CN109812353A - 一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构及其成型工艺 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构及其成型工艺，其设置在所述固体火箭发动机发射级燃烧室的壳体内腔，包括隔热层和绝热层，所述隔热层设置在所述绝热层外侧。该热防护层结构可满足该类发动机燃烧室绝热层较长时间的抗耐烧蚀、抗冲刷和低导热性能热防护综合性能要求。本发明还提供了一种所述热防护层结构的成型工艺，采用两种不同绝热材料分别成型，机加整形后的组合装配工艺，成型工艺简单，效率高，形状、尺寸及其精度较好，燃烧室热防护效果稳定一致，成本低。

Description

一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构及其成型 工艺

技术领域

本发明涉及一种固体火箭发动机燃烧室热防护层结构设计及制造领域，具体涉及一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构及成型工艺。

背景技术

随着探测及制导控制技术的不但加强完善，要求各型导弹武器装备越来越小巧精良，攻击距离越来越远，攻击效能越来越高，但制造成本要求越来越低，作为其动力系统和主要成本构成的固体火箭发动机的各项性能要求越来越高。将具有不同侧重优势功能的单一发动机通过结构组合具备综合优势的组合发动机是能够满足这种导弹武器装备发展要求的一种途径，其典型的一般结构是通过组合的发射发动机启动发射，然后通过续航发动机自控续航飞行完成攻击，发动机工作时间长，攻击距离远，但对热防护功能性要求高，尤其是发射级燃烧室的热防护结构，不仅要完成发射燃烧室工作过程的热防护，而且还要作为下一级续航发动机工作产生燃气流的通道，承受高温、高压、高速燃气流长时间地烧蚀和冲刷，工作环境较普通固体火箭发动机更为恶劣，对其结构和制造成型要求较高。

另外，这种性能需求的固体火箭发动机绝热层内型面为异性面的结构设计，因采用传统的绝热层成型工艺难以实现，尤其是选用抗烧蚀抗冲刷性能优良的树脂基复合材料成型异性面，采用常用的方法难以保证形状和内在性能充分体现，如致密度，抗烧蚀抗冲刷性能不能达到最佳，只能选择退而求其次的优先方案，采用其他如改变推进剂药型设计结构方式来实现。使发动机的结构设计不能达到最优方案。而采用这种方法可以实现这种最优方案。

目前这种热防护要求较高的固体火箭发动机绝热层结构设计一般采用内型面圆柱状结构，材料采用单一绝热材料通过多工序成型，要么抗烧蚀抗冲刷性能较好，但隔热性能不能达到最佳，要么隔热性能可以，抗烧蚀抗冲刷性能欠佳，如果通过组合成型，又没有好的成型工艺完成理想的均匀分层组合达到最佳的目的。

发明内容

本发明目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构及成型工艺。以其可实现的结构优势低成本稳定可靠地解决该类组合发动机在启动发射和二级发动机续航长时间工作过程中经受高温、高压、高速燃气流烧蚀和冲刷热防护关键技术问题。

本发明的第一方面提供了一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构，其设置在所述固体火箭发动机发射级燃烧室的壳体内腔，包括隔热层和绝热层，所述隔热层设置在所述绝热层外侧。

根据本发明所述的热防护层结构，所述绝热层外侧包括一个外型面和两个同心定位面，所述外型面和所述同心定位面均为旋转体圆柱面，所述同心定位面与所述外型面同轴设置，且所述的两个同心定位面分别设置在所述外型面两端，所述外型面的直径小于所述同心定位面的直径，在所述外型面与所述同心定位面的连接处形成两个限位台阶；所述绝热层的内侧包括内型面和接口台阶，所述内型面为花瓣状，所述接口台阶设置在所述内型面的两端。

根据本发明所述的热防护层结构，所述同心定位面与所述壳体内腔的配合精度为H9/f8配合。

根据本发明所述的热防护层结构，所述隔热层设置在所述绝热层外型面的外侧，通过所述限位台阶限定其位置。

根据本发明所述的热防护层结构，所述绝热层的最小厚度为2～5mm，所述最小厚度为所述花瓣状内型面距离所述外型面的最小距离。

根据本发明所述的热防护层结构，所述隔热层的材料选自硫化的苯基硅橡胶类混炼橡胶，所述的混炼橡胶的质量配比为：基于100份苯基硅橡胶，硫化剂3-5份，4#气相法白炭黑40-52份，三氧化二铁4-7份，二苯基硅二醇1-5份。

根据本发明所述的热防护层结构，所述硫化的苯基硅橡胶类混炼橡胶的邵氏硬度为60-70A，扯断强度大于4Mpa，扯断伸长率大于200％，热分解温度大于450℃，热导率小于0.25W·m^-1·K^-1。

根据本发明所述的热防护层结构，所述绝热层的材料为重量比为1:1的酚醛树脂和纤维织物预浸料固化后的复合材料；所述纤维织物选自碳纤维织物或高硅氧纤维织物中的至少一种。

根据本发明所述的热防护层结构，所述固化后的复合材料的密度为1.2g/cm3～1.8g/cm3，烧蚀率小于0.08mm/s。

根据本发明所述的热防护层结构，所述壳体的内壁面与所述隔热层之间和所述隔热层与所述绝热层之间通过胶粘剂连接；所述胶粘剂为耐高温型胶粘剂。

本发明的第二方面提供了一种本发明第一方面所述的热防护层结构的成型工艺，其包括以下步骤：

(1)将所述苯基硅橡胶类混炼橡胶经硫化模压成型，得到成型隔热层；

(2)将所述酚醛树脂和纤维织物预浸料模压成型，得到成型绝热层；

(3)将成型绝热层外表面均匀涂布胶粘剂，并将成型隔热层套在成型绝热层的外型面上，得到所述热防护层结构；

(4)将所述热防护层结构套入涂有胶粘剂的燃烧室壳体内腔，在所述绝热层的内侧两端加工接口台阶。

根据本发明所述的成型工艺，在所述步骤(1)中，所述硫化模压成型的工艺条件为温度1700±5℃，压力8±15MPa，时间15±5min。

根据本发明所述的成型工艺，在所述步骤(1)中，所述成型隔热层的厚度为0.6mm-2mm，内径比所述成型绝热层的外径小2mm-4mm，长度比所述成型绝热层的外型面长度短3mm-5mm。

根据本发明所述的成型工艺，所述步骤(2)采用分料法预压成型工艺，其包括以下步骤：

(a)将所述酚醛树脂和纤维织物预浸料分成等量的三份，标记为第一份织物、第二份织物和第三份织物；

(b)将模具放在平板硫化机上预热，预热温度为75-85℃；

(c)将第一份织物缠绕在花瓣型模芯上，并用生混炼橡胶包裹后放入所述模具中，然后置入平板硫化机进行第一处理，完成处理后取出模芯，将表面的生混炼橡胶剥离；

(d)将第二份织物缠绕在包裹有第一份织物的模芯上，并用生混炼橡胶包裹后放入所述模具中，然后置入平板硫化机进行第二处理，完成处理后取出模芯，将表面的生混炼橡胶剥离；

(e)将第三份织物缠绕在包裹有第一份织物和第二份织物的模芯上，置入平板硫化机进行第三处理，完成处理后取出模芯；

(f)脱模整形，形成外形型面、同心定位面和限位台阶，得到所述成型绝热层。

根据本发明所述的成型工艺，在步骤(f)中，所述限位台阶的高度与所述成型隔热层的厚度相同。

根据本发明所述的成型工艺，所述第一处理和第二处理的温度为75～85℃，压力为8～15Mpa，时间为5～10min。

根据本发明所述的成型工艺，所述第三处理的工艺条件为：处理压力为8～15MPa，先在75-85℃下处理2h，接着在115-125℃下处理1.5h，最后在155-165℃下处理1h。

根据本发明所述的成型工艺，在所述步骤(3)中，通过所述成型隔热层的挤胀变型和所述限位台阶的位置限定，将所述成型隔热层与所述成型绝热层的外型面紧箍配合。

与现有技术相比，本发明具有如下有益技术效果：

1)采用两种不同侧重优势性能的绝热材料，成型一种组合式固体火箭发动机发射级燃烧室绝热层结构，可满足该类发动机燃烧室绝热层较长时间的抗耐烧蚀、抗冲刷和低导热性能热防护综合性能要求；

2)采用的分料法预压成型工艺，成型具有较好抗烧蚀、抗冲刷性能优异但流动性差的树脂基纤维织物复合材料绝热层异性面，成型的绝热层异性面形状完整致密，抗烧蚀抗冲刷性能大幅提高，材料内在性能得到充分体现。尤其是成型的绝热层异性面，能分担一类固体火箭发动机发射级发射要求产生瞬间足够推力推进剂药型设计要求的压力，如显著增加推进剂药型燃面，提高推进剂药型结构强度，使设计师能设计选择相对较低推进剂燃速，从而提高药柱安全性，提高发动机工作可靠性；

3)采用两种不同绝热材料分别成型，机加整形后的组合装配工艺，成型工艺简单，效率高，形状、尺寸及其精度较好，燃烧室热防护效果稳定一致，成本低。

附图说明

图1为本发明的一个实施例的固体火箭发动机发射级燃烧室的热防护层结构示意图(装配后第二机加整形状态，即成品状态)；

图2为本发明的成型绝热层的结构示意图，脱模后第一次整形未装配半制品状态；

图3为本发明的成型隔热层的结构示意图，脱模后未装配状态；

图4为本发明的绝热层模压模具的结构示意图；

图5为本发明的又一实施例的固体火箭发动机发射级燃烧室的热防护层结构示意图(装配后第二机加整形状态，即成品状态)；

其中，1-壳体，2-绝热层，3-隔热层，4-界面，5-绝热层2的花瓣型内型面，6-接口台阶，7-绝热层2的外型面，8-绝热层2的同心定位面，9-限位台阶，10-外型面与隔热层装配后形成的外圆，11-绝热层模压模具，12-绝热层模压模具的模芯。

具体实施方式

为使本发明更加容易理解，下面将结合附图和实施例对本发明作详细说明。这些实施例和附图仅起说明性作用，并不局限于本发明的应用范围。

本发明提供了一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构，其与所述固体火箭发动机发射级燃烧室的壳体内腔同轴设置，沿所述壳体的径向方向，由外向内依次设置隔热层3和绝热层2，所述绝热层2的内侧两端设置接口台阶6，如图1所示。

所述绝热层2的结构如图2所示，其外侧包括一个外型面7和两个同心定位面8，所述外型面和所述同心定位面均为旋转体圆柱面，所述同心定位面与所述外型面同轴设置，且所述同心定位面分别设置在所述外型面两端，所述外型面的直径小于所述同心定位面的直径，在所述外型面与所述同心定位面的连接处形成两个限位台阶9；所述绝热层的内侧包括内型面5，所述内型面5为花瓣状，花瓣状内型面5可以依据发射推进剂燃烧性能设计，可以增加固体推进燃面，在瞬间燃烧产生的高压强下保证推进剂药型强度，保证药型稳定燃烧，瞬间完成合理的推力形成，具有较高的实用价值。所述绝热层的成型工艺先采用模压成型毛坯，模压毛坯的外层预留0.3～0.5mm的机加整形余量。内型面5的花瓣状及其尺寸和精度由模具保证。所述同心定位面8的直径与发射燃烧室壳体1的内径尺寸一致，配合精度采用H9/f8配合，限位台阶9的高度与成型隔热层的厚度一致，所述外型面7与成型隔热层内层紧箍配合，装配后形成的外圆10，所述外圆10的直径比同心定位面8的直径小0.05mm～0.15mm。

所述隔热层3的结构如图3所示，采用通用的橡胶硫化工艺模压成型，成型后产品厚度H依据产品大小和工况条件设计范围在0.6mm-2mm，工作时间短选择小厚度，反之选择大厚度，但不宜太厚，太厚橡胶变形大，不能支撑树脂基绝热层变形易开裂。内径基本尺寸D比绝热层2外型面的基本尺寸小2mm-3mm，与所述绝热层的外型面7紧箍配合，长度L比绝热层2外形面7的长度短3mm-5mm，适应橡胶隔热层挤胀变形变长，通过所述限位台阶9，将其限定在所述外型面7的外侧。

所述绝热层2采用模压成型，成型模具11的示意图见图4。成型工艺包括以下步骤：

(a)将所述酚醛树脂和纤维织物预浸料分成等量的三份，标记为第一份织物、第二份织物和第三份织物；

(b)将模具放在平板硫化机上预热，预热温度为75-85℃，；

(c)将第一份织物缠绕在花瓣型模芯12上，并用厚度为1～2mm、邵氏硬度为75A～85A的生混炼橡胶包裹后放入所述模具中，然后置入平板硫化机，在8～15Mpa和75～85℃下保压5-10min，完成处理后取出模芯，将表面的生混炼橡胶剥离；

(d)将第二份织物缠绕在包裹有第一份织物的模芯上，并用生厚度为1～2mm、邵氏硬度为75A～85A的混炼橡胶包裹后放入所述模具中，然后置入平板硫化机进行，在8～15Mpa和75～85℃下保压5-10min，完成处理后取出模芯，将表面的生混炼橡胶剥离；

(e)将第三份织物缠绕在包裹有第一份织物和第二份织物的模芯上，然后置入平板硫化机，在8～15Mpa下，先在80±5℃保压2h，接着在120±5℃保压1.5h，最后在160±5℃下保压1h；完成处理后取出模芯；

(f)脱模整形，形成外形型面7和同心定位面8，得到所述成型绝热层。

本发明还提供了一种所述绝热层、隔热层和发射级燃烧室壳体之间的装配工艺：将绝热层2的外型面3均匀涂抹耐高温硅橡胶粘接剂，如D(03)L，将隔热层3套入该部位，然后再套入已涂抹好相同粘接剂的发射级燃烧室壳体1内腔，通过同心定位面8保证装配后的同心度，用丙酮或乙酸乙酯等溶剂清净装配过程中挤压溢出的胶粘剂，室温放置8h以后进行机械加工，完成发射级燃烧室两端的接口台阶6的形状尺寸整形。。

实施例1

具有抗烧蚀抗冲刷性能优异的树脂基碳纤维织物复合材料：碳纤维织物为3k碳纤维布，树脂基为胺类酚醛树脂，其预浸质量份比例为1:1。

实施例2

具有抗烧蚀抗冲刷性能优异的树脂基高硅氧纤维织物复合材料：高硅氧纤维织物为3k纤维布，树脂基为胺类酚醛树脂，其预浸质量份比例为1:1。

实施例3

具有耐高温和低热导率的隔热层苯基硅橡胶材料质量配比为：低苯基硅橡胶100份，硫化剂DCP 1.5份，4#气相法白炭黑45份，三氧化二铁5份，二苯基硅二醇3份。

实施例4

采用实施例1制备的预浸纤维织物为绝热层材料，采用实施例3制备的混炼橡胶材料为隔热层材料。具体成型工艺包括以下步骤：

(1)将实施例3的材料模压成型，成型工艺条件为：采用通用的橡胶混炼工艺混炼制备，一段硫化温度170±5℃，压力10±2Mpa，硫化时间18min。得到的混炼橡胶的邵氏硬度为68A，扯断强度为6MPa，扯断伸长率为300％，热分解温度为400℃，导热率为0.15W·m^-1·K^-1；得到的成型隔热层的厚度为0.8mm，内径为57mm，长度为132mm；

(2)将实施例1制备的预浸纤维织物模压成型，包括以下步骤：

(a)取实施例1制备的预浸纤维织物300g，分为三等份，标记为第一份织物、第二份织物和第三份织物；

(b)将模具放在平板硫化机上预热，预热温度为80℃；

(c)将第一份织物缠绕在八瓣花瓣状模芯上，并用生混炼橡胶包裹后放入所述模具中，然后置入平板硫化机，然后置入平板硫化机，在压力15MPa和温度为80℃下保压，6min，完成处理后取出模芯，将表面的生混炼橡胶剥离；

(d)将第二份织物缠绕在包裹有第一份织物的模芯上，并用生混炼橡胶包裹后放入所述模具中，然后置入平板硫化机，在压力15MPa和温度为80℃下保压，6min，完成处理后取出模芯，将表面的生混炼橡胶剥离；

(e)将第三份织物缠绕在包裹有第一份织物和第二份织物的模芯上，，然后置入平板硫化机进行第三处理，处理工艺为：压力：15MPa，先80±5℃保压2h，然后120±5℃保压1.5h，160±5℃保压1h；完成处理后取出模芯，；

(f)脱模整形，形成外型面7和同心定位面8，得到所述成型绝热层。得到的成型绝热层的外径为60mm，最小厚度为2.9mm，长度为153mm。

(3)将成型绝热层外表面均匀胶粘剂D(03)L，涂布厚度小于0.1mm，并将成型隔热层套在成型绝热层外面，使成型绝热层外型面与成型隔热层内型面紧箍配合，得到所述热防护层；

(4)将所述热防护层套入均匀涂布厚度小于0.1mm的胶粘剂D(03)L的所述壳体内腔，通过同心定位面8保证装配后的同心度，用丙酮清净装配过程中挤压溢出的胶粘剂，室温放置8h以后进行机械加工，完成绝热层内侧两端的接口台阶6的形状尺寸整形，形成绝热层内型面为八瓣花瓣状的发射级燃烧室热防护层结构，如图1所示。

实施例5

采用实施例2制备的预浸纤维织物为绝热层材料，采用实施例3的混炼橡胶材料为隔热层材料。具体成型工艺包括以下步骤：

(1)将实施例3的材料模压成型，成型工艺条件为：采用通用的橡胶混炼工艺混炼制备，一段硫化温度170±5℃，压力10±2Mpa，硫化时间18min。得到的混炼橡胶的邵氏硬度为68A，扯断强度为6MPa，扯断伸长率为300％，热分解温度为400℃，导热率为0.15W·m^-1·K^-1；得到的成型隔热层的厚度为0.6mm，内径为39mm，长度为148mm；

(2)将实施例1制备的预浸纤维织物模压成型，包括以下步骤：

(a)取实施例2制备的预浸纤维织物150g，分为三等份，标记为第一份织物、第二份织物和第三份织物；

(b)将模具放在平板硫化机上预热，预热温度为75℃；

(c)将第一份织物缠绕在六瓣花瓣状模芯上，并用生混炼橡胶包裹后放入所述模具中，然后置入平板硫化机，然后置入平板硫化机，在压力15MPa和温度为75℃下保压，8min，完成处理后取出模芯，将表面的生混炼橡胶剥离；

(d)将第二份织物缠绕在包裹有第一份织物的模芯上，并用生混炼橡胶包裹后放入所述模具中，然后置入平板硫化机，然后置入平板硫化机，在压力15MPa和温度为75℃下保压，8min，，完成处理后取出模芯，将表面的生混炼橡胶剥离；

(e)将第三份织物缠绕在包裹有第一份织物和第二份织物的模芯上，，然后置入平板硫化机进行第三处理，处理工艺为：压力：15MPa，先80±5℃保压2h，然后120±5℃保压1.5h，160±5℃保压1h；完成处理后取出模芯，；

(f)脱模整形，形成外型面7和同心定位面8，得到所述成型绝热层。得到的成型绝热层的外径为43mm，最小厚度为2.1mm，长度为169mm。

(3)将成型绝热层外型面表面均匀涂布厚度小于0.1mm的胶粘剂D(03)L，并将成型隔热层套在成型绝热层外型面上，使成型绝热层外型面与成型隔热层内型面紧箍配合，得到所述热防护层；

(4)将所述热防护层套入均匀涂布厚度为小于0.1mm的胶粘剂D(03)L的所述壳体内腔，通过同心定位面8保证装配后的同心度，用丙酮清净装配过程中挤压溢出的胶粘剂，室温放置8h以后进行机械加工，完成绝热层内侧两端的接口台阶6的形状尺寸整形，形成绝热层内型面为六瓣花瓣状的发射级燃烧室热防护层结构，如图5所示。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (18)

1.一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构，其设置在所述固体火箭发动机发射级燃烧室的壳体内腔，包括隔热层和绝热层，所述隔热层设置在所述绝热层外侧。

2.根据权利要求1所述的热防护层结构，其特征在于，所述绝热层外侧包括一个外型面和两个同心定位面，所述外型面和所述同心定位面均为旋转体圆柱面，所述同心定位面与所述外型面同轴设置，且所述的两个同心定位面分别设置在所述外型面两端，所述外型面的直径小于所述同心定位面的直径，在所述外型面与所述同心定位面的连接处形成两个限位台阶；所述绝热层的内侧包括内型面和接口台阶，所述内型面为花瓣状，所述接口台阶设置在所述内型面的两端。

3.根据权利要求2所述的热防护层结构，其特征在于，所述同心定位面与所述壳体内腔的配合精度为H9/f8配合。

4.根据权利要求2所述的热防护层结构，其特征在于，所述隔热层设置在所述绝热层外型面的外侧，通过所述限位台阶限定其位置。

5.根据权利要求2所述的热防护层结构，其特征在于，所述绝热层的最小厚度为2～5mm，所述最小厚度为所述花瓣状内型面距离所述外型面的最小距离。

6.根据权利要求1所述的热防护层结构，其特征在于，所述隔热层的材料选自硫化的苯基硅橡胶类混炼橡胶，所述的混炼橡胶的质量配比为：基于100份苯基硅橡胶，硫化剂3-5份，4#气相法白炭黑40-52份，三氧化二铁4-7份，二苯基硅二醇1-5份。

7.根据权利要求6所述的热防护层结构，其特征在于，所述硫化的苯基硅橡胶类混炼橡胶的邵氏硬度为60-70A，扯断强度大于4Mpa，扯断伸长率大于200％，热分解温度大于450℃，热导率小于0.25W·m^-1·K^-1。

8.根据权利要求1所述的热防护层结构，其特征在于，所述绝热层的材料为重量比为1:1的酚醛树脂和纤维织物预浸料固化后的复合材料；所述纤维织物选自碳纤维织物或高硅氧纤维织物中的至少一种。

9.根据权利要求8所述的热防护层结构，其特征在于，所述固化后的复合材料的密度为1.2g/cm3～1.8g/cm3，烧蚀率小于0.08mm/s。

10.根据权利要求1-9中任一项所述的热防护层结构，其特征在于，所述壳体的内壁面与所述隔热层之间和所述隔热层与所述绝热层之间通过胶粘剂连接；所述胶粘剂为耐高温型胶粘剂。

11.一种根据权利要求1-10中任一项所述的热防护层结构的成型工艺，其包括以下步骤：

(1)将所述苯基硅橡胶类混炼橡胶经硫化模压成型，得到成型隔热层；

(2)将所述酚醛树脂和纤维织物预浸料模压成型，得到成型绝热层；

(3)将成型绝热层外表面均匀涂布胶粘剂，并将成型隔热层套在成型绝热层的外型面上，得到所述热防护层结构；

(4)将所述热防护层结构套入涂有胶粘剂的燃烧室壳体内腔，在所述绝热层的内侧两端加工接口台阶。

12.根据权利要求11所述的成型工艺，其特征在于，在所述步骤(1)中，所述硫化模压成型的工艺条件为温度1700±5℃，压力8±15MPa，时间15±5min。

13.根据权利要求11所述的成型工艺，其特征在于，在所述步骤(1)中，所述成型隔热层的厚度为0.6mm-2mm，内径比所述成型绝热层的外径小2mm-4mm，长度比所述成型绝热层的外型面长度短3mm-5mm。

14.根据权利要求11所述的成型工艺，其特征在于，所述步骤(2)采用分料法预压成型工艺，其包括以下步骤：

(a)将所述酚醛树脂和纤维织物预浸料分成等量的三份，标记为第一份织物、第二份织物和第三份织物；

(b)将模具放在平板硫化机上预热，预热温度为75-85℃；

(c)将第一份织物缠绕在花瓣型模芯上，并用生混炼橡胶包裹后放入所述模具中，然后置入平板硫化机进行第一处理，完成处理后取出模芯，将表面的生混炼橡胶剥离；

(d)将第二份织物缠绕在包裹有第一份织物的模芯上，并用生混炼橡胶包裹后放入所述模具中，然后置入平板硫化机进行第二处理，完成处理后取出模芯，将表面的生混炼橡胶剥离；

(e)将第三份织物缠绕在包裹有第一份织物和第二份织物的模芯上，置入平板硫化机进行第三处理，完成处理后取出模芯；

(f)脱模整形，形成外形型面、同心定位面和限位台阶，得到所述成型绝热层。

15.根据权利要求14所述的成型工艺，其特征在于，在步骤(f)中，所述限位台阶的高度与所述成型隔热层的厚度相同。

16.根据权利要求14所述的成型工艺，其特征在于，所述第一处理和第二处理的温度为75～85℃，压力为8～15Mpa，时间为5～10min。

17.根据权利要求14所述的成型工艺，其特征在于，所述第三处理的工艺条件为：处理压力为8～15MPa，先在75-85℃下处理2h，接着在115-125℃下处理1.5h，最后在155-165℃下处理1h。

18.根据权利要求10-17所述的成型工艺，其特征在于，在所述步骤(3)中，通过所述成型隔热层的挤胀变型和所述限位台阶的位置限定，将所述成型隔热层与所述成型绝热层的外型面紧箍配合。