本发明公开了一种大型
复合材料火箭发动机壳体缠绕方法,包括以下步骤:1)配置胶液:按照树脂、固化剂配比配置树脂;2)测试纱织张力:缠绕前对所用
碳纤维纱进行烘干,将碳纤维纱放入烘箱烘干;将烘干后的碳纤维纱充分浸渍在上述树脂中,对浸渍过树脂的碳纤维纱进行张力测试,测量合格后进入下一步骤;3)缠绕:通过螺旋倾斜缠绕配合环向缠绕进行缠绕,缠绕过程中保持碳纤维纱的张力在设定范围,螺旋倾斜缠绕时,螺旋缠绕层端面距离前端头孔为:2.5±0.2mm,螺旋缠绕层端面距离后端头孔为:15±1mm,缠绕过程需刮除缠绕层表面胶液;4)固化;5)脱模;采用碳纤维与环氧树脂树脂湿法缠绕,能承受8.5Mpa的内压,最大程度地减轻发动机壳体的重量。
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