固体火箭发动机燃烧室壳体中的绝热层作为固体火箭发动机重要组成部分,是位于推进剂和壳体之间的一层隔热材料,主要作用是防止外壳由于高温危及其结构完整性。燃烧室工作时的燃气温度高达2500～3900K,绝热层通过自身的分解与烧蚀保护发动机壳体的正常工作。EPDM橡胶作为一种较理想的壳体内绝热材料,具有吸热性强、密度低、耐热性好、抗氧化性能高、热分解温度高等优点,获得了广泛应用。目前,国内固体火箭发动机绝热层成型,前后封头采用模压成型,筒段采用手工铺贴工艺,产品制作周期长,自动化程度低,工序繁多,质量稳定性差,严重阻碍了固体火箭发动机生产效率和产品质量。因此,急需开展绝热层自动缠绕成型技术研究,变曲率绝热层缠绕轨迹规划是保证绝热层高质量缠绕成型的重要前提条件。本文围绕绝热层缠绕成型轨迹规划展开研究,首先基于变曲率芯模外形特征和缠绕成型特点,设计了绝热层缠绕成型的工艺方案及自动化缠绕设备方案,提出满足不同型号芯模的通用胶带宽度计算方法与压辊外形设计方法;然后提出了绝热层缠绕成型轨迹规划算法,该算法基于测地线数值法求出了变曲率芯模表面的测地线,满足带隙误差要求,避免胶带褶皱或撕裂,同时缠绕过程中绝热层变形较小,保证了绝热层的缠绕质量。在绝热层缠绕过程中,在每个缠绕位置需控制缠绕压辊沿其支撑轴线进入橡胶绝热层深度,使绝热层橡胶表面缠绕压力达到缠绕要求。根据赫兹接触理论,通过分析绝热层橡胶变形区域缠绕正压力面应力最小值、变形量及其对应位置,在满足缠绕压力情况下,通过计算求得每个缠绕位置压辊沿其支撑轴线进入绝热层的深度,实现绝热层表面缠绕压力控制,保证绝热层粘接质量和缠绕质量,完成缠绕成型轨迹规划。接着对缠绕设备展开运动学分析及速度协调性分析,为后续轨迹编程奠定基础;最后开发“绝热层缠绕成型轨迹规划与仿真”系统,系统通过对绝热层缠绕成型过程的仿真验证,表明胶带沿测地线铺放能够有效的完成绝热层缠绕成型,达到绝热层缠绕质量要求。