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在相关的研究当中，很多都涉及到高超声速气动加热和结构传热的耦合问题。黄春生等[9]利用高精度的有限体积迎风格式TVD来求解超声速流场，利用有限元方法求解固壁的温度场，流场与结构温场互为边界条件交换数据，实现流场解算与温度场解算的耦合数值分析。程克明等[10]以带空腔的半球圆柱体零攻角飞行(轴对称绕流) 为例, 就各传热环节的耦合性进行了模拟分析。夏刚等[11]分别采用松耦合与紧耦合方法, 数值模拟了高超声速二文圆管绕流的流场与结构传热耦合的非定常过程。两种耦合方式的计算结果对比表明, 对于流场特征时间远小于结构传热特征时间的问题, 松耦合方法计算效率高, 精度与紧耦合方法接近。王智勇[12]阐述了将结构热试验和气动加热计算相结合，实现气动热分析与热试验相耦合的试验控制方法。
在高超音速飞行中，飞行器头部经剧烈的气动加热而产生烧蚀，不仅增大了阻力而且还产生了可能引起非稳定性问题的非设计力和力矩分布。刘建忠等[13]提出了气动加热、温度分布和烧蚀的计算模型，确定了表面材料的烧蚀标准，表明基于材料熔点的烧蚀标准可能不总是适用的。史金光等[14]分析了弹翼表面的烧蚀现象，作者取表面材料和其氧化产物两者中低的熔点温度作为烧蚀标准。