简单的来说，可以理解为航天飞机在返程时，温度最高的并非航天飞机本身，而是航天飞机头部处产生的‘激波锥’。
而‘气动加热’也主要由激波前沿和前方的静态空气之间的压缩和摩擦产生。
根据这一理论，亨利·艾伦认为如果航天器表面和激波前沿保持一定的距离，既可以大幅度的降低航天器表面的摩擦温度。
通过这一想法，亨利·艾伦设计出来了钝形的航天器头部，并通过实验和最终的论证，确定了这一理论有效果。
这就是为什么目前各国研究的宇宙飞船、航天飞机、洲际导弹的头部都采用钝头锥体的原因。
因为航天器的钝形头部可以有效地在减速过程中，在艏部推出一个宽大和强烈的激波，并使波前锋远离艏部和周围，就像平头的驳船船首推开的波浪一样。
而这些天来，徐川一直都在搜索翻阅相关的资料和论文，思索着如何进一步的改进亨利·艾伦教授的激波锥理论。
相对比传统的隔热、散热、耐热等材料和技术来看，激波锥理论这是他目前最看好的一条路线。
这是航天飞机极高的速度决定的。
在日常的生活和大部分人所学过的物理中，如果要降低气动阻力，以减少气动加热，那么应该让物体的体积尽量的小。
因为当物体的体积变小时，与空气摩擦面积也将减小。因此，在强调速度和效率的领域中，通常会选择尽可能小的物体设计。
但在航天器上，这一理论是失效的，尤其是在返回再入大气层的过程中，航天器极高的速度使气动加热的升温速度太快，尖锐的头部对减小气动加热的作用微乎其微。
而头锥在时间和空间上受到高度集中的热负荷，根本没有时间散热，将很快被烧毁。
传统的耐热材料或隔热、散热、导热技术只能略微推迟被烧毁的时机，但不能从根本上改变被烧毁的结局。
而激波锥这条路线，更适合极高速度的航天飞机。
办公室中，徐川思索着激波锥相关的理论。
虽然说亨利·艾伦教授的激波锥理论为航天器的钝形头部带来了一定的优化办法，但这个问题依旧存在，且最为核心的数学理论并未解决。
书桌后，思索了一会后，他从抽屉中摸出来了一叠草稿纸，沉吟了一会后划动了手中的圆珠笔。
【∑i=1·/xi(H(φ)φxi)= 0】
这是'超音速扰流问题'的方程组。
简单的来说，当一个飞行体在空气中以超音速的速度飞行时，一般在飞行体前方就会产生一个激波。按相对运动的观点也可理解为，当一个超音速气流越过一个固定物体时，由于物体的阻绕，在物体前方会形成一个激波。
也就是之前所说的航天器头部的激波锥，这个激波锥的形成，将大大改变气流的状态，从而改变物体受力的情况。
研究这种‘超音速气流’受固定物体阻绕后所产生的激波面的位置，以及波后的流场就称为‘超音速绕流’问题。
如果用数学公式来进行表示，一般在空气动力学中通常会使用Euler方程或 Navier-Stokes方程来描写流动。
其在超音速区域中为双曲型方程，而在亚音速区域中为椭圆型方程。
而对这个方程进行研究，对于现代高速飞行技术的发展，超音速扰流问题方程组的解是至关重要的。
但遗憾的是，由于流场内流体速度的分布是未知的，所以从双曲型方程变化到椭圆型方程的变型线也是未知的，再加上流体运动方程是非线性的
各种复杂的因素累积起来，导致数学家们在研究这个方程组，在数学分析的处理上时，会涉及非线性、混合型、自由边界、整体解等等在偏微分方程理论中普遍认为是最困难的因素。
所以是对于钝头物体超音速绕流问题，由于方程的变型不可避免，至今无论是关于解的存在性、稳定性或是关于解的结构等都缺乏数学理论已严格证明的结果。