本论文以某新型多管火箭炮伺服控制系统为对象，综合运用系统分析、理论分析、计算机仿真、数值模拟以及实验验证等手段，对多管火箭发射引起伺服控制系统的稳态及瞬态热特性进行了深入的研究，对多管火箭武器系统的稳态及瞬态热特性进行了数值模拟仿真，并根据相似理论，设计制作了多管火箭发射装置样机模型，进行了火箭发射流场测试，对多管火箭武器系统的数值模拟仿真结果进行了验证，提出了密封设备的可靠散热设计方案，给出了高温燃气流冲击环境条件下的多管伺服控制火箭发射装置的热防护设计方法并进行了设计，同时针对多管伺服控制火箭发射装置低温工作要求提出了低温条件下的防护设计方法，进行了低温防护设计，并对伺服控制柜低温防护系统设计前后的多种工况进行了模拟仿真对比。　　针对以箱式火箭发射技术应用于新型伺服控制发射多管火箭系统，建立了多管火箭炮伺服控制柜中的电源器件、伺服驱动控制器和发射控制器等器件的热分析模型，应用现代计算流体力学和数值传热理论的研究成果，运用主流热分析仿真软件，对多管火箭伺服控制系统的机内稳态温度进行了数值模拟计算，并通过实验验证了计算结果。获得了现有设计条件下设备内部的温度分布及平均温度水平;同时模拟了机箱内冷却气流的流动状态，给出了不同剖面上的流场分布和温度场分布，分析和讨论了计算结果，对影响系统温度的器件布局、气流通道净空间距等因素进行了研究和优化，为优化和改善所研究对象的热设计方案提供了理论依据。　　采用CFD软件模拟计算了多管火箭炮控制柜外部的燃气流耦合加热的热环境，采用主流热仿真软件模拟仿真了控制柜内外耦合热作用的瞬态温度场，通过引入壁面的瞬态温度函数，将控制柜外部的燃气流瞬态耦合加热作用转化为控制柜内热分析计算的浮动热边界条件，实现内外耦合热环境的解耦处理。采用该方法对多管火箭炮在单弹0°发射时在20秒时间内将使本文研究的火箭炮控制柜内的温度升高近10K。　　对火箭炮在连续发射状态下的整体强瞬态温度场进行了模拟分析。仿真结果表明控制柜内外的温度随发射状态发生强烈的非单调变化，最大温度变化幅度接近900K;在发射前，控制柜内温度只高出控制柜外温度40～50K;在连续发射时，控制柜外温度大大高于控制柜内温度550～600K。控制柜内气流的温度变化趋势与控制柜壁面温度变化趋势相比，控制柜内气流的温度变化相对缓慢，且受控制柜内换热的影响，气流温度的变化幅度较小，一般不超过15K。控制柜内不发热物体的表面温度与气流温度比较接近，但在控制柜壁面温度发生变化时，由于热惯性，这类物体的温度变化滞后于气流温度变化，可产生10K左右的温升。发热器件的内部温度瞬态变化趋势受气流温度变化的影响但变化滞后于气流温度变化，可产生20K左右的温升，稳态时的温度受控制柜壁面和气流温度变化的影响较小，这说明较大的热惯性与发热功率是决定多管火箭炮控制柜内温度的基本因素。　　根据多管火箭武器伺服控制发射领域对快速热响应散热性能要求，运用以石蜡和膨胀石墨为材料制备的高导热系数复合相变材料，研制多管火箭伺服控制发射系统散热装置，同时对热电温控系统进行了研究，完善了恶劣环境下密闭系统的相变储能热电温度控制装置设计，使得相同条件下其性能和抗高负荷热冲击性能明显优于传统电子器件散热器。　　运用相似性准则，实验模拟多管火箭武器伺服控制发射系统在发射过程中的大尺度热冲击现象。在实验研究中确定了实验主要满足的相似条件，根据相似理论的要求设计制造了模拟多管火箭武器伺服控制发射系统模型。对火箭武器发射流场热冲击模拟实验测试中所需的虚拟仪器自动测试系统的硬件及软件进行了优化设计。运用该虚拟仪器自动测试系统对多管火箭炮在单弹0°发射实验弹时的管后冲击流场进行了测量。控制柜内不发热物体的表面温度与气流温度比较接近，但在控制柜壁面温度发生变化时，由于热惯性，这类物体的温度变化滞后于气流温度变化，热仿真结果表面将使本文研究的控制柜内产生10K的温升，这与实际测量结果8K的温升接近，实际测量的内外温度的变化曲线与数值模拟仿真计算的变化曲线的基本一致。　　通过对热防护系统材料、热防护系统结构的研究，提出了伺服控制多管火箭发射装置热防护系统设计的一般方法，对热防护系统多层隔热结构的设计方法进行了研究，同时提出了伺服控制多管火箭发射装置的低温防护设计方法及设计方案，并对伺服控制柜环境温度-40℃不采取热防护措施、环境温度-40℃加SLA-561作为热防护层、在环境温度-55℃时采用两个20瓦的空间加热器这三种工况进行了模拟仿真，结果表明防护设计基本达到了预期效果。