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本实用新型公开了一种火箭发动机的推力室结构，包括连接喉管，所述连接喉管的上端安装有渐缩管，所述连接喉管的下端安装有渐扩管，所述渐扩管的外侧安装有密封防热环结构，所述渐缩管的上端安装有安装连接结构，所述安装连接结构的上端安装有燃烧壳体，所述安...
该专利属于南京航空航天大学所有，仅供学习研究参考，未经过南京航空航天大学授权不得商用。

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