航天技术标志着人类文明的先进成果,是一个国家科技水平的综合体现,推进剂贮箱作为卫星、火箭等航天运载器推进系统的重要组成部分,其新材料的应用始终是研究的最前沿。应用碳纤维复合材料可以使贮箱结构重量减轻20%～40%,降低运输成本,经济效益极佳,复合材料贮箱取代传统的全金属贮箱是未来贮箱制造技术的发展趋势。本文以某一型号液体火箭发动机纤维缠绕全复合材料燃料贮箱等比例缩小后的模型为研究对象,进行了如下研究:（1）分析了各种缠绕线型的优缺点,针对缠绕角、测地线、非测地线以及中心转角等概念深入探讨,选择螺旋缠绕与环向缠绕交替缠绕成型复合材料贮箱,其中螺旋缠绕按照非测地线缠绕更加合适;采用四阶变步长Runge-Kutta法可以同时求得缠绕角和中心转角两个方程的精确的数值解;研究了可均匀布满芯模表面的缠绕线型,设计出了贮箱的缠绕线型,其切点数为10,赤道处缠绕角为30°;基于等轮廓约束方法,采用逐步搜索法可求得落纱角;计算出了丝嘴运动轨迹,可用于缠绕,在纱宽为9 mm,缠绕角30°的条件下,纤维缠绕101个循环可均匀布满贮箱表面;采用三次样条法计算出封头段的厚度,在距离极孔一个带宽处厚度最大。（2）比较了三种包含基体失效形式的复合材料失效准则的优缺点,选择Puck失效准则最为合适;介绍了正交各向异性单层板的应力-应变关系,通过单向板力学性能试验测得本文所用复合材料的五个强度、拉伸模量、剪切模量及泊松比;通过分析贮箱各单层应力,结合多岛遗传算法,优化出铺层方案为[±30°,90°2,±30°,90°2,±30°],经过有限元强度分析,预测其最终失效载荷为2.8 MPa,失效位置在接头附近。（3）研究制作了水溶性砂芯模作为贮箱的芯模,以便于后期脱模;根据缠绕成型工艺的设计方案和铺层结构的设计方案,缠绕成型了复合材料贮箱样件;经过气密性试验和水压爆破试验,其失效载荷为3.0 MPa,与预测结果相差6.7%。本文创新之处主要是提出了一种复合材料贮箱铺层结构设计方法以及无内衬复合材料贮箱成型工艺。本文力求建立一个包含缠绕成型工艺设计、设计参数获取、铺层结构设计、有限元强度校核分析、芯模成型工艺以及缠绕成型工艺在内的复合材料贮箱的设计和研制流程,试验结果验证了设计与研制流程的合理性。本文的研究成果可为火箭发动机全复合材料贮箱的研制提供重要的参考意义。