使用阿波罗、航天飞机、星舰预设对比再入加热效果。调节速度、角度和弹道系数，探索最大G值、热流密度和壁面温度。
$\rho(h) = \rho_0 e^{-h/H}$（H=7000 m）
$\dot{q}\approx C_h \rho^{0.5}V^3 R_n^{-0.5}$
平衡壁温: $\varepsilon\sigma T_w^4 = \dot{q}$
大气密度随高度变化的简化模型（指数大气）：
$$\rho(h) = \rho_0 e^{-h/H}$$其中，$\rho_0$是海平面参考密度（约1.225 kg/m³），$h$是高度，$H$是大气标高（约7000米）。这个公式意味着，高度每增加7公里，大气密度就减少到原来的约37%。
驻点热流密度的工程估算公式（Chapman公式简化形式）：
$$\dot{q}\approx C_h \rho^{0.5}V^3 R_n^{-0.5}$$$\dot{q}$是热流密度（W/m²），$C_h$是热传导系数，$\rho$是当地大气密度，$V$是飞行速度，$R_n$是头部曲率半径。这个公式清晰地告诉我们：热流与速度的三次方成正比（速度翻倍，热流变8倍！），与头部半径的平方根成反比。
辐射平衡壁面温度：
$$\varepsilon\sigma T_w^4 = \dot{q}$$当表面温度足够高时，它以辐射形式散发的热量（$\varepsilon\sigma T_w^4$）等于气动加热带来的热量（$\dot{q}$），温度就稳定了。$\varepsilon$是表面辐射率（“黑不黑”），$\sigma$是斯特藩-玻尔兹曼常数。这就是为什么飞船隔热罩要做成高辐射率的“黑色”。
载人飞船返回：阿波罗指令舱、神舟飞船、龙飞船的返回舱都采用大钝头+烧蚀隔热罩的设计。工程师利用这些公式精确计算热防护系统（TPS）的厚度，确保宇航员在经历几分钟的“火球”考验后安全回家。
航天飞机轨道器：航天飞机采用低弹道系数的升力体设计，实现更平缓的再入和高达2000°C的机翼前缘温度。其表面覆盖了数万块可重复使用的硅基防热瓦，对热流和壁温的预测精度要求极高。
星际探测器进入：如“好奇号”火星车进入火星大气时，速度高达5.9 km/s。由于火星大气稀薄，减速和加热过程更为剧烈，需要结合本文的模型进行特殊修正，以设计能承受极端条件的隔热罩。
高超声速飞行器：正在研发中的高超声速滑翔飞行器（如HTV-2），其再入走廊极窄，对气动加热和热管理是核心挑战。精确的热流预测直接关系到飞行轨迹规划和热防护材料的选型。
开始使用此工具时，有几个需要特别注意的要点。首先，“热流密度大的位置 ≠ 飞行器温度最高的位置”。虽然鼻锥尖端确实承受着极高的热流密度，但热量输入的“强度”由热流密度决定，而部件实际升温到多高温度则取决于材料的热容和散热能力（导热系数）。例如，即使热流密度很高，如果结构能快速将热量传导至内部或向后耗散，表面温度反而可能保持在较低水平。相反，如果使用隔热性好的材料，热量可能积聚导致温度缓慢上升，从而损坏内部设备。模拟器中的“平衡壁面温度”终究只是“经过足够长时间后，输入热量与辐射散热达到平衡状态”的理论值。
其次，参数设置的陷阱。“速度”与“高度”并非独立变量。在实际再入过程中，随着高度下降，空气阻力会使速度急剧降低。此工具为简化起见，允许输入某一瞬间的“条件”进行计算，但在实际工程中，必须通过“轨道计算”追踪整个“轨道”的时间变化。例如，高度70公里处秒速7公里与高度40公里处秒速7公里的状态，大气密度相差百倍以上，热流密度值也截然不同。使用工具时，请养成结合实际考虑高度与速度组合的习惯。建议从“阿波罗”预设的初始值（高度120公里，Velocity11公里/秒）开始尝试。
最后，需注意此计算属于“局部”评估。飞行器整体的温度分布以及热量在结构内部如何传导（热传导分析），属于更复杂的CAE软件（热流耦合分析：CHT）的范畴。此工具可视为TPS（热防护系统）设计的第一步，用于“筛查”判断“飞行器哪个部位热环境最严苛”。
阿波罗13号再入工况:V0=11.2km/s,γ=1.3(高温空气),β=0.92,RN=1.5m。计算结果:最大G值8.6g,最大热流密度3.8MW/m²,壁面温度(TPS烧蚀层)2100K,累积热量52MJ/m²。相比之下,国际空间站返回舱(V0=7.8km/s)热流仅0.8MW/m²,壁面温度1200K。