机翼结冰会改变其气动外形,导致升力降低、空气阻力增大以及失速攻角减小,直接影响飞机的气动特性和操纵性能,引发飞行安全事故。结冰风洞是一种模拟高空结冰环境的地面试验设备,为飞机结冰性能分析提供结冰实验平台,但现有小型结冰风洞存在结构复杂、能耗高和成本高等问题,故小型结冰风洞的简化研究就具有了重要意义。本文为了方便研究低速飞行机翼结冰过程,设计并实现了一种利用自然低温的L型结冰风洞实验系统,将常规带制冷系统密闭式结冰风洞创新性改为开放式结构,通过增设动力风机与结冰洞体直接连接结构,使各部件组合成串联结构,实现工程制造简易化、低成本以及实验过程更换被试件便利性等工程创新,具有较强工程应用价值,能为科研单位和高校提供机翼结冰实验平台,用于机翼结冰性能分析以及防除冰研究。利用结冰相似准则建立模拟结冰与实际结冰的结冰参数相似方程,预估结冰风洞环境参数模拟能力达到平均水滴直径10～50μm以及最大水含量22.0g/m~3。应用洞体压力损失计算、维氏公式以及沿程阻力损失系数等理论设计结冰风洞结构和尺寸。通过FLUENT和FENSAP-ICE软件开展机翼结冰数值仿真,并且制定了标准机翼结冰厚度范围4.68～24.16mm,用于验证结冰风洞的设计尺寸以及结冰性能是否良好。选取和加工铝合金和亚克力板材料制作结冰风洞洞体。通过计算结冰风洞沿程全压损失确定动力源风机,并得到试验段的湍流度值小于0.8%;选择水箱、水泵、水温控制器、稳压调节阀以及喷头等设备构成完整的喷雾系统,完成结冰风洞机翼结冰实验平台的搭建。利用东北吉林的自然低温环境开展了结冰风洞实验。首先对结冰风洞性能进行测试,得到最大风速为18.5m/s;采用单喷头和双喷头的喷雾方式开展机翼结冰对照实验,分析机翼前沿结冰厚度,得出此结冰风洞试验段处的流场质量良好。其次进行了平均水滴直径与水含量的测定实验,得到此结冰风洞的平均水滴直径范围26.3～32.5μm、水含量范围0.8～1.9g/m~3;改变多个机翼攻角进行结冰实验,计算得到两种机翼的平均无因次结冰面积分别为0.36和0.44,均高于设计理论值0.2,结冰效果良好。最后通过对比实验得到仿真与实际结冰在机翼结冰轮廓和厚度变化趋势上具有较强相似性,并且实际得到的机翼前沿平均结冰厚度8.81mm在标准机翼结冰厚度4.68～24.16mm范围之中,验证了结冰风洞设计的科学性。