[拼音]：shaoshi fangre
[外文]：ablative thermal protection
靠烧蚀材料受热分解和氧化燃烧带走热量的防热方法，是返回式航天器、再入导弹弹头和火箭发动机内壁常用的一种防热方法。烧蚀材料被包覆在需要防热的壳体表面，在受热分解和氧化燃烧过程中通过热解气体和燃烧产物的不断流失将热量从壳体表面带走，从而获得热防护效果。在质量引射式防热方法中，烧蚀防�仁亲钪匾囊恢郑偃敕廊冉峁梗Ｋ淖畲笥诺闶前踩⒖煽浚视α鞒”浠哪芰η俊Ｔ诟呷攘魈跫拢俏ㄒ豢尚械囊恢址廊确椒āＫ娜钡闶墙瞿芤淮涡允褂谩３Ｓ玫�烧蚀防热材料主要有高温熔化、低温碳化和直接升华三类（见烧蚀材料）。航天器各部分因热环境不同，烧蚀层的厚度也不一样。应在等离子电弧加热试验的基础上建立适当的物理模型，定量描述各部分能量之间的平衡关系，然后代入弹道参数和物理性参数，便可算出能满足预定背壁温升限度所需要的相应厚度。