本发明提供了一种适用于大孔径比固体火箭发动机
复合材料壳体及缠绕成型方法,包括:步骤S1:在壳体两端的金属法兰上预硫化橡胶,将预硫化好的金属法兰安装在模具上;步骤S2:将橡胶散片铺覆在模具上并预硫化成型;步骤S3:采用分段式变角度的缠绕方法在预成型好的橡胶上进行缠绕;步骤S4:采用旋转固化装置进行旋转固化;步骤S5:固化后脱模。
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“适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体及缠绕成型方法” 该技术专利(论文)所有权利归属于技术(论文)所有人。仅供学习研究,如用于商业用途,请联系该技术所有人。
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