A rocket having a rocket engine vent system for a rocket engine is disclosed. The rocket engine vent system includes at least one rocket engine vent system conduit having a pair of vent apertures that are disposed on opposite sides of this conduit (i.e., disposed in opposing relation). A diverter with a pair of vanes is disposed within this rocket engine vent system conduit. One diverter vane projects toward one of the vent apertures, while the other diverter vane projects toward the other vent aperture. Two separate and discrete fluid flows are thereby directed out of the rocket engine vent system conduit in at least generally opposite directions, which significantly reduces the thrust to which the rocket engine is exposed when venting rocket fuel therefrom under high pressure conditions.

Показана ракета имея систему сброса двигателя ракеты для двигателя ракеты. Система сброса двигателя ракеты вклюает по крайней мере один проводник системы сброса двигателя ракеты имея пару апертур сброса размещаны на противоположных сторонах этого проводника (т.е., размещано в сопротивляясь отношении). Отклонитель с парой лопастей размещан внутри этот проводник системы сброса двигателя ракеты. Одна лопасть отклонителя проектирует к одной из апертур сброса, пока другая лопасть отклонителя проектирует к другой апертуре сброса. 2 отдельно и дискретные жидкие подачи таким образом направлены из проводника системы сброса двигателя ракеты в по крайней мере вообще напротив направлений, который значительно уменьшает тягу к которой подвергается действию двигатель ракеты вентилируя топливо ракеты therefrom под high pressure условиями.