本发明公开了一种固体火箭发动机
复合材料壳体成型方法,包括以下步骤:制作前封头砂饼、前筒段砂饼、后筒段砂饼及后封头砂饼;制作绝热结构;纤维湿法缠绕制作壳体;分段壳体连接。采用分段成型后机械固定连接,在大尺寸固体发动机复合材料壳体成型中,简化了成型工艺、降低了成型技术难度,从而减少了对成型设备及工艺装备的要求,有利于低成本成型;采用分段成型后机械固定连接,能适应不同结构尺寸发动机壳体的设计要求,减少大型成型模具的投入,能满足批量化生产要求。
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