结冰对发动机的机动性、飞行的安全性形成着极大的隐患,防冰系统是必要的防护装置。从工程实际出发,本文基于某型发动机进气道唇口表面防冰热载荷分布的特点,提出了一种新型的热气防冰结构。对前端热载荷密度需求最大的驻点区域,采用冲击射流,进气道内侧采用变截面通道的双蒙皮波纹板;采用试验结合数值模拟进行了研究。研究内容包括:1.以发动机进气道唇口截面型线为原型,设计并搭建防冰试验件实验台;2.探究了不同结构参数、流动参数下,防冰件传热特性变化规律,整理出了齐边形圆孔喷口流量系数分布规律;3.分析各类湍流模型的适用条件,选取合适的模型通过数值模拟验证试验结果,吻合较好,同时直观清晰地揭示了流场及温度分布特性;4.针对冲击射流及矩形通道流动传热特性,对各自的多种结构参数对流动传热特性的影响进行了探讨,并在前文设计的基础上,优化了进气道唇口防冰腔。研究结果表明:冲击射流的局部强化传热特征明显,并存在一个最佳传热效果的冲击高度比(Zn:3～5);截面特性及肋化形式是波纹板通道的主要强化传热方向;外壁面弧度对整体传热效果影响较小,可以平板流动替代分析;热连接现象对传热系数影响较小,但对外壁温度分布影响较大;渐缩喷嘴是影响流量分布的主要因素;跨音速射流时,上下游射流口流量基本呈均匀分布。