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本发明涉及一种纤维缠绕复合材料壳体封头厚度计算方法，通过求解缠绕角和芯模转角微分方程组，获得了与实际缠绕线型相对应的纤维轨迹。采用测地线偏移方法计算封头段纤维束边线。考虑到封头段曲率半径不断变化，将纤维束分割成多个小段，然后在每一个小段上近似认为测地线偏移角不变化，从而可以在每一个微小段上容易的计算出偏移点，直到计算到边界为止。为了方便数值计算参考线与纤维束边线的交点，将纤维束边线直角坐标转化为极坐标，从而很容易采用线性差值的方法计算参考线与纤维束边线的交点。采用该方法可以计算任意形状封头任意缠绕线性下的封头厚度曲线，从而可以研究缠绕线性对于封头厚度影响规律。

现有的封头厚度计算方法均基于纤维束直线假设，无法反应实际纤维轨迹对封头的厚度的影响规律。实际上，缠绕线型严重影响着缠绕循环数，缠绕循环数决定着纤维束在封头的堆积情况，从而影响着实际的封头厚度。因此，考虑实际纤维轨迹的封头厚度预测可以有效解决这一问题。 利用本发明基本原理和计算方法，可以计算任意形状封头的厚度曲线。可以实现现有方法不能考虑缠绕线型对封头厚度影响规律的突破。使得计算结果更加接近实际缠绕情况，对纤维缠绕复合材料壳体的设计、分析和优化工作具有重要意义。

项目的技术团队共有12人，其中教授3人，研究员1人，副教授4人，工程师3人。团队成员长期从事航空航天复合材料相关的设计优化、材料研制、工艺、装备等研究，取得了丰硕成果，荣获国家级奖项4项，其中国家科技进步奖项4项。团队授权发明专利多项，布局复合材料预浸料加工、成型工艺、检测等领域 校金友：航天学院博导，校金友团队在先进复合材料飞行器结构设计和制造领域实力雄厚。近五年，先后主持和参与国家级重大研究计划和重大工程攻关项目十余项。突破了大尺寸薄壁碳纤维复合材料结构设计制造技术、国产高性能纤维在航天尖端装备中的应用技术、高温热塑性复合材料先进成型工艺等多个关键技术，有力地支撑了我国航天高性能纤维增强树脂基复合材料结构的应用。此外，近年来以先进复合材料飞行器结构关键技术突破、高端结构件研发和产学研一条龙为定位，以航空、航天等重大型号和装备中的关键技术攻关为方向，已在先进树脂基复合材料结构设计制造方面技术实力在国内处于先进水平。