CN113716055A - 一种燃油综合热管理系统及其工作方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种燃油综合热管理系统及其工作方法，包括输油箱、供油箱、发动机系统、板式换热器和液氮系统，输油箱通过管道输送燃油给供油箱燃油，一部分燃油作为热沉排出，主动冷却机载设备后形成回热燃油；另一部分燃油作为热力源输送至发动机系统；板式换热器包含热侧通道和冷侧通道，回热燃油进入板式换热器热侧通道，液氮系统管道连接该冷侧通道以冷却所述回热燃油；液氮吸收回热燃油散发的热量变为氮气与燃油自动分开，氮气进入供油箱起惰化作用，回热燃油冷却后回到供油箱，形成闭环系统。本发明能够有效控制热燃油回流至供油箱时的温度，且能抑制高温燃油发生自燃，提高了系统运行的稳定性、和安全性。

Description

一种燃油综合热管理系统及其工作方法

技术领域

本发明涉及飞机机载机电系统领域，具体为一种燃油综合热管理系统及其工作方法。

背景技术

飞机热管理是指通过控制热能的产生、排散和回收再利用，以保证飞机的安全。随着航空技术的发展以及飞机性能的不断提高，先进飞机采用大量高集成度的电子设备，其散热需求不断攀升；对于高马赫数下甚至高超声速下的飞机更是如此，其复杂的热环境和设计需求对热管理系统的开发提出了挑战。

目前飞机综合热管理技术作为飞机能量管理系统的主要功能之一，机载电子设备热载荷增加，可用热沉有限，需要综合考虑飞机各部分制冷量需求，从热量的产生、传输、热沉等方面考虑，统一配置和管理，提高热量管理的效率。其中，对于控制热能的产生、排散和回收再利用，如何将热燃油冷却并回流到供油箱是至关重要的一环。在一般的飞机中，回流燃油的冷却主要有两种方式：通过冲压空气冷却或回流至金属机翼油箱和通过机翼表面散热冷却。但是当飞行速度进一步提升时，冲压空气与机翼表面的温度也会随之升高，无法有效降低燃油温度甚至会起到反作用，也就是说，冲压空气与飞机机翼无法提供冷却燃油所需要的冷量。传统技术采用冲压空气作为辅助冷源，在高马赫数(Ma＞2)飞行状态下，冲压空气温度骤升，已失去为热油箱内燃油有效降温的可能，如果继续采用其作为辅助冷源，不仅无法降低回流至热油箱的燃油温度，同时还可能带来供油箱自燃风险。

因此，对于飞机复杂的热环境，传统的防热技术或者单种技术无法满足热管理需求，需要基于现有技术的特点和研究现状，开发高效的热管理系统，以实现飞机热能排散和回收再利用的一体化管理和高效控制。

发明内容

为了解决上述问题，本发明公开了一种燃油综合热管理系统，采用燃油作为主热沉，液氮作为辅助冷源，实现了飞机热能排散和回收再利用的一体化管理和高效控制。

本发明的技术方案如下：

一种燃油综合热管理系统，包括输油箱、供油箱、发动机系统、板式换热器和液氮系统，输油箱通过管道输送燃油给供油箱，一部分燃油作为热沉排出，主动冷却机载设备后形成回热燃油；另一部分燃油作为热力源输送至发动机系统；板式换热器包含热侧通道和冷侧通道，回热燃油进入板式换热器热侧通道，液氮系统管道连接该冷侧通道以输出液氮冷却回热燃油；液氮吸收回热燃油散发的热量变为氮气与燃油自动分开，氮气进入供油箱起惰化作用，回热燃油冷却后回到供油箱，形成闭环系统。

作为优选，作为热沉排出的燃油冷却该机载设备后温度升高，一部分燃油为回热燃油直接与板式换热器热侧通道相连等待回流，另一部分燃油通过第四电动控制阀汇入作为热力源的燃油中，给发动机系统提供发动机所需燃油。

作为优选，机载设备包括依次通过管道连接的环控系统、总体驱动发电机、空气驱动发电机和液压系统。

作为优选，输油箱与供油箱之间的管道上设有第三电动控制阀；供油箱内设有第一电动控制阀、第二电动控制阀、冷却循环油泵和供油泵，该第一电动控制阀与该冷却循环油泵管道相连，以输送作为热沉的燃油；该第二电动控制阀与该供油泵管道相连，以输送作为热力源的燃油。

作为优选，发动机系统与供油箱管道连接，该管道上设有旁路液压阀；发动机系统包括发动机增压泵、加力燃油室、液压系统和主燃油室；作为热力源的燃油经过发动机增压泵增压后分为两支路，第一支路通过加力燃油泵与第二燃油过滤器进入加力燃油室；第二支路通过主泵、第三燃油过滤器和液压系统后进入主燃油室。

作为优选，发动机增压泵上并联有控制其速度的发动机电子调速器。

作为优选，液氮系统包括储存液氮的液氮罐，液氮罐底部依次经过第五电动控制阀、第一手动控制阀、汽化器与液氮罐顶部管道连接。

作为优选，液态罐与板式换热器连接的通路上还设有第三压力传感器、第七电动控制阀、第八电动控制阀和液氮过滤器。

作为优选，液氮罐还连接检测其罐内液位的液位计和控制排放多余液氮的第六电动控制阀。

本发明还公开了一种燃油综合热管理系统的工作方法，包括：

步骤1，输油箱输油：燃油储存在油箱之中，打开第三电动控制阀，燃油通过重力作用输送至供油箱之中。

步骤2，供油箱供油：打开第一电动控制阀并启动冷却循环油泵，一部分燃油作为热沉排出以冷却飞机上的各个系统，主动降低飞机热载荷；打开第二电动控制阀并启动供油泵；其余燃油通过供油泵排出，通过第二电动控制阀调节燃油输出速度与输出量，然后通过旁路液压阀的控制流入发动机系统，准备进入燃烧室给发动机提供热力源。

步骤3，燃油冷却机载系统：燃油冷却机载设备后温度升高，一部分流入板式换热器热侧通道等待回流，另一部分则通过第四电动控制阀流入发动机系统。

步骤4，燃油流入发动机系统：启动发动机增压泵为流入发动机系统的燃油加压，发动机电子调速器利用电磁装置使发动机增压泵稳定运行在设置工况内；加压后的燃油一部分进入加力燃油室，向燃气或风扇的后气流喷油、点火、燃烧，以提高气流温度实现短期内增大发动机推力，应用于需要短时间内加速的工况条件；另一部分通则被推入主燃烧室，燃烧生成高温燃气，应用于正常工况条件，为发动机提供足够动力。

步骤5，液氮系统提供液氮：将液氮装入液氮罐，先开启汽化器与第一手动控制阀并且控制第五电动控制阀的开度，气体挤压液氮，观测液位计，控制第六电动控制阀的开度，调整液氮的输出量，准备进入板式换热器的冷侧通道冷却回热燃油，通过管路的液氮受第三压力传感器检测，由第七电动控制阀的开度控制进入板式换热器的液氮量，若第三压力传感器检测到压力超过阈值，则打开第八电动控制阀排出多余液氮并进行回收。

步骤6，热燃油回流冷却：液氮进入板式换热器冷侧通道，回热燃油进入板式换热器热侧通道，为燃油降温后液氮吸收热量后变为氮气与燃油自动分开，氮气进入供油箱起惰化作用；燃油经过压力与温度检测后，控制第九电动控制阀的开度，使回热燃油冷却过后再次回到供油箱之中，使燃油热管理系统形成了完整的闭环系统。

有益效果：

(1)本发明采用燃油作为热沉，液氮作为辅助冷源，适用于高马赫数飞机(Ma＞2)，可以有效控制热燃油回流至供油箱时温度，达到了较好的冷却效果；气化后的氮气通入油箱，能有效抑制供油箱内高温燃油发生自燃，提高了系统运行的稳定性和安全性；

(2)本发明可实现液压系统、环控系统、发动机系统等机载子系统热量的统一管理；

(3)本发明可依据不同飞行状态热负荷大小，通过调节燃油冷却流量，有效控制热燃油回流至供油箱时温度和机身/发动机接口界面温度，以将发动机燃烧室入口燃油温度控制在积碳温度以内。

附图说明

图1为本发明中一个实施例的基于液氮为辅助冷源冷却燃油的飞机燃油热管理系统示意图。

附图标记：1-输油箱，2-供油箱，3-第一电动控制阀，4-冷却循环油泵，5-供油泵，6-第二电动控制阀，7-第三电动控制阀，8-交联阀，9-旁路液压阀，10-第一燃油过滤器，11-环控系统，12-总体驱动发电机，13-空气驱动发电机，14-液压系统，15-第四电动控制阀，16-发动机增压泵，17-发动机电子调速器，18-加力燃油泵，19-第二燃油过滤器，20-主燃油泵，21-第三燃油过滤器，22-液压系统，23-加力燃油室，24-主燃油室，25-液氮罐，26-第一手动控制阀，27-第五电动控制阀，28-第一压力传感器，29-第二压力传感器，30-第三压力传感器，31-液位计，32-汽化器，33-第六电动控制阀，34-第二手动控制阀，35-液氮过滤器，36-第七电动控制阀，37-第八电动控制阀，38-板式换热器，39-第四压力传感器，40-温度传感器，41-第九电动控制阀，42-第十电动控制阀，43-控制器。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明公开了一种燃油综合热管理系统及其工作方法，将机身控制单发飞机热管理系统及单发飞机单侧热管理系统有机结合，形成飞机综合热管理系统，实现液压系统、环控系统、发动机系统等机电系统热量的统一管理。本发明采用燃油作为热沉，液氮作为辅助冷源，适用于高马赫数飞机(Ma＞2)，可以有效控制热燃油回流至供油箱时温度；同时，本发明可依据不同飞行状态热负荷大小，通过调节燃油冷却流量，以将发动机燃烧室入口燃油温度控制在积碳温度以内。

如图1所示，一种燃油综合热管理系统及其工作方法，包括输油箱1、供油箱2、交联阀8，交联阀8连接飞机系统两侧的对称结构，左侧和右侧系统依靠其进行连通，互为备份。输油箱1包括三个油箱，分别存在于飞机结构中的不同位置上，由管道相互连接。供油箱2内包括第一电动控制阀3、冷却循环油泵4、供油泵5、第二电动控制阀6。第一电动控制阀3与冷却循环油泵4管道连接，之后连接供油箱2外的第一燃油过滤器10；第二电动控制阀6与供油泵5管道连接，供油泵5与油箱外的发动机增压泵16经旁路液压阀9连通。输油箱1通过管道输送燃油给供油箱2燃油，一部分燃油作为热沉排出，主动冷却机载设备后形成回热燃油；另一部分燃油作为热力源输送至发动机系统。

板式换热器38包含热侧通道和冷侧通道。板式换热器38热侧通道入口经液压系统14出口与供油箱2管道连接，用以接收回热燃油。板式换热器38冷侧通道与第七电动控制阀36、液氮过滤器35、第六电动控制阀33与液氮罐25出口连接，用以通入液氮以冷却回热燃油；冷侧通道还通过第十电动控制阀42与供油箱2管道连接，液氮吸收回热燃油散发的热量变为氮气与燃油自动分开，氮气进入供油箱2起惰化作用，回热燃油冷却后通过第十电动控制阀42控制回到供油箱2，形成闭环系统。板式换热器38与供油箱2之间还设有第四压力传感器39、温度传感器40和第九电动控制阀41。液氮罐25底部经第一手动控制阀26、第五电动控制阀27、汽化器32与液氮罐25顶部管道连接，液氮罐25还设有检测内部液位的液位计31、检测压力的第一压力传感器28，液氮罐25顶部还管道连接第六电动控制阀33和备用的第二手动控制阀34。液氮罐25与板式换热器38之间还设有第二压力传感器29、第八电动控制阀37、第三压力传感器30和第七电动控制阀36。

发动机系统与供油箱2管道连接，该管道上设有旁路液压阀9；发动机系统包括发动机增压泵16、加力燃油室23、液压系统22和主燃油室24。发动机增压泵16并联控制其运行的发动机电调17。作为热力源的燃油经过旁路液压阀9小部分回流至回热燃油，大部分输送至发动机系统，经过发动机增压泵16增压后分为两支路，第一支路通过加力燃油泵18与第二燃油过滤器19进入加力燃油室23；第二支路通过主泵20、第三燃油过滤器21和液压系统22后进入主燃油室24。

作为热沉的燃油管道经冷却循环油泵4加压和第一燃油过滤器10过滤依次冷却环控系统11、总体驱动发电机12、空气驱动发电机13和液压系统14，然后分两支路，一支路通过管路经过第四电动控制阀15到达发动机增压泵16，另一支路与板式换热器38热侧通道管道连接。

本系统还设有控制各个传感器和电动控制阀的控制器43。控制器43分别和温度传感器40、第一压力传感器28、第二压力传感器29、第三压力传感器30、第四压力传感器39、旁路液压阀9、发动机电子调速器17、第一电动控制阀3、第二电动控制阀6、第三电动控制阀7、第四电动控制阀15、第五电动控制阀27、第六电动控制阀33、第七电动控制阀36、第八电动控制阀37、第九电动控制阀41、第十电动控制阀42电气相连。

本发明还公开了一种燃油综合热管理系统的工作方法，包括输油箱输油过程、供油箱供油过程、燃油为热沉冷却机载系统过程、燃油供给燃烧室供发动机使用过程、液氮系统提供液氮过程、热燃油回流冷却过程和整个系统的数据采集及控制。

输油箱输油过程：

最初燃油储存在油箱1、油箱2、油箱3三个油箱之中，分别存在于飞机结构中的不同位置上，利用重力的作用，通过第三电动控制阀7即供油交联阀将输油箱1内的燃油送入供油箱2之中，给予供油箱足够量的燃油。

供油箱供油过程：

供油箱2又称消耗油箱，一部分燃油通过第一电动控制阀3与冷却循环油泵4后，排出的燃油作为热沉通过第一燃油过滤器10后，冷却飞机上的各个系统，主动降低飞机热载荷；其余燃油准备进入燃烧室给发动机提供热力源，通过供油泵5排出的燃油要经过第二电动控制阀6调节输出速度与输出量，就可以与旁路液压阀9连通。旁路液压阀起到安全阀的作用，在运动状态瞬时变化时，具有调节功能，提高飞机燃油系统的运行稳定性，并且在执行这些功能的同时在低噪音，震动小，阀芯耐摸损的情况下实现其目标压力和温度，向发动机增压泵16输送燃油。

燃油为热沉冷却机载系统过程：

燃油通过第一燃油过滤器10之后，将作为冷源冷却机载设备包括所述环控系统11、总体驱动发电机12、空气驱动发电机13、液压系统14，之后燃油温度升高，其中一部分直接与板式换热器38热边相连等待回流，另一部分则走另一支路通过第四电动控制阀15，准备给燃烧室提供发动机所需燃油，起热沉作用的同时还可以提供能量，达到了资源的合理利用。

燃油供给燃烧室供发动机使用过程：

从供油箱2来的燃油在经过发动机增压泵16加压的同时，受到发动机电子调速器17的控制，发动机电调利用电磁装置使发动机稳定在设置工况内运行，加压后的燃油走两个支路，少部分通过加力燃油泵23与第二燃油过滤器19后进入加力燃油室23，在加力发动机上向燃气或风扇后气流喷油、点火、燃烧，以提高气流温度用以短期内增大发动机推力，应用于需要短时间内加速的工况条件；大部分通过主泵20、第三燃油过滤器21、液压系统22，液压系统改变压强增大作用力将燃油推入主燃烧室24，燃烧生成高温燃气，应用于正常工况条件，整个系统性能可靠，功能齐全，安装维护方便，可以为发动机提供足够动力。

液氮系统提供液氮过程：

液氮在地面通过第二手动控制阀34被装入液氮罐35，需要提供液氮的时候先开启汽化器32与第一手动控制阀26并且控制第五电动控制阀27的开度，气体挤压液氮，观测液位计31，控制第六电动控制阀33的开度，调整液氮的输出量，经过液氮过滤器35后接着被第二压力传感器29检测后，准备作为板式换热器38的冷边冷却回热燃油，通过管路的液氮受第三压力传感器30检测，由第七电动控制阀36即系统管路控制阀的开度控制进入板式换热器的液氮量，若存在压力过大的情况，需要调整液氮的排出量时，则打开第八电动控制阀39，即安全阀，排出多余液氮并进行回收，系统设计紧密，提升液氮的稳定性并且可靠稳定。

热燃油回流冷却过程：

液氮进入板式换热器38冷边，回热燃油进入板式换热器热边，为燃油降温后液氮吸收热量后变为氮气与燃油自动分开，氮气经第十电动控制阀42后进入供油箱起惰化作用；燃油经过第四压力传感器39与温度传感器40的检测后，控制第九电动控制阀41即回流阀的开度，使回热燃油冷却过后再次回到供油箱2之中，使燃油热管理系统形成了完整的闭环系统，符合飞机综合热管理所需的燃油既要作为发动机燃料提供能量的同时冷却机载各系统的条件，并且不浪费回热燃油。

数据采集及控制过程：

第一压力传感器28、第二压力传感器29、第三压力传感器30、第四压力传感器39探测工况压力并将信号传输到控制器43进行分析判断系统工作状况；温度传感器40探测回热燃油的温度并将信号传输到所述控制器；当温度大于给定值时，控制器输出控制信号给所述第九电动控制阀41，将其关闭。控制器通过控制第一电动控制阀3与第二电动控制阀6的开度，调节进入冷却循环油泵4与供油泵5的燃油量，保证充足的燃油量与系统的安全性。控制器43通过控制所述第三电动控制阀7的开度，调节输油箱1进入供油箱2的燃油量，保证供油箱的燃油量。控制器通过控制所述旁路液压阀9的开度，在运动状态瞬时变化时，起到安全阀的作用，提高飞机燃油系统的运行稳定性，并且在执行这些功能的同时在低噪音，震动小，阀芯耐摸损的情况下实现其目标压力和温度。控制器43通过控制第四电动控制阀15的开度，调节已经起了冷却作用的燃油进入发动机燃油泵的燃油量，起到合理利用燃油的作用。控制器43通过控制所述第五电动控制阀27的开度，调节气体通过汽化器32的压力大小，保证液氮从液氮罐25中顺利流出。控制器通过控制第六电动控制阀33的开度，调节液氮的流出量，确保要进入管路所需要的液氮量。控制器43通过控制第七电动控制阀36的开度，调节进入板式换热器的液氮量，确保需要冷却燃油所需要的液氮量。控制器通过控制第八电动控制阀37的开度，当液氮量超标时，开启控制阀使液氮安全流出管路，起到安全和保护的作用。控制器43通过控制第九电动控制阀41的开度，调节回热燃油回流到供油箱的燃油量，当温度高于供油箱极限时及时关闭阀门，起到对系统的保护作用。控制器通过控制第十电动控制阀42的开度，调节进入供油箱的氮气量，氮气起惰化作用，保护供油箱。

最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种燃油综合热管理系统，其特征在于：包括输油箱(1)、供油箱(2)、发动机系统、板式换热器(38)和液氮系统，所述输油箱(1)通过管道输送燃油给供油箱(2)，一部分燃油作为热沉排出，主动冷却机载设备后形成回热燃油；另一部分燃油作为热力源输送至发动机系统；所述板式换热器(38)包含热侧通道和冷侧通道，所述回热燃油进入板式换热器(38)热侧通道，所述液氮系统管道连接该冷侧通道以输出液氮冷却所述回热燃油；液氮吸收回热燃油散发的热量变为氮气与燃油自动分开，氮气进入供油箱(2)起惰化作用，回热燃油冷却后回到供油箱(2)，形成闭环系统。

2.根据权利要求1所述的燃油综合热管理系统，其特征在于：作为热沉排出的燃油冷却该机载设备后温度升高，一部分燃油为回热燃油直接与板式换热器(38)热侧通道相连等待回流，另一部分燃油通过第四电动控制阀(15)汇入作为热力源的燃油中，给发动机系统提供发动机所需燃油。

3.根据权利要求2所述的燃油综合热管理系统，其特征在于：所述机载设备包括依次通过管道连接的环控系统(11)、总体驱动发电机(12)、空气驱动发电机(13)和液压系统(14)。

4.根据权利要求2或3所述的燃油综合热管理系统，其特征在于：所述输油箱(1)与供油箱(2)之间的管道上设有第三电动控制阀(7)；所述供油箱(2)内设有第一电动控制阀(3)、第二电动控制阀(6)、冷却循环油泵(4)和供油泵(5)，该第一电动控制阀(3)与该冷却循环油泵(4)管道相连，以输送作为热沉的燃油；该第二电动控制阀(6)与该供油泵(5)管道相连，以输送作为热力源的燃油。

5.根据权利要求4所述的燃油综合热管理系统，其特征在于：所述发动机系统与供油箱(2)管道连接，该管道上设有旁路液压阀(9)；发动机系统包括发动机增压泵(16)、加力燃油室(23)、液压系统(22)和主燃油室(24)；作为热力源的燃油经过发动机增压泵(16)增压后分为两支路，第一支路通过加力燃油泵(18)与第二燃油过滤器(19)进入加力燃油室(23)；第二支路通过主泵(20)、第三燃油过滤器(21)和液压系统(22)后进入主燃油室(24)。

6.根据权利要求5所述的燃油综合热管理系统，其特征在于：所述发动机增压泵(16)上并联有控制其速度的发动机电子调速器(17)。

7.根据权利要求6所述的燃油综合热管理系统，其特征在于：所述液氮系统包括储存液氮的液氮罐(25)，所述液氮罐(25)底部依次经过第五电动控制阀(27)、第一手动控制阀(26)、汽化器(32)与液氮罐(25)顶部管道连接。

8.根据权利要求7所述的燃油综合热管理系统，其特征在于：所述液态罐(25)与所述板式换热器(38)连接的通路上还设有第三压力传感器(30)、第七电动控制阀(36)、第八电动控制阀(37)和液氮过滤器(35)。

9.根据权利要求8所述的燃油综合热管理系统，其特征在于：所述液氮罐(25)还连接检测其罐内液位的液位计(31)和控制排放多余液氮的第六电动控制阀(33)。

10.根据权利要求9所述的燃油综合热管理系统的工作方法，其特征在于：包括以下几个步骤：

步骤1，输油箱输油：燃油储存在油箱之中，打开第三电动控制阀(7)，燃油通过重力作用输送至供油箱(2)之中；

步骤2，供油箱供油：打开第一电动控制阀(3)并启动冷却循环油泵(4)，一部分燃油作为热沉排出以冷却飞机上的各个系统，主动降低飞机热载荷；打开第二电动控制阀(6)并启动供油泵(5)；其余燃油通过供油泵(5)排出，通过第二电动控制阀(6)调节燃油输出速度与输出量，然后通过旁路液压阀(9)的控制流入发动机系统，准备进入燃烧室给发动机提供热力源；

步骤3，燃油冷却机载系统：燃油冷却机载设备后温度升高，一部分流入板式换热器(38)热侧通道等待回流，另一部分则通过第四电动控制阀(15)流入发动机系统；

步骤4，燃油流入发动机系统：启动发动机增压泵(16)为流入发动机系统的燃油加压，发动机电子调速器(17)利用电磁装置使发动机增压泵(16)稳定运行在设置工况内；加压后的燃油一部分进入加力燃油室(23)，向燃气或风扇的后气流喷油、点火、燃烧，以提高气流温度实现短期内增大发动机推力，应用于需要短时间内加速的工况条件；另一部分通则被推入主燃烧室(24)，燃烧生成高温燃气，应用于正常工况条件，为发动机提供足够动力；

步骤5，液氮系统提供液氮：将液氮装入液氮罐(35)，先开启汽化器(32)与第一手动控制阀(26)并且控制第五电动控制阀(27)的开度，气体挤压液氮，观测液位计(31)，控制第六电动控制阀(33)的开度，调整液氮的输出量，准备进入板式换热器(38)的冷侧通道冷却回热燃油，通过管路的液氮受第三压力传感器(30)检测，由第七电动控制阀(36)的开度控制进入板式换热器的液氮量，若第三压力传感器(30)检测到压力超过阈值，则打开第八电动控制阀(37)排出多余液氮并进行回收；

步骤6，热燃油回流冷却：液氮进入板式换热器(38)冷侧通道，回热燃油进入板式换热器热侧通道，为燃油降温后液氮吸收热量后变为氮气与燃油自动分开，氮气进入供油箱起惰化作用；燃油经过压力与温度检测后，控制第九电动控制阀(41)的开度，使回热燃油冷却过后再次回到供油箱(2)之中，使燃油热管理系统形成了完整的闭环系统。

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