导弹在大气层内飞行热防护设计主要工作是根据飞行过程中的各种热（冷）源开展防隔热设计。

飞行中热（冷）源包括气动热、动力系统燃烧热、喷流加热、舱内设备自身发热和冷源。热防护设计是随着防御导弹飞行剖面中热环境的提高应运而生的设计内容，与导弹飞行空域、速度特性和质量、空间尺寸总体要求相关。

一般低空近程、末端防御导弹飞行时间短，最大马赫数不超过3.0，导弹气动加热不明显，热防护设计以“扛”为主，通过金属热沉方式解决，如法国“响尾蛇”导弹，俄罗斯“道尔”导弹。当马赫数超过3.0时，会出现“热障”。防御导弹铝、镁合金结构在外界气动加热条件下高温力学性能下降，部分失去承载能力，弹体结构采用“烧蚀防热涂层+金属结构”形式解决，特别是中远程、远程防空导弹，如俄罗斯S-300防空导弹系统，也可采用钛合金提高结构高温承载能力，导弹热防护设计即要考虑外防热同时也要考虑内隔热，以保证舱内设备工作温度维持在80～120℃以下。

从第一、二代防御导弹发展到第四代高速高加速防御导弹，驻点热流与速度呈3次方关系，随着飞行速度的提高，在导弹头部及舵翼前缘外壁最高温度可达1800～2000℃，弹体各个部位表面温度在700～1400℃分布。随着材料技术的发展，导弹结构热防护设计的可选择形式增加，从单纯的金属冷结构防热形式，即承力与防热功能分开，发展到防隔热与承力一体化复合材料结构防热形式，如美国的THAAD拦截导弹。弹上各类突起物如电缆罩、各类天线、红外窗口、舵缝隙、销钉孔等，需要设计专门的气动热防护外形，如挡块、倒圆或与导弹“共形”设计，降低当地热流。

对于近程或中近程防御导弹系列，除敏感设备如惯导、导引头等部位外，其余部位无须特殊热防护措施。高超声速远程导弹气动加热严酷，由弹体表面向内部传热，舱体内壁也存在辐射和对流传热，舱内设备如电池、舵机、发动机喷管等自身还会发热，导弹级间热分离也会产生严重的气动加热，因此弹上敏感元器件、接插件、燃油、高温燃气装置均需要采取防隔热设计。

热防护设计按照弹上不同部位的热环境特点和结构特点以及热防护方式采用不同分类方法。

按研究部位，导弹热防护设计分为弹体结构气动热防护设计、天线罩（窗）等功能设备气动热防护设计、发动机内外流一体化热防护设计、突起物热防护设计、舱内设备防隔热设计。

按热防护实施方式，导弹热防护设计分为被动热防护设计、主动热防护设计、半主动热防护设计。常用的防热涂层、防热套等复合材料结构均为被动式，在防御导弹上被动热防护设计广泛应用。主动热防护设计只在特殊部位如发动机燃烧室、红外窗口使用，采用对流、薄膜和发汗等形式（图1），通过控制冷却剂流量，可以主动控制防护部位的温度。

图1 对流、薄膜和发汗主动热防护原理

导弹热防护设计准则是满足导弹全寿命周期内热环境条件，保证弹体结构承载能力和弹上设备在限定温度范围内正常工作，防热层重量轻，厚度小，抗烧蚀，隔热性好。

不同部位的热防护设计包括飞行剖面气动热环境分析、防热方案筛选、防热结构地面热试验考核、热防护效果评估几个方面。

确定飞行剖面内弹体表面局部流动参数（图2）如热流、压强、焓值等时间历程，并在总体性能约束条件下，设计局部外形以降低气动加热量。

图2 弹体表面局部气动热环境参数

选取合适的防热材料、结构形式和成型工艺参数，进行防热方案比较和防热材料试片级地面烧蚀风洞试验筛选。

对全尺寸或局部防热结构进行地面热试验考核，模拟飞行环境下表面气动力热环境。

从烧蚀性、隔热性、防热结构完整性方面评价，试验满足天地一致性要求。另外评价标准也包括成本、周期、工艺成熟性等要求。

为了适应现代战争需要，防御导弹向超视距、超远程、超高速发展，跨空域跨速域的气动热力环境会更加复杂，同时预示难度进一步提高。导弹气动热环境涉及部件干扰、喷流干扰、高温真实气体、稀薄效应等复杂流动现象和物理化学过程，单纯采用理论计算或试验方法进行热防护设计均难以实现，必须采用地面试验和数值模拟方法相结合的工程设计模式。同时，未来先进防御导弹具有小型化、轻质化、高机动性特征，要求尽量减轻防热材料重量，大力开发轻质高强的复合结构材料、功能材料，提高热环境适应性。热防护设计方式也由被动热防护设计向半主动和主动热防护设计发展，向承力/防热一体化以及多功能一体化的趋势发展。