飞机在穿越云层飞行时，云层中的过冷水滴撞击到飞机表面，会出现结冰现象，对飞行安全形成极大隐患，因此防冰系统是必要的保护装置。热气防冰系统是目前应用最广泛的防冰系统，本文采用数值模拟的方法对热气防冰腔结构参数进行优化并提出改进设计思路。研究内容包括以下几个方面：　　（1）在相同远场来流条件下，保持射流孔数量一定，且射流孔热气的压力和温度不变，建立了以Kriging模型为核心的优化设计方案，对笛形管距前缘距离和射流孔间距两个结构参数进行优化，结果表明，优化后的热气防冰腔可以使防冰区域蒙皮内表面温度提高，大幅度减少低温区域；　　（2）根据文献研究结果，提出了笛形管改进思路，改进后的笛形管使热气同时向前缘和水滴撞击极限附近的蒙皮内表面冲击射流，通过数值计算发现，改进后的热气防冰腔在水滴撞击极限附近使蒙皮内表面温度显著升高；　　（3）在机翼前缘使用气膜热气防冰腔，由水滴撞击特性计算结果发现，该结构可以使机翼表面水滴遮蔽区扩大，有效减少过冷水滴的撞击区域，提高防冰腔的防冰效果，但是机翼的升力系数会有所降低；　　（4）针对气膜热气防冰腔的结构特点，考察了来流速度、排气孔位置、排气孔开孔角度、排气孔尺寸等相关参数对机翼防冰能力和气动性能的影响。