本發明提供了一種適用于大孔徑比固體火箭發動機復合材料殼體及纏繞成型方法,包括:步驟S1:在殼體兩端的金屬法蘭上預硫化橡膠,將預硫化好的金屬法蘭安裝在模具上;步驟S2:將橡膠散片鋪覆在模具上并預硫化成型;步驟S3:采用分段式變角度的纏繞方法在預成型好的橡膠上進行纏繞;步驟S4:采用旋轉固化裝置進行旋轉固化;步驟S5:固化后脫模。
聲明:
“適用于大孔徑比固體火箭發動機復合材料殼體及纏繞成型方法” 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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