本发明公开了一种大型固体火箭发动机喉衬成形方法，喉衬包括M块相同的喉衬块，且每块喉衬块沿长度方向的剖切面为扇形；将M块喉衬块按X块一组对所有喉衬块进行分组，分成F组分组喉衬块，最后剩下的Y块喉衬块作为调整喉衬块；加工M块相同的喉衬块坯件‑分组‑粘接F组分组喉衬坯件‑铣加工‑整体粘接。将喉衬块分为分组喉衬块和调整喉衬块，并在每块喉衬块上留有加工余量形成喉衬块坯件，分组喉衬块坯件粘接时通过加工余量修正分组喉衬粘接面的精度，通过调整喉衬块坯件最后来调整整个喉衬粘接面的精度，既保证了喉衬粘接装配精度，又降低了大型固体火箭发动机分块喉衬整体粘接难度，解决大型固体火箭发动机制造难题。