Se consolidó un método para el desarrollo de prototipos de tobera para cohetes de órbita baja, compuesto de dos zonas de matriz polimérica (termófijas y elastoplásticas), reforzadas de acuerdo con su desempeño: una zona térmica (ZT) con características ablativas, endurecida por dispersión con polvo cerámico tipo I o II, y una zona estructural (ZE) con características de resistencia mecánica, con fibrorrefuerzo híbrido y con de fibras de carbono, vidrio y pizarra. Se estudian los requisitos ablativos y de resistencia estructural de 12 prototipos de tobera con diversas configuraciones, a través del tiempo de vuelo (90 y 120 segundos), es decir, las diferencias de temperatura y la pérdida de peso y espesor de los prototipos. Adicionalmente, se les evaluó el desempeño mediante simulación de las condiciones reales de operación en ensayos de tracción y de impacto por llama de oxicorte para determinar pérdida de peso, de espesor, diferencial de temperatura y cambio de propiedades mecánicas, etcétera, lo que llevó a encontrar un positivo comportamiento del sistema. La matriz que presentó el mejor desempeño térmico fue la elastoplástica endurecida por dispersión con el polvo cerámico tipo II; sin embargo, el mejor desempeño estructural lo ofreció el prototipo 9, el cual posee también una matriz polimérica. A method of manufacturing of nozzle prototypes was consolidated for low orbit rockets, composed of two polymer (thermoset and elastoplastic) matrix zones, reinforced according to its consolidated performance: a thermal zone (TZ) with ablative properties, that was hardened by dispersion with type I or II ceramic powder, and a structural zone (EZ) with characteristics of mechanical resistance, with hybrid fiber-reinforcement and carbon, glass and slates fibers. Ablative structural strength and nozzle 12 prototypes in different configuration requirements are studied through the flight time (90 through 120 seconds), that is, differences in temperature and weight loss and thickness of the prototypes. Additionally, the performance was evaluated by simulating actual operating conditions in tensile and impact of oxy-fuel flame to determine weight loss, thickness, temperature differential and changing mechanical properties, etc., leading to find a positive behavior system. The matrix which showed the best thermal performance was the elastoplastic, hardened by dispersion with type II ceramic powder; however, the best structural performance was offered by prototype 9, which also has a polymer matrix. Une méthode a été consolidé pour des prototypes de tuyères de fusées en orbite basse, composée de deux zones de la matrice polymère (thermodurcissable et élasto-plastique), renforcée en fonction de leur performance: une zone thermique (ZT) avec des propriétés d'ablation, en céramique durcie para dispersion avec de poudre de type I ou II, et une zone structurale (ZE) avec des caractéristiques de résistance mécanique et fibre-renforcé hybride de carbone, du verre et des ardoises. Ils sont étudiées les exigences ablatifs et la résistance structurale de 12 prototypes de tuyères avec des différentes configurations par l'intermédiaire du temps de vol (90 et 120 secondes), c'est-à-dire, les différences de température et la perte de poids et l'épaisseur des prototypes. En outre, ils ont évalué les performances, en simulant des conditions réelles de fonctionnement en traction et de l'impact de la flamme d'oxy-coupe pour déterminer la perte de poids, l'épaisseur, la différence de température et la modification des propriétés mécaniques, etc., conduisant à trouver un système de comportement positif. La matrice a montré que la meilleure performance thermique était la dispersion de poudre élasto-plastique durci céramique de type II; cependant, la meilleure performance structurale a été offert par le prototype 9, qui présente également une matrice polymère. Um método foi consolidado para o desenvolvimento de protótipos de tubeiras para foguetes de órbita baixa, composto por duas áreas de matriz polimérica (termofixos e elastoplástico), reforçada de acordo com o seu desempenho: uma zona térmica (ZT) com propriedades ablativas, endurecido tipo de dispersão de pó cerâmico I ou II, e uma zona estrutural (ZE), com características de resistência mecânica e fibrorrefuerzo híbrido de fibra de carbono, de vidro e chapas. Resistência estrutural ablativa e bocal 12 protótipos em diferentes requisitos de configuração são estudados através do tempo de voo (90 e 120 segundos), isto é, as diferenças de temperatura e perda de peso e espessura dos protótipos. Além disso, eles avaliaram o desempenho simulando condições reais de operação em tração e impacto da chama oxicorte para determinar a perda de peso, espessura, diferencial de temperatura e alterar as propriedades mecânicas, etc, levando a encontrar um sistema de comportamento positivo. A matriz apresentou o melhor desempenho térmico foi de dispersão de cerâmica endurecido elastoplástico pó com tipo II; protótipo estrutural no entanto, a melhor performance foi oferecido 9, que também tem uma matriz polimérica.