本發明提供一種干法纏繞成型的復合材料火箭發動機殼體制備方法,涉及航天設備制造技術領域,以解決現有的筒體纏繞成型模具樹脂含量過高,不僅易造成抗性降低,而且會造成原材料浪費、而且難以精確控制產品的重量,進而導致生產效率降低的問題,包括:金屬頭和筒體,金屬頭包括前接頭和后接頭,前接頭和后接頭分別設在筒體的左右兩端;所述筒體為纖維層筒身段構成。本發明可嚴格控制樹脂含量(精確到2%以內)、操作環境干燥且無原材料浪費、能夠準確地控制產品的重量并且生產效率高,纖維纏繞制品品類豐富,應用廣泛,包括應用于航空航天及武器裝備高尖端領域的神舟飛船承力構件等。
聲明:
“干法纏繞成型的復合材料火箭發動機殼體制備方法” 該技術專利(論文)所有權利歸屬于技術(論文)所有人。僅供學習研究,如用于商業用途,請聯系該技術所有人。
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