The present invention provides a rocket engine (10) that is self-compensating on nozzle thrust coefficient for varying ambient backpressures. The rocket engine (10) includes a combustion chamber (12) having an injector end (14) and a nozzle end (16). A propellant injector (20) is in fluid communication between a propellant line and an inside periphery of the combustion chamber injector end (14). A nozzle throat (18) is formed at the nozzle end (14) of the combustion chamber (12). A nozzle exit cone (22) extends outwardly from the nozzle throat (18). A plug support (30) is coupled between a nozzle plug (28) and the propellant injector (20). The nozzle plug (28) aerodynamically self-compensates for changes in ambient backpressure at the nozzle exit cone (22) such that the nozzle thrust coefficient is maximized for any ambient backpressure.

De onderhavige uitvinding verstrekt een raketmotor (10) die op de coëfficiënt van de pijpduw variërende omringende backpressures zelf-compenseert. Raketmotor (10) omvat een verbrandingskamer (12) die een injecteurseind (14) en een pijpeind (16) heeft. Een propellant injecteur (20) is in vloeibare communicatie tussen een propellant lijn en een binnenperiferie van eind van de verbrandingskamerinjecteur (14). Een pijpkeel (18) wordt gevormd op pijpeind (14) van verbrandingskamer (12). Een kegel van de pijpuitgang (22) breidt zich klaarblijkelijk van pijpkeel (18) uit. Een stopsteun (30) wordt gekoppeld tussen een pijpstop (28) en propellant injecteur (20). Pijpstop (28) zelf-compenseert aërodynamisch veranderingen in omringende backpressure bij kegel van de pijpuitgang (22) dusdanig dat de coëfficiënt van de pijpduw voor om het even welke omringende backpressure wordt gemaximaliseerd.