用于对飞行器低温燃料罐的压力进行调节的装置的制作方法

1.本发明属于燃烧室被供应低温燃料的飞行器涡轮机的领域。
2.本发明更具体地涉及一种用于对用于低温燃料的储存罐内的压力进行调节的装置，该低温燃料例如为天然气，低温燃料的一部分为液态，低温燃料的另一部分为气态，该燃料供应飞行器涡轮机的燃烧室。
3.本发明还涉及一种飞行器，该飞行器包括至少一个机载低温燃料罐和至少一个涡轮机，至少一个涡轮机设置有用所述低温燃料运行的燃烧室，并且该飞行器配备有上述压力调节装置。
4.本发明还涉及一种用于对这种罐内的压力进行调节的组件，该组件包括如上所述的飞行器和机场设施。
5.本发明最后涉及一种用于对机载低温燃料储存罐内的压力进行调节的方法，该方法使用上述调节装置或调节组件来执行。


背景技术：

6.低温燃料通常用于空间推进，因为低温燃料使得能够具有更好的热力学效率。然而，低温燃料转用到航空领域以及低温燃料的大规模工业化使用导致不得不解决一些技术问题，特别是关于低温燃料的储存。
7.低温燃料的一个示例例如为液化天然气(gaz naturel liquide，gnl)。
8.储存在罐中的液态低温燃料倾向于变热，改变状态，从而汽化，这导致容纳液态低温燃料的罐内的压力增大。
9.在缺乏对用于这种类型的燃料的储存罐内的压力进行令人满意的调节的装置的情况下，惯例是将罐的尺寸设计成使得罐能够吸收显著的压力变化。这导致罐的壁的厚度增大，从而使罐变重，并且罐通常被限制为圆柱形或球形的罐。
10.然而，航空领域的持续的问题是尽可能多地减轻飞行器中容纳的设备的重量。此外，由于罐的位置的原因，罐具有圆柱形或球形的形状以外的形状可能是有利的。
11.从文件us 2014/174106中已知了一种用于对机载低温燃料储存罐内的压力进行调节的装置，该燃料旨在供应飞行器涡轮机的燃烧室。
12.该装置包括再循环管线，再循环管线将位于所述机载罐的下部处的泵连接到该罐的上部，并且该再循环管线配备有调节阀以及热交换器，热交换器使得低温燃料能够从液态转变到气态。
13.该装置还包括管线以及中央控制单元，管线将罐连接到燃烧室，中央控制单元控制不同调节阀的打开或关闭以及泵的开启或停止。
14.然而，该文献没有描述或建议本发明的其他特征。


技术实现要素：

15.本发明旨在提出一种如下的装置，该装置使得能够对用于低温燃料的机载储存罐
内的压力进行调节，以将机载储存罐内的压力保持在比现有技术的状态下存在的压力更低的压力范围内，使得不需要提高该罐的机械强度并且因此使罐的重量降低。
16.为此，本发明涉及一种用于对用于低温燃料的机载储存罐内的压力进行调节的装置，该低温燃料例如为天然气，低温燃料的一部分为液态，低温燃料的另一部分为气态，该低温燃料旨在供应飞行器涡轮机的燃烧室。
17.根据本发明，该装置包括：
[0018]-机载罐，机载罐用于储存低温燃料和向所述燃烧室供应低温燃料，该罐包括增压泵，增压泵位于所述机载罐的下部，
[0019]-混合室，
[0020]-第一管线，第一管线将所述机载罐连接到所述混合室，以使得能够向混合室供应液态的低温燃料，该第一管线设置有至少一个加压泵和第一调节阀，该混合室本身被连接到所述燃烧室，
[0021]-第二管线，第二管线将所述机载罐连接到所述混合室，以使得能够向混合室供应气态的低温燃料，该第二管线设置有至少一个压缩机和第一控制阀，
[0022]-再循环管线，再循环管线将所述增压泵连接到罐的上部，该再循环管线配备有第二调节阀以及第一热交换器，第一热交换器使得低温燃料能够从液态转变到气态，
[0023]-压力传感器，压力传感器检测机载罐内的压力，
[0024]-中央控制单元，中央控制单元接收来自所述压力传感器的压力数据，并且根据所述机载罐内的设定点压力的值来控制不同的调节阀和第一控制阀的完全或部分的打开或关闭，以及加压泵、增压泵和压缩机的开启或停止。
[0025]
由于本发明的这些特征，机载罐内的压力保持在比现有技术中的值更低的值。在低的压力下因此也在较低的温度下保持液体/气体平衡，这增大了液体的密度。因此，对于相同质量的机载低温燃料，罐的尺寸可以减小。
[0026]
此外，由于压力被保持得较低，不再需要在罐上使用结构性加强部，这保证了在罐的质量方面的益处和在罐的形状选择方面更大的自由度。
[0027]
最后，压力管理模式使得能够减少在燃烧室中使用低温燃料之前加热低温燃料的需求。因此，不再需要提供额外的能量源来加热低温燃料，与飞行器内部存在的热流体进行简单的热交换就足够了。
[0028]
根据本发明的单独采用的或组合采用的其它有利的且非限制性的特征：
[0029]-该调节装置包括缓存罐和第二控制阀，缓存罐被布置在再循环管线上并且在第一热交换器的下游，第二控制阀被布置在再循环管线上，并且第二控制阀被布置在所述缓存罐与机载储存罐的上部之间，第一三通阀被布置在所述第二管线上，使得第一三通阀的入口通路被连接到压缩机的下游，第一三通阀的出口通路中的一个出口通路被连接到所述混合室，第一三通阀的出口通路中的另一个出口通路通过旁路管线被连接到所述缓存罐，该第二控制阀和该第一三通阀由所述中央控制单元控制，所述第一三通阀能够被布置在第一位置、第二位置或者多个中间位置，在第一位置处，第一三通阀将罐仅连接到混合室，在第二位置处，第一三通阀将罐仅连接到缓存罐，以使得缓存罐能够被填充被压缩机压缩的气态的低温燃料，在多个中间位置处，第一三通阀将罐连接到混合室和缓存罐，同时根据第一三通阀所位于的中间位置使得或多或少显著的流量能够流向混合室或缓存罐；
[0030]-第二热交换器被布置在第一管线上，并且在第一调节阀与混合室之间，以在液态低温燃料进入混合室之前使液态低温燃料汽化；
[0031]-第一调节阀和第二调节阀仅为一个第二三通阀，第二三通阀被布置在所述第一管线上，并且在加压泵的下游，使得第二三通阀的入口通路被连接到该加压泵，第二三通阀的出口通路中的一个出口通路被连接到所述混合室，并且第二三通阀的出口通路中的另一个出口通路在第一热交换器的上游处被连接到再循环管线，该第二三通阀由所述中央控制单元控制成被布置在第一位置、第二位置或者多个中间位置，在第一位置处，第二三通阀将罐仅连接到混合室，在第二位置处，第二三通阀将罐仅连接到第一热交换器，在多个中间位置处，第二三通阀将罐连接到混合室和第一热交换器，同时根据第二三通阀所位于的中间位置使得或多或少显著的流量能够流向混合室或第一热交换器；
[0032]-该装置包括被布置在所述机载罐的上部处的阀，该阀在安全压力下被校准，安全压力高于大气压力并且高于所述设定点压力，并且该阀使得在机载罐内的压力超过所述安全压力的情况下能够从所述机载罐释放出气态的低温燃料；
[0033]-第一热交换器和第二热交换器中的至少一个交换器是用于低温燃料/热流体的飞行器交换器，该热流体选自：来自飞行器外部的空气、机舱的空气，或者气体涡轮的废气；
[0034]-该装置包括气体排放管线，气体排放管线通向所述机载罐的上部，并且气体排放管线将该机载罐连接到飞行器的出口配件，飞行器的出口配件通向飞行器的外部，该气体排放管线设置有监控阀，监控阀的打开和关闭由所述中央控制单元控制，飞行器的该出口配件被构造成能够经由抽吸管线连接到气体抽吸装置；
[0035]-该装置包括用于喷洒液态的低温燃料的喷洒装置，喷洒装置被布置在所述机载罐内，并且在机载罐的上部中，该喷洒装置被连接到液体供应管线，液体供应管线设置有飞行器的入口配件，飞行器的入口配件通向飞行器的外部，该液体供应管线设置有监控阀，监控阀的打开和关闭由所述中央控制单元控制，飞行器的该入口配件被构造成能够经由引入管线连接到机场的外部低温燃料储存罐和泵送装置，以向所述喷洒装置供应液态的低温燃料；
[0036]-该装置包括填充管线，填充管线通向所述机载罐的下部，该填充管线被布置有监控阀，监控阀的打开和关闭由所述中央控制单元控制，该填充管线还布置有入口配件，所述入口配件通向飞行器的外部，该入口配件被构造成能够经由引入管线连接到机场的外部低温燃料储存罐和泵送装置，以向所述机载罐供应液态的低温燃料。
[0037]
本发明还涉及一种飞行器，该飞行器包括至少一个用于低温燃料的机载储存罐和至少一个涡轮机，低温燃料例如为天然气，至少一个涡轮机设置有用液态的和气态的所述低温燃料运行的燃烧室。根据本发明，该飞行器包括如上所述的压力调节装置。
[0038]
本发明还涉及一种用于对用于液态或气态的低温燃料的机载储存罐内的压力进行调节的组件，该低温燃料例如为天然气。
[0039]
根据本发明，该组件包括：
[0040]-飞行器和机场设施，
[0041]
飞行器包括所述机载罐和至少一个涡轮机，至少一个涡轮机设置有被供应所述低温燃料的燃烧室以及如上所述的用于对压力进行调节的装置，
[0042]
机场设施包括至少一个外部低温燃料储存罐、至少一个抽吸管线和/或至少一个
引入管线，所述抽吸管线设置有气体抽吸装置并且在抽吸配件中，抽吸配件被构造成能够连接到飞行器的出口配件，所述引入管线设置有泵送装置并且被连接到所述外部罐和引入配件，引入配件被构造成能够连接到飞行器的入口配件。
[0043]
本发明还涉及一种用于对用于液态或气态的低温燃料的机载储存罐内的压力进行调节的方法，低温燃料例如为天然气，该机载罐位于飞行器内，并且该飞行器包括如上所述的用于对压力进行调节的装置，该低温燃料供应所述飞行器的涡轮机的燃烧室。
[0044]
根据本发明，该方法包括以下步骤：
[0045]-使用所述压力传感器检测所述机载罐内的压力，
[0046]-将该压力与设定点压力进行比较，
[0047]-以及当机载罐中的压力低于设定点压力时，打开再循环管线的第二调节阀和可能的第二控制阀，并且开启增压泵，以在第一热交换器中将液态低温燃料转换成气态低温燃料，并且将气态低温燃料重新喷射到机载罐的上部中。
[0048]
有利地，该方法包括以下步骤：
[0049]-使用所述压力传感器检测所述机载罐内的压力，
[0050]-将该压力与设定点压力进行比较，
[0051]-以及当机载罐中的压力低于设定点压力时，打开第二控制阀，以将被容纳在所述缓存罐中的压缩气态低温燃料转移到所述机载罐，直到该机载罐内的压力等于设定点压力。
[0052]
优选地，该方法用上述组件来执行，并且当飞行器停止并连接到机场设施时，该方法包括以下步骤：
[0053]-使用所述压力传感器检测所述机载罐内的压力，
[0054]-将该压力与设定点压力进行比较，
[0055]-如果机载罐中的压力低于设定点压力，打开液体供应管线的监控阀，并且开启机场设施的泵送装置，以从外部罐抽吸液态的低温燃料，并且将液态的低温燃料引入到所述机载罐中，并且如果机载罐中的压力高于设定点压力，打开气体排放管线的监控阀，并且开启机场设施的气体抽吸装置，以抽吸位于所述机载罐中的气态的低温燃料。
[0056]
应该注意，实际上，由于当飞行器停止时，飞行器的发动机关闭，气体未被消耗，因此这种情况很少发生。
附图说明
[0057]
本发明的其它特征、目的以及优点将通过以下描述而显现，以下描述完全是说明性的且非限制性的，并且应该结合附图来阅读，在附图中：
[0058]
[图1]是示出用于对机载低温燃料储存罐内的压力进行调节的组件的第一实施例的示意图，该燃料用于供应飞行器涡轮机的燃烧室。
[0059]
[图2]是示出上述组件的第二实施例的示意图。
[0060]
[图3]是示出机载低温燃料储存罐在飞行器的机身外部的可能位置的示意图。
[0061]
在所有附图中，相同的元件用相同的附图标记表示。
具体实施方式
[0062]
从现有技术中已知具有装备有如下涡轮机的飞行器1，该涡轮机的燃烧室10供应有诸如天然气的低温燃料。
[0063]
根据本发明，该飞行器1包括用于对用于所述低温燃料的机载储存罐3内的压力进行调节的装置2。当液体已经在相变之后汽化时，该低温燃料部分地处于液态(在罐的下部)，并且部分地处于气态(因此低温燃料部分地积聚在罐的顶部中)。
[0064]“机载罐”是指被构造成能够嵌入在飞行器中、或者固定在飞行器1外侧(如在图3中示出)且同时符合安全标准的罐。
[0065]
根据本发明的压力调节装置2具体包括：
[0066]-第一管线41，第一管线将机载罐3(特别是位于机载罐的下部中的分接配件31)连接到混合室100，以使得能够向混合室供应液态的低温燃料，
[0067]-第二管线42，第二管线将机载罐3(特别是位于机载罐的顶部中的分接配件32)连接到混合室100，以使得能够向混合室供应气态的低温燃料，
[0068]-再循环管线43，再循环管线将罐3的下部连接到罐的上部，特别地，将罐的下部连接到位于所述机载罐3的顶部中的分接配件33。
[0069]
优选地，泵35(例如增压泵)被浸没在罐3内。该泵被连接到第一管线41，并且使得期望的燃料流量能够被引入到该管线内，而该管线中的压力没有显著地增大。
[0070]
优选地，第一管线41还设置有加压泵412，加压泵相对于液态低温燃料在管线41中的流通方向被布置在增压泵35的下游和第一阀(被称为“调节”阀)的上游。在图1中示出的实施例中，该第一调节阀是双通阀，被标记为410，在图2中示出的实施例中，该第一调节阀是三通阀，被标记为411。泵412使得能够增加在第一管线41中流通的液态低温燃料的压力。
[0071]
最后，出于与在权利要求中使用的术语的一致性的原因，该三通阀411在下文将被称为“第二三通阀”。
[0072]
再循环管线43配备有用于第一液态低温燃料/热流体的飞行器热交换器430。该热交换器430使得能够改变液态低温燃料的状态以使液态低温燃料变为气态，以将液态低温燃料重新引入到罐3的顶部中。
[0073]
此外，有利地，开/关阀431被布置在再循环管线43上，并且在热交换器430的下游，以允许或不允许气体朝向罐3通过。
[0074]
管线43可以：
[0075]-通过分接配件34直接地连接到罐3的下部，并且该管线布置有第二调节阀432，同时第一管线41布置有第一调节阀410(参见在图1中示出的实施例)，
[0076]-或者被连接到位于第一管线41上的第二三通阀411(参见在图2中示出的实施例)。因此，该第二三通阀411取代第一调节阀和第二调节阀。
[0077]
可选地，用于第二液态低温燃料/热流体的飞行器热交换器413被布置在阀410或411与混合室100之间。该交换器413使得液态燃料在液态燃料进入混合室100之前能够汽化，因此混合室仅包含气态的燃料。
[0078]
三通阀411包括入口以及两个出口，该入口连接到加压泵412，该两个出口分别被连接到第二交换器413(因此被连接到混合室100)并且在交换器430的上游处被连接到再循环管线43。
[0079]
第二三通阀411可以具有第一位置、第二位置或者多个中间位置，在第一位置处，第二三通阀将罐3仅连接到混合室100，在第二位置处，第二三通阀将罐3仅连接到第一热交换器430，在多个中间位置处，第二三通阀将罐3连接到混合室100和第一热交换器430，同时根据第二三通阀所位于的中间位置使得或多或少显著的流量能够流向混合室或第一热交换器。
[0080]
优选地，第二管线42设置有第一控制阀420(例如双通阀)和压缩机421，相对于气态低温燃料在第二管线42中的流通方向，第一控制阀被布置在罐的下游，压缩机被布置在所述阀420的下游。
[0081]
在飞行器的可用于热交换器413或430的不同热流体中，例如可以提及来自飞行器外部的空气(来自飞行器外部的空气的温度高于低温燃料的温度)、来自机舱的空气或气体涡轮的废气。
[0082]
混合室100接纳来自两个管线41和42的、处于液态和气态两种状态的低温燃料的混合物，混合室通过管线101连接到燃烧室10。被布置在燃烧室10的入口处的喷射器(在图中未示出)使得能够将气态的低温燃料引入到燃烧室10内。
[0083]
至少一个压力传感器5被布置在罐3内，以检测罐内的压力。该传感器被布置在罐3的上部中，在处于液态的燃料的液位的上方。
[0084]
有利地，机载罐3还包括被布置在机载罐的上部的安全阀6。该阀在安全压力下被校准，该安全压力高于大气压力且高于设定点压力。安全阀具有在机载罐3内的压力超过所述安全压力的情况下从该机载罐3释放出气态的低温燃料的功能。
[0085]
根据本发明的在图1中示出的第一简化替代实施例，再循环管线43被直接地连接到在开/关阀431的下游的分接配件33。
[0086]
根据本发明的在图2中示出的第二替代实施例，再循环管线43经由气体缓存罐433(或“容量罐”)连接到分接配件33，气体缓存罐位于开/关阀431的下游。该缓存罐432以比机载罐3中的压力更高的压力来容纳气体。缓存罐被用于保持该罐3处于压力下。
[0087]
在这种情况下，第二控制阀434被布置在再循环管线43上，并且在所述缓存罐433的下游。最后，三通阀422(以下被称为第一三通阀)被布置在第二管线42上，并且在压缩机421的下游。该三通阀包括入口通路以及两个出口通路，该入口通路被连接到压缩机421，该两个出口通路分别被连接到混合室100以及通过旁路管线44被连接到所述缓存罐433。阀422可以具有第一位置、第二位置或者多个中间位置，在第一位置处，该阀将罐3仅连接到混合室100，在第二位置处，该阀将罐3仅连接到缓存罐433，在多个中间位置处，该阀将罐3连接到混合室100和缓存罐433，同时根据该阀所位于的中间位置使得或多或少显著的流量能够流向混合室或缓存罐。
[0088]
最后，尽管在附图中未示出，但是应当注意，可以具有如在图2中的缓存罐433，但是再循环管线43与如在图1中示出的连接件和阀432、410连接。
[0089]
至少一个中央单元7(例如计算机或处理器)接收特别地来自压力传感器5的信息，并且根据该信息对阀410、431、432、434以及420的操作、三通阀411和422的操作、增压泵35和加压泵412的开/关操作以及压缩机421的开/关操作进行控制(如下文所述的)。
[0090]
为此，计算机包括存储有计算机程序的存储器，该程序包括使得机器能够执行这些方法步骤的代码指令。
[0091]
缓存罐433可以以两种方式被供应。
[0092]
当第二三通阀411处于第一位置时(或者当第一调节阀410打开并且第二调节阀432关闭时)，例如在飞行器起飞时，并且当混合室100被供应液态燃料时，那么第一三通阀422被布置在第二位置，并且缓存罐433被供应气态低温燃料，气态低温燃料来自罐3的上部，然后被压缩机421压缩并且经由旁路管线44而被引入。同时，第二控制阀434被关闭。
[0093]
相反地，在气态(即，汽化)的燃料流量足以供应混合室100的情况下，第一三通阀422被布置在第一位置。然而，第一三通阀也可以被布置在中间位置，因此缓存罐433被供应从压缩机421离开的气态燃料，阀434被关闭。
[0094]
特别地当缓存罐的内部压力变得低于预定阈值压力时，缓存罐433被填充，预定阈值压力本身高于罐3的工作压力。
[0095]
缓存罐433的尺寸被确定为能够保持罐3中的压力、再循环管线43被供应液态燃料的时间以及汽化器430开始产生气体的时间。因此，与没有该缓存罐433的第一替代实施例相比，用于对罐3中的压力进行调节的响应时间被缩短。
[0096]
调节装置2如下地运行：
[0097]
只要压力传感器5向中央单元7返回机载罐3内的压力等于设定点压力或在设定点值的范围内的信息，则中央单元7关闭阀431、432和/或控制三通阀411和422(根据替代实施例)，使得再循环管线43和缓存罐433(如果存在的话)都不连接到管线41和42，此外，中央单元控制泵35和412以及阀420和压缩机421，使得取决于飞行器的飞行阶段，根据由飞行器1的需求得到的比例，混合室100被供应液态低温燃料和气态低温燃料。
[0098]
如果由压力传感器5检测到的机载罐3中的压力低于设定点压力(或低于设定点值的范围的下限)，并且只要机载罐中的压力保持这样，则第二调节阀432被打开或者第二三通阀411被布置在第二位置，第二控制阀434(如果存在的话)被打开，并且液态低温燃料行进穿过热交换器430，改变相态并且返回到气态并且到罐3的上部中。该气体进入导致罐3中的压力增大。如果缓存罐433存在的话，则缓存罐如之前所说明地起作用。
[0099]
相反地，如果由压力传感器5检测到的压力大于设定点压力或大于设定点值范围的上限，则从第二管线42流出的气体的流量通过压缩机421的加速(因此阀420被打开)而增大，并且在第一管线41中流通的液体流量通过对阀410或411进行控制而降低，使得到达发动机中的(液态和气态)低温燃料流量总是对应于发动机需求。
[0100]
最后，如果罐3中的压力变得高于安全压力，则阀6打开并且将气体释放到罐3外，以使罐中的压力回到低于该安全压力值。
[0101]
有利地，根据本发明的压力调节装置2可以通过如下的附加设施来完成，该附加设施使得能够在飞行器1例如在夜间在地面上停放的阶段期间调节机载罐3内的压力。
[0102]
为此，该装置2包括用于排放气体的管线81，该管线在分接配件810处通向罐3的上部。该管线使得能够将罐3连接到飞行器的通向外部的出口配件11。该排放管线81设置有监控阀82，监控阀的打开和关闭由所述中央控制单元7控制。
[0103]
此外，该出口配件11被构造成能够经由抽吸管线91连接到气体抽吸装置92，该气体抽吸装置使得能够抽出气体并将气体输送到例如安装在机场中的再液化装置。
[0104]
抽吸管线91可以例如通过配件96连接到配件11。
[0105]
有利地，压力调节装置2还包括用于喷洒处于液态的低温燃料的装置83，该喷洒装
置被布置在机载罐3的内部、在罐的上部。该喷洒装置83被连接到液体供应管线84，液体供应管线设置有入口配件12，入口配件通向飞行器1的外部。管线84被布置有监控阀85，监控阀的打开和关闭由中央控制单元7控制。
[0106]
优选地，喷洒装置83在罐3热的时候使用。因此，积聚在罐的上部的气体也是热的，并且促进通过装置83喷洒的液体汽化。该喷洒装置还使得能够使液体的填充标准化，并且避免在罐3的结构上产生会使罐脆弱的冷点。
[0107]
入口配件12被构造成能够经由引入管线94连接到机场的外部低温燃料储存罐93，以向装置83供应处于液态的燃料。
[0108]
引入管线94设置有泵送装置95以及被构造成与入口配件12配对的配件97。
[0109]
最后，机载罐3还可以设置有液体填充管线86，液体填充管线通向机载罐的下部，该管线86能够在阀85的下游处被连接到管线84，或者通向飞行器的在图中未示出的入口配件。
[0110]
由于该附加设施，当飞行器1停止时，抽吸管线91和引入管线94被连接到飞行器1，并且如果压力传感器5检测到罐3中的压力低于设定点压力(或低于设定点值的范围的下限)，并且只要罐中的压力保持这样，则中央控制单元7就保持阀420、432、410和411关闭(如果发动机不启动并且飞行器被连接到机场，除了可能的能够被用于升高压力的阀432之外，这些阀一直被关闭)。此外，单元7控制监控阀85的打开以及泵送装置95的开启，以抽吸在外部罐93中的低温燃料并且将低温燃料引入到机载罐3中。
[0111]
此外，如果由传感器5检测到的罐3中压力超过设定点压力或设定点值的范围的上限，则中央控制单元7打开监控阀82，并且开启气体抽吸装置92，使得气态低温燃料被排放到机场设施。
[0112]
此外，如之前所描述的，如果罐3中的压力变得高于安全压力，则阀6打开。
[0113]
最后，当液态燃料水平下降到预定阈值以下时(由传感器测量的)，燃料被添加到罐中。
[0114]
喷洒装置83在罐“热”时(即在环境温度下，并且当罐3中没有低温液体时)使用。该喷洒装置83使得能够在喷洒液滴时不会在罐3的金属上产生热冲击，如果使用管线86直接倾倒流量，则会发生热冲击。如果机载罐3已经处于“冷”状态，则使用具有较高流量的管线86。