本发明公开了一种小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法,属于固体火箭发动机技术领域。它包括如下步骤:1)缠绕工装与前封头、后封头的定位安装;2)原子灰固化;3)贴附绝热层及预压;4)涂覆胶粘剂;5)找平斜坡区域;6)纵向缠绕与再次环向缠绕;7)再次预压与入炉固化;8)车加工切割;9)拆除缠绕工装并对壳体表面打磨处理。该成型方法不仅具备较高的工艺可行性和较低的成本,而且制备得到的
复合材料壳体可靠性高,承压能力好。
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