当飞机穿越含有过冷水滴的云层时,发动机进口部件如支板、导向叶片等会发生积冰现象,轻则影响发动机气动性能,重则损毁整台发动机,严重威胁飞行安全。目前国内外对防冰的研究大都针对展向外形均匀的机翼,而对于三维特征显著的发动机进口部件的防冰研究则较少。为了提升发动机进口部件的防冰设计能力,验证课题组自主开发的三维带水膜流动的防冰计算程序的精度,本文对冰风洞试验段内发动机进口支板进行三维防冰数值模拟和试验研究,在此基础上,采用经验证的计算程序对涡轴发动机进气机匣内支板的积冰特性开展数值研究。首先,本文建立了冰风洞试验段内真实尺寸涡轴发动机进口支板热气防冰的计算模型,采用自主开发的三维防冰计算程序,针对间断最大结冰条件下的积冰、完全蒸发防冰和不完全蒸发防冰三种情况进行数值模拟。计算结果表明:霜冰积冰情况下,支板前缘最大局部水收集系数达0.85,最大积冰厚度约为6mm;在完全蒸发防冰情况下,支板表面无水膜,温度从前缘向尾缘递减,最高107℃,最低34℃;在不完全蒸发防冰情况下,支板表面水膜在前缘滞止点附近最厚,为0.11mm,温度同样从前缘向尾缘递减,最高78℃,最低26℃。数值模拟还为以上两种防冰状态的试验研究所需的热气供气温度和流量提供了设计参考。其次,本文以该进口支板为试验模型,设计并加工了进口支板冰风洞热气防冰试验装置,并在与前述数值模拟相同的结冰条件下开展了积冰、完全蒸发防冰和不完全蒸发防冰三种工况的试验。结果表明:积冰工况下,最大积冰厚度约10mm;完全蒸发防冰工况下,支板表面无水膜,温度从前缘向尾缘递减,最高100℃,最低31℃;不完全蒸发防冰工况下,前缘撞击区表面出现连续水膜,溢流区水膜破裂成溪流,并以水珠的形式被气流吹离,支板表面温度从前缘向尾缘递减,最高85℃,最低20℃。与试验数据相比,相同条件下数值模拟的结果整体趋势预测准确,表明已有的防冰计算程序具有良好的计算精度。最后,为了获得受进气流道影响的涡轴发动机内进口支板的积冰特性,本文采用已验证的三维防冰计算程序,对包含整体式粒子分离器的进气机匣内支板的积冰特性进行了数值计算。结果表明:机匣进口的水滴有99.4%进入了扫气流道,而且结冰参数在支板前缘上游呈现出明显的周向不均匀性。对于主流道下游的4片支板,仅距离蜗壳起始位置最近的支板前缘局部受到显著的水滴撞击,最大水收集系数达到3.8,最大积冰厚度约8mm。本文的研究结果可为考虑整体式粒子分离器影响的涡轴发动机进口支板的防冰设计提供依据。