由于固体火箭的可靠性受温度影响明显,因此在进行火箭飞行实验前通常要求对箭体进行保温。本文将某牵引式火箭发射装置作为研究对象,对其保温舱的送风系统进行设计,采用数值模拟与实验结合的研究方法对该发射车保温舱贮箭区的温度场与流场进行研究,为达到为火箭均匀保温的目的探究最佳送风策略。调研火箭发射平台的组成与各部分的功能,着重对保温环节进行设计,根据实验火箭的型号与保温要求选择了合适的保温壁板材料,并确定了控温方案与送风方式。之后对保温舱体的密封环节进行设计,最后计算保温功率以及理论送风速度等关键参数,为下文保温舱贮箭区的温度梯度分布研究做铺垫。基于建模思路与建模步骤,建立火箭发射车的保温舱、风道等数学模型与固体域模型,然后导出流体域并确定合适的边界条件,利用网格工具对计算区域进行网格划分,依照流体力学理论基础与模拟解算方法对控制方程进行求解,通过对保温舱内高温气流的流动特性与温度分布特性进行了数值模拟,得到特征截面上的温度场与速度场的分布,然后对进风口风速对于贮箭区温度分布的影响进行探究。最后在保温舱上部与尾部舱门密闭的条件下开展保温性能实验,为进一步对药柱在保温仓内的传热分析做准备。针对保温温度下的固体火箭发动机药柱温度分布进行研究,基于火箭发动机段的物理参数建立数学模型与物理模型,利用有限元分析软件对发动机段在保温过程中内部热量传递过程进行模拟,得到了药柱不同位置的温度变化曲线与药柱的温度分布云图,根据数值分析结果对固体火箭发动机的保温时间做出了准确的判定与验证。本文的设计与研究工作对于同类保温舱的设计及其送风策略的选择提供了理论方法。