Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ ПОЖАРОТУШЕНИЯ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
СПОСОБ ПОЖАРОТУШЕНИЯ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

СПОСОБ ПОЖАРОТУШЕНИЯ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к авиационным средствам пожаротушения, применяемым для тушения очагов пожара в труднодоступной местности, на высотных сооружениях или в случае, если для тушения пожара требуется подача гасящего средства с достаточно большой высоты. Способ пожаротушения включает направленную подачу жидкости на очаг пожара с борта летательного аппарата с помошью сопла и управление направленным потоком жидкости. Жидкость подают в виде двухфазной газокапельной струи, которую получают путем ее диспергирования в газовом потоке и ускорения двухфазного потока в газодинамическом сопле. Ускоренную газокапельную струю направляют на очаг пожара. При этом производят управление газокапельной струей поворотом сопла и/или регулированием давления, и/или расхода жидкости, и/или газа на входе в сопло. В процессе работы осуществляют полную или частичную компенсацию возмущающих сил, действующих на свободно истекающую с борта летательного аппарата газокапельную струю, выбором угла наклона вектора скорости струи относительно вектора скорости движения летательного аппарата. Устройство для пожаротушения содержит размещенные на борту летательного аппарата емкость с жидкостью, камеру смешения жидкости и газа и газодинамическое сопло для подачи жидкости в зону очага пожара, соединенное с емкостью через трубопровод. Камера смешения снабжена средством для диспергирования жидкости. Устройство снабжено системой управления направлением вектора скорости газокапельной струи, величиной скорости струи и расходом жидкости. Увеличивается эффективность пожаротушения. 2 с. и 24 з.п.ф-лы, 7 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2131379
Класс(ы) патента: B64D1/16
Номер заявки: 98101933/28
Дата подачи заявки: 06.02.1998
Дата публикации: 10.06.1999
Заявитель(и): Научно-исследовательский институт низких температур при Московском государственном авиационном институте - техническом университете
Автор(ы): Зуев Ю.В.; Карпышев А.В.; Лепешинский И.А.
Патентообладатель(и): Научно-исследовательский институт низких температур при Московском государственном авиационном институте - техническом университете
Описание изобретения: Изобретение относится к технике пожаротушения и авиационной технике, а более конкретно касается авиационных средств пожаротушения, применяемых для тушения очагов пожара в труднодоступной местности, на высотных сооружениях или в случаях, когда для тушения пожара требуется подача гасящего средства с достаточно большой высоты.
В настоящее время известны различные способы и устройства для тушения пожаров путем слива жидкости, находящейся в специальных резервуарах, с летательных аппаратов, в основном самолетов.
Так например, известно устройство (PL, 127704, МПК-3 A 62 C 28/00, B 64 D 1/16, 1985), предназначенное для тушения пожаров с помощью самолетов, которое содержит емкости для хранения жидкости, две горловины для слива жидкости, заборник воздуха, соединенный с верхней частью емкостей, и управляемые клапаны слива.
Использование двух отверстий для слива жидкости дает возможность получения разных расходов в зависимости от комбинации открытия клапанов. Это позволяет в свою очередь тушение пожаров на большой площади или создавать длинные замкнутые зоны сброса жидкости вокруг очага пожара. Известное устройство использует набегающий поток воздуха для вытеснения жидкости из емкостей и представляет собой съемный узел, который можно закреплять на борту многофункциональных самолетов.
Известен способ слива жидкости с летательного аппарата (FR, 2610894, МПК-3 B 64 D 1/16, 1988), который включает сброс жидкости через патрубок, выступающий из корпуса самолета, в направлении, противоположном направлению полета. Слив жидкости в известном решении происходит как под действием силы тяготения, так и под действием избыточного давления порядка 0,5 бар, создаваемого системой наддува в емкости с жидкостью.
Известен также способ слива жидкости с самолетов (CA, 975733, НКИ 244-104, 1975), заключающийся в сливе жидкости через отверстие в днище бака. В процессе слива происходит дробление жидкости на капли при прохождении ее через профилированную решетку, установленную в выходном сечении сливного отверстия.
Аналогом заявленного способа является способ пожаротушения с помощью летательного аппарата (RU, 94012947 A1, МПК-6 B 64 D 1/16, 1995). Известный способ включает слив жидкости в виде направленной струи параллельно набегающему воздушному потоку в пределах угла атаки летательного аппарата в сторону, противоположную направлению полета. При этом на границе свободной струи в непосредственной близости от среза выходного сечения сливного патрубка создают область давления, избыточного по отношению к давлению воздуха, обтекающего остальную часть струи и возрастающую с удалением границы жидкости от оси струи. Воздушный поток, набегающий на фронтальную поверхность жидкостной струи, отклоняют вниз, осуществляя тем самым уменьшение составляющей воздушного потока, перпендикулярной струе. За счет этого достигается уменьшение импульса, передаваемого фронтальной поверхности струи, и снижение деформации струи, то есть управление направленным потоком жидкости. Данное явление реализуется в известном решении с помощью специальных аэродинамических поверхностей, устанавливаемых перед струей, ниже сливного патрубка, либо с помощью профилированного кольцевого крыла, охватывающего струю.
Аналогом предлагаемого устройства является устройство пожаротушения с помощью летательного аппарата (RU, 94012947 A1, МПК-6 B 64 D 1/16, 1995). Известное устройство содержит сливной агрегат с прямоугольным выходным патрубком круглого сечения, направленным параллельно корпусу летательного аппарата в сторону, противоположную направлению полета, и вынесенным из летательного аппарата наружу. В состав сливного агрегата входит также кольцевое крыло, связанное с патрубком пилонами. Находящееся в воздушном потоке кольцевое крыло охватывает свободную струю жидкости и создает на ее границе область избыточного давления, относительно давления воздушного потока, обтекающего остальную часть струи. В нижней части крыло имеет S-образный профиль, за счет чего воздушный поток, набегающий на фронтальную поверхность струи, отклоняется вниз. В результате этого снижается импульс, передаваемый фронтальной поверхности струи, и, следовательно, ее деформация. Профилированное крыло позволяет таким образом управлять направленным потоком жидкости.
Наиболее близким аналогом заявленного способа является способ пожаротушения с использованием летательного аппарата, описанный в патенте US 3604509 (МПК A 62 C 35/00, 1971). Известный способ включает диспергирование жидкости в газовом потоке, ускорение образованного двухфазного потока в газодинамическом сопле и направленную подачу ускоренной газокапельной струи на очаг пожара с борта летательного аппарата. В качестве жидкости, предназначенной для пожаротушения, в известном решении используется пенообразующая жидкость, чем и определяется форма камеры смешения и сопла, с помощью которого осуществляется направленный сброс образованной пены с борта самолета на очаг пожара. Выбор параметров, подаваемых в камеру смешения потоков пенообразующей жидкости и газа, а также размеров сопла зависит в известном техническом решении от требуемых размеров шариков пены и необходимого расхода пены.
Наиболее близким аналогом заявленного устройства является устройство пожаротушения с помощью летательного аппарата, раскрытое в патенте US 3604509 (МПК A 62 C 35/00, 1971). В состав известного устройства входит емкость с жидкостью, предназначенной для пожаротушения, камера смешения жидкости и газа, соединенная через трубопровод с емкостью и с системой подачи газового потока, средство для диспергирования жидкости, подаваемой в камеру смешения, газодинамическое сопло для подачи газокапельной струи на очаг пожара и система управления направленной газокапельной струей. В данном устройстве в качестве рабочей жидкости используется пенообразующая жидкость. Образуемые на выходе из сопла в процессе работы устройства шарики пены обладают незначительной начальной скоростью, но большой внешней поверхностью, что не позволяет создать устойчивый по отношению к внешним воздействующим факторам направленный двухфазный поток с дальностью полета более 50 м.
Указанные аналоги предлагаемого изобретения служат для повышения концентрации тушащего вещества при направленной подаче с борта летательного аппарата. Однако данные технические решения лишь частично устраняют влияние набегающего потока воздуха и не позволяют управлять газокапельной струей в широком диапазоне направлений, а также не обеспечивают компенсации сил инерции, действующих на струю со стороны летательного аппарата. То есть известные аналоги не позволяют полностью компенсировать возмущающие факторы, в первую очередь аэродинамические силы, действующие на направленный поток пожарогасящей жидкости, и, следовательно, обладают ограниченной эффективностью пожаротушения.
К основным факторам, влияющим на эффективность пожаротушеня, относятся: расход тушащего вещества, поток которого направляется на очаг пожара, размер и скорость капель тушащего вещества при подлете к очагу пожара. Эффективность пожаротушения повышается с увеличением расхода тушащей жидкости и скорости ее капель, а также соответственно с уменьшением размера капель.
В известных технических решениях распыление струи жидкости осуществляется при относительно малой скорости подачи газокапельной струи с борта летательного аппарата, поэтому скорость подлета капель к очагу пожара оказывается достаточно малой (сопоставима со скоростью дождевых капель), а воздействие на газокапельную струю высокоскоростного воздушного потока приводит к ее рассеиванию и отклонению от заданного направления. Указанные факторы определяют главным образом относительно низкую эффективность пожаротушения при использовании известных устройств и способов пожаротушения с помощью летательных аппаратов.
В основу предлагаемого изобретения положена задача, связанная с повышением эффективности пожаротушения с помощью летательного аппарата, которая решается за счет создания высокоскоростного мелкодисперсного двухфазного потока с высокой концентрацией тушащего вещества, который проявляет устойчивость при воздействии на него возмущающих сил, в том числе и набегающего воздушного потока. Данные свойства двухфазного потока обеспечиваются при определенных условиях вследствие заданной структуры потока и его повышенной дальнобойности, то есть при сохранении достаточно большой скорости капель жидкости в потоке на расстояниях более 50 м.
Данный технический результат достигается тем, что при осуществлении способа пожаротушения с использованием летательного аппарата, включающего диспергирование жидкости в газовом потоке, ускорение образованного двухфазного потока в газодинамическом сопле и направленную подачу ускоренной газокапельной струи на очаг пожара с борта летательного аппарата, согласно настоящему изобретению давление на входе в сопло P и относительную концентрацию g жидкости в двухфазном потоке выбирают из следующих условий:
P ≥ 2·105 Па;
P·g ≅ 5,7·108 Па,
где g = Gж/Gг, Gж - массовый расход жидкости; Gг - массовый расход газа.
Для эффективного пожаротушения целесообразно управлять газокапельной струей поворотом сопла, и/или регулированием давления, и/или расхода жидкости, и/или газа на входе в сопло.
Предпочтительно также осуществлять полную или частичную компенсацию возмущающих сил, действующих на свободноистекающую с борта летательного аппарата газокапельную струю, выбором угла наклона вектора скорости струи относительно вектора скорости движения летательного аппарата.
Для достижения наиболее полной компенсации возмущающих сил угол наклона вектора скорости газокапельной струи относительно вектора скорости летательного аппарата выбирают из условия минимизации величины суммарного импульса струи вдоль траектории ее полета в направлении действия возмущающих сил.
В простейшем случае, когда можно пренебречь величиной аэродинамических сил, действующих на газокапельную струю, угол наклона α вектора скорости W газокапельной струи относительно вектора скорости V летательного аппарата выбирается таким, чтобы проекция вектора W на направление вектора V была направлена в противоположном направлении по отношению к вектору V и выполнялось условие
Для компактирования газокапельной струи, т.е. для сжатия и уменьшения поперечных размеров двухфазного потока, целесообразно использовать кольцевое газодинамическое сопло.
Предпочтительно также, чтобы диаметр dвых выходного сечения сопла был выбран из условия dвых ≥ 0,04 H/g, где H - высота полета летательного аппарата. Данное условие позволяет согласовать размеры сопла с оптимальными условиями полета летательного аппарата (например самолета).
Из тех же соображений длину L профилированного канала газодинамического сопла следует выбирать из условия: L > 2dвых.
Газовый поток можно создавать с помощью по меньшей мере одной турбокомпрессорной установки.
Для этих целей может быть использована турбокомпрессорная установка, входящая в состав турбореактивного двигателя, установленного на борту летательного аппарата.
Возможно также использование газа за турбиной турбореактивного двигателя.
Для создания газового потока может использоваться рабочее тело второго контура двухконтурного турбореактивного двигателя.
Газовый поток может быть создан с помощью компрессора.
В качестве жидкости, предназначенной для пожаротушения, может использоваться вода.
В качестве летательного аппарата целесообразно использовать самолет или вертолет.
Данный технический результат достигается также тем, что в устройстве для пожаротушения с помощью летательного аппарата, содержащем размещенные на борту летательного аппарата емкость с жидкостью, предназначенной для пожаротушения, камеру смешения жидкости и газа, соединенную через трубопровод с емкостью и с системой подачи газового потока, средство для диспергирования жидкости, подаваемой в камеру смешения, газодинамическое сопло для подачи газокапельной струи на очаг пожара и систему управления направленной газокапельной струей, согласно настоящему изобретению длина L профилированного канала сопла выбрана из условия L > 2dвых, где dвых - диаметр выходного сечения сопла, при этом система управления выполнена с возможностью изменения направления вектора скорости газокапельной струи и/или величины скорости струи.
Предпочтительно, чтобы в состав системы управления входил узел, осуществляющий поворот газодинамического сопла относительно корпуса летательного аппарата.
В состав систем подачи жидкости и газа могут входить регуляторы давления и расхода жидкости и газа.
Для компактирования газокапельной струи, т.е. для сжатия и уменьшения поперечных размеров двухфазного потока, целесообразно использовать кольцевое газодинамическое сопло.
Предпочтительно также, чтобы диаметр dвых выходного сечения сопла был выбран из условия dвых ≥ 0,04 H/g, где H - высота полета летательного аппарата.
Целесообразно также, чтобы система подачи газового потока содержала по меньшей мере одну турбокомпрессорную установку.
Для этих целей может использоваться также турбокомпрессорная установка, входящая в состав турбореактивного двигателя, установленного на борту летательного аппарата.
Предпочтительно, чтобы система подачи газового потока была соединена с выходом из турбины турбореактивного двигателя.
Система подачи газового потока может быть соединена со вторым контуром двухконтурного турбореактивного двигателя.
Система подачи газового потока может быть также соединена с компрессором как входящим в состав двигательной установки летательного аппарата, так и выполненным в виде автономного узла.
В качестве жидкости, применяемой для пожаротушения, в простейшем варианте используется вода.
В качестве летательного аппарата, на котором устанавливается устройство, целесообразно использовать самолет или вертолет.
Далее изобретение поясняется описанием конкретных примеров его осуществления и прилагаемыми чертежами, на которых изображено следующее:
на фиг. 1 - функциональная схема устройства для пожаротушения согласно настоящему изобретению;
на фиг. 2 - схема размещения устройства на борту летательного аппарата (самолета);
на фиг. 3 - схема камеры смешения с газодинамическим соплом;
на фиг. 4 - схема камеры смешения с кольцевым газодинамическим соплом;
на фиг. 5 - схема устройства с системой подачи воздуха от турбореактивного двигателя (ТРД);
на фиг. 6 - схема устройства с системой подачи газа в виде продуктов сгорания от ТРД;
на фиг. 7 - схема устройства с системой подачи воздуха от дополнительного компрессора.
Способ пожаротушения может быть осуществлен с помощью устройства, функциональная схема которого изображена на фиг. 1.
Устройство для пожаротушения содержит систему 1 подачи жидкости, предназначенной для пожаротушения, систему 2 подачи газа, камеру 3 смешения жидкости и газа, газодинамическое сопло 4, управляемую платформу 5 с механизмом перемещения, на которой установлено сопло 4 с камерой 3, и систему управления 6, которые размещаются на борту летательного аппарата, например самолета 7, в его кормовой части (см. фиг. 2).
Сопло 4 с помощью перемещаемой платформы 5 ориентируется в заданном направлении. Для полной компенсации возмущенных аэродинамических сил угол наклона вектора W скорости газокапельной струи 8 относительно вектора V скорости летательного аппарата выбирают из условия минимизации величины суммарного импульса струи вдоль траектории ее полета в направлении действия возмущающих сил. В рассматриваемом случае вектор V скорости совпадает с осью симметрии 9 конструкции фюзеляжа самолета 7 (см. фиг. 2).
Если в реальных условиях работы устройства можно пренебречь величиной аэродинамических сил, действующих на газокапельную струю, то угол наклона α вектора скорости W газокапельной струи относительно вектора скорости V летательного аппарата выбирается таким, чтобы проекция вектора W на направление вектора V была направлена в противоположном направлении по отношению к вектору V и выполнялось условие
При выполнении указанных условий газокапельная струя 8 будет направлена вертикально вниз по отношению к поверхности Земли, если угол между векторами V и W также расположен в вертикальной плоскости либо под небольшим углом к вертикальной плоскости, проходящей через ось 9 летательного аппарата. Последний режим может быть использован в случае, если по каким-либо причинам необходимо направлять струю тушащего вещества под некоторым углом к вертикальной плоскости.
В качестве источника газа, например воздуха, может использоваться либо газобаллонная система, либо турбокомпрессорная установка, входящая в состав штатного турбореактивного двигателя, например ТВ7-117. Такая установка может обеспечивать получение расхода газа mг = 8,5 кг/с при давлении до 4·105 Па, которое определяет давление в камере смешения. Жидкость, предназначенная для пожаротушения, в рассматриваемом примере вода, размещается в специальных баках и подается в камеру смешения с помощью вытеснительной или насосной системы подачи.
Выход камеры смешения 3 соединен со входом в сопло 4 (см. фиг. 3), а ее вход с системой подачи газа через патрубок 10 и системой подачи жидкости через полость 11 и непосредственно через отверстия 12, выполненные в разделительной стенке. В этом случае перфорированная разделительная стенка камеры смешения служит в качестве средства диспергирования жидкости.
Параметры подаваемого в камеру потока воздуха и размеры отверстий 12 выбираются из условия получения необходимого размера капель жидкости, подаваемой из полости 11 в камеру смешения 3 в виде отдельных струек. Следует отметить, что возможны и другие методы подачи жидкости в камеру 3, например с помощью форсунок, как это осуществляется аналогичным образом в жидкостных ракетных двигателях. Для подачи жидкости в камеру 3 смешения может быть применена вытеснительная система подачи с использованием воздуха, нагнетаемого с помощью турбокомпрессорной установки или насоса, приводимого в действие турбокомпрессорным агрегатом либо электродвигателем.
Полученный таким образом двухфазный газокапельный поток подается в сопло 4, где он разгоняется до необходимых скоростей. На выходе из сопла 4 создается направленная газокапельная струя, которая ориентируется в заданном направлении с помощью системы 6 управления относительно вектора скорости V самолета.
Для другого варианта реализации изобретения может использоваться кольцевое газодинамическое сопло 4 с центральным телом 13 (см. фиг. 4). Данное выполнение сопла позволяет компактировать (сжать) газокапельную струю при относительно однородном распределении капель воды по сечению струи и за счет этого увеличить концентрацию тушащей жидкости в двухфазной струе, направляемой на очаг пожара.
В одном из вариантов использования изобретения в качестве источника газа может использоваться ТРД (см. фиг. 5-7), состоящий из диффузора 14, компрессора 15, камеры сгорания 16, турбины 17 и сопла 18. Поток воздуха подается с выхода компрессора 15 (см. фиг. 5) и по магистрали 19 подачи газа поступает в камеру смешения 3, куда подается также диспергированная жидкость из полости 11. Полученный двухфазный поток направляется аналогичным образом в сопло 4, где происходит его ускорение.
В другом варианте реализации изобретения рабочий газ может подаваться в камеру 3 смешения с выхода турбины 17 по магистрали 20 (см. фиг. 6). Возможно также использование двухконтурного ТРД с отбором рабочего газа из одного либо из двух контуров двигателя одновременно.
В следующем варианте применения изобретения (см. фиг. 7) используется специальная газотурбинная установка, включающая компрессор 15, камеру сгорания 16, турбину 17 для привода компрессора 15, сопло 18, свободную турбину 21, которая приводит в движение компрессор 22, служащий для получения рабочего газового потока. Воздух, возможно вместе с продуктами сгорания, подается от компрессора по газовой магистрали 23 в камеру смешения 3, где он смешивается с диспергированной жидкостью. Полученный двухфазный поток затем разгоняется в сопле 4.
Способ пожаротушения с использованием летательного аппарата осуществляется с помощью вышеописанного устройства следующим образом.
В камеру смешения 3 (см. фиг. 3) через патрубок 10 подают газовый поток, в котором распределяются капли диспергированной жидкости через отверстия 12 полости 11. Образованный в результате смешения жидкости и газа двухфазный поток ускоряется в газодинамическом сопле 4. Направление сопла 4 и соответственно вектора скорости W газокапельной струи 8 выбираются таким образом, чтобы обеспечить распространение в направлении очага пожара в вертикальной плоскости при полете летательного аппарата.
Давление P на входе в сопло 4 и относительную концентрацию g жидкости в двухфазном потоке выбирают исходя из следующих условий:
P ≥ 2·105 Па;
P·g ≅ 5,7·108 Па,
где g = Gж/Gг, Gж - массовый расход жидкости; Gг - массовый расход газа.
Максимальные значения давления газа Pmax и относительные концентрации жидкости gmax выбираются из условия предельно плотной упаковки частиц жидкости в газовом потоке, при которой возможно формирование дисперсной структуры жидкости в двухфазном потоке. Данное условие характеризуется формулой
Pmax = πRT·rж/(1-π/6)gmax,
где R - газовая постоянная газовой фазы двухфазного потока (для воздуха R = 287 Дж/(кг·К));
T - температура газа в двухфазном потоке на выходе из сопла (для рассматриваемых условий T = 300 К);
rж - плотность жидкости в двухфазном потоке (для воды rж = 1000 кг/м3).
Учитывая реальные предельно допустимые возможности реализации патентуемого способа пожаротушения, данное условие можно записать в следующем виде Pmax · gmax = 5,7·108 Па. Из этого условия видно, что для осуществления изобретения величины давлений и расход необходимо выбирать согласно соотношению P·g≅5,7·108 Па. При этом нижний предел давления газа на входе в сопло 4 выбирается из реальных условий формирования двухфазного потока, скорость истечения которого достаточна для эффективного пожаротушения с заданной высоты полета (H≥50 м) летательного аппарата: P ≥ 2·105 Па.
Выбор необходимых параметров в соответствии с указанными условиями обеспечивает решение поставленной технической задачи за счет устойчивости струи и значительной скорости струи при входе в зону очага пожара. Необходимая дисперсность жидкости (размер капель) обеспечивается в процессе формирования двухфазного потока в камере смешения 3 и его ускорения в сопле 4.
В рассматриваемом примере расход жидкости выбирается равным Gж = 100 кг/с, расход газа - Gг = 8,5 кг/с при давлении P до 4·105 Па. При выбранных значениях расходов и давлений скорость газокапельной струи составляет W = 130 м/с.
Управление газокапельной струей производят поворотом сопла с помощью перемещаемой платформы 5, регулированием давления и расхода жидкости и давления газа на входе в сопло 4.
Выбором угла наклона вектора скорости струи относительно вектора скорости движения летательного аппарата осуществляют полную или частичную компенсацию возмущающих сил, действующих на свободноистекающую с борта летательного аппарата газокапельную струю (см. фиг. 2).
Для достижения наиболее полной компенсации возмущающих аэродинамических сил угол наклона а вектора W скорости газокапельной струи относительно вектора V скорости летательного аппарата выбирают из условия минимизации величины суммарного импульса струи вдоль траектории ее полета в направлении действия возмущающих сил. Для рассматриваемого примера реализации изобретения (см. фиг. 2) угол наклона α вектора скорости W газокапельной струи относительно вектора скорости V летательного аппарата выбирается таким, чтобы проекция вектора W на направление вектора V была направлена в противоположном направлении по отношению к вектору V и выполнялось условие
В конкретных условиях осуществления изобретения - при полете самолета вблизи очага пожара со скоростью 80 м/с (290 км/ч) на высоте 50 м и при выбранном угле наклона вектора скорости α = 130o - скорость газокапельной струи у поверхности очага пожара составляет более 50 м/с. В данных условиях размер капель жидкости в газокапельной струе будет составлять менее 100 мкм. При данных параметрах, как показали проведенные исследования, обеспечивается высокая эффективность тушения пожара.
Поскольку скорость газокапельной струи обратно пропорциональна концентрации жидкости, а ее дальнобойность прямо пропорциональна концентрации жидкости, то при ограниченных возможностях увеличения давления газа на входе в сопло целесообразно использовать компактирование струи (сжатие струи). Это осуществляется за счет разгона капель жидкости при малой концентрации жидкости и последующего формирования высокоскоростной газокапельной струи с высокой концентрацией на выходе из сопла. Данные условия обеспечиваются при использовании соответствующим образом профилированного кольцевого сопла 4 (см. фиг. 4).
Для обеспечения заданной дальнобойности газокапельной струи при различных высотах полета летательного аппарата, определяемых типом аппарата (самолета или вертолета), диаметр dвых выходного сечения сопла 4 выбирается в зависимости от возможной высоты полета вблизи очага пожара в соответствии с условием dвых ≥ 0,04 H/g, где H - высота полета летательного аппарата.
Ускорение двухфазного газокапельного потока до необходимых для пожаротушения скоростей W истечения струи достигается при использовании сопла 4 с длиной L профилированного канала, выбранной из условия L > 2dвых.
Проведенные расчеты показали, что при выборе требуемых параметров в соответствии с вышеуказанными условиями возможно тушение пожаров при скоростях полета летательного аппарата в диапазоне от 0 до 400 км/ч и высотах полета до 200 м (указаны оптимальные значения, хотя возможны и более высокие скорости и большие высоты). Следует отметить, что используемые в настоящее время авиатанкеры, применяемые для тушения пожаров, работают при скоростях полета до 300 км/ч и высотах до 100 м.
Газовый поток, подаваемый в камеру смешения 3, создается с помощью турбокомпрессорной установки (см. фиг. 5-7). Для создания воздушного потока могут использоваться несколько турбокомпрессорных установок.
Для снижения веса и упрощения конструкции устройства применяется турбокомпрессорная установка, входящая в состав турбореактивного двигателя (ТРД), установленного на борту самолета или вертолета.
В одном из вариантов реализации способа газовый поток подается в камеру смешения 3 с выхода компрессора 15, приводимого в движение турбиной 17 (см. фиг. 5). Полученный в камере смешения 3 двухфазный поток в результате смешения с диспергированной жидкостью направляется в сопло 4, где происходит его ускорение.
В другом варианте реализации способа рабочий газ подается в камеру смешения 3 с выхода турбины 17 по магистрали 20 (см. фиг. 6). Для этого может также использоваться двухконтурный ТРД с отбором рабочего газа из одного либо из двух контуров двигателя одновременно.
В следующем варианте реализации способа (см. фиг. 7) используется специальная газотурбинная установка, включающая свободную турбину 21, которая приводит в движение компрессор 22 для получения рабочего газового потока. Воздух, возможно вместе с продуктами сгорания, подается от компрессора по газовой магистрали 23 в камеру смешения 3, где он смешивается с диспергированной жидкостью. Полученный двухфазный поток затем разгоняется в сопле 4.
Следует отметить, что для создания газового потока, подаваемого в камеру смешения 3, может использоваться как компрессор, входящий в состав ТРД летательного аппарата, так и компрессор, специально предназначенный для работы установки пожаротушения и обеспечивающий подачу газа с заданным давлением в камеру 3.
Таким образом, патентуемые способ и устройство позволяют повысить эффективность тушения пожаров за счет создания высокоскоростной двухфазной струи с требуемой для эффективного пожаротушения дисперсностью капель и концентрацией тушащей жидкости. Сохранение параметров двухфазной струи при подлете к очагу пожара происходит за счет определенной структуры ускоренного потока и требуемой скорости капель жидкости, обеспечиваемых выбором параметров согласно вышеприведенным условиям, что в конечном итоге и определяет дальнобойность струи.
Для достижения технического результата при осуществлении патентуемых изобретений обеспечивается:
а) сохранение компактности газокапельной струи на всей траектории ее движения от среза сопла до очага пожара;
б) определенный диапазон размеров капель в струе - от 20 до 200 мкм;
в) превышение скорости капель в струе при подлете к очагу пожара над скоростью свободного падения капель (скорость газокапельной струи у очага пожара задается в диапазоне 1-100 м/с).
Патентуемые способ и устройство, предназначенные для пожаротушения с использованием летательного аппарата, могут использоваться в различных отраслях деятельности, где для тушения пожаров требуется размещение средств гашения пожара на борту самолетов или вертолетов, например в сельском хозяйстве и в лесном хозяйстве при тушении пожаров на большой площади.
Наиболее эффективно использование изобретения при тушении труднодоступных очагов пожаров, где требуется наиболее эффективное расходование тушащей жидкости. Изобретение может также успешно применяться для тушения очагов пожара повышенной интенсивности горения, например при разливе нефти, возгорании нефтяных скважин и т.п.
Целесообразно использование изобретения при создании авиационной техники в качестве системы, входящей в состав летательного аппарата, а также в виде съемного узла, устанавливаемого по мере надобности на борту многофункционального летательного аппарата.
Хотя предлагаемое изобретение описано в связи с предпочтительным вариантом реализации, для специалистов в данной области техники понятно, что могут иметь место изменения и другие варианты выполнения без отклонения от общей идеи и предмета изобретения в соответствии с представленной формулой.
Формула изобретения: 1. Способ пожаротушения с использованием летательного аппарата, включающий диспергирование жидкости в газовом потоке, ускорение образованного двухфазного потока в газодинамическом сопле и направленную подачу ускоренной газокапельной струи на очаг пожара с борта летательного аппарата, отличающийся тем, что давление P на входе в сопло и относительную концентрацию g жидкости в двухфазном потоке выбирают из следующих условий:
P ≥ 2 · 105 Па;
P · g ≅ 5,7 · 108 Па,
где g = Gж/Gг, Gж - массовый расход жидкости; Gг - массовый расход газа.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что производят управление газокапельной струей поворотом сопла, и/или регулированием давления, и/или расхода жидкости, и/или газа на входе в сопло.
3. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что осуществляют полную или частичную компенсацию возмущающих сил, действующих на свободно истекающую с борта летательного аппарата газокапельную струю, выбором угла наклона вектора скорости струи относительно вектора скорости движения летательного аппарата.
4. Способ по п.3, отличающийся тем, что угол наклона α вектора скорости W газокапельной струи относительно вектора скорости V летательного аппарата выбирают таким образом, чтобы проекция вектора W на направление вектора V была направлена в противоположном направлении по отношению к вектору V и выполнялось условие
5. Способ по любому из пп.1 - 4, отличающийся тем, что используют кольцевое газодинамическое сопло.
6. Способ по любому из пп.1 - 5, отличающийся тем, что диаметр dвых выходного сечения сопла выбирают из условия dвых ≥ 0,04 H/g, где H - высота полета летательного аппарата.
7. Способ по п.6, отличающийся тем, что длину L профилированного канала газодинамического сопла выбирают из условия L > 2dвых.
8. Способ по любому из пп.1 - 7, отличающийся тем, что газовый поток создают с помощью по меньшей мере одной турбокомпрессорной установки.
9. Способ по п.8, отличающийся тем, что используют турбокомпрессорную установку, входящую в состав турбореактивного двигателя, установленного на борту летательного аппарата.
10. Способ по п. 9, отличающийся тем, что используют газ за турбиной турбореактивного двигателя.
11. Способ по п.9, отличающийся тем, что для создания газового потока используют рабочее тело второго контура двухконтурного турбореактивного двигателя.
12. Способ по любому из пп.1 - 9, отличающийся тем, что газовый поток создают с помощью компрессора.
13. Способ по любому из пп.1 - 12, отличающийся тем, что в качестве жидкости используют воду.
14. Способ по любому из пп.1 - 13, отличающийся тем, что в качестве летательного аппарата используют самолет или вертолет.
15. Устройство для пожаротушения с помощью летательного аппарата, содержащее размещенные на борту летательного аппарата емкость с жидкостью, предназначенной для пожаротушения, камеру смешения жидкости и газа, соединенную через трубопровод с емкостью и с системой подачи газового потока, средство для диспергирования жидкости, подаваемой в камеру смешения, газодинамическое сопло для подачи газокапельной струи на очаг пожара и систему управления направленной газокапельной струей, отличающееся тем, что длина L профилированного канала сопла выбрана из условия L > 2dвых, где dвых - диаметр выходного сечения сопла, при этом система управления выполнена с возможностью изменения направления вектора скорости газокапельной струи и/или величины скорости струи.
16. Устройство по п.15, отличающееся тем, что в состав системы управления входит узел, осуществляющий поворот газодинамического сопла относительно корпуса летательного аппарата.
17. Устройство по п.15 или 16, отличающееся тем, что в состав систем подачи жидкости и газа входят регуляторы давления и расхода жидкости и газа.
18. Устройство по любому из пп.15 - 17, отличающееся тем, что используется кольцевое газодинамическое сопло.
19. Устройство по любому из пп.15 - 18, отличающееся тем, что диаметр dвых выходного сечения сопла выбран из условия dвых ≥ 0,04 H/g, где H - высота полета летательного аппарата.
20. Устройство по любому из пп.15 - 19, отличающееся тем, что система подачи газового потока содержит по меньшей мере одну турбокомпрессорную установку.
21. Устройство по п.20, отличающееся тем, что используется турбокомпрессорная установка, входящая в состав турбореактивного двигателя, установленного на борту летательного аппарата.
22. Устройство по п.21, отличающееся тем, что система подачи газового потока соединена с выходом из турбины турбореактивного двигателя.
23. Устройство по п.21, отличающееся тем, что система подачи газового потока соединена с вторым контуром двухконтурного турбореактивного двигателя.
24. Устройство по любому из пп.15 - 21, отличающееся тем, что система подачи газа соединена с компрессором.
25. Устройство по любому из пп.15 - 24, отличающееся тем, что в качестве жидкости использована вода.
26. Устройство по любому из пп.15 - 25, отличающееся тем, что в качестве летательного аппарата, на котором оно устанавливается, используется самолет или вертолет.