удельных конвективных тепловых потоков q{{?}} к поверхности и затем (из 
уравнений теплового баланса) её температуры T{{?}}. Если поверхность 
обтекаемого тела теплоизолирована (имеется теплообмен только с обтекающим газом,
 q{{?}}  =  0), то она может нагреться до так называем адиабатической 
температуры Tr = Te + rV2 e/2cp = Te + r(T0-Te), где Те, Ve — температура и 
скорость потока на внешней границе пограничного слоя, определяемые из 
аэродинамического расчёта, r — коэффициент восстановления температуры, немного 
меньший единицы и зависящий от характера течения в пограничном слое.
Температуpa теплоизолирующей поверхности при М{{?}} > 2 достигает значений, 
которые затрудняют применение алюминиевых сплавов; при М{{?}} > 5 cтальные 
конструкции должны иметь тепловую защиту (см. Горячая конструкция, Охлаждаемая 
конструкция). При M{{?}}  =  10, наряду с применением охлаждения, 
использованием жаростойких материалов, приходится допускать также частичный 
унос материала поверхности (см. Абляция).
В условиях сложного теплообмена А. н. определяется из уравнения локального 
баланса: q{{?}} = q1 + q2, где q1 — удельный тепловой поток, передаваемый от 
поверхности внутрь конструкции (существенно зависит от конструкции летательного 
аппарат и определяется из расчёта внутренней теплоотдачи), q2  =  
{{??}}(T{{?}}4-T{{?}}4) — удельный радиационный тепловой поток. ({{?}} — так 
называемая степень черноты поверхности, {{?}} — постоянная Стефана — Больцмана).
 Конвективный удельный тепловой поток q{{?}} от газа к поверхности, 
обусловливающий А. н., принимается пропорциональным разности температур Tг и 
T{{?}}: q{{?}} = ?(Tr-T{{?}}), где коэффициент теплоотдачи {{?}} определяется 
процессами, протекающими в пограничном слое. Поэтому расчёт конвективного 
теплообмена сводится к расчёту характеристик пограничного слоя, который может 
быть проведён при заданном распределении параметров течения на его границе.
Формулы для расчёта конвективного теплообмена представляются в виде 
зависимостей Нуссельта числа Nu и коэффициента r от определяющих подобия 
критериев и безразмерных пространств, координат xi/L (i  =  1, 2, 3; L — 
характерный линейный размер, например, хорда крыла): Nu = f1,(Re, M, T?/Tr, Рг, 
Eu, xi/L), r = f2(Re, М, Рг, Eu, x1/L). Здесь Re — Рейнольдса число, T?/Tr — 
температурный фактор, Eu — число Эйлера, Рг — Прандтля число. Вид функций f1 и 
f2 меняется при переходе ламинарного течения в турбулентное при достижении 
критического значения числа Рейнольдса Re*.
Таким образом, расчёт конвективного теплообмена может быть сделан после расчёта 
течения идеальной жидкости; он включает определение значений Re*, Nu, r. 
Значение Re* определяется экспериментально и находится в пределах от 0,6*106 до 
0,6*107. Расчёты показывают, что при ламинарном режиме течения r?Рг0,5 в (для 
воздуха r = 0,84), при турбулентном режиме течения экспериментально получено 
r?0,88—0,89. Для ламинарного пограничного слоя зависимость для определения 
теплообмена приводится к виду Nu/(Re)1/2 = Ф1Prn, где n = 0,3—0,4, и, 
следовательно, удельный тепловой поток
{{формула}}
({{Qer}}, ?e — плотность и динамическая вязкость на внешней границе слоя); 
таким образом, q?~L-1/2. Для турбулентного пограничного слоя из экспериментов 
следует, что при Re < 108
Nu/Re0,8 = Ф2Рг0,43, а удельный тепловой поток
{{формула}}
то есть q??L -0,2. Точные значения функции Ф1, могут быть получены численным 
интегрированием дифференциальных уравнений пограничного слоя. Для определения 
функции Ф2 обычно используются экспериментальные данные.
Исследования показывают, что наибольших значений А. н. достигает в областях 
повышенного давления в окрестности точек (критических точек) и линий растекания 
в носовой части тел, на передних кромках крыльев, килей, органов управления и 
на других выступающих элементах конструкции (рис. 1). При этом для ламинарного 
режима обтекания тепловые потоки максимальны непосредственно в критических 
точках, а для турбулентного режима они достигают наибольших значений на 
участках поверхности, на которых значения плотности потока течения QeVе 
максимальны; для двумерного течения это имеет место при числах Маха у 
поверхности, близких к единице. Коэффициент теплообмена на боковых поверхностях 
тел значительно меньше, чем в критических точках, однако в связи с большой 
площадью этих поверхностей тепловая защита требует значительного увеличения 
веса конструкции. При образовании на поверхности тел шероховатости тепловые 
потоки могут возрасти из-за более раннего перехода к турбулентному режиму, а 
также вследствие интенсификации турбулентных тепловых потоков на шероховатой 
поверхности (в 1,5—2 раза).
Большое значение имеет расчёт А. н. поверхностей гиперзвуковых летательных 
аппаратов, обладающих подъёмной силой и имеющих органы управления. В этом 
случае возникают пространственные течения, сопровождающиеся искривлением линий 
тока и поперечными градиентами давления (рис. 2). Характерной особенностью 
пограничного слоя при этом является образование вторичных течений, за счёт 
которых пограничный слой в окрестности линий растекания утончается и тепловые 
потоки возрастают. Около рулей, щитков, а также при приближении к линиям 
отекания возможно образование местных отрывных зон с последующим возрастанием 
теплоотдачи в местах прилипания оторвавшихся потоков (рис. 3).
При M? >  10 температура заторможенного газа достигает значений, при которых 
становится существенной диссоциация воздуха. Часть кинетической энергии 
внешнего потока, затраченной на диссоциацию, преобразуется в теплоту в 
результате рекомбинации у стенки. Большое значение при этом имеют диффузия 
диссоциированных молекул к стенке и химические реакции, протекающие на