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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