这是一个用来修正火箭发动机(rocket motor)之理论推力的因数。火箭发动机之喷嘴一般为缩张喷嘴(convergent-divergent nozzle)，其喷流在喷嘴出口亦呈扩张形状，即中心部分之喷气速度与喷嘴之中心轴成一直线，没有径向分量，越靠近喷嘴壁则喷气速度的径向分量越大，能够产生推力的轴向分量越小，如附图所示。因此喷流在喷嘴出口之有效出口速度(exit velocity)与喷嘴出口角(nozzle exit angle)有关。喷嘴角度修正因数λ的定义为： 式中，α为喷嘴出口角。例如，当α＝15°，λ之值为0.983，亦即实际的喷嘴出口平均速度为理想速度的98.3%。