飞机总体设计-7第七讲-动力装置及燃油系统

1、 飞机系飞机系航空科学与工程学院航空科学与工程学院飞机总体设计飞机总体设计第七讲第七讲 飞机设计的依据主要设计参数选择飞机总体布置飞机总体布置和几何建模和几何建模飞机性能综飞机性能综合分析评估合分析评估总体布局设计总体布局设计经济性、环经济性、环保性分析保性分析多学科设计多学科设计优化优化(MDO)配平型式选择配平型式选择机舱与装载布置机舱与装载布置机翼参数选择机翼参数选择推进系统设计推进系统设计尾翼参数选择尾翼参数选择起落架布置起落架布置权衡分析结构布局结构布局及重量及重量本讲内容在设计流程中的位置本讲内容在设计流程中的位置2第七讲第七讲 动力装置及燃油系统动力装置及燃油系统 7.1 发动机

2、类型与选择发动机类型与选择 7.2 发动机在飞机上的布置发动机在飞机上的布置 7.3 发动机尺寸发动机尺寸 7.4 进排气系统设计进排气系统设计 7.4.1 进气系统设计进气系统设计 7.4.2 排气系统设计排气系统设计 7.5 燃油系统燃油系统37.1 发动机类型与选择发动机类型与选择v不同类型的发动机有适用的高度与速度范围不同类型的发动机有适用的高度与速度范围v根据飞机的用途和性能选择根据飞机的用途和性能选择Ma数数47.1 发动机类型与选择发动机类型与选择v 飞行速度飞行速度300400km/h（不高于（不高于Ma0.3）活塞式发动机活塞式发动机v 飞机速度在飞机速度在700-800km

3、/h涡轮螺旋桨发动机涡轮螺旋桨发动机 涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机涡轮桨扇发动机涡轮桨扇发动机57.1 发动机类型与选择发动机类型与选择v 亚声速客、货机（高于亚声速客、货机（高于Ma0.65）不带加力燃烧室的高涵道比涡扇发动机不带加力燃烧室的高涵道比涡扇发动机v 超声速机动飞机超声速机动飞机涡轮喷气式发动机涡轮喷气式发动机带加力燃烧室的低涵道比涡扇发动机带加力燃烧室的低涵道比涡扇发动机67.1 发动机类型与选择发动机类型与选择带加力燃烧室的低涵道比涡扇发动机带加力燃烧室的低涵道比涡扇发动机F119-PW-100加力式涡扇发动机加力式涡扇发动机 77.1 发动机类型与选择发动机类型与选择v 飞

4、行速度超过飞行速度超过3000km/h的飞机的飞机冲压喷气发动机冲压喷气发动机火箭发动机火箭发动机其他类型的喷气式发动机其他类型的喷气式发动机 （如适用于（如适用于Ma 56的脉冲式喷气发动机）的脉冲式喷气发动机）87.2 发动机在飞机上的布置发动机在飞机上的布置v 典型安装布置形式的优缺点典型安装布置形式的优缺点 （参见教材）参见教材）v 直观的回顾直观的回顾发动机安装在机身中发动机安装在机身中9v 直观的回顾（续）直观的回顾（续）发动机安装在机翼下面发动机安装在机翼下面7.2 发动机在飞机上的布置发动机在飞机上的布置107.2 发动机在飞机上的布置发动机在飞机上的布置v 直观的回顾（续）直

5、观的回顾（续）发动机配置在机身尾部发动机配置在机身尾部117.2 发动机在飞机上的布置发动机在飞机上的布置v 直观的回顾（续）直观的回顾（续）发动机安装在翼根上发动机安装在翼根上发动机配置在机翼上方发动机配置在机翼上方127.2 发动机在飞机上的布置发动机在飞机上的布置v 其他布置形式其他布置形式机翼中部机翼中部SR-71机身上方机身上方A-10机翼下方（无吊挂）机翼下方（无吊挂）XB-70、协和、协和、Tu-144137.2 发动机在飞机上的布置发动机在飞机上的布置v对装在飞机上的动力装置的要求对装在飞机上的动力装置的要求 动力装置引起的附加阻力最小动力装置引起的附加阻力最小 进气及排气系统

6、的布置应尽量发挥发动机的应有能力进气及排气系统的布置应尽量发挥发动机的应有能力 发动机推力轴线位置应尽量减少对飞机操纵安定特性发动机推力轴线位置应尽量减少对飞机操纵安定特性的影响的影响 应保证发动机的使用维护方便应保证发动机的使用维护方便 应防止跑道上的砂粒吸入应防止跑道上的砂粒吸入 应保证安全防水应保证安全防水 发动机固定接头应简单可靠发动机固定接头应简单可靠 应保证发动机易于拆装应保证发动机易于拆装 147.3 发动机尺寸发动机尺寸v 如果采用现有的发动机，其尺寸可以从制造如果采用现有的发动机，其尺寸可以从制造商获得商获得 对学习和概念研究而言，往往可以查到几何对学习和概念研究而言，往往可

7、以查到几何尺寸及基本性能，但获得详细性能数据并不现实尺寸及基本性能，但获得详细性能数据并不现实v 如果采用一台待定的发动机，其尺寸需要从如果采用一台待定的发动机，其尺寸需要从一些一些标称的发动机标称的发动机尺寸按比例换算得到，比尺寸按比例换算得到，比例系数按所要求提供的推力来确定例系数按所要求提供的推力来确定157.3 发动机尺寸发动机尺寸v 得到标称发动机可用的几种方法得到标称发动机可用的几种方法发动机公司提供的假想发动机数据（附录发动机公司提供的假想发动机数据（附录A.4 *）根据输入的涵道比、总压比和涡轮进口温度，计根据输入的涵道比、总压比和涡轮进口温度，计算任选的先进技术发动机的性能和

8、尺寸数据算任选的先进技术发动机的性能和尺寸数据假定新的发动机是一种现有发动机按比例的改型；假定新的发动机是一种现有发动机按比例的改型；或者是由于采用了新技术或者是由于采用了新技术,使性能有某些改进。使性能有某些改进。如在开始设计一架新战斗机时，可先用如在开始设计一架新战斗机时，可先用F-15、F-16的的F-100型发动机的尺寸和性能图表型发动机的尺寸和性能图表根据统计数据建立尺寸与推力、涵道比、根据统计数据建立尺寸与推力、涵道比、Ma数数间的参考拟合方程间的参考拟合方程* *附录附录A.4:2012.02.27 “A.4:2012.02.27 “飞机总体设计第二讲课件及参考飞机总体设计第二讲

9、课件及参考”167.3 发动机尺寸发动机尺寸v 发动机尺寸的换算发动机尺寸的换算“SF”实际需要的推力标称发动机真实推力实际需要的推力标称发动机真实推力长度长度 直径直径 重量重量L=5 . 0)(SFDD真实1 . 1）（真实SFWW 4 . 0）（真实SFL177.3 发动机尺寸发动机尺寸v 采用先进技术的作用采用先进技术的作用可以近似地假设燃油消耗减少可以近似地假设燃油消耗减少10%或者或者20%（或更多！）（或更多！），并使发动机重量减少了相似的，并使发动机重量减少了相似的百分数。百分数。v 发动机附件机匣的尺寸发动机附件机匣的尺寸机匣在发动机下方，附件包括燃油输入泵、滑机匣在发动机下

10、方，附件包括燃油输入泵、滑油泵、输出齿轮箱和发动机控制盒。油泵、输出齿轮箱和发动机控制盒。不同类型的发动机、其附件机匣的位置和尺寸不同类型的发动机、其附件机匣的位置和尺寸变化范围较大。在没有图样的情况下，附件机变化范围较大。在没有图样的情况下，附件机匣可假设向下延伸比发动机半径约大匣可假设向下延伸比发动机半径约大20%40%。187.4 进排气系统设计进排气系统设计v 进排气系统与发动机的关系不仅体现在气动进排气系统与发动机的关系不仅体现在气动力、热循环和相互匹配上，而且还体现在作力、热循环和相互匹配上，而且还体现在作为推进系统最基本的功能为推进系统最基本的功能产生推力上产生推力上v 对于喷气

11、式飞机，通过发动机座而产生的推对于喷气式飞机，通过发动机座而产生的推力可能仅为总推力的三分之一力可能仅为总推力的三分之一197.4 进排气系统设计进排气系统设计v 示例：典型的推进系统短舱在示例：典型的推进系统短舱在Ma=2.2飞行飞行时推力贡献的分布情况时推力贡献的分布情况发动机本身只贡献总推力的发动机本身只贡献总推力的8%左右左右排气喷管的推力贡献达排气喷管的推力贡献达29%进气道内的亚音速膨胀产生的正向力远大于外进气道内的亚音速膨胀产生的正向力远大于外部进气道系统产生的阻力，提供了最多的推力部进气道系统产生的阻力，提供了最多的推力207.4.1 进气系统设计进气系统设计v 进气系统的主要

12、用途进气系统的主要用途把进来的空气在能量损失最小的情况下减速到把进来的空气在能量损失最小的情况下减速到压气机要求的进口速度（压气机要求的进口速度（2.5的飞机，如的飞机，如B-70、SR-71同样存在启动问题，设计和调节复杂同样存在启动问题，设计和调节复杂 287.4.1 进气系统设计进气系统设计v 进气道形式选用准则进气道形式选用准则297.4.1 进气系统设计进气系统设计v 其他进气道型式其他进气道型式*CARET进气道进气道DSI进气道进气道 * http:/ 进气系统设计进气系统设计v 进气道主要参数确定进气道主要参数确定进口面积进口面积进气道进口面积也称捕获面积，是进气道进口进气道进

13、口面积也称捕获面积，是进气道进口的迎面投影面积的迎面投影面积 对初步布局和粗略分析而言，可以基于设计马对初步布局和粗略分析而言，可以基于设计马赫数和发动机质量流量估算进口面积赫数和发动机质量流量估算进口面积317.4.1 进气系统设计进气系统设计v 教材教材P.140最后一行表述与图最后一行表述与图7.13的不一致的不一致“如果发动机质量流量不知道，可以按发动机如果发动机质量流量不知道，可以按发动机进口前端面直径平方（进口前端面直径平方（cm2）的）的0.183倍倍来初估，来初估，或者按发动机最大直径平方的或者按发动机最大直径平方的0.12倍倍来初估。来初估。” （现代飞机设计现代飞机设计中的

14、图中的图10.13）327.4.1 进气系统设计进气系统设计v 公制下的新图表公制下的新图表根据设计根据设计Ma查出查出Ac/qm,fdj（m2/(kg/s)）如果质量流量未知，可以按发动机进口前端面如果质量流量未知，可以按发动机进口前端面直径平方（直径平方（m2）的）的127倍倍来初估来初估337.4.1 进气系统设计进气系统设计v 进气道主要参数确定进气道主要参数确定外罩外罩无论超声速进气道还是亚声速进气道，其外罩无论超声速进气道还是亚声速进气道，其外罩进口前端面可以不垂直于发动机轴线，而是大进口前端面可以不垂直于发动机轴线，而是大致垂直于巡航状态下当地的气流方向致垂直于巡航状态下当地的气

15、流方向如果飞机要在大迎角下工作，就需要在这些迎如果飞机要在大迎角下工作，就需要在这些迎角和巡航状态迎角之间进行折衷角和巡航状态迎角之间进行折衷347.4.1 进气系统设计进气系统设计v 进气道主要参数确定进气道主要参数确定唇缘唇缘对于超声速进气道，外罩唇缘应该接近尖的。对于超声速进气道，外罩唇缘应该接近尖的。典型地说，其唇缘半径应该是进口前端面半径典型地说，其唇缘半径应该是进口前端面半径3%5%对于亚声速进气道，其唇缘半径应该是进口前对于亚声速进气道，其唇缘半径应该是进口前端面半径端面半径6%10%内侧唇缘半径往往大于外侧唇缘半径，内侧半径多内侧唇缘半径往往大于外侧唇缘半径，内侧半径多半在半在

16、8%，外侧半径多半在，外侧半径多半在4%进气道进口下侧部分，其唇缘半径比上侧唇缘半径进气道进口下侧部分，其唇缘半径比上侧唇缘半径大大50%，这有利于减小起飞着陆和机动飞行过程中，这有利于减小起飞着陆和机动飞行过程中迎角的不利影响迎角的不利影响357.4.1 进气系统设计进气系统设计v 进气道主要参数确定进气道主要参数确定喉道面积喉道面积针对超声速进气道，在初步设计时，喉道面积针对超声速进气道，在初步设计时，喉道面积可按发动机前端面积的可按发动机前端面积的70%-80%确定确定 367.4.1 进气系统设计进气系统设计v 进气道主要参数确定进气道主要参数确定内管道参数内管道参数内管道也称扩压器或

17、扩散段，是从喉道到发动内管道也称扩压器或扩散段，是从喉道到发动机进口部分机进口部分采用皮托式进气道的亚音速民机采用皮托式进气道的亚音速民机内部扩散角不应超过内部扩散角不应超过10扩散段的长度约等于其前端面的直径扩散段的长度约等于其前端面的直径377.4.1 进气系统设计进气系统设计v 进气道主要参数确定进气道主要参数确定内管道参数内管道参数超声速进气道超声速进气道最大效率的理论扩散段长度约为前端面直径的最大效率的理论扩散段长度约为前端面直径的8倍倍扩散段长度短于直径的扩散段长度短于直径的4倍时，可能发生内流分离，倍时，可能发生内流分离，但可以带来重量上的较大收益但可以带来重量上的较大收益对于长

18、的扩散段，应检查从对于长的扩散段，应检查从 进气道进口到发动机进口的进气道进口到发动机进口的 气流通路横截面面积分布气流通路横截面面积分布 是否光滑地增加是否光滑地增加387.4.1 进气系统设计进气系统设计v 附面层抽吸及隔道附面层抽吸及隔道 任何在空气中运动的物体的表面都会有附面层，任何在空气中运动的物体的表面都会有附面层，附面层抽吸通常是从压缩斜板上除去低能量的附面层抽吸通常是从压缩斜板上除去低能量的附面层气流，以防止激波诱导分离附面层气流，以防止激波诱导分离除非进口很接近机头除非进口很接近机头 （24倍进口直径内），倍进口直径内）， 都应该采取机身附面都应该采取机身附面 层排除措施层排

19、除措施 四种主要的排除措施四种主要的排除措施397.4.1 进气系统设计进气系统设计v 附面层抽吸及隔道附面层抽吸及隔道 超音速飞机最常用的沟槽式附面层隔道超音速飞机最常用的沟槽式附面层隔道前机身附面层在分割板和机身之间的隔道流过，通前机身附面层在分割板和机身之间的隔道流过，通过隔道斜板够成的沟槽排出去过隔道斜板够成的沟槽排出去隔道斜板应具有不大于隔道斜板应具有不大于30的的 角度，其前缘应置于分割板角度，其前缘应置于分割板 前缘之后前缘之后12倍高度处倍高度处隔道高度可按经验取为隔道高度可按经验取为 进气道进口前机身长度进气道进口前机身长度 的的1%3%附面层隔道的迎风面积附面层隔道的迎风面

20、积 应尽量小，以减小阻力应尽量小，以减小阻力407.4.1 进气系统设计进气系统设计v 附面层抽吸及隔道附面层抽吸及隔道 超音速飞机最常用的沟槽式附面层隔道超音速飞机最常用的沟槽式附面层隔道417.4.1 进气系统设计进气系统设计v 隐埋式发动机的进气道位置隐埋式发动机的进气道位置427.4.1 进气系统设计进气系统设计v 腹部进气腹部进气管道长度较短管道长度较短在大迎角情况下有助于气流进入进气口在大迎角情况下有助于气流进入进气口单发时需将前起落架单发时需将前起落架 布置在进气口之后，布置在进气口之后， 导致进气道整流罩的导致进气道整流罩的 阻力和重量的增加阻力和重量的增加双发时前起落架则容易

21、双发时前起落架则容易 布置在两个腹部进气口布置在两个腹部进气口 中间，没有上述问题中间，没有上述问题437.4.1 进气系统设计进气系统设计v 腹部进气腹部进气机腹进气口的另一个问题是吸入外来物机腹进气口的另一个问题是吸入外来物根据经验，对于采用低涵道比发动机的飞机，根据经验，对于采用低涵道比发动机的飞机，其整个腹部进气口其整个腹部进气口 离地面的距离至少离地面的距离至少 应高出进气口高度的应高出进气口高度的 80%； 对高涵道比发动机的对高涵道比发动机的 飞机，最少是飞机，最少是50%的的 进气口的高度。进气口的高度。447.4.1 进气系统设计进气系统设计v 两侧进气两侧进气两侧进气是机身

22、上装两台发动机的现代飞机进两侧进气是机身上装两台发动机的现代飞机进气口的实际标准布置气口的实际标准布置管道短，并能提供相对干净的空气管道短，并能提供相对干净的空气457.4.1 进气系统设计进气系统设计v 两侧进气两侧进气在大迎角状态，由于比进气口低的前机身拐折在大迎角状态，由于比进气口低的前机身拐折处引起的漩涡分离，可能会使进气道出现问题处引起的漩涡分离，可能会使进气道出现问题在单台发动机的情况下使用两侧进气口，就必在单台发动机的情况下使用两侧进气口，就必须采用分叉管道，这容易造成压力不稳定而引须采用分叉管道，这容易造成压力不稳定而引起发动机的喘振。起发动机的喘振。 为减小这种风险，有的此类

23、飞机的进气道为减小这种风险，有的此类飞机的进气道直到发动机前端面才融合在一起直到发动机前端面才融合在一起 467.4.1 进气系统设计进气系统设计v 背部进气背部进气管道短，没有前起落架的位置问题管道短，没有前起落架的位置问题在大迎角时，前机身会遮挡气流在大迎角时，前机身会遮挡气流飞行员担心，当应急跳伞时可能被吸进进气口飞行员担心，当应急跳伞时可能被吸进进气口有利于提高隐身性能，在新型无人机上应用广泛有利于提高隐身性能，在新型无人机上应用广泛477.4.1 进气系统设计进气系统设计487.4.1 进气系统设计进气系统设计v 吊挂式（短舱式）发动机的进气道位置吊挂式（短舱式）发动机的进气道位置4

24、97.4.1 进气系统设计进气系统设计v 翼下短舱式翼下短舱式进气口远离机身，可提供未经扰乱的气流，所进气口远离机身，可提供未经扰乱的气流，所需进气通道非常短需进气通道非常短发动机和排气远离机身，在客舱里产生的噪声发动机和排气远离机身，在客舱里产生的噪声很小很小便于地面维护便于地面维护发动机重量能产生发动机重量能产生 有助于减轻机翼重量有助于减轻机翼重量 的的“展向加载展向加载”的效果的效果（Liebeck, R. H. AIAA-2002-0002）507.4.1 进气系统设计进气系统设计v 翼下短舱式翼下短舱式短舱的存在会干扰机翼的气流，增加阻力、减短舱的存在会干扰机翼的气流，增加阻力、减

25、少升力。为减小这一影响，挂架不应延伸到机少升力。为减小这一影响，挂架不应延伸到机翼上表面，也不应环绕机翼的前缘翼上表面，也不应环绕机翼的前缘发动机停车时的偏航力矩大发动机停车时的偏航力矩大离地面较近，需采取防尘土和沙石的措施离地面较近，需采取防尘土和沙石的措施 不便于设计机翼上的增升装置不便于设计机翼上的增升装置517.4.1 进气系统设计进气系统设计v 翼下短舱的位置翼下短舱的位置展向位置展向位置对于双发，一般位于对于双发，一般位于3338%的半展长的半展长（引自南京航空航天大学（引自南京航空航天大学飞机总体设计飞机总体设计课件）课件）弦向位置弦向位置作为经典的经验法则，进气口应布置在机翼前

26、缘朝作为经典的经验法则，进气口应布置在机翼前缘朝前大约二倍进气口直径的位置，以及机翼前缘下面前大约二倍进气口直径的位置，以及机翼前缘下面一倍进气口直径的位置一倍进气口直径的位置CFD等现代技术的采用，使得吊舱可以更靠近机翼等现代技术的采用，使得吊舱可以更靠近机翼527.4.1 进气系统设计进气系统设计v 翼下短舱的位置翼下短舱的位置高度方向高度方向 为减少吸入外部物体，高涵道比发动机的进气口应为减少吸入外部物体，高涵道比发动机的进气口应布置高于地面大约半个进气口直径的位置上布置高于地面大约半个进气口直径的位置上短舱头部应下偏大约短舱头部应下偏大约2。4。，向内倾斜大约，向内倾斜大约2。，以便于

27、机翼下面的局部气流保持一致以便于机翼下面的局部气流保持一致537.4.2 排气系统设计排气系统设计v 典型喷管的形式典型喷管的形式 547.4.2 排气系统设计排气系统设计v 喷管面积的估计喷管面积的估计对亚声速收敛喷管或处于关闭位置的收敛扩对亚声速收敛喷管或处于关闭位置的收敛扩张式喷管，所需的喷管出口面积大概为进气道张式喷管，所需的喷管出口面积大概为进气道进口面积的进口面积的 0.50.6倍倍当发动机处于最大超声速加力工作状态时，所当发动机处于最大超声速加力工作状态时，所需的喷管出口面积大概为进气道进口面积的需的喷管出口面积大概为进气道进口面积的 1.21.6倍倍557.4.2 排气系统设计

28、排气系统设计v 尾部设计尾部设计喷管的布置形式对后体阻力有显著影响，这一喷管的布置形式对后体阻力有显著影响，这一阻力是由喷管和后机身的外部气流分离造成阻力是由喷管和后机身的外部气流分离造成为减少尾部阻力，后机身的收缩角度应小于为减少尾部阻力，后机身的收缩角度应小于15在喷管处于关闭位置时，喷管的外侧角度应保在喷管处于关闭位置时，喷管的外侧角度应保持在持在20以下以下 567.4.2 排气系统设计排气系统设计v 推力矢量的应用推力矢量的应用 通过改变喷管喷流方向（从而改变其推力矢量）通过改变喷管喷流方向（从而改变其推力矢量）直接参与飞机机动运动，大大提高飞机的机动直接参与飞机机动运动，大大提高飞

29、机的机动性和敏捷性性和敏捷性二维喷管较轴对称喷管容易实现推力矢量控制，二维喷管较轴对称喷管容易实现推力矢量控制，但仅限于俯仰运动但仅限于俯仰运动要实现多方位的推力要实现多方位的推力 矢量控制，须采用矢量控制，须采用 轴对称矢量喷管轴对称矢量喷管577.5 燃油系统燃油系统v 燃油系统的组成燃油系统的组成 燃油箱分系统燃油箱分系统供油和输油分系统供油和输油分系统通气增压分系统通气增压分系统地面加油和放油分系统地面加油和放油分系统空中加油和应急放油分系统空中加油和应急放油分系统惰性气体及抑爆分系统惰性气体及抑爆分系统油量测量分系统油量测量分系统散热器燃油的输送及回油分系统散热器燃油的输送及回油分系

30、统587.5 燃油系统燃油系统v 油箱的分类油箱的分类独立油箱（独立油箱（Discrete Tanks）飞机里用螺栓和隔板单独制造和安装的燃油箱飞机里用螺栓和隔板单独制造和安装的燃油箱通常只在小型通用航空飞机和自制飞机上采用通常只在小型通用航空飞机和自制飞机上采用软油箱软油箱 （Bladder Tanks）将成型的橡皮包装入结构空腔而成将成型的橡皮包装入结构空腔而成橡皮包装较厚，可使油箱容积损失大约橡皮包装较厚，可使油箱容积损失大约10%被广泛采用，因为它能制成被广泛采用，因为它能制成“自密封自密封”油箱，如果油箱，如果一颗子弹穿透一颗子弹穿透“自密封自密封”油箱，橡胶将填充这些洞，油箱，橡胶

31、将填充这些洞，防止大量燃油泄露，避免起火的危险，从而极大地防止大量燃油泄露，避免起火的危险，从而极大地提高了飞机的生存率提高了飞机的生存率597.5 燃油系统燃油系统v 油箱的分类（续）油箱的分类（续）整体油箱（整体油箱（Integral Tanks）机体结构的内腔经密封形成的油箱。较为理想的是机体结构的内腔经密封形成的油箱。较为理想的是整体油箱利用了现成的封闭结构，例如翼盒、机身整体油箱利用了现成的封闭结构，例如翼盒、机身两隔框之间的内腔简单地构成两隔框之间的内腔简单地构成易于渗漏，在作战损坏的情况下有失火的危险，所易于渗漏，在作战损坏的情况下有失火的危险，所以不能布置在座舱、进气道、弹箱及

32、发动机附近以不能布置在座舱、进气道、弹箱及发动机附近向油箱里填充一种多孔泡沫塑料可减少整体油箱失向油箱里填充一种多孔泡沫塑料可减少整体油箱失火的危险，但会损失油箱容积火的危险，但会损失油箱容积 （泡沫塑料（泡沫塑料2.5%泡沫塑料吸油泡沫塑料吸油2.5%）对第四代战斗机，出于隐身和超声速巡航的目的，对第四代战斗机，出于隐身和超声速巡航的目的，须采用整体油箱以提高空间利用率须采用整体油箱以提高空间利用率607.5 燃油系统燃油系统v 油箱的容积油箱的容积所需的容积是基于所需的总燃油量来计算的所需的容积是基于所需的总燃油量来计算的 1ft3对应于对应于7.5gal；1m3对应于对应于1000literslb/gal kg/liter617.5 燃油系统燃油系统v 油箱的容积