本發明公開了一種大型復合材料火箭發動機殼體纏繞方法,包括以下步驟:1)配置膠液:按照樹脂、固化劑配比配置樹脂;2)測試紗織張力:纏繞前對所用碳纖維紗進行烘干,將碳纖維紗放入烘箱烘干;將烘干后的碳纖維紗充分浸漬在上述樹脂中,對浸漬過樹脂的碳纖維紗進行張力測試,測量合格后進入下一步驟;3)纏繞:通過螺旋傾斜纏繞配合環向纏繞進行纏繞,纏繞過程中保持碳纖維紗的張力在設定范圍,螺旋傾斜纏繞時,螺旋纏繞層端面距離前端頭孔為:2.5±0.2mm,螺旋纏繞層端面距離后端頭孔為:15±1mm,纏繞過程需刮除纏繞層表面膠液;4)固化;5)脫模;采用碳纖維與環氧樹脂樹脂濕法纏繞,能承受8.5Mpa的內壓,最大程度地減輕發動機殼體的重量。
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