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。
背景技术：
1、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。
2、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。
3、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。
技术实现思路
1、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。
2、一种固体火箭喷管复合扩张段，其特征在于，包括：
3、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；
4、隔热层，所述隔热层包括高硅氧布带/硼酚醛树脂材料层；
5、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。
6、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；
7、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。
8、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。
9、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。
10、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：
11、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；
12、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；
13、s3：隔热层的制备，得到高硅氧布带/硼酚醛树脂材料层；
14、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；
15、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；
16、s6：固化完成后进行脱模检验，并做好记录。
17、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：
18、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；
19、步骤二：将所述硼酚醛树脂进行溶解，溶解后静置24h以上；
20、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；
21、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%；
22、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。
23、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。
24、进一步的，所述烧蚀层还包括填料；
25、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。
26、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；
27、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。
28、本申请能产生的有益效果包括：
29、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。
1.一种固体火箭喷管复合扩张段，其特征在于，包括：
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；
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：
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：
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；
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；
