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 PDFInfo
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Abstract
Description
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。
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。
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。
(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。
(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。
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。
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。
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。
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。
(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。
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。
(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。
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。
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。
Claims (16)
- 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。 - 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。 - 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。
- 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。
- 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。
- 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。
- 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。
- 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。
- 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。
- 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。
- 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。
- 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。
- 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。
- 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。
- 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。
- 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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