JP2021506539A - 広域火災を抑制するための耐火性空中機 - Google Patents

広域火災を抑制するための耐火性空中機 Download PDF

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Abstract

【解決手段】 軽量で耐衝撃性のあるセラミックマトリックス複合体を備えた、断熱性および耐炎性を備え、断熱材を取り付けられた、同心の二重船体、耐損傷性の機体車両二重クラッドであって、内部胴体領域の35℃から1350℃までの熱的保護を、極端な熱環境内で長期間にわたって行うことができ、半または完全に自律的な車両、有人または無人とすることができ、好ましくは、発射環境を出ることなく、火炎に対して圧力波を繰り返し放出することにより火炎を抑制又は消火するように設計された無人空中機が提供される。【選択図】 図１

Description

本発明は、消火車両に関し、特に、広範囲に渡って消火するための空中機に関する。
いくつかの従来技術の装置は、難燃性材料の送達、標的化、および放出のための「スマート」システムの使用を教示している。一般的な機能は、パラシュート、ソリ、またはグライドシステムと組み合わせたGPSの使用である。これにより、火災のツリーラインレベルより上の所定の位置または高さを達成すると、それに応じて爆発物を使用して化学物質を放出する。いくつかは、内容物を拡散するために爆発的な装薬を使用するか、またはデバイスが衝撃で爆発しない場合のフェイルセーフメカニズムとして機能する地上衝撃デバイスである。多くのシステムは、弾丸またはスマート爆弾の降下を助けるために格納式の翼またはエアブレーキに接続されているが、航空機または弾丸が搭載された推進機構で空気を航行する実際の半飛行または自律飛行ではこれらのデバイスは利用されない。
これは、消火剤（難燃剤、および他の）材料の送達のためのシステムおよびメカニズムであるため、実際の消火剤および他のそのような材料は、ここでは説明されない。
米国特許第９，３９３，４５０号は、少なくとも１つの入力ポート、少なくとも１つの出力ポート、および少なくとも１つのポケットを有する外部シェルを含む、消火剤の空中送達のための方法、システム、および装置を教示している。外部シェルの底部に取り付けられた少なくとも２つのスキッドとブラダーが外部シェルの内部に形成されている。膀胱に取り付けられたデトネーションコードおよびデトネーションデバイスは、少なくとも１つのポケットに配置され、膀胱に含まれる液体を放出するように構成されたデトネーションコードに動作可能に接続される。起爆装置は、起爆装置のコードをトリガーして、ターゲット上に難燃剤シードを放出する。
ここでの制限の１つは、難燃性パッケージを送達するためにそれ自体で操作できる正確な送達メカニズムではないことである。
米国特許第９，１２０，５７０号は、航空機からの配備作業のためのシステムおよび方法が提示されていることを教示している。ターゲットの指定された位置は、エージェントを含む位置追跡誘導コンテナに結合された飛行制御システムで受け取られる。位置追跡誘導コンテナは、標的の指定された位置のほぼ上方の航空機からの放出点で放出され、降下速度および降下角度で降下する。指定された場所への計算された経路は、指定された場所および位置追跡誘導コンテナの現在の場所に基づいて計算される。位置追跡誘導コンテナは、グライド制御構造によって空力的に誘導され、放出点からターゲットの指定された位置の近くの荷重解放高度までの計算された経路に沿って飛行する。
ここでもまた、滑空制御システムを備えたパラシュートによって配備されたＧＰＳガイドシステムである。
米国特許第８，７４６，３５５号は、地面または樹木線の上２〜２００フィートで爆発するように事前にプログラムされた消火爆弾を教示している。レーザーまたは気圧高度センサーをGPS高度センサーと組み合わせて使用し、適切な高度で非常に正確なフェイルセーフ爆発を実現する。米国特許出願公開第２０１７／０００７８６５号は、米国特許第８,７４６,３５５号の類似しているがアップグレードを教示しており、GPS位置特定デバイス、位置送信デバイス、および爆発デバイスに電子的に結合されたリモート爆発デバイスが搭載されており、地面はC４電荷の爆発を引き起こし、その内容をそこから拡散させる。また、エアブレーキシステムを使用して、「ハウジングユニットが２番目の端が地面に確実に当たるような向きに落ちるようにする。」
空気ブレーキは、装置を安定させるために適用可能であるが、真の「飛行」システムの一部ではなく、展開時に爆発の際に生成される爆風を相殺するのを助けることもできない。米国特許第８,７４６,３５５号も米国特許出願公開第２０１７／０００７８６５号も、従来の自律飛行活動を実行することはできない。
米国特許第７，９７５，７７４号は、誘導された難燃剤を含む爆弾が、制御面を介して制御面が結合される、従来の解放車両のフォームファクタを有する格納式の翼、尾部およびエレベータを備えるコンテナを備えることを教示する。慣性ガイダンスコントロールと外部からの指示を受信する機能を備えたGPS、および難燃剤または水を分解および分散させる充電コアに
その格納式ウィングは発射時に展開可能であるが、ツリートップレベルより下の飛行のために格納可能であるという兆候はなく、制限された「リフト」能力を有する。「１,０００ポンドまたは２、０００ポンドの水または難燃性化学物質の１回の投与では大規模または中規模の火を消すには十分ではないため、多くの「スマート水爆」が大量に使用される可能性があるため」調整された方法で...」デトネーションは爆発性のコアを使用し、標的は分解するために事前に選択された高さに基づいており、推進システムがないため、その飛行は機首の重いグライダーの飛行である。
米国特許第７，４７８，６８０号は、二酸化炭素、窒素、ガスの組み合わせおよび圧縮された固体消火剤の固化および凍結混合物のペイロードを有する封入された極低温発射体からなる消火装置を教示している。これらの戦略的に配置され、低温保存されたデバイスは、火災の発生時に、空中または地上で炎上に打ち上げられる。埋め込まれた爆発物は、所定の最適な高さで爆発し、固化したガス／圧縮された固体の消火剤が、対象の指定された領域に瞬時にかつ強制的に分散される。
米国特許第７，２６１，１６５号は、ハウジングユニットが、火を覆う化学物質貯蔵内部容積を規定する２つの部分を含むことを教示している。住宅ユニットは、航空機によって森林火災の対象地域に輸送され、対象地域に落下する。爆発物はハウジングユニットの内部にあり、ハウジングユニットが地面に衝突すると爆発する。爆発した爆薬に関連する爆発により、ハウジングの２つの部分が分離され、化学物質が開いたハウジングユニットから分散する。
有効性は、難燃剤に衝撃を与えるためにどれだけ上および横方向に広がることができるかに制限され、エアバースト垂直消火要素ほど効果的ではない可能性がある。
米国特許第７，０８３，０００号は、消火および難燃剤をスラリー、液体またはガス状の形でシェル内に閉じ込めるステップを含む消火および難燃方法が提供されることを教示し、シェルはそのようなものを含む。固形の薬剤。氷水や液体二酸化炭素などの薬剤は、シェルを「非致死」デバイスとして使用する場合に役立つ。固体シェルは昇華可能であり、標的部位で衝撃または環境条件に曝されると破裂して、シェルの内容物およびシェルの断片を標的部位に放出する。
米国特許出願公開第２００６０００５９７４（「９７４公報」）はミスト消火用消火剤容器が効率的な消防用に指定されているが装備されている航空機を教示している。消火剤容器上に配置されている雷管が爆発することができる起爆装置は空中機に取り付けられており、発火すると、消火剤の容器に含まれている消火剤が消火剤のミストを生成する。これは、ターゲット上に水のミストを提供する空中または地上の発射可能なミサイルである時限式ヒューズを使用した爆発時の火域。
本発明と比較すると、’９７４公開は、検索およびターゲティングの範囲が制限されている。
一般的な飛行および消火活動における航空機の使用において、著しい進歩が達成されてきた。
米国特許第９，７５０，９６３号は、液体を所望の場所に分散させるシステムを教示しており、このシステムは、本体と、液体を本体に流体連通させて本体に流体連通する入口と、液体を分散させるために本体と流体連通している出口、および本体に圧力下で空気を充填するための空気入口。ここでの改善は、入口から本体に入る加圧空気を減速するためのディフューザーを提供することを含む。
米国特許第７，２８４，７２７号は、材料の空中分散のためのシステムおよび方法を開示している。空中消火などの空中散布目的で航空機を迅速かつ一時的に改造できる空中散布システム。空中散布システムは、ワイドボディの乗客のサイドローディングカーゴシステムおよび高揚力能力を有するカーゴ航空機を含む、現代の航空機の従来のカーゴローディングおよびアンローディングシステムとの互換性のために構成され得るモジュラーコンポーネントを使用して実装され得る。空中散布システムは、山火事に対応して大容量の航空機の大規模な艦隊に迅速に設置することができる。一般的な７４７型民間航空機の総運搬重量は約１４０,０００ポンドであり、約１３トンを運搬できる。水などの液体分散剤材料の０００ガロン。これは、当時空中消防などの目的で利用されていた典型的な航空分散システムの航空機の収容力３０００ガロンの４倍以上である。これはスーパーグローバルタンカーシステムより前のシステムであり、ほとんどの航空機改造されたデリバリーシステムと同様に、上からの火災状況、着陸および再着陸エリアの可用性、容量、ターンアラウンドにどれだけ接近できるかについてのみ有効である。放出から火災状況への復帰までの時間、および配備可能な航空機の数
グローバル・スーパータンカー１のＢ７４７−４００、スピリット・オブ・ジョン・ミュアは、１９，０００ガロン（７２，０００リットル）以上の水、難燃剤、または抑制剤を凝集する単一または複数のペイロード液滴を送達できる特許システムを組み込んでいる。これらの流体は、飛行機の加圧タンクからさまざまな速度で放出され、消防ニーズに合わせた応答を生成する。このユニークな能力により、１回の飛行で最大６滴を落とすことができるが、C-１３０やBAe-１４６などの他の航空機は、同じ結果を得るために着陸と燃料補給を繰り返す必要がある。
米国特許第９，７５０，９６３号および第７，２８４，７２７号は、抑制剤分散材料の大型航空機への迅速なモジュール式適合の進歩を実証しているが、グローバルスーパータンカーは、専用の空中消火プラットフォームである。GlobalSuperTankerは２つの別個の操作が可能であるが、同一の定流量システムが加圧され、連続的な排出または最大８〜１３の分割された液滴を可能にする。グローバルスーパータンカーは、上のレベルまたはツリーのトップレベル（その時点で高い方）から１５メートル以内で動作できる。
米国での２機のエアタンカーの致命的な墜落を見た２００２年のファイアーシーズン以来、著しい進歩がなされてきた。しかしながら、本発明は、システムがツリートップレベルより下で機能することを可能にし、そこではマッピングのために赤外線データを使用し、火の標的化および抑制のためにＡＩ自己学習／再プログラミングを使用することができる。
米国特許出願公開第２０１７０１６０７４０号は、第１の場所から第２の場所への飛行経路の横断および任務操作の実行を含む任務の要求を受け取り、第１の場所から飛行経路を計算する装置を開示している。リクエストに基づいて２番目の場所に移動する。デバイスは、要求に基づいてミッションに必要な機能を決定し、ミッションに必要な機能に基づいてＵＡＶを識別する。デバイスは、飛行経路の飛行経路指示と任務操作のミッション指示を生成し、識別されたＵＡＶが飛行経路を介して第１の場所から第２の場所に移動できるように、識別されたＵＡＶに飛行経路／ミッションの指示を提供する、および２番目の場所でミッション操作を実行する。
米国出願公開第２０１７／０２５９０９８号は、音波の周波数を調整することによって異なるタイプの火災を抑制する音響技術の効果的な使用を開示している。それはさらに、それをハンドヘルドデバイスとして使用でき、キッチンのレンジの上部などの固定または静的な場所に配置でき、火災状況より上に配備するために１日ドローンに接続したいという要望があることを教えてくれる。ただし、音響技術を山火事に適合させる方法は開示されていない。
ＣＮ２０５８９１２２７Ｕは、消火音響装置と、車両の底部に取り付けられた熱画像システムとを有する無人航空機（「ＵＡＶ」）を教示し、この熱画像システムは、標的への誘導のための温度情報を取得するために使用され得る。範囲。ただし、ＣＮ２０５８９１２２７Ｕは、ＵＡＶが完全に進化した火災内で消火を実行する方法を教示していない。
要するに、先行技術は、火災を抑制または消火するために広範囲の火災の内部に圧力波を放出するためのシステムまたは方法を生成することを当業者に教示していない。
本発明は、制御された個別の非破壊的な空中爆風において圧力波または衝撃波を単独で、または他の消火材料と組み合わせて、水平、垂直、および上、横、周囲のブロック形成を対象として使用する。野火を抑えるために、火の中を通り抜ける。周囲環境からの要素を使用して、本発明は、固体、ゲルまたは液体燃料、または他の外部推進剤を使用することなく、その電気および推進の必要性を生成することができる。圧力波が火炎を横切って移動し、そのエネルギーを乱し、低圧システムを作成すると、火炎は燃料源から移動する。これは、本発明の消火、消火方法を作成するためにここで適用された非発火的方法である。「火の環境」からの空気を利用して、焼却炉以外のメカニズムによって生成された圧力波または衝撃波は、燃料源から火を吹き飛ばすのに効果的である。流体負荷と組み合わせると、衝撃波の強度が加速され、流体と追加の消火材料が霧化するため、消火の影響が強調される。火災の状況から離れることなく、非破壊的な衝撃波メカニズムを効率的に継続的に再充電および放電することができる。ＡＩプラットフォームを使用すると、アセットを自律型または半自律型の配置で火災の内部および隣接して配置し、ドローンの群れとして毛布、壁、またはブロックの消火活動を作成できる。流体負荷と組み合わせると、衝撃波の強度が加速され、流体と追加の消火材料が霧化するため、消火の影響が強調される。火災の状況から離れることなく、非破壊的な衝撃波メカニズムを効率的に継続的に再充電および放電することができる。ＡＩプラットフォームを使用すると、アセットを自律型または半自律型の配置で火災の内部および隣接して配置し、ドローンの群れとして毛布、壁、またはブロックの消火活動を作成できる。流体負荷と組み合わせると、衝撃波の強度が加速され、流体と追加の消火材料が霧化されるため、消火の影響が強調される。火災の状況から離れることなく、非破壊的な衝撃波メカニズムを効率的に継続的に再充電および放電することができる。ＡＩプラットフォームを使用すると、アセットを自律型または半自律型の配置で火災の内部および隣接して配置し、ドローンの群れとして毛布、壁、またはブロックの消火活動を作成できる。非破壊的なShockwaveメカニズムを効率的に継続的に再充電および放電できるので、その場所で、戦術的な利点が得られる。ＡＩプラットフォームを使用すると、アセットを自律型または半自律型に編成して、火災の内部および隣接して、ドローンの群れとして毛布、壁、またはブロックの消火活動を作成できる。非破壊的なShockwaveメカニズムを効率的に継続的に再充電および放電できるので、その場所で、戦術的な利点が得られる。ＡＩプラットフォームを使用すると、アセットを自律型または半自律型の配置で火災の内部および隣接して配置し、ドローンの群れとして毛布、壁、またはブロックの消火活動を作成できる。
現時点で好ましい実施形態によれば、広範囲にわたる火災を消火するための航空機が提供され、
（１）第１のチャンバーを規定する外面および内面を有する第１の容器であって、約８００℃を超える融点を有する第１の断熱材料でできている第１の容器。
（２）第２のチャンバーを規定する外面および内面を有し、第１の容器の第１のチャンバーの内側に同心かつ同軸に配置された第２の容器であって、第２の容器は、融点を有する第２の断熱材料でできている。摂氏約８００度を超える、第２チャンバーの内面は、第２チャンバー内の圧縮空気を受け入れて保持するように構成され、圧縮空気を圧力波を生成して消火するように構成された出口から選択的に排出する、第１および第２の断熱材料は、炎に抵抗し、温度を摂氏約３５度から摂氏約１６５０度の範囲の環境で３５℃以下の内部温度を維持するために断熱を提供するように構成される、
（３）第２の容器の第２のチャンバー内の空気を圧縮するための手段、そして
（４）航空機を推進するための推力方向転換システムを含む推進システム。
以下の説明は、原則として例示であり、本開示または本開示の実施形態の用途および使用を限定することを意図するものではない。特定のデバイス、技術、およびアプリケーションの説明は、例としてのみ提供されている。本明細書で説明される例に対する修正は、当業者には容易に明らかであり、本明細書で定義される一般原理は、本開示の趣旨および範囲から逸脱することなく、他の例および用途に適用され得る。本開示は、特許請求の範囲と一致する範囲が与えられるべきであり、本明細書に記載および示される例に限定されるべきではない。
図１は、本発明のダブルハル航空機の現在好ましい実施形態の断面上面図である。 図２は、別の好ましい実施形態の推力方向付けシステムの切り欠き図であり、そのポンプ、吸入および流出ライン、ガス濾過システム、推力方向付けノズル、および回転可能なタブを示している。 図３は、閉位置にある圧力波チャンバを示す、衝撃波の形状電荷送達のために設計された格納式翼、エレベータおよびラダーアセンブリを備えた航空機の水平図を示す。 図４は、閉位置にある圧力波チャンバを示す、衝撃波の形状電荷送達のために設計された格納式翼、エレベータおよびラダーアセンブリを備えた航空機の上面図を示す。 図５は、航空機の上面図を示し、その上部胴体ドアが開位置にあることを示している。 図６は、航空機の上面図を示し、収集トラフを備えた圧力波チャンバを示す。 図７は、航空機の正面図を示し、空気圧空気力学的制御および抗力低減胴体チャネルシステムを示す。 図８は、本発明の航空機において熱エネルギーおよび電力を生成するための搭載された代替システムの別個の図を示す。
（図面内の参照番号のリスト）
図１は、本発明の航空機の現在好ましい実施形態の二重船体設計を概略的に示す。圧力波を達成するために、圧力波チャンバ（１６）は、外部環境（Ｅ０）からある体積の空気を受け取るように構成される。）圧縮され、その後、標的の炎で外部環境に高速で、現在開いている、好ましくは斜めのノズル（６）を介して、好ましくは弾性ブラダー（１２）を使用して制御された方法で強制的に排出される。圧力波チャンバー（１６）には、外部環境からの空気を直接充填できる。それぞれに空気逆流防止装置を備えた１つ以上の大容量高圧空気ポンプ（８）を使用するか、または１つ以上の従属部品を使用することができる。圧力波チャンバー（１６）を満たす空気圧力波チャンバー（１０）。下位の空気圧波チャンバー（１０）は、１つまたは複数の大容量高圧空気ポンプ（８）によって環境から空気を圧送し、その後、高圧力下で圧力波チャンバー（１６）に圧送する。、１つ以上の別個の大容量高圧空気ポンプ（８）。標的火炎領域に到達し、標的火炎のエネルギーを乱すのに十分な量の空気を圧縮すると、コマンドまたはコントロールモジュール（６４）は、空気ポンプ（８）および従属部隊による圧力波チャンバー（１６）の充填を一時停止する。空気圧波チャンバー（１０）は、膀胱アシスト（１４）に取り付けられたマイクロエレクトロメカニカルデバイスとアクチュエーター（図示せず）をアクティブにし、圧力波チャンバー（１６）内の膀胱（１２）の動きを、静止状態から開口部に向けて急速に加速する。、好ましくは、斜めノズル（６）であると同時に、開口部、好ましくは、斜めノズル（６）を開き、その内容物を、対象の火炎領域に対して高速で放出する。その中の空気の内容を追放すると、
空気が圧縮される圧力波チャンバー（１６）の内部から始まり、外側に向かって、圧力波チャンバー（１６）の材料表面は、好ましくはチタン（１８）で作られた内部チャンバーで構成される。;単結晶コーティング（２０）;セラミックマトリックス複合材、爆風緩和材（２４）、衝撃吸収材または衝撃吸収システム（２６）などの高耐熱性耐熱材コーティング（２２）、高耐熱性耐熱材コーティング（２２）、単結晶コーティング（２０）、およびチタン（１８）の外面。圧力波チャンバー（１６）は、外部環境（E０）そして、車内の最高温度を体験する。同じ場所で熱風を圧縮すると、圧力波チャンバー（１６）内およびそれによって経験される温度が上昇する可能性がある。したがって、チタンは、高温でのクリープに対する感受性が低く、強度の耐久性があり、熱（放射）伝導率が低いことから、圧力波チャンバーの好ましい内面（１８）として選択されている。チタンの沸点は３,２８７°C、融点は１,６６８°Cである。チタン合金を採用することで、極限温度でも高い強度と靭性を持つ金属が得られる。単結晶コーティング（２０）は、高温での構造に強度と耐久性の追加の層を提供する。開口部、開口部、好ましくは斜めのノズル（６）は、高耐熱性／超耐熱性で構成される。
ここに描かれているように、圧力波チャンバー（１６）内のブラダー（１２）およびブラダーアシスト（１４）メカニズムは、充填され、内部で圧縮される高温空気の温度に耐える耐熱性弾性材料で構成される。圧力波チャンバー（１６）から排出される。ブラダー（１２）は、コマンドまたはコントロールモジュール（６４）のときに圧力波チャンバー（１６）内で急速に膨張することにより、圧力波チャンバー（１６）からの圧縮空気の計画された排出を抵抗によって圧縮する。圧力波チャンバー（１６）の空気排出口（６）（好ましくは、斜めのノズル）を開くことにより、圧力波チャンバー（１６）内の空気を排出する。
電子コンポーネントは、火災環境によって発生する激しい熱の影響を大幅に防ぐような材料および／またはカバーで構成する必要がある。航空機は、許可されたユーザまたは許可されたユーザシステム（図示せず）によってプログラムおよび発射された後、自律または半自律システムとして動作するように設計されている。各航空機にはGPSが搭載されており、運用データはリアルタイムで外部監視システムとの間で送受信されるため、許可されたユーザーは、運用フェーズの事前にプログラムされた指示を無効にして、航空機のコマンドモジュールを再プログラムしたり、システムの操作を手動で制御する。オーバーライド、再プログラミング、および手動制御は、消防活動に限定される場合がある。
ここで使用されるように、航空機の飛行組立システムに関して：外部翼、エレベータ、舵または環境に露出した回転システムを使用する代わりに、航空機は、好ましくは１つまたは複数に接続された調整可能な地下推力ベクトルノズルを装備している。航空機または他の翼または翼に適用されるのと同じように、航空機のピッチ、ヨー、リフト、ロールを制御するために、表面または表面下のタブに対して大量の空気を流すオンボード高速高圧大容量ポンプ回転式ＵＡＶ。フライトアセンブリシステムの前進推進、フーバー、リバースフライト操作は、航空機の車載ナビゲーションシステムによって電子的に制御される。表面または表面下のタブは、翼ベースの航空機またはドローンのエルロン、エレベーター、ラダーと同じ機能を果たする。推進ポンプと圧力波チャンバーポンプは、自己浄化型で目詰まりを防ぎ、火災環境に共通するすすやその他の空気中の粒子状物質の蓄積を大幅に防ぐ。推進ポンプおよび圧力波チャンバーポンプは、航空機の表面に接続され、それにより、そのようなものが直接の環境から空気を抽出することを可能にする。航空機のベースセクションには、後部推進ポートとその推進ポンプも収容されている。これにより、そのような環境から空気を抽出できるようになる。航空機のベースセクションには、後部推進ポートとその推進ポンプも収容されている。これにより、そのような環境から空気を抽出できるようになる。航空機のベースセクションには、後部推進ポートとその推進ポンプも収容されている。
航空機のベースセクションは、（火）環境からの熱エネルギーを利用する閉ループ電源システムを備え、流体または塩を加熱して、搭載されている従来のまたは熱電発電システムに電力を供給するために使用される。航空機の運用段階。閉ループ電源システムは、航空機のコマンドまたはコントロールモジュール（６４）に電子的に接続されている。閉ループ電源システムは、抽出の目的で航空機の表面にリンクされた熱交換システムで構成されている。外部環境からの熱。外部（火）環境から、高温の高温媒体を保持するコンテナシステムに熱を伝達する。このシステムに含まれる熱は、従来の発電機または熱電発電機による発電に使用できる。高温の高温媒体を保持するコンテナシステムは、熱交換システムによって外部環境から伝達される熱エネルギーから加熱できる流体または塩を保持する蓄熱媒体を使用することができる。航空機の展開中に、熱交換器が従来のシステムまたは熱電式発電システムと機内格納システムに熱を伝達するために必要な最小熱しきい値を下回っている場合、システムは機内格納システム内に含まれる熱を伝達して発電する電力。閉ループ電源システム’オンボードの従来型または熱電発電システムは、さらにバッテリーおよびバッテリー充電システムに接続されている。バッテリーは、航空機が展開および発射するようにプログラムされているときに作動する追加の電源である。発電システムによって生成された電気出力が、航空機を駆動するために必要な電力の最小レベルよりも５％多い場合、電力はバッテリーシステムによって提供される。航空機の配備段階では、搭載されている従来型または熱電発電システム、および必要に応じて、バッテリーシステムがシステムの動作に必要なものを提供する。閉ループ電力システムの材料構造は、航空機内のコンポーネントから他のコンポーネントへの熱の伝達を大幅に防ぐようなものである。バッテリーは、航空機が展開および発射するようにプログラムされているときに作動する追加の電源である。発電システムによって生成された電気出力が、航空機を駆動するために必要な電力の最小レベルよりも５％多い場合、バッテリーシステムによって電力が提供される。航空機の配備段階では、搭載されている従来型または熱電発電システム、および必要に応じて、バッテリーシステムがシステムの動作に必要なものを提供する。閉ループ電力システムの材料構造は、航空機内のコンポーネントから他のコンポーネントへの熱の伝達を大幅に防止するようなものである。バッテリーは、航空機が展開および発射するようにプログラムされているときに作動する追加の電源である。発電システムによって生成された電気出力が、航空機を駆動するために必要な電力の最小レベルよりも５％多い場合、バッテリーシステムによって電力が提供される。航空機の配備段階では、搭載されている従来型または熱電発電システム、および必要に応じて、バッテリーシステムがシステムの動作に必要なものを提供する。閉ループ電力システムの材料構造は、航空機内のコンポーネントから他のコンポーネントへの熱の伝達を大幅に防止するようなものである。発電システムによって生成された電気出力が、航空機を駆動するために必要な電力の最小レベルよりも５％多い場合、バッテリーシステムによって電力が提供される。航空機の配備段階では、搭載されている従来型または熱電発電システム、および必要に応じて、バッテリーシステムがシステムの動作に必要なものを提供する。閉ループ電力システムの材料構造は、航空機内のコンポーネントから他のコンポーネントへの熱の伝達を大幅に防止するようなものである。発電システムによって生成された電気出力が、航空機を駆動するために必要な電力の最小レベルよりも５％多い場合、バッテリーシステムによって電力が提供される。航空機の配備段階では、搭載されている従来型または熱電発電システム、および必要に応じて、バッテリーシステムがシステムの動作に必要なものを提供する。閉ループ電力システムの材料構造は、航空機内のコンポーネントから他のコンポーネントへの熱の伝達を大幅に防止するようなものである。必要に応じて、バッテリーシステムは、システムの動作に必要なものを提供する。閉ループ電力システムの材料構造は、航空機内のコンポーネントから他のコンポーネントへの熱の伝達を大幅に防止するようなものである。必要に応じて、バッテリーシステムは、システムの動作に必要なものを提供する。閉ループ電力システムの材料構造は、航空機内のコンポーネントから他のコンポーネントへの熱の伝達を大幅に防止するようなものである。
図１に示されるように、空気または圧力波チャンバ（１６）は、各端の半ドーム部分に取り付けられた円筒管の内面によって規定される。圧力波チャンバー（１６）の半ドームの頂部および底部セクションの内面には、好ましくは、１つ以上の高圧大容量ポンプ（８）が取り付けられている。ポンプ（１４）は、コマンドまたは制御モジュール（６４）によって起動されると、圧力波チャンバー（１６）を加圧する。ポンプは、外部環境から空気を抽出するために、空気取入れライン（５２）によって航空機（２００）の表面に接続されている。図１にさらに示されるように、翼、エレベータ、補助翼、および舵を含む飛行組立システム（３２）は、車両（２００）に接続される。
外側の船および同心で同軸に配置された内側の船を覆う耐熱材料は、航空機の配備中に、外部の火災環境から船内に含まれるさまざまなコンポーネントへの熱の通過を大幅に防ぐのに十分でなければならない（２００）火災区域内またはその近く
図２に示されるように、飛行組立機構は、推力方向付けノズル（５０）に接続された１つのマイクロ推力ベクトルシステムポンプからなる。航空機（２００）の壊れにくい表面領域からマイクロスラストベクトルシステムポンプ（８）まで伸びる吸気ライン（図２を参照）、マイクロスラストベクトルシステム（８２）を接続する排気ラインポンプ（８）から推力方向付けノズル（５０）へ。飛行、揚力、フーバー、ピッチング、ヨーイングを維持するために必要に応じてタブを回転できるようにするピボット機構を制御するサーボモーター（図示せず）に接続された、航空機の表面領域に取り付けられたタブロール。ここに組み込まれている推力方向付けノズルは、ジェットエンジンで使用されているのと同じ原理を適用することを目的としている。それは、回転可能なタブに対して高速で空気の流れを流し込みる。航空機（２００）の壊れにくい表面領域からマイクロスラストベクトルシステムポンプ（８）（図２を参照）まで延びる吸気ライン（５２）は、目詰まり防止用表面材料と粒子で構成されている。物質濾過システム。すすやその他の破片の蓄積を大幅に防止する。
ここでは、推力方向付けノズルを使用して、航空機（２００）のピッチング、ロール、ヨーイング、フーバリング、リフト、および推進力を制御する。各推力方向付けノズル（５０）は、好ましくは、周囲の外部環境から大量の空気を抽出する１つまたは複数の高速高速ポンプ（８）に直接インクが塗られる。次に、ポンプ（８）は、火力ゾーンの上および内部にある航空機（２００）の飛行および高度制御を維持し、必要に応じてフーバーするために必要な速度で、推力方向付けノズル（５０）へのプロジェクトボリュームの空気。マイクロ推力ベクトルシステムポンプ（８）から推力ベクトル化ノズル（５０）に噴射される実際の空気量と空気量は、空気力学的要件に基づいて決定される。この方法で生成された推力は、航空機、ドローン、ロケットエンジンなどの推力方向付けシステムを飛行目的で使用する場合に必要なものと同じである。フライトアセンブリメカニズムは、航空機（２００）のコマンドまたはコントロールモジュール（６４）に電子的にリンクされている。タブ（５４）は、タブのピッチを制御するサーボモーター（８８）に取り付けられ、航空機の補助翼、エレベータ、およびラダーアセンブリと同じ方法で移動または回転するように設計されている。タブに対してポートされた推力方向付けノズルによって提供される空気の圧力、およびタブがピッチ、ロール、ヨー、リフト、水平および垂直回転の制御で展開される角度、およびその空気流が空中を出るときのホバリング車両（２００）。推力方向転換システムの吸気ラインの遠位端は、航空機の表面に向けられている。外部環境から空気を抽出できるようにする。吸気ラインは、推力方向付けシステムのノズルとタブ、およびそれらを通る空気の流れから十分に離れた位置と角度に配置されているため、推力方向付けノズルによって噴出された空気は、空気取り入れ口に影響を与えたり干渉したりしない。システムと吸気システムの機能。
ツリートップレベルより上の航空機（２００）の制御ピッチ、ロール、ヨーおよびリフトを提供するために必要な量の空気を提供するのに必要なポンプのタイプは、ツリートップレベル内またはツリーレベル以下で容易に操作できる。当業者により決定される。
航空機の推進システムは、コマンドまたは制御モジュール（６４）によって、搭載された閉ループ電源システムに電子的にリンクされている。加熱された流体または塩の船内格納システムに接続された熱交換器（１３０）を介して火災環境からの熱を利用する閉ループ電源システムを使用することにより、電力は船内で生成される。次に、搭載された閉ループ電源システムは、航空機を操作するために必要な電力を生成する従来のまたは熱電発電システムに接続される。使用される閉ループ電源システムのオンボード格納システムのサイズ、形状、および材質は、熱を吸収する能力によって部分的に決定される。
基部セクションおよび上部セクションは、それぞれ独立して操作される推力方向付けノズル（５０）を収容する。ここで、各推力方向付けノズル（５０）は、もう１つの大容量高速ポンプ（８）にリンクされている。これらのポンプ（８）は、周囲環境から空気を抽出し、高速で推力方向付けノズルを通過させて、航空機の推進力と航空制御を提供する。ベースセクションとトップセクションには、ピッチ、ロール、仰角、ヨーを制御するサーボモーターに取り付けられた表面または表面下の水平および垂直取り付けタブ（５４）が含まれている。タブ（５４）は、航空機の補助翼、エレベータ、およびラダーフラップアセンブリと同じ方法で航空機を回転させるように設計されており、航空機が回転、回転、および上昇することを可能にする。従来の航空機の翼は補助翼を採用しているが、それぞれのアセンブリのエレベータおよびラダーフラップでは、フラップアセンブリは、外側に突出するのではなく、航空機自体の本体に組み込まれる。ここで本発明で使用されるように、推力方向付けシステムは、タブ（５４）、ポンプ（８）および推力方向付けノズル（５０）を含む。各航空機は展開中に少なくとも２つの推力方向転換システムを利用するため、各推力方向転換システムは、本発明の一部である他の任意の推力方向転換システムとは別個に独立して動作することができる。独立して動作する、独立して収容される、および航空機が独立して動作できる場所として記載されている各コンポーネントは、それぞれが別々に動作／機能できることを意味する。たとえば、航空機内の１つの推力方向転換システムが故障した場合、残りの推力方向付けシステムは、動作を継続するために、および／または誤動作しているコンポーネントを補償するために、独立して動作することができる。同様に、航空機が「群れ」で動作している場合、航空機の一部またはすべては、群れのため、群れのため、または群れ内で中央の航空機として機能する単一の航空機から分離して動作することができる。
基部および上部には、複数の独立して操作される推力方向付けノズル（５０）が取り付けられており、各推力方向付けノズル（５０）は、もう１つの高速高速ポンプ（８）に個別にリンクされており、表面または表面下に取り付けられたタブ（５４）は、航空機（２００）の操縦性を高める。独立して作動する推力方向付けノズル（５０）を上部セクションと下部セクションの両方に収容することにより、航空機（２００）の前後を垂直または水平軸上で傾けることができる。この設計は、航空機がその緯度または長手方向の位置を変更することなく、中心軸上で回転または回転することも可能にする。
基部セクションは、独立した後部推進アセンブリ（方向付けノズル、好ましくは、１つまたは複数の大容量高速ポンプ、および表面または表面下に取り付けられたタブ）を収容する。ここに水平タブと垂直タブ（８）を配置すると、固定位置の後部推進エンジンよりもヨーとピッチの操作性が向上する。
加熱され得る流体または塩を含む閉ループ発電システムは、その接続された熱交換器を介して火災環境からの熱エネルギーを利用する。現在加熱されている流体または塩の熱エネルギーは、接続された従来型または熱電発電機（７６）によって使用され、コマンドまたはコントロールモジュール（６４）航空機のプログラミングと実際の打ち上げ。
例えば、外部環境から窒素および／または二酸化炭素を抽出するために、推力ベクトルシステムおよび閉ループ電源システムにガス濾過システムを装備することにより、航空機の推力ベクトル化システムの結果として生じる流出物は消火器である。火災区域内またはその付近での作業中。これにより、航空機のダウンウォッシュにより、推進システムの酸素フットプリントが減少する。
航空機（２００）の上部セクションは、航空機（２００）のコマンドまたは制御モジュール（６４）、飛行ソフトウェアプログラム、ＧＰＳ、ジャイロスコープポジショニング（センサーおよび制御を含む）、衝突を含むアビオニクスパッケージを収容する。検出と回避（LIDAR）、熱的ターゲティングと識別、ターゲティングと放電制御プログラミング、内部および外部通信システム、セキュリティシステム、オンボード監視および診断システム（圧力波チャンバーポンプ、圧力波チャンバーの空気圧、推進ポンプ、流体ジャケットの体積と圧力、閉ループ電源システム、内部および外部環境の温度とシステムのチェック）、空気および流体の圧力リリーフ（３０）、推力ベクトルノズルとタブの機能と流れ（１１、１２、１３）、従来型または熱電発電機、航空機の内部温度（３３）、高度計、ナビゲーション、オプションの赤外線、近赤外線、ビデオカメラ、アンテナ、およびオプションの光学カメラ。
図２は、推力ベクトル（アセンブリ）システムを示している。自己浄化型の目詰まり防止材料を使用して、火災環境に共通するすすやその他の浮遊粒子状物質が吸気口を詰まらせないようにする吸気ラインは、航空機（２００）の表面からマイクロスラストベクトルシステムまで延びている。ポンプ（８）。オプションの空気濾過手段がここに含まれている場合（９２）、（火）環境から空気（および／またはガスまたは不活性ガス）を抽出するために、空気取り入れライン（５２）の延長がフィルターシステムをマイクロスラストベクトルシステムポンプ（８）。これらのラインを介して、マイクロスラストベクターシステムポンプ（８）は、環境から大量の空気を吸引し、高速で排出ライン（８６）からスラストベクターノズル（５０）に送る。排出ライン（８６）には、フレキシブルコネクタ（９４）が取り付けられており、推力ベクトルノズル（５０）の移動を可能にする。推力ベクトルノズルの先端（９６）は、放出される空気の体積と圧力を増減させるために、コマンドまたはコントロールモジュール（６４）の要求に応じて、拡張または収縮できる柔軟なバッフル構造である。推力ベクトルノズル（５０）にはサーボモーターが取り付けられており、高度な航空機の推力ベクトルエンジンと同じように、方向付けられた空気の流れの柔軟性を高める。スラストベクターノズル（５０）には、柔軟な逆流防止ウェビング（９８）も取り付けられており、スラストベクターノズルから調整可能なタブ（５４）に流れる加圧空気の損失または漏れを大幅に防止する。サーボモーターと航空機（２００）の表面に取り付けられた調整可能なタブ（５４）、必要に応じて、コマンドまたはコントロールモジュール（６４）のコマンドで角度を付けることができる。タブに角度を付ける機能は、航空機の翼、エレベーター、補助翼、およびラダーアセンブリの機能と一致している。タブとスラストベクターノズルからタブへの圧縮空気の流れに角度を付ける機能により、ケースの操作性が向上する。航空機の推力方向転換システムの吸気ラインの遠位端は、外部環境から空気を抽出できるように、表面に向けられている。吸気ラインは、推力方向付けシステムのノズルとタブ、およびそれらを通る空気の流れから十分に離れた位置と角度に配置されているため、ノズルによって噴出された空気は、吸気システムに影響を与えたり干渉したりしない。吸気システムの機能。
本明細書で使用されるように、コマンドまたは制御モジュール（６４）が圧力波チャンバーポンプを作動させて、空気圧をＸ２ｐｓｉまたはＸ３ｐｓｉからＸ４ｐｓｉに急速に増加させると、エアブレーキサーボモーターも作動させる。（s）Ｘ４ｐｓｉの放電時にエアブレーキを所定の時間外向きに伸ばし、Ｘ４ｐｓｉの放電が支配的な風や乱流の火災や隣接する衝撃に対抗するのに十分な抗力を生み出すそうでなければ、航空機の軌道に影響が出る。
本明細書でさらに使用されるように、２つ以上の航空機が同じ爆風場内でＸ４ｐｓｉにある場合、コマンドまたは制御モジュール（６４）は、空気ブレーキが作動する時間を調整して、追加の圧力を補償する。発揮。
また、本明細書で使用されるように、航空機のセンサーが接近する衝撃波を検出した場合、または航空機の投影された圧力波または衝撃波（例えば、表面を打つ）が航空機の方向に戻る場合、コマンドまたは制御モジュール（６４）エアブレーキを展開して調整し、軌道を維持するか、コースを修正して移動する。
空気ブレーキは、軽量材料で構築され、航空機からのＸ４ｐｓｉの排出、吹き返し時のＸ４ｐｓｉに加えられる圧力、および／または近接する別のケースによって加えられる圧力に耐えるように構成される。同じ爆風場、および衝撃波、火災関連の熱上昇気流、乱気流、渦などの強風から生じるはずの動きに対抗するために必要な圧力。回復およびドッキングサイトまたはシステム（図示せず）にアクセスするときに、コマンドまたはコントロールモジュール（６４）によってエアブレーキをかけることもできる。
形状チャージ、形状チャージブローバック、乱流、渦またはコース補正を補償した後、コマンドまたは制御モジュールは、エアブレーキサーボモーターを作動させてエアブレーキを後退させる。
本明細書で使用されるように、Ｘ４ｐｓｉの放出で航空機に加えられる圧力を相殺する第２のオプションは、追加であるが別個の推力方向付けシステムの配備である。ここで、追加の推力ベクトルシステムは、圧力波チャンバーの前部と車両の外面の間に収容され、航空機の外面の壊れにくい面に排出される。M＃のＸ４ｐｓｉ放電で加えられる圧力を決定することによりミリ秒単位の空気力学、Shockwaveの研究および使用法に精通している者は、推力ベクトル化システムが及ぼす必要のある圧力と、Ｎ°の圧力をかける時間の長さを決定できる。Ｎ°の圧力は、Ｘ４ｐｓｉの放電時、および空中ビークルへの圧力波または衝撃波の影響が消散し、空中ビークルに戻るかまたは維持された後の放出で、空中ビークルの軌道を維持するために必要な圧力の範囲を表するその前のＸ４ｐｓｉの放電軌道に。
本明細書でさらに使用されるように、航空機が推力ベクトルシステムの動作を通じて航空機の軌道を維持しながら、航空機がその射撃目標領域、軌道を達成し、その形状装荷位置に回転すると、コマンドまたは制御モジュール（６４）、Ｘ２のPSI又はＸ３のｐｓｉで電子的にアクティベートスラストベクター系は、そうＸ時になると４PSI放電スラストベクター系所定の期間Mのために十分な圧力を加えるであろう＃次に、事前に応じてこのような圧力を低下させる、ミリ秒-Ｘ推力ベクトルシステムによって維持される４ｐｓｉの放電レベルは、飛行および軌道操作を再開する。
本明細書で使用されるように、航空機に対してＸ４ｐｓｉの放出で及ぼされる圧力を相殺する第３のオプションは、空気力学的空気力学的制御および抗力低減の原理と同じまたは同様の方法での圧縮空気の展開である。そうするために、航空機の外壁から圧力波チャンバーの内壁に通じる気密制御ドアまで延長線が延長された。コマンドまたはコントロールモジュール（６４）によって空気を放出するようにアクティブ化されるまで、意図しない空気の放出は、逆流防止バルブまたはドアによって防止される。Ｘ４のコマンドまたは制御モジュール（６４）によるオンデマンドｐｓｉ放電を解放し、圧力波チャンバーの逆流防止装置と強化ラインに接続された気密制御ドアを同時に開いて、所定量の空気を圧力波チャンバーから強化ラインを介して解放する。車の外側の壊れにくい表面に沿って。Ｘ４ｐｓｉ放電時の圧力波チャンバーからの対策としての所定の量の空気の意図された解放に続いて、コマンドまたは制御モジュール（６４）は逆流防止装置を作動させて閉じる。
図８は、システムを動作させるために熱エネルギーおよび電力を生成する代替の方法を備えた航空機を概略的に示す。航空機のコマンドまたはコントロールモジュール
（６４）は、オンボードの受信メカニズム（１００）に電子的にリンクされており、アクティブ化すると、そのような周波数の振動を発生させて高率の振動を発生させることができる。船内格納システム内の流体または塩
（７４）高温媒体を保持する。このようにして生成された加熱された熱エネルギーは、搭載型の従来型または熱電発電システム（７６）によって使用され、航空機（２００）を操作するのに必要な電気エネルギーを生成する。
航空機（２００）の打ち上げ前のプログラミング時に、外部封じ込めシステム（図示せず）は、その送信機構（図示せず）に特定の周波数（図示せず）の信号を作成および投影させ、航空機（２００）内の受信機構（１００）。特定の周波数（図示せず）の信号を受信すると、航空機の受信機構（１００）が作動する。
受信機構の作動により、受信機構は非常に高い速度で振動する。そのような振動によって生成された励起は、次に、高度の摩擦を生成し、結果としてT３０までの熱を生成する。コマンドまたは制御モジュール（６４）に搭載された流体または塩（７４）内の電子的にリンクされた温度モニター（図示せず）が、内容物の内部温度がT３０に達したことを示したとき、信号が航空機のコマンドまたは制御モジュール（６４）から送信機構（図示せず）に送信され、信号の送信を停止する。この方法で生成された熱エネルギーは、搭載されている従来の発電機または熱電発電機によって電気を生成するために使用でき、航空機が配備されたときに航空機を操作するために必要な電力を提供する。
航空機の外面および内面は、極度の温度に耐えることができる、軽量で耐火性の自己消火性材料で構成されるべきである。それは、その内部胴体／コンポーネント構造内に蓄積された過剰な熱を外部環境に放出する熱交換システム（１３０）を組み込んでいる。加熱された流体または塩からのエネルギーを利用して、航空機の運用フェーズ中に搭載されている従来型または熱電発電システムに電力を供給する閉ループ電源システムを装備した航空機。閉ループ電源システムは、航空機のプログラミング、アビオニクスシステム、および車載監視システムに電子的に接続されている。閉ループ電源システムは、電子的に接続されている。閉ループ電源システムは、外部環境から熱を抽出する目的で航空機の表面にリンクされた熱交換システムで構成されている。熱交換システムは、外部（火）環境から、高温の（流体または塩の）高温媒体を保持するコンテナシステムに熱を伝達する。このシステム内に保持された熱は、従来の発電機または熱電発電機による発電に使用できる。
高温の高温媒体を保持するコンテナシステムは、熱交換システムによって外部環境から伝達される熱によって供給される、加熱可能な流体または塩を保持する蓄熱媒体を使用できる。航空機の展開中、熱交換器が搭載型の従来型または熱電発電システムと搭載型格納システムに熱を伝達するために必要な最小熱閾値を下回っている場合、発電システムは搭載型格納システム内に含まれる熱を伝達する電力を生成する。閉ループ電源システムのオンボードの従来型または熱電発電システムは、バッテリーおよびバッテリー充電器システムにさらに接続される。バッテリーは、航空機が配備されたときに作動する電源である。従来のシステムまたは熱電発電システムによって生成された電気出力が、航空機の車載システムを駆動するために必要な電力の５％を超えない場合、バッテリーシステムによって電力が供給される。航空機の配備段階では、搭載されている従来型または熱電発電システム、および必要に応じて補助バッテリーシステムが、システムを動作させるために必要な電力を供給する。閉ループ電力システムの材料構造は、航空機内のコンポーネントから他のコンポーネントへの熱の伝達を大幅に防止するようなものである。耐熱性材料とは、航空機と呼ばれる人工構造物の外部環境から内部環境への熱の移動を大幅に防止する材料および構造を意味するものとする。これはまた、航空機の構造の内部で発見または含まれ、保持または配置された、航空機の内部の他の領域への通過、意図しない熱の伝達を大幅に防止する材料および構造を意味するものとする。これはさらに、航空機の胴体または他のドアまたは開口部が開いたときに航空機の胴体に導入された熱を外部環境に放散または他の方法で伝達する可能性がある材料および構造を意味するものとする。航空機の構造体の内部で発見または含まれ、保持または配置された熱の、航空機の内部の別の領域への意図しない熱の伝達。これはさらに、航空機の胴体または他のドアまたは開口部が開いたときに航空機の胴体に導入された熱を外部環境に放散または他の方法で伝達する可能性がある材料および構造を意味するものとする。航空機の構造体の内部で発見または含まれ、保持または配置された熱の、航空機の内部の別の領域への意図しない熱の伝達。これはさらに、航空機の胴体または他のドアまたは開口部が開いたときに航空機の胴体に導入された熱を外部環境に放散または他の方法で伝達する可能性がある材料および構造を意味するものとする。
構造的に、航空機は、火災環境によって及ぼされる圧力、それ自体のＸ４ｐｓｉ放電によって及ぼされる圧力に耐えることができなければならない。他の航空機および航空機のＸ４ｐｓｉ放電。対抗する環境風とＸ４ｐｓｉの放電に対して航空機を安定させるためのエアブレーキの作動そして、高速発射体の影響は、環境の大火の中またはそうでなければ一般的に関連している。
構造的に、航空機は、Ｘ４ｐｓｉ放電を迅速に再生し、長期間にわたって連続的に配備できなければならない。
航空機の電子機器および監視システムは、プログラミングモジュール（６４）、ドローンスワーミングプログラミングを含む人工知能（「ＡＩ」）ソフトウェア、飛行制御ソフトウェアプログラムを含む航空電子工学パッケージ、ジャイロスコープ位置決め（センサーおよび制御を含む）を含む。、衝突検出および回避（LIDAR）、熱的ターゲティングおよび識別、ターゲティングおよび放電制御、内部および外部通信システム、セキュリティシステム、オンボード監視および診断システム（圧力波チャンバーポンプ、圧力波チャンバー空気圧、推進ポンプ）、閉ループ電源システム、内部および外部環境温度およびシステムチェック）、空気圧リリーフ、推力ベクトルノズル、タブ機能およびフロー、従来型または熱電発電機、航空機の内部温度、高度計、ナビゲーション、赤外線、近赤外線、およびビデオカメラ、アンテナ、光学カメラ、LIDAR、閉ループ電源システム、加熱された流体または塩の船内格納構造（７６）、バッテリーシステム（１１０）、および熱交換モニター。
航空機は、火災を抑制するための手段として、圧縮空気による圧力波または衝撃波の形状電荷展開のために開発されている。繰り返し形状充電消火配送用に開発された。これは、格納式の翼、格納式のエレベーター、および格納式のラダーが装備されており、対象の火災環境の外で、ツリートップレベルより上で動作する場所で長時間飛行する。航空機は、指定されたリカバリーおよびドッキングエリアにナビゲートする能力を継続的に監視し、Ti°熱環境未満の温度で動作するのに十分な電力を生成するオンボード機能を考慮する。航空機は、そのエアブレーキシステムを展開して、軌道を安定させ、Ｘ４時に加えられた圧力を補償できる。ターゲットに留まるためのｐｓｉ放電;ウィング、エレベータ、ラダーアセンブリを格納して再配置するタイミングを決定する。飛行および運用上の要求に対応する推力方向転換システムを決定して操作する。
火災環境を超える航空機の搭載発電レベルが最適ではない場合、コマンドまたは制御モジュール（６４）は、搭載格納システム（７４）に蓄積された熱エネルギーを閉ループ電源システムに迂回させる。の搭載された従来型または熱電発電システム（７６）。復元およびドッキングシステムに接続されている間、この航空機はシステムを非アクティブにして、新しい検索および展開データのストレージまたはプログラムを行いる。再配置用にプログラムされている場合、コマンドまたは制御モジュール（６４）は、急速予熱メカニズムをアクティブにし、閉ループ電源システムに接続された液体または塩の貯蔵システムをT３０以下で充電する。、発射から目標のTi°火災環境への再突入までの間に航空機を操作するために必要な電力を提供し、そのバッテリーシステムの再充電を開始する（１１０）。
Ｘ４ｐｓｉ放電および衝撃波を生成する圧力波チャンバーは、航空機の胴体の船倉内に取り付けられる。航空機の圧力波チャンバーは、硬化した壊れにくいシリンダーで構成されている。このシリンダーはさらに、固定位置の外壁と可動の内壁で構成され、Ｘ４ｐｓｉを超える加圧に耐えるように設計されている。圧力波チャンバーの外壁と内壁には、Ｘ４の空気を通す構造用開口部がさらに取り付けられているｐｓｉが解放され、消火として圧力波または衝撃波が発生する。圧力波チャンバー構造は、シリンダー以外の形状であってもよい。本発明で特定された設計特徴または構成要素は、圧力波チャンバの一部のままである。
圧力波チャンバーは、好ましくは、外壁構造開口部に対応する構造開口部を有する１つ以上の回転内壁構造を備えている。取り付けられたサーボモーターによって開／排出位置に回転すると、内壁の構造開口部は、圧力波チャンバーの外壁の対応する構造開口部と位置合わせされる。圧力波チャンバーの内部構造壁は、コマンドまたはコントロールモジュール（６４）に電子的にリンクされた１つ以上のサーボモーターに取り付けられており、作動すると内部ドアが溝付きの表面（図示せず）に沿って回転する。開または閉位置に。
圧力波チャンバは、好ましくは、ポンプから胴体の外面まで延びるラインを通じて、外部環境から空気を抽出する１つまたは複数のポンプによって充填される。ポンプには、空気圧センサーと緊急空気圧リリーフシステム（１２２）が取り付けられており、過剰な加圧や不正な空気加圧を大幅に防止する。ポンプと緊急エアリリーフシステムには空気逆流防止装置が取り付けられており、圧力波チャンバーからの空気またはろ過されたガスの時期尚早または無許可の放出を大幅に防止する。機体の外側からポンプまで伸びる空気抽出ライン、ポンプのガスろ過システムは、粒子状物質の蓄積と詰まりを大幅に防止する材料で設計する必要がある。そして、残骸へのアクセスを大幅に防ぐメカニズム。ポンプ、センサー、吸気ライン、サーボモーター、逆流防止装置、緊急リリーフシステムライン、および圧力波チャンバーに関連する他のすべてのコンポーネントは、連続的なＸに耐えるような材料または方法で構築される４ｐｓｉの放電、およびＸ４ｐｓｉ以上での空気加圧によって妨げられずに機能する。
図３に示されるように、胴体ドアは閉位置（１３２）にあり、それにより圧力波チャンバー（１６）が満たされることを可能にする。
圧力波チャンバは、航空機の上部胴体、腹下部、ポートおよび／または右舷領域から圧力波または衝撃波として圧縮空気を放出するように構成することができる。そのために、航空機には、圧力波チャンバーの内壁のＸ４ｐｓｉの放電位置に対応する胴体ドアが取り付けられている。
図４に示されるように、胴体ドア（１３２）は閉位置にある。コマンドまたはコントロールモジュール（６４）がサーボモーター（８８）を作動させてチャンバーの開口部（６）を回転させると、できれば斜めの吐出ノズルで、圧力波チャンバー内の圧縮空気が外部環境（Eo）に強制的に排出される。。
図５に示すように、圧力波チャンバーは、上部胴体の外部ドアを開き、圧力波チャンバーの内壁を回転させることにより、航空機の上部胴体を通して形状電荷を放出するように設計されているオープンポジション。上部胴体外部ドアは、１つ以上の胴体外部ドアサーボモーターと、開閉に関係なく胴体ドアを固定するロックメカニズムに取り付けられている。これらの上部胴体外部ドアにはさらに廃棄エッジ（図示せず）が取り付けられているため、閉鎖位置まで回転すると、廃棄エッジが胴体（および上部胴体外部ドアの場合は圧力波チャンバー）の間に溜まった破片を取り除くＸ４のために開かれたｐｓｉ放電。このスクラップエッジは、機体内（機体の内部構造と圧力波チャンバーの間）に集められた湿気も、その後の航空機からの除去のために、破片収集溝に移動する。航空機の船倉の内部には、湿気やごみを集める溝が付いている。コマンドまたは制御モジュール（６４）に電子的に接続されたこのゴミ収集溝は、外部環境に開いて、収集された水分とゴミを航空機から解放する。本発明は、上部胴体を解放領域として使用することに限定されない。上部胴体は、説明のみを目的としてここで引用されている。
計画されたＸ４ｐｓｉ放電の前に、コマンドまたは制御モジュール（６４）は、ロックシステムからドアを開き、内部圧力波チャンバードアを固定トラック（図示せず）に沿って、それが収容される場所に移動する。胴体のホールド。圧力波チャンバーの放電領域は外部環境にさらされている。
航空機ごとの圧力波チャンバの実際の数、およびＸ４ｐｓｉ放電が航空機の上部胴体、腹部下部、ポートおよび／または右舷領域を介するかどうかは、製造時に決定される。
追加のデータに基づいて、コマンドまたは制御モジュール（６４）がどのくらい開いた位置に上部胴体ドアを維持するかどうかのために決定する：航空機は次Ｘ展開するかどうか、例えば４A内PSI放電を所定の期間、他の火災ゾーンターゲットを検索するか、回復およびドッキングエリアにルーティングするか、または許可されたリモートコマンドの受信を待つ。
図６に示されるように、内部回転圧力波チャンバー壁の側縁は、圧力波チャンバー自体の内部に収集された粒子状物質または破片を緩め、凝縮を押し出すために掻き取りエッジ（図示せず）が取り付けられている。外部構造ドア開口部につながる出口溝またはトラフ（１２０）。内部ドアが閉位置（１３２）まで回転すると、外壁表面をこすり、緩んだ粒子状物質、破片、または湿気をトラフに押し込みる。トラフセンサーがトラフ内の粒子状物質、破片、または水分のＸボリューム（Ｘv）を検出すると、コマンドまたはコントロールモジュール（６４）が圧力波チャンバーを最大Ｘ３まで加圧する。ｐｓｉ、サーボに信号を送って内壁を開位置まで回転させ、圧力波チャンバーの内部をクリアする。Ｘvは製造プロセスで決定される。
本明細書で使用される場合、航空機のコマンドまたは制御モジュール（６４）は、起動されると、車両のシステムおよびコンポーネントのシステム診断チェックを実行し、打ち上げ前のデータをダウンロードする前に配備の適合性を決定する。その打ち上げ前のデータと打ち上げ前のシーケンスには、飛行と軌道の操作、搭載されている従来型または熱電発電システム（７６）と搭載されている格納システムの事前充電が含まれる。飛行、軌道、高度計、地形データ、およびGPSと地形の更新のためのリアルタイム衛星リンクへの接続。ターゲットの場所を発射し、データを検索およびターゲティングする。衝突検出回避、空間関係センサー、ニューラルネットワーク検索およびリンクをアクティブ化する。圧力波チャンバーをＸ２にプリチャージｐｓｉ、圧力波チャンバーの圧力をアクティブにし、過圧モニターをかけ、それぞれの空気逆流防止装置を閉じる。次に、空中デリバリー、VTOLまたは水平離着陸（「HTOL」）を介してコマンドで航空機を発射し、それに応じて翼、エレベーター、およびラダーアセンブリを展開する。
図７は、空気力学的空気力学的制御および抗力低減表面アクセスドア（１１４）および空気チャネル（１１６）の航空機車両ネットワークの正面図を概略的に示す。空気チャネル（１１６）は、胴体の外面と内壁との間に収容されており、胴体保持部の外壁を形成している。圧力波チャンバーの内壁は、サーボモーター（８８）に接続されており、閉位置にある。これは、外壁の構造開口部と一致していない構造開口部によって示され、それによって空気の圧縮を可能にする。ここでは、例示の目的で、翼、エレベーター、およびラダーアセンブリが展開されている。空気圧空力制御サーボモーター（８８）は、コマンドまたは制御モジュール（６４）に電子的にリンクされている（図示せず）。圧力波チャンバー’ポンプ（１４）は、空気抽出ライン（図示せず）によって航空機の胴体の外壁に接続されているガス濾過フィルター（図示せず）に接続されている。ガスろ過システムによって抽出されたガスから分離された酸素は、スラストベクトリングシステムのダウンドラフトまたはプロップウォッシュから離れて、環境に放出される。このように放出された酸素の量はガスまたは不活性ガスを抽出するときに存在したため、このように放出されても、火災ゾーン内の酸素レベルは増加しない。航空機の胴体の外面に向けられた推力ベクトルシステムの吸気ラインの遠位端は、外部環境からの空気の抽出を可能にするために、推力ベクトルシステムのノズルから十分に離れた位置と角度に配置されている。とタブ、
本明細書でさらに使用されるように、各空気圧空気力学的制御および抗力低減胴体ドアは、流入および流出機能が取り付けられているため、コマンドまたは制御モジュール（６４）が流入ドア（１１４）を開くと、出口ポイントに空気を導くために、コマンドまたは制御モジュール（６４）は対応する流出ドアを開き、逆流防止装置を作動させて、通過する流出空気の流れが妨げられないようにする。チャネルは、空気が流入ドアに入るときに低圧領域を作り出し、通風効果を生み出し、空気を引き出して流出ドアから出るように構築されている。
空気圧空力制御および抗力低減の図は、航空機を参照しているが。
本明細書で使用される場合、図８は、システムを動作させるために熱エネルギーおよび電力を生成する代替の方法を備えた航空機（２００）を示す。コマンドまたは制御モジュール（６４）は、オンボードの電子受信メカニズム（１００）に電子的にリンクされており、アクティブになると、別のメカニズムを高い周波数で振動させるような周波数の振動を生成できる。高い周波数で動作する周波数は、その表面と、搭載された格納システム（７４）内の塩または流体との間に摩擦を引き起こし、高温媒体を保持する。。搭載された格納システム（７４）内でこのようにして生成された熱エネルギーは、高温媒体を保持する。
展開前に、信号は、外部プログラミング手段（図示せず）によって生成され、航空機のコマンドまたは制御モジュール（６４）に送信される。コマンドまたはコントロールモジュールのプログラミングは、オンボードの受信メカニズム（１００）に信号を送信する。これは、高周波数で振動するメカニズムと、従来の発電機または熱電発電機（７６）で、電力の生産と配電を開始する。オンボード格納システム（７４）内の（所定の）温度レベルがT２０未満の場合、航空機のコマンドまたは制御モジュール（６４）は、許可されたユーザ／オペレータの埋め込まれた識別子（図示せず）を有する特定の周波数（図示せず）の信号を航空機の機内受信機構１００に送信する。機内受信機構１００が特定の周波数（図示せず）の信号を受信して受け入れると、機内格納システム（７４）内の振動機構（１１２）が高速で振動し、摩擦と熱が生じ、急速に加熱される。船内格納システム内の高温媒体（７４）T２０の内部温度に達したときすると、コマンドまたは制御モジュール（６４）は、熱交換器を介して、搭載型格納システム（７４）内からコネクタ（１０４）を介して、従来の熱電発電機（７６）に熱エネルギーを伝達する。コマンドまたはコントロールモジュール（６４）のコマンドにより、オンボードの従来型または熱電発電機（７６）によって生成された電力は、オンボードの従来型または熱電発電機（７６）間の接続（１０４）によって、プログラムされたように航空機全体に分配される。）および配電システム（１０６）。配電は、コマンドまたは制御モジュール（６４）によって制御される。コマンドまたは制御モジュールの場所
（７６）コネクタ（１０４）を介してバッテリー充電器（１０８）に電力を分配し、次にそれが電力を車載バッテリー（１１０）に伝達し、バッテリー（１０８）を再充電する。コマンドまたはコントロールモジュールによって制御されるオンボードバッテリー（１１０）
（６４）は、コネクタ（１０４）を介して配電システム（１０６）に電力を伝達することができる。上述のシステムを動作させるための熱エネルギーおよび電力を生成する標準または代替の方法は、熱エネルギーおよび電力を生成する代替の方法の受信メカニズムおよび振動メカニズムを除いて、発電および配電の同じ経路を利用する。熱交換システムに置き換えられる。
航空機の打ち上げ前のプログラミング時に、外部プログラミング機構（図示せず）は、その送信機構（図示せず）に特定の周波数の信号（図示せず）を生成させ、受信機構に投影させる。航空機内の１００（７００）。特定の周波数（図示せず）の信号を受信すると、航空機の受信機構１００が作動する。
受信機構の作動により、受信機構は非常に高い速度で振動する。そのような振動によって作り出される励起は、次に、高度の摩擦および結果として生じる熱を作り出し、それによって、そこに含まれる流体または塩を、T３０までであるがそれを超えないまで急速に加熱する。コマンドまたは制御モジュール（６４）に搭載された流体または塩（７４）内の電子的にリンクされた温度モニター（図示せず）が、内容物の内部温度がT３０に達したことを示したとき、信号は、航空機のコマンドまたは制御モジュール（６４）から機内送信機構（図示せず）に送信され、信号の送信を停止する。この方法で生成された熱エネルギーは、搭載型の従来型発電機または熱電発電機によって電気を生成するために使用でき、航空機が配備されたときに、航空機の操作に必要な電力を提供する。
航空機用流体または搭載用搭載システム（７４）の展開前の温度が所定のＴｉ°レベルまで低下し、航空機が非活動化されない場合、外部プログラミング機構（図示せず）が再び活動化する。特定の周波数の電子信号（図示せず）を作成し、航空機（７００）内の受信機構（１００）に送信する外部送信機構（図示せず）。オンボード格納システム（７４）内の流体または塩を加熱して、流体または塩を必要な加熱温度状態に戻すために必要な振動。T２０ここで定義されているのは、搭載された格納システム（７４）からこの自己完結型システムを使用する場合、配備された航空機を操作するために必要な電気エネルギーを生成するための従来のまたは熱電発電システム（７６）を搭載。ここで定義されているTi°は、流体または塩の高温媒体を加熱する熱交換器システムを介して、外部（火災）環境から熱エネルギーが排出される場合に適用される。
ここで、展開中に発電容量および／または熱媒体を保持する車載封じ込めシステム（７４）内の温度がT２未満の温度に達する０、航空機のコマンドまたは制御モジュール（６４）は、車載受信メカニズム１００をアクティブにして、特定の信号周波数（図示せず）を生成し、流体または塩と接触している車載格納システム（７４）内の別のメカニズムに投影する。そのメカニズムは高速振動を生み出し、それによってこのメカニズムと流体または塩との間に生じる摩擦により、機内格納システム（７４）内で熱が発生し、そこに含まれる流体または塩を急速に回復する。航空機の持続的な配備に必要な加熱レベル。T２０本明細書で使用される場合、搭載型の従来型発電機または熱電発電機（７４）が次のことを行うのに十分な電気エネルギーを生成するために必要な最小しきい値温度を意味するものとする。さらに、機内送信機構１００が特定の信号周波数を生成し、機内送信機構１００が必要な振動を発生させて急速に加熱するのに十分な電力量を生成するのに必要な最小熱エネルギーより２５％以上高い温度搭載された格納システム（７４）内に保持されている、高温の媒体を保持する流体または塩。また、必要に応じて、オンボードバッテリー充電器をアクティブにするために必要な十分な電気エネルギーを追加して、バッテリーを少なくとも９５％の容量まで充電する。
コマンドまたは制御モジュール（６４）によって受信機構１００に送信される電子信号は、許可されたユーザまたは許可されたユーザシステムに固有の埋め込まれた信号またはコード（許可コード、［図示せず］）を含まなければならない。特定のシーケンスの信号が送信され、埋め込み承認信号またはコードが存在しない場合に受信メカニズムによって受信されると、受信メカニズム１００は不正な信号などを識別し、したがって、内部の振動メカニズムをアクティブにしない。流体または塩の高温媒体を保持するオンボード格納システム（７４）。本明細書の意図は、機内格納システム内に保持された塩の流体を加熱するプロセスおよびメカニズム（７４）の偶発的および無許可の加熱、またはそうでなければ干渉を大幅に低減または防止することである。
本開示の実施形態は、機能的および／または構成要素ならびに様々な処理ステップに関して本明細書で説明され得る。そのようなブロック構成要素は、指定された機能を実行するように構成された任意の数のハードウェア、ソフトウェア、および／またはファームウェア構成要素によって実現され得ることを理解されたい。簡潔にするために、消火、ナビゲーションおよび誘導システム展開システム、およびシステムの他の機能的側面（およびシステムの個々の動作コンポーネント）に関連する従来の技術およびコンポーネントは、本明細書では詳細に説明されない場合がある。さらに、当業者は、本開示の実施形態が様々な構造体と共に実施されてもよく、本明細書で説明される実施形態は、本開示の例示的な実施形態にすぎないことを理解するであろう。
本開示の実施形態は、非限定的な用途、すなわち、消火との関連で本明細書に記載されている。しかし、本開示の実施形態は、そのような消火用途に限定されず、本明細書で説明される技法は、他の用途で利用することもできる。
この説明を読んだ後に当業者に明らかであるように、以下は、本開示の例および実施形態であり、これらの例に従って動作することに限定されない。本開示の例示的な実施形態の範囲から逸脱することなく、他の実施形態を利用することができ、構造的変更を行うことができる。

上記の説明は、一緒に「接続される」または「取り付けられる」要素またはノードまたは機能に言及している。本明細書で使用する場合、特に明記しない限り、「接続」とは、１つの要素／機能が別の要素／機能に直接結合（または直接通信）し、必ずしも機械的ではないことを意味する。同様に、特に明記されていない限り、「取り付けられている」とは、１つの要素／機能が直接または間接的に別の要素／機能に結合（または直接または間接的に通信）し、必ずしも機械的ではないことを意味する。したがって、図１〜３３は、要素の例示的な配置を示し、追加の介在要素、デバイス、特徴、または構成要素が、本開示の実施形態に存在し得る。
この文書で使用される用語および語句、ならびにそれらの変形は、他に明示的に述べられていない限り、制限とは対照的に制限のないものとして解釈されるべきである。前述の例として、「含む」という用語は、「含むが、これに限定されない」などの意味として解釈されるべきである。「例」という用語は、議論中のアイテムの例示的なインスタンスを提供するために使用され、その網羅的または限定的なリストではありません。「慣習的」、「伝統的」、「通常」、「標準」、「既知」などの形容詞および同様の意味の用語は、記載された項目を特定の期間または使用可能な項目に限定するものと解釈してはなりません。時間が与えられるが、代わりに、従来の、伝統的な、通常の、
同様に、「および」の結合にリンクされたアイテムのグループは、それらのアイテムのありとあらゆるものがグループに存在することを要求するものとして読まれるべきではなく、明確に述べられていない限り、「および／または」として読まれるべきである。さもないと。同様に、「または」という語句に関連付けられたアイテムのグループは、そのグループ間で相互に排他的であることを要求するものとして読まれるべきではなく、特に明記されていない限り、「および／または」として読まれるべきである。さらに、本開示のアイテム、要素、または構成要素は、単数形で説明または主張され得るが、単数形への限定が明示的に述べられていない限り、複数はその範囲内であることが企図される。
場合によっては、「１つ以上、１１」、「少なくとも１１」であるが、その他の同様の語句などの拡大する語句の存在は、より狭いケースが意図または必要とされることを意味すると解釈されるべきではない。そのような拡張フレーズがない場合がある。
数値または範囲を参照するときの「約」という用語は、測定を行うときに発生する可能性がある実験誤差から生じる値を包含することを意図している。
以下の詳細な説明では、本明細書の一部を形成する添付の図面が参照され、実施され得る特定の実施形態が例示として示される。これらの実施形態は、当業者が実施形態を実施できるように十分に詳細に説明されており、実施形態の範囲から逸脱することなく、論理的、機械的、および他の変更を行うことができることを理解されたい。したがって、以下の詳細な説明は、限定的な意味で解釈されるべきではない。
特定の実施形態の前述の説明は、本明細書の実施形態の一般的な性質を完全に明らかにするので、他の人は、現在の知識を適用することにより、一般的な概念から逸脱することなく、そのような特定の実施形態の様々な用途に容易に修正および／または適合できる。したがって、そのような適合および変更は、開示された実施形態の均等物の意味および範囲内で理解されるべきであり、そのように意図されている。本明細書で使用される表現または用語は、説明を目的としたものであり、限定を目的としたものではないことを理解されたい。したがって、本明細書の実施形態は好ましい実施形態に関して説明されたが、当業者は、本明細書の実施形態が添付の特許請求の範囲の精神および範囲内で修正して実施できることを認識するであろう。
本発明は、その特定の実施形態を参照して前に本明細書で説明され、添付の図面に示されているが、本発明はそれに限定されず、すべての実施形態を網羅することを理解されたい。当業者には明らかであるように、本発明の範囲および範囲内にあるであろう改良された消火装置の。
上記から、消火の方法が説明されてきたことが分かる。図面、スケッチ、図、および図は一定の縮尺で描かれておらず、図の間および図の間の距離は重要であるとは見なされないことに注意されたい。前述の開示および図面、スケッチ、図、および図で示されたものは、本発明の原理の例示としてのみ考慮されるべきである。
前述の説明は、特定の例示的な実施形態を参照しているが、これらの例は、制限として解釈されるべきではない。本発明の装置システムは、それを他の材料の送達媒体として使用するために修正できるだけでなく、また、さまざまなタイプのランチャー、航空機、その他の航空機からの発射用に変更することもできる。したがって、本発明は、開示された実施形態に限定されず、以下の特許請求の範囲と一致する最も広い範囲が与えられるべきである。これは、推進システムが、例えば、タービン、異なる供給源、および／または異なる供給源の組み合わせによって駆動され得ることを含むが、これらに限定されない。そのような推進システムは、本明細書に提示される本発明の本体の外部にあってもよく、かつ／または備えてもよく、および／または外部および内部システムの組み合わせであってもよい、コンポーネントおよび／または;加圧空気および／または他のガスの放出は、本明細書に記載の推力ベクトルシステム以外のおよび／またはそれに加えた方法または方法論によるものであってもよい。圧力波チャンバの配置、および本発明の他の構成要素に対する圧力波チャンバの配置、ならびに他の構成要素の互いへの配置。そして、当業者が明らかである他の修正は明らかである。

Claims (16)

  1. 広範囲の火災を消火するための空中機であって、
    ａ．第１のチャンバを定義する外部および内部表面を有する第１の容器であって、第１の容器は、約８００℃以上の融点を有する第１の断熱材で作られている、第１の容器と、
    ｂ．第２のチャンバであって、この第２のチャンバを定義する外面と内面を有し、前記第一の容器の前記第一のチャンバ内に同心かつ同軸的に配置されており、かつ、この第２の容器は、第１容器の前記第１のチャンバ内に同心かつ同軸的に配置され、この第二の容器は、約８００℃以上の融点を有する第二の断熱材で作られており、
    前記第２の容器の内部表面には、前記第２のチャンバ内の圧縮空気を受信して保持するように構成された入口が設けられており、火災を消火するための圧力波を生成するように構成された出口を介して前記圧縮空気を選択的に排出するように構成されており、
    第１および第２の断熱材は、炎に抵抗するように構成され、約３５℃から約１６５０℃までの温度範囲の環境で３５℃以下の内部温度を維持するための断熱材を提供するように構成されている、
    第２の容器と、
    ｃ．第２の容器の第２のチャンバ内の空気を圧縮するための手段と、
    ｄ．空中機を推進するための推力ベクトル化システムを含む推進システムと、
    を有する空中機。
  2. 請求項１の空中機において、
    前記第１の容器および前記第２の容器の少なくとも一方がセラミックマトリックスで構成されており複合材料を使用している。
  3. 前記第１の容器の内面、前記第２の容器の外面、および／または前記第２の容器の内面に配置された単結晶材料のコーティングをさらに含む、請求項１の空中機。
  4. 前記第１の容器の内部表面、前記第２の容器の外部表面、および／または前記第２の容器の内部表面上に配置された膨張性材料のコーティングをさらに含む、請求項１の空中機。
  5. 前記第２のチャンバ内の空気を圧縮するために、前記第２のチャンバ内に設けられた弾性ブラダをさらに含む、請求項１の空中機。
  6. 第２のチャンバ内の空気を圧縮するための圧縮機ポンプをさらに含む、請求項１の空中機。
  7. 第２チャンバからの圧縮空気の逆流を防止するために、入口に配置された空気逆流弁をさらに備えている請求項1の空中機。
  8. 請求項１の空中機であって、圧力波の放出中に空中機を安定させるためのリコイル安定化機構をさらに備えている。
  9. 前記第２のチャンバが円筒形であり、第１の端部および第２の端部を有し、前記第１の端部および第２の端部がドーム形である、請求項１の空中機。
  10. 請求項６の航空車両であって、さらに、航空車両の飛行経路を追跡するための全地球測位システム（ＧＰＳ）が搭載されており、前記搭載されたＧＰＳは、飛行経路を遠隔地に送信するように構成されている、航空車両。
  11. 請求項７の航空車両であって、前記航空車両の飛行操作を制御するための飛行制御システムをさらに備えている、航空車両。
  12. 請求項１１の航空車両であって、さらに、空気圧縮機ポンプの動作を制御し、飛行制御システムおよび／または車載ＧＰＳと通信するためのコマンドモジュールを構成している。
  13. 請求項１２の航空車両であって、第１の容器に配置され前記第１の容器の外表面の温度を検出する第１の温度センサと、前記第１の容器内の温度を検出する第２の温度センサとを有する。
  14. 推進システム、空気圧縮機、飛行制御システムおよび／またはコマンドモジュールによって使用するための電力を生成するための熱電発電機および熱音響発電機のうちの少なくとも１つをさらに含み、前記熱電発電機および前記熱音響発電機は、前記第１および第２の温度センサによって感知された表面の温度差から電力を導出する、請求項１３の空中機。
  15. 請求項１の空中機であって、さらに、翼、エレベータ、エルロン、およびラダーと、前記第１の容器の外面に取り付けられた１つ以上の推力ベクトルノズルと、前記第１の容器の外面に取り付けられた１つ以上の推力ベクトルノズルに接続された１つ以上のポンプと、前記空中機のピッチ、ヨー、リフト、および／またはロールに影響を与えるために空気を排出するための１つ以上の推力ベクトルノズルと、を含む飛行アセンブリシステムを含む、空中機。
  16. 前記第１の容器と前記第２の容器との間で伝達される振動を減衰させるために、前記第１の容器と前記第２の容器との間に配置された振動減衰装置をさらに含む、請求項１の空中機。
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