简介： 本发明提供了一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体及缠绕成型方法，包括：步骤S1：在壳体两端的金属法兰上预硫化橡胶，将预硫化好的金属法兰安装在模具上；步骤S2：将橡胶散片铺覆在模具上并预硫化成型；步骤S3：采用分段式变角度的缠绕方法在预成型好的橡胶上进行缠绕；步骤S4：采用旋转固化装置进行旋转固化；步骤S5：固化后脱模。