Ты бы конкретизировала к чему вопрос вообще-то. Насколько я знаю, в ракетном двигателе температура больше 2000 градусов, может около 2500 градусов. Но сам не мерил, не знаю :).
Из сопла вылетает, конечно, ниже, так как сопло расширяет поток, но сильно зависит от степени расширения - она очень разная для первой ступени и для третьей.
А вообще, на самом деле температура существенно зависит от вида топлива (керосин, например, диметилгидразин, или водород) и окислителя (азотная кислота или кислород), и двигатель вообще жидкотопливный или твердотопливный. Температура горения больше по части химии, а не физики. Надо знать так называемую "стехиометрическую" температуру для данной пары топливо+окислитель.
Если просто примерно прикинуть на пальцах, то бери округлённо 2000 К.
Для того, чтобы промежутки на шкале между рисками были больше, необходимо:
1. Использовать жидкость с более высоким коэффициентом объемного теплового расширения. Например, у ртути β = 18,1* 10⁻⁵ °С, а у спирта β = 108*10⁻⁵ °С То есть, при одной и той же площади поперечного сечения капилляра, одному мм при подъеме температуры на 1°С в ртутном термометре, будет соответствовать 6 мм при подъеме температуры на 1°С в спиртовом термометре.
2. Использовать в термометре капилляр с меньшей площадью поперечного сечения. Действительно, при увеличении объема на 1 мм³ и сечении капилляра 1 мм² получим перемещение края жидкости на 1 мм. Если при том же увеличении объема жидкости уменьшить сечение капилляра в 2 раза, то край жидкости переместится на 2 мм
