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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