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本发明提供了一种固体火箭发动机衬层成型方法,对绝热层装药界面喷涂粘结剂进行半固化处理后,再进行衬层成型施工;具体步骤为:S1、对固体火箭发动机绝热层界面进行等离子处理,对非喷涂面进行防护,然后在发动机内部安装喷涂工装,将其移至固化炉中安装限位;S2、用乙醇将粘结剂进行稀释,利用涂‑4杯黏度计测量料浆粘度,控制在40s/杯~70s/杯;S3、S2所得的料浆过筛,除去气泡,利用喷涂设备将其喷涂到绝热层装药界面上,半固化后备用;S4、用三氯甲烷稀释衬层原料,制备成衬层浆料,采用将其喷涂到S3处理后的半
(19)中华人民共和国国家知识产权局
(12)发明专利申请
(10)申请公布号 CN 114011687 A
(43)申请公布日 2022.02.08
(21)申请号 202111171538.5
(22)申请日 2021.10.08
(71)申请人 湖北
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