自上世纪六十年代以来，纤维增强复合材料以其具有较高的比强度、比模量和耐热性能而被广泛应用于航空航天领域。利用纤维缠绕工艺制造固体火箭发动机壳体是近代复合材料发展的一个重要方向。由于这种缠绕制品除了具有纤维复合材料的优良性能，还能够通过不同的缠绕方式来实现强度在不同方向的差异，使得不同位置的载荷与强度相适应，得到最佳的壳体设计，这是金属材料壳体实现不了的[12]。60249

纤维缠绕壳体复合材料经历了三代的发展，第一代采用的是玻璃纤维复合材料，第二代采用的是有机纤维复合材料，最新第三代则采用的是碳纤维复合材料。不同的纤维成分决定了它们不同的性能和作用。玻璃纤维复合材料是上世纪40年代为解决宇航、导弹、火箭所需耐高温、轻质材料，所开发出来的第一代纤维复合材料，它的制造工艺简单，成本低，广泛应用在要求不高的情况下。随着火箭和宇航技术的不断发展，玻璃纤维复合材料已不能满足相应的需求，人们在不断探索中，发现了有机纤维复合材料和碳纤维复合材料。特别是后者，其拥有高的比强度和比模量，同时还具有很好的耐高温、抗烧蚀、抗蠕变、抗热震性能，能很好的应用在航天器壳体和喷管的设计上。但相对于玻璃纤维复合材料而言，碳纤维复合材料的成本大大提升，现在也仅仅用在航天、导弹等要求较高的领域，对于一般野战火箭而言，玻璃纤维复合材料是一种性能优，成本低的材料，现在正广泛应用于各种中大口径的火箭发动机壳体，且有取代钢制壳体的趋势[13]。

1  网格理论

选用纤维复合材料来制造发动机壳体时，首先必须对纤维缠绕壳体的结构性能有所了解。目前，对于纤维缠绕壳体的结构分析方法主要有两种：各向异性结构理论分析法和网格理论分析法。前一种方法只适用于树脂基体开裂之前，对树脂基体开裂之后继续进行结构分析，会超出弹性理论范围，会遇到几何非线性和物理非线性问题。网格理论分析法是目前广泛采用的结构分析方法，是分析纤维缠绕壳体最重要的方法。论文网

网格理论最早应用于轮胎设计。人们在设计轮胎时一般假设橡胶是没有承载能力的，所有载荷全部是由纤维来承受。纤维缠绕壳体的结构和轮胎类似，由于树脂基体的拉伸强度和模量相对于纤维材料而言较小，可以忽略，所以在分析纤维缠绕壳体时也采用此种方法。其基本假设包含以下三点：

1）壳体由连续纤维缠绕而成，纤维分布均匀、对称；

2）树脂基体没有承载能力，壳体的薄膜内力全部由纤维承担，且纤维只承担轴向拉力，没有抵抗弯曲和剪切变形的能力。

3) 股纱中各纤维的应力状态相同，承载能力相同。

实践证明使用网格理论来计算固体火箭发动机纤维缠绕壳体的破坏压强相当精准，是一种简单有效的方法。同时，由于在设计的过程中没有考虑到树脂基体的作用，所以，最终的设计结果偏于安全。

2  纤维缠绕壳体的设计结构

固体火箭发动机的结构大多是回转圆筒，前后有相应的封头设计。所以，纤维缠绕壳体的设计也主要可以分为圆筒段设计和封头设计两部分。

圆筒段壳体的基本缠绕方式主要有单一螺旋缠绕（a）、螺旋缠绕加环向缠绕(b)、螺旋缠绕加纵向缠绕(c)、纵向加环向缠绕(d)几种，它们的网格微元如图2所示。如今应用较多的主要是螺旋缠绕加环向缠绕。圆筒段的设计主要包括工艺设计和强度设计两部分，前者主要是确定纤维缠绕的材料、层数、厚度等，后者主要是确定筒体的强度、刚度等力学特性。在实际的设计过程中，工艺设计必须考虑到对强度的要求，强度设计也必须考虑到最终的加工工艺，二者相互依存，密不可分。 纤维缠绕壳体研究现状概况:http://www.youerw.com/yanjiu/lunwen_65673.html