BR112020011533A2 - veículo aéreo resistente a fogo para supressão de incêndios disseminados - Google Patents
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Abstract
VEÍCULO AÉREO RESISTENTE A FOGO PARA SUPRESSÃO DE INCÊNDIOS DISSEMINADOS.
Veículo de fuselagem concêntrico, de casco duplo e tolerante a danos, revestido com um compósito de matriz cerâmica leve e resistente a impactos para proteção contra calor e resistência a chamas, e equipado com isolamento, para fornecer proteção térmica de 35° C a 1.650° C das áreas internas da fuselagem por um período prolongado de tempo em um ambiente de calor extremo, que servirá como veículo semi ou totalmente autônomo, tripulado ou não tripulado, de preferência um veículo aéreo não tripulado projetado como o meio de entrega para suprimir ou apagar chamas descarregando repetidamente ondas de pressão contra chamas sem ter que sair do ambiente de incêndio.
Description
[0001] Este pedido reivindica o benefício do Pedido Provisório dos EUA sob Número 60/598,60, depositado em 14 de dezembro de 2017. Todo o conteúdo e as revelações do pedido precedente estão incorporados por referência dentro deste pedido.
1. Campo da Invenção
[0002] A presente invenção refere-se a veículos de extinção de fogo e, em particular, veículos aéreos para extinção de incêndios sobre uma ampla área.
2. Descrição do Estado da Arte
[0003] Diversos dispositivos da técnica anterior ensinam o uso de um sistema "inteligente" para entrega, direcionamento e liberação de material retardador de fogo. Um aspecto comum é o uso de GPS, pareado com um sistema de pára- quedas, trenó ou planador, após a obtenção de uma localização ou altura predeterminada acima do nível de linha de árvore de um incêndio, uma carga explosiva é então empregada para descarregar a sua carga química. Existem diversos dispositivos de impacto no solo que empregam uma carga explosiva para espalhar seus conteúdos ou servem como um mecanismo à prova de falhas, caso o dispositivo não exploda sobre o impacto. Muitos sistemas são conectados com asas retráteis ou um freio a ar para auxiliar na descida do projétil ou bomba inteligente, embora tais não sejam utilizados em vôo real ou autônomo como uma aeronave ou projétil navegando o ar com um mecanismo de propulsão a bordo. Estes dispositivos, ao mesmo tempo que utilizam inércia como um mecanismo de entrega, quando projetados ou transportados pelo ar para um ambiente de incêndio, não empregam tecnologia inteligente de hoje em dia para pensar e aprender, nem tem a capacidade de efetuar um vôo verdadeiro dentro da linha de árvore de um incêndio.
[0004] Como este é um sistema e mecanismo para a aplicação de supressores de fogo (retardantes e outros), o real supressor de fogo e outros materiais não serão discutidos aqui.
[0005] A patente US n° 9.393.450 ensina um método, sistema e aparelho para a aplicação aérea de supressor de fogo que compreende um invólucro externo com pelo menos uma porta de entrada, pelo menos uma porta de saída, e pelo menos uma bolsa. Pelo menos dois calços afixados ao fundo do invólucro externo e uma bexiga são formadas no interior do invólucro externo. Um cordão de detonação afixado à bexiga e um dispositivo de detonação é disposto em pelo menos uma cavidade e conectado operacionalmente ao cordão de detonação configurado para liberar um líquido contido na bexiga. Um dispositivo detonador dispara uma semente retardadora de fogo que libera o cordão do detonador em um alvo.
[0006] Uma das limitações aqui é que não é um mecanismo de entrega preciso que possa manobrar por conta própria para fornecer uma embalagem retardadora de fogo.
[0007] A patente US 9.120.570 ensina um sistema e métodos para operações de implantação a partir de um veículo aéreo. Uma localização designada de um alvo é recebida em um sistema de controle de voo acoplado a um contêiner guiado por rastreamento de localização que compreende um agente. O contêiner guiado pelo rastreamento de localização é ejetado em um ponto de ejeção do veículo transportado por via aérea, aproximadamente acima do local designado do alvo para descer em uma taxa de descida e um ângulo de descida. Um caminho calculado para o local designado é calculado com base no local designado e em um local atual do contêiner guiado por rastreamento de local. O contêiner guiado por rastreamento de localização é guiado aerodinamicamente por uma estrutura de controle de deslizamento para voar ao longo do caminho calculado desde o ponto de ejeção até uma altitude de liberação de carga perto do local designado do alvo. O agente é entregue no local designado do alvo liberando o agente na altitude de liberação de carga perto do local designado.
[0008] Aqui também, é um sistema guiado por GPS instalado por um pára-quedas com um sistema de controle de deslizamento.
[0009] A patente US 8.746.355 ensina uma bomba de extinção de incêndio pré- programada para detonar a 2 - 200 pés acima do solo ou da linha das árvores. Emprega um laser ou sensor de altitude barométrica em combinação com um sensor de altitude GPS para detonação à prova de falhas com extrema precisão na altitude adequada. Enquanto a Publicação do Pedido de Patente dos EUA No.
2017/0007865 ensina uma atualização semelhante, mas atualizada, da Patente dos EUA No. 8.746.355, equipada com um dispositivo de localização GPS, um dispositivo de transmissão de posição e um dispositivo de detonação remota acoplado eletronicamente ao dispositivo explosivo, que, ao impactar com o solo causará a detonação da carga C4, fazendo com que seu conteúdo se espalhe. Também emprega o uso de um sistema de freio a ar para “garantir que a unidade de alojamento caia em uma orientação que garante a segunda extremidade sobre a linha de terra” e que ela pode ser detonada a uma distância de 2 a 200 pés acima da linha de terra ou de árvore.
[0010] O freio a ar é aplicável para regular o dispositivo, mas não é parte de um sistema de "vôo" verdadeiro nem desdobrável para ajudar a compensar a explosão criada no momento da detonação. Nem a Patente US No. 8,746.355, tampouco a publicação de pedido de patente US N° 2017/0007865, podem executar atividades de vôo convencionais autônomas.
[0011] A patente US n° 7.975.774 ensina uma bomba que contém retardante de fogo guiada compreende um container com asas retráteis, cauda e elevadores tendo o fator de forma de um veículo de liberação convencional, onde as superfícies de controle são acopladas através de um controlador a um GPS com controle de orientação inercial e uma capacidade de receber instruções externas, e um núcleo de carga para desintegrar e dispersar o retardador de fogo ou água.
[0012] Enquanto suas asas retráteis são desdobradas no momento de lançamento, não há indicação de que tal pode ser retraído para vôo abaixo dos níveis do topo da árvore, e tem uma capacidade de "elevação" limitada. Como indicado "Desde uma única dose de 1.000 libras ou mesmo 2.000 libras de água ou produto químico retardante de fogo não é suficiente para apagar um fogo grande ou médio, muitos das "bombas de água inteligentes" podem ser usados em grande número e de uma maneira coordenada,..." A detonação emprega um núcleo explosivo, o direcionamento é baseado em uma altura pré-selecionada para se desintegrar, e seu vôo é aquele de um planador com nariz pesado, já que não tem um sistema de propulsão.
[0013] A Patente US No. 7.478.680 ensina um dispositivo de extinção que consiste de um projétil criogênico encapsulado com uma carga útil de mistura solidificada e congelada de dióxido de carbono, nitrogênio, combinação de gases e agentes de extinção de sólido compactados. Estes dispositivos estrategicamente armazenados e criogenicamente armazenados são lançados na erupção de fogo, aérea ou terrestre sobre o incêndio. Uma carga explosiva embutida é detonada a uma altura predeterminada e ideal, fazendo com que os gases solidificados/agentes extintores sólido compactados sejam dispersos instantaneamente e forçadamente sobre áreas alvo e especificadas.
[0014] A Patente US n° 7.261.165 ensina que uma unidade de alojamento inclui duas partes que definem um volume interior de armazenamento químico de supressão de fogo. A unidade de alojamento é transportada para uma área alvo de um incêndio de floresta por uma aeronave e deixada cair sobre a área alvo. Uma carga explosiva é localizada dentro da unidade de alojamento e é detonada quando a unidade de alojamento impacta no solo. A explosão associada com a carga detonada separa as duas partes do alojamento e dispersa o produto químico da unidade de alojamento aberta.
[0015] A eficácia pode ser limitada a quão bem acima e lateral para impactar o retardante de fogo pode se espalhar e pode não ser tão eficaz como um elemento de supressão de fogo vertical de explosão de ar.
[0016] A patente US n° 7.083.000 nos ensina um método de extinção de fogo e retardamento de fogo é provido compreendendo a etapa de confinar um agente de extinção de fogo e de retardamento de fogo em forma de pasta fluida, líquida ou gasosa dentro de uma carcaça em que a carcaça compreende um tal agente em forma sólida. Um agente tal como água gelada, ou dióxido de carbono líquido é útil quando se emprega a carcaça como dispositivo "não-letal". A carcaça sólida é sublimada e irá romper-se sob impacto ou sob a exposição às condições ambientais no local alvo para liberar os conteúdos da casca, assim como os fragmentos da casca sobre o local alvo.
[0017] A publicação do pedido de patente norte-americana no. 20060005974 (a publicação '974') ensina que um veículo aéreo que está equipado com um contêiner extintor para extinção de névoa é especificado para combate a incêndios eficiente. Um detonador localizado no contêiner extintor pode ser detonado através de um fusível. O detonador é fixado ao veículo aéreo, de modo que, ao disparar o extintor que está contido no contêiner extintor, produz uma névoa extintora. Este é um míssil lançável aéreo ou terrestre que fornecerá uma névoa de água sobre uma área de incêndio direcionada, após a detonação usando um fusível temporizado.
[0018] Quando comparado com a presente invenção, a Publicação '974 é limitada no escopo de pesquisa e direcionamento.
[0019] Avanços significativos foram realizados no uso de aviões para atividades gerais de vôo e combate a incêndios.
[0020] A Patente US no. 9.5.750.963 ensina um sistema para dispersar líquido sobre um local desejado, o sistema compreendendo um tanque pressurizado tendo um corpo principal, uma entrada em comunicação fluida com o corpo principal para introduzir líquido no corpo principal, uma saída em comunicação fluida com o corpo principal para dispersar o líquido, e uma entrada de ar para carregar o ar sob pressão dentro do corpo principal, onde o aperfeiçoamento compreende em prover um difusor para reduzir o ar pressurizado que entra no corpo principal a partir da entrada.
[0021] A Patente US No. 7.284.727 apresenta um sistema e método para a dispersão aérea de materiais. Um sistema de dispersão aérea que pode ser empregado para permitir uma conversão rápida e temporária de aviões para fins de dispersão aérea, tal como o combate ao fogo aéreo. Os sistemas de dispersão aérea podem ser implementados utilizando-se componentes modulares que podem ser configurados para compatibilidade com sistemas convencionais de carregamento e descarregamento de carga de aeronaves modernas, incluindo sistemas de carga de carga lateral de veículos de passageiros e avião de carga de grande porte, tendo alta capacidade de sustentação. Os sistemas de dispersão aérea podem ser rapidamente instalados em uma grande frota de aviões de alta capacidade em resposta a um combate a incêndio. Embora uma aeronave comercial 747 típica tenha um peso de transporte bruto de cerca de 140.000 libras e é capaz de transportar cerca de 13.000 galões de material dispersante líquido tal como água. Isto é acima de quatro vezes a capacidade de transporte de 3000 galões de uma aeronave com sistema de dispersante aéreo típica utilizada nesse momento para fins tais como o combate aéreo ao fogo. Este é um sistema pré- Superpetroleiro Global, que, como com a maioria dos sistemas de distribuição convertidos em aeronave, é eficaz apenas para quão próximo pode atacar uma situação de incêndio a partir de cima, a disponibilidade de uma área de pouso e recarga, a capacidade, o tempo de retorno entre a descarga e o retorno para a situação de incêndio, e o número de aeronaves que podem ser implantadas.
[0022] O B747-400 do Superpetroleiro Global, o Espírito de John Muir, incorpora um sistema patenteado capaz de fornecer quedas de carga útil única ou múltipla, agregando mais de 72.000 litros de água, retardante de fogo, ou supressor. Estes fluidos podem ser liberados a taxas variáveis dos tanques pressurizados do avião, produzindo uma resposta adaptada à necessidade de combate ao incêndio. Esta capacidade única permite que se tornem tão grandes quanto seis quedas em um único vôo, enquanto outras aeronaves, tais como o C-130 ou o BAe-146, devem repetidamente aterrissar e reabastecer para atingir os mesmos resultados.
[0023] As Patentes US Nos. 9.750.963 e 7.284.727 demonstram avanços para um rápido ajuste modular de materiais de dispersão de supressor para grandes aeronaves, enquanto o Superpetroleiro Global é uma plataforma de combate a incêndio aérea dedicada. O Superpetroleiro Global pode operar dois sistemas de fluxo constante separados, mas idênticos, são pressurizados, o que permite a descarga contínua ou até 8-13 quedas segmentadas. O Superpetroleiro Global é capaz de operar dentro de 15 metros do nível superior da árvore ou acima (o que for mais alto no momento).
[0024] Muito embora tenham sido feitos avanços significativos, já que a Estação de fogo 2002 que viu as quedas fatais de dois navios-tanque de ar nos Estados Unidos. A presente invenção, entretanto, permite que o sistema trabalhe abaixo do nível de topo da árvore, onde pode usar dados de infravermelhos para mapeamento e autoaprendizagem/reprogramação de IA para direcionamento e supressão de incêndio.
[0025] A Publicação de Pedido de Patente US No 20170160740 descreve um dispositivo que recebe uma solicitação para uma missão que inclui a movimentação de um percurso de vôo de uma primeira localização para uma segunda localização e desempenho das operações de missão, e calcula a via de vôo da primeira localização para a segunda localização com base na solicitação. O dispositivo determina as capacidades requeridas para a missão com base na solicitação, e identifica o veículo aéreo não tripulado (VANT) com base nas capacidades requeridas para a missão. O dispositivo gera instruções de percurso de vôo para as instruções de missão e percurso de vôo e para as operações de missão, e fornece as instruções de percurso/missão de vôo para os VANTs identificados para permitir que os VANTs identificados se desloquem da primeira localização para a segunda localização, através da via de vôo, e para realizar as operações da missão no segundo local.
[0026] A Publicação de Pedido US n° 2017/0259098 descreve o uso efetivo de tecnologia acústica para suprimir diferentes tipos de incêndio pelo ajuste da frequência de ondas sonoras. Também ensina que o mesmo pode ser usado como um dispositivo portátil, colocado em um local fixo ou estático, tal como na parte superior de uma cozinha, e com o desejo de um dia ser anexado a um drone para desdobramento acima de uma situação de incêndio. Entretanto, não revela como a tecnologia acústica pode ser adaptada para um fogo altamente destrutivo.
[0027] A patente CN205891227U ensina um veículo aéreo não tripulado ("VANT") que tem um dispositivo acústico de supressão de fogo e um sistema de formação de imagem térmica anexado ao fundo do veículo, cujo sistema de formação de imagem térmica pode ser usado para obter informação de temperatura para orientação para a área alvo. No entanto, a CN205891227U não ensina como o VANT pode realizar a supressão de fogo dentro de um incêndio totalmente desenvolvido.
[0028] Em suma, a técnica anterior não ensina um técnico versado na técnica para produzir um sistema ou método para descarregar ondas de pressão dentro de um fogo difundido para suprimir ou extinguir incêndios.
[0029] A presente invenção emprega ondas de pressão ou ondas de choque em um jato aéreo controlado, discreto, não destrutivo, sozinho ou combinado com outros materiais de extinção de fogo, objetivando horizontalmente, verticalmente, e em formação em blocos em, acima, ao longo de, em torno de, através e de dentro do meio de fogo para suprimir um incêndio do tipo selvagem. Utilizando elementos do ambiente, esta invenção pode gerar suas necessidades elétricas e de propulsão, sem o uso de um combustível sólido, gel ou líquido, ou outros propelentes externos. Quando uma onda de pressão se desloca através de uma chama, perturbando sua energia e criando um sistema de baixa pressão, a chama é movida para fora de sua fonte de combustível. Este é o método não incendiário aplicado aqui para criar o método de supressão e extinção de fogo desta invenção. Utilizando o ar a partir do "ambiente de incêndio", uma onda de pressão ou onda de choque criada por um mecanismo não incendiário é eficaz para soprar um incêndio de sua fonte de combustível. Quando combinado com uma carga de fluido, a intensidade da onda de choque é acelerada enquanto atomizando o fluido e o material de extinção de fogo adicional, acentuando assim o impacto de supressão de fogo. Sem deixar a situação de incêndio, ela pode ser eficientemente contínua para recarregar e descarregar um mecanismo de onda de choque não destrutivo, sobre e no local, constitui uma vantagem tática. Com a plataforma de IA – Inteligência Artificial, os ativos podem ser autônomos ou semiautônomos dispostos em uma formação, dentro e contíguo ao fogo criando uma manta, uma parede ou um esforço de supressão de fogo em bloco, como uma série de drones.
[0030] De acordo com uma forma de realização presentemente preferida, é provido um veículo aéreo para extinção de incêndios disseminados que compreende:
[0031] (1) um primeiro recipiente tendo uma superfície externa e interna definindo uma primeira câmara, sendo que o primeiro recipiente é feito de um primeiro material isolante térmico com um ponto de fusão superior a cerca de 800 graus Celsius;
[0032] (2) um segundo recipiente tendo uma superfície exterior e uma superfície interna definindo uma segunda câmara e disposta concentricamente e coaxialmente dentro da primeira câmara do primeiro recipiente, o segundo recipiente sendo feito de um segundo material isolante térmico com um ponto de fusão superior a cerca de 800 graus Celsius, a superfície interna do segundo recipiente tendo uma entrada configurada para receber e reter o ar comprimido na segunda câmara, e para descarregar seletivamente o ar comprimido através de uma saída configurada para produzir uma onda de pressão para extinguir incêndios, o primeiro e segundo materiais isolantes térmicos sendo configurados para resistir a chamas e prover isolamento térmico para manter uma temperatura interna de 35°C ou inferior em um ambiente onde as temperaturas variam de cerca de 35 graus Celsius a cerca de 1.650 graus Celsius;
[0033] (3) meios para a compressão de ar na segunda câmara do segundo recipiente; e
[0034] (4) um sistema de propulsão que inclui um sistema de vetoração de empuxo para a propulsão do veículo aéreo.
[0035] A descrição a seguir é exemplar a princípio e não se destina a limitar a invenção ou a aplicação e usos das modalidades da invenção. As descrições de dispositivos, técnicas e aplicações específicos são fornecidas apenas como exemplos. Modificações nos exemplos aqui descritos serão prontamente evidentes para aqueles versados na técnica, e os princípios gerais aqui definidos podem ser aplicados a outros exemplos e aplicações sem se afastar do espírito e escopo da invenção. A presente descrição deve ser de acordo com as reivindicações, e não limitada aos exemplos aqui descritos e mostrados.
[0036] Nos desenhos:
[0037] A figura 1 é uma vista superior em seção transversal de uma modalidade presentemente preferida de um veículo aéreo de casco duplo da presente invenção.
[0038] A figura 2 é uma vista seccionada do sistema de vetoração de empuxo de uma outra modalidade preferida, mostrando suas bombas, linhas de admissão e efluentes, sistema de filtração de gás, bocal de vetoração de empuxo, e lingueta rotativa.
[0039] A figura 3 ilustra uma vista horizontal do veículo aéreo com um conjunto de asa retrátil, elevador e leme, projetado para distribuição de carga de formato de uma onda de choque, mostrando a câmara de onda de pressão na posição fechada.
[0040] A figura 4 ilustra uma vista do topo do veículo aéreo com um conjunto de asa retrátil, elevador e leme, projetado para distribuição de carga de formato de uma onda de choque, mostrando a câmara de onda de pressão na posição fechada.
[0041] A figura 5 ilustra uma vista superior do veículo aéreo, mostrando suas portas de fuselagem superiores na posição aberta.
[0042] A figura 6 ilustra uma vista superior do veículo aéreo, mostrando a câmara de onda de pressão com um cavado coletor.
[0043] A figura 7 ilustra uma vista frontal do veículo aéreo, mostrando o controle aerodinâmico pneumático e o sistema de canal da fuselagem da redução do arrasto.
[0044] A figura 8 ilustra uma vista separada de um sistema alternativo a bordo para a geração de energia térmica e energia elétrica no veículo aéreo da invenção. Lista dos números de referência nas figuras Número de Componente/Descrição Referência Ambiente externo E o Interior da câmara de onda de pressão 2 Pistão mecânico ou elétrico 4 Bocal oblíquo 6 Bombas de ar de alta pressão de alto volume 8 Câmaras de compressão de ar subordinadas 10 Bexiga 12 Auxiliar de bexiga 14 Câmara de onda de pressão 16 Câmara interna feita de titânio 18 Revestimento monocristalino 20 Revestimento de material resistente ao alto calor e extremo 22 calor/compósito com matriz de cerâmica Material atenuante de explosão 24 Material de absorção de choque ou sistema de absorção de 26 choque Mecanismo de estabilização de recuo 30 Sistema de montagem de vôo 32 Primeiro sensor de temperatura disposto no primeiro recipiente 34 para detecção da temperatura da superfície externa do recipiente Liberação de pressão de emergência 36 Bocal de vetor de empuxo 50 Linha de admissão de ar 52 Lingueta 54 Módulo de comando 64 Estrutura de avião tolerante a danos 66 Isolamento da estrutura de avião tolerante a danos 68 Áreas de fuselagem entre os cascos externo e interno 70 Sistema de contenção térmica 74 Fluidos ou sais de contenção a bordo 74 Gerador de energia termoelétrica 76 Sistema de vetor de empuxo 82
Linha de efluentes 86 Servo motor 88 Revestimento intumescente 90 Filtro de ar opcional 92 Conector flexível 94 Ponta do bocal do vetor de empuxo 96 Tecido flexível para prevenção de refluxo 98 Mecanismo de recepção eletrônico a bordo 100 Conector 104 Sistema de distribuição de energia 106 Carregador de bateria a bordo 108 Bateria a bordo 110 Mecanismo de vibração 112 Porta em fluxo 114 Canais de ar 116 Cavado coletor 120 Sistema de alívio de pressão de ar 122 Sistema de troca de calor 130 Porta de fuselagem 132 Mecanismo de estabilização de recuo 300
[0045] A figura 1 ilustra esquematicamente o projeto de casco duplo de uma modalidade presentemente preferida do veículo aéreo da presente invenção. A fim de realizar a onda de pressão, uma câmara de onda de pressão (16) é configurada para receber um volume de ar do ambiente externo (Eo), que é comprimido nele, e é subsequentemente descarregado forçosamente para o ambiente externo em uma chama alvejada, a uma velocidade rápida através de um bocal (6) agora aberto, de preferência oblíquo de uma maneira controlada, de preferência utilizando uma bexiga elástica (12). A câmara de onda de pressão (16) pode ser enchida diretamente com ar do ambiente externo, de preferência utilizando uma ou mais bombas de ar de alta pressão (8) de alto volume, cada uma equipada com um preventor de refluxo de ar e/ou, de preferência, utilizando uma ou mais câmaras de onda de pressão de ar subordinadas (10) que encherão a câmara de onda de pressão (16). A câmara de onda de pressão de ar subordinada (10) bombeia o ar do ambiente por, de preferência, uma ou mais bombas de ar de alta pressão (8) de alto volume, após o bombeamento da mesma para a câmara de onda de pressão (16) sob alta compressão, de preferência, uma ou mais bombas de ar de alta pressão (8) de alto volume separadas. Ao chegar à área de chama visada e fazendo a compressão de um volume de ar suficiente para perturbar a energia de uma chama alvo, o módulo de controle ou comando (64) suspende o preenchimento da câmara de onda de pressão (16) pelas bombas de ar (8) e as câmaras de onda de pressão de ar subordinadas (10), ativa os dispositivos microeletromecânicos e atuadores (não mostrados) fixados ao auxiliar de bexiga (14) para acelerar rapidamente o movimento da bexiga (12) dentro da câmara de onda de pressão (16) a partir de um estado de descanso para a abertura, de preferência um bocal oblíquo (6), enquanto que ao mesmo tempo faz com que a abertura, de preferência um bocal oblíquo (6) para abrir, para a liberação de seus conteúdos, sob alta velocidade, contra a área de chama visada. Mediante a expulsão do conteúdo do ar no seu interior, o módulo de controle ou comando (64) fechará a abertura (6), fazendo com que o auxiliar da bexiga (14) retraia a bexiga (12) para seu estado de repouso, então repetir o processo.
[0046] Começando com o interior da câmara de onda de pressão (16) em que o ar será comprimido no seu interior, e trabalhando para fora, as superfícies de material da câmara de onda de pressão (16) são construídas com uma câmara interior preferivelmente feita de titânio (18); um revestimento monocristalino (20); um revestimento de material resistente a calor de alta temperatura (22) tal como um compósito com matriz de cerâmica, material diminuidor de jato (24), material de absorção de choque ou um sistema de absorção de choque (26), um revestimento de material resistente a calor de alta temperatura (22), um revestimento monocristalino (20), e uma superfície externa de titânio (18). A câmara de onda de pressão (16) será preenchida repetidamente com e descarregará ar quente não resfriado a partir do ambiente externo (E o) e experimentará a temperatura mais alta do interior do veículo. A compressão de ar quente dentro do mesmo pode aumentar as temperaturas experimentadas dentro e pela câmara de onda de pressão (16). Portanto, o titânio é selecionado como a superfície interna (18) preferida da câmara de onda de pressão, dada sua baixa suscetibilidade a deformação a altas temperaturas, durabilidade de resistência e tendo uma baixa condutividade térmica (radiação). O titânio tem um ponto de ebulição de 3.287º C, com um ponto de fusão de 1.668º C. A aplicação de uma liga de titânio proporciona um metal com alta resistência e rigidez mesmo em temperatura extrema. Revestimentos monocristalinos (20) proporcionam uma camada adicionada de resistência e durabilidade à estrutura em altas temperaturas. A abertura, de preferência um bocal oblíquo (6) é construído de material de alta resistência à tração e alta resistência ao calor/calor extremo.
[0047] Como descrito aqui, o mecanismo de bexiga (12) e auxiliar de bexiga (14) dentro da câmara de onda de pressão (16) é construído de um material elástico resistente ao calor que irá suportar a temperatura do ar quente que enche, é comprimido dentro e descarregado da câmara de onda de pressão (16). A bexiga (12) auxiliará com a compressão de ar, por resistência, a descarga planejada de ar comprimido da câmara de onda de pressão (16) pela rápida expansão dentro da câmara de onda de pressão (16) quando o módulo de controle ou comando (64) descarrega o conteúdo de ar dentro da câmara de onda de pressão (16) pela abertura da abertura de descarga de ar (6) da câmara de onda de pressão (de preferência, um bocal oblíquo).
[0048] O comando de programação ou módulo de controle do veículo aéreo, o pacote aviônico deve incluir o programa de software de vôo, o sistema de posicionamento global a bordo (GPS), posicionamento giroscópico (incluindo sensores e controle), detecção e evitação de colisão (LIDAR), direcionamento e diferenciação térmica, programação de controle de descarga e direcionamento, sistema de comunicação interno e externo, sistema de segurança, sistemas de monitoramento a bordo (bomba de câmara de onda de pressão, pressão de ar de câmara de onda de pressão, bombas de propulsão, volume e pressão de camisa de fluído e checagem de sistemas), a temperatura interna do veículo aéreo, alívio de pressão de fluido e ar, função de bocal de vetor de empuxo e fluxo, geração de energia elétrica, altímetro, navegação, infravermelho opcional, infravermelho próximo, e câmeras de vídeo, antenas e uma câmera óptica opcional. Os componentes eletrônicos devem ser construídos de tal material e/ou cobertura que impedirão significativamente o impacto de calor intenso gerado pelo ambiente de fogo. O veículo aéreo é projetado para operar como um sistema autónomo ou semiautónomo, subsequente a ser programado e lançado por um usuário autorizado ou sistema de usuários autorizados (não mostrado). A medida que cada veículo aéreo é equipado com GPS e dados operacionais é transmitido em tempo real para e a partir do sistema de monitoramento externo, um usuário autorizado terá a capacidade de sobrepor instruções pré-programadas de fase operacional para reprogramar o módulo de comando do veículo aéreo e/ou para controlar manualmente as operações do sistema. A reprogramação e o controle manual podem ser limitados a operações de combate a incêndio. Como usados aqui, a fase operacional do veículo aéreo deve significar quando o veículo aéreo é lançado/desdobrado.
[0049] Com relação ao sistema de montagem de vôo do veículo aéreo: ao invés de usar um sistema de asa, elevador, leme ou sistema rotativo exposto ao meio ambiente, o veículo aéreo é equipado com um bocal de vetor de empuxo de subsuperfície ajustável, conectado a, de preferência, uma ou mais bombas de alto volume de alta pressão e alta pressão, que alimentam um alto volume de ar contra as linguetas de superfície ou subsuperfície, para controlar o passo, guinada, levantamento e rolamento do veículo aéreo, de maneira similar à aplicação a uma aeronave ou outro VANT alado ou rotativo. A propulsão para a frente e a operação de vôo reverso do sistema de montagem de vôo é controlada eletronicamente pelo sistema de navegação a bordo do veículo aéreo. As linguetas de superfície ou de subsuperfície servem à mesma função que um ailerão, elevador e leme de uma aeronave baseada em asa ou drone. As bombas de propulsão e as bombas de câmara de onda de pressão são auto energizantes, anti entupimento para impedir significativamente a acumulação de fuligem e outra matéria particulada aerotransportada, comum a um ambiente de incêndio a partir do entupimento de uma entrada. As bombas de propulsão e as bombas de câmara de onda de pressão são conectadas à superfície do veículo aéreo, possibilitando assim que extraia o ar do ambiente imediato. A seção de base do veículo aéreo também aloja a porta de propulsão traseira, suas bombas de propulsão.
[0050] A seção de base do veículo aéreo é equipada com um sistema de fonte de energia de ciclo fechado para transferir energia térmica do ambiente (incêndio) que por sua vez será usado para aquecer fluidos ou sais para energizar um sistema de geração tradicional ou termoelétrica a bordo durante a fase operacional do veículo aéreo. O sistema de fonte de energia de ciclo fechado é eletronicamente conectado ao módulo de controle ou comando (64) do veículo aéreo. O sistema de fonte de energia de ciclo fechado consiste em um sistema de troca de calor ligado à superfície do veículo aéreo com a finalidade de extrair calor do ambiente externo, que irá transferir calor do ambiente externo (incêndio) para um sistema de container para reter um meio quente com uma alta temperatura. O calor contido neste sistema pode ser usado para gerar eletricidade por um gerador tradicional ou termoelétrico. O sistema de containeer que manterá o meio quente com alta temperatura pode utilizar um meio de armazenamento de calor tais como fluidos ou sais que podem ser aquecidos a partir da energia térmica transferida do ambiente externo pelo sistema de troca de calor. Onde durante o desdobramento das temperaturas de ar do veículo aéreo estão abaixo do limite de calor mínimo necessário pelo trocador de calor para transferir calor para o sistema de geração tradicional ou termoelétrico e o sistema de contenção a bordo, o sistema irá então transferir calor contido dentro do sistema de contenção a bordo para gerar energia elétrica. O sistema de geração termoelétrica ou tradicional a bordo do sistema de geração de energia de ciclo fechado é ainda conectado a um sistema recarregador de bateria e de bateria. A bateria é uma fonte de energia adicional que é ativada quando o veículo aéreo é programado para desdobramento e lançamento. A energia elétrica é fornecida pelo sistema de bateria quando a saída elétrica gerada pelo sistema de geração elétrica for de 5% maior do que o nível mínimo de energia elétrica necessária para acionar o veículo aéreo. Durante a fase de desdobramento do veículo aéreo, o sistema de geração tradicional ou termoelétrica a bordo, e onde necessário, o sistema de bateria proverá a necessidade de operar o sistema. A construção de material do sistema de energia em ciclo fechado é tal que ela irá impedir de forma significativa a transferência de calor a partir do mesmo para outros componentes dentro do veículo aéreo.
[0051] Como ilustrado na Figura 1, a câmara de onda de pressão ou ar (16) é definida pela superfície interna de um tubo cilíndrico adaptado a uma seção de meio domo em cada extremidade. Encaixado na superfície interna das seções superior e inferior de meio-domo da câmara de onda de pressão (16) é, de preferência, uma ou mais bombas de alto volume de alta pressão (8). A(s)
bomba(s) (14), quando ativada(s) pelo módulo de controle ou comando (64), irá pressurizar a câmara de onda de pressão (16). A bomba é conectada à superfície do veículo aéreo (200) por meio de uma linha de admissão de ar (52) com o propósito de extração de ar do ambiente externo. Conforme é ainda ilustrado na Figura 1, o sistema de montagem de vôo (32), que inclui as asas, elevadores, ailerões, e leme é conectado ao veículo (200). Também é mostrado o veículo aéreo (200) que inclui um sistema de montagem de vôo (32) incluindo asas, elevadores, ailerões e leme, um ou mais bocais de vetor de empuxo montados na superfície exterior do primeiro recipiente, uma ou mais bombas conectadas ao dito, um ou mais bocais de vetor de empuxo para ejetar ar para efetuar o passo, guinada, levantamento e/ou rolamento do veículo aéreo (200).
[0052] O material resistente ao calor que cobre o recipiente externo e o recipiente interno disposto de forma concêntrica e coaxial deve ser suficiente para impedir significativamente a passagem de calor do ambiente externo de incêndio para os vários componentes contidos no interior do recipiente durante a implantação do veículo aéreo (200 ) dentro ou próximo a uma zona de incêndio.
[0053] Como representado na Figura 2, o mecanismo de montagem de vôo consiste em um sistema de de bomba conectada a um bocal de vetor de micro- empuxo (50); uma linha de entrada de ar (ver Figura 2) que se estende da área de superfície não frangível do veículo aéreo (200) até a bomba do sistema de vetores de micro-empuxo (8), uma linha de ar efluente conectando o sistema de vetores de micro-impulso (82) bomba (8) para um bocal de vetorização de impulso (50); uma(s) lingueta(s) montada(s) em uma área de superfície do veículo aéreo, conectada a um servo motor (não mostrado) que controla o mecanismo de articulação que permitirá que a lingueta seja girada conforme necessário para manter o vôo, a elevação, a movimentação, a inclinação, a guinada e rolagem. Os bocais de vetorização axial, conforme aqui incorporados, destinam-se a aplicar o mesmo princípio usado em um motor a jato, exceto que aqui, ele canaliza uma corrente de ar em alta velocidade contra a lingueta rotativa. A linha de entrada de ar (52) que se estende da área superficial não frangível do veículo aéreo (200) até a bomba do sistema micro de vetores de empuxo (8) (veja a Figura 2) é construída com um material de superfície anti-entupimento e um material particulado sistema de filtragem de matéria, para impedir significativamente o acúmulo de fuligem ou outros detritos.
[0054] Os bocais de vetoração de empuxo são usados aqui para controlar o passo, o rolamento e a guinada, o giro, a elevação e a propulsão para o veículo aéreo (200). Cada bocal de vetoração de empuxo (50) é ligado diretamente preferencialmente a uma ou mais bombas de alta velocidade (8) de alto volume que extraem um alto volume de ar a partir do ambiente externo circundante. As bombas (8) ligam por sua vez um volume de ar para o bocal de vetoração de empuxo (50) a uma taxa necessária para manter o vôo e o controle de altitude do veículo aéreo (200) acima e dentro da zona do incêndio, e onde necessário, para pairar. O volume real e a taxa de ar a ser projetada para o bocal de vetoração de empuxo (50) da bomba de sistema de vetor de empuxo (8) serão determinados com base em requisitos aerodinâmicos. O empuxo produzido desta maneira é o mesmo que seria necessário, onde o uso de um sistema de vetoração de empuxo, um avião, um drone ou motor de foguete, para fins de vôo. Os mecanismos de montagem de vôo são eletronicamente ligados ao módulo de controle ou comando (64) do veículo aéreo (200). A lingueta (54) é adaptada a um servo motor (88) que controla a inclinação da lingueta, e é projetada para mover ou girar da mesma maneira que uma montagem de ailerão, elevador e leme de uma aeronave. A pressão de ar fornecida pelo bocal de vetoração de empuxo portado contra a lingueta, e o ângulo em que a aba é empregada em controles para o passo, o rolamento, a guinada, a elevação, a rotação horizontal e vertical, e a oscilação, de modo que a corrente de ar saia do veículo aéreo (200). A extremidade distal das linhas de admissão de ar do sistema de vetoração de empuxo é orientada na superfície do veículo aéreo, para permitir a extração de ar do ambiente externo. As linhas de admissão são colocadas em uma posição e ângulo significativamente longe do bocal do sistema de vetoração de empuxo e das linguetas, e o fluxo de ar através do mesmo, de modo que o ar ejetado pelo bocal de vetoração de empuxo não afeta ou de outra forma interfere com o sistema de admissão de ar e a capacidade do sistema de admissão de ar para funcionar.
[0055] O tipo de bomba requerida para fornecer o volume necessário de ar para proporcionar controle de inclinação, balanço, oscilação e levantamento do veículo aéreo (200) acima nível do topo da árvore, bem como a manobra dentro ou abaixo do nível do topo da árvore, pode prontamente ser determinada por aqueles versados na técnica.
[0056] O sistema de propulsão do veículo aéreo é eletronicamente ligado pelo módulo de controle ou comando (64) ao sistema de fonte de energia em ciclo fechado a bordo. A energia elétrica é gerada a bordo por meio do uso de um sistema de fonte de energia de ciclo fechado que aproveita o calor do ambiente do fogo através de um trocador de calor (130) conectado a um sistema de contenção a bordo de fluidos ou sais aquecidos. Por sua vez, o sistema de fonte de energia em ciclo fechado a bordo é conectado a um sistema de geração de energia tradicional ou termoelétrico que gerará a energia elétrica necessária para operar o veículo aéreo. O tamanho, forma e material do sistema de contenção a bordo do sistema de fonte de energia de ciclo fechado usado, em parte, serão determinados por sua capacidade de absorver calor.
[0057] A seção de base e a seção superior respectivamente alojam os bocais de vetor de empuxo (50) operados independentemente. Cada bocal de vetor de empuxo (50) é ligado a uma bomba de ar de alta pressão de alto volume (8). Estas bombas (8) extraem ar do ambiente circundante que será canalizado através do bocal de vetor de empuxo em alta velocidade, proporcionando propulsão e controle aeronáutico do veículo aéreo. A seção de base e a seção superior contêm linguetas (54) montadas na horizontal e vertical de superfície ou de subsuperfície ajustadas a um servo motor que controla o passo, o rolamento, a elevação e a guinada. As linguetas (54) são projetadas para girar o veículo aéreo do mesmo modo que faria os conjuntos do ailerão, do elevador e do leme de uma aeronave, permitindo que o veículo aéreo gire, role e se levante. Enquanto uma asa de aeronave convencional emprega os flaps do ailerão, elevador e leme no respectivo conjunto, o conjunto de flap é incorporado no corpo do próprio veículo aéreo em lugar de se projetar para fora. Como usados aqui nesta invenção, os sistemas de vetoração de empuxo incluirão as linguetas (54), a(s) bomba(s) (8) e o(s) bocal(s) de vetor de empuxo (50). Como cada veículo aéreo utilizará pelo menos dois sistemas de vetoração de empuxo durante o desenvolvimento, cada sistema de vetoração de empuxo pode ser operado independentemente, que é separado e a parte de qualquer outro sistema de vetoração de empuxo que é parte da invenção. Cada componente notado como operando independentemente, alojado independentemente, e onde os veículos aéreos podem operar independentemente, deve significar que cada um pode ser operado/funcionar separadamente. Por exemplo, se um sistema de vetoração de empuxo dentro de um veículo aéreo falhar os sistemas de vetoração de empuxo restantes podem ser operados, independentemente, para continuar operações e/ou compensar o componente defeituoso. De forma similar, em que os veículos aéreos estão operando em um “enxame”, alguns ou todos os veículos aéreos podem operar separados de um único veículo aéreo servindo como um veículo aéreo central, para ou dentro do enxame.
[0058] A seção de base e de topo é equipada com múltiplos bocais de vetor de empuxo (50) operados independentemente onde cada bocal de vetor de empuxo (50) é ligado separadamente a uma ou mais bombas de ar de alta pressão de alto volume (8), e a lingueta (54) montada na superfície ou subsuperfície aperfeiçoará a capacidade de manobra do veículo aéreo (200). Pelo alojamento dos bocais de vetor de empuxo (50) operados independentemente em ambas as seções superior e inferior, na frente e na parte traseira do veículo aéreo (200) podem ser inclinadas em seu eixo vertical ou horizontal enquanto vôo estacionário, o giro, ou o movimento para frente. Este projeto também permitirá que o veículo aéreo gire ou role sobre seu eixo central sem alterar sua posição latitudinal ou longitudinal.
[0059] A seção de base aloja um conjunto de propulsão traseira independente (bocal de vetor, de preferência, uma ou mais bombas de alta velocidade de alto volume, e linguetas montadas na superfície ou subsuperfície). A colocação de linguetas (8) horizontais e verticais aqui proporcionam maior manobrabilidade de guinada e inclinação, em comparação com aquela de um motor de propulsão traseira de posição fixa.
[0060] Um sistema de geração de energia de ciclo fechado contendo um fluido ou sal que pode ser aquecido, utiliza a energia térmica do ambiente de fogo através de seu trocador de calor conectado. A energia térmica do fluido ou sal agora aquecido é usada por um gerador termoelétrico (76) ou comum conectado que gerará a energia elétrica necessária para operar o sistema além da energia produzida no momento da programação do módulo de controle ou comando (64) e do lançamento real do veículo aéreo.
[0061] Ao equiparar o sistema de vetor de empuxo e o sistema de fonte de energia de ciclo fechado com o sistema de filtração de gás, por exemplo, para extrair nitrogênio e/ou dióxido de carbono do ambiente externo, o efluente resultante do sistema de vetoração de empuxo do veículo aéreo é uma extinção de fogo enquanto operando em ou próximo à zona de fogo. A lavagem para baixo do veículo aéreo diminui assim a pegada de oxigênio do sistema de propulsão.
[0062] A seção superior do veículo aéreo (200) abriga o módulo de controle ou comando (64) do veículo aéreo, embalagem aviônica que deve incluir o programa de programa de vôo, GPS, posicionamento giroscópico (incluindo sensores e controle) detecção e prevenção de colisão (LIDAR), direcionamento e diferenciação térmica, programação de direcionamento e controle de descarga, sistema de comunicação interno e externo, sistema de segurança, sistemas de monitorização e diagnóstico a bordo (bomba(s) de câmara de onda de pressão, pressão de ar da câmara de ondas de pressão, bombas de propulsão, sistema de fonte de energia de ciclo fechado, temperatura ambiente interna e externa e controlo de sistemas), alívio de pressão de ar e fluido (36), bocal de vetor de empuxo e fluxo e função da lingueta (50, 54), gerador tradicional ou termoelétrico, temperatura interna do veículo aéreo (200), altímetro, navegação, infravermelho opcional, infravermelho próximo, e câmeras de vídeo, antenas e uma câmera óptica opcional.
[0063] A figura 2 ilustra o sistema (conjunto) do vetor de empuxo. Uma linha de admissão de ar que utiliza um material autolimpante, anti-entupimento para evitar a fuligem e outra matéria particulada aerotransportada, comum em um ambiente de incêndio, para evitar o entupimento de uma entrada, se estende a partir da superfície do veículo aéreo (200), para uma micro bomba de sistema de vetor de empuxo (8). Onde um meio opcional de filtração de ar é incluído, como aqui (92), para extrair o ar (e/ou gases ou gases inertes) do ambiente (fogo), uma extensão da linha de admissão de ar (52) conecta o sistema de filtro à bomba de sistema de vetor de empuxo (8). Através destas linhas, a bomba de sistema de vetor de empuxo (8) aspira um alto volume de ar a partir do ambiente, então direciona o mesmo sob alta velocidade através de sua linha de efluente (86) para o bocal de vetor de empuxo (50). A linha de efluente (86) é equipada com um conector flexível (94), permitindo o movimento do bocal de vetor de empuxo (50). A ponta do bocal de vetor de empuxo (96) é uma estrutura de chicana flexível que pode expandir ou contrair, conforme requerido pelo comando ou módulo de controle (64) para aumentar ou diminuir o volume e a pressão de ar emitido. O bocal vector de empuxo (50) é equipado com um servo motor, aumentando a flexibilidade do fluxo de ar dirigido, da mesma maneira que um motor vetor de empuxo de uma aeronave avançada. O bocal de vetor de empuxo (50) é também equipado com um tecido flexível para prevenção de refluxo (98) para impedir de forma significativa a perda ou escape de ar pressurizado transmitido a partir do bocal de vetor de empuxo para a lingueta ajustável (54). A lingueta ajustável (54), que é adaptada ao servo motores e a superfície do veículo aéreo (200), pode ser angulada pelo comando do módulo de controle e comando (64), conforme necessário. A capacidade de angulação da lingueta está em linha com a função das montagens da asa, elevador, ailerão e leme de uma aeronave. A capacidade de angular a lingueta e a corrente de ar comprimido a partir do bocal de vetor de empuxo para a lingueta aumenta a manobrabilidade do invólucro. A extremidade distal das linhas de admissão de ar do sistema de regulação de empuxo do veículo aéreo é orientada na superfície, para permitir a extração de ar do ambiente externo. As linhas de admissão são colocadas em uma posição e em um ângulo significativamente longe do bocal do sistema de vetoração de empuxo e das linguetas, e o fluxo de ar através do mesmo, de modo que o ar ejetado pelo bocal não impacta ou de outra forma interfere com o sistema de admissão de ar e a capacidade do sistema de admissão de ar funcionar. Conforme as figuras aqui são bidimensionais, a colocação das linhas de admissão de ar na superfície do veículo aéreo pode parecer mais próxima do que a colocação real da linha de admissão de ar será.
[0064] Como usado aqui, quando o módulo de controle ou comando (64) ativa a(s) bomba(s) da câmara de onda de pressão para aumentar rapidamente a pressão de ar de X2 psi ou X3 psi a X4 psi, ele também ativará o servo motor de freio a ar, estendendo o freio a ar para fora no momento de descarga de X4 psi por um período de tempo predeterminado, criando arrasto suficiente para neutralizar o impacto de uma descarga de X4 psi que prevalece ventos e turbulência dentro ou contíguo à situação de fogo poderia, de outra forma, ter a trajetória do veículo aéreo.
[0065] Como também aqui usado, em que dois ou mais veículos aéreos estão em X4 psi dentro do mesmo campo de explosão, o módulo de controle ou comando (64) irá ajustar o período de tempo que o freio a ar é ativado para compensar a pressão adicional exercida.
[0066] Como também aqui usado, quando os sensores do veículo aéreo detectam uma onda de choque que se aproxima ou que uma onda de pressão projetada de veículo aéreo ou onda de choque (por exemplo, atingindo uma superfície) retorna na direção do veículo aéreo, o módulo de controle ou comando (64) empregará e ajustará os seus freios de ar de modo a manter sua trajetória, ou para mover de uma maneira corretiva.
[0067] O freio a ar deve ser construído de um material de peso leve e de tal maneira a suportar a pressão exercida de descarga de X4 psi do veículo aéreo, X4 psi sobre a contrapressão e/ou exercida por outro revestimento próximo ao mesmo campo de explosão, e a pressão necessária para neutralizar o movimento que, de outro modo, resultaria de uma onda de choque, ventos altos, tais como descargas térmicas relacionadas a fogo, turbulência e vórtices. O freio a ar também pode ser aplicado pelo módulo de controle ou comando (64) ao acessar o local de recuperação e ancoragem ou sistema (não mostrado).
[0068] Após a compensação de uma carga de formato, retorno de carga de forma, turbulência, vórtices ou correções de curso, o módulo de controle ou comando ativará o(s) servo motor(es) de freio a ar para retrair o freio a ar.
[0069] Como usado aqui, uma segunda opção para compensar a pressão exercida contra o veículo aéreo a uma descarga de X4 psi é o emprego de um sistema de vetoração de empuxo adicional mas separado. Aqui, os sistemas de vetor de empuxo adicionais são alojados entre o anterior das câmaras de onda de pressão e a superfície externa do veículo, ventilando para a superfície externa não-frangível do veículo aéreo. Determinando-se a pressão exercida em uma descarga de X4 psi para M# de milissegundos, aqueles versados na aerodinâmica, pesquisa e uso de ondas de choque, podem determinar a pressão que deve ser exercida por sistemas de vetoração de empuxo, bem como o período de tempo para exercer No de pressão. A pressão em No representa a faixa de pressão necessária para manter a trajetória do veículo aéreo no momento de descarga de X4 psi, e em pós-descarga onde a onda de pressão ou impacto da onda de choque sobre o veículo aéreo foi dissipada, retornando para ou mantendo o veículo aéreo para sua trajetória de descarga de pré-X4 psi.
[0070] Como também aqui usado, quando o veículo aéreo alcançou sua área alvo de fogo, a trajetória e a rotação em sua posição de carga de forma, o módulo de controle ou comando (64), ao mesmo tempo em que se mantém a trajetória do veículo aéreo através da operação dos sistemas de vetor de empuxo, a X2 psi ou X3 psi irá ativar eletronicamente os sistemas de vetor de empuxo, de modo que, no momento de X4 psi, os sistemas de vetor de empuxo de descarga exerçam uma pressão suficiente por um período pré-determinado M# de milissegundos, então reduzindo tal pressão para níveis de descarga de pré-X4 psi mantidos por sistemas de vetor de empuxo irão retomar as operações de vôo e trajetória.
[0071] Como usado aqui, uma terceira opção para compensar a pressão exercida a uma descarga de X4 psi contra o veículo aéreo é o emprego de ar comprimido da mesma maneira ou similar aos princípios de controle aerodinâmico pneumático e redução do arrasto. Para fazê-lo, uma linha reforçada estendida da parede exterior do veículo aéreo para uma porta controlada estanque a ar que leva à parede interior da câmara de onda de pressão. Até que seja ativado pelo módulo de controle ou comando (64) para liberar ar, a liberação involuntária de ar é impedida por uma válvula ou porta de prevenção de refluxo. Sob demanda pelo módulo de controle ou comando (64) a X4 psi de descarga para liberar, a válvula de contrapressão da câmara de onda de pressão e porta controlada estanque a ar conectada à linha reforçada é aberta simultaneamente para liberar uma quantidade predeterminada de ar da câmara de onda de pressão através da linha reforçada, onde aquela quantidade de ar sairá do veículo aéreo ao longo de sua superfície exterior não-frangível. Subsequente à liberação pretendida do volume predeterminado de ar como uma contra-medida da câmara de onda de pressão no momento de descarga de X4 psi, o módulo de controle ou comando (64) irá então ativar o elemento de trava de refluxo para fechar.
[0072] A figura 8 ilustra de forma diagramática o veículo aéreo com um método alternativo de geração de energia térmica e energia elétrica para operar o sistema. O módulo de controle ou comando (64) do veículo aéreo é ligado eletronicamente a um mecanismo de recepção a bordo (100) que quando ativado, pode criar uma vibração de tal frequência para criar uma alta taxa de vibração, em que o atrito criado pelo mesmo pode rapidamente gerar atrito suficiente e energia térmica resultante para aquecer os fluidos ou sais de contenção a bordo (74) que manterá um meio quente. A energia térmica aquecida criada desta maneira será usada pelo sistema de geração tradicional ou termoelétrica a bordo (76) para gerar a energia elétrica necessária para operar o veículo aéreo (200).
[0073] No momento da programação de pré-lançamento do veículo aéreo (200), o sistema de contenção externo (não mostrado) fará com que seu mecanismo de envio (não mostrado) crie e projete um sinal de uma frequência específica (não mostrada) para o mecanismo de recepção (100) dentro do veículo aéreo (200). Ao receber o sinal de uma frequência específica (não mostrada), o mecanismo de recepção do veículo aéreo (100) é ativado.
[0074] A ativação do mecanismo receptor faz com que o mesmo vibre a uma taxa muito elevada. A excitação criada por tal vibração irá, por sua vez, criar um alto grau de fricção e o aquecimento resultante, mas não excedendo a T3 0. Quando o módulo de controle ou comando (64) monitora eletronicamente o monitor de temperatura (não mostrado) dentro dos fluidos ou sais a bordo do sistema de contenção (74) indica que a temperatura interna dos conteúdos nele atingiu T30, um sinal é enviado do comando do veículo aéreo ou módulo de controle (64) para o mecanismo de envio (não mostrado) para parar a transmissão do sinal. A energia térmica produzida desta maneira pode ser usada para gerar eletricidade por meio de um gerador a bordo tradicional ou termoelétrico, fornecendo a energia elétrica necessária para operar o veículo aéreo, quando o último é empregado.
[0075] As superfícies exterior e interior do veículo aéreo devem ser construídas de um material de extinção de fogo, auto extintor, resistente ao fogo, de peso leve, que possa suportar temperaturas extremas. Incorpora um sistema de troca de calor (130) que descarregará o excesso de calor acumulado dentro de suas estruturas internas de fuselagem/componente para o ambiente externo. O veículo aéreo equipado com um sistema de fonte de energia de ciclo fechado para fixar a energia a partir de fluidos ou sais aquecidos para energizar um sistema de geração de energia tradicional ou termoelétrica a bordo durante a fase operacional do veículo aéreo. O sistema de fonte de energia de ciclo fechado é eletronicamente conectado à programação do veículo aéreo, sistema aviônicos e sistemas de monitoramento a bordo.
O sistema de fonte de energia de ciclo fechado é eletronicamente conectado ao módulo de controle ou comando (64). O sistema de fonte de energia de ciclo fechado consiste em um sistema de troca de calor que é ligado à superfície do veículo aéreo com a finalidade de extrair calor do ambiente externo.
O sistema de troca de calor irá transferir calor do ambiente (fogo) externo para um sistema de container que manterá um meio quente (de fluido ou sal) com uma alta temperatura.
O calor mantido dentro deste sistema pode ser usado para gerar eletricidade por um gerador tradicional ou termoelétrico.
O sistema de container que manterá o meio quente com alta temperatura pode utilizar um meio de armazenamento de calor que manterá fluidos ou sais que podem ser aquecidos, é suprido por calor transferido do ambiente externo pelo sistema de troca de calor.
Onde durante o desenvolvimento das temperaturas de ar do veículo aéreo estão abaixo do limite de calor mínimo necessário pelo trocador para transferir calor para o sistema de geração tradicional ou termoelétrica a bordo e o sistema de contenção a bordo, o sistema de geração elétrica irá então transferir calor contido dentro do sistema de contenção a bordo para gerar energia elétrica.
O sistema de geração de energia elétrica ou termoelétrica a bordo do sistema de fonte de energia de ciclo fechado é adicionalmente conectado a um sistema de bateria e recarregador de bateria.
A bateria é uma fonte de energia que é ativada quando o veículo aéreo é empregado.
A energia elétrica é fornecida pelo sistema de bateria quando a saída elétrica gerada pelo sistema de geração de energia tradicional ou termoelétrico está em um mínimo de não mais do que 5% da energia elétrica necessária para acionar os sistemas de bordo do veículo aéreo.
Durante a fase de desdobramento do veículo aéreo, o sistema tradicional de geração de energia tradicional ou termoelétrica, e onde necessário o sistema de bateria auxiliar, proverá a energia elétrica necessária para operar o sistema.
A construção do material do sistema de energia em ciclo fechado é tal que ela irá impedir de forma significativa a transferência de calor a partir do mesmo para outros componentes dentro do veículo aéreo.
Um material resistente ao calor deve significar um material e construção que evitarão significativamente a transferência de calor do ambiente externo para o ambiente interno da estrutura de engenharia referida como o veículo aéreo.
Isto deve também significar um material e uma construção que irão impedir de forma significativa a passagem, a transferência involuntária de calor encontrada ou contida no interior de uma estrutura do veículo aéreo, para outras áreas dentro do interior do veículo aéreo. Isto significará ainda um material e construção que podem dissipar ou de outra forma transferir para o ambiente externo calor introduzido na fuselagem do veículo aéreo quando sua fuselagem ou outras portas ou aberturas são abertas.
[0076] Estruturalmente, o veículo aéreo deve ser capaz de suportar a pressão exercida por um ambiente de fogo, a pressão exercida por sua própria descarga de X4 psi; descarga de X4 psi de outros veículos aéreos e veículos aéreos; operação de freios a ar para estabilizar veículo aéreo contra ventos ambientais Opostos e descargas de X4 psi; e, o impacto de projéteis de alta velocidade dentro ou de outra forma comumente associado com uma conflagração ambiental.
[0077] Estruturalmente, o veículo aéreo deve ser capaz de regenerar rapidamente as descargas de X4 psi e o desenvolvimento contínuo por um longo período de tempo.
[0078] Os sistemas eletrônicos do veículo aéreo e os sistemas de monitoramento incluem o módulo de programação (64) software de Inteligência Artificial (“IA”) incluindo a programação de aterragem do drone, pacote aviônico que deve incluir o programa de software de controle de vôo, o posicionamento giroscópico (incluindo os sensores e o controle), detecção e prevenção de colisão (LIDAR), gerenciamento e diferenciação térmica, controle de descarga e alvo, sistema de comunicação interno e externo, sistema de segurança, sistemas de monitoramento e diagnóstico a bordo (bomba(s) de câmara de onda de pressão, pressão de ar da câmara de onda de pressão, bombas de propulsão, sistema de fonte de energia de ciclo fechado, verificação dos sistemas e temperatura do ambiente interno e externo), alívio de pressão de ar, bocal de vetor de empuxo, função e fluxo da lingueta, gerador tradicional ou termoelétrico, para temperatura interna do veículo aéreo, altímetro, navegação, infravermelho, infravermelho de proximidade, e câmeras de vídeo, antenas, câmera óptica, LIDAR, sistema de fonte de energia de ciclo fechado, estrutura de contenção a bordo de sal ou fluido aquecido (74), sistema de bateria (110, 108), e monitor de troca de calor.
[0079] O veículo aéreo é desenvolvido para a implantação de carga de forma de uma onda de pressão ou onda de choque por ar comprimido, como meio de supressão de fogo. É desenvolvido para a aplicação de extinção de carga de forma repetida. Ele é equipado com asas retráteis, elevadores retráteis, e um leme retrátil para vôo estendido fora do ambiente de fogo visado e onde se opera acima do nível do topo de árvore. O veículo aéreo monitora continuamente sua capacidade de navegar para uma área de recuperação e ancoragem designada, levando em conta a sua habilidade a bordo de gerar energia elétrica suficiente para operar em temperatura abaixo de um ambiente térmico Ti0. O veículo aéreo pode empregar seus sistemas de freio a ar para estabilizar a sua trajetória e compensar a pressão exercida no momento de uma descarga de X4 psi, a fim de permanecer no alvo; determinar quando retrair e reutilizar suas montagens de asa, elevador e leme; determinar e operar seu sistema de vetoração de empuxo para demandas de vôo e operacionais.
[0080] Onde os níveis de geração de energia elétrica a bordo do veículo aéreo além do ambiente de fogo são abaixo do ideal, o módulo de controle ou comando (64) irá desviar a energia térmica armazenada no sistema de contenção a bordo (74) para o sistema de geração de energia tradicional ou termoelétrica do sistema de fonte de energia de ciclo fechado (76). Enquanto conectado ao sistema de recuperação e ancoragem, este veículo aéreo irá desativar o sistema para armazenamento ou programa em novos dados de busca e desenvolvimento. Onde programado para reutilização do módulo de controle ou comando (64) ativará o mecanismo de pré-aquecimento rápido, carregando o sistema de armazenamento de fluido ou sal conectado ao sistema de fonte de energia de circuito fechado, até mas não maior do que T3o, para prover a energia elétrica necessária para operar o veículo aéreo entre lançamento e reentrada para o ambiente de fogo T10 alvo, e iniciar a recarga de seu sistema de bateria (110).
[0081] A câmara de onda de pressão que produzirá uma descarga de X 4 psi e uma onda de choque é ajustada dentro da sustentação da fuselagem do veículo aéreo. A câmara de onda de pressão do veículo aéreo é constituída por um cilindro, endurecido, não quebradiço. Este cilindro é ainda compreendido de uma parede exterior de posição fixa, uma parede interna móvel, e projetado para suportar a pressurização maior do que X4 psi. A parede exterior da câmara de onda de pressão e sua parede interna são adicionalmente ajustadas com aberturas estruturais, através das quais o ar a X4 psi será liberado para produzir a onda de pressão ou onda de choque resultante como a extinção de fogo. A estrutura de câmara de onda de pressão pode ser de um formato diferente de um cilindro. As características de projeto ou componentes identificados nesta invenção permanecem uma parte da câmara de onda de pressão.
[0082] A câmara de onda de pressão é equipada com, de preferência, uma ou mais estruturas de parede interna rotativa com aberturas estruturais que corresponderão às aberturas estruturais de parede exterior. Quando girado para a posição aberta/descarga pelos servos motores ajustados, as aberturas estruturais da(s) parede(s) interna são alinhadas com as correspondentes aberturas estruturais da parede externa da câmara de onda de pressão. A parede estrutural interior da câmara de onda de pressão é ajustada de preferência, um ou mais servo motores eletronicamente ligados ao módulo de controle ou comando (64), que, quando ativado, fará com que a(s) porta(s) interior(es) gire(m) ao longo de uma superfície ranhurada (não mostrada) para a posição aberta ou fechada.
[0083] A câmara de onda de pressão é carregada, de preferência, uma ou mais bombas que extraem ar do ambiente externo, através de uma linha que se estende da bomba para a superfície externa da fuselagem. A bomba é equipada com um sensor de pressão de ar, e um sistema de alívio de pressão de ar de emergência (122) para impedir significativamente a pressurização de ar e/ou uma pressurização de ar não autorizada. A bomba e o sistema de alívio de ar de emergência são equipados com um dispositivo de prevenção de refluxo de ar, impedindo significativamente uma liberação prematura ou não autorizada de ar ou gás filtrado da câmara de onda de pressão. As linhas de extração de ar se estendendo a partir do exterior da fuselagem para a bomba, o sistema de filtração de gás da bomba deve ser projetado com um material que impedirá de forma significativa o acúmulo de matéria particulada e entupimento, e um mecanismo para impedir significativamente o acesso de detritos. As bombas, os sensores, as linhas de admissão de ar, os servo motores, os preventores de refluxo, a(s) linha(s) do sistema de alívio de emergência, e todos os outros componentes afiliados com a câmara de onda de pressão devem ser construídos de um material e de tal maneira a suportar a descarga contínua de X4 psi, e para funcionar desimpedida pela pressurização do X4 psi ou maior.
[0084] Como mostrado na Figura 3, a porta de fuselagem está na posição fechada (132), permitindo assim que a câmara de onda de pressão (16) seja preenchida.
[0085] A câmara de onda de pressão pode ser construída de tal maneira a liberar ar comprimido como uma onda de pressão ou ondas de choque a partir da fuselagem superior, do bordo inferior, da porta e/ou das áreas de estibordo do veículo aéreo. Para fazê-lo, o veículo aéreo é equipado com portas de fuselagem que correspondem à posição de descarga de X4 psi da parede interior da câmara de onda de pressão.
[0086] Como mostrado na Figura 4, a porta de fuselagem (132) está na posição fechada. Quando o módulo de controle ou comando (64) ativa o servo motor (88) para girar sobre as aberturas da câmara (6), de preferência um bocal de descarga oblíquo, ar comprimido dentro da câmara de onda de pressão será expelido forçadamente para o ambiente externo (Eo).
[0087] Como mostrado na Figura 5, a câmara de onda de pressão é projetada para liberar a carga de forma através da fuselagem superior do veículo aéreo, abrindo a(s) porta(s) externa(s) da fuselagem superior e girar a parede interior da câmara de onda de pressão para a posição aberta. As portas exteriores de fuselagem superior são ajustadas a um ou mais dos servos motores da porta externa da fuselagem, e um mecanismo de travamento que segurará a porta da fuselagem seja aberta ou fechada. Estas portas exteriores de fuselagem superior são também ajustadas com uma borda de raspagem (não mostrada), de modo que quando girada para a posição fechada, a borda de raspagem desalojará detritos que podem ter recolhido entre a fuselagem (e a câmara de onda de pressão quando a porta externa de fuselagem superior foi aberta para uma descarga de X4 psi. Esta borda de raspagem também deslocará a umidade coletada dentro da fuselagem (entre a estrutura interna da fuselagem e a câmara de onda de pressão), para um sulco de coleta de detritos para a subsequente remoção do veículo aéreo. O interior da fixação do veículo aéreo é equipado com uma ranhura coletora de umidade e detritos. Esta ranhura coletora de detritos, eletronicamente conectada ao módulo de controle ou comando (64), se abrirá para o ambiente externo para liberar a umidade coletada e os detritos do veículo aéreo. Esta invenção não é limitada ao uso da fuselagem superior como a área de liberação. A fuselagem superior é citada aqui para propósitos ilustrativos apenas.
[0088] Em avanço de uma descarga de X4 psi planejada, o comando ou módulo de controle (64) irá abrir a porta do sistema de travamento, mover a porta de câmara de onda de pressão interna ao longo de um trilho de fixação (não mostrado) para onde é alojada dentro da sustentação da fuselagem. A área de descarga da câmara de onda de pressão é agora exposta ao ambiente externo.
[0089] O número atual de câmaras de onda de pressão por veículo aéreo, e se a descarga de X4 psi será através da fuselagem superior, a porta inferior e/ou a área de estibordo do veículo aéreo será determinada no momento de fabricação.
[0090] Com base nos dados adicionais, o módulo de controle ou comando (64) determinará se ou por quanto tempo manter a porta de fuselagem superior na posição aberta: por exemplo, se o veículo aéreo empregará a descarga de X4 psi seguinte dentro de um período de tempo predeterminado, busca por outros alvos de zona de fogo, rota para uma área de recuperação e ancoragem, ou aguardar a recepção de um comando remoto autorizado.
[0091] Como mostrado na Figura 6, as bordas laterais da parede de câmara de onda de pressão de rotação interna são ajustadas com uma borda de raspagem (não mostrada) para soltar matéria particulada ou detritos coletados dentro da própria câmara de onda de pressão, e para empurrar a condensação para dentro de uma ranhura ou calha de saída (120) levando a uma abertura de porta estrutural exterior. Quando a porta interior girar para a posição fechada (132) ela raspa a superfície externa da parede, empurrando a matéria particulada afrouxada, detritos ou umidade para o interior do cavado. Quando os sensores do cavado detectam o volume X (Xv) de matéria particulada, detritos ou umidade no cavado, o módulo de controle ou comando (64) pressurizará a câmara de onda de pressão, até X3 psi, antes da sinalização servo para girar a parede interior para a posição aberta para liberar o interior da câmara de onda de pressão. X v será determinado no processo de fabricação.
[0092] Como usado aqui, o módulo de controle ou comando (64) do veículo aéreo, quando ativado, executará uma verificação de diagnóstico de sistemas dos componentes e sistemas do veículo, determinando a adequabilidade para emprego antes de baixar os dados de pré-lançamento. Aqueles dados de pré- lançamento e a sequência de pré-lançamento incluem operações de vôo e trajetória, pré-carga do sistema de geração tradicional ou termoelétrica a bordo
(76) e um sistema de contenção a bordo; vôo, trajetória, altímetro, dados de topografia e conexão a um link por satélite em tempo real para atualizações de GPS e topografia; localização de alvo de incêndio, dados de busca e direcionamento; ativação de detecção de colisão, sensor de relações espaciais, a busca e ligação de rede neural; pré-carregar a câmara de onda de pressão para X2 psi, ao mesmo tempo que ativa a pressão da câmara de onda de pressão e sobre os monitores de pressurização, fechando o respectivo impedidor de refluxo de ar; em seguida, no lançamento do comando do veículo aéreo através de uma distribuição aérea, a decolagem de VTOL ou horizontal e o pouso (“HTOL”), e a utilização de seus conjuntos de asa, elevador e leme.
[0093] A Figura 7 ilustra esquematicamente uma vista frontal da rede de veículos aéreos de controle aerodinâmico pneumático e portas de acesso de superfície de redução do arrasto (114) e canais de ar (116). Os canais de ar (116) são alojados entre a superfície exterior da fuselagem e a parede interna, que forma a parede externa do suporte da fuselagem. A parede interna da câmara de onda de pressão, conexão a um servo motor (88), está na posição fechada, indicada por suas aberturas estruturais como fora de alinhamento com as aberturas estruturais da parede exterior, permitindo assim a compressão de ar. Aqui, para propósitos ilustrativos, os conjuntos de asa, elevador e leme são desenvolvidos. O servo motor pneumático de controle aerodinâmico (88) é eletronicamente ligado (não mostrado) ao módulo de controle ou comando (64). As bombas da câmara de onda de pressão (14) são conectadas ao filtro de filtração de gás (não mostrado) que é conectado por uma linha de extração de ar (não mostrada) à parede exterior da fuselagem do veículo aéreo. O oxigênio separado dos gases extraídos pelo sistema de filtragem de gás seria liberado para o meio ambiente, longe da corrente de ar ou lavagem do sistema de vetor de empuxo. Os níveis de oxigénio dentro da zona de fogo não são aumentados por uma liberação desta maneira, já que o volume de oxigênio assim liberado existia no momento de extração do gás ou gás inerte. A extremidade distal das linhas de admissão de ar do sistema de vetor de empuxo orientadas na superfície exterior da fuselagem do veículo aéreo, de modo a permitir a extração de ar do ambiente externo, é colocada em uma posição e um ângulo significativamente longe do interior do bocal do sistema de vetor de empuxo e das linguetas, a rede de portas pneumáticas e portas de acesso de superfície de redução de arrasto (114), e canais de ar (116), de modo que o ar ejetado pelo bocal não afeta ou de outra forma interfira com o sistema de admissão de ar e a capacidade desses sistemas funcionar.
[0094] Como também aqui usado, cada controle aerodinâmico pneumático e porta de fuselagem de redução de arrasto é equipada com uma capacidade de fluxo interno e fluxo de saída, de modo que quando o módulo de controle ou comando (64) abra a porta em fluxo de entrada (114) para canalizar o ar para um ponto de saída, o módulo de controle ou comando (64) abre uma porta de saída correspondente, enquanto ativa um preventor de refluxo, de modo que o fluxo de ar de saída que passa através da porta não será obstruído. Os canais são construídos de tal maneira a criar uma área de baixa pressão quando o ar entra na porta em fluxo de entrada, criando um efeito de arrasto, puxando o ar através da saída da porta de saída.
[0095] Embora a ilustração do controle aerodinâmico pneumático e a redução do arrasto refere-se ao veículo aéreo.
[0096] Como usado aqui, a Figura 8 ilustra o veículo aéreo (200) com um método alternativo de geração de energia térmica e energia elétrica para operar o sistema. O módulo de controle ou comando (64) é ligado eletronicamente a um mecanismo de recepção eletrônico a bordo (100) que, quando ativado, pode criar uma vibração de tal frequência que fará com que outro mecanismo vibre a uma alta taxa de frequência. A frequência que opera em uma alta taxa causará atrito entre suas superfícies e o sal ou fluido dentro do sistema de contenção a bordo (74) que manterá um meio quente, onde irá aquecer rapidamente o sal ou fluido contido no mesmo, resultando em um meio quente. A energia térmica criada desta maneira dentro do sistema de contenção a bordo (74) que manterá um meio quente, quando transferida para o sistema de geração tradicional ou termoelétrica a bordo (76), será usada pelo sistema de geração tradicional ou termoelétrica a bordo para gerar a energia elétrica necessária para operar o veículo aéreo.
[0097] Durante o pré-desenvolvimento o sinal é gerado pelo meio de programação externa (não mostrado) e transmitido ao módulo de controle ou comando (64) do veículo aéreo. A programação do módulo de controle ou comando transmitirá um sinal para o mecanismo receptor a bordo (100), o mecanismo que irá vibrar a uma alta taxa de frequência, e o gerador tradicional ou termoelétrico (76), para iniciar a produção e a distribuição de energia elétrica.
Onde os níveis de temperatura (pré- determinados) dentro do sistema de contenção a bordo (74) estão abaixo de T20, o módulo de controle ou comando (64) do veículo aéreo irá transmitir para o mecanismo de recepção a bordo do veículo aéreo (100) um sinal de uma frequência específica (não mostrada) com o identificador embutido (não mostrado) de um usuário/operador autorizado.
Quando o mecanismo de recepção a bordo (100) recebe e aceita o sinal de uma frequência específica (não mostrada), ele fará com que o mecanismo de vibração (112) dentro do sistema de contenção a bordo (74) vibre a uma alta taxa de velocidade, criando atrito e calor, aquecendo rapidamente o meio quente dentro do sistema de contenção a bordo (74). Ao conseguir uma temperatura interna de T20, o módulo de controle ou comando (64) fará com que, através de um trocador de calor, a transferência de energia térmica de dentro do sistema de contenção a bordo (74), através de um conector (104), para o gerador tradicional ou termoelétrico (76). No comando pelo módulo de controle ou comando (64) a energia elétrica produzida pelo gerador a bordo tradicional ou termoelétrico (76), será distribuída por todo o veículo aéreo como programado, por uma conexão (104) entre o gerador a bordo tradicional ou termoelétrico (76) e o sistema de distribuição de energia (106). A distribuição de energia é controlada pelo módulo de controle ou comando (64). Onde a monitoração do comando ou módulo de controle (64) (não mostrada) da bateria a bordo (110) indica que os níveis de potência deste estão ou menos que 5% a mais que o nível mínimo de energia elétrica que é necessária para acionar o veículo aéreo (200), o comando ou módulo de controle (64) fará com que o gerador tradicional ou termoelétrico (76) distribua energia elétrica através de um conector (104) para o carregador de bateria (108), que por sua vez transfere energia elétrica para a bateria a bordo (110), recarregar a bateria (110). A bateria a bordo (110), conforme controlada pelo módulo de controle ou comando (64), pode conduzir energia elétrica através de um conector (104) para o sistema de distribuição de energia (106). O método padrão ou alternativo para gerar energia térmica e energia elétrica para operar o sistema mencionado acima utiliza a mesma via de geração e distribuição de energia, com exceção de que o mecanismo de recepção e o mecanismo de vibração do método alternativo de geração de energia térmica e energia elétrica são substituídos pelo sistema de troca de calor.
[0098] No momento da programação de pré-lançamento do veículo aéreo, o mecanismo de programação externo (não mostrado) fará com que seu mecanismo de envio (não mostrado) crie e projete um sinal de uma frequência específica (não mostrada) para o mecanismo de recepção (100) dentro do veículo aéreo (200). Ao receber o sinal de uma frequência específica (não mostrada), o mecanismo de recepção (100) do veículo aéreo é ativado.
[0099] A ativação do mecanismo de recepção faz com que o mesmo vibre a uma taxa muito alta. A excitação criada por tal vibração irá, por sua vez, criar um alto grau de fricção e calor resultante, desse modo aquecendo rapidamente os fluidos ou sais ali contidos, até, mas não excedendo a T30. Quando o módulo de controle ou comando (64) comanda eletronicamente o monitor de temperatura (não mostrado) dentro dos fluidos ou sais a bordo do sistema de contenção (74) indica que a temperatura interna dos conteúdos nele atingiu T30, um sinal é enviado do módulo de controle ou comando (64) do veículo aéreo para o mecanismo de envio a bordo (não mostrado), para parar a transmissão do sinal. A energia térmica produzida desta maneira pode ser usada para produzir eletricidade por meio de um gerador a bordo tradicional ou termoelétrico, fornecendo a energia elétrica necessária para operar o veículo aéreo, quando o último é empregado.
[00100] Onde as temperaturas de pré-desenvolvimento dos fluidos do veículo aéreo ou dos sais do sistema de contenção a bordo (74) declinam a um nível T10 predeterminado, e o veículo aéreo não é desativado, o mecanismo de programação externo (não mostrado) ativará novamente o mecanismo de envio externo (não mostrado) para criar e transmitir o sinal eletrônico de uma frequência específica (não mostrada) para o mecanismo de recepção (100) dentro do veículo aéreo (200), ativando o mecanismo de recepção (100) do veículo aéreo para gerar a rápida vibração de alta frequência necessária para aquecer os fluidos ou sais dentro do sistema de contenção a bordo (74), para restaurar os fluidos ou sais para o estado de temperatura aquecido requerido. T20 como definido aqui, é a quantidade mínima predeterminada e temperatura de energia térmica disponível dentro do sistema de contenção a bordo (74) que manterá um meio quente de fluidos ou sais, que podem ser transferidos do sistema de contenção a bordo (74)
para o sistema de geração tradicional ou termoelétrica a bordo (76) para a produção de energia elétrica necessária para operar um veículo aéreo desenvolvido, quando utilizando este sistema auto-contido. T10, conforme aqui definido, é aplicado onde a energia térmica é passada a partir do ambiente externo (fogo), através de um sistema trocador de calor para aquecer o meio quente de fluidos ou sais.
[00101] Onde durante o desenvolvimento, a capacidade de geração elétrica e/ou a temperatura dentro do sistema de contenção a bordo (74) que mantém um meio quente que alcança uma temperatura menor do que T 20, o módulo de controle ou comando (64) do veículo aéreo ativará o mecanismo de recepção (100) a bordo para gerar e projetar uma frequência de sinal específica (não mostrada) para outro mecanismo dentro do sistema de contenção a bordo (74) que está em contato com os fluidos ou sais que estão contidos no mesmo: esse mecanismo irá criar a alta taxa de vibração, por meio do que o atrito resultante entre o referido mecanismo e os fluidos ou sais faz com que o calor ocorra no interior do sistema de contenção a bordo (74) para rapidamente restaurar os fluidos ou sais contidos no mesmo, até o nível aquecido requerido para desdobramento sustentado do veículo aéreo. T20, como usado aqui, deve significar a temperatura limite mínima necessária para o gerador tradicional ou termoelétrico a bordo (74) para produzir energia elétrica suficiente para: operar um veículo aéreo desdobrado; mais, uma temperatura de não menos do que 25% acima do mínimo a energia térmica necessária para produzir uma quantidade suficiente de energia elétrica para o mecanismo de emissão a bordo (100) para gerar uma frequência de sinal específica que criará a vibração necessária pelo mecanismo de emissão a bordo (100) para aquecer rapidamente os fluidos ou sais mantidos dentro do sistema de contenção a bordo (74) e, quando necessário, a adição de energia elétrica suficiente para ativar o recarregador de bateria a bordo, para recarregar a bateria a pelo menos 95% de capacidade.
[00102] O sinal eletrônico transmitido pelo módulo de comando ou controle (64) para o mecanismo de recepção (100) conterá um sinal ou código embutido (código de autorização, [não mostrado]), específico para um usuário autorizado ou sistema de usuário autorizado. Se o sinal da sequência específica for transmitido para e recebido pelo mecanismo de recepção ausente (presença do) sinal ou código de autorização embutido, o mecanismo receptor (100) identificará tal como um sinal sonoro e, portanto, não ativará o mecanismo de vibração dentro do sistema de contenção a bordo (74) que manterá um meio quente de fluidos ou sais. A intenção do presente é reduzir de forma significativa ou impedir um aquecimento acidental e não autorizado ou de outro modo a interferência com o processo e o mecanismo de aquecimento dos fluidos de sais mantidos dentro do sistema de contenção a bordo (74).
[00103] As modalidades de invenção podem ser descritas aqui em termos de funcionalidade e/ou componentes e várias etapas de processamento. Deve ser apreciado que tais componentes de bloco podem ser realizados por qualquer número de componentes de hardware, software e/ou firmware configurados para executar as funções especificadas. Para maior brevidade, técnicas e componentes convencionais relacionados aos sistemas de supressão de fogo, navegação e orientação, sistemas e outros aspectos funcionais dos sistemas (e os componentes operacionais individuais dos sistemas) podem não ser descritos em detalhe aqui. Além disso, aqueles versados na técnica apreciarão que as modalidades da presente invenção podem ser postas em prática em conjunto com uma variedade de corpos estruturais, e que as modalidades aqui descritas são meramente modalidades exemplificativas da invenção.
[00104] As modalidades da invenção são descritas aqui no contexto de uma aplicação não limitante, a saber, a supressão de fogo. As modalidades da revelação, no entanto, não são limitadas a tais aplicações de supressão de fogo, e as técnicas aqui descritas podem também ser utilizadas em outras aplicações.
[00105] Como seria aparente para alguém versado na técnica após a leitura deste relatório descritivo, os seguintes são exemplos e modalidades da invenção e não são limitados a operar de acordo com estes exemplos. Outras modalidades podem ser utilizadas, e mudanças estruturais podem ser feitas sem se afastar do escopo das modalidades exemplificativas da presente invenção.
[00106] O relatório descritivo acima refere-se a elementos ou nós ou aspectos que são "conectados" ou "ligados" juntos. Como aqui usado, a menos que expressamente declarado de outra forma, "conectado" significa que um elemento/recurso é diretamente unido a (ou se comunica diretamente com) outro elemento/recurso, e não necessariamente mecanicamente. Do mesmo modo, a menos que expressamente declarado de outra forma, "anexado" significa que um elemento/recurso é direta ou indiretamente unido a (ou direta ou indiretamente com) outro elemento/recurso, e não necessariamente mecanicamente. Assim, embora As Figuras 1-8 ilustrem arranjos exemplares de elementos, dispositivos, características, componentes ou elementos intervenientes adicionais podem estar presentes em uma forma de realização da invenção.
[00107] Os termos e frases usadas neste documento, e suas variações, a menos que de outra forma expressamente declarado, devem ser interpretados como abertos em oposição à limitação. Como exemplos do precedente: o termo "incluindo" deve ser lido como significando " incluindo, sem limitação " ou similar; o termo "exemplo" é usado para fornecer instâncias exemplares do item em discussão, não uma lista exaustiva ou limitadora da mesma; e adjetivos tais como "convencionais", "tradicionais", "normal", "padrão", "conhecido" e termos de significado similar não devem ser interpretados como limitando o item descrito a um dado período de tempo ou a um item disponível como um dado tempo, mas ao invés disso deve ser lido para abranger tecnologias convencionais, tradicionais, normais ou padrão que podem estar disponíveis ou conhecidas agora ou em qualquer momento no futuro.
[00108] Do mesmo modo, um grupo de itens ligados com o conjunto "e" não deve ser lido como requerendo que cada um e todos aqueles itens estejam presentes no agrupamento, mas, ao invés disso, devem ser lidos como "e/ou" a menos que expressamente declarado de outra forma. Similarmente, um grupo de itens ligados com o conjunto "ou" não deve ser lido como requerendo exclusividade mútua entre aquele grupo, mas, ao invés disso, também deve ser lido como "e/ou" a menos que expressamente declarado de outra forma. Além disso, embora itens, elementos ou componentes da revelação possam ser descritos ou reivindicados no singular, o plural é considerado como estando dentro do escopo da mesma, a menos que seja explicitamente declarado o singular ao singular.
[00109] A presença de palavras de alargamento e frases tais como "um ou mais", "pelo menos", "mas não limitado a" ou outras frases semelhantes em alguns casos não devem ser lidas para significar que o caso mais estreito é planejado ou requerido em casos onde tais frases de alargamento podem estar ausentes. O termo "cerca de" quando se refere a um valor numérico ou faixa pretende abranger valores que resultam do erro experimental que pode ocorrer quando se realiza medições.
[00110] Na descrição detalhada a seguir, é feita uma referência aos desenhos anexos que formam parte da mesma, e em que as modalidades específicas que podem ser praticadas são mostradas a título de ilustração. Estas modalidades são descritas em detalhes suficientes para permitir que aqueles versados na técnica pratiquem as modalidades e deve ser entendido que as lógicas, mecânicas e outras mudanças podem ser feitas sem que se afaste do escopo das modalidades. A descrição detalhada a seguir não deve, portanto, ser considerada em sentido limitativo.
[00111] A descrição acima das modalidades específicas irãi assim revelar completamente a natureza geral das modalidades neste que outros podem, pela aplicação de conhecimento atual, prontamente modificar e/ou adaptar para várias aplicações tais modalidades específicas sem afastar-se do conceito genérico, e, portanto, tais adaptações e modificações devem, portanto, ser compreendidas dentro do significado e faixa de equivalentes das modalidades reveladas. Deve ser entendido que a fraseologia ou terminologia empregada aqui é para a finalidade de descrição e não de limitação. Portanto, embora as modalidades aqui tenham sido descritas em termos de modalidades preferidas, aqueles versados na técnica reconhecerão que as modalidades aqui descritas podem ser postas em prática com modificação dentro do espírito e escopo das reivindicações anexas.
[00112] Embora a presente invenção tenha sido descrita aqui antes e ilustrada nos desenhos em anexo, com referência a uma modalidade particular da mesma, mas deve ser entendido que a presente invenção não é limitada às mesmas, mas cobre todas as modalidades do aparelho de extinção de fogo aperfeiçoado que cairiam dentro do âmbito e escopo da presente invenção como seria aparente a um homem na técnica.
[00113] A partir do precedente, pode-se ver que foi descrito um método de combate a incêndio. Deve ser notado que os desenhos, esboços, diagramas e figuras não estão desenhados em escala e que as distâncias de e entre as figuras não devem ser consideradas significativas. A descrição e desenhos precedentes feitos nos desenhos, esboços, diagramas e figuras devem ser considerados apenas como uma ilustração do(s) princípio(s) da presente invenção.
[00114] Enquanto a descrição acima faz referência a modalidades ilustrativas particulares, estes exemplos não devem ser interpretados como limitações. Não apenas o sistema de dispositivo inventivo pode ser modificado por seu uso como um veículo de entrega para outros materiais; ele também pode ser modificado para lançamento a partir de tipos variáveis de lançadores, aviões e/ou outros veículos aéreos. Assim, a presente invenção não está limitada às modalidades descritas, devendo receber o mais amplo escopo compatível com as reivindicações abaixo. Isto deve incluir mas não limitado ao fato de que o sistema de propulsão pode ser acionado por, por exemplo, turbinas, diferentes fontes e/ou uma combinação de diferentes fontes; que tal sistema de propulsão pode ser externo ao corpo das invenções aqui apresentadas e/ou pode compreender e/ou que pode ser uma combinação de sistemas externos e internos, componentes e/ou; que a liberação de ar pressurizado e/ou outros gases pode ser através de método ou metodologia diferente e/ou além do sistema de vetor de empuxo descrito aqui; colocação da câmara de onda de pressão, e colocação da câmara de onda de pressão em relação a outros componentes da invenção, bem como a colocação de outros componentes entre si; e outras modificações que aqueles versados na técnica serão óbvias.
Claims (16)
1. VEÍCULO AÉREO RESISTENTE A FOGO PARA SUPRESSÃO DE INCÊNDIOS DISSEMINADOS caracterizado por compreender: a. um primeira recipiente tendo uma superfície externa e interna definindo uma primeira câmara, sendo que o primeiro recipiente é feito de um primeiro material isolante térmico com um ponto de fusão superior a cerca de 800 graus Celsius; b. um segundo recipiente tendo uma superfície exterior e uma superfície interna definindo uma segunda câmara e disposta concentricamente e coaxialmente dentro da primeira câmara do primeiro recipiente, o segundo recipiente sendo feito de um segundo material isolante térmico com um ponto de fusão superior a cerca de 800 graus Celsius, a superfície interna do segundo recipiente tendo uma entrada configurada para receber e reter o ar comprimido na segunda câmara, e para descarregar seletivamente o ar comprimido através de uma saída configurada para produzir uma onda de pressão para extinguir incêndios, o primeiro e segundo materiais isolantes térmicos sendo configurados para resistir a chamas e prover isolamento térmico para manter uma temperatura interna de 35°C ou inferior em um ambiente onde as temperaturas variam de cerca de 35 graus Celsius a cerca de
1.650 graus Celsius; e c. meios para a compressão de ar na segunda câmara do segundo recipiente; e d. um sistema de propulsão que inclui um sistema de vetor de empuxo para a propulsão do veículo aéreo.
2. Veículo aéreo de acordo com a Reivindicação 1, caracterizado por em que pelo menos um dos primeiro e segundo recipiente é construído de um material compósito de matriz cerâmica.
3. Veículo aéreo, de acordo com a Reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende ainda um revestimento de material monocristalino disposto sobre a superfície interna do primeiro recipiente, a superfície externa do segundo recipiente e/ou a superfície interna do segundo recipiente.
4. Veículo aéreo, de acordo com a Reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende ainda um revestimento de material intumescente disposto sobre a superfície interna do primeiro recipiente, a superfície externa do segundo recipiente e/ou a superfície interna do segundo recipiente.
5. Veículo aéreo, de acordo com a Reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende ainda uma bexiga elástica na segunda câmara para compressão de ar na segunda câmara.
6. Veículo aéreo, de acordo com a Reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende ainda uma bomba de compressor para a compressão de ar na segunda câmara.
7. Veículo aéreo, de acordo com a Reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende ainda uma válvula de refluxo de ar disposta na entrada para impedir um refluxo de ar comprimido da segunda câmara de volta através da entrada.
8. Veículo aéreo, de acordo com a Reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende ainda um mecanismo de estabilização de recuo para estabilizar o veículo aéreo durante uma descarga da onda de pressão.
9. Veículo aéreo, de acordo com a Reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a segunda câmara é de formato cilíndrico e tendo uma primeira extremidade e uma segunda extremidade, em que a primeira e a segunda extremidades são em forma de domo.
10. . Veículo aéreo, de acordo com a Reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que compreende ainda um Sistema de Posicionamento Global (GPS) a bordo para rastrear um caminho de vôo do veículo aéreo, o referido GPS a bordo sendo configurado para transmitir o caminho de vôo para um local remoto.
11. Veículo aéreo, de acordo com a Reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que compreende ainda um sistema de controle de vôo para controlar as operações de vôo do veículo aéreo.
12. Veículo aéreo, de acordo com a Reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que compreende ainda um módulo de comando para controlar operações da bomba de compressor de ar e comunicar-se com o sistema de controle de vôo e/ou GPS a bordo.
13. Veículo aéreo, de acordo com a Reivindicação 12, caracterizado pelo fato de que compreende ainda um primeiro sensor de temperatura disposto no primeiro recipiente para detecção da temperatura da superfície exterior do recipiente e um segundo sensor de temperatura para detecção da temperatura no interior do primeiro recipiente.
14. Veículo aéreo, de acordo com a Reivindicação 13, caracterizado pelo fato de que compreende ainda pelo menos um dos geradores termoelétricos e gerador termoacústico para gerar energia elétrica para uso pelo sistema de propulsão, compressor de ar, sistema de controle de vôo e/ou módulo de comando, dito gerador termoelétrico e gerador termoacústico deriva energia elétrica da diferença em temperaturas das superfícies conforme detectadas pelos primeiro e segundo sensores de temperatura.
15. Veículo aéreo, de acordo com a Reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende ainda um sistema de montagem de vôo incluindo asas, elevadores, ailerões e leme, um ou mais bocais de vetor de empuxo montados na superfície exterior do primeiro recipiente, uma ou mais bombas conectadas ao dito, um ou mais bocais de vetor de empuxo para ejetar ar para efetuar o passo, guinada, levantamento e/ou rolamento do veículo aéreo.
16. Veículo aéreo, de acordo com a Reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende ainda um aparelho de amortecimento de vibrações disposto entre o primeiro e o segundo recipientes para amortecer a vibração transmitida entre o primeiro e o segundo recipientes.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
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Legal Events
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Free format text: REFERENTE A 3A ANUIDADE. |
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