斯、乌克兰研制了多种试验用膏体火箭发动机，典型的发动机结构如图10所示。驱动器采用液压方式，发动机初次工作时通过推进剂燃烧将热栅(heat grid)加热到高温，经短暂停歇重启后，推进剂流经热栅，被残余温度点燃，因此，发动机对再次点火的时间间隔有所限制。
带推进剂供给和流量调节系统的发动机
膏体火箭发动机的试验表明，在没有任何改进的情况下，再次点火的时间间隔可以达到60s，推力调节性能良好，在10倍推力变化范围内，推进剂基本保持较高的燃烧完全性，同时考察了有无热栅对发动机工作性能的影响，如图11所示。
（1）不带热栅 （2）带热栅
1膏体推进剂推力调节与燃烧特性
俄罗斯还研制了另外几种很有特色的发动机，一种是在燃烧室出口处安装压力调节阀，用以限制工作期间燃烧室最大压力，这种发动机的推进剂流量和燃烧室压力调节范围达到80:1，且曲线较平稳，如图12所示；另一种是一个推进剂贮箱带四个可控燃烧室的发动机，可用于加速、减速或则三维推力控制，如图13所示，单个燃烧室基本与试验发动机相同，这种发动机的喷丝头调节缝隙的大小和相应燃烧室压力的变化如图14所示，从中可以看出压力调节性能非常优异。
膏体试验发动机性能调节范围
四燃烧室膏体火箭发动机图 14 推进剂流量调节与燃烧室压力的关系
最近，乌克兰研制了一种“自调节”发动机，如图15所示，这种发动机的推进剂供给压力是可变的，由一个与燃烧室相连的差压活塞控制，在某种意义上说这是一种反馈原理，稳定性和安全性都比较高。
自供给功能的膏体火箭发动机
此外，用于太空飞船、行星登陆器及载运工具的上面级的可调推力的主发动机设计已经提出和论证，如图16所示。研究表明，对于某些特殊目的和用途，它将较不可调推力的主发动机更加的有效。更加的有效
可调推力的空天载运主发动机
在应用方面，俄罗斯[16]曾采用端面燃烧膏体推进剂用以改进“喀秋莎” 、“暴风雪”和“闪电”等型号导弹，使射程增加约30％，并在气象火箭中使用此类膏体推进剂多年，同时，对鱼雷和深水炸弹用膏体推进剂做过大量研究，还对膏体推进剂灭火系统进行过TY204飞机发动机系统灭火试验。
2 国内研究现状
航天科技六院(西安11所、165 所和北京101 所)、黎明化工研究院和陕西师范大学等单位[17-30]研究了多种胶凝剂配方，成功制备了各种凝胶推进剂，如四氧化二氮、发烟硝酸、航空煤油和单推3等凝胶推进剂，并进行了各种试验。
西安 11 所开展了非金属凝胶推进剂的热力特性计算和分析、流变学、流动特性和喷雾特性的相关研究，并在 165 所进行了凝胶推进剂发动机的热试车。
黎明化工院开展了单推3凝胶推进剂发动机的热试车，结果表明发动机性能优异，如图17所示。
单推3发动机地面热试车
航天科技四院(西安41所和襄樊42所) 、航天科技八院(湖州806所和上海810所)、兵器204所、航空612所、西北工业大学和南京理工大学等单位相继开展了膏体推进剂及其应用方面的研究，为膏体火箭发动机的初步设计提供了技术支撑。
上海810所开展了膏体发动机热栅点火试验和多次关机/启动试验研究，总工作时间大于136 s，获得了发动机多次点火特性参数，结果表明发动机具有良好的能量可控性，其试验系统如图18所示。