大型航天运载器的发展,对其轻量化提出了更高的要求。由于贮箱占火箭整体重量的60%以上,贮箱的材料与结构设计直接影响到火箭的重量,而复合材料凭借其轻质高强及可整体制造等特性,逐渐成为其主要的结构材料之一。大型复合材料整体贮箱的高质制造对其成型工装设计及制造提出了严峻挑战。一方面,大型贮箱缠绕成型过程可能存在缠绕张力引起的工装变形,需要保证成型工装整体刚度;另一方面,大型贮箱固化成型过程中需要工装材料热膨胀系数与之匹配以避免变形不协调导致的成型精度降低,且需要实现成型工装从固化后的贮箱箱底口盖取出等问题。因此,本文围绕φ3.35m大型复合材料整体贮箱高质制造需求,开展可拆卸式复合材料工装设计及其固化成型工艺研究。本文主要研究工作及结论如下:（1）采用DSC、TMA、DMA、热膨胀仪等测试方法,测定了火箭贮箱工装复合材料物性参数在固化过程中的变化曲线,并计算得到其固化动力学方程和各物性参数与温度或固化度的关系模型。为复合材料贮箱工装结构优化以及后续单体工装的温度场和固化变形预测提供材料参数。（2）研究并确定了大型贮箱复合材料工装优化结构。首先,基于简化的缠绕张力计算公式确定了成型工装在贮箱缠绕成型过程中所受的外部缠绕力,同时,通过ABAQUS有限元仿真软件模拟了复合材料贮箱固化收缩过程对其成型工装产生的应力,从而为后续开展满足刚度要求的工装结构优化设计提供数值仿真基础。基于整体复合材料贮箱箱底口盖的几何结构,设计了满足可拆卸要求的贮箱工装结构,采用正交试验的方法对螺栓分布进行了优化设计,获得了满足整体刚度要求的螺栓布局方案;进一步以满足贮箱工装刚度的前提下质量最轻为优化目标,应用Opti Struct优化软件对贮箱工装进行铺层结构优化,优化后的贮箱工装在满足最大变形控制在2mm内的前提下,体积从2.9×10~8mm~3降至1.89×10~8mm~3,减重34.7%。（3）建立了复合材料单体工装固化成型温度场和固化变形预测模型,并基于正交试验设计方法开展成型工艺优化,明确了合理的成型工艺窗口为:升温速率0.5℃/min,成型温度130℃,保温时间120min。仿真结果表明,随着铺层厚度的增加,复合材料单体工装内部温差逐渐增大,最大温差为5℃,且基于铺层结构优化结果的复合材料单体壁板工装与单体瓜瓣工装的最大变形分别为0.61mm、1.35mm。进一步开展复合材料单体壁板工装缩比件工程试制并进行型面精度检测,结果表明,固化变形预测模型得到的复合材料单体壁板工装缩比件的变形趋势与实验测试结果趋势相同,均为两端上凸,且最大变形量分别为0.14mm与0.15mm,仿真误差为6.7%,验证了固化成型工艺及其变形预测模型的准确性。图68幅,表21个,参考文献78篇