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对再生冷却在全流量补燃循环发动机上应用的特点进行了阐述,提出了在保证喉部壁温安全的情况下从冷却方面来降低系统压力的设想。文中采用了准一维换热模型对某型火箭发动机进行了计算,并分析了集合器位置、肋片高宽比、冷却剂流量等关键参数对喉部温度及系统压力的影响,得到的某些结论同样适用于其它高压补燃循环发动机上。这种分析方法及结果能够为冷却通道的优化设计提供参考。