固体发动机纤维缠绕壳体的成型工艺设计及试验

        采用网格理论对缠绕壳体进行了工艺参数的设计计算，计算出缠绕工艺参数，结合微机控制缠绕软件编制程序，提出了强度设计、线型控制、变形校核三位一体的设计思想。确定了缠绕工艺设计的内容、计算方法及所需和所应产生的参数结构。对包络线轨迹进行平滑处理，控制缠绕线型。用实验进行壳体筒身段的强度设计和变形f强度1校核，结果表明理论分析与实验结果能够较好地相互吻合，壳体的爆破压强误差较小。其值小于5%。

       高性能有机纤维／环氧复合材料是一种先进的复合材料，由于它具有比强度大、比模量高等特点，己用于缠绕固体火箭发动机壳体，以满足发动机高质量比的技术指标要求。纤维缠绕是生产纤维增强复合材料固体火箭发动机壳体f（SRMC)及航空航天压力容器理想的工艺方法。这类制品一般为两端带有球、椭球或等张力平衡型封头、两端开口直径不等的圆柱壳体。缠绕工艺设计的主要内容是进行缠绕层结构、材料、性能及工艺参数等一系列的数学计算，而缠绕工艺设计是SRMC缠绕成型的基础和必要步骤。目前广泛应用于SRMC复合材料壳体设计的理论是网格理论。该理论的主要思想是假设基体对复合材料强度的贡献很小，甚至可以忽略。由于该理论基础过于简单。其不足之处也显而易见。但是，在国内外仍然被用作壳体初步设计时的方法。本文以网格理论为工艺设计计算基础，计算出缠绕工艺参数，结合微机控制缠绕软件编制程序。提出了强度设计、线型控制、变形校核三位一体的设计思想。确定了缠绕工艺设计的内容、计算方法，并选择或建立了与缠绕工艺设计各项内容相应的数学模型公式。结合实验进行壳体筒身段的强度设计。结果表明理论分析与实验结果能够在一定程度相亘吻合。

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