CN118815618A - 一种固体火箭喷管复合扩张段及其成型方法 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了一种固体火箭喷管复合扩张段及其成型方法，属于复合扩张段成型技术领域，包括：烧蚀层，所述烧蚀层包括聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂材料层，且通过所述丙烯腈碳纤维和所述硼酚醛树脂预混料以及模压成型；隔热层，所述隔热层包括高硅氧布带/硼酚醛树脂材料层；所述隔热层缠绕在所述烧蚀层外侧，所述烧蚀层和所述隔热层连接界面形成多环结构。本发明具有抗烧蚀隔热双重功效，烧蚀率低，且结构连接安全可靠，产品界面尺寸稳定，一致性好。
Description
技术领域
本申请涉及一种固体火箭喷管复合扩张段及其成型方法，属于复合扩张段成型技术领域。
背景技术
扩张段是固体火箭发动机喷管中提高能量转换效率的关键部件，在发动机工作过程中要承受高温、高压和高燃气流冲刷烧蚀。纤维增强树脂基扩张段具有可靠性高、生产周期短、成本低等优点，在国内外广泛应用于高性能固体火箭发动机。当前国内外纤维增强树脂基扩张段的制备方式主要有布带重叠缠绕、布带斜向缠绕、花瓣铺层和模压等。其中，工作时间短、烧蚀不严重的扩张段一般采用高硅氧纤维增强树脂或者碳纤维增强树脂材料，通过模压成型；对于烧蚀工况严重，工作条件苛刻的扩张段，一般采用碳纤维酚醛/高硅氧纤维酚醛复合结构，碳纤维酚醛作为烧蚀层材料，高硅氧酚醛作为隔热层材料，该结构具有抗烧蚀隔热双重功效，其成型工艺有短切纤维复合模压（QJ2727A-2014《碳纤维/酚醛-高硅氧纤维/酚醛复合模压制品规范》）和布带缠绕（GJB3402-98碳布/酚醛-高硅氧布/酚醛复合缠绕制品规范）两种途径。
对于QJ2727A-2014，成本较低，工艺过程较复杂，需要经过至少两次或者三次的模压才能成型，而且采用的粘胶丝碳纤维虽然工艺性较好，但是抗烧蚀性一般，实用过程中需要增加厚度来提高其可靠性，这就增加了发动机的消极质量；对于GJB3402-98，成本高，制品有着良好的力学性能，但是缠绕工艺过程需要对布带缠绕的程序设计较为严格，固化过程控制压力较模压的小，碳层的密实度一般较低，且布带用的钡酚醛树脂残炭率较低，两种材料的界面存在褶皱痕迹，一致性较差，工作末期布带层间脱落。
针对该类现象，本案设计了一种碳纤维/酚醛-高硅氧布带/酚醛复合结构作为固体火箭发动机喷管扩张段，实现其在固体火箭发动机喷管中的应用。
发明内容
根据本申请的一个方面，提供了一种固体火箭喷管复合扩张段，该扩张段具有抗烧蚀隔热双重功效，烧蚀率低，且结构连接安全可靠，产品界面尺寸稳定，一致性好。
一种固体火箭喷管复合扩张段，其特征在于，包括：
烧蚀层，所述烧蚀层包括聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂材料层，且通过所述丙烯腈碳纤维和所述硼酚醛树脂预混料以及模压成型；
隔热层，所述隔热层包括高硅氧布带/硼酚醛树脂材料层；
所述隔热层缠绕在所述烧蚀层外侧，所述烧蚀层和所述隔热层连接界面形成多环结构。
进一步的，所述多环结构包括所述烧蚀层与所述隔热层连接界面多个交替连续设置的凹槽和凸台；
相邻所述多环结构的间隔为所述隔热层宽度的1～3倍，所述多环结构的高度为1.5mm～3mm，所述多环结构的宽度为所述扩张段高度的1/8～1/10。
进一步的，所述烧蚀层与所述隔热层的厚度根据扩张段的实际工况进行确认，且根据热量传递的路径，将固体火箭喷管出口部分所述烧蚀层的厚度设置成逐渐大于固体火箭喷管入口部分所述烧蚀层的厚度。
进一步的，所述烧蚀层位于所述固体火箭喷管出口部分的厚度大于所述烧蚀层位于所述固体火箭喷管入口的厚度。
根据本申请的另一个方面，本申请还提供了一种固体火箭喷管复合扩张段的成型方法，其特征在于，包括：
S1：烧蚀层的制备，称取定量的聚丙烯腈碳纤维和硼酚醛树脂进行预处理，得到聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂预混料，然后利用压制成型模具模压成型并进行保温处理；
S2：保温结束后，自然冷却降温至室温，脱模，脱模后得到聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂毛坯，将脱模后的聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂毛坯清理干净，去除多余的飞边，检查外观完好后，装入缠绕芯模；
S3：隔热层的制备，得到高硅氧布带/硼酚醛树脂材料层；
S4：按照设定程序，将高硅氧布带/硼酚醛树脂材料层缠绕在聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂毛坯外侧；
S5：缠绕完成后，得到被所述高硅氧布带/硼酚醛树脂材料层包覆的聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂毛坯，然后在热压罐内固化成型，所述热压罐成型压力大于或等于3.0MPa；
S6：固化完成后进行脱模检验，并做好记录。
进一步的，所述聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂预混料的制备包括如下步骤：
步骤一：将所述聚丙烯腈碳纤维在烘箱内烘干处理，烘干温度90℃～100℃，烘干时间大于或等于2h；
步骤二：将所述硼酚醛树脂进行溶解，溶解后静置24h以上；
步骤三：将聚丙烯腈碳纤维、溶解后的硼酚醛树脂按照比例进行混合，并密封后静置24h以上；
步骤四：将浸胶好的预混料撕松，然后晾置24h以上，晾置温度为15℃～25℃，湿度小于或等于45%；
步骤五：晾干的预混料在烘箱内烘干处理，烘干温度为80℃～85℃，烘干大于或等于5h，烘干后备用。
进一步的，按照质量比，所述聚丙烯腈碳纤维和所述硼酚醛树脂的比例为57:43。
进一步的，所述烧蚀层还包括填料；
按照质量比，所述聚丙烯腈碳纤维、所述硼酚醛树脂和所述填料的比例为55:42:3。
进一步的，在利用压制成型模具模压成型之前，还包括：对所述压制成型模具预热，预热温度100℃±5℃，预热时间1h～3h；
其中，模压成型中压力大于或等于500kg/cm2，保温温度100℃±5℃，保温时间1h～3h，加压时机为合模后25min～30min。
本申请能产生的有益效果包括：
本申请所提供的一种固体火箭喷管复合扩张段及其成型方法，所述扩张段具有抗烧蚀隔热双重功效，烧蚀层线烧蚀率达到了0.02mm/s，比复合模压或者布带复合缠绕结构的线烧蚀率低至少20%；同时，复合界面粘接强度不低于10MPa，成本比布带复合缠绕结构低至少50%，且产品界面尺寸稳定，一致性好。
附图说明
图1为本申请一种实施方式中固体火箭发动机喷管扩张段结构示意图；
图2为本申请一种实施方式中固体火箭发动机喷管扩张段烧蚀层成型工装结构图；
图3为本申请实施例1中固体火箭发动机喷管扩张段结构示意图；
图4为本申请实施例2中固体火箭发动机喷管扩张段结构示意图；
部件和附图标记列表：1-烧蚀层；2-隔热层；3-凹槽；4-凸台；5-阳模；6-阴模；7-顶盘。
具体实施方式
下面结合实施例详述本申请，但本申请并不局限于这些实施例。
参见图1，一种固体火箭喷管复合扩张段，其特征在于，包括：
烧蚀层1，所述烧蚀层1包括聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂材料层，且通过所述丙烯腈碳纤维和所述硼酚醛树脂预混料以及模压成型；
隔热层2，所述隔热层2包括高硅氧布带/硼酚醛树脂材料层；
所述隔热层2缠绕在所述烧蚀层1外侧，所述烧蚀层1和所述隔热层2连接界面形成多环结构。
具体地，在固体火箭发动机工作过程中，烧蚀层1起到抗烧蚀、抵抗高温、高速气流冲刷的作用，保证喷管结构的完整性和稳定性，烧蚀层1使用聚丙烯腈碳纤维和硼酚醛树脂混料，通过模压成型制备，这种材料组合具有良好的烧蚀性能和机械性能。隔热层2的主要作用是减少热量向喷管内部传递，保护内部结构和组件免受高温影响。隔热层2则采用高硅氧布带和硼酚醛树脂的组合，并缠绕在烧蚀层1外侧，形成多环结构的连接界面，有助于提升喷管的热防护效果，同时保证结构的稳定性和可靠性；
其中，聚丙烯腈碳纤维具有极高的拉伸强度和模量，能够承受较大的外力作用，同时纤维的热分解温度高，具有优异的高温性能；硼酚醛树脂具有比普通酚醛树脂更高的耐热性、瞬时耐高温性能、耐热氧化性能和防中子辐射等优良性能，由于B-O键能高于C-C键能，硼酚醛树脂的耐热性和耐烧蚀性远高于普通酚醛树脂，B-O键又具有较好的柔顺性，因此，硼酚醛树脂的脆性降低，力学性能有所提高，烧蚀层1使用聚丙烯腈碳纤维和硼酚醛树脂混料，通过模压成型制备，这种材料组合具有良好的烧蚀性能和机械性能。
所述多环结构包括所述烧蚀层1与所述隔热层2连接界面多个交替连续设置的凹槽3和凸台4，有助于增强烧蚀层1与隔热层2之间的连接强度和稳定性。同时，该结构有助于优化热量传递的路径，提高整体的隔热性能；
相邻所述多环结构的间隔为所述隔热层2宽度的1～3倍，所述多环结构的高度为1.5mm～3mm，所述多环结构的宽度为所述扩张段高度的1/8～1/10。
其中，所述扩张段的高度是指如图1所示的所述扩张段切斜方向的长度，具体为当扩张段设置在固体火箭喷管上时，所述扩张段的使用长度。
所述烧蚀层1与所述隔热层2的厚度根据扩张段的实际工况进行确认，且根据热量传递的路径，将固体火箭喷管出口部分所述烧蚀层的厚度设置成逐渐大于固体火箭喷管入口部分所述烧蚀层的厚度。
所述烧蚀层位于所述固体火箭喷管出口部分的厚度大于所述烧蚀层位于所述固体火箭喷管入口的厚度。
具体地，烧蚀层1在固体火箭喷管的出口部分具有较大的厚度。是为了应对在喷管出口处更为强烈的高温、高速气流冲刷。较厚的烧蚀层1能够提供更好的防烧蚀性能和更长的使用寿命。相比之下，烧蚀层1在固体火箭喷管的入口部分厚度较小。这是因为在喷管入口处的气流速度相对较低，温度也相对较低，因此不需要过厚的烧蚀层1来提供保护。
本申请设计了一种高性能固体火箭发动机喷管扩张段，抗烧蚀隔热双重功效，烧蚀层1线烧蚀率达到了0.02mm/s，比复合模压或者布带复合缠绕结构的线烧蚀率低至少20%，复合界面粘接强度不低于10MPa，成本比布带复合缠绕结构低至少50%，且产品界面尺寸稳定，一致性好，复合界面褶皱峰高不超过2mm，且结构连接安全可靠，并经过地试应用，效果完好。
其中，复合界面褶皱峰高指的是在固体火箭发动机喷管扩张段中，由于材料受热、应力集中或其他因素导致的界面褶皱现象中，波峰相对于平均平面的最大偏离量。这个参数可以反映喷管扩张段界面的稳定性和性能。
材料的弹性模量、泊松比等物理性质会影响其对应力、温度变化的响应、喷管的结构设计、连接方式和制造过程中的温度控制、压力控制等因素都会对界面褶皱峰高产生影响。
一种固体火箭喷管复合扩张段的成型方法，其特征在于，包括：
S1：烧蚀层的制备，称取定量的聚丙烯腈碳纤维和硼酚醛树脂进行预处理，得到聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂预混料，然后利用压制成型模具模压成型并进行保温处理；
其中，所述压制成型模具结构如图2所示，所述压制成型模具包括相互装配的阳模5、阴模6和顶盘7。阴模6是一个具有空腔的模具，这个空腔的形状与最终产品即扩张段的形状相同。在成型过程中，待加工的材料会被放置在阴模6的空腔内。阳模5则是一个实体模具，其外形与阴模6的空腔相反，即与最终产品的形状相对应。在成型过程中，阳模5会压入阴模6中的材料，通过施加力量使材料变形，从而获得所需的产品形状。顶盘7是压制成型模具中的一个重要组件，位于模具的顶部，用于在压制过程中提供支撑和定位，并在脱模时帮助推出成品。
S2：保温结束后，自然冷却降温至室温，脱模，脱模后得到聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂毛坯，将脱模后的聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂毛坯清理干净，去除多余的飞边，检查外观完好后，装入缠绕芯模；
S3：隔热层的制备，得到高硅氧布带/硼酚醛树脂材料层；
S4：按照设定程序，将高硅氧布带/硼酚醛树脂材料层缠绕在聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂毛坯外侧；
S5：缠绕完成后，得到被所述高硅氧布带/硼酚醛树脂材料层包覆的聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂毛坯，然后在热压罐内固化成型，所述热压罐成型压力大于或等于3.0MPa；
S6：固化完成后进行脱模检验，并做好记录。
所述聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂预混料的制备包括如下步骤：
步骤一：将所述聚丙烯腈碳纤维在烘箱内烘干处理，烘干温度90℃～100℃，烘干时间大于或等于2h；
步骤二：将所述硼酚醛树脂进行溶解，溶解后静置24h以上；
步骤三：将聚丙烯腈碳纤维、溶解后的硼酚醛树脂按照比例进行混合，并密封后静置24h以上；
步骤四：将浸胶好的预混料撕松，然后晾置24h以上，晾置温度为15℃～25℃，湿度小于或等于45%；
步骤五：晾干的预混料在烘箱内烘干处理，烘干温度为80℃～85℃，烘干时间大于或等于5h，烘干后备用。
按照质量比，所述聚丙烯腈碳纤维和所述硼酚醛树脂的比例为57:43。
所述烧蚀层1还包括填料；
按照质量比，所述聚丙烯腈碳纤维、所述硼酚醛树脂和所述填料的比例为55:42:3。
其中，所述填料可以选用硅微粉或氧化铝等无机填料，也可以选用纳米二氧化硅或纳米碳管等纳米填料，进一步增强或调整复合材料的性能。
在利用压制成型模具模压成型之前，还包括：对所述压制成型模具预热，预热温度100℃±5℃，预热时间1h～3h；
其中，模压成型中压力大于或等于500kg/cm2，保温温度100℃±5℃，保温时间1h～3h，加压时机为合模后25min～30min。
实施例1：要求固体火箭发动机喷管扩张段界面褶皱峰高不超过2mm，烧蚀层线烧蚀率不超过0.05mm/s（氧乙炔测试），复合界面粘接强度不低于10MPa；发动机正常工作时间26s。具体步骤为：
1）扩张段结构设计：
如图3所示，该类型扩张段由烧蚀层1和隔热层2两部分组成，其中界面采用多环结构连接，多环结构间隔一般为隔热层2宽度的2倍，环高为1.5mm，环的宽度为扩张段高度的1/10，环的数量为3个。烧蚀层1采用聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂预混料材料，隔热层2采用高硅氧布带/硼酚醛树脂材料。
具体的，所述多环结构的凹槽宽度为40mm，所述多环结构的凸台宽度为20mm，此处凹槽和凸台宽度是指在如图3所述的水平方向上的投影距离。
2）聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂预混料制备：
a）准备聚丙烯腈碳纤维，长度50mm，在烘箱内烘干处理，温度90℃～100℃，烘干2h；
b）将硼酚醛树脂采用溶剂溶解后，静置24h；
c）按照聚丙烯腈碳纤维：硼酚醛树脂：填料=55:42:3的比例进行混合，并密封后静置24h；
d）将浸胶好的预混料采用人工或者设备撕松，然后室温晾置24h，温度不低于15℃，湿度不超过45%；
e）晾干的预混料在烘箱内烘干处理，温度80℃～85℃，烘干时间5h；烘干后装在干净的预混料袋子或者料筒内。
3）扩张段的成型：
a）按照产品设计密度计算装料量，称取450g的聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂预混料，然后在烘箱预处理35min，温度90℃；
b）将压制成型模具清理干净，在100℃±5℃条件下预热2h；
c）将预处理好的聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂预混料分多次均匀装入预热好的模具内；
d）在四柱液压机上合模加压成型，压力不小于500kg/cm2，保温温度100℃±5℃，时间1h，加压时机为合模后25min～30min；
e）保温结束后，自然冷却降温至室温，脱模；
f）将脱模后的聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂毛坯清理干净，去除多余的飞边，检查外观完好后，装入缠绕芯模；
g）按照设定程序，将高硅氧布/硼酚醛树脂缠绕在聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂毛坯上面；
h）缠绕完成后，包覆毛坯然后在热压罐内固化成型，热压罐成型压力为3.0MPa；
i）固化完成后脱模检验，外观完好，无裂纹、无缺料，经过检验，产品内部结构完好，无裂纹无气泡，界面褶皱峰波高度最大为0.7mm。
实施例2：要求固体火箭发动机喷管扩张段界面褶皱峰高不超过2mm，烧蚀层线烧蚀率不超过0.05mm/s（氧乙炔测试），复合界面粘接强度不低于10MPa；发动机正常工作时间38s。具体步骤为：
1）扩张段结构设计：
如图4所示，该类型扩张段由烧蚀层1和隔热层2两部分组成，其中界面采用多环结构连接，间隔一般为布带宽度的2倍，环高为2mm，环的宽度为扩张段高度的1/8，环的数量为5个。烧蚀层1采用聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂预混料材料，隔热层2采用高硅氧布带/硼酚醛树脂材料。
具体的，所述多环结构的凹槽宽度为40mm，所述多环结构的凸台宽度为50mm，此处凹槽和凸台宽度是指在如图4所述的水平方向上的投影距离。
2）聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂预混料制备：
a）准备聚丙烯腈碳纤维，长度55mm，在烘箱内烘干处理，温度90℃～100℃，烘干3h；
b）将硼酚醛树脂采用溶剂溶解后，静置30h；
c）按照聚丙烯腈碳纤维：硼酚醛树脂：填料=55:42:3的比例进行混合，并密封后静置32h；
d）将浸胶好的预混料采用人工或者设备撕松，然后室温晾置30h，温度不低于15℃，湿度不超过45%；
e）晾干的预混料在烘箱内烘干处理，温度80℃～85℃，烘干时间6h；烘干后装在干净的预混料袋子或者料筒内。
3）扩张段的成型：
a）按照产品设计密度计算装料量，称取1500g的聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂预混料，然后在烘箱预处理40min，温度100℃；
b）将压制成型模具清理干净，在100℃±5℃条件下预热3h；
c）将预处理好的聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂预混料分多次均匀装入预热好的模具内；
d）在四柱液压机上合模加压成型，压力不小于500kg/cm2，保温温度100℃±5℃，时间1h，加压时机为合模后25min～30min；
e）保温结束后，自然冷却降温至室温，脱模；
f）将脱模后的聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂毛坯清理干净，去除多余的飞边，检查外观完好后，装入缠绕芯模；
g）按照设定程序，将高硅氧布/硼酚醛树脂缠绕在聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂毛坯上面；
h）缠绕完成后，包覆毛坯然后在热压罐内固化成型，热压罐成型压力为3.5MPa；
i）固化完成后脱模检验，外观完好，无裂纹、无缺料，经过检验，产品内部结构完好，无裂纹无气泡，界面褶皱峰高最大为1.2mm。
以上所述，仅是本申请的几个实施例，并非对本申请做任何形式的限制，虽然本申请以较佳实施例揭示如上，然而并非用以限制本申请，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本申请技术方案的范围内，利用上述揭示的技术内容做出些许的变动或修饰均等同于等效实施案例，均属于技术方案范围内。
Claims (9)
1.一种固体火箭喷管复合扩张段，其特征在于，包括：
烧蚀层，所述烧蚀层包括聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂材料层，且通过所述丙烯腈碳纤维和所述硼酚醛树脂预混料以及模压成型；
隔热层，所述隔热层包括高硅氧布带/硼酚醛树脂材料层；
所述隔热层缠绕在所述烧蚀层外侧，所述烧蚀层和所述隔热层连接界面形成多环结构。
2.根据权利要求1所述的一种固体火箭喷管复合扩张段，其特征在于，所述多环结构包括所述烧蚀层与所述隔热层连接界面多个交替连续设置的凹槽和凸台；
相邻所述多环结构的间隔为所述隔热层宽度的1～3倍，所述多环结构的高度为1.5mm～3mm，所述多环结构的宽度为所述扩张段高度的1/8～1/10。
3.根据权利要求1所述的一种固体火箭喷管复合扩张段，其特征在于，所述烧蚀层与所述隔热层的厚度根据扩张段的实际工况进行确认，且根据热量传递的路径，将固体火箭喷管出口部分所述烧蚀层的厚度设置成逐渐大于固体火箭喷管入口部分所述烧蚀层的厚度。
4.根据权利要求3所述的一种固体火箭喷管复合扩张段，其特征在于，所述烧蚀层位于所述固体火箭喷管出口部分的厚度大于所述烧蚀层位于所述固体火箭喷管入口的厚度。
5.一种固体火箭喷管复合扩张段的成型方法，其特征在于，包括：
S1：烧蚀层的制备，称取定量的聚丙烯腈碳纤维和硼酚醛树脂进行预处理，得到聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂预混料，然后利用压制成型模具模压成型并进行保温处理；
S2：保温结束后，自然冷却降温至室温，脱模，脱模后得到聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂毛坯，将脱模后的聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂毛坯清理干净，去除多余的飞边，检查外观完好后，装入缠绕芯模；
S3：隔热层的制备，得到高硅氧布带/硼酚醛树脂材料层；
S4：按照设定程序，将高硅氧布带/硼酚醛树脂材料层缠绕在聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂毛坯外侧；
S5：缠绕完成后，得到被所述高硅氧布带/硼酚醛树脂材料层包覆的聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂毛坯，然后在热压罐内固化成型，所述热压罐成型压力大于或等于3.0MPa；
S6：固化完成后进行脱模检验，并做好记录。
6.根据权利要求5所述的一种固体火箭喷管复合扩张段的成型方法，其特征在于，所述聚丙烯腈碳纤维/硼酚醛树脂预混料的制备包括如下步骤：
步骤一：将所述聚丙烯腈碳纤维在烘箱内烘干处理，烘干温度90℃～100℃，烘干时间大于或等于2h，其中，所述聚丙烯腈碳纤维长度为35mm～60mm；
步骤二：将所述硼酚醛树脂进行溶解，溶解后静置24h以上；
步骤三：将聚丙烯腈碳纤维、溶解后的硼酚醛树脂按照比例进行混合，并密封后静置24h以上；
步骤四：将浸胶好的预混料撕松，然后晾置24h以上，晾置温度为15℃～25℃，湿度小于或等于45%；
步骤五：晾干的预混料在烘箱内烘干处理，烘干温度为80℃～85℃，烘干时间大于或等于5h，烘干后备用。
7.根据权利要求6所述的一种固体火箭喷管复合扩张段的成型方法，其特征在于，按照质量比，所述聚丙烯腈碳纤维和所述硼酚醛树脂的比例为57:43。
8.根据权利要求6所述的一种固体火箭喷管复合扩张段的成型方法，其特征在于，所述烧蚀层还包括填料；
按照质量比，所述聚丙烯腈碳纤维、所述硼酚醛树脂和所述填料的比例为55:42:3。
9.根据权利要求5所述的一种固体火箭喷管复合扩张段的成型方法，其特征在于，在利用压制成型模具模压成型之前，还包括：对所述压制成型模具预热，预热温度100℃±5℃，预热时间1h～3h；
其中，模压成型中压力大于或等于500kg/cm2，保温温度100℃±5℃，保温时间1h～3h，加压时机为合模后25min～30min。
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