飞机发动机的进口支板是航空发动机重要的进气部件,在一定的气象条件下很容易发生结冰现象,结冰会减小发动机的进气流量,降低发动机运行效率,严重危害飞机飞行安全,因此针对发动机进口支板而开展的结冰和防冰研究是十分必要的。目前对防冰热载荷的预测通常是采用防冰表面温度均匀分布的方法进行的,计算所得的防冰热载荷往往偏大。为了减小防冰总的热负荷,需要对防冰部件的防护区域和加热功率分布特性进行研究。本文针对某型发动机进口支板设计了适用于复合材料的电加热防冰系统,并对其防冰加热功率分布规律进行了研究,主要工作内容有以下几方面:1)对飞机结冰的危害和防护方法进行了简单介绍,总结了国内外防/除冰问题的研究进展和研究方法,并重点分析了飞机复合材料部件电热防冰系统的特点和研究现状,指出了对复合材料部件电热防冰系统加热功率分布优化研究的必要性。2)总结国内外冰风洞的特点,对本实验室的小型引射式结冰风洞的风道系统、喷雾系统、冷却系统等做简单介绍,并对结冰风洞的液态水含量、水滴平均直径和试验段风速等结冰气象参数进行了标定,为开展后续的冰风洞试验奠定了基础。3)针对某型发动机进口支板设计了适用于复合材料的电加热防冰系统,该系统采用均匀热流密度的电加热结构,并制作了冰风洞试验件;试验测定了来流风速30-60m/s条件下进口支板表面局部对流换热系数分布;并进行了来流风速30-50m/s,平均水滴粒径为40μm,液态水含量0.58g/m3工况条件下的支板表面结冰试验。不同工况下的试验结果与数值模拟计算的结果基本相符,验证了数值计算结果的合理性。4)在经典Messinger模型的基础上,加入了对水膜流动和蒙皮导热的考虑,建立了新的数学模型,以此计算不同结冰气象条件下的防冰热载荷,并采用遗传算法对某型发动机进口支板电加热防冰系统进行了以最小加热总功率为目的的优化计算,得到不同工况最小加热总功率情况下的支板表面水膜、热流密度和温度分布情况。5)为了验证数值计算的优化结果,对防护区域采用分区加热的结构,重新设计制作分区加热冰风洞试验件。并以最小加热总功率为目标,进行了T=-10~-5℃,U=30~50m/s和不同液态水含量条件下的分区加热冰风洞试验,试验结果与数值计算结果吻合,优化的加热功率分布合理可行,表明本文采用的防冰系统热载荷计算模型与优化方法是合理的。