飞机在飞行时由于气象条件的不确定性很容易遭遇结冰气象条件,机翼前缘作为飞机的迎风面会面临较严重的结冰问题,一旦结冰会使得机翼气动外形被破坏,严重时甚至会威胁飞行安全。机翼结冰的研究方法主要分为数值模拟和试验两种,数值模拟由于其计算效率高、成本低等优势成为结冰问题研究的主要方法,试验作为结冰研究的基础和验证手段,能够直观地观察结冰现象并验证数值模拟结果,仍然起着至关重要的作用。本文采用数值模拟以及结冰风洞试验对后掠翼结冰问题进行了研究。首先,研究了三维机翼结冰的数值计算方法,介绍了三维流场计算、水滴撞击特性计算、基于Messinger模型的结冰计算方法,基于该流程对ONERA-M6模型进行不同温度下的结冰计算,与实验结果以及FENSAP-ICE软件计算结果进行了对比验证方法的正确性。然后,通过对机翼飞行状态下遇到过冷水滴撞击时结冰过程的分析,考虑在温度较高情况下过冷水滴撞击在机翼表面先形成一层流动的水膜后结冰的情况,提出了结冰过程中基于水膜流动速度的溢流水分配方法,建立了适用于三维带后掠角机翼的结冰计算模型,并对不同的后掠翼模型进行结冰数值模拟,对比Messinger模型的计算结果以及实验结果验证了改进模型的正确性。最后,在南京航空航天大学结冰风洞中搭建了后掠翼结冰试验台,设计不同的后掠翼模型开展后掠翼结冰试验,利用三维扫描仪获取试验所得的三维冰形,得到后掠翼结冰规律,分析了不同温度、后掠角等参数对后掠翼结冰外形的影响。本文工作为三维后掠翼结冰的研究提供了参考。