‌航空系统上的高温，通常有如下三个来源：

• 第一，来自飞机的动力系统，即飞机的引擎和排气装置。引擎燃烧室的温度可以高达几千度，飞机控制系统需要实时监测燃烧的状态，通过调节燃料和空气的比例来控制燃烧过程，以求实现最高的燃烧效率。为了实现对引擎高效的实时监测和控制，相关传感器和电子器件需要尽可能地靠近引擎，视具体配置位置，有可能需要耐受300~600°C的高温；
• 第二，飞机在高速飞行时，飞机表面与空气摩擦生热。超音速飞行时，机体表面的温度可高达200℃以上；超音速飞行的飞行器在大气环境中降速时，机体前端由于空气的压力和摩擦所产生的热量尤其大，往往还需要配备额外的热防护层；
• 第三，是电子元器件自身发热。所有电子元器件都有一定的内部耗散功率，如果导热和散热设计不良，特别是在高空飞行的空气稀薄的环境，设备内部的温升过高，将会导致非常严重的可靠性问题。

面对飞机上的热源和高温环境，为了保护其电子元器件，传统的做法是在布置电子设备时尽量规避高温区，或外加热防护系统，如配备环境控制系统（Environment Control System, ECS）。例如，在早期的集中式FADEC系统中，发动机周边的传感器信号，被用屏蔽电缆馈送到远端的中央处理机处，而中央处理机一般安装在有空调或冷却装置控制温度的舱室中。当所有的传感和执行信号都必须送到一个中央处理机进行集中处理时，飞机上就要布设复杂、庞大的线束，既占用飞机的宝贵体积，也增加了飞机的重量，并带来了更多的可靠性、安全性问题。

在某些受限的情况下，温度问题就成了设计瓶颈。例如，飞机的武器系统通常被安放或挂载于机翼和机体下方，其电子控制装置通常已经没有空间去配备冷却系统了；即便有些情况下可以配置冷却装置，铺设的液体管道和线束，也会带来复杂的可靠性问题。

对技术平衡点的选择历来是工程设计中的一个复杂的综合考虑过程。目前，基于传统体硅半导体性能，航空应用一般将环境温度极限标准定格在最高110℃，而最高结温为125℃以下，实际上，现在许多航空应用将结温控制在约60℃左右，主要原因受限于体硅半导体器件的性能。要维护电子元器件的限制温度对飞机是很大的负担，尤其是在空间受限的机翼区域则更加困难。冷却系统通常需要占用飞机重量的10%（功率约50KW），严重影响飞机的整体性能。如果能将壳体允许最高温度仅提升至150℃，并适当提高结温的控制温度点，也许有一些位置的冷却装置和环境控制系统就不再需要了。这样一来，体积、重量、功耗和成本都可以节省。总之，电子元器件的耐高温性能对飞机整体性能的改进有着很大的影响。

在实际设计应用系统的时候，人们总是会受到材料的限制，而必须作相应的综合考虑和妥协以实现可接受的设计。也就是通过平衡材料和技术的极限，正如通过平衡机体材料的强度和重量，怀特兄弟能够实现他们的首次飞行。之后人们通过不断地采用新材料和新技术，不断在新的平衡点实现新型的飞机设计，不断改进和创造出新型飞机。航空电子系统的作用也就是如此，它作为现代飞机的重要部件，关系到飞机的发动机和飞行状态控制、通讯遥感和导航、武器系统（如火控、制导和电子对抗）等等。飞机的应用目标和环境对电子元器件有其特殊的要求，往往新型的电子器件不仅能提升飞机的效率，而且还能促成实现全新的设计理念。因此，耐高温的电子元器件也一直为航空航天领域所重视。

从1970年代起，基于机械、液压驱动和混合模拟发动机控制的数字化、集中式FADEC已经走过了60多年，目前已经是各种飞机电子控制系统的标配。近年来该领域的发展转向了“分布式FADEC”，这主要是因为：

• 飞机减重的要求。经典的FADEC要求需要通过笨重的屏蔽线束回传传感器信号，经过中央计算机的计算、处理，发布指令指示执行机构进行动作，这些传输需要复杂、昂贵、笨重的多芯线束和连接器，既占用了较大的体积和重量，也带来了更多的可靠性问题；先进的飞机越来越多的采用分布式FADEC以获得显著的改善。在分布式FADEC体系中，信号经常只需使用4线制的轻量线束传输（一对差分数字信号，一对电源和地线），大大简化了线束，消灭了传统航空接插件的绝大多数额外的引脚，既简化了防护，又显著的减少了接插件的数目和重量；
• 分布式控制要求传感器和执行机构，甚至其电源管理系统尽量分散且接近任务现场。例如，发动机信号测量需要紧邻发动机（环境温度高达300-600°C），而机翼动作执行机构需要贴近目标机翼，等等。这些地方往往无法配备水冷机构，只能依赖风冷或机体背板自然冷却，因而需要电气系统具备耐高温特性；

另外，执行机构的电气化也使得分布式设计越来越容易达成，其系统响应速度远远高于传统的集中式系统架构。过去飞机的调姿转向等动作主要依靠液压或气动部件实现，这些部件依赖于精密机械配合，制造成本高、故障率高而可维性差；而电机驱动式的“固态”执行器，响应速度快，重量轻体积小，故障率低而可维性高；据估计，一体化的电机执行器响应时间仅为液压执行器的五分之一以下，同等驱动功率时的体积和重量仅为后者的三分之一以下。基于体积重量和可靠性的原因，飞机中的电机系统一般不允许再配备液体冷却机构，只能依靠风冷和背板自然冷却，因此其配备的电力电子的耐高温能力面临很大的挑战。

总之，飞机系统因自身高温环境（如发动机周边）传统上需要高温器件支持之外，近年来飞机系统的分布式控制设计趋势，和执行系统由液压和气压传动向电机传动转变的趋势，都在推动着对高温电子技术的新的需求。