图3.7是M864在Ma=8不同时刻弹体表面对称中心线上的热流密度分布，图3.8是头部局部在不同时刻表面对称中心线上的热流密度分布。从图中可以看出，随着飞行时间的推移，弹体表面对称中心线上的热流密度逐渐下降。这是由于，随着飞行时间的推移，弹体表面的温度逐渐增大，而弹体气动热环境已达到稳定状态，周围空气的温度基本不变，从周围空气到弹体表面的温度梯度逐渐减小，表面的热流密度也逐渐减小。
图3.9是M864在不同马赫数下，2s时刻弹体表面对称中心线上的温度分布；图3.10是弹体头部在不同马赫数下，2s时刻表面对称中心线上的温度分布。从图中可以看出，马赫数越大，弹体表面温度越高，气动加热现象越严重。
图3.11是M864在不同马赫数下，2s时刻弹体表面对称中心线上的热流密度分布；图3.12是弹体头部在不同马赫数下，2s时刻表面对称中心线上的热流密度分布。从图中可以看出，随来流马赫数增大，弹体表面的热流密度也增大。
在2s时刻，不同马赫数下弹体表面最高温度和最大热流密度如表3.1所示。从表中看出，温度与来流马赫数的平方近似成正比关系。当来流马赫数低于5时，气动加热现象还不是很严重；当来流马赫数高于5时，气动加热现象越来越严重，对飞行器热防护材料的要求也越来越高。由此看出，通常把来流马赫数Ma≥5，作为高超声速的标准就可以了。
马赫数    Ma=2    Ma=4    Ma=6    Ma=8    Ma=10    Ma=12
最高温度（K）    361    727    1432    2597    4136    6114
最大热流（W/㎡× ）
4.1    23.5    60.3    114.1    182.9    267.9

3.2    气动加热与结构传热耦合
准确确定高超声速飞行器外部流场的气动热环境，对飞行器热防护材料的选择提供了依据，但是无法得到热防护材料在气动加热作用下的温度变化特性，因此气动加热与结构传热耦合问题的研究是相当重要的。
气动加热与结构换热耦合方式有紧耦合和松耦合两种。紧耦合是指流场与结构换热按统一的时间步长同步求解，通过边界条件交换数据。一般情况下流场的特征时间远小于就够传热的特征时间，因此一般采用流场的时间步长进行计算，反映了物理实际，但是需要耗费大量的时间。松耦合假定流场达到平衡的时间与结构换热的特征时间相比可以忽略不计，首先以0时刻的结构边界条件计算稳态流场，将该时刻的稳态流场冻结，在0到t1时间段内单独求解结构传热方程，得到t1时刻的结构温度分布；再将t1时刻的结构边界条件计算稳定流场，如此继续计算下去直到计算停止。耦合边界的边界条件有：
      温度连续                             （3.1）
        热流密度连续                         （3.2）
     第三类边界条件           （3.3）
其中式（3.3）为流固耦合边界，Ⅰ为固体区域，Ⅱ为流体区域。
    在高超声速气动热数值计算过程中，耦合边界上采用式（3.1）即温度连续，则计算过程如下：
a)设定固体区域耦合边界温度为来流条件，以定温边界条件求解流场； 微型凸起物高超声速气动热特性研究+文献综述(6):http://www.youerw.com/wuli/lunwen_2940.html