一种飞机进气道的防冰唇口的制作方法

技术特征：

1.一种飞机进气道的防冰唇口，其特征在于，包括环状唇口、保温层、电热丝、温度传感器、温度继电器和多个加强筋；所述环状唇口的截面呈“U”型，多个所述加强筋沿所述环状唇口的周边均匀分布；所述保温层包括海绵保温层、泡沫保温层和橡胶保温膜，所述海绵保温层设于环状唇口的外壁，所述泡沫保温层设于海绵保温层的外壁，所述橡胶保温膜设于泡沫保温层的外壁；所述电热丝与环状唇口的形状匹配，所述电热丝、温度传感器和温度继电器均设于环状唇口的内壁；所述温度继电器设于电热丝的供电回路中，且温度传感器与温度继电器的输出端均与飞机的控制室连接。

2.根据权利要求1所述的飞机进气道的防冰唇口，其特征在于，所述保温层的外壁设有防水膜。

3.根据权利要求1所述的飞机进气道的防冰唇口，其特征在于，所述环状唇口为连续纤维整体模压成型。

4.根据权利要求1所述的飞机进气道的防冰唇口，其特征在于，所述加强筋之间的间距为50-100mm。

5.根据权利要求1所述的飞机进气道的防冰唇口，其特征在于，所述橡胶保温膜为带有增强纤维的硅橡胶材料。

6.根据权利要求1所述的飞机进气道的防冰唇口，其特征在于，所述电热丝由无碱玻璃纤维布顶层绝缘层、聚酰亚胺薄膜定层、加热元件、聚酰亚胺薄膜底层、无碱玻璃纤维布底层绝缘层以及X98-11缩醛胶液组成。

7.根据权利要求1所述的飞机进气道的防冰唇口，其特征在于，所述温度传感器采用PT1000电阻。