飞机穿越低温云层时,过冷水滴撞击机翼前缘等迎风面会产生结冰现象。机翼结冰会改变其气动外形,增加表面粗糙度,导致升力降低和阻力增大,从而恶化飞机气动特性和操纵性能,影响飞行安全。开展机翼结冰问题研究能够深入了解机翼结冰过程及其机理,为设计和优化飞机防/除冰系统提供理论依据。机翼结冰问题主要采用试验和数值计算的方法进行模拟分析,本文围绕机翼结冰模拟中的关键问题进行了研究,主要内容包括以下几个部分:(1)介绍了飞机结冰现象的研究背景,包括结冰产生的原因、危害、典型的结冰部件和冰形等。阐述了飞机结冰的研究内容和方法,并对国内外飞机结冰的研究现状进行了综述和分析,在此基础上对本文的主要工作及其意义进行了说明。(2)在对国内外结冰风洞的工作原理及系统组成分析的基础上,根据研究内容和试验室现有条件设计并建造了引射式结冰风洞试验系统,确定了该试验系统中结冰气象参数的标定方法:采用标准冰刀方法对试验段液态水含量进行标定;结冰云雾水滴分布的均匀性由十字冰刀的结冰分布进行评估;水滴平均有效直径由两相喷嘴的喷雾特性决定,并采用煤油熏黑的玻璃样片进行校验。(3)提出了引射式结冰风洞试验系统的运行和测试方法,开展了圆柱形试验件的结冰试验,对模拟相同结冰气象参数下多次试验获得的冰形的重复性、同次试验不同截面冰形的一致性进行了试验研究,试验结果验证了试验系统运行和测试方法的正确性。采用数值方法计算了冰风洞试验参数条件下圆柱形试验件的冰形,与结冰风洞试验获得的冰形吻合良好,研究表明合理的数值模拟是飞机结冰预测和防/除冰系统设计的有效手段。(4)飞机结冰试验的相似方法为扩展冰风洞试验模型的尺寸、结冰气象条件的模拟范围,提供了理论基础。本文从模型几何、空气流场、水滴轨迹、收集水量、能量平衡及水膜动力学等方面分析了结冰相似理论,在所建冰风洞模拟范围内,给出了相似试验的结冰气象参数选取方法,通过圆柱结冰试验验证了所提结冰相似方法的正确性。(5)观察机翼湿表面防冰条件的冰风洞试验,发现溢流水主要以水珠形式运动,且水珠大小与来流风速相关,研究该现象对机翼防冰区域大小的确定和防冰热载荷分布具有重要工程价值。为此建立了加热表面水珠运动的数学模型,提出了模型中水珠运动的表面阻滞力、粘性阻力、气动力系数、接触角及水珠运动临界直径的试验测量方法。设计加热表面水珠运动过程的试验,并将试验结果与求解加热表面水珠运动的数学模型所得结果进行验证,结果表明本文所提方法能够准确的模拟加热表面上水珠大小和位置随时间的变化。(6)对本文的研究工作进行总结,对后续研究方向提出展望。