航空发动机的进口部件,如支板、整流帽罩等在一定的气象和飞行条件下会出现结冰现象,一旦冰层迅速增厚,将会减小流通面积,改变流道的形状,以及使发动机性能恶化,结冰严重时会使发动机不能正常工作并危及飞行器的安全。进入发动机进口的气流一般要经过一段进气道,对于战斗机为了隐身要求,进气道形状一般都是非圆截面的异形进气道。这时发动机进口的结冰参数与外界大气的结冰参数就有很大的差别。本文主要研究结冰参数沿进气道的变化规律及发动机进口部件结冰的影响。本文以S型、Y型和蛇形这三种进气道为模型,采用欧拉—欧拉法,对飞机零攻角、低来流Ma和均匀来流条件下(液态水含量、温度、速度)的进气道沿程的空气—过冷水滴两相流场与温度场进行了数值计算,得到了进气道沿程、出口截面上和发动机进口部件表面结冰参数的分布和变化特性。研究结果表明:一、二元S型进气道随来流Ma的增加,进气道出口截面上的温度畸变指数逐渐增大,液态水含量畸变指数先增大后减小,当Ma=0.2时液态水含量畸变最大;进气道内迎风壁面附近的液态水含量较大;当Ma=0.5时进气道入口的气动降温可达17K左右。二、二元Y型进气道在Ma=0.3时,在进气道来流迎风壁面处,液态水含量较大,而在沿程方向总压较低的两个区域内水滴浓度较低,且此区域内存在一组速度对涡。进气道进口的气动温降达到6K到7K左右,而在出口区域静温较进口静温高2K到3K左右。三、二元蛇形进气道在Ma=0.3时,在进气道来流迎风壁面处,液态水含量较大;在靠近进气道内上表面的近壁区速度较小,液态水滴浓度较低,且进气道扩张段内的上半部存在速度几乎滞止的区域。四、空气—过冷水滴两相流在经过二元S型进气道到达发动机进口部件处,空气相静温在帽罩滞止区较高,沿流向逐渐降低并在支板根部达到最低值,当Ma=0.4时进口部件上最低静温比来流低11K左右;随着Ma的增大,水滴浓度较大的区域由出口截面的左半区域逐渐向中间移动,帽罩上的水滴浓度较高区域的面积逐渐增大。