ES2242383T3 - Procedimiento de extincion de incendios con la ayuda de una aeronave y dispositivo relacionado. - Google Patents
Procedimiento de extincion de incendios con la ayuda de una aeronave y dispositivo relacionado.Info
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Abstract
Un método de extinción de incendios con la aplicación de un avión (7), que incluye la dispersión de líquido en un flujo de gas, la aceleración de un flujo de dos fases generado en una tobera dinámica de gas (4) y un suministro dirigido de un chorro acelerado de gotitas y gas (8) en el sitio del incendio desde a bordo de un avión (7), en el que la presión P en la entrada de una tobera y la concentración relativa de líquido g en el flujo de dos fases se seleccionan a partir de las siguientes condiciones: P 2-105 Pa, P-g 5, 7-108 Pa, Donde g = Gl / Gg; Gl - flujo de masa líquida; Gg - flujo de masa de gas, caracterizado porque el chorro de gotitas y gas es acelerado en la tobera dinámica de gas (4) que tiene una longitud L del canal de la tobera perfilada seleccionado a partir de la condición: L > 2dsalida, donde dsalida es un diámetro de una sección de salida de la tobera dinámica de gas (4), que se elige en función de una altitud H posible de vuelo del avión a partir de la condición dsalida 0, 04 H/g, y se lleva a cabo una compensación total o parcial de las fuerzas de perturbación que actúan sobre el chorro de gotitas y gas (8) que fluye libremente desde a bordo de un avión (7) cambiando un vector de la velocidad del chorro con relación a un vector de la velocidad de movimiento del avión, y controlando el chorro de gotitas y gas (8) por una rotación de la tobera y/o un control de la presión y/o un control del flujo de la masa de gas en la entrada de la tobera.
Description
Procedimiento de extinción de incendios con la
ayuda de una aeronave y dispositivo relacionado.
Un grupo de invenciones se refieren a técnicas
para combatir el fuego y a ingeniería aeronáutica, a saber, se
refiere a medios aeronáuticos para combatir el fuego aplicados para
la extinción de sitios de incendios en territorios inaccesibles, en
edificios de plantas múltiples o en casos en los que se requiere el
suministro de medios de extinción del fuego desde una altura
bastante grande.
Actualmente se conocen diferentes métodos y
dispositivos para extinguir fuegos por medio de la liberación de
líquidos desde contenedores especiales a bordo de un avión, con
preferencia aeroplanos.
Por lo tanto, por ejemplo, a partir de la Patente
PL 127704 se conoce un dispositivo diseñado para la extinción de
incendios con la ayuda de aeroplanos, que aloja contenedores para el
almacenamiento de líquido, dos gargantas de drenaje de líquidos, una
entrada de aire conectada con la parte superior de los contenedores
y válvulas de drenaje controladas.
La utilización de dos agujeros para el drenaje de
líquido da una oportunidad un consumo de líquido diferente en
función de la combinación de orificios de válvula. Esto permite, a
su vez, extinguir fuego sobre un territorio amplio o crear zonas
cerradas largas de goteo de líquido alrededor del sitio de incendio.
El dispositivo de la técnica anterior emplea un flujo de aire de
entrada para la expulsión de líquido desde los contenedores y
representa por sí mismo una unidad desmontable, que se puede fijar a
bordo de un aeroplano de aplicaciones múltiples.
Se conoce un método de la técnica anterior de
drenaje de líquido desde un avión (patente FR 2610894) que incluye
un drenaje de líquido a través de un tubo en derivación que sale
desde el cuerpo del aeroplano en dirección opuesta a la dirección de
vuelo. El drenaje de líquido en la técnica anterior tiene lugar
tanto por la fuerza de la gravedad y por la presión excesiva de
aproximadamente 0,5 bares creada por un sistema de presurización en
el contenedor de líquido.
Se conoce también otro método de la técnica
anterior de drenaje de líquido desde un aeroplano (patente CA
975733) que consiste en el drenaje de líquido a través de un agujero
en el fondo del depósito. Durante el proceso de drenaje tiene lugar
la atomización de líquido en gotas, mientras está pasando a través
de una rejilla perforada dispuesta en la sección de salida de un
agujero de drenaje.
Un dispositivo análogo al dispositivo
reivindicado es un dispositivo de extinción de incendios con la
ayuda de un avión (solicitud de patente RU 94012947A1). El
dispositivo de la técnica anterior incluye un drenaje de líquido en
forma de un chorro dirigido paralelo al flujo de aire de entrada,
dentro den alcance del ángulo de incidencia de un avión, en la
dirección opuesta a la dirección del vuelo. En el límite de un
chorro libre en la proximidad inmediata de la salida de la sección
de salida de un tubo de derivación de drenaje se produce una zona de
presión, que es excesiva con relación a la presión del aire que
fluye por encima de la parte restante del chorro y que se incrementa
con la distancia límite desde el eje del chorro. El flujo de aire
que entra en la superficie frontal de un chorro de líquido está
inclinado hacia abajo, reduciendo de esta manera el componente del
flujo de aire perpendicular al chorro. Teniendo en cuenta esto, se
consiguen un impulso reducido impartido a una superficie de chorro
frontal y una reducción de la deformación del chorro, es decir, un
control del flujo de líquido dirigido. Este efecto se materializa en
el diseño de la técnica anterior con la ayuda de superficies
aerodinámicas especiales colocadas delante del chorro debajo de un
tubo de derivación de drenaje o con la ayuda de una aleta anular
perfilada que abarca el chorro.
Un dispositivo análogo al dispositivo
reivindicado es un dispositivo de extinción de incendios con la
ayuda de un avión (solicitud RU 940129471A1). El dispositivo de la
técnica anterior comprende una unidad de drenaje con un tubo de
derivación de una sección redonda dirigido en paralelo al cuerpo del
avión opuesta a la dirección del vuelo y colocado fuera del avión.
La estructura de la unidad de drenaje comprende también una aleta
anular conectada con el tubo de derivación por medio de soportes.
Dispuesta en el flujo de aire, una aleta circular abarca un chorro
de líquido libre y crea una zona de presión excesiva sobre su límite
con relación a la presión del flujo de aire que circula sobre la
parte restante del chorro. En su fondo, la aleta tiene un perfil del
tipo de S, en virtud del cual el flujo de aire que entra en la
superficie frontal del chorro se desvía hacia abajo. Resulta una
reducción del impulso transferido a la superficie frontal del chorro
y, por lo tanto, su deformación. La aleta perfilada permite
controlar un flujo de líquido dirigido de esta manera.
La solicitud internacional WO 98/01231 describe
un método de creación de chorro de gas y gotitas y un dispositivo
diseñado para realizarlo. El método implica el suministro de líquido
disperso en un flujo de gas y la aceleración de un flujo generado de
gas y gotitas de dos fases en una tobera dinámica de gas. Para la
finalidad de la variedad de suministro del flujo de gas y gotitas,
se seleccionan una incrementada P en una entrada de la tobera y una
concentración relativa del líquido g en el flujo de dos fases a
partir de las siguientes condiciones:
\newpage
- P\geq 2 \cdot 10^{5} Pa,
- P \cdot g \leq 5,7 \cdot 10^{8} Pa,
Donde
- g = G_{l} / G_{g};
- G_{l} - flujo de masa líquida;
- G_{g} - flujo de masa de gas.
El dispositivo para la realización del método
comprende sistemas de suministro de gas y líquido, una cámara de
mezcla de líquido y gas dispersos y una tobera dinámica de gas. La
longitud L del canal de la tobera perfilada se puede seleccionar en
función del diámetro de la sección de la garganta de la tobera
d_{cr}: I \geq d_{cr}.
A partir del documento EP 0 388 033 A2 se conoce
una tobera de atomización, que se utiliza para combatir el fuego. La
unidad comprende un sistema para suministro de líquido y gas en una
cámara de mezcla toroidal, donde se realizan la dispersión del
líquido y la mezcla con un flujo de gas. La cámara de mezcla está
conectada con aire ambiental a través de canales cilíndricos
igualmente espaciados entre sí a lo largo del círculo, a través del
cual se suministra el flujo de gas y gotitas.
El documento US 3 494 423 describe una unidad
para combatir el fuego que está montada a bordo de un helicóptero.
La unidad para combatir el fuego comprende un sistema de expulsión
para suministro de líquido de extinción desde depósitos montados a
bordo del helicóptero, tuberías y un atomizador de líquido montado
sobre una barra telescópica. Se utiliza gas presurizado suministrado
desde un compresor de un motor de turbina de helicóptero como gas de
presurización del depósito para la impulsión de líquido con gas. El
atomizador de líquido está realizado con un canal perfilado en forma
de un difusor. En el proceso de combate del fuego a bordo de un
helicóptero, se realiza una extensión de la barra hasta la distancia
máxima posible para reducir la influencia de los flujos de aire que
descienden desde el rotor de un helicóptero. Un piloto controla la
dirección de suministro de flujo de gas y gotitas por medio de
accionamientos y mecanismos del movimiento azimutal del atomizador.
De esta manera, la dispersión del líquido se realiza sin mezcla
preliminar del líquido y del gas de atomización del depósito.
Un dispositivo y un método para combatir el fuego
desde un avión se conocen también a partir del documento US 4 979
571. La unidad comprende depósitos con líquido de extinción del
fuego, espuma y gas licuada. Los sistemas de suministro de líquido y
gas se conectan con la cámara de mezcla de líquido y de agente de
formación de espuma de extinción y con la cámara de mezcla de
líquido y gas. La unidad comprende también tuberías, un monitor
controlado, mecanismos y accionamientos de control del movimiento
del monitor y una tobera de atomización. En funcionamiento, el
líquido y el concentrado de formación de espuma de extinción se
suministran a la primera cámara de mezcla por medio de bombas, luego
se suministra una mezcla a través de tuberías dentro de la segunda
cámara, conde el gas presurizado es inyectado para incrementar la
eficiencia de generación de espuma. Después de esto, la mezcla rica
en gas es suministrada a través de las tuberías hasta la tobera de
atomización, por medio de la cual se genera un flujo de espuma
dirigido. El control de la dirección del suministro de flujo de
espuma es realizado a bordo de un helicóptero por medio del
movimiento del monitor junto con la tobera en dirección
vertical.
El método más estrechamente similar al
reivindicado es un método de extinción de incendios utilizando un
avión, que se describe en la patente US 3604509. El método de la
técnica anterior incluye dispersión de líquido en un flujo de gas,
la aceleración de un flujo de dos fases generado en una tobera
dinámica de gas, y un suministro de una corriente acelerada de gas y
gotitas dirigida al sitio desde el panel del avión. Se utiliza un
fluido generador de espuma como un medio líquido para la extinción
de incendios en el diseño de la técnica anterior, que determina una
configuración de cámara de mezcla y tobera, con cuya ayuda se reduce
en la práctica un goteo dirigido de espuma desde un panel de avión
hacia el sitio de incendio. La elección de los parámetros de fluido
y gas de generación de espuma dentro de la cámara de mezcla de flujo
alimentados dentro de la cámara de mezcla de flujo así como los
parámetros de las dimensiones de la tobera en el diseño de la
técnica anterior dependen del tamaño deseado de la bola de espuma y
del consumo requerido de espuma.
La técnica anterior mencionada anteriormente
describe un contenedor de líquido diseñado para la extinción de
incendios, una cámara de mezcla de líquido y gas conectada por medio
de una tubería con el contenedor y un sistema de suministro de
flujo, un medio para la dispersión de fluido de generación de espuma
alimentado a la cámara de mezcla, una tobera dinámica de gas para
suministrar una corriente de gotitas y gas dentro de un sitio de
incendio, y un sistema de control de la corriente de gas y gotitas
dirigido. En este dispositivo, se utiliza un fluido de generación de
espuma como un fluido de trabajo y se resuelve un problema de
generación de un flujo de espuma con el control del tamaño de la
bola. Las bolas de espuma generadas en la salida de la tobera
durante un proceso de funcionamiento tienen una velocidad inicial
insignificante, pero una superficie externa grande, que no permite
producir un flujo de dos fases dirigido de alcance de 50 m estable
en relación a factores de efecto externos.
Dichos dispositivos similares a las invenciones
reivindicadas sirven para incrementar la concentración de la
substancia de extinción con un suministro dirigido a bordo de un
avión. Sin embargo, estos diseños solamente eliminan parcialmente el
efecto de flujo de aire de entrada y no permiten controlar un chorro
de gotitas y gas en una amplia variedad de direcciones, ni compensan
las fuerzas de inercia que actúan sobre el chorro desde el lado del
avión. Es decir, que los análogos de la técnica anterior no permiten
compensar completamente los factores de distribución, sobre todo las
fuerzas aerodinámicas que actúan sobre un flujo dirigido de fluido
de extinción de incendios y, por lo tanto, tienen una eficiencia
limitada en la extinción de incendios.
Los factores principales que tienen una
influencia sobre la eficiencia de extinción de incendios son:
consumo de la substancia de incendios, cuyo flujo es dirigido hacia
el sitio del incendio, el tamaño y la velocidad de las gotas de la
substancia de extinción en la proximidad del sitio del incendio. La
eficiencia de la extinción del incendio se incrementa con el consumo
de fluido de extinción y con el aumento de la velocidad de sus
gotas, así como con la reducción del tamaño de las gotas.
En los diseños de la técnica anterior, tiene
lugar una pulverización del chorro de líquido a una velocidad
relativamente baja del chorro de gotitas y gas suministrado desde un
avión, por lo que la velocidad de las gotitas que se aproximan al
sitio del incendio resulta ser más bien baja y el efecto sobre un
chorro de gotitas y gas de un flujo de aire a alta velocidad provoca
su dispersión y desviación desde la dirección deseada. Dichos
factores determinan principalmente una eficiente relativamente baja
de la extinción de incendios con los dispositivos de la técnica
anterior y con los métodos de extinción de incendios aplicados con
la ayuda de un avión.
Las invenciones presentadas se basan en el
problema de incrementar la eficiencia de extinción de incendios con
la aplicación de un avión, que se resuelve teniendo en cuenta la
generación de un flujo de dos fases finamente disperso de alta
velocidad con una alta concentración de substancia de extinción, que
muestra estabilidad bajo el efecto de fuerzas perturbadoras así como
del flujo de aire de entrada. Las propiedades de un flujo de dos
fases son proporcionadas en ciertas condiciones debido a una
estructura deseada del flujo y su alcance más largo, es decir,
manteniendo una velocidad suficientemente alta de las gotas del
flujo de líquido a una distancia mayor que 50 m.
Este resultado técnico se consigue por el hecho
de que aplicando un método de extinción de incendios utilizando un
avión, que incluye la dispersión de líquido en un flujo de gas, la
aceleración de un flujo de dos fases generado en una tobera dinámica
de gas y un suministro dirigido de un chorro acelerado de gotitas y
gas en el sitio del incendio desde a bordo de un avión, de acuerdo
con la invención, la presión P en la entrada de la tobera y la
concentración relativa de líquido g en un flujo de dos fases se
seleccionan a partir de las siguientes condiciones:
- P\geq 2 \cdot 10^{5} Pa,
- P \cdot g \leq 5,7 \cdot 10^{8} Pa,
Donde
- g = G_{l} / G_{g};
- G_{l} - flujo de masa líquida;
- G_{g} - flujo de masa de gas.
El chorro de gotitas y gas es acelerado en la
tobera dinámica de gas, que tiene una longitud L del canal de la
tobera perfilada seleccionado a partir de la condición:
- L > 2d_{salida},
donde d_{salida} es un diámetro
de una sección de salida de la tobera dinámica de gas, que se elige
en función de una altitud H posible de vuelo del avión a partir de
la
condición
- d_{salida} \geq 0,04 H/g,
Se lleva a cabo una compensación total o parcial
de las fuerzas de perturbación que actúan sobre el chorro de gotitas
y gas, que fluye libremente desde a bordo de un avión cambiando un
vector de la velocidad del chorro con relación a un vector de la
velocidad de movimiento del avión, y controlando el chorro de
gotitas y gas por una rotación de la tobera y/o un control de la
presión y/o un control del flujo de la masa de gas en la entrada de
la tobera.
Además, se prefiere compensar total o
parcialmente las fuerzas de perturbación que actúan sobre una
corriente de gotitas y gas que fluye libremente desde a bordo de un
avión cambiando un vector de la velocidad del chorro con relación a
un vector de la velocidad de movimiento del avión.
Para combatir efectivamente el fuego, es deseable
controlar un chorro de gotitas y gas haciendo girar una tobera y/o a
través del control de la presión y/o a través del consumo de líquido
y/o del consumo de gas en la entrada de la tobera.
Para conseguir la compensación más completa de
las fuerzas de perturbación, el ángulo de inclinación de la
velocidad W de la corriente de gotitas y gas con relación a la
velocidad V de un avión se selecciona a partir de la condición de
reducción al mínimo de un impulso de chorro total a lo largo de su
trayectoria de vuelo en la dirección de los efectos de las fuerzas
de perturbación.
En el caso más sencillo, cuando se puede omitir
un valor de la fuerza aerodinámica que actúa sobre un chorro de
gotitas y gas, el ángulo de inclinación \alpha de la velocidad W
de la corriente de gotitas y gas con relación a la velocidad del
avión V se elige de tal manera que la proyección del vector W con
respecto a la dirección del vector V se dirige en la dirección
opuesta con relación al vector V y se aplica la condición:
cos \alpha =
-|V| /
|W|-.
Para conseguir un chorro de gotitas y gas
compacto, es decir, para la compensación y reducción de un tamaño
transversal de un flujo de dos fases, es preferible utilizar una
tobera dinámica de gas anular.
Se puede generar un flujo de gas con la ayuda de
al menos una unidad de compresor o una unidad de turbocompresor.
Para este finalidad, se puede utilizar una unidad
de turbocompresor, que es parte del motor del turborreactor a bordo
de un avión.
Es posible utilizar gas detrás de la turbina del
motor del turborreactor.
Para generar un flujo de gas, se puede emplear el
fluido de trabajo de un flujo de gas frío de un motor turborreactor
de derivación.
Se puede utilizar agua como medio líquido para la
extinción de incendios.
Se prefiere un aeroplano o un helicóptero como un
avión.
A continuación se describirá la invención con
referencia a una forma de realización específica ilustrada en los
dibujos que se acompañan, en los que:
La figura 1 es una vista esquemática funcional de
un dispositivo de extinción de incendios de acuerdo con la
invención.
La figura 2 es una vista del dispositivo
dispuesto a bordo de un avión.
La figura 3 es una vista esquemática de una
cámara de mezcla y de una tobera dinámica de gas.
La figura 4 es una vista esquemática de la cámara
de mezcla y de una tobera dinámica de gas anular.
La figura 5 es una vista esquemática de un
dispositivo con suministro de aire desde el motor del turborreactor
(TJE).
La figura 6 es una vista esquemática del sistema
de suministro de gas del producto de la combustión del TJE.
La figura 7 es una vista esquemática de un
dispositivo con suministro de aire desde un compresor adicional.
Se puede realizar un método de extinción de
incendios con la ayuda de un dispositivo, cuya vista esquemática
funcional se ilustra en la figura 1.
Un dispositivo de extinción de incendios
comprende un sistema de suministro de líquido 1 destinado para la
extinción de incendios, un sistema de suministro de gas 2, una
cámara de mezcla de líquido y gas 3, una tobera dinámica de gas 4,
una plataforma controlable 5 con un mecanismo de desplazamiento,
sobre el que se instala una tobera 4 con una cámara 3, un sistema de
control 6, que se colocan a bordo de un avión, por ejemplo un
aeroplano 7, en su parte trasera (ver la figura 2).
La tobera 4 es orientada con la ayuda de una
plataforma móvil 5 en la dirección deseada. Para la compensación
completa de las fuerzas aerodinámicas de perturbación, el ángulo de
inclinación del vector de la velocidad del chorro 8 de gotitas y gas
W con respecto al vector de la velocidad de movimiento V del avión
se elige a partir de la condición de la reducción al mínimo del
valor total del impulso del chorro a lo largo de su trayectoria de
vuelo en la dirección de los efectos de las fuerzas de perturbación.
En el caso considerado, el vector de la velocidad V coincide con el
eje de simetría 9 de la estructura del fuselaje del aeroplano 7 (ver
la figura 2).
Si en las condiciones de campo del dispositivo,
se puede omitir un valor de las fuerzas aerodinámicas que actúan
sobre un chorro de gotitas y gas, el ángulo de inclinación \alpha
de la velocidad W de la corriente de gotitas y gas con relación a la
velocidad del avión V se elige de tal manera que la proyección del
vector W con respecto a la dirección del vector V se dirige en la
dirección opuesta con relación al vector V y se aplica la
condición:
cos \alpha =
-|V| /
|W|-.
En la realización de estas condiciones, se
dirigirá un chorro de gotitas y gas 8 verticalmente hacia abajo con
respecto a la superficie de la tierra, si el ángulo entre los
vectores V y W está también en el plano vertical o en un ángulo
pequeño con respecto al plano vertical que pasa a través del eje 9
del avión. El último método se puede utilizar en el caso de que sea
necesario, por cualquier razón, para dirigir un chorro de substancia
de extinción en un cierto ángulo con respecto a un plano
vertical.
Como una fuente de gas, por ejemplo aire, se
puede utilizar un sistema de cilindro de gas o una unidad de
turbocompresor como una parte de un motor turborreactor estándar,
por ejemplo TB7-117. Esta unidad puede proporcionar
un consumo de gas m_{r} = 8,5 kg/s a una presión de hasta
4\cdot10^{5} Pa, que determina la presión de la cámara de
mezcla. El medio líquido para la extinción del fuego, agua en dicho
ejemplo, se coloca en depósitos especiales y se suministra a la
cámara de mezcla con la ayuda de un sistema de expulsión o de
suministro con bomba.
La salida 3 de la cámara de mezcla está conectada
con la entrada de la tobera 4 (ver la figura 3) y su entrada está
conectada con el sistema de suministro de gas a través de un tubo de
derivación 10 y el sistema de suministro de líquido a través de una
cavidad 11 y directamente a través de agujeros 12 realizados en la
pared de separación. En este caso, una pared de división realizada
en la cámara de mezcla sirve como un medio de dispersión de
líquido.
Los parámetros del flujo de aire alimentado a la
cámara de mezcla y el tamaño de los agujeros 12 se eligen teniendo
en cuenta el tamaño deseado de las gotas de líquido suministradas
desde la cavidad 11 hasta la cámara de mezcla 3 en forma de chorros
finos. Debería indicarse que son posibles otros métodos de
suministro de líquido a la cámara 3, por ejemplo con la ayuda de
inyectores, como se realiza de una manera similar en motores de
combustible líquido. Para el suministro de líquido a la cámara de
mezcla 3 se utiliza un sistema de suministro de expulsión y con el
aire bombeado por una unidad de turbocompresor o una bomba accionada
por un agregado turbocompresor o un motor eléctrico.
Un flujo de gotas y gas obtenido de esta manera
es alimentado a la tobera 4 donde es acelerado hasta la velocidad
deseada. En la salida de la tobera 4 se produce un chorro de gotitas
y gas dirigido, que se orienta en una dirección requerida con la
ayuda de un sistema de control 6 con respecto a la velocidad V del
avión.
Otra forma de realización preferida de la
invención emplea una tobera dinámica de gas anular 4 con un cuerpo
central (ver la figura 4). Esta forma de realización de la tobera
permite compactar (comprimir) un chorro de gotitas y gas con una
distribución relativamente uniforme de las gotas de agua a lo largo
de la sección del chorro y, por lo tanto, se incrementa la
concentración de líquido de extinción del fuego en un chorro de dos
fases dirigido al sitio del fuego.
Una de las formas de realización preferidas de la
invención emplea un motor turborreactor como una fuente de gas (ver
las figuras 5 a 7), que comprende un difusor 14, un compresor 15,
una cámara de combustión 16, una turbina 17 y una tobera 18. El
flujo de aire es suministrado desde la salida del compresor 15 (ver
la figura 5) y a través de una tubería de suministro de gas 19 pasa
a la cámara de mezcla 3, pasando también allí el líquido disperso
desde la cavidad 11. Un flujo de dos fases obtenido pasa de la misma
manera a la tobera 4, donde tiene lugar su aceleración.
En otra forma de realización preferida de la
invención, el gas de trabajo se puede alimentar a la cámara de
mezcla 3 desde la salida de la turbina 7 a través de la tubería 20
(ver la figura 6). Se puede emplear también un TJE con gas de
trabajo tomado simultáneamente o bien desde uno o dos flujos de gas
del motor.
Otra forma de realización de la invención (ver la
figura 7) emplea una unidad de turbina de gas especial que incluye
un compresor 15, una cámara de combustión 16, una turbina 17 para
el accionamiento del compresor 15, una tobera 18, una turbina libre
21, que acciona un compresor 22, que sirve para obtener un flujo de
gas de trabajo. El aire, tal vez junto con productos de combustión,
pasa desde el compresor a través de la tubería de gas 23 a la cámara
de mezcla 3, donde se mezcla con un líquido disperso. Entonces el
flujo de dos fases obtenido es acelerado en la tobera 4.
Un método de extinción de incendios con una
aplicación en avión es efectuada con la ayuda del dispositivo
mencionado anteriormente de la siguiente manera.
Un flujo de gas, en el que las gotas de líquido
dispersas son distribuidas a través de orificios 12 de la cavidad
11, es suministrado a la cámara de mezcla 3 (ver la figura 3) a
través de un tubo de derivación 10. Un flujo de dos fases producido
como resultado de la mezcla de líquido y gas es acelerado en la
tobera dinámica de gas 4. La dirección de la tobera 4 y,
respectivamente, el vector de velocidad W de un chorro de gotitas y
gas 8 se eligen para proporcionar una distribución de un flujo de
dos fases en la dirección del sitio del fuego en un plano vertical
durante el vuelo del avión.
La presión P de la entrada de la tobera 4 y una
concentración relativa de líquido g en el flujo de dos fases se
eligen a partir de las siguientes condiciones.
- P\geq 2 \cdot 10^{5} Pa,
- P \cdot g \leq 5,7 \cdot 10^{8} Pa,
Donde
- g = G_{l} / G_{g};
- G_{l} - flujo de masa líquida;
- G_{g} - flujo de masa de gas,
Los valores de la presión máxima del gas
P_{max} y la concentración relativa del líquido G_{max} se
eligen a partir de la condición de compacidad altamente densa de
partículas de líquido en un flujo de gas, cuando es posible una
formación de estructura de líquido dispersado en el flujo de dos
fases. Esta condición se caracteriza por la fórmula:
P_{max} = \pi
RTr_{i} \ / \ (1-\pi
/6)g_{max},
donde \pi =
3,141º6;
R - constante de gas de una fase de gas de un
flujo de dos fases (para R = 287 J/kg \cdot K);
T - temperatura del gas en el flujo de dos fases
en la salida de la tobera (para las condiciones consideradas T = 300
K);
r_{i} - densidad del líquido en el flujo de dos
fases (para agua r_{i} = 1000 kg/m^{3}).
Teniendo en cuenta las posibilidades reales
aceptables marginalmente de aplicación práctica del método de
extinción de incendios patentado, esta condición se puede escribir
de la siguiente forma: P_{max} \cdot g_{max} = 5,7 \cdot
10^{8} Pa. Se ve a partir de la condición que para aplicar la
invención en la práctica, los valores de la presión y del flujo de
masa deben elegirse con P \cdot g \leq 5,7 \cdot 10^{8} Pa.
El nivel bajo de la presión del gas en la entrada de la tobera 4 se
elige a partir de la condición real de una generación de flujo de
dos fases, cuya velocidad de escape es suficiente para la extinción
efectiva del fuego desde una altitud de vuelo asignada del avión (H
\geq 50 m): P \geq 2 \cdot 10^{5} Pa.
La elección de los parámetros necesarios de
acuerdo con las condiciones indicadas proporciona la solución de un
problema técnica planteado con ocasión de la estabilidad del chorro
y la velocidad considerable del chorro que entra en la zona del
sitio del fuego. Se proporciona una dispersión requerida del líquido
(tamaño de las gotas) en el curso de la formación del flujo de dos
fases en la cámara de mezcla 3 y su aceleración en la tobera 4.
En el ejemplo considerado, el flujo de líquido se
elige igual a G_{1}= 100 kg/s, flujo del gas - G_{g} = 8,5 kg/s
con una presión P hasta 4 \cdot10^{5} Pa. Con los valores del
flujo y de la presión elegidos, la velocidad de escape del chorro es
W = 130 m/s.
Se efectúa un control de la corriente de gotitas
y gas por medio de una rotación de la tobera con la ayuda de la
plataforma móvil 5, el control del flujo de la presión y del líquido
y el control de la presión del gas en la entrada de la tobera 4.
La elección del ángulo de inclinación del vector
de la velocidad del chorro con respecto al vector de la velocidad
del movimiento del avión compensa total o parcialmente las fuerzas
de perturbación que actúan sobre una corriente de gotitas y gas que
se descarga libremente desde a bordo de un avión (ver la figura
2).
Para conseguir la mayor compensación posible de
las fuerzas aerodinámicas perturbadoras, el ángulo de inclinación
del vector W de la corriente de gotitas y gas con respecto al vector
V de la velocidad del avión se elige a partir de la reducción al
mínimo del valor del impulso del chorro total a lo largo de su
trayectoria de vuelo en la dirección de los efectos de las fuerzas
de perturbación. Para la forma de realización considerada (ver la
figura 2), el ángulo de inclinación \alpha del vector W de la
velocidad de la corriente de gotitas y gas con respecto al vector V
de la velocidad del avión se elige para que la proyección del vector
W sobre la dirección del vector V se dirija opuesta con respecto al
vector V y se cumpla la siguiente condición: cos \alpha = -|V| /
|W|-.
En condiciones reales de realización de la
invención - cuando un avión vuela en la proximidad de un sitio de
incendio con la velocidad de 80 m/s (290 km/h) a la altitud de 50 m
y con el ángulo elegido de la inclinación del vector de la velocidad
\alpha = 130º - la velocidad de un chorro de gotitas y gas en la
superficie del sitio del fuego es mayor que 50 m/s. E estas
condiciones, el tamaño de las gotas de líquido en el chorro de
gotitas y gas será menor que 100 \mum. Con estos parámetros, como
se muestra en las investigaciones, se asegura una alta eficiencia de
la extinción del fuego.
Puesto que la velocidad de un chorro de gotitas y
gas es inversamente proporcional a la concentración del líquido y su
intervalo es directamente proporcional a la concentración del
líquido, es preferible emplear una compacidad del chorro, siendo
limitada la capacidad de incrementar la presión del gas en la
entrada de la tobera. Esto se realiza a causa de la aceleración de
las gotas de líquido con baja concentración del líquido y la
siguiente formación de un chorro de gotitas y gas a alta velocidad
de una alta concentración en la salida de la tobera. Estas
condiciones son proporcionadas utilizando una tobera anular
perfilada 4 de la manera respectiva (ver la figura 4).
Para proporcionar un intervalo requerido de un
chorro de gotitas y gas a las diferentes altitudes del vuelo de un
avión determinada por el tipo de avión (aeroplano o helicóptero), el
diámetro de la sección de salida d_{salida} de la tobera 4 se
elige en función de la altitud posible del vuelo en la proximidad de
un sitio de fuego de acuerdo con la
condición: d_{salida} \geq 0,04
H/g, donde H - altitud de vuelo del
avión
La aceleración de un flujo de gas y gotas de dos
fases hasta una velocidad W de extinción de incendios deseada se
consigue empleando la tobera 4 con una longitud del canal perfilado
L seleccionada a partir de la condición: L > 2 d_{salida}.
Los cálculos realizados han mostrado que con la
selección de los parámetros requeridos de acuerdo con las
condiciones mencionadas anteriormente, es posible extinguir un fuego
a una velocidad de vuelo del avión dentro del intervalo entre 0 y
400 km/h y con una altitud del vuelo hasta 200 m (se indican los
valores óptimos, aunque son posibles una velocidad más elevada y una
altitud mayor). Debería indicarse que los aviones cisterna
utilizados actualmente para la extinción de incendios funcionan con
una velocidad de vuelo de hasta 300 km/h y a altitudes de hasta 100
m.
En flujo de gas suministrado a una cámara de
mezcla 3 es generado con la ayuda de una unidad de turbocompresor
(ver las figuras 5 a 7). Para crear un flujo de aire, se pueden
emplear unas cuantas unidades de turbocompresor.
Para reducir el peso y simplificar la estructura
del dispositivo, se utiliza una unidad de turbocompresor, que es una
parte de un motor turborreactor (TJE) que impulsa un aeroplano o un
helicóptero.
En una de las formas de realización del método,
se suministra un flujo de gas a la cámara de mezcla 3 desde la
salida del compresor 15 accionado por una turbina 17 (ver la figura
5). Un flujo de dos fases obtenido en la cámara de mezcla 33 como
resultado de la mezcla con líquido disperso pasa a la tobera 4,
donde es acelerado.
En otra forma de realización del método, el gas
de trabajo es suministrado a la cámara de mezcla 3 desde la salida
de la turbina 17 a través del tubo 20 (ver la figura 6). Para este
fin, se puede utilizar también un TJE de derivación con gas de
trabajo tomado desde uno o dos pasos del motor de forma
simultánea.
En otra forma de realización del método (ver la
figura 7), se utiliza una unidad de turbina de gas especial que
comprende una turbina libre 21, que acciona un compresor 22 para
obtener el flujo de gas de trabajo. El aire, tal vez junto con los
productos de la combustión, es suministrado desde el compresor a
través del tubo de gas 23 hasta la cámara de mezcla 3, donde se
mezcla con un líquido disperso. El flujo de dos fases es acelerado
entonces en la tobera 4.
Debería indicarse que para generar un flujo de
gas suministrado a la cámara de mezcla 3, se pueden emplear tanto un
compresor como parte del TJE del avión como también un compresor
especialmente diseñado para el funcionamiento del sistema de
extinción de incendios y que asegura el suministro de gas bajo una
presión deseada a la cámara 3.
Por lo tanto, el método permite incrementar la
eficiencia de la extinción del fuego a través de la generación de un
chorro de dos fases de alta velocidad con una dispersión de gotas y
una concentración del líquido de extinción requerida para la
extinción efectiva del fuego. El mantenimiento de los parámetros del
chorro de dos fases mientras se aproxima al sitio del fuego tiene
lugar con la ayuda de una cierta estructura de un flujo acelerado y
la velocidad requerida de las gotas de líquido proporcionada por la
elección de los parámetros de acuerdo con dichas condiciones, que
finalmente determinan el alcance del chorro.
Para conseguir el objetivo de la invención, está
previsto lo siguiente:
- a)
- mantener una compacidad de la corriente de gotitas y gas a lo largo de toda su trayectoria de movimiento desde la sección de salida de la tobera hasta el sitio del fuego;
- b)
- Un cierto intervalo del tamaño de las gotas en el chorro - 20 \mum a 200 \mum.
- c)
- Un exceso de velocidad de las gotas en el chorro mientras se aproximan al sitio del fuego sobre el conjunto de caída libre de las gotas (la velocidad de un chorro de gotitas y gas en el sitio del fuego está en el intervalo de 1 m/s y 100 m/s).
Un método diseñado para la extinción de incendios
con un avión se puede aplicar en diferentes campos de actividad,
donde las instalaciones de extinción de incendios deben colocarse a
bordo de un avión o helicóptero, por ejemplo, en la agricultura o
campo forestal para la extinción de incendios sobre un territorio
amplio.
La utilización más efectiva de la invención
consiste en la extinción en sitios de fuego difícilmente accesibles,
donde se requiere el flujo de líquido de extinción de incendios más
efectivo. Las invenciones se pueden aplicar también con éxito para
la extinción de incendios de una elevada intensidad de combustión,
por ejemplo, una inundación de petróleo, fuego en un pozo
petrolífero, etc.
Se prefiere emplear la invención en el desarrollo
de tecnología aeronáutica como un sistema integral en la disposición
del avión, así como una unidad separable colocada a bordo de un
avión de aplicaciones múltiples, cuando sea necesario.
Aunque se han descrito un grupo de invenciones
patentadas solamente en conexión con una forma de realización
preferida, los especialistas en este caso de la tecnología conocen
que se pueden realizar alteraciones y otras formas de realización
sin desviarse del alcance como se define en las reivindicaciones que
se acompañan.
Claims (10)
1. Un método de extinción de incendios con la
aplicación de un avión (7), que incluye la dispersión de líquido en
un flujo de gas, la aceleración de un flujo de dos fases generado en
una tobera dinámica de gas (4) y un suministro dirigido de un chorro
acelerado de gotitas y gas (8) en el sitio del incendio desde a
bordo de un avión (7), en el que la presión P en la entrada de una
tobera y la concentración relativa de líquido g en el flujo de dos
fases se seleccionan a partir de las siguientes condiciones:
- P\geq 2 \cdot 10^{5} Pa,
- P \cdot g \leq 5,7 \cdot 10^{8} Pa,
Donde
- g = G_{l} / G_{g};
- G_{l} - flujo de masa líquida;
- G_{g} - flujo de masa de gas,
caracterizado porque el
chorro de gotitas y gas es acelerado en la tobera dinámica de gas
(4) que tiene una longitud L del canal de la tobera perfilada
seleccionado a partir de la
condición:
- L > 2d_{salida},
donde d_{salida} es un diámetro
de una sección de salida de la tobera dinámica de gas (4), que se
elige en función de una altitud H posible de vuelo del avión a
partir de la
condición
- d_{salida} \geq 0,04 H/g,
y se lleva a cabo una compensación
total o parcial de las fuerzas de perturbación que actúan sobre el
chorro de gotitas y gas (8) que fluye libremente desde a bordo de un
avión (7) cambiando un vector de la velocidad del chorro con
relación a un vector de la velocidad de movimiento del avión, y
controlando el chorro de gotitas y gas (8) por una rotación de la
tobera y/o un control de la presión y/o un control del flujo de la
masa de gas en la entrada de la
tobera.
2. El método de la reivindicación 1,
caracterizado porque la altitud del vuelo se elige a partir
de la condición: H \leq 200 m.
3. El método de la reivindicación 1,
caracterizado porque el ángulo de inclinación \alpha del
vector de la velocidad W del chorro de gotitas y gas con relación a
un vector V de la velocidad de movimiento del avión V se elige de
tal manera que la proyección del vector W con respecto a la
dirección del vector V se dirige en la dirección opuesta con
relación al vector V y se cumple la condición:
cos \alpha =
-|V| /
|W|.
4. El método de la reivindicación 1,
caracterizado porque la tobera dinámica de gas (4) es una
tobera dinámica del gas anular.
5. El método de la reivindicación 1,
caracterizado porque se genera un flujo de gas con la ayuda
de al menos una unidad de compresor o unidad de
turbo-compresor.
6. El método de la reivindicación 1,
caracterizado porque se genera un flujo de gas con la ayuda
de al menos una sola unidad de turbo-compresor, que
es una parte del motor del turborreactor del avión.
7. El método de la reivindicación 1,
caracterizado porque se utiliza el gas de escape de la
turbina.
8. El método de la reivindicación 1,
caracterizado porque para la generación del flujo de gas se
utiliza el medio de trabajo del segundo paso de un motor
turborreactor en derivación.
9. El método de la reivindicación 1,
caracterizado porque se utiliza agua como líquido.
10. El método de la reivindicación 1,
caracterizado porque se utiliza un aeroplano o un helicóptero
como avión.
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