本发明提供一种
复合材料固体火箭发动机绝热层结构及其制备方法，绝热层结构包括：绝热结构底层；绝热结构盖层，贴合设置于绝热结构底层的内侧；抗烧蚀结构层，设于绝热结构底层的喷管连接端，并贴合设置于绝热结构底层的外侧；金属接头，设于抗烧蚀结构层的外侧。制备方法包括：分别预制抗烧蚀结构层和绝热结构盖层；将金属接头和预制的抗烧蚀结构层组装后，在抗烧蚀结构层上设置胶片，整体成型预制绝热结构底层；将预制的绝热结构盖层设置在预制的绝热结构底层上，整体模压成型。该复合材料固体火箭发动机绝热层结构及其制备方法生产效率高，可保证绝热结构层各部分厚度可控，人工脱粘层深度准确，产品质量高。
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“复合材料固体火箭发动机绝热层结构及其制备方法” 该技术专利(论文)所有权利归属于技术(论文)所有人。仅供学习研究，如用于商业用途，请联系该技术所有人。
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来源：北方有色网
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