本发明公开了一种
复合材料火箭发动机壳体制备方法，包括裙，所述裙的一端固定连接有承力结构层，所述承力结构层的外侧面固定安装有绝热层，所述承力结构层及绝热层的两端端面中间位置均贯穿设置有封头。本发明能够采用气囊加特制模具用气胀法成型内层，突破现有成型模具方案对产品的尺寸限制，实现各种极孔尺寸，长度尺寸的复合材料火箭发动机壳体制备，现有模具方案产生装配公差或机械加工带来的公差最终会反馈到产品上，采用本制备方法成型过程，能极大的避免公差累积，减小制备过程对产品成型质量的负面影响，以产品本身作为缠绕芯模，取消了现有方案芯模的装配和拆卸步骤，精简产品制备工艺流程，缩短生产周期。
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来源：北方有色网
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