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高超声速飞行器在大气中飞行，会产生强烈的气动加热现象，使飞行器表面温度急剧升高。较高的温度会引起飞行器的外形结构强度及刚度的变化，对飞行器的正常飞行造成极为严重的影响。随着飞行马赫数的增加，气动加热将越趋严重，驻点周围空气温度与马赫数平方成正比增加。因此，精确确定气动加热环境，对高超声速飞行器的研制和热防护材料的选择起着至关重要的作用。
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研究气动加热有三种手段：理论计算、风洞试验和飞行试验。目前为止，飞行试验是综合验证最为先进的手段，但是飞行试验成本很高，飞行次数有限，试验数据非常少，又因为实际中，测量仪器不可避免地存在误差，所以不能够获得完整而准确的数据。风洞试验是广泛的试验手段，但是尚不能妥善解决马赫数Ma=4～8的高超声速区域内的技术问题，研究更高马赫数下的问题更是不可能。由于受到试验模拟的限制以及在高速气流中测量的困难，用计算机辅助分析的理论计算就变得相当重要了。5764
数值计算方法计算周期很长，对计算机要求也很高，因其精度比较高，因此适用于后期设计阶段。以NASA Langley研究中心为代表，发展了很多程序，在直接求解Navier-Stokes方程和它的各种近似形式方面做了很多工作，包括直接求解VSL方程（粘性激波层解），求解PNS方程（抛物化的N-S方程），直接求解N-S方程几种。对于粘性激波层方法，有VSL3D程序；对于抛物化的N-S方程，则有HYTAC程序和AFWALPNS程序；对于直接求解N-S方程，典型的计算程序是LAURA程序，可以对完全气体，平衡气体，化学和热不平衡气体条件求解欧拉方程和层流条件下的N-S方程。求解的方法是有限体积的激波捕捉法，采用矩形、结构网格，迎风面无粘通量采用Roe格式通量差分分裂和TVD格式。湍流模型采用C-S模型和B-L模型。应用比较成熟的还有GASP程序，可以用于多种问题的求解，如定常或非定常的欧拉方程，抛物化的N-S方程，薄层近似的N-S方程，以及全N-S方程。另外，针对特定的典型问题，还发展了很多相应的程序，例如，LARCK程序主要用于求解复杂的发动机内流问题；PELISA-HYP程序，它主要用于求解无粘流场。
工程计算方法在求解简单外形的气动热方面具有一定的优势，计算效率很高，对于简单外形，精确度也有一定保证，在高超声速飞行器研制初期，发挥着很大作用。AEROHEAT方法运用了轴对称比拟的概念，从而使得在表面流线已知的情况下，允许将轴对称附面层方法应用于三文流动。MINIVER程序采用了常用的热流公式，在驻点采用Fay-Riddell公式，层流采用Blasius表面摩阻公式和修正的雷诺比拟，并采用参考焓来考虑压缩性的影响，湍流用Schultz-Grunow表面摩阻公式，参考焓法和雷诺比拟。LATCH方法，可用于求解完全气体或平衡化反应气体，经改进还可用于求解有攻角情况下的表面热流。THINBL方法进一步拓展了工程方法计算三文物体的能力，适用于层流、湍流状态下的完全气体，平衡气体流动[4]。
随着我国高超声速技术的迅速发展，国内也对气动加热进行积极的研究和探索。例如：夏丰领等[5]利用数值计算方法计算高速火箭弹表面的温度分布，得出结论：越是靠近弹尾，气动加热现象越不明显；温度最大值出现在火箭弹的前端，时刻比最大速度时刻稍滞后些。雷延花等[6]采用工程估算和数值模拟两种方法进行计算，对天地往返运输系统X-33迎风面和背风面中心线上的温度分布计算结果进行了比较。李福松等[7]对某火箭弹标准外形引信进行了非定常CFD的仿真计算，建立三文、非定常、可压缩粘性流的N-S方程，采用有限体积法、耦合求解法模式、二阶迎风格式进行求解。巩伟杰等[8]对三文类乘波体的气动加热进行数值分析，描述温度迎风中心线的分布，在驻点处温度最高，然后逐步降低，最后趋于平衡。马赫数越大，温度越高，边界层转捩促使壁温升高。