Los propelentes de alta presión de vapor, como el óxido nitroso, se utilizan ampliamente en cohetes híbridos y líquidos experimentales, ya que pueden emplearse en un modo de auto-presurización, eliminando la necesidad de presurización externa o bombas y simplificando el diseño del sistema de cohetes. Este enfoque provoca el flujo de dos fases en el sistema de alimentación y los orificios de los inyectores, lo cual no puede ser modelado ni contabilizado fácilmente en el diseño. Se ha desarrollado un banco de pruebas dedicado para comprender mejor cómo el flujo de dos fases del propelente auto-presurizante impacta las características del flujo másico, permitiendo la simulación de las condiciones de operación en el motor del cohete. Se han estudiado los inyectores en el rango de . Se han identificado los regímenes de flujo, que pueden ser predichos por los modelos SPI y HEM. Se ha demostrado que la calidad del flujo de dos fases aguas arriba del inyector puede impactar el coeficiente de descarga en la región SPI y la precisión del modelo HEM. Se ha encontrado que la transición a la región de flujo crítico depende de la relación L/D del orificio del inyector. Se pueden extraer una serie de conclusiones de este trabajo para diseñar el inyector del cohete con un propelente auto-presurizante para predecir mejor la tasa de flujo másico y asegurar una combustión estable.