本发明提供一种
复合材料固体火箭发动机绝热结构及成型方法，本发明所述的结构包括绝热底层、绝热盖层、金属接头及抗烧蚀层。本发明所述的方法通过抗烧蚀层预制件成型；绝热底层成型，通过模压预制成型工艺将金属接头、抗烧蚀层预制件、底层绝热材料制备成绝热底层；盖层模压预制成型；绝热结构组件整体硫化成型。该方法制备的复合材料固体火箭发动机绝热结构各部件厚度可控，尺寸精确、人工脱粘层粘接可靠、粘接位置精确，产品质量稳定。
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“复合材料固体火箭发动机绝热结构及成型方法” 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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