航空供氧

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第四章  航空供氧
现代军用飞机及民航旅客机通常采用两种技术措施防护飞行人员和乘员免受高空缺氧的影响：密封增压座舱与航空供氧系统。由于现代军用飞机的增压座舱均采用低压差制，故舱内压力较低，即使座舱密封增压性能完好，亦须配备供氧系统，向飞行人员提供含适量氧的吸入气体；当座舱密封增压性能遭到破坏时，如暴露高度超过12 000 m，供氧系统即自动转为应急加压供氧。现代旅客机的增压座舱采用高压差制，飞行期间舱内始终保持相当于1500～2000 m高度的压力，已可防止缺氧。但为防止高空飞行时一旦由于座舱密封增压性能破坏而出现的缺氧，规定飞行高度超过3000 m者，即应装备空勤人员用的供氧系统；超过7000～8000 m者，还应装备旅客及服务员用的应急供氧系统备用。
  早在19世纪的气球升空飞行中即已开始了高空供氧的最初尝试。第一次世界大战末，主要交战国的飞机已装有简易的连续式供氧系统。为节省氧气，德国于1933年最先研制成功断续式供氧调节器。稍后，美国于1938年研制成功与贮气囊配合使用的BLB面罩。第二次世界大战末期，一些国家开始致力于发展加压供氧装备，并在战后得到发展和完善。全加压服(密闭飞行服)系统的研制工作始于1920年，但直到1953年才生产出较为适用的装备。高压气态氧是飞机的主要氧源。第二次世界大战后，美国发展液态氧源，近年来又在大力发展机载产氧氧源，其中，采用分子筛氧气浓缩器的机载产氧氧源，现已进入实用阶段。
  
第一节 航空供氧原理
  
  由简化肺泡气方程式 PAO2=(PB－47)·FIO2－PACO2不难看出，在高空低气压条件下可以通过两种途径提高肺泡气氧分压，使之保持于设定的水平：1一般(常规)供氧，依据提高吸入气含氧浓度(FIO2)可使肺泡气氧分压提高的关系进行供氧，适用于12 000 m以下高度；2加压供氧，依据提高吸入纯氧总压力(PB)可使肺泡气氧分压提高的关系进行供氧，用于12 000 m以上高度的应急供氧。
  一、一般供氧
  在12 000 m以下高度，为了节省氧气和避免吸入气氧分压过高的不利影响，通常不直接供以纯氧，而是采用提高吸入气含氧浓度的途径来保持肺泡气氧分压，防止缺氧。至于不同高度吸入气含氧浓度应取的理想值则视防护要求而定。  
  我国军用标准《GJBⅠ14－1986》根据对不同高度肺内气体分压的实测值，按肺泡气方程式(第三章公式3－10)计算，给出4条吸入气氧浓度理想值曲线族(图4－1)。按此关系随高度变化提高吸入气氧浓度，即可使肺泡气氧分压保持于不同水平。
  在高空，按图中曲线A所示关系随高度变化提高吸入气氧浓度，即可使肺泡气氧分压保持在相当于海平面停留时的水平，即13.7 kPa (103 mmHg)。目前军用飞机供氧系统的供氧调节器均依据此曲线进行设计。按曲线B的关系供氧可使肺泡气氧分压保持在相当于1500 m高度呼吸空气停留时的水平，即10.7 kPa (80 mmHg)。一般认为1500 m是不致引起缺氧症状的阈限高度。为节省氧气，当座舱高度超过1500 m时，也可以按此曲线关系供氧。按曲线C的关系供氧，只能使肺泡气氧分压保持在相当于呼吸空气在2500 m高度停留时的水平，即9.1 kPa (68 mmHg)。乘未装备密封增压座舱的军用运输机和直升机在4000 m以上飞行，且飞行时间超过30 min时，对机上乘员一般均按此关系供氧。在此种环境下，使用者虽有一定程度缺氧反应，但其昼间的工作能力是可以保证的。按曲线D的关系供氧，只能使肺泡气氧分压保持在相当于4000 m高度呼吸空气停留时的水平，即6.8 kPa (51 mmHg)。当运输机或旅客机密封增压座舱发生迅速减压时，对机上乘员或旅客应按此种关系进行应急供氧。此种情况下，使用者虽可能有较明显的缺氧反应，但在短时间内尚不致产生严重影响。
  在实际应用中，也可按事先设定的气管气氧分压值对不同高度应达到的吸入气的含氧浓度百分比 (FIO2) 进行估算，其公式如下：     
PIO2(％)=×100
  式中，PIO2——气管气氧分压的设定值；PB——大气压力；47——体温条件下气管气中水蒸气的分压值 (mmHg)。   
  在不同高度上，PIO2取的设定值如下：海平面，20.0 kPa (150 mmHg)；1500 m，16.3 kPa(122 mmHg)；2500 m，14.4 kPa (108 mmHg)；4000 m，11.7 kPa (88 mmHg)。
  不同类型供氧系统具体采用的供氧标准亦不完全一致。现分别就连续式供氧系统及断续式供氧系统的供氧标准叙述如下。   
  (一)连续式供氧
  能连续供给一定富氧气体的供氧方式，称“连续式供氧”。采用这种供氧方式的系统，称“连续式供氧系统”。这类供氧系统具有结构简单，使用方便,呼吸气阻力小及可集体使用等优点，但耗氧量大，且不能适应肺通气量变化的要求，因此，现多用于旅客、伞兵或伤员的集体应急供氧，或机上走动人员携带用的应急供氧。另外，一些跳伞供氧装备也采用连续式供氧方式。
  各类人员的应急供氧要求见表4－1。
  对旅客的应急供氧以保证最低供氧要求，防止引起不可逆损伤为目的。在较高的高度范围内，之所以按较大肺通气量条件保证最低氧分压的要求，是出于对座舱迅速减压后旅客情绪激动、呼吸频率剧增和潮气量增加的考虑。对旅客机上的乘务人员和伞兵使用的连续式供氧系统，考虑到他们的生理和心理负荷较大，故供氧标准应略高。
  (二)断续式供氧
  吸气时供氧，呼气时停止供氧。采用这种供氧方式的系统，称“断续式供氧系统”。供氧量依使用者的肺通气量自动调节；含氧浓度则根据防护要求，由供氧系统随高度变化按图4－1所示各曲线关系来保证。这种供氧系统亦称“肺式供氧”或“需求式供氧”。
  按上述方式进行一般供氧不但节省氧气，还可避免由氧浓度过高所引起的物理和化学性不利影响。
  氧浓度过高的物理性影响主要有：1航空性肺萎陷。吸入纯氧可致肺泡内缺乏惰性气体成分，若有局部肺叶通气不佳，肺泡内所含气体易被迅速吸收，引起吸收性肺萎陷。特别在呼吸纯氧、穿用抗荷服、有正加速度作用条件下，因肺基底部小气道暂时受压迫机会增加，更易引起航空性肺萎陷，但一般在飞行后经数小时即可自行缓解。其有效预防办法是保证吸入气氧浓度应在60％以下。2延迟性航空性中耳炎，亦称“氧吸收性耳气压损伤”。吸用纯氧一段时间后，若中耳通气不佳，充满腔室的高浓度氧为血流迅速吸收时，则引起腔内压力降低，导致液体渗出、听力减退等后果。若飞行中曾较长时间吸用纯氧，飞行后咽鼓管再通气不畅或缺少主动通气动作(如飞行后立即入睡)，即易引起这种中耳炎。
  氧浓度过高的化学性影响则表现为氧中毒(详见第五章第六节氧中毒)。
  二、加压供氧
  在12 000 m以上高度，由于大气压力很低，即使吸入纯氧亦不能保持肺泡气氧分压于设定的水平。因为在12 000 m高度呼吸纯氧时的肺泡气氧分压水平与在3000 m高度呼吸空气时相当，虽有轻度缺氧，但仍可保持较好的工作能力。倘若高度超过12 000 m，肺泡气氧分压将进一步降低，缺氧程度加重。如在15 000 m高度呼吸纯氧，肺泡气氧分压可降低到1.7 kPa (13 mmHg) 左右，只需12～15 s即可发生意识丧失。故在12 000 m以上高度，唯有提高吸入纯氧的总压力(即加压供氧)，才能使肺泡气氧分压保持于设定的水平上。实施加压供氧时，肺内气体绝对压力(总压值)将高于周围环境压力，其高出部分称为“余压”(肺内气体余压=肺内气体绝对压－环境大气压)。图4－2 给出一组肺内气体余压理想值曲线。按此种关系随高度变化提高肺内气体余压值，即可使肺内气体绝对压力保持于不同水平上。在12 000 m 以上高度，按曲线A所示关系随高度变化增加余压值，可使肺内气体绝对压力保持在15.3 kPa (115 mmHg)，相当于13 500 m高度的大气压力。按曲线B所示关系随高度变化增加余压值，可使肺内气体绝对压力保持在17.3 kPa (130 mmHg)，相当于12 800 m高度的大气压力。按曲线C所示关系随高度变化增加余压值，可使肺内气体绝对压力保持在19.3 kPa (145 mmHg)，相当于12 000 m高度的大气压力。
  根据军用飞机的性能和使用目的，目前世界各国设计加压供氧装备所依据的军用标准就是按照上述关系制定的，其加压供氧制度规定大致相近。常用的加压供氧标准有3种(图4－3)。第Ⅰ 种标准，最大使用高度为15 000 m，在此高度面罩内总压为15.3 kPa (115 mmHg)，余压为3.3 kPa(25 mmHg)，使用者只须配备加压供氧面罩即可实现。按此标准进行加压供氧，使用者仍有中等程度缺氧，故只能提供短时间的高空应急防护，最长加压供氧时间为3～5 min。第Ⅱ 种标准，最大使用高度为18 000 m，在此高度面罩内总压保持17.3 kPa(130 mmHg)，最大余压为10.0 kPa(75 mmHg)，使用者须配备加压供氧面罩及在体表施加适当对抗压力的部分加压服方可实现。按此标准进行加压供氧，虽然使用者的缺氧程度有所减轻，但所需装备复杂，对人体的热负荷增大，故仍只能提供短时间的应急防护作用，最长加压供氧时间为5～10 min。第Ⅲ种标准，使用高度在38 000 m以上，加压头盔内总压均保持在19.3 kPa(145 mmHg)，最大余压值为19.3 kPa(145 mmHg)。使用者须配备加压头盔及对体表施加较全面对抗压力的部分加压服。按此标准进行加压供氧，虽然已无明显缺氧反应，但仍属短时间应急供氧，最长加压供氧时间为5～10 min。只有装备更加完善的对抗压力系统，方能保证使用者在高空较长时间停留。
  在各国设计、应用加压供氧装备时，对所采用的总压值标准虽然基本相同，但由于各自的发展历史不同，皆有一定的变通，在第Ⅰ 种到第Ⅲ种总压值标准之间，又增加了多种压力值；又由于对应急供氧时间(下降到安全高度——12 000 m所用时间)的要求不同，以致在装备结构的复杂程度上也有较大差异，如前苏联对应急供氧的时间要求，第Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ种总压值标准分别为3～5 min、5～10 min及5～10 min。英、美等国则约为2 min、2～3 min及5 min，在升限高度上都只能停留约1 min，故供氧装备结构较为简单，使用方便。
  近年在降低总压值、缩短应急供氧时间以简化供氧装备方面做了许多工作。如Ackles等(1978—1980)和Balldin等(1978)的实验资料均指出：1在保证最低应急供氧需要(缩短高空停留时间尚可耐受的缺氧)的条件下，通过降低总压值的措施，可以简化供氧装备，使平时穿着更为方便；2采用双压制部分加压服(见“航空供氧系统的选择”一节)，可提高其防护缺氧的效果。
  美军以F－22为代表的新一代战斗机，其巡航高度为18 300 m。由于欧洲战斗机2000和俄罗斯一些新型战斗机除增加机动性和隐蔽性外，也同时具有高空长时间飞行能力，为此美国空军感到要保持其空中优势，就必须使战斗机具有在高空发生座舱迅速减压后仍能较长时间在该高度飞行的性能。为此，目前美军战斗机高空生理防护中一直使用的“下降救生”(get　me　down)，即当飞机在高空发生座舱迅速减压后仅能提供10 min短时间的应急救生观念有了明显转变。提出了“继续飞行”(keep　me　up)的观点，即保证飞机性能在座舱发生迅速减压后继续在高空飞行。对此又提出了有关防护方案，研制了配套装备。为适应未来战争的需要，我军也有必要做些前瞻性工作。
  
第二节 加压呼吸的生理影响
  
  在一定余压下的供氧称“加压供氧”。加压供氧最早用于临床急救。1945年由Gagge等人将其用于航空，称“高空加压供氧”。加压供氧分为连续加压供氧和断续加压供氧两类。后者对人体影响较大，故在航空中只采用连续加压供氧。
  进行连续加压供氧时，在整个呼吸周期呼吸道内始终呈现具有一定压力波动的余压值。这种在呼吸道内维持一定余压条件下进行的呼吸又称“加压呼吸”。加压供氧虽是防止高空缺氧的有效措施，但加压呼吸却给人体带来额外负荷，严重影响呼吸、循环功能。未经加压呼吸训练的健康青年人只能短时间耐受余压为4.0 kPa (30 mmHg) 的加压呼吸。如同时对胸、躯干或全身体表施加相应的对抗压力，则可耐受的余压值大增。以下介绍使用不同水平加压供氧装备进行加压呼吸时的主要生理影响及进一步提高可耐受余压值的措施。
  一、加压呼吸对呼吸功能的影响
  通常进行平静呼吸时，吸气是主动过程，而呼气则是被动过程。加压呼吸时情况则恰好相反：呼气肌必须用力收缩，始能将气体呼出；当主动呼气动作一停止，具有一定余压的气体即可自动冲入肺内，故吸气已转化为被动过程。呼吸型式的改变还常引起代偿性呼吸频率增加和幅度增大，导致过度通气及缺二氧化碳。由于呼气肌做功量较平时增加，故易导致呼吸疲劳。
  进行加压呼吸时，由于肺内压增高，迫使肺及胸廓过度扩张，膈肌下降，同时各种肺容量也发生相应改变(图4－4)。
  由图4－4可见，随着肺内压的增高，残气量及补呼气量均增大，这种改变也反映了肺及胸廓的被动扩张程度。随着余压值的增加，潮气量也增大；余压值为6.7 kPa(50 mmHg)时，潮气量约增大1倍。补吸气量则随余压值的增大而降低；当余压值为4.0 kPa(30 mmHg)时，补吸气量可降低为加压前的1／3。
  图中还给出了胸－肺系统的松弛压力－容积曲线，以进一步说明加压呼吸时的肺容积变化和呼吸型式改变的情况。松弛压力－容积曲线表明当呼吸肌处于松弛状态下的肺内压力与肺容积间的关系。当肺内余压为零时，呼气终了时的肺容积位置恰与松弛压力－容积曲线相重合，表明呼吸肌已处于松弛状态。当肺内余压逐步增大，直到1.3～2.0 kPa(10～15 mmHg) 附近时，呼气终了时的肺容积位置均在松弛压力－容积曲线的下方，表明呼气肌已处于越来越强的紧张状态，而吸气肌只要稍许收缩即可吸入气体，在此阶段，呼气已开始转为主动，吸气开始转为被动。当肺内余压超过2.0 kPa (15 mmHg) 时，全部潮气量容积曲线均处于松弛压力－容积曲线的下方，表明在整个呼吸周期中呼气肌始终处于紧张收缩状态，在此阶段，呼气已完全转为主动过程，吸气则已成为完全被动过程。
  总之，加压呼吸改变了习惯的呼吸运动型式，增加了呼气肌的负荷，主观上感到呼气费力，时间稍久即易疲劳。故一般健康人大多只能短时间耐受余压值为3.6～4.0 kPa (25～30 mmHg) 的加压呼吸。
  欲进一步提高所能耐受的余压值，则必须对胸部体表施加对抗压力(或称“代偿压力”)，以抗衡肺内的余压，使胸壁内、外侧压力平衡。但若仅限于对胸部体表施加对抗压力(如使用只对胸、背部体表加压的小型气囊式背心)，虽可使胸腔扩张受限及使呼吸功能有所改善，并将可耐受的余压值提高到5.2～6.0 kPa(40～45 mmHg)，但呼气仍感吃力，要加强腹部收缩力量方可完成。如进一步对整个躯干体表施加对抗压力(如使用对整个躯干到大腿根部加压的连裤背心)，不但有利于维持胸腹部压力的平衡，减轻腹肌和膈肌的呼气负荷，改善呼吸，也有利于减少腹腔器官内积聚的血量，维持一定的有效循环血量，故能将可耐受的余压值提高到8.0 kPa(60 mmHg)，同时主观上感到呼气不太费力，过度通气程度也有所减轻(图4－5)。可见，在腹部给予一定支持，对防止腹部被动扩张颇为重要。 
  二、加压呼吸对循环功能的影响
  在胸腹部体表有对抗压力的条件下进行余压值较高的加压呼吸时，由于肺内压过高所致的循环功能障碍问题即愈加突出。
  进行加压呼吸时，由于肺内压增高，胸内压也必随之增高。其增高程度除与肺内压有关外，还与肺容积的变化有一定关系：如肺容积不变，胸内压的增量即等于余压值；若同时伴有肺扩张，则胸内压的增量即等于肺内压减去肺弹性回缩引起的压力变化。此增高的肺内压通过直接压力传递，在静脉端可引起右心房及胸腔内静脉压升高，改变了静脉血液赖以回流的正常压力梯度分布关系，使静脉血液回流受阻，尤以四肢为甚。但对于由脑及腹部来的静脉血液的回流量影响较小，这分别与颅腔内血管不可扩张及升高的胸内压已直接传递到腹部有关。此时由于动脉系统血流仍然不停地进入四肢，使四肢及体表无对抗压力部位的静脉血管怒张，血液积聚，并引起静脉压逐渐升高。当升高的外周静脉压重新超过右心房压力时，四肢等处的静脉血液回流即可达到部分恢复。一组实验测得，当余压值为5.3 kPa(40 mmHg)时，肘正中静脉压要经过15 s后才能达到一个新的较高的稳定水平。
  进行加压呼吸一段时间后，虽然在静脉系统内可以建立起新的动态平衡，但体内血液分布情况已发生了很大变化：胸腔内血液量减少，其部分血液已转移至外周，特别是在四肢等处的静脉血管床内大量积聚，表现为肢体容积增加(图4－6)。  
  外周静脉压力升高可使毛细血管内的滤过压力增大，使血液中的液体部分加速渗入组织。据测定，进行余压值为4.0 kPa(30 mmHg) 的加压呼吸30 min，血液失水量可达全身血量的4％左右。
  血液在外周静脉系统大量积聚和血液失水这两个因素均导致有效循环血量减少，进而引起心输出量下降。有效循环血量减少程度与所加呼吸余压值的大小及其持续时间有关(图4－7)。据测定：进行余压值为2.0～2.7 kPa(15～20 mmHg)的加压呼吸，心输出量约减少17％～26％。
  加压呼吸时动脉血压的改变如下：一方面已升高的胸内压通过直接传递作用，可引起动脉舒张压升高，其升高幅度大体上等于胸内压的增高值，心输出量减少又可使脉搏压有所降低；另一方面，在加压呼吸过程中，由于机体发挥代偿反应，又可使上述情况得到改善。后者包括通过主－颈动脉区压力感受器及胸腔内血管床低压区的一些压力感受器所引起的反射作用：如心率加快以提高心输出量，外周小动脉收缩以提高动脉血压，外周小静脉紧张性增强以减少血液的淤积等。故代偿反应愈强的人，脉搏压愈大，平均动脉压愈高；反之，凡脉搏压缩小非常显著、平均动脉压降低者皆为耐力不良的表现。经过加压呼吸训练的人，由于能运用腹肌，可以减轻腹腔内血液积聚的程度，故加压呼吸时血压升高也较多。
  加压呼吸时心电图的主要改变是：在R波占优势的导联，T波电压降低，加压值越大，降低越多。个别情况，T波可以变为双相、平坦或倒置，并伴有ST段水平性降低的改变(在aVR导联中ST段则是上升的)。加压值大时，这种变化更为明显。这主要由于加压呼吸时每搏量减少，心肌供血不足所致。加压值较大时，P波电压增高，呈尖峰状，类似肺性P波，这与加压呼吸过程中右心房呈淤血性扩张有关。此外，在心电图上还可出现不同类型心律失常的图形，如房性和室性期前收缩及传导阻滞等。经加压呼吸训练的人，上述心电图变化可大为减轻，甚至可恢复到接近加压呼吸前的水平。
  当加压呼吸负荷超过人体耐受限度时，终将引起晕厥。大多数健康的被试者，在体表无对抗压的条件下可以耐受4.0 kPa(30 mmHg)、30 min的加压呼吸而不致发生晕厥。图4－8为加压呼吸引起晕厥的实例。
  加压呼吸所引起的晕厥属典型的血管迷走反应。其发生机制可能与失血过多类似，都是由于有效循环血量突然大量减少，使胸腔内血液量减少，心房壁感受器受刺激而引起的血管迷走反应。其先兆为恶心及不适感，很快即出现视野变暗，随即发生意识丧失，维持姿势的肌紧张也消失，还可能伴有四肢抽搐及偶发的全身肌肉痉挛等。加压呼吸一经解除，意识就迅速恢复。在晕厥发作期间，尚可能有面色苍白、面部和手掌大量出汗等表现。意识恢复后，恶心及面色苍白仍可持续数小时。
  晕厥前心血管系统的前驱反应为：心率逐渐增快，同时动脉血压缓慢下降；接着心率及血压剧降；平均再过5～6 s后，意识突然丧失。当意识恢复后，心率及血压可能处于较低水平达1 h之久。
  针对上述问题，欲进一步提高可能耐受的余压值，则应对躯干及四肢体表均施加对抗压力以消除血液在四肢等部位的积聚。具体实现方法为使用不同类型的部分加压服，即能将可耐受的余压值提高到10.0 kPa (75 mmHg)。
  三、加压呼吸对头颈部的影响
  使用部分加压服的条件下，当加压供氧面罩内的余压值超过10.0 kPa (75 mmHg) 时，头颈部的充血、肿胀和不适均达到不能耐受程度。这些影响在较低余压值时即已发生，并随余压值增大而加重。其主要表现如下：
  1. 上呼吸道被动扩张 随着余压值的增加，不仅口腔、咽部，就连平时关闭着的食管也都被加压气体所扩张。当余压值为1.3 kPa(10 mmHg)时已有明显表现；8.0 kPa(60 mmHg) 时即达最大扩张程度。余压值较低时，肌肉紧张度增大尚可起到部分抗衡作用；当余压值超过6.7 kPa(50 mmHg)时，筋膜等组织因处于被牵拉状态而引起不适及疼痛。
  2. 眼结膜充血 当余压值达4.0 kPa(30 mmHg)时，即可见结膜充血。
  3. 眼睑痉挛 有少部分被试者，当余压值达8.0 kPa(60 mmHg)时鼻泪管即开放，加压气体冲入结膜囊，致使眼睑痉挛，严重影响视力。
  4. 耳部不适 加压呼吸时很难做吞咽动作，中耳腔内压力往往升高，引起鼓膜外凸、听力减退及不适感等。
  针对上述问题，欲进一步提高可能耐受的余压值，只有采用加压头盔对头颈部施加均匀的气体对抗压力。加压头盔与部分加压服配套使用，能把可耐受的余压值提高到17.3～19.3 kPa (130～145 mmHg)。 
  四、体表对抗压力不均匀的影响
  加压头盔与侧管式部分加压服配套使用时，余压值虽可提高很多，但体表对抗压力不均匀的问题又突出出来。由于人体体型特点和侧管式部分加压服结构原理上的缺陷，当体表加压值较高时，势必造成局部血液循环障碍——对体表突出部位所加对抗压力过大，造成局部缺血，体表凹陷部位对抗压力过小，造成局部淤血或出血。
  想进一步提高余压值，只有采用全加压服 (密闭飞行服) 系统，对整个体表施加均匀的气体压力，才能克服部分加压服机械压力不均匀的缺陷。不同防护水平的加压供氧装备的防护效果及其生理影响的比较见表4－2。
  
第三节 航空供氧系统
  
  航空供氧系统是飞机的重要设备之一，其功能主要是向飞行人员及其他乘客供给呼吸用氧，以防止在飞行或跳伞过程中发生缺氧。此外,航空供氧系统的功能还包括:1防止吸入有毒气体或放射性物质；2防止体液沸腾；3防止肺气压性损伤；4防迎面气流吹袭及防碰撞等。航空供氧系统有多种类型，但基本上都是由氧源、减压器、供氧调节器、供氧面具、连接管路、各种指示仪表、断接器、降落伞供氧调节器、部分加压服及其他部件等组成。
  本节介绍航空供氧系统的分类、主要组成部分及其功用以及供氧装备的配套及选择等问题。
  一、航空供氧系统的分类
  根据呼出气体是否被回收利用或再生，可将供氧系统分为开式系统和闭式回路系统两类：闭式回路系统多是用特殊净化装置吸收呼出气中的二氧化碳和水蒸气，氧气将再度被利用。它在节省氧气方面虽有一定优点，但也有在低温条件下水蒸气易被冻结及因面罩与面部贴合不严而降低吸入气氧浓度的可能性，故在航空中很少采用；开式系统系由机载氧源(气态氧或液态氧)提供呼吸用氧，呼出气则排出于系统之外。开式系统虽然浪费了呼出气中的氧气，但其结构简单，使用方便，为现代军用飞机与民航机广泛采用。如我国研制的YX－1加压供氧系统即属于开式系统(图4－9)。
  属于开式系统的航空供氧装备种类较多，为便于了解可作如下分类(表4－3)。
  二、航空供氧装备
  (一)氧源
  氧源有气态氧源、液态氧源和固态氧源3种，目前常用的为气态氧源，近年又发展了机载产氧氧源。
  1. 气态氧源 气态氧源使用最为广泛，我国亦主要使用该型氧源。贮氧的气瓶分高压及低压两种：高压氧瓶的额定压力为150 kg／cm2；低压氧瓶为30 kg／cm2。此型氧源的优点是结构简单，使用方便；但贮氧量少、体积大为其主要缺点。
  2. 液态氧源 为国外军用飞机较多采用的一种氧源。液氧由液氧转换器贮存并转化为气态氧。液态氧源具有体积小、重量轻和贮量大的优点。如在标准大气压和温度为15℃条件下，1 L液态氧可气化成840 L气态氧，约相当于高压气态氧5 L容积的氧量。故液态氧更适于续航时间长的飞机使用。液态氧的不足之处在于：贮存困难，因其沸点很低(－182.98℃)，极易气化而散失；制造液氧转换器代价高；维护工作复杂等。
  液氧转换器(图4－10)是由各种控制活门、液氧容器、容量表、增压软管、汽化软管及连接导管等组成。液氧容器为双壁，内、外层之间抽成真空，将传入容器的对流和传导热减至最低程度。液氧容器的容量依飞行所需之气态氧的总量而定。
  飞行前，由液氧车的充氧管，经液氧转换器的充填嘴向液氧容器内加注液氧。先加注到液氧容器内的液氧，在容器内汽化，使容器内壁冷却。当液氧容器内壁冷却到－183℃时，液氧停止汽化，容器内便迅速充满液氧。拔掉充氧管后，充填和通风活门关闭，并通过一条不隔热的增压管和通压活门，把容器的底部和顶部连通。容器底部流出的液氧呈气态通向顶部。由于液氧表面蒸气压力不断升高，终将使通压活门关闭，容器中的液氧则不能再从底部流出，液氧转换器即可达到5～14 kg/cm2的工作压力。当需要供氧时，打开汽化软管上端的使用开关，容器中的液氧经汽化软管蒸发成气态氧，通过供氧调节器供给飞行人员使用。当液氧容器顶部压力超过正常工作压力时，也可通过断压活门向飞行人员供氧。当液氧容器顶部压力超过正常工作压力1.4～2.1 kg/cm2时，安全活门开启，以限制压力的上升。
  3. 固态氧源 系指氧烛(oxygen candle)而言。它是将含氧量高的固态化合物贮存于化学产氧器内，使用时通过化学反应产生氧气。该氧源具有体积小、重量轻、使用维护简便及易于长期保存等优点。但它不能调节产氧率以适应供氧量改变的需要。此外，还要增加隔热设施等，则为其不足。这种氧源大多在运输机上作应急供氧使用，也可作为旅客机的应急氧源。
  “氧烛”(图4－11)是以氯酸钠和铁粉为主要成分的圆柱状制品。点火(电点火、摩擦点火)时，氯酸钠分子中所含的氧便以气体形式释放出来。其化学反应式为；NaClO3＋Fe→FeO＋NaCl＋O2↑。这是一种释热反应，一旦反应物的温度上升到高于250℃时，反应就能自动维持下去。混合物中铁粉量的多少控制着温度、反应速度及产氧量。而氧烛的绝热程度及横截面积的大小，又决定其反应速率及产氧量。通常氧烛的一端含铁粉量较多，点火启动后提供最初反应所需的热量。此反应从氧烛的一端到另一端持续进行，反应部位的温度为250℃～600℃。一般产氧纯度为99.9％。制氧过程中可能产生对人体有害的氯气，可添加过氧化钡予以清除。其化学反应式为：BaO2＋Cl2→BaCl2＋O2↑。一支直径15 cm、长22 cm、重5.5 kg的氧烛，约产生1300 L氧气，可满足10人、30 min供氧的需要。
  4. 机载产氧系统氧源
  (1)分子筛机载制氧 这是一种新型氧源。由一种俗称“沸石”的硅铝酸盐结晶体作为分子筛，利用其对氧、氮的不同吸附特性进行制氧。当由飞机发动机引入的压缩空气通过分子筛时，靠“沸石”的多孔结构，按组成气体分子的体积和极性大小使气体分离。空气中氧(氩)分子的体积和极性比氮分子略小，故氧(氩)能通过分子筛，而氮则被吸附。又因氮分子被吸附是由于范德华力而非化学键作用，故只要降低压力即可使其被解吸附。为此，分子筛氧浓缩器利用“变压—吸附—解吸附原理”产生富氧气体。通常用两台分子筛床周期性地交替使用(图4－12)，即可满足人体对氧气的需要。应当指出，在分子筛浓缩氧的同时也浓缩了氩，其浓度约为5％～10％。但氩在上述浓度下不足以引起氩麻醉作用和促进高空减压病的发病，反而有助于预防航空性肺萎陷的发生。这种新的制氧系统具有装置简单、功耗低、与飞机交联少而易于改型安装等优点，故迅速得到推广，并已正式安装在几种飞机上实际应用。
  图4－12所示为通过旋转式控制阀的作用，使两个分子筛床进行加压和卸压以实现吸附和解吸附的过程。图中旋转式控制阀使分子筛Ⅰ 床处于吸附状态，Ⅱ 床处于解吸附状态。此时，从飞机发动机引入的压缩空气通过过滤器进入旋转式控制阀，经C－D进入Ⅰ 床，氮被吸附，而氧则得以通过。通过的氧的一部分经单向活门流入贮氧瓶，再经供氧调节器供飞行员使用。与此同时，另一部分氧气由Ⅰ 床出口经限流孔的导管进入Ⅱ 床，对Ⅱ 床进行反冲洗，使其再生。在旋转式控制阀使分子筛Ⅱ 床转入吸附工作周期前，切断Ⅰ 床的入口通道C－D与Ⅱ 床的排气通道A－B，并沟通Ⅰ床出口与Ⅱ 床出口间的通道F－G，进行均压。然后旋转式控制阀沟通C－B、E－D与Ⅱ 床的排气通道A－B，并沟通Ⅰ 床出口与Ⅱ 床出口间的通道F－G，进行均压。然后旋转式控制阀沟通C－B、E－D，使系统转换成Ⅱ 床吸附、Ⅰ 床解吸附再生的周期。控制阀每分钟旋转2.5圈，即一次完成的吸附—解吸附周期大约是24 s，其中吸附和解吸附各10 s，一次均衡时间为2 s。
  (2)氟矿物机上制氧 它是一种以钴的螯合物为主要材料的变温吸附－解吸附产氧法，这种氟矿物中的两个钴原子螯合一个氧分子。在32℃时化学吸附剂吸收周围的氧气，105℃时释放氧。吸附和解吸附过程与分子筛相似，但结构复杂，热负荷大。曾在少数机种上验证试用过。
  (3)电化学制氧 电解水制氧是一种研究多年并曾用原型作试飞的机载产氧系统，但由于水的质量和耗能问题，影响了进一步发展。后来的研究，使用一种称为“逆行燃料电池”(reversed fuel cell)的设备，把问题的解决向前推进了一步，即一方面使电解水过程产生的氢与压缩空气中的氧再化合成水；另一方面在生成水的过程中释放能量而为其充电，这样构成了循环。这一系统的原理，从电解水制氧变成了把发动机引来的压缩空气用电化学法浓缩制氧。其优点有待在实际应用中确定。
  5．氧气质量标准 美国军用产品规范《MIL－0－27210E，1977》规定的飞行员呼吸用气态氧和液态氧的质量标准见表4－4。
  (二)供氧调节器
  供氧调节器(oxygen regulator)分为连续式、断续式和加压供氧调节器3种。
  1．连续式供氧调节器(oxygen continuous regulator) 为旅客机的服务人员及旅客、运输机的乘员以及军用飞机飞行人员跳伞后应急供氧用的供氧调节器。其功用在于：向使用者连续提供一定流量的氧气。但由于供氧系统的结构及使用者肺通气量大小不同，很难保持由调节器输出的氧浓度，而使吸入气氧浓度有所降低，特别是当使用者的肺通气量超过调节器的额定氧流量时，吸入气中的氧浓度将更低。故这类供氧调节器仅用于保证服务人员8000 m以下、旅客10 000 m以下及飞行人员跳伞后的应急供氧。
  按安装方式和供氧人数，又可将连续供氧调节器分为3类：供个人使用的携带式供氧调节器，供旅客及伞兵集体使用的供氧调节器，供飞行人员跳伞后使用的降落伞供氧调节器。
  个人携带式供氧调节器(图4－13)用以调节使用者的供氧率。在正常飞行中可为体弱或患病的旅客供氧，在座舱减压后可为舱内走动的服务人员供氧。该调节器主要由一个减压活门和一对限流孔及节氧器等组成。在选定的流量下(低流量，2.5～3 L／min；高流量，5～6 L／min)，氧气流入节氧器的气袋内。吸气开始前，即面罩内产生负压，将节氧器出气活门打开之前，氧气一直贮存于气袋内。吸气时，气袋在略高的正压下，把氧气输入面罩。当吸气量超过节氧器的供给量时，周围的空气便通过面罩上的进气活门进入面罩。
  集体用的供氧调节器，用以调节输出气的压力，使每个使用者的供氧率由此压力及供氧限流孔来确定。旅客用的供氧调节器还具有自动打开面罩箱的作用。面罩箱打开后，面罩即掉向旅客前上方，旅客将面罩拉向面部即可吸氧。
  降落伞供氧调节器(survival kit oxygen regulator)也是一种连续式供氧调节器，专供军用飞机飞行人员跳伞后使用。其供氧量随供氧时间的延长而逐渐减少，但足以保证跳伞人员下降到不需用氧的安全高度。图4－14为YTQ－6降落伞供氧调节器的组成及连接情况。
  飞行中，降落伞供氧调节器处于不工作状态；飞行员离机后，由于转换开关的作用，降落伞供氧调节器自动与供氧面罩接通而供氧。在12 000 m以上高度，可与加压供氧装备配套使用；如与代偿服配套，则还应配备1或2个附加小氧气瓶供拉力管充气用。
  飞行中，如机上供氧系统发生故障时，也可人工操纵接通降落伞供氧调节器，以便下降到安全高度。
  2．断续式供氧调节器(oxygen demand regulator) 或称“肺式供氧调节器”，为军用飞机、旅客机、运输机飞行人员用的供氧调节器。其功用在于：随环境压力和使用者肺通气量的变化，按供氧标准提供具有一定压力、流量和含氧浓度的吸入气体。下面结合图4－15说明其工作原理。
  吸气时，调节器内腔压力降低，影响膜片向内弯曲，通过机械杠杆作用打开肺式供氧活门而供氧。呼气时，调节器内腔压力升高，膜片恢复原位，肺式活门关闭，停止供氧。吸气量愈大，肺式活门张开得愈大，所供氧量也相应增多。故调节器的供氧量，可依使用者的肺通气量大小而变化。氧在调节器内还要通过引射式空气稀释作用而与一定比例空气混合。其工作原理是：当氧气流经喷氧嘴时，在其周围形成负压区，使与外界相通的单向活门开放，空气乃被吸入调节器腔内与氧混合，于是使用者便可吸入一定氧浓度的混合气体。所吸入的空气量则由空气稀释膜盒控制。此膜盒随高度升高而膨胀，进气口便逐渐缩小，进气量则逐步减少。故吸入气氧浓度随座舱高度升高而增加。如将进气口关闭，则在任何高度均供纯氧。此外，为避免面罩配戴不妥帖，吸气时将一定量空气向面罩边缘吸入(称“渗气”)而降低调节器输出气体中所含的氧浓度，在调节器上增设了安全压力弹簧(称“小余压机构”)，使肺式供氧活门在呼、吸气时相均保持有一微小的开度，造成面罩腔内压力始终稍高于外界压力，以防止向内渗气。
  总之，断续式供氧调节器具有以下三个重要性能：1吸气时供给氧－空气混合气或氧气，其供给量随肺通气量的增加而增大，呼气时则中止供给；2随高度升高不断提高吸入气含氧浓度；3根据需要可人工操纵改吸纯氧或以连续方式供氧。
  3．加压供氧调节器(pressure　demand oxygen regulator) 这类调节器是在断续式供氧调节器的基础上发展起来的。它具有断续式供氧调节器的功能，可在座舱密封性能完好时进行断续式供氧；当座舱高度超过12 000 m，又可进行加压供氧。为此，在加压供氧调节器内增设了一个加压呼吸膜盒。其加压原理见图4－16。当座舱高度超过12 000 m时，由于加压呼吸膜盒的膨胀作用，通过连动杆，使肺式供氧活门被持续地打开，氧气则连续地进入加压供氧调节器内腔，从而可保证在与加压供氧面具配套使用时，能进行加压供氧。
  与加压供氧面具和高空代偿服配套使用的加压供氧调节器，又须增设拉力管压力调节机构和加压供氧接通时间机构，保证按一定顺序建立面具余压及体表对抗压力。
  总之，加压供氧调节器具有以下三个供氧性能：12 000 m以下按断续方式供氧；12 000 m以上自动转为加压供氧；根据需要，可人工操纵加压旋钮进行加压供氧。
  4．伺服式供氧调节器(servo　operated oxygen regulator) 上述各类供氧调节器的肺式供氧活门的开启，都是靠机械杠杆的力量。如果吸气阻力控制在正常范围，调节器内须安装一个直径为8～10cm的较大膜片，才能产生打开肺式供氧活门所需的力。这样，调节器的体积必然较大。为使供氧调节器微型化，又发展了气动控制的“伺服式供氧调节器”(图4－17)。它同样具有断续及加压两种供氧性能。
  当进行断续式供氧时，在吸气的作用下控制膜片内侧腔的压力降低，膜片则向内弯曲，通过连动杆打开导引活门。此时，肺式供氧活门背面的压力降低，活门被打开而供氧；呼气时控制膜片内侧腔的压力升高，膜片则恢复原位而关闭导引活门。此时，高压氧通过进气口到肺式供氧活门背面使之关闭，则中止供氧。当进行加压供氧时，由于加压呼吸膜盒的膨胀，使控制膜片外侧腔与外界的通气口被关小，膜片外侧腔的气流阻力便增大，膜片则向内弯曲，通过连动杆持续地打开导引活门，氧气不断地流向面具。从而保证在与加压供氧面具配套使用时，能进行加压供氧。
  应用此型供氧调节器，可获得良好的流量特性及较大的供氧能力，并可缩小调节器的体积和重量。但此调节器机构较复杂，调整也较困难，易产生噪声和压力抖动，这些都是不可忽视的缺点。
  (三)供氧面具
  其功用是将供氧调节器输出的气体导入人体呼吸器官，并将呼吸器官与周围大气隔开，以保持吸入气体应有的含氧浓度，并在一定高度以上保持呼吸气应有的余压值，以及对头颈部施加对抗压力等。它包括供氧面罩及加压头盔两类。
  1．供氧面罩 除了不具备对头颈部施加对抗压力的功能外，它具有供氧面具的其他各种功能。按使用高度和工作原理，可将供氧面罩分为开式、密闭式和加压供氧面罩三类(图4－18)。
  (1)开式供氧面罩 这类面罩与连续式供氧调节器配套使用。因为它的内腔与外界相通，所以它只有将供氧调节器输入的气体导入人体呼吸器官的功能。
  图4－18(a)所示，是一种带有0.6～1.0 L容积贮气囊的开式供氧面罩。这种面罩在直升机、旅客机和运输机中使用，使用高度可达8000 m左右。当使用者吸气时，首先吸入贮气囊内的高氧气体和调节器连续输入的氧气。如果因肺通气量较大，这些气体还满足不了要求，则经海绵渗气盘吸入一些外界空气补充。呼气时，最初呼出的未曾进入肺泡的高氧气体，先充入已排空的贮气囊，以备下次吸气使用；因此时贮气囊已基本充满，故随后呼出含二氧化碳较多的气体即通过渗气盘排入大气，从而保证在正常肺通气量下基本上呼吸纯氧。
  (2)密闭式供氧面罩 这类面罩与断续式供氧调节器配套使用，使用高度为12 000 m以下。此类面罩(图4－18(b))装有吸气和呼气活门，可使呼吸器官与外界大气隔开，以保持吸入气体中应有的含氧浓度。吸气时，面罩腔(A)内的压力下降，吸气活门在输氧软管腔(B)和面罩腔(A)之间的压力差作用下打开，由调节器输来的气体进入面罩腔供人吸气时吸用。这时呼气活门在弹簧作用下关闭着。呼气时，面罩腔(A)内压力升高，使吸气活门关闭，调节器供气中止；而同时在面罩腔(A)与外界大气之间的压差作用下，呼气活门得以克服弹簧力而开启，使呼出气体由此排出。
  (3)加压供氧面罩 这类面罩与加压供氧调节器配套使用，可以保持在实施加压供氧时由调节器提供的余压；而在一般供氧时则相当于密闭式供氧面罩的功能。加压供氧面罩可承受10.7～13.3 kPa (80～100 mmHg)的余压。
  加压供氧面罩的最大特点是采用了特制的补偿呼气活门。这种活门组件的补偿腔(或称呼气活门下腔)通过细管与调节器内腔或调节器的余压调节腔相连通，使得加压供氧时给予呼气活门以相应的关闭力来保持面罩腔内的余压(图4－18(c))。吸气时，从供氧调节器来的氧气沿输氧软管进入面罩腔(A)。同时通过与调节器相连通的细管，在呼气活门下腔(B)也建立起相应的余压，以此为呼气活门提供关闭力来保持面罩腔(A)内的余压。呼气时，(A)腔压力升高，吸气活门关闭。此时从调节器来的氧气仍流入呼气活门下腔，只有克服呼气活门下腔的压力时才能将气体呼出，从而得以保持面罩腔的余压于一定水平。
  为保持加压供氧面罩内应有的余压值，在飞行帽的后头部增设一个张紧补偿囊。此囊借一细管与面罩腔相通。加压呼吸时此囊也充气膨胀，使面罩挂带产生相应的拉紧力，拉住面罩紧贴面部，防止漏气。也有的加压供氧面罩(如英国P型面罩等)不用张紧补偿囊拉紧挂带，而用一肘节柄。当需要加压供氧时，扳下肘节柄就可绷紧固定面罩的链带，使面罩紧贴面部，以保持面罩内应有的余压值。
  在12 000 m以上高度跳伞时，则与降落伞供氧调节器配合使用。如采用单独面罩加压装备，则由位于(或串联在)输氧软管下端的余压调节器调节面罩内余压；如采用代偿服装备，则由压力比调节器，按减压高度自行调节拉力管内压力与面具内余压，并保持10 ∶1(或5 ∶1)的关系。
  2．加压头盔(pressure helmet) 它除具有供氧面具的全部功能外，还有防碰撞和防气流吹袭的功能。根据其加压范围和方式不同，可分为：“全加压头盔”和“部分加压头盔”(图4－19)。从结构上，加压头盔又可分为“固定面窗型”和“活动面窗型”两种形式。
  (1)固定面窗型全加压头盔 此型头盔在颈部的密封，是借助于代偿服对密封颈套的压力而实现的。起飞前，将头盔戴妥并关闭面窗，把头盔内腔与外界隔开。其工作原理与加压供氧面罩相同。这种头盔使用极为不便，有通风性能差、闷热、盔内二氧化碳积聚、面窗影响视力与视界、头部活动受限制等缺点。对头盔进行通风虽可解决二氧化碳积聚和除去部分吸气时水汽的问题，但用氧量却大为增加。
  (2)活动面窗型全加压头盔 使用此型头盔须戴一个供氧面罩。座舱高度在12 000m以下时，面窗处于开启位置，通过供氧面罩实施断续式供氧。当座舱高度超过12 000m时，面窗自动关闭，实施加压供氧。弹射跳伞时，面窗也自动关闭，防止迎面气流吹袭。这种头盔虽优于上述头盔，但重量仍大，头部活动也不灵活。
  (3)活动面窗型部分加压头盔 此型头盔只对面部加压。飞行中座舱密封增压性能完好时，面窗处于开启位置，由面罩供氧。当座舱高度达到加压供氧高度时，面窗自动关闭，于是对面部施加气体压力。除头冠部不加压外，其他部位均以气囊施加机械压力。头冠部不加压部分的面积稍大于颈部横截面积，使头盔受力平衡，以避免头盔上升的问题。此型头盔比全加压头盔活动性能好。典型的活动面窗型部分加压头盔如图4－20。
  (四)部分加压服
  部分加压服(partial pressure suit)的作用在于加压呼吸时对体表施加相应的对抗压力，使体内外压力保持平衡，以减轻对人体的影响，又称“高空代偿服”(以下简称“代偿服”)。
  代偿服分侧管式和囊式两类。这两类服装功用一致，原理却不同，使用效果也有所不同。
  1．侧管式部分加压服 如国产DC－2代偿服即是。此类服装由连身服和张紧装置组成(抗荷部分也合并于此)。连身服为受力衣面，包绕于整个躯干和四肢(除头颈和手脚外)。张紧装置由拉力管、保护套和张紧带组成。拉力管主要位于躯干的两侧和四肢的外侧(所以称“侧管式”)，并用保护套包着。张紧带呈“8”字形绕在包有保护套的拉力管全长的周围。加压供氧时来自供氧调节器的氧气，一方面流向加压面具，另一方面向拉力管内输送10倍(或5倍)于呼吸余压的氧气，使之膨胀变粗，利用“8”字形张紧带的拉力拉紧衣面，使其围径变小，对体表施加压力(图4－21)。
  当飞行高度超过18 000 m时，代偿服须与代偿手套和代偿袜配套使用。代偿手套是背部双层的普通五指皮手套，背部两层间装有气囊，使用前先抽空，再向囊内充入定量气体，囊内气体随外界压力降低而自行膨胀，对手部施加对抗压力。代偿袜系由棉布或化纤织物制成，穿好后，拉紧调整绳裹紧脚部，以预防高空组织气肿的发生。
  2．囊式部分加压服 它由气囊和包绕身体的受力衣面制成。气囊在体表覆盖面积越大，对呼吸及循环功能的改善作用越明显。目前英国所研制的加压背心方案(气囊分布在胸腹及大腿根部)已为许多国家所采用。若把气囊扩大到上肢，则可进一步提高余压值。加压背心的气囊与供氧调节器的出口、面具腔相连通。向囊内充压时，膨胀的气囊即对直接覆盖的体表施加与囊内压相同的均匀压力，而未被覆盖的部位则由被拉紧的衣面施加压力(图4－22)。当气囊对身体的包围角≥150°，衣面横截面周长与人体横截面周长之比≤1.1～1.2时，体表各处(除躯干的脊柱部位外)所受压力基本等于囊内压。为提高加压效果，在加压背心的背部(沿躯干的脊柱部位)装有一盲管气囊，利用减压后囊内气体自行膨胀对该部体表施加对抗压力。
  3．两类部分加压服的性能比较 侧管式部分加压服对体表加压不均匀(如对腋窝、肩胛间、腹股沟等部位无法加压)；拉力管充压后张紧作用不能适应呼吸周期的变化；吸气时胸廓扩张，施于体表的压力增加，导致吸气困难；呼气时胸廓缩小，施于体表的压力减小，使呼气困难。因此，着侧管式部分加压服加压呼吸时容易产生呼吸疲劳。
  囊式部分加压服对躯干加压较均匀，并可协助呼吸肌工作以改善呼吸条件。吸气时，囊内氧气输往面具内，不妨碍胸腔扩张；呼气时，由供氧调节器输来的氧气充入囊内，帮助胸廓回缩，以助呼气。因此，着囊式部分加压服加压呼吸时不易产生呼吸疲劳。囊式部分加压服除上述优点外，系统设备也较简单，如不需要压力比调节和加压顺序控制等机构。其缺点是气囊覆盖面积大，致使人体热负荷增大。对肢体加压则不及侧管式部分加压服全面。
  (五)全加压服
  全加压服(full pressure suit)又称“密闭飞行服”，是由不透气材料制成的密闭的服装。人体处在此密闭空间里，由输往密闭服内的气体对体表施加均匀、全面的气体压力。故它不但可以长时间防护缺氧，还可以对减压和低温提供防护。但由于该种服装热负荷大，需要空气通风设备，肢体活动也受限制，故航空中一般不用或少用，仅在长时间飞行的高空侦察机、海军飞机等特殊条件下使用。
  (六)航天服
  航天服(spacesuit)是在全加压服基础上发展起来的、保证航天员在航天过程中生命安全和执行任务的个人用防护装备。它能防护空间各种环境因素(低压或真空、缺氧或无氧、高低温、太阳辐射及微流星体等)对人体的危害。20世纪60年代初期发展的航天服结构较简单，属于个人救生装备，它和舱内生命保障系统(或供氧、服装压力调节装置)结合构成舱内航天服系统，当座舱气密性破坏时，自动工作，维持服装内一定压力和氧分压，保障航天员的生命安全。后来，随舱外活动的增多，又发展了舱外用航天服(图4－23)，增加了液冷降温结构，与便携式背包生命保障系统连为一体，构成独立的循环系统，可满足航天员出舱活动或登月考察等的需要。目前，航天飞机上面已不采用舱内用航天服；舱外用航天服正在向服装内压力更高、关节活动性能更好的研制方向发展。
  (七)苏－27战斗机供氧系统
  由于我军已引进苏－27战斗机并装备部队，故对苏－27的供氧系统作必要的介绍。苏－27战斗机供氧系统采用了供氧－抗荷一体化结构，由过去的两个独立气源(氧气和压缩空气)合并成一个气源(氧气)，简化了装备，使其具有抗荷与供氧两种功能，减轻了飞行人员的工作负荷。
  1．供氧系统的防护功能 苏－27供氧装备可有效地实施以下防护救生功能：10～20 000 m气密座舱条件下；以及0～12 000 m高度、非气密座舱条件下，飞行期内的供氧；212 000～20 000 m、非气密座舱条件下，短时间加压供氧，以供飞机下降到安全高度，12 000 m以上救生时间为3 min，20 000 m高度上救生时间为1 min；3过载2～9 G机动飞行中，实施抗荷防护和面具加压呼吸供氧，以保障飞行员短时间作战能力；4高空弹射跳伞时，弹射坐椅氧气系统可保证飞行员在3～4 min内下降到5000 m高度；5当需要在有害物质(毒气、生化、核子、细菌武器等)环境中执行飞行任务时，可使用飞行防毒面具组成的氧气防毒面具和防毒箱，以便在地面、飞行、弹射，及着陆后保护飞行员呼吸系统、视觉器官及面部皮肤免受有害物质伤害；6水上低高度弹射跳伞时，可保证落水飞行员从水下4 m深浮上水面的用氧，其时间为3 min。
  全套防护装备(包括随身应急备用品)不仅保证飞行员在飞机所有飞行高度、机动过载和有害环境下，而且在跳伞降落到陆地(气温不低于－30℃，风速不超过5 m/s)、水面(漂浮12 h，水温不低于0℃，空气温度不低于－15℃)和污染地区时，具有必要的生存条件和工作能力。
  2．供氧系统组成及特点 苏－27飞机供氧系统主要由氧源、氧气开关、氧气减压器、机上供氧调节器、氧气调节器、断接器、抗荷调节器、压力比调节器、氧气控制活门、氧气指示器、弹射坐椅氧气系统组成。与供氧面罩、代偿服、保护头盔、抗荷服构成全套氧气系统。
  (1)氧源 由机上氧源和跳伞供氧器氧源组成，机上氧源采用高压气氧，氧源容器为2个10 L玻璃钢氧气瓶，额定压力为20.6 MPa(210 kg／cm2)。贮氧压力的提高使贮氧量相对国内典型系统(额定压力为150 kg／cm2)增加了约35％。这主要是为抗荷系统改用氧气后，增大了系统耗氧量而设计的，可以满足常规飞行4.5 h供氧。跳伞供氧器的氧气瓶容积为0.7 L，供氧时间为10 min，并可保证20 L/min通气量条件下5 min的供氧。
  (2)供氧调节器 由机上供氧调节器和跳伞供氧调节器(因安装在断接器上又称椅装式调节器)组合实现的。苏－27供氧系统的不同点在于调整了机上供氧调节器与跳伞供氧调节器的功能分配，将肺式机构和空气混合器吸气活门设在跳伞供氧调节器上，使从面罩至肺式机构的距离大大缩短，从而减小了呼吸死腔和吸气阻力。机上供氧调节器具有氧气减压(将氧气减压器提供的0.8～1.2 MPa压力的氧气减压至0.28～0.38 MPa)、高度供氧率调节、连续大量供氧启动、辅助供氧、应急供氧等功能。在1500～2000 m，机上供氧调节器根据高度自动给跳伞供氧调节器输送氧气，跳伞供氧调节器上肺式机构自动调节与空气混合器吸气阀门进来的空气，为飞行员提供混合气体；在2000～8000 m机上供氧调节器向跳伞供氧调节器提供0.2～10 L/min供氧量，跳伞供氧调节器自动与空气调节，满足各高度吸入气体氧分压的要求；高度超过8000 m，机上供氧调节器输出足够压力的氧气使跳伞供氧调节器的空气混合气吸气活门关闭，系统供纯氧。当座舱高度超过12 000 m时，机上供氧调节器根据高度调节面具内余压，并提供200 L/min 的连续流量，进入到跳伞供氧调节器和压力比调节器，开始给供氧面罩和代偿服加压。正常情况下代偿服管路内的余压是面罩内余压的3.2倍。
  (3)抗荷调压器 抗荷调压器能够感受到飞机过载飞行时的过载值(G)，并迅速传入到压力比调节器给抗荷裤加压，保证飞行员耐受6 G的过载，如果同时面罩进行加压呼吸，可以再提高3 G。实际工作时，加压呼吸调节器从2 G开始工作，加压值随过载值的增加呈线性增加。
  (4)高空代偿服 与系统配套代偿服为背心式高空代偿服，其面料采用阻燃、高强度、抗老化材料。高空代偿服前襟开口处设有一条自封拉锁，便于穿脱。在背心式高空代偿服的前胸和两侧，沿躯干和两下肢设有调节绳，用于调节松紧。在背心式高空代偿服内装有由气密织物制成的代偿气囊，在服装上装有2种类型的气囊，即代偿气囊和抗荷气囊，分别放置在前胸、腹部、大腿和小腿。背心式高空代偿服气囊的代偿面积小于欧美国家的囊式面积。背心式高空代偿服共有12个号，每件重量小于4.65 kg。全套背心式高空代偿服中还配套有代偿袜，代偿袜共有4个号码，将其调紧，有利于抗过载。
  背心式代偿服上缝有3个口袋，大腿左侧的用于存放防毒装具；右侧口袋用于存放手枪和伞刀。两个口都有自封拉锁拉合。在小腿部位的口袋用于存放地图。
  高空代偿服有内装式通风系统，由机载系统工作。在背心式代偿服的气密囊下缝有通风系统管路，其分布于前胸和下肢部位。通风管路是有三维织物制成的气密套，气体通过气密套上的小孔流出。用于＋50℃～－50℃的环境温度的通风防护。
  (5)飞行保护头盔 保护头盔的功能有：保护飞行员头部在飞行中和弹射跳伞时不受到伤害；具有防眩和抗吹拂作用；耳机、喉头送话器用来与地面、空中双向无线电通话联络，并具有防噪音的功能。保护头盔还可以与相关附件配套将贴合式瞄准具固定在盔帽上，瞄准具可以控制武器系统自动跟踪瞄准目标，使飞行员目标瞄准更加方便、可靠，缩短了武器瞄准发射时间，提高了击中目标几率。从总体上提高了飞机的技战术水平。
  (八)YX－9供氧系统
  YX－9供氧系统是与机载分子筛制氧氧源配套使用的新型供氧系统，采用肺式加压供氧原理，具有正常供氧、氧源自动转换、加压呼吸抗荷、高空加压供氧、离机后供氧防护的能力。个人防护装备有加压供氧面罩、管式代偿背心和代偿抗荷两用裤等，使用高度及配套装备见表4－5。
  三、航空供氧系统的选择
  对于不同机种，应根据其性能、任务、座舱压力制度、座舱减压发生概率、减压特性、救生方案及个人防护装备配备情况，进行全面考虑，配备适合的航空供氧系统。
  军用飞机增压座舱均采用低压差制，最大座舱高度可达7000～8000 m。在高空一旦发生减压，飞行人员将暴露于更高的高度。故座舱性能完好时，亦须进行一般供氧；在12 000 m以上高空发生迅速减压时，须立即转为应急加压供氧。因此，应配备具有断续式供氧性能和加压供氧性能的供氧系统。
  目前各国采用的加压供氧总压值基本有三种，但供氧装备配套使用方案却很多，表4－6和表4－7分别列出侧管式部分加压服系统和囊式部分加压服系统的配套方案、压力制度、使用高度和应急使用时间。
  具体选择时，对高空侦察机、战略轰炸机等机动性能要求不高的飞机来说，因高空飞行的高度高、时间长，座舱减压后往往不能立即下降到安全高度，故可采用总压力值较高、配有密封加压头盔、体表加压较完全的加压供氧装备。歼击机，虽升限较高，但多在中低空活动，即使在高空发生座舱减压，亦可于短时间内降至安全高度；再者，此类飞机机动性能较高，故只宜配备总压力制度较低的轻便型加压供氧装备，以减轻负担，保证飞行人员的操纵和工作能力。选择时应力求避免使用密封加压头盔，并尽可能采用体表加压面积较小的装备。近年研究证明，使用加压供氧面罩＋代偿背心＋抗荷裤等装备组成的系统，并调整抗荷裤囊内压力使之为面罩余压的4倍，可在总压力为13.3 kPa(100 mmHg)条件下保证24 000 m高度停留1～2 min。在24 000 m高度停留期间，虽然动脉血氧饱和度已降至65％，但被试者意识仍然清楚。这种防护服装又称“双压制部分加压服”。
  我国空军航空医学研究所曾提出用单一总压制为(16.0±0.53)kPa[(120±4)mmHg]，并用侧管式代偿背心与侧管式抗荷裤的不同配套方案予以保证。如用加压供氧面罩＋侧管式抗荷裤、加压供氧面罩＋侧管式背心＋侧管式抗荷裤，可分别保证在14.5 km、16 km及18 km高度停留3 min，其血氧饱和度分别为88％、84％及80％。
 
第四节 航空供氧装备的生理学要求
 
  一、一般供氧装备
  (一)供气(氧)量 
  供氧调节器输出的气体量(氧－空气混合气或氧气)应能满足飞行条件下飞行人员肺通气量变化的需要。在确定机上氧源贮氧量时，亦须以飞行中飞行员的肺通气量数据为依据。
  飞行条件下可能影响肺通气量的因素很多，如体力负荷、精神紧张、高温、缺氧、二氧化碳过多以及加压呼吸等，而且有很大个体差异。表4－8为飞行人员不同体力负荷时的肺通气量数据。
  在飞行过程中，飞行人员体力负荷并不大：好天气飞行时，其氧耗量只相当于从事“很轻的工作”的水平，肺通气量约为10～15 L／min(BTPS)；恶劣气候条件下飞行氧耗量也不会超过“轻工作”水平，肺通气量约为15～20 L／min(BTPS)。在确定机上氧源供氧量时,还应考虑各种状态下肺通气量的持续时间及一些其他因素。英国按肺通气量25 L/min(BTPS)计算军用飞机的供氧量。
  (二)呼吸气体流率
  在一个呼吸周期中，呼吸气体进、出呼吸道的流率变化非常迅速，故供氧系统应具有符合飞行人员呼吸气体流率变化要求的流量特性。要求供氧调节器具有良好的跟随性，按人体吸气流率变化输出气量，并且能在高流率下保持较低气流阻力。图4－24为不同体力负荷时的呼吸气体流率变化。
  图4－24中曲线A系处于静坐条件下的呼吸气体流率曲线：在吸气的最初十分之几秒内，吸气流率迅速增长，稍后渐趋缓和，吸气最大流率约为30 L/min(BTPS)(称“峰值流率”)；随后气体流速先缓慢，后较快地下降到零点，接着转入呼气；呼气时相占时稍长，呼气峰值流率也较低；呼气结束后可有一短暂停顿，即转入下一个呼吸周期。吸气峰值流率与肺通气量之比约为3 ∶1。在400(kg·m)／min的中等体力负荷(曲线B)时，峰值流率增加，呼吸周期缩短，而吸气时相比呼气时相更短，吸气峰值流率与肺通气量之比约为2.5 ∶1。在1000(kg·m)／min的重体力负荷(曲线C)时，吸气峰值流率可较静坐时大6倍以上，呼吸周期更短。此外，飞行中通话活动可使吸气峰值流率增大为不讲话时的3～4倍。
  考虑到呼吸气体流率有明显的个体差异，Ernsting(1978)提出，供氧调节器应能满足吸气峰值流率180 L/min(BTPS)的生理要求。飞行人员呼吸生理数据可参考表4－9。
  (三)外加呼吸阻力
  使用供氧装备对呼吸气流增加了额外的阻力。吸气阻力来自供氧装备的面具的吸气活门、供氧调节器的肺式活门和输氧软管；呼气阻力来自面具的呼气活门。外加呼吸阻力的大小可由克服阻力所需的内外压差来表示。吸气时面具内相对于外界大气的最大负压值即表示供氧装备的吸气阻力。呼气时面具内相对于外界大气的最大正压值即表示供氧装备的呼气阻力。装备一定时，阻力的大小还与肺通气量、呼吸频率、呼吸气体流率、速度及压力因素有关；大通气量、低高度时，其阻力值增大。
  供氧系统吸气阻力为供氧调节器阻力与输氧软管阻力之和。一般在流量较小时，前者是主要的。随着系统流量的增大，供氧调节器的阻力愈加减小，而输氧软管的阻力则不断增大。甚至供氧调节器的阻力可减小到零，系统吸气阻力几乎全部来自输氧软管。目前许多国家的一些机种，把供氧调节器安装在坐椅上，使管路缩短，可减小阻力。呼气阻力的大小主要与肺通气量的大小、面具呼气活门的类型和性能有关。
  外加呼吸阻力对呼吸型式及通气功能的影响大致如下：1呼吸气体流率改变。一相阻力增大，则该相呼吸气体流率曲线即由近似正弦波形转变为更接近矩形或变平坦的波形，最大及平均呼吸气体流率降低；另一相则可能发生相反变化，流率曲线更接近三角形状，流率增大。如两相阻值皆增大，则视其阻力比例而发生相应变化。2呼吸周期延长。如只一相阻力加大，则该相持续时间延长；如两相相等，则阻力较高的时相持续时间相对延长较多。3呼吸道各部位压力增高。在一定范围内，克服阻力所消耗的附加呼吸功率随阻值呈线性增加。阻值保持一定，联合阻力负荷所消耗功率最高，施于吸气相者次之，呼气相者最低。机械效率亦呈上述关系。4阻力性负荷可使潮气量增大、呼吸频率减慢。阻力施加于整个呼吸周期时变化最显著；仅限于呼气相者，次之；吸气相者，最轻。一定负荷范围内，肺通气量可维持相对稳定。阻力 > 700 mmH2O·s／L(为正常肺－胸系统非弹性阻力20倍以上)，肺通气量开始显著降低。同时有较大运动负荷时，阻力负荷较易引起肺通气量降低。5呼吸功增加。呼吸功等于平均口腔压力与肺通气量的乘积，阻力加大时，口腔压力升高，故做功量增加。人体正常呼吸时，仅吸气相做功，呼气时，靠胸肺系统弹性回缩，本身不做功。当外加呼吸阻力存在时，吸气与呼气均做功，呼吸肌容易发生疲劳。
  目前航空供氧装备容许的阻力标准各国不尽一致。根据我国军用标准(GJB 1013－1990)，在地面、吸混合气与无安全压力下实用容许界限，按表4－10规定执行。
  (四)安全余压
  安全余压(又称“小余压”)是在面罩腔内建立稍高于外界压力的微小正压。其目的是防止面罩不合适或佩戴不妥时空气及有害气体向内渗入，造成吸入气氧浓度下降或中毒。建立安全余压的起始高度一般为4000～7000 m，最高不超过9000 m。安全余压值一般不希望过大，以免引起“灌气”的不适感和增大呼气阻力。
  对安全余压的标准，世界各国尚不统一。美国对一般供氧装备的规定是，在10 000 m高度以下安全余压值不超过0．39 kPa(40 mmH2O)，并在中等肺通气量时面罩内不出现负压。我国空军航空医学研究所对加压供氧装备提出了如下建议：建立安全余压的高度应在5000～7500 m范围内，断开高度不低于4000 m；不呼吸时，面具腔内的安全余压应在0.15～0.39 kPa(15～40 mmH2O)范围内。
  二、加压供氧装备
  加压供氧装备既具有一般供氧装备的性能，又具有加压供氧的性能：在座舱密封增压性能完好时，进行一般供氧；在12 000 m以上高度座舱发生迅速减压时进行应急加压供氧。因此，除应满足一般供氧装备的生理学要求外，还应满足加压供氧装备的特殊生理学要求。
  (一)迅速减压瞬间保证肺部卸压
  当座舱发生迅速减压时，由于肺内气体迅速膨胀，可造成一过性肺内压升高。如呼气活门性能不良、输氧管路系统容积较大，则可使其峰值进一步升高，持续时间进一步延长。
  使用侧管式部分加压服时，由于侧管服系统在迅速减压过程中不能立即建立体表对抗压力，因此保证肺部安全卸压显得特别重要。故在供氧调节器内设有卸压机构，保证体表未建立对抗压力之前肺内余压不致超过危险的程度。人可耐受的一过性肺内余压峰值可达9.8 kPa(1000 mmH2O)，而对供氧系统则要求保证在座舱发生减压时、体表无对抗压力之前，面具内的余压峰值不应大于8.8 kPa(900 mmH2O)，作用时间不大于0.3 s。
  使用囊式部分加压服时，由于减压前系统已建立了安全余压，减压时气囊内已有充足气体自行膨胀对胸部体表施加对抗压力，防止胸廓及肺过度扩张，故无须在调节器内专门安装卸压机构。
  此外，对输氧管路及面具死腔容积也要限制，对必须使用长输氧软管的机种，应根据可能发生的迅速减压条件，提出管路容积容许范围。
  (二)面具腔内余压值达到规定值的时间
  在12 000 m以上高度座舱发生迅速减压后，肺泡气压力与环境压力很快平衡，以致肺泡内氧分压降到很低的程度，引起暴发性高空缺氧。即使减压前呼吸纯氧，也很难避免减压后肺泡气氧分压在短时间内降至临界水平4.0 kPa(30 mmHg)以下，而引起一过性脑功能障碍或者意识丧失。人体实验证明：如突然减压到16 000 m以上高度，无论吸入气体的氧浓度为多少，人的意识时间均为12～15 s左右；完全不发生一过性意识丧失的安全暴露时间仅有5～6 s。为避免在转入加压供氧的过程中发生一过性意识丧失，与侧管式部分加压服配套的系统，均要求应在减压后3～5 s内在面具腔建立起规定的余压值。如前苏联кл－52M供氧装备即具有在减压后3.5 s内达到规定余压值的性能。我国生产的YX系统供氧装备则规定为3.5～5 s达到所要求的余压值。
  与囊式部分加压服配套的系统，由于面具和加压气囊是用软管直接连通的，减压后二者同时进行加压，能自动提供保护，故无须提出建立余压值的时间要求。这类系统一般在减压后5 s左右能使吸入气氧分压达到应有值的90％。
  (三)加压顺序控制
  如采用侧管式部分加压服，为保证加压的安全性，必须严格按照一定顺序给拉力管和面具加压，以避免造成肺部气压性损伤。因此，需要有特殊的加压顺序控制，使体表加压稍超前于面具加压，或保证同时加压。就对肺的保护而言，前一种方式优于后者，但对及时供氧又有不利的一面。我国的YX系统和前苏联的KKO系统都采用体表加压超前的加压顺序。其基本要求是：在减压过程中保证肺部卸压的同时，快速给拉力管内充压为体表建立最初的对抗压力；约2 s后开始向面具内供纯氧，并迅速建立余压；约5 s内建立起终末高度要求余压值的90％；9 s内使对抗压力和余压符合减压高度应有值。
  与囊式部分加压服配套的系统则不需专门机构控制加压顺序。
  
第五节 使用航空供氧装备的卫生指导工作
  
  供氧装备能否有效地发挥其防护作用，除装备本身的性能之外，还要通过飞行人员的正确使用、特设人员的精心维护和航空军医的卫生指导工作来实现。
  一、航空用氧的卫生学检查
  航空用氧的纯度必须在99.2％以上，水汽含量不得超过0.07 mg／L，无异常气味。为避免与工业用氧相混，在氧气瓶上都标有“高氧”字样。了解氧气是否符合要求，首先要看瓶上的标签，如出厂日期，有条件的单位应定期检测氧气的纯度、水汽含量及有否异常气味等。
  为了解贮氧量是否充足，起飞前要检查氧气瓶压力表的指示值。在使用中不允许把氧气压力用到30 kg／cm2以下。
  氧气是一种化学性质很活泼的物质，它能与许多物质发生激烈的化学变化而引起燃烧或爆炸。因此，在使用、保管和维护时，必须注意防止各种油脂与氧气接触。氧气系统周围不得有氢、甲烷和乙炔等易燃气体。氧气瓶要避免碰撞，不要长时间放置在烈日下或高温环境中。
  二、加压供氧服装装具的选配
  航空军医要根据飞行人员的头、面和体型特点，为他们选择合适的供氧面具、代偿服、代偿手套及代偿袜等，并指导他们正确地使用。
  首先根据所需装备进行有关项目的人体测量。根据测量结果选择合适的供氧装备。再经试穿、试戴及调带。调好后，固定调整绳，待用。
  合适的供氧面罩，应该是不漏气，不压迫鼻部，不妨碍说话，不引起压痛。合适的加压头盔不应压迫头部、颜面隆起部及耳部，密封颈套应紧贴颈部而无压迫感。合适的代偿服应合身，不应妨碍四肢活动及下蹲动作，胸部没有压迫感，加压时对体表所施加的压力应与面具内余压相当。
  供氧服装装具选配合适后，不得任意更换或松动。代偿服使用一段时间后，还要按规定进行耐压试验。面罩的鹿皮边要经常擦洗，保持清洁。加压头盔的面窗要防止碰撞，以免划伤而影响其光学特性。
  飞行前，航空军医要检查飞行人员的着装，看其是否正确、完好，供氧系统是否正常。
  三、苏－27战斗机供氧与抗荷的航卫保障
  由于苏－27战斗机加速度G值高，作用时间长，G值增长率快，所以要求飞行员应有良好的加速度耐力，才能适应这种现代高性能歼击机的飞行要求，而且由于加压供氧与抗G装备融为一体，随加速度G值的上升，氧气面罩内余压值升高，飞行员身体表面代偿服抗荷囊或抗荷裤内的压力也随之升高，飞行员相应地产生肌肉紧张、肌张力增高。因此，对苏－27供氧装备的航卫保障，应按下述要求实施。
  (1)指导飞行员按个人身高、胸围、头、面和体型特点选配一套合适的个人防护装具(代偿服，氧气面罩，保护头盔等)；指导飞行员调整好代偿服各部分调节绳的松紧度。在最大吸气量时，背心代偿服胸部、腰部和下肢的松弛量为2～3 cm 。
  (2)飞行前注意检查飞行员个人防护装具是否符合航空卫生要求。如按《CY－27CK飞行员驾驶守则》规定，超过3 G的飞行必须穿代偿服；所有飞行都要使用氧气面罩。注意督促和抽查氧气面罩是否整洁卫生，有否霉变，面罩与飞行员面部是否紧贴，气密性如何等。
  (3)指导督促飞行员进入座舱后检查供氧、抗荷救生系统可靠性，如机上冷气系统压力应不低于185 kg／cm2；在未经充气而再次飞行时，冷气压力不应低于120 kg／cm2。机上氧气系统压力为150～210 kg／cm2，若飞行中氧气压力标示在氧气信号量刻度尺的红线处(20 kg/cm2)。则应中止任务下降到4000 m以下返航；弹射坐椅应急氧气瓶中的氧气压力应为170～180 kg／cm2，如飞行中出现机上供氧系统故障时，应立即接通弹射坐椅右侧应急供氧手柄，由跳伞供氧系统供氧，并以最大可能的下降速度降低到4000 m以下；熟悉呼吸混合供氧和吸纯氧的显示标志。应检查氧气设备在无余压和有余压时工作情况以及抗过载情况，并要求所戴面罩在有余压和模拟过载条件下进行气密性检查。
  (4)为适应飞行中随G值升高使用加压呼吸的要求，航空军医应在地面指导督促飞行员进行加压呼吸锻炼，使之明确加压呼吸锻炼的意义和习惯于以呼气为主动的呼吸方式。
  四、地面加压呼吸训练
  根据有关条例规定：“在有加压供氧设备的飞机上飞行的人员，首次进入平流层飞行训练前，应组织进行地面加压呼吸训练。”其目的在于：熟悉全套高空供氧系统的工作原理和正确使用方法，以消除不必要的顾虑，增强信心；体验加压呼吸的生理影响，掌握加压呼吸的要领，以提高对加压呼吸的耐力。加压呼吸训练，一般可进行两次(隔日一次)。
  1. 训练前准备工作 1卫生教育，包括高空环境因素对人体的影响、供氧服装装具的  防护原理、加压呼吸对人体的影响及呼吸要领等；2身体检查，应着重耳鼻喉科及内科检查，凡符合放飞条件者均可进行该项训练；3供氧服装装具的选配。
  2. 加压呼吸训练 用YD－地面加压供氧锻炼器进行。加压呼吸训练的方法步骤见表4－11。
  加压呼吸过程中，要用鼻吸气，用嘴呼气，以腹式呼吸为主，并保持深而慢的节律(最好控制在8～10次／min)。要练习讲飞行中常用的短语。主持训练者要注意观察被训练者的面部表情及精神状态，以及呼吸、脉搏、血压和心电等生理指标的变化情况。凡出现下列情况之一者均应中止训练：1有明显过度通气或感到呼吸阻力过大而出现呼吸困难；2收缩压低于11.3 kPa(85 mmHg)；3脉搏细小或由快突然变慢至正常以下；4面色苍白、出冷汗等。
  3. 训练结束后的工作 询问其主观感觉，继续观察生理指标的恢复情况，最后做出是否需要再次训练的决定。
  根据有关条例规定，在平流层飞行之前，还应结合检查机上供氧系统的工作情况，进行短时间的机上加压呼吸训练。
  五、模拟飞行条件下的加压呼吸训练
  此项训练在低压舱模拟上升及迅速减压条件下进行。其目的在于：使飞行人员体验在高空迅速减压条件下加压供氧的高空防护作用及生理影响，以建立使用加压供氧装备的信心；结合低气压环境条件的实际，学习加压供氧装备的使用方法及临时故障的排除方法；进一步考验有无潜在的危险因素，以便尽早排除。
  参加训练的飞行人员，必须是地面加压呼吸训练合格，并符合平流层飞行放飞条件者。为保证安全，还应做二阶梯负荷试验及拍胸部X线片检查，并于低压舱上升前一天改用高空膳食。上升前依上升高度及停留时间的不同，吸氧排氮0.5～2 h。如须戴加压头盔上升，则可先用供氧面罩吸氧排氮，待排氮完成后再迅速换上加压头盔，以减轻疲劳。低压舱上升方案，因所用加压供氧装备类型而异。即使同一装备，各国做法也不尽一致。图4－25为上升方案之一。在训练中更须做好卫生监督工作。
小  结
 
  为了防止航空航天活动中急性高空缺氧对机体的影响，通常采用密封增压座舱与供氧系统进行防护。民航客机突然失去密封的几率非常小，故仅采用高压差密封增压座舱即可防护急性高空缺氧的影响。由于军用飞机失去密封的几率大，故采用低压差密封增压座舱与供氧系统联合使用来进行防护。
  航空供氧系统采取两种方式进行供氧：一是增加吸入气体氧浓度的一般供氧；二是增加供氧压力的加压供氧。一般供氧系统是一种常规方式的供氧，在飞机座舱不失密的条件下，只须使用这种供氧系统。它可分为连续式和断续式两种供氧方式，依机种与保障的肺泡气氧分压水平的不同，有四种供氧标准。当飞机座舱失密且座舱高度大于12 000 m时，自动转为加压供氧，它是为保障飞行员不发生暴发性高空缺氧，且能驾驶飞机下降至安全高度而进行的供氧，这种供氧仍存在中至重度急性高空缺氧。为减轻加压供氧对机体的不良影响，只采取连续供氧方式，根据配备的供氧装备与保障的飞行高度不同，目前有三种供氧标准。
  由于加压呼吸是一种异常的呼吸模式，故对呼吸、循环功能和头颈部以及人体体表产生明显的影响，随余压值的增加与躯干、四肢对抗压力的实施，对人体上述系统的影响会有所差别。
  一般供氧装备在设计时，在供气量、呼吸气体流率、外加呼吸阻力与安全余压等方面应符合人体生理学要求；加压供氧装备除符合一般供氧装备的要求外，还应该在迅速加压瞬间保证肺部卸压；使面具腔内余压在安全时间内达到规定值；并使体表加压稍超前于面具加压。
  航空供氧系统除供氧外，还具有其他的多种功能。航空供氧系统主要由氧源、供氧调节器、供氧面具与部分加压服等组成。现代军用飞机如苏－27则采用抗荷－供氧一体化的装备。
 
思考题
  1. 军事与民用航空飞机，各使用哪些装备对急性高空缺氧进行防护？
  2. 一般供氧与加压供氧的原理有什么不同？使用范围存在哪些差异？
  3. 加压供氧在何种条件下才使用？在这些条件下使用加压供氧能否保障不发生急性高空缺氧？如果仍存在急性高空缺氧，则其使用价值何在？
  4. 一般供氧与加压供氧装备应符合哪些生理学要求？
  5. 航空供氧系统具有哪些功能？其主要组成是什么？

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