人体生理学要求对载人航空航天活动的环境参数提出了明确要求，而且在高层大气所发生的各种自然现象，都直接或间接地与人类活动有着密切的关系，所以对其构造及基本特征应有一个完整的了解 [10] 。把大气看作是分别由若干各具特点的同心层所组成。目前比较广泛应用的是以各层的温度特性为依据，即将地面向上的大气各层分为对流层、平流层、热层和外逸层。

对流层：从地面开始至垂直对流特征消失的高度，最高顶高可达16~17 km；空气对流，温度随高度向上按照6.5℃/km递减率递减。

平流层：从对流层顶至80 km高度的平流层顶之间为平流层；平流层低层至20 km为同温层，热量的吸收与发散相等，温度基本不随高度变化，保持为−56.5℃。在20 km以上的高度，由于臭氧的存在和消失，温度逐渐上升，升至50 km温度可达−2.5℃，尔后又逐渐降低至80 km的−74.5℃。

热层：从距地面80 km到800 km高度这一层；空气高度电离，大气极稀薄，温度随高度逐渐增加，温度在1000℃~2000℃。

大气从地球表面延伸的距离取决于两个对立的因素，即太阳的热辐射和地球的引力。太阳的热辐射使大气中的气体向周围外层空间扩散，而地球的引力则将气体拉向地球表面，因此大气的密度和由此而产生的压力随着从地球表面向外层空间的升高而逐渐减少。密度和压力都随高度增加呈指数函数下降 [11] 。但由于不同高度上温度的变化，压力和密度的下降，与真正指数的变化规律存在着微小的差别。目前通行的国际标准大气是按中纬度地区的平均气象条件制定 [12] 。温度在大气各层存在一定的差异和随高度变化的规律。

高马赫数飞行器的飞行活动对人体有显著影响，高马赫数飞行会导致心率变化、心肌细胞损伤和心律失常等生理变化 [13] 。长期航天飞行还可能对航天员的大脑和视觉造成损害，症状与普通颅内高压患者类似 [14] 。另外，高马赫数飞行环境还可能影响心肺功能，导致飞行员出现抑郁症等心理问题 [13] 。高马赫数飞行器的飞行活动对人体有多方面的负面影响，需要通过多种防护措施来减轻这些影响。

为了减轻高马赫数飞行对肺功能的影响，在高亚声速马赫数下运行时，气动力装置的效率最高；因此，通过优化飞机的气动设计，可以在一定程度上减少对肺部的冲击和压力。另外，由于空气与飞机表面摩擦产生的热量急剧增加，需要采取防热措施来保护飞行员的身体，防热措施不仅有助于防止热伤害，也能间接减轻因高温引起的生理负担。

长期处于低气压下进行高强度活动会导致人体的缺氧。随着海拔高度的增加，大气压力下降，大气中的氧分压和肺泡空气中的氧分压也相应降低 [15] (如 图2 所示)，血液中的氧气饱和度减少，这样在一定条件下就会导致机体缺氧 [16] ；习惯上用 表2 的高度数据来表征人体的缺氧症状与危险程度。另外，随着高空高马赫数飞行下大气压强的不断降低，随之会不断出现低压效应，会对人体产生高空胃肠气胀、高空减压病等不良反应 [17] ；以高度而论，这相当于由海平面上升到5.5 km。实际上，根据各国大量资料，可作如下概括：在5.5 km高度发生减压病者，仅属个例，少数发生在6~7 km以上，多数发生在8 km以上 [18] 。由于高空高马赫数飞行下大气减压速率非常快，多在几秒或几分之一秒内即完成的座舱压力急剧降低，该过程称为“爆炸减压”或“迅速减压” [18] [19] 。爆炸减压对人体有致命的危害，会导致爆发性缺氧、气胀性损伤和机械性外伤等等 [18] - [20] 。

热湿环境对人体也有较大影响。高温负荷可引起一系列生理变化：使汗腺活动增强并使体温上升；引起心输出量增加及皮肤血管扩张又使心率加快等 [21] 。如环境温度升高超过人体所能调节的能力，则出现体内“热积”。当热积为127、203、305 kJ/m²时，机体会分别处于Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ度不适状态，直肠温度分

Table 2. Oxygen compensation characteristics as a function of altitude

表2. 氧气代偿特征随高度的关系

别为37.5℃~37.8℃、37.8℃~38.0℃和38.0℃~38.6℃ [22] 。临床观察表明，当直肠温度为40℃时，体温调节机制已失去作用，出汗停止，如不采取措施体温将迅速上升，当上升到43.5℃左右时，人即死亡 [23] 。

高超声速飞行时的座舱减压、臭氧浓度增加、高温负荷以及宇宙粒子辐射危害的影响和防护是有待研究解决的航空生理学问题。需要综合考虑大气及空间环境、飞行状态等参数确定高马赫数飞机的生命保障系统设计。

座舱内的压力要求主要根据人体生理需求以及飞机结构限制对座舱高度、压差、压力变化速度及压力制度所提出的相应要求 [24] 。飞机座舱高度是指座舱内绝对压力值所对应的高度，为了保证旅客和空勤人员正常生活和工作能力 [25] ，并减少飞机上升或下降所引起的压力变化速度对人体的影响，座舱高度最好始终保持与地面一样，但这样会使飞机结构质量增加，同时会增大飞机结构损坏时所造成的爆炸减压的危险性 [26] 。为此，根据人体生理卫生允许的标准制定座舱高度。对军用机，当续航时间小于4 h (如战斗机)，座舱高度不超过8 km；当续航时间大于4 h (如轰炸机)，座舱高度不超过7 km [27] 。

座舱压差是指座舱内压力与外界大气压力的差值。对战斗机，应考虑到在最大飞行高度上，当座舱失去气密时(例如座舱爆炸)，舱内外的压力差不致给飞行员造成破坏性损伤 [28] 。前苏联、英、法等国的生理实验得出29.4 kPa (0.3 kg/cm²)是最合适的压差值，最大不要超过32.4 kPa (0.33 kg/cm²)；美国则认为最适宜值应为34.5 kPa (5lb/in2) [29] 。飞机爬升和下降，发动机供气量的变化等都会使座舱压力发生变化。包括瞬态条件在内的所有正常工作状态时，对歼击机、轰炸机，压力降低速度每秒不超过0.67~1.33 kPa (5~10 mmHg)；压力增加速度每秒不超过0.40~0.67 kPa (3~5 mmHg) [30] 。

在周围环境温度为+35℃到−75℃的条件下，驾驶舱的空气温度应保持在15℃~26℃的舒适区范围内，当穿有通风服等特殊服装时其范围可扩大到10℃~37℃ [31] ，参见 图3 。但当地面气候条件对舒适温度有不同的要求，长期在冷环境下工作的人员乘机时，舒适温度要求偏下限，而在热环境下的则偏上限。输入座舱内热空气最高温度对军用机座舱不能大于75℃~80℃，但无人住的舱段可允许达到93℃ [32] 。

根据现有文献调研的高马赫数飞行器典型飞行包线 [36] 可知，高马赫数飞行器通常需要在较宽的速度

图3. 气密舱的温度要求 [33] [34] 。(a) 飞机气密舱的温度要求 [33] ；(b) 正常使用密闭服对气密座舱温度要求 [34]

范围内工作，其飞行高度也受到了一定的限制，某型号超燃冲压发动机的飞行高度上限可以达到45千米 [37] 。随着飞行速度的增加，启动特性的变化会非常剧烈，当马赫数Ma = 5时，气体总温可达1800 K，对于发动机运转而言，较高的进口温度意味着更高的涡轮前温度，毫无疑问将导致高速飞行过程中启动加热更加剧烈，这要求飞机材料和结构性能更高。为保证高马赫数飞行器在宽广的飞行包线下正常运行，需要先进的控制技术 [38] ，其控制规律还需要考虑高马赫数、宽飞行包线和气体反应时的剧烈变化。

另外，通过对高马赫数下飞行器飞行包线的研究。可以总结出以下气动特性：随着马赫数的增加，升阻比逐渐减小，其最大升阻比的位置也有所不同；在40 km高度飞行时，最大升阻比出现在约10˚的攻角左右，并且在马赫数2到18之间，最大升阻比约为4 [39] ；在相同的攻角下，阻力系数随马赫数的增加而增加，达到最大值后会随马赫数增加而减少 [40] (如 图4 ，气动特性随攻角的变化 [40] )。

设计生命保障系统以最大限度地减少高马赫数飞行中的过载对飞行员的影响尤为重要；需要综合考虑多个方面的技术与措施。

抗荷动作是飞行员在过载发生时主动对抗过载的防护性动作，如M-1和L-1动作以及HP动作可以提高飞行员的耐力 [41] 。此外，对抗荷服进行充气膨胀挤压飞行员的腹部和下肢，防止血液向下肢流动，从而避免或减轻黑视、昏厥等情况 [42] 。飞行员使用抗荷服的情况下，当在座舱失去气密性或弹射离机时，对飞行员的躯干及下肢施加压力进行代偿保护。现有文献研究中，采用新型管式抗荷服 [43] ，并结合压力降低装置和压力排放阀等技术，可以进一步提升抗荷服的性能。该设计可以在高过载情况下提供更好的保护，确保飞行员的安全。

由肖华军等的研究表明，给飞行员配上加压呼吸装备可以进一步提高其正过载耐受能力 [44] ，加压呼吸装备可以通过增加氧气供应来帮助飞行员在高过载情况下保持清醒和稳定。采用大后倾角座椅(如F-16的后倾高达30˚)可以改变反作用力的方向，从而缓解飞行员承受的过载 [45] ，大后倾角座椅设计有助于减少飞行员在高过载情况下的不适感。实时生理监测技术可以动态精确测量飞行员在高过载情况下的生理指标，如头眼水平血流动力学、脑电、脑氧代谢、心电和肌电等 [46] 。结合无线传感技术和人工智能科技，可以及时发出预警，提醒飞行员采取措施，从而有效预防G-LOC的发生。

基于数据共享、控制融合的飞管平台以及氧气介质传感器技术，开展数字协同环境下生命保障系统的综合设计，具备高度综合的全数字显示与控制、自主诊断和状态监测能力 [46] 。这不仅提高了系统的电子信息化程度，还获得了高效的维修保障能力，为实现快速出动、快速布防、跨区域作战提供了有力支撑。

在高马赫数飞机的结构材料选择方面，最新的研究主要集中在耐高温、高强度和轻质材料的发展上。超高温材料(UHTMs)这类材料具有独特的综合性能，适用于极端环境，如长时间的超音速飞行、载入飞行和火箭推进 [53] 。这类材料包括耐火金属、陶瓷基复合材料和碳/碳复合材料。另外，高温透波陶瓷材料主要用于高马赫数飞行器的天线罩和雷达天线窗等关键部件。目前的研究方向包括高性能多元氮化物陶瓷和连续纤维增强氮化物基陶瓷，以解决介电性能和机械性能难以协同、透波性能和隔热性能矛盾及成型加工困难等问题 [54] 。陶瓷基复合材料也是航空发动机所用耐高温材料的重要组成部分，其研究进展包括高温合金防护涂层的研究 [55] 。

高温合金材料与高温复合材料具有耐高温性能、力学性能、抗氧化和抗腐蚀性能等优势，通过持续的研究和技术创新，高温合金和高温复合材料的优势正在不断被挖掘和利用。高温合金材料包括定向凝固和单晶合金用于叶片和叶片应用，锻造合金用于航空发动机盘和环，以及粉末冶金合金用于高性能盘应用 [56] 。材料因其高比强、高比模、耐高温和耐疲劳等优点，在飞行器热防护系统设计中得到广泛应用。国外典型高马赫飞行器的应用情况、试验研究和仿真分析研究进展表明，这些材料对于国内飞行器高温复合材料结构的发展具有重要的借鉴意义 [57] 。

故障预测与健康管理(PHM)系统在高马赫数飞机上的应用案例和效果评估可以从多个角度进行分析。PHM系统的核心功能包括状态监测、异常检测、原因诊断、剩余使用寿命(RUL)预测以及维护优化 [58] 。这些功能对于高马赫数飞机的运行至关重要，因为这类飞机通常面临极端的工作条件和环境挑战。

从技术实现的角度来看，PHM系统的成功应用依赖于高级的数据处理和分析技术。例如，一种基于小波算法和深度自编码器的方法被用于大规模民用航空发动机系统的PHM系统中，以去除噪声并提取关键特征 [59] 。此外，马尔可夫距离技术用于基于状态转移概率评估健康状态，这有助于实时评估和预测，从而实现早期异常状态检测和及时行动 [60] 。在实际应用方面，PHM系统已经在多种航空系统中得到部署。例如，在集成模块化任务系统中，提出了一个分层的PHM架构，该架构在子系统级别和系统级别上分别开发了集成条件监测方法和基于模型推理(MBR)引擎及其诊断知识模型 [61] 。这种设计方法不仅提供了集成的健康状况监测和准确的故障诊断，还为飞行员和维护人员提供了实时和全面的健康信息。

关于效果评估，PHM系统的实施显著提高了飞机的可靠性和安全性。通过预测性维护框架，可以比较传统预防性维护与预测性维护的效果 [62] ，其中预测性维护框架在总维护成本和任务可靠性方面显示出更好的性能。此外，PHM系统的使用还可以支持优化的飞机维护计划，通过结合系统架构信息和所有组件的RUL估计，支持关于更换多个组件的维护决策 [63] 。

综合飞行器健康管理系统(IVHMS)的设计原理主要基于对飞行器在飞行和地面操作中的健康状态进行实时监控和管理，以提高飞行器的安全性、可靠性和维护效率。IVHMS通过集成先进的传感器技术、数据处理和分析能力以及自动化的维护程序，实现了对飞行器健康状况的全面管理和预测 [64] 。

在实际应用中，IVHMS已经在全球多个航天项目中得到应用，如Space Shuttle、Deep Space-1、X-33、X-34和X-37等 [65] 。这些应用表明，IVHMS能够显著降低运营成本，减少地面处理时间，并提高飞行器的安全性和可靠性。例如，通过在飞行中进行更多的系统健康检查，减少了返回地面后的处理工作量，同时增强了通过现代传感系统监测系统健康的能力，即使是在发动机燃烧室这样恶劣的环境中也能有效工作 [65] 。

此外，IVHMS还支持使用商用现成的飞机条件监测系统(ACMS)硬件，如数字飞行数据采集单元(DFDAU) [66] ，这不仅支持关键的健康管理功能，还能通过实时事件转发或记录任何参数/离散数据来优化IVHMS操作。这种集成化的健康管理框架还能够为全球运行的飞机提供集成的健康管理，监控飞行中的健康状态，以便建立适当的机制来管理实时故障诊断、故障预测以及智能维护决策 [67] 。然而，尽管IVHMS在理论上具有许多优势，其实际部署和应用仍面临一些挑战，如系统的复杂性、成本效益、互操作性以及系统寿命要求等问题。此外，随着技术的发展，IVHMS需要不断适应新的技术和市场需求，例如利用人工智能技术来增强故障检测和维护决策的支持。

在高马赫数飞行环境下，新型个体生命保障系统能够在地面至18.0 km高度提供足够的供氧，满足飞行员在不同飞行高度的需求。这表明系统具备良好的适应性和可靠性，能够在极端环境下保持供氧稳定 [68] 。另外，该系统的供氧性能在技术细节方面还包括正常供氧时的供氧分压大于21.0 kPa，以及在加压供氧时总压大于16.0 kPa。这些参数确保了飞行员在高空飞行时能够获得足够的氧气，避免因缺氧导致的生理问题。

新型个体生命保障系统在飞行高度8.0 km以下的供氧浓度偏高，这可能需要进一步的设计改进以优化供氧效率和安全性。这种设计上的不足可能会影响到系统的整体性能和飞行员的安全。考虑到高马赫数飞行环境的特点，如高速产生的热负荷和压力变化，新型个体生命保障系统还需要具备高效的热管理和压力调节能力。例如，基于冷热电一体化的舱外航天服生命保障系统展示了如何通过高效的能源利用和热管理来应对极端环境。这种技术的应用可以为高马赫数飞行环境下的生命保障系统提供参考。

从飞行控制系统的角度来看，高马赫数飞行器的设计需要考虑到飞行品质和安全性。例如，通过设计攻角限制器来改善大型飞机的飞行品质，这可以有效地控制飞机的飞行状态，避免进入不安全的飞行区域 [69] 。此外，对于高马赫数飞行器，采用先进的弹道优化方法，如基于改进直接打靶法和自适应遗传算法的混合优化方案，可以在满足多种约束条件下，找到最优的飞行轨迹，从而有效规避禁飞区。

从技术安全设备的角度来看，对于飞机的安全性增强还包括对飞机电子系统的保护。例如，技术安全设备(TSE)的设计需要考虑对故意电磁干扰的稳定性，这对于确保飞机在复杂环境下的正常运行至关重要。从测试方法的角度来看，传统的飞行测试方法可能需要大量的测试矩阵，而使用统计设计实验的方法可以显著减少所需的测试量，提高数据分析的质量，并提供对系统性能的更多洞察。这种方法的应用可以帮助更精确地评估安全增强系统的效果。从实际应用的角度来看，尽管有时会发生飞机误入禁飞区的情况，但通过持续的技术改进和严格的安全措施，可以大大降低此类事件的发生概率。例如，欧洲空中交通管理行业采用“设计内安全”的方法，从开发生命周期的开始就应用安全评估，这有助于提前识别和解决潜在的安全问题。