飞机穿越云层飞行时,云层中的过冷水滴撞击飞机表面,会造成飞机部件表面结冰,结冰会对飞机安全造成不利影响,所以飞机防冰系统是必要的防护装置。对飞机热防冰系统的热载荷计算所涉及的主要热流进行分析可以发现,防冰表面的各热流中对流换热与水蒸发热流所占的比例远远超过其他热流,而此两种热流跟防冰表面的对流换热系数和水滴收集系数关系非常密切,所以防冰部件表面局部对流换热系数和水滴收集系数的确定对飞机防冰热载荷的研究具有重要意义。目前对防冰热载荷的预测是采用防冰表面温度均匀分布的方法进行的,计算所得到的防冰热载荷往往偏大。为了减小防冰热载荷,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。本文以弦长300mm的NACA0012翼型为研究对象,主要研究内容包括以下几个部分:(1)总结国内外冰风洞的特点并结合实验室已有条件,改进了已有的冰风洞试验系统,标定了风洞的工作参数。(2)在来流风速30-60m/s和0-8o攻角条件下,试验测定了机翼前缘到10%弦长位置的翼型表面局部对流换热系数,结果表明试验和数值模拟结果的最大误差小于13%,说明数值模拟计算的正确性。(3)试验获得来流风速30-50m/s,水滴平均直径为20μm,液态水含量0.25g/m3工况条件下的机翼表面撞击极限位置,将试验同数值计算结果对比发现误差不超过6%,验证了数值计算的准确性。(4)为了获得防冰系统的加热功率分布规律,防护区域使用分块加热的结构,采用Kriging模型对该结构进行以最小防冰热载荷为目标的优化计算,得到最小载荷情况下的加热功率分布情况,最后对分块加热结构进行了试验验证,获得了和数值计算一致的加热功率分布,验证了本文优化方法的正确性。