简介： 本发明公开了一种大型复合材料火箭发动机壳体缠绕方法，包括以下步骤：1）配置胶液：按照树脂、固化剂配比配置树脂；2）测试纱织张力：缠绕前对所用碳纤维纱进行烘干，将碳纤维纱放入烘箱烘干；将烘干后的碳纤维纱充分浸渍在上述树脂中，对浸渍过树脂的碳纤维纱进行张力测试，测量合格后进入下一步骤；3）缠绕：通过螺旋倾斜缠绕配合环向缠绕进行缠绕，缠绕过程中保持碳纤维纱的张力在设定范围，螺旋倾斜缠绕时，螺旋缠绕层端面距离前端头孔为：2.5±0.2mm，螺旋缠绕层端面距离后端头孔为：15±1mm，缠绕过程需刮除缠绕层表面胶液；4）固化；5）脱模；采用碳纤维与环氧树脂树脂湿法缠绕，能承受8.5Mpa的内压，最大程度地减轻发动机壳体的重量。