选择固体火箭发动机点火方式和内孔工艺的时候，需要注意设计喷燃比变化曲线和实际情况的区别。


发动机设计时计算的喷燃比变化曲线，是假定瞬间点燃药柱暴露的内表面，药柱各处燃烧的速度相同。
但实际上并非如此，如果点火药的温度不够，或者装药的形式不对没有暴露燃烧面，则不能达到期望的点火效果，药柱有的地方就会烧出凹坑，甚至是先烧完。药柱中的气泡和大块的ap也是同样的影响。
这样会使得喷燃比的变化过程与计算值不一致，产生三个影响：


1. 喷燃比与设计不符，推力曲线不是期望值
依据零维内弹道方程，喷燃比和燃烧室平衡压强是一一对应的关系，可以画出喷燃比和燃烧室平衡压强的曲线图。
喷燃比-时间曲线不符合设计，则压力变化也会与设计不同。
而推力与燃烧室压力成正比，推力曲线就会和设计值相差甚远。


2. 药柱局部烧穿导致壳体过热爆炸
各种内孔形状的药柱，实际上是用燃料棒作为一部分隔热层。药柱局部先烧穿，会导致火焰接触药柱外壁的辅助隔热层，然后壳体过热失去强度，发动机爆炸。


3. 发动机工作不正常，推力上升过慢，或者喘燃。
推进剂的燃速和压强的关系，一般可以用维也里燃烧速度公式来表示。燃速r=a*p^n。当压强p比较小时，燃速r也很小（常压开放燃烧效果与推进剂性能的关系不大）
RAP，APCP等AP系列复合推进剂，都有低压燃速不足，难以燃烧的特点。这可能是有利于安全性，但是也会导致发动机不能简单的通过明火引燃药柱来启动。
点火药的重要作用之一，除了产生高温引燃燃料，还要产生足够多的气体将燃烧室压强升高到正常工作值，使得推进剂能够正常燃烧。
喘燃是因为：燃烧室压力在低压区振荡，无法自行达到足够高压力，无法使推进剂产生的压力和热量可以自行维持连续的燃烧。


点火药提供的初始压力峰，还可以大大缩短发动机启动的时间。令火箭出架前就加速到气动稳定起作用的速度。
如果加速太慢，火箭很可能速度只有1-5m/s，就离开了发射架。此时尾翼无法提供足够力矩，姿态无法稳定，就会出现偏离弹道，甚至是“横着飞”的现象。


在11年9月，理论预研已经证明了以上问题是致命的，而且必须解决的。但在整个YT-4项目中并没有进行解决。
直到YT-4项目（2012.1-2013.5）赞助款耗尽，仍然没有得到解决，研制的50RNX、50RAP、75RNX、110RNX发动机有大量隐患，无法安全工作。
以上的原因，造成了YT-3发动机爆炸事故，12年九江年会的火箭发射事故，YT-4发射偏航，以及多次试验发动机爆炸事故。


为YT-5项目研制KC3025R发动机的过程中，在研制初期即设计了针对性的解决方案。
我们对专用的点火药包进行了7次开放点燃试验，对药柱进行了3次静态点火试验。
在发动机热试车和实际试飞，KC3025R性能良好，实测数据如下：
点火延迟 <20ms，推力上升时间（80%）<300ms，总冲600N*s，燃料质量0.63kg，比冲97s
YT-5在飞行试验时，使用的发射架长度4m，由惯性导航系统（KCNAV2C）测得的出架速度为26m/s，远超过气动稳定要求的15m/s速度。