飞机在含有过冷水微滴的云层中飞行时,机身部件如风挡玻璃、机翼和垂尾等,可能会出现结冰现象。这对于飞机是非常危险的,因为它会改变其原有的气动外形,使得整机升力下降,阻力增加,操控性变差。飞机发动机也存在相似的问题。对涡轴发动机来说,其进气道中导向叶片上的积冰会引起进气状况恶化,脱落的积冰也可能进入发动机内部而使其损坏。为了减小结冰问题带来的危害,现代飞机上通常都装备有防冰系统。本文以目前应用较广的热气防冰系统为研究对象,在前人工作的基础上,对现有飞机热气防冰系统热平衡分析模型加以改进,力求使得模型分析结果更为准确,能够为飞机及发动机的防冰系统性能分析提供更为可靠的计算方法。本文的工作主要包括热气防冰系统引气管路流动仿真,二维水撞击特性的数值计算、热平衡分析模型的改进、防冰部件壁面温度计算程序的编写及结果分析四部分。论文对现有防冰系统的热平衡方程进行理论分析并加以改进,在热平衡分析模型中引入表面湿润系数F构建新的数学模型,在此基础上利用某发动机导向叶片作为算例,对其进行流场分析。在流场计算分析基础上,通过编写专用程序计算叶片壁面的温度场分布。论文最后对基于新旧两种数学模型下的温度场分布作比较分析。通过以上分析建模以及计算,得出表面湿润系数F=0.2时计算出的温度场要高于表面湿润系数F=1.0时的温度场,计算结果说明原有不考虑表面湿润系数的方法低估了壁面温度,会造成防冰系统引入过量的热空气,从而降低发动机的效率。同时,论文通过比较防冰系统热气防冰过程中各项热流所占比例,发现水微滴动能转变而来的热流所占总热流值的比例很小,因而可以在精度要求不是很高的前提下忽略。