RU2585557C1 - Беспилотные авиационные системы для борьбы с пожарами - Google Patents
Беспилотные авиационные системы для борьбы с пожарами Download PDFInfo
- Publication number
- RU2585557C1 RU2585557C1 RU2015101279/12A RU2015101279A RU2585557C1 RU 2585557 C1 RU2585557 C1 RU 2585557C1 RU 2015101279/12 A RU2015101279/12 A RU 2015101279/12A RU 2015101279 A RU2015101279 A RU 2015101279A RU 2585557 C1 RU2585557 C1 RU 2585557C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- filling
- fire
- storage tank
- fighting
- Prior art date
Links
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 67
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 37
- 238000003860 storage Methods 0.000 claims abstract description 32
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims abstract description 26
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 16
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 15
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 11
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 claims description 5
- 238000007599 discharging Methods 0.000 claims description 4
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 8
- 239000011241 protective layer Substances 0.000 description 7
- 238000013461 design Methods 0.000 description 6
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 6
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 5
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 4
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 4
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 description 4
- RNFJDJUURJAICM-UHFFFAOYSA-N 2,2,4,4,6,6-hexaphenoxy-1,3,5-triaza-2$l^{5},4$l^{5},6$l^{5}-triphosphacyclohexa-1,3,5-triene Chemical compound N=1P(OC=2C=CC=CC=2)(OC=2C=CC=CC=2)=NP(OC=2C=CC=CC=2)(OC=2C=CC=CC=2)=NP=1(OC=1C=CC=CC=1)OC1=CC=CC=C1 RNFJDJUURJAICM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000003063 flame retardant Substances 0.000 description 3
- 239000006260 foam Substances 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 230000036961 partial effect Effects 0.000 description 3
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 3
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 2
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 2
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 1
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000005429 filling process Methods 0.000 description 1
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010439 graphite Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 230000035515 penetration Effects 0.000 description 1
- 239000011120 plywood Substances 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 239000000779 smoke Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- A—HUMAN NECESSITIES
- A62—LIFE-SAVING; FIRE-FIGHTING
- A62C—FIRE-FIGHTING
- A62C3/00—Fire prevention, containment or extinguishing specially adapted for particular objects or places
- A62C3/02—Fire prevention, containment or extinguishing specially adapted for particular objects or places for area conflagrations, e.g. forest fires, subterranean fires
- A62C3/0228—Fire prevention, containment or extinguishing specially adapted for particular objects or places for area conflagrations, e.g. forest fires, subterranean fires with delivery of fire extinguishing material by air or aircraft
- A62C3/0242—Fire prevention, containment or extinguishing specially adapted for particular objects or places for area conflagrations, e.g. forest fires, subterranean fires with delivery of fire extinguishing material by air or aircraft by spraying extinguishants from the aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D1/00—Dropping, ejecting, releasing, or receiving articles, liquids, or the like, in flight
- B64D1/16—Dropping or releasing powdered, liquid, or gaseous matter, e.g. for fire-fighting
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U10/00—Type of UAV
- B64U10/25—Fixed-wing aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
- B64U20/30—Constructional aspects of UAVs for safety, e.g. with frangible components
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
- B64U20/70—Constructional aspects of the UAV body
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
- B64U30/10—Wings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U2101/00—UAVs specially adapted for particular uses or applications
- B64U2101/45—UAVs specially adapted for particular uses or applications for releasing liquids or powders in-flight, e.g. crop-dusting
- B64U2101/47—UAVs specially adapted for particular uses or applications for releasing liquids or powders in-flight, e.g. crop-dusting for fire fighting
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U50/00—Propulsion; Power supply
- B64U50/10—Propulsion
- B64U50/12—Propulsion using turbine engines, e.g. turbojets or turbofans
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U50/00—Propulsion; Power supply
- B64U50/10—Propulsion
- B64U50/13—Propulsion using external fans or propellers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Forests & Forestry (AREA)
- Ecology (AREA)
- Public Health (AREA)
- Business, Economics & Management (AREA)
- Emergency Management (AREA)
- Biodiversity & Conservation Biology (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Fire-Extinguishing By Fire Departments, And Fire-Extinguishing Equipment And Control Thereof (AREA)
- Sewage (AREA)
Abstract
Противопожарный летательный аппарат, выполненный с возможностью применения в беспилотной авиационной системе, включает в себя накопительный резервуар для противопожарной текучей среды, имеющий множество заправочных отверстий, удаленных друг от друга. Заправочная штанга содержит трубопровод, соединенный по текучей среде с накопительным резервуаром. Трубопровод принимает воду из водоема, над которым пролетает летательный аппарат. Система заправки для этого осуществляет управление потоком воды в накопительный резервуар и из него и включает в себя дистанционно и автоматически управляемый клапан, соответственно связанный с каждым заправочным отверстием. Система управления осуществляет связь с каждым клапаном и выполнена с возможностью указания положения каждого клапана для регулирования потока текучей среды через каждое заправочное отверстие. Внутри накопительного резервуара может быть дополнительно предусмотрена перегородка, по меньшей мере частично определяющая первую камеру внутри резервуара. 2 н. и 23 з.п. ф-лы, 9 ил.
Description
Ссылки на родственные заявки
По настоящей заявке на патент испрашивается приоритет на основании предшествующей предварительной заявки на патент США №61/661,204, поданной 18 июня 2012 г. автором настоящего изобретения и озаглавленной “UNMANNED AIRCRAFT SYSTEMS FOR FIREFIGHTING” (номер дела поверенного 1313-7P). Все раскрытие и содержимое этой приоритетной заявки на патент тем самым настоящим полностью включено в настоящий документ путем ссылки.
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к области авиации и, в частности, к беспилотной авиационной системе (UAS), в частности выполненной с возможностью применения при борьбе с пожаром с воздуха.
Уровень техники
Борьба с пожарами с воздуха, в частности, приспособлена к отдаленным областям, где не имеется городская инфраструктура. Один способ борьбы с пожарами с воздуха использует сброс в области распространения пожара большого объема воды или огнегасящего материала (например, пены или тому подобного, не ограничиваясь) и надежду на то, что эффективная часть сброшенного груза в действительности достигнет основной области пожара. Для простоты термин «вода», используемый в настоящем документе, будет включать в себя воду, огнетушащую пену и/или химические вещества в любой форме.
На практике часто возникает ситуация, когда большая часть воды и/или пены не достигает пожара. В число причин неэффективности множества сбросов входит неспособность пилотов снизиться ниже определенной высоты относительно пожара. В число причин этого входит риск для пилотов и их летательного аппарата, связанный со слишком низким проходом над пожаром. В результате этого пилот осуществляет сброс воды с большей высоты.
Более того, при существующих системах пилоты не могут в достаточной степени наблюдать основную область пожара, которая обычно скрыта дымом. Вследствие этого, их сбросы являются менее точными. Вследствие этого, существует потребность в решении проблемы создания эффективной платформы для борьбы с пожаром с воздуха.
Раскрытие изобретения
Описываемая в настоящем документе система UAS для борьбы с пожаром предлагает несколько ключевых преимуществ. В первую очередь, борьба с пожаром с воздуха представляет собой по своей природе трудновыполнимую опасную деятельность. Возможность убрать пилота из летательного аппарата с помощью технологии UAS, без соответствующего этому ухудшения характеристик выполнения задачи, является бесценным увеличением уровня безопасности.
При борьбе с пожаром выгодным является сброс материала для пожаротушения с высоким расходом. Однако выполнение этого маневра несет потенциальную возможность смещения центра тяжести (CG) летательного аппарата и при осуществлении этого отрицательно влияет на устойчивость полета летательного аппарата. Настоящий летательный аппарат выполнен с возможностью забора воды из натуральных источников, озер или рек при их наличии. Это устраняет необходимость возврата на базу для повторной заправки материалом для пожаротушения, что значительно увеличивает действенность и эффективность транспортного средства при борьбе с пожаром на месте. Однако забор воды из озера или из моря представляет собой в лучшем случае рискованную операцию. Существуют схожие вопросы относительно устойчивости летательного аппарата. Однако в соответствии с настоящим изобретением та же самая система клапанов, функционирующая в другом режиме, опять же управляемая посредством компьютера, регулирует забор с учетом соображений устойчивости и эффективности.
Система UAS в соответствии с настоящим изобретением может быть выполнена с возможностью автономного и/или дистанционно пилотируемого функционирования. В конкретных вариантах осуществления, описываемых в настоящем документе, структура летательного аппарата системы UAS может быть собрана с земли, по существу, на собственной основе. Это минимизирует или, по существу, устраняет необходимость наличия стапелей для сборки и в значительной степени ускоряет и уменьшает стоимость сборки.
Вследствие этого, в соответствии с настоящим изобретением предложен противопожарный летательный аппарат, выполненный с возможностью использования в беспилотной авиационной системе. Противопожарный летательный аппарат включает в себя накопительный резервуар для противопожарной текучей среды, имеющий множество заправочных отверстий, удаленных друг от друга. Заправочная штанга содержит в себе трубопровод, сообщающийся по текучей среде с накопительным резервуаром. Данный трубопровод выполнен с возможностью приема воды из водоема, над которым пролетает летательный аппарат. Система заправки для этого осуществляет управление потоком воды в и от накопительного резервуара и включает в себя дистанционно и автоматически функционирующий клапан, соответствующим образом ассоциированный с каждым заправочным отверстием. В некоторых вариантах осуществления клапаны выполнены с возможностью регулирования расхода текучей среды через них. Система управления осуществляет связь с каждым клапаном и выполнена с возможностью указания положения каждого клапана для регулирования потока текучей среды через каждое заправочное отверстие.
В соответствии с более конкретным вариантом осуществления настоящего изобретения расходомер связан с каждым клапаном и выполнен с возможностью измерения потока текучей среды через каждый клапан. Каждый расходомер осуществляет связь с системой управления и обеспечивает данные потока в систему управления. Система управления использует эти данные потока от расходомеров для управления клапанами и регулирования потока текучей среды через каждое заправочное отверстие.
В соответствии с более конкретным вариантом осуществления настоящего изобретения заправочные отверстия удалены друг от друга по меньшей мере по одной из продольной и поперечной оси летательного аппарата. В ситуации, когда заправочные отверстия размещены в массиве, массив может быть центрирован по существу по центру тяжести летательного аппарата.
Противопожарный летательный аппарат может включать в себя выпускной затвор для сброса содержащейся в накопительном резервуаре текучей среды из летательного аппарата и коллектор, сообщающийся по текучей среде с заправочным, содержащимся в штанге трубопроводом, с каждым заправочным отверстием и с данным выпускным затвором. Система управления может дополнительно быть выполнена с возможностью указания положения каждого клапана для регулирования потока текучей среды от каждого заправочного отверстия к выпускному затвору.
В определенных вариантах осуществления настоящего изобретения, заправочная штанга выполнена с возможностью шарнирного поворота из первого положения, в котором дистальный конец заправочной штанги приводит трубопровод в состояние сообщения по текучей среде с водоемом, над которым пролетает летательный аппарат, во второе положение, в котором аэродинамическое сопротивление на летательном аппарате, приходящееся на заправочную штангу, уменьшено по сравнению с первым положением. Для перемещения заправочной штанги между первым и вторым положениями может быть предусмотрен привод. При необходимости для приема заправочной штанги во втором положении может быть предусмотрено углубление. Кроме того, может быть предусмотрена дверца, которая закрывает заправочную штангу и углубление, когда заправочная штанга находится во втором положении.
В еще одном другом варианте осуществления настоящего изобретения внутри накопительного резервуара предусмотрена перегородка, по меньшей мере частично определяющая первую камеру внутри резервуара, причем перегородка выполнена с возможностью содержания воды, поступающей в резервуар через заправочное отверстие, по существу заполняющей первую камеру до заполнения какой-либо любой другой части накопительного резервуара. Данная первая камера может быть центрирована, будучи по существу совмещенной с центром тяжести летательного аппарата.
Перегородка может включать в себя одну или более перегородок и может быть размещена по существу вертикально, горизонтально, параллельно или в поперечном направлении по отношению к продольной оси летательного аппарата, или иным образом быть предусмотрена в накопительном резервуаре. Более сложные конфигурации перегородки могут определять вторую камеру, центр которой по существу совмещен с центром первой камеры. Вторая перегородка размещена и выполнена с возможностью по существу содержания внутри второй камеры воды, переполняющей первую камеру, по существу заполняющей первую и вторую камеры до заполнения какой-либо любой другой части накопительного резервуара. Перегородка может формировать часть отверстия на границе первой камеры, причем отверстие выполнено возможностью регулирования потока текучей среды из первой камеры в оставшуюся часть накопительного резервуара.
В определенных вариантах осуществления настоящего изобретения, накопительный резервуар дополнительно содержит дренажное отверстие, по выбору сообщающееся по текучей среде с динамическим давлением набегающего воздушного потока над летательным аппаратом, статическим давлением воздушного потока вокруг летательного аппарата, источником положительного давления воздуха и источником отрицательного давления воздуха.
В некоторых вариантах осуществления, для сброса содержащейся в накопительном резервуаре текучей среды из летательного аппарата в летательном аппарате предусмотрен выпускной затвор. Клапан по выбору приводит накопительный резервуар в состояние сообщения по текучей среде с заправочным, содержащимся в штанге трубопроводом или с данным выпускным затвором.
Краткое описание чертежей
Эти и другие признаки, аспекты, преимущества и выгоды от рассматриваемого в настоящем документе изобретения станут очевидными посредством нижеследующего подробного описания и прилагаемых чертежей, в которых аналогичные ссылочные позиции относятся к аналогичным элементам на нескольких видах и в которых:
фиг. 1 представляет собой изображение одного варианта осуществления системы UAS для борьбы с пожаром в соответствии с первым вариантом осуществления настоящего изобретения;
фиг. 2 иллюстрирует схематический вид в поперечном сечении фюзеляжа по системе UAS в соответствии с дополнительным вариантом осуществления настоящего изобретения;
фиг. 3 иллюстрирует схематический вид в поперечном сечении фюзеляжа по системе UAS в соответствии с еще одним другим вариантом осуществления настоящего изобретения;
фиг. 4 изображает вариант осуществления по фиг. 3, демонстрирующий заправочную штангу для забора, сложенную в убранном положении;
фиг. 5 представляет собой покомпонентный вид узла конструкции крыла 130 в соответствии с одним вариантом осуществления настоящего изобретения;
фиг. 6 изображает покомпонентный вид узла носового отсека летательного аппарата в соответствии с одним вариантом осуществления настоящего изобретения;
фиг. 7 изображает часть фюзеляжа в разрезе в соответствии с одним вариантом осуществления настоящего изобретения;
фиг. 8 изображает шпангоуты каркаса по фиг. 7 в частичном покомпонентном подробном виде в соответствии с одним вариантом осуществления настоящего изобретения; и
фиг. 9 изображает область хвостовой части летательного аппарата в разрезе в соответствии с одним вариантом осуществления настоящего изобретения.
Осуществление изобретения
Ниже с обращением к фиг. 1 проиллюстрировано изображение одного варианта осуществления системы UAS для борьбы с пожаром, обозначенной общей позицией 100, в соответствии с первым вариантом осуществления настоящего изобретения. Данная система 100 UAS по изображенному варианту осуществления включает в себя стандартный по своей структуре летательный аппарат 110, имеющий фюзеляж 120, неподвижное крыло 130, крыльевые двигатели 140, в одном варианте осуществления, турбовальный двигатель, вращающий воздушный винт 150, хвостовое оперение 160 с горизонтальным стабилизатором 170 и вертикальными стабилизаторами 180. Колесное шасси 190 включает в себя обтекатель 200 для уменьшения аэродинамического сопротивления при одновременном исключении веса и сложности убираемого шасси, хотя в некоторых вариантах осуществления может быть желательным и вследствие этого использоваться убираемое шасси. Настоящее изобретение включает в себя, в пределах своего объема, практически любую конфигурацию летательного аппарата, выполненную с возможностью несения противопожарной полезной нагрузки. Такие конфигурации включают в себя, не ограничиваясь, конфигурации, имеющие турбореактивные двигатели вместо или в дополнение к винтовым, конфигурации с одним двигателем или с множеством двигателей, винтокрылые, с несущим корпусом, конфигурации с изменяемым вектором тяги или тому подобное.
Также на фиг. 1 изображена убираемая заправочная штанга 210 для забора воды, в своем выпущенном, так называемом, растянутом положении. В варианте осуществления по фиг. 1, заправочная штанга 210 проходит от передней части фюзеляжа 120. Она выпускается до местоположения ниже фюзеляжа 120 и получает возможность проникновения под поверхность водоема (реки, озера, водохранилища и так далее), над которым пролетает летательный аппарат 110. Вода забирается из водоема посредством внутреннего трубопровода (не показан) в заправочной штанге 210 и собирается для доставки к месту пожара. Для уменьшения сопротивления, такого как при вводе в воду, заправочная штанга может быть оснащена обтекаемым корпусом 220 на своем заборном конце. В ином варианте или в дополнение к этому, для содействия устойчивости заправочной штанги во время забора воды может быть предусмотрено одно или более гидрокрыльев (не показаны). Эти крылья при необходимости могут быть частично или полностью шарнирно сочлененными.
Для приведения заправочной штанги 210 в положение вровень или около того с фюзеляжем 120, заправочная штанга 210 убирается посредством шарнирного поворота в точке ее соединения с фюзеляжем 120 или вблизи нее. При необходимости для улучшенного обтекания и уменьшенного сопротивления фюзеляж 120 может быть оснащен углублением 230 для размещения убранной заправочной штанги 210. В целях улучшения профиля сопротивления убранной заправочной штанги 210 может быть предусмотрен обтекатель, аналогичный обтекателю 200 шасси. В зависимости от соображений удобства заправочная штанга 210 может присоединяться в каком-либо другом месте на летательном аппарате 110. Заправочная штанга в настоящем варианте осуществления является в основном выровненной относительно продольной оси летательного аппарата 110, как в общем, так и в том, как она присоединяется к фюзеляжу 120 вдоль продольной оси. Может быть предусмотрено множество заправочных штанг 210, и в качестве таковых они могут быть размещены параллельно продольной оси летательного аппарата 110 и при необходимости симметрично относительно продольной оси летательного аппарата 110.
Далее с обращением к фиг. 2 схематически проиллюстрирован схематический вид в поперечном сечении фюзеляжа 120 в соответствии с дополнительным вариантом осуществления настоящего изобретения. Одной вызывающей озабоченность проблемой, ассоциированной с забором воды во время полета, является поддержание устойчивости летательного аппарата во время полета и уход от смещения (колебания поверхности) накопленной воды при непредсказуемом и/или неуправляемом изменении центра тяжести (CG) летательного аппарата во время полета. Превышение диапазона центровок может создать неустранимую ситуацию с угловым положением в полете, в частности во время полета всего в нескольких футах от поверхности водоема.
Один способ управления положением воды заключается в заполнении множества более мелких отдельных резервуаров. Это имеет явный недостаток, заключающийся в том, что суммарный собственный вес резервуаров увеличивается относительно вместимости по воде системы в целом, уменьшая тем самым эффективный полезный объем.
На фиг. 2 проиллюстрирован водяной резервуар 300 и ассоциированная система 310 заправки, содержащиеся внутри фюзеляжа 120. В изображенном варианте осуществления, данная система заправки включает в себя коллектор 312. Воду направляют к накопительному резервуару 300 через посредство данного коллектора 312, например через посредство заправочной штанги 210, в процессе забора воды во время полета. Накопительный резервуар 300 может также заполняться в то время, пока летательный аппарат находится на земле, либо через посредство коллектора 312, либо через факультативное другое заправочное отверстие. В случае наземного заполнения скорость является оптимальной с учетом поддержания устойчивости гидродинамической нагрузки.
Рассматривая далее забор воды во время полета, воду направляют из заправочной штанги 210 в коллектор 312. Заборный коллектор является сообщающимся по текучей среде с множеством клапанов 314a, 314b, 314c и так далее через посредство соответствующего множества трубопроводов 316a, 316b, 316c, соответственно. В ином варианте, конфигурация может дополнительно включать в себя такой трубопровод, по одному на каждой боковой стороне резервуара 300, с множеством клапанов 314a, 314b, 314c и так далее, на удалении от этих стандартных трубопроводов. Каждый клапан 314a, клапан 314b, клапан 314c и/или его соответствующий подающий трубопровод 316a, трубопровод 316b, трубопровод 316c могут при необходимости включать в себя ассоциированный расходомер 318a, расходомер 318b, расходомер 318c и так далее. Клапаны 314a, 314b, 314c и так далее, в количестве не менее шести, хотя может использоваться меньшее или большее количество, в предпочтительном варианте, удалены друг от друга, либо в продольном, либо в поперечном направлении, или в обоих направлениях относительно летательного аппарата 110. В более предпочтительном варианте клапаны 314a, 314b, 314c и так далее предусмотрены симметрично в продольном и поперечном направлении относительно резервуара 300 и/или летательного аппарата 110. В еще одном дополнительном варианте совокупное размещение клапанов 314a, 314b, 314c и так далее является предпочтительно центрированным на желаемом центре тяжести заполняемого или заполненного резервуара 300 или на центре тяжести летательного аппарата 110. Центр тяжести резервуара 300 и летательного аппарата 110 могут быть или не быть совмещенными.
Клапаны 314a, 314b, 314c и так далее являются, в предпочтительном варианте, автоматически и дистанционно управляемыми, еще в дополнение к этому, в предпочтительном варианте, осуществляются в качестве клапанов управления потоком. Для облегчения этого управления, клапаны 314a, 314b, 314c и так далее и, если они имеются, расходомеры 318a, 318b, 318c и так далее осуществляют связь с электронной системой 320 управления потоком. Данная электронная система управления осуществляет управление клапанами 314a, 314b, 314c и так далее во время заполнения резервуара 300 для поддержания одинакового расхода через каждый из клапанов 314a, 314b, 314c и так далее и тем самым способствования поддержанию устойчивости летательного аппарата 110 во время операции заполнения. В противоположность этому, электронная система 320 управления потоком также выполнена с возможностью отслеживания и управления сбросом воды из резервуара 300 через клапаны 314a, 314b, 314c и так далее, опять же для поддержания устойчивости летательного аппарата во время опорожнения резервуара 300.
Каждый клапан 314a, клапан 314b, клапан 314c и так далее направляет воду по пути трубопроводов 316a, 316b, 316c и так далее, которые осуществляют выпуск в направлении хвостовой части летательного аппарата 110. Может быть использовано большее или меньшее количество клапанов, хотя в предпочтительном варианте поток каждой трубы для каждого клапана измеряется как посредством расходомеров 318a, 318b, 318c и так далее. Более того, управление потоком через каждый клапан 314a, клапан 314b, клапан 314c и так далее осуществляется посредством открывания или закрывания клапана, причем система управления 320 потоком для осуществления этого представляет собой процессор компьютера, управляемый так, чтобы осуществлялась непрерывная балансировка потока от клапана к клапану, от стороны к стороне, а также конечного выпускного трубопровода слева или/и справа.
Переходя далее к фиг. 3, схематически проиллюстрирован схематический вид в поперечном сечении фюзеляжа 120 в соответствии с альтернативным вариантом осуществления настоящего изобретения. В соответствии с вариантом осуществления по фиг. 3, внутри фюзеляжа 120 летательного аппарата 110 содержится водяной резервуар 400. В этом варианте осуществления заправочная штанга 212 для забора воды является убираемой в сложенное положение, когда она не используется (см. фиг. 4). Данная сложенная заправочная штанга 212 может закрываться дверцей 214. Заправочную штангу 212 выпускают или убирают посредством эксплуатации привода 216, в данном конкретном варианте осуществления, содержащего один или более линейных приводов 218, функционально соединенного с соединением 222 между заправочной штангой 212 и фюзеляжем 120. Вместо, или в дополнение к соединению 216, а также относительно сочлененного или отдельного открывания и убирания дверцы 214, могут быть предусмотрены отдельные и/или вращающиеся соединения.
В соответствии с вариантом осуществления по фиг. 3, в процессе забора воды во время полета воду направляют через внутренний трубопровод (не показан) заправочной штанги 212 к клапану 440. Данный клапан 440 выполнен с возможностью приведения заправочной штанги 212 в состояние сообщения по текучей среде с коллектором 412 и/или выпускным отверстием 450. В данном варианте осуществления коллектор 412 является напрямую сообщающимся по текучей среде с внутренней частью 414 водяного резервуара 400.
По мере того как вода заполняет резервуар 400, для по меньшей мере частичного содержания воды во время процесса заполнения предусмотрены одна или более перегородок, например перегородка 416, перегородка 418. Например, вода, поступающая в по существу пустой резервуар 400 из коллектора 412, сначала содержится в задней части в основном вертикальной перегородки 416 в первой камере 432. В дополнение к этому, по существу горизонтальная перегородка 418 будет помогать содержать поступающую воду и минимизировать любой выход за верхний край в общем вертикальной перегородки 416.
Однако когда камера 432 будет заполнена, вода будет переливаться через верх в основном вертикальной перегородки 416, через ограниченное отверстие 438 между ней и по существу горизонтальной перегородкой 418, в камеру 434. И вода, выступающая за верхнюю кромку перегородки 418 в задней части, по причине, по меньшей мере частично, какого-либо любого ограничения потока в позиции 438, будет заполнять камеру 434 сверху. Последней назначенной к заполнению является камера 436, расположенная над камерами 432, 434 и перегородкой 418. Перегородки 416, 418 могут проходить по всей ширине резервуара 400. В таком качестве они могут дополнительно обеспечивать дополнительную опору для каркаса резервуара 400 и/или фюзеляжа 120 летательного аппарата 110.
В общем случае, продольная устойчивость (то есть управление углом тангажа летательного аппарата) является причиной более серьезной озабоченности по сравнению с поперечной устойчивостью. Летательный аппарат 110, его фюзеляж 120 и, таким образом, резервуар 400 являются гораздо большими по размеру в длину, чем в ширину. Вследствие этого, поперечное смещение гидродинамической нагрузки в общем оказывает меньшее воздействие на летательный аппарат 110, в соединении с тем фактом, что летательный аппарат в общем выполнен с возможностью обладания большей устойчивостью по крену (то есть по любой стороне относительно его продольной оси), чем он обладает по тангажу.
Невзирая на это, для дополнительного обеспечения управления поперечной устойчивостью заполняемой воды, может быть предусмотрена одна или более продольных разделительных перегородок 422. Резервуар может, таким образом, быть разделенным в продольном направлении, в поперечном направлении или в некоторой комбинации обоих направлений (например, при концентрических или противоположно расположенных камерах, центрированных на центр тяжести летательного аппарата, которые поступательно заполняются в равном объеме и в направлении наружу). Продольная перегородка 422 предусматривает заполнение водой к центру камеры 432. При выступании за верхнюю кромку продольной перегородки 422 вода растекается поперечно внутри внутренней части 414 резервуара. В этом случае продольная перегородка 422 располагается ниже, чем перегородка 416. В соответствии с этим, поступающая вода будет перетекать через продольную перегородку 422 до выступания за верхнюю кромку перегородки 416. Однако специалист в данной области техники, в свете рассматриваемого в настоящем документе изобретения, может выбирать регулирование высоты разделительных перегородок 416, 422 относительно друг друга, так чтобы они были равны по высоте, или чтобы перегородка 422 была выше, чем перегородка 416.
Для приведения камеры 434 и, в частности, ее днища, в состояние сообщения по текучей среде с коллектором 412 и/или клапаном 440 для обеспечения полного опорожнения водяного резервуара 400 может быть предусмотрен трубопровод (не показан). Данный трубопровод может быть сформирован поперечно к одной или к обеим сторонам углубления 230 для складывания убранной заправочной штанги 212.
Сброс воды из резервуара 400 достигается посредством приведения клапана 440 в положение с возможностью соединения внутренней части 414 резервуара 400 с выпускным отверстием 450. В предпочтительном варианте обращенный к хвостовой части люк 452 выполнен с возможностью открывания во время полета для обеспечения сброса воды под действием силы тяжести и/или с помощью давления воздуха, приложенного к дренажному отверстию 445, насоса 465, некоторых других средств или какого-либо их сочетания.
При необходимости резервуар 400 дополнительно снабжен дренажным отверстием 445 для воздушного потока для содействия поступлению и сбросу воды из резервуара 400. Например, во время поступления воды дренажное отверстие 445 может быть соединено с источником отрицательного давления воздуха, способствуя удалению воздуха из внутренней части 414 резервуара по мере того, как поступает вода. Источник отрицательного давления воздуха может включать в себя вакуумный насос и/или трубку Вентури, или тому подобное, помещенные в набегающем воздушном потоке над внешней частью летательного аппарата 110.
В противоположность этому, во время операции сброса, дренажное отверстие 445 может быть связано с источником положительного давления воздуха, включающим в себя, не ограничиваясь, гидронасос 465, и/или динамическим давлением воздушного потока, генерируемым посредством набегающего потока вокруг летательного аппарата 110 во время полета. Может рассматриваться, что источником динамического давления сжатого скоростным напором воздуха является сама заправочная штанга 212, когда она открывается набегающему потоку во время полета. В этом случае клапан 440 может быть выполнен с возможностью одновременного направления воды из резервуара 400 к выпускному отверстию 450, в то время как сжатый скоростным напором воздух направляется из заправочной штанги 212 к внутренней части 414 резервуара 400, например, посредством соединения по текучей среде (не показано) с дренажным отверстием 445 или каким-либо другим входным порталом, предусмотренным для этого.
В еще одном дополнительном варианте осуществления, летательный аппарат может быть оснащен резервуаром 460 для сжатого газа. Данный резервуар для сжатого газа может заправляться воздухом под высоким давлением, например, как посредством насоса 465, для приложения к водяному резервуару 400 для содействия его опорожнению. В ином варианте, резервуар 460 для сжатого газа 460 может быть освобожден от воздуха для обеспечения вышеупомянутого источника отрицательного давления воздуха для содействия заполнению резервуара 400.
Более того, вариант осуществления по фиг. 3 и 4 является свободно комбинируемым, в полном объеме или частично, с признаками варианта осуществления по фиг. 2, например, среди других признаков, относительно направления и ориентации заправочной штанги 210 для забора воды и/или заправочной штанги 212, клапанов 314a и так далее, разделительных перегородок 416, 418 и так далее, дренажного отверстия 445.
При необходимости могут быть предусмотрены дополнительные элементы летательного аппарата 110, чтобы сделать его более прочным и подходящим для применения при борьбе с пожаром с воздуха. Шасси летательного аппарата при необходимости защищено посредством жаростойкого, огнестойкого и/или пламезадерживающего защитного слоя 240. Для формирования всего защитного слоя или его части могут быть использованы пламезадерживающие плитки 242. При наличии защитного слоя 240 летательный аппарат 110 может приближаться к области пожара на более низкой высоте.
Более того, необходимо, чтобы защитный слой 240 был выполнен с возможностью защиты только прочности конструкции летательного аппарата 110. Летательный аппарат 110 в основном является более устойчивым к жаре, чем может быть пилотирующий летчик. Отсутствие пилотирующего(их) летчика(ов) на борту летательного аппарата 110 означает, что конструктору летательного аппарата нет необходимости рассматривать проблемы, связанные с окружающей человека средой. В результате этого защитный слой 240 может быть выполнен более легким и тонким для заданной высоты, на которой осуществляется проникновение в область пожара. В ином варианте, при равнозначной степени защиты, допускаемой защитным слоем 240, летательному аппарату 110 системы UAS может быть позволено снижаться на более низкую высоту в область пожара для более эффективной доставки воды.
Более того, в качестве усовершенствования при необходимости определенные варианты осуществления летательного аппарата 110 в раскрываемой в настоящем документе системе 100 UAS могут быть оборудованы одним или более инфракрасными датчиками 330, в более конкретном варианте осуществления, одним или более инфракрасными датчиками направленного действия. Эти датчики 330 могут использоваться для точного определения местоположения основной области пожара и передачи информации о местоположении на бортовой компьютер 340. В целях оптимизации положения и высоты, из которого следует осуществлять сброс воды, бортовой компьютер 340 осуществляет обработку информации о температуре, передаваемой от защитного слоя 204, вместе с информацией о местоположении источника пожара от инфракрасных датчиков 330.
Во всех летательных аппаратах, включая систему 100 UAS, одна основная задача заключается в поиске компромиссного решения при выборе оптимального соотношения топлива и полезной нагрузки. Поскольку летательный аппарат 110 имеет заданную максимально допустимую нагрузку, большее количество топлива означает меньшую грузоподъемность на более дальнее расстояние, и наоборот. В соответствии со стандартной конструкцией летательного аппарата, топливные баки содержатся внутри пространства крыльев 130.
В случае системы 100 UAS, в соответствии с рассматриваемым в настоящем документе изобретением топливосодержащая система основывается на мягких топливных баках, расположенных в фюзеляже. Поскольку это является возможным в соответствии с настоящим изобретением, в более конкретном варианте осуществления, в соответствии со стандартной конструкцией, крылья 130 не используются в качестве топливных баков. Вместо этого топливо содержится в мягких топливных баках, расположенных в фюзеляже 120 летательного аппарата 110. Более того, при содержании мягких топливных баков в фюзеляже 120 перечень доступных операций становится очень гибким. Это является колоссальным преимуществом, поскольку если область пожара находится близко к источнику воды, можно ограничить количество топлива и, таким образом, увеличить количество воды; с другой стороны, если область пожара находится на удалении, есть возможность регулировать и использовать оптимальное соотношение загрузки топлива и воды. В одном рассматриваемом в настоящем документе варианте осуществления летательный аппарат может быть выполнен с возможностью нести возможно не менее сорока тонн воды и/или материала для пожаротушения, в дополнение к порядка десяти тоннам топлива, с использованием собственного веса, составляющего около половины полезной нагрузки.
В соответствии с этим, конструкция и сборка крыльев 130 становится гораздо более эффективной и экономически выгодной. Таким образом нервюры каркаса крыльев 130 являются более простыми по конструкции, поскольку отсутствует необходимость выполнения в них отверстий для предоставления пространства для мягкого топливного бака. Нервюры крыльев являются, вследствие этого, более однородными по размаху крыла, благодаря также использованию крыла прямоугольной формы в плане. Одна иллюстративная конструкция крыла 130 проиллюстрирована на фиг. 5, представляющей собой покомпонентный вид в сборке. Поверхность крыла определяется посредством передней кромки 500, верхней обтекаемой поверхности 510, нижней обтекаемой поверхности 520. Верхняя и нижняя обтекаемые поверхности 510, 520 сходятся у задней кромки 530, кроме места, где предусмотрена поверхность управления закрылками или элеронами, и в последнем случае они почти сходятся. Верхняя и нижняя обтекаемые поверхности 510, 520 каждая крепятся к внутреннему лонжерону 540, который в изображенном варианте осуществления представляет собой гофрированную структуру, форма поперечного сечения которой в основном определяет профиль крыла. Невзирая на отмеченное выше предпочтение хранить топливо в фюзеляже, описываемая конструкция, тем не менее, может допускать, если это желательно, наличие топливных отсеков в пустотах между узлами. Иллюстративная конфигурация использует профиль GA 35A315, имеющий коэффициент подъемной силы 0,3 и толщину верхнего отсека 15%. Данная комбинация считается почти идеальной для этого применения, обеспечивая приемлемые аэродинамические характеристики в дополнение к надлежащей высоте каркаса и хорошему внутреннему объему.
Летательный аппарат 110 состоит из простых конфигураций, подходящих для нескольких структурных подходов. Фиг. 6 изображает носовой отсек 125 летательного аппарата 110 в покомпонентном виде в сборке. Данный носовой отсек 125 составляется из сложных кривых, которые могут быть легко отформованы, затем собирается на каркасе из предварительно сформированных и предварительно обрезанных многослойных панелей типа «сэндвич», размещенных в виде решетчатого каркаса 127 с квадратными ячейками. Работа по сборке может выполняться через посредство использования простых установочных стапелей и связующих элементов. Для размещения и присоединения узлов подвески и соединительных механизмов, которые будут затем стыковаться с основной частью корпуса, может быть использована схожая простая технологическая оснастка. Носовым обтекателем 129 может являться простой слоистый стеклопластик, предоставляющий, таким образом, возможность использования установленных внизу под ним радиолокатора или других воспринимающих и/или передающих устройств. Далее к оставшейся части структуры, через посредство стандартных съемных крепежей, будет присоединяться обшивка 131 в виде одной или более секций.
Фиг. 7 изображает часть фюзеляжа 120 в разрезе для иллюстрирования некоторых из его структурных характеристик. Корпус фюзеляжа 120 проходит позади носового отсека 125 таким образом, что он включает в себя грузовой отсек 145 и в предпочтительном варианте грузовую рампу (не показана). Внутренняя конфигурация основана на простой площадке десять футов на десять футов, в то время как внешняя конфигурация является лишь немного более сложной. Верх и низ фюзеляжа 120 являются по существу плоскими с закругленными углами, в то время как бока имеют легкую кривизну для добавления несущей обшивке устойчивости к отклонению при сдвиге.
Фиг. 8 изображает шпангоуты 147 каркаса в частичном покомпонентном подробном виде. Внутренние шпангоуты 147 каркаса предусматриваются как симметричные относительно осевой линии вертикально верх с низом, а также горизонтально сторона к стороне. Таким способом в конструкции фюзеляжа могут использоваться идентичные компоненты для верхних и нижних узлов, а также для левых и правых узлов. Шпангоуты состоят из основных работающих на сдвиг стенок 149, внутренних ребер 155 жесткости, поддерживающих внутреннюю часть грузового отсека, внешних ребер 157 жесткости, поддерживающих внешнюю обшивку, и соединительных угловых накладок 159, соединяющих узлы вместе.
Шпангоуты далее собирают способом, аналогичным способу, упомянутому в отношении носового отсека 125, что обеспечивает простой решетчатый каркас с квадратными ячейками, стабилизированный посредством продольных опорных рам и/или стрингеров, как это необходимо для конфигурации каркаса. Внешнюю обшивку 151 затем сочленяют с внешними ребрами жесткости каркаса. Обшивка 153 грузового отсека является ненесущей (кроме как в части днища и хвостового обтекателя) и может состоять либо из многослойных панелей типа «сэндвич», либо из простой фанеры.
Фиг. 9 изображает область рампы летательного аппарата 110, опять в разрезе. Данная область рампы, смежная с хвостовым оперением 160, является основанной на таком же самом поперечном сечении, что и остальная часть корпуса 120, и, таким образом, могут быть использованы такие же самые конструктивные элементы. Единственная модификация, которая потребуется, будет касаться нижнего сужения 161, где фюзеляж 120 сужается в направлении хвостового оперения 160. Это представляет собой малую область, которая легко может быть отформована и прикреплена к нижней части шпангоутов 147.
Простой верхний отсек корпуса может быть выстроен либо из стандартных алюминиевых материалов, либо, по возможности, из предварительно отформованных композитных материалов. Принцип, заложенный в основу конструкции последних, является привлекательным по причине более низкого количества деталей и уменьшенного времени сборки. Стенки каркаса корпуса могут быть вырезаны на станке ЧПУ типа CNC из предварительно сформированных многослойных панелей типа «сэндвич», в то время как внутреннее и внешнее ребро жесткости и соединительная конструкция могут представлять собой просто пултрузии с использованием стекловолокна. Соединительные угловые накладки могут быть вырезаны с использованием гидроабразивного резания из полуфабрикатных материалов с подходящими механическими характеристиками. Тот же самый материал также может быть использован для усиления областей сосредоточенных нагрузок, таких как области, с которыми сталкиваются при установке шасси и крыльев.
Хвостовой обтекатель, опять же, представляет собой поверхность составного типа и, таким образом, может быть отформован. Для дополнительной прочности и устойчивости может быть добавлен внутренний каркас, схожий с каркасом, упомянутым выше, также включающий в себя силовые узлы подвески для установки поверхностей хвостового оперения для управления полетом.
Предусматриваемые материалы для конфигурации композитного материала включают в себя стекловолоконные/алюминиевые ячеистые многослойные панели типа «сэндвич» для внутренних стенок каркаса, стекловолокно для конфигураций с использованием пултрузии и стеклографитовые гибридные композиционные материалы для внешних обшивок. Усиление силовых узлов подвески может состоять из слоистых стеклопластиков, соединенных с промышленными стандартными герметизирующими компаундами.
Варианты раскрытых выше и других признаков и функций, или их альтернативные варианты, могут быть при необходимости объединены во множество других различных систем и применений. Специалистами в области техники могут быть впоследствии выполнены в них различные непредвиденные и не предусмотренные в настоящем документе альтернативы, модификации, вариации или усовершенствования, которые также предполагаются охваченными нижеследующей формулой изобретения.
Claims (25)
1. Противопожарный летательный аппарат, выполненный с возможностью применения в беспилотной авиационной системе, причем летательный аппарат содержит:
накопительный резервуар для противопожарной текучей среды, имеющий множество заправочных отверстий, удаленных друг от друга;
заправочную штангу, содержащую в себе трубопровод, сообщающийся по текучей среде с накопительным резервуаром, причем трубопровод выполнен с возможностью приема воды из водоема, над которым пролетает летательный аппарат,
систему заправки для управления потоком воды в накопительный резервуар и из него, причем система заправки содержит дистанционно и автоматически управляемый клапан, соответственно ассоциированный с каждым заправочным отверстием; и
систему управления, осуществляющую связь с каждым клапаном и выполненную с возможностью указания положения каждого клапана для регулирования потока текучей среды через каждое заправочное отверстие.
накопительный резервуар для противопожарной текучей среды, имеющий множество заправочных отверстий, удаленных друг от друга;
заправочную штангу, содержащую в себе трубопровод, сообщающийся по текучей среде с накопительным резервуаром, причем трубопровод выполнен с возможностью приема воды из водоема, над которым пролетает летательный аппарат,
систему заправки для управления потоком воды в накопительный резервуар и из него, причем система заправки содержит дистанционно и автоматически управляемый клапан, соответственно ассоциированный с каждым заправочным отверстием; и
систему управления, осуществляющую связь с каждым клапаном и выполненную с возможностью указания положения каждого клапана для регулирования потока текучей среды через каждое заправочное отверстие.
2. Противопожарный летательный аппарат по п. 1, дополнительно содержащий расходомер, ассоциированный с каждым клапаном, выполненный с возможностью измерения потока текучей среды через каждый клапан, причем каждый расходомер осуществляет связь с системой управления и обеспечивает данные потока в систему управления, причем система управления использует данные потока от расходомеров для управления клапанами и регулирования потока текучей среды через каждое заправочное отверстие.
3. Противопожарный летательный аппарат по п. 1, в котором заправочные отверстия удалены друг от друга по меньшей мере по одной из продольной или поперечной оси летательного аппарата.
4. Противопожарный летательный аппарат по п. 1, в котором заправочные отверстия размещены в массиве, причем массив центрирован по существу по центру тяжести летательного аппарата.
5. Противопожарный летательный аппарат по п. 1, в котором клапаны являются управляемыми для регулирования расхода текучей среды через них.
6. Противопожарный летательный аппарат по п. 1, дополнительно содержащий выпускной затвор для сброса содержащейся в накопительном резервуаре текучей среды из летательного аппарата; и
коллектор, сообщающийся по текучей среде с содержащимся в заправочной штанге трубопроводом, с каждым заправочным отверстием и с выпускным затвором,
причем система управления дополнительно выполнена с возможностью указания положения каждого клапана для регулирования потока текучей среды от каждого заправочного отверстия к выпускному затвору.
коллектор, сообщающийся по текучей среде с содержащимся в заправочной штанге трубопроводом, с каждым заправочным отверстием и с выпускным затвором,
причем система управления дополнительно выполнена с возможностью указания положения каждого клапана для регулирования потока текучей среды от каждого заправочного отверстия к выпускному затвору.
7. Противопожарный летательный аппарат по п. 1, в котором заправочная штанга выполнена с возможностью шарнирного поворота из первого положения, в котором дистальный конец заправочной штанги приводит трубопровод в состояние сообщения по текучей среде с водоемом, над которым пролетает летательный аппарат, во второе положение, в котором аэродинамическое сопротивление на летательном аппарате, приходящееся на заправочную штангу, уменьшено по сравнению с первым положением.
8. Противопожарный летательный аппарат по п. 7, дополнительно содержащий углубление для приема заправочной штанги во втором положении.
9. Противопожарный летательный аппарат по п. 8, дополнительно содержащий дверцу, которая закрывает заправочную штангу и углубление, когда заправочная штанга находится во втором положении.
10. Противопожарный летательный аппарат по п. 7, дополнительно содержащий привод, выполненный с возможностью перемещения заправочной штанги между первым и вторым положениями.
11. Противопожарный летательный аппарат по п. 1, дополнительно содержащий перегородку внутри накопительного резервуара, по меньшей мере частично определяющую первую камеру внутри резервуара, причем перегородка выполнена с возможностью содержания воды, поступающей в резервуар через заправочное отверстие, по существу заполняя первую камеру до заполнения какой-либо любой другой части накопительного резервуара.
12. Противопожарный летательный аппарат, выполненный с возможностью применения в беспилотной авиационной системе, причем летательный аппарат содержит:
накопительный резервуар для противопожарной текучей среды, имеющий по меньшей мере одно заправочное отверстие;
заправочную штангу, содержащую трубопровод, сообщающийся по текучей среде с накопительным резервуаром, причем заправочная штанга выполнена с возможностью приема воды из водоема, над которым пролетает летательный аппарат;
перегородку внутри накопительного резервуара, по меньшей мере частично определяющую первую камеру внутри резервуара, причем перегородка выполнена с возможностью содержания воды, поступающей в резервуар через заправочное отверстие, по существу заполняя первую камеру до заполнения какой-либо любой другой части накопительного резервуара.
накопительный резервуар для противопожарной текучей среды, имеющий по меньшей мере одно заправочное отверстие;
заправочную штангу, содержащую трубопровод, сообщающийся по текучей среде с накопительным резервуаром, причем заправочная штанга выполнена с возможностью приема воды из водоема, над которым пролетает летательный аппарат;
перегородку внутри накопительного резервуара, по меньшей мере частично определяющую первую камеру внутри резервуара, причем перегородка выполнена с возможностью содержания воды, поступающей в резервуар через заправочное отверстие, по существу заполняя первую камеру до заполнения какой-либо любой другой части накопительного резервуара.
13. Противопожарный летательный аппарат по п. 12, в котором первая камера центрирована по существу совмещенно с центром тяжести летательного аппарата.
14. Противопожарный летательный аппарат по п. 12, в котором перегородка содержит по существу вертикальную перегородку, соединенную с днищем накопительного резервуара.
15. Противопожарный летательный аппарат по п. 12, в котором перегородка проходит по существу поперечно продольной оси летательного аппарата.
16. Противопожарный летательный аппарат по п. 12, в котором перегородка проходит по существу параллельно продольной оси летательного аппарата.
17. Противопожарный летательный аппарат по п. 12, в котором перегородка содержит множество разделительных перегородок, определяющих вторую камеру, центр которой по существу совмещен с центром первой камеры, причем вторая перегородка размещена и выполнена с возможностью по существу содержания внутри второй камеры воды, переполняющей первую камеру, по существу заполняя первую и вторую камеры до заполнения какой-либо любой другой части накопительного резервуара.
18. Противопожарный летательный аппарат по п. 12, в котором перегородка содержит по существу горизонтальную перегородку, проходящую от боковой стенки накопительного резервуара, выполненную с возможностью регулирования вертикального перемещения текучей среды внутри накопительного резервуара.
19. Противопожарный летательный аппарат по п. 12, в котором перегородка образует часть отверстия на границе первой камеры, причем отверстие выполнено с возможностью регулирования потока текучей среды из первой камеры в оставшуюся часть накопительного резервуара.
20. Противопожарный летательный аппарат по п. 12, в котором накопительный резервуар дополнительно содержит дренажное отверстие, которое по выбору сообщается по текучей среде с динамическим давлением набегающего воздушного потока над летательным аппаратом, статическим давлением воздушного потока вокруг летательного аппарата, источником положительного давления воздуха и источником отрицательного давления воздуха.
21. Противопожарный летательный аппарат по п. 12, дополнительно содержащий выпускной затвор для сброса содержащейся в накопительном резервуаре текучей среды из летательного аппарата; и
клапан, выполненный с возможностью приведения накопительного резервуара в состояние сообщения по текучей среде с трубопроводом или с выпускным затвором.
клапан, выполненный с возможностью приведения накопительного резервуара в состояние сообщения по текучей среде с трубопроводом или с выпускным затвором.
22. Противопожарный летательный аппарат по п. 12, в котором заправочная штанга выполнена с возможностью шарнирного поворота из первого положения, в котором дистальный конец заправочной штанги приводит трубопровод в состояние сообщения по текучей среде с водоемом, над которым пролетает летательный аппарат, во второе положение, в котором аэродинамическое сопротивление на летательном аппарате, приходящееся на заправочную штангу, уменьшено по сравнению с первым положением.
23. Противопожарный летательный аппарат по п. 22, дополнительно содержащий углубление для приема заправочной штанги во втором положении.
24. Противопожарный летательный аппарат по п. 23, дополнительно содержащий дверцу, которая закрывает заправочную штангу и углубление, когда заправочная штанга находится во втором положении.
25. Противопожарный летательный аппарат по п. 22, дополнительно содержащий привод, выполненный с возможностью перемещения заправочной штанги между первым и вторым положениями.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US201261661204P | 2012-06-18 | 2012-06-18 | |
| US61/661,204 | 2012-06-18 | ||
| PCT/US2013/046315 WO2013192176A1 (en) | 2012-06-18 | 2013-06-18 | Unmanned aircraft systems for firefighting |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2585557C1 true RU2585557C1 (ru) | 2016-05-27 |
Family
ID=49769283
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015101279/12A RU2585557C1 (ru) | 2012-06-18 | 2013-06-18 | Беспилотные авиационные системы для борьбы с пожарами |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US9840326B2 (ru) |
| EP (1) | EP2861306B1 (ru) |
| RU (1) | RU2585557C1 (ru) |
| WO (1) | WO2013192176A1 (ru) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2674640C1 (ru) * | 2017-12-05 | 2018-12-11 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Авиационный комплекс обнаружения и тушения очагов возгорания и способ его применения |
| RU2754440C1 (ru) * | 2020-10-29 | 2021-09-02 | Общество с ограниченной ответственностью НПО «Современные пожарные технологии» | Быстродействующая автоматическая пожаротушащая система |
| RU2754439C1 (ru) * | 2020-10-29 | 2021-09-02 | Общество с ограниченной ответственностью НПО «Современные пожарные технологии» | Запорно-пусковое устройство быстродействующей автоматической пожаротушащей системы |
| RU2766035C1 (ru) * | 2018-10-29 | 2022-02-07 | Валентин ЛУКА | Высокоэффективный способ применения беспилотных летательных аппаратов для пожаротушения |
| RU2781919C1 (ru) * | 2022-04-27 | 2022-10-20 | Юрий Витальевич Павлов | Беспилотная летающая платформа вертолетного типа для пожаротушения |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9222906B2 (en) * | 2012-07-04 | 2015-12-29 | Scs Forest Products, Inc. | Wireless in-kiln moisture sensor and system for use thereof |
| CN105129091B (zh) * | 2015-08-13 | 2017-12-01 | 王清洁 | 一种无人机灭火装置 |
| US10131429B2 (en) * | 2015-11-02 | 2018-11-20 | Lockheed Martin Corporation | Method and systems of autonomously picking up water in support of fire fighting missions |
| CN106553755B (zh) * | 2016-11-04 | 2019-02-22 | 广州三飞航空科技有限公司 | 一种自主灭火电力巡检无人机 |
| CN110935126B (zh) * | 2017-10-13 | 2021-02-12 | 南京涵曦月自动化科技有限公司 | 一种无人机的喷洒控制方法 |
| US10793285B2 (en) * | 2018-02-13 | 2020-10-06 | Bell Helicopter Textron Inc. | Fuselage embedded fuel tank |
| RU2696511C1 (ru) * | 2018-11-23 | 2019-08-02 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Поволжский государственный технологический университет" | Беспилотный летательный аппарат для тушения лесных пожаров |
| US11279484B2 (en) * | 2019-01-28 | 2022-03-22 | Joseph Klein | Unmanned winged aircraft for autonomous fire extinguishing |
| US11365004B1 (en) * | 2019-01-31 | 2022-06-21 | Fred Celest | Water-scooping probe |
| NL2022960B1 (en) * | 2019-04-17 | 2020-10-26 | Scodev Int B V | Water scooping apparatus for an aircraft and an aircraft comprising the same |
| CN110745625B (zh) * | 2019-09-09 | 2021-06-22 | 浙江双友物流器械股份有限公司 | 无人机放绳器 |
| US20230146980A1 (en) * | 2021-11-05 | 2023-05-11 | Victor D. Trotter | Lightweight Low-Profile Vent Systems for Aircraft Fluid Dispersion Tanks |
| CN216401769U (zh) * | 2021-12-31 | 2022-04-29 | 上海峰飞航空科技有限公司 | 无人机 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3897829A (en) * | 1973-05-31 | 1975-08-05 | Evergreen Helicopters Inc | Airborne fire suppression unit |
| US5960981A (en) * | 1998-06-15 | 1999-10-05 | Emergency One, Inc. | Water tank baffle |
| RU2378159C2 (ru) * | 2005-01-26 | 2010-01-10 | АЛВАРЕЗ Луис Мариа БОРДАЛЛО | Способ воздействия с воздуха на лесные пожары, вредных насекомых и атмосферные явления |
| RU2401684C1 (ru) * | 2009-07-13 | 2010-10-20 | Олег Федорович Булычев | Автономный самоходный пожарный комплекс |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2008202A (en) | 1931-11-04 | 1935-07-16 | Alfred F Pillsbury | Water cooler |
| US2208621A (en) * | 1937-09-20 | 1940-07-23 | Chrysler Corp | Fuel tank |
| US2895693A (en) * | 1956-09-22 | 1959-07-21 | Socrates G Portias | Fire fighting airplane |
| US3442334A (en) * | 1966-01-27 | 1969-05-06 | Spero Gousetis | Fire fighting apparatus |
| US3714987A (en) * | 1971-05-17 | 1973-02-06 | L Mattson | Helicopter supported aerial fire suppressant applicator |
| US4936389A (en) * | 1988-07-18 | 1990-06-26 | Aero Union Corporation | Fluid dispenser for an aircraft |
| EP1419310B1 (en) * | 2000-03-10 | 2007-07-18 | Erickson Air-Crane Incorporated | Fluid loading system |
| JP3630631B2 (ja) * | 2000-12-11 | 2005-03-16 | 新明和工業株式会社 | ヘリコプタ用液体投下装置 |
| US20020121382A1 (en) * | 2001-03-02 | 2002-09-05 | Fima Raoul G. | Lighter-than-air water dispensing airship for fire control |
| DE102004041774A1 (de) * | 2004-08-28 | 2006-03-02 | Zoltan Von Mohos | Vorrichtung zur Aufnahme und/oder Abgabe von Flüssigkeiten aus einem Fluggerät |
| FR2894561B1 (fr) | 2005-12-14 | 2008-02-15 | Eurocopter France | Reservoir aerotransportable de stockage d'un produit a larguer en vol |
| US7549604B2 (en) * | 2006-10-26 | 2009-06-23 | Hutterer Joseph A | Fuel efficient fixed wing aircraft |
| US8254044B2 (en) * | 2008-03-27 | 2012-08-28 | Toki Corporation | Driving apparatus, lens driving apparatus, and mechanical apparatus |
| EP3812870B1 (en) * | 2008-06-26 | 2022-09-21 | Belparts Group N.V. | Flow control system |
-
2013
- 2013-06-18 EP EP13807835.7A patent/EP2861306B1/en active Active
- 2013-06-18 US US13/920,593 patent/US9840326B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2013-06-18 WO PCT/US2013/046315 patent/WO2013192176A1/en active Application Filing
- 2013-06-18 RU RU2015101279/12A patent/RU2585557C1/ru not_active IP Right Cessation
-
2017
- 2017-12-11 US US15/837,561 patent/US20180099743A1/en not_active Abandoned
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3897829A (en) * | 1973-05-31 | 1975-08-05 | Evergreen Helicopters Inc | Airborne fire suppression unit |
| US5960981A (en) * | 1998-06-15 | 1999-10-05 | Emergency One, Inc. | Water tank baffle |
| RU2378159C2 (ru) * | 2005-01-26 | 2010-01-10 | АЛВАРЕЗ Луис Мариа БОРДАЛЛО | Способ воздействия с воздуха на лесные пожары, вредных насекомых и атмосферные явления |
| RU2401684C1 (ru) * | 2009-07-13 | 2010-10-20 | Олег Федорович Булычев | Автономный самоходный пожарный комплекс |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2674640C1 (ru) * | 2017-12-05 | 2018-12-11 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Авиационный комплекс обнаружения и тушения очагов возгорания и способ его применения |
| RU2766035C1 (ru) * | 2018-10-29 | 2022-02-07 | Валентин ЛУКА | Высокоэффективный способ применения беспилотных летательных аппаратов для пожаротушения |
| RU2754440C1 (ru) * | 2020-10-29 | 2021-09-02 | Общество с ограниченной ответственностью НПО «Современные пожарные технологии» | Быстродействующая автоматическая пожаротушащая система |
| RU2754439C1 (ru) * | 2020-10-29 | 2021-09-02 | Общество с ограниченной ответственностью НПО «Современные пожарные технологии» | Запорно-пусковое устройство быстродействующей автоматической пожаротушащей системы |
| RU2781919C1 (ru) * | 2022-04-27 | 2022-10-20 | Юрий Витальевич Павлов | Беспилотная летающая платформа вертолетного типа для пожаротушения |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20140000917A1 (en) | 2014-01-02 |
| EP2861306A1 (en) | 2015-04-22 |
| US20180099743A1 (en) | 2018-04-12 |
| US9840326B2 (en) | 2017-12-12 |
| WO2013192176A1 (en) | 2013-12-27 |
| EP2861306B1 (en) | 2019-12-11 |
| EP2861306A4 (en) | 2016-07-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2585557C1 (ru) | Беспилотные авиационные системы для борьбы с пожарами | |
| US10029848B2 (en) | Flexible liquid transport tank with surge dampening baffles | |
| EP3524526B1 (en) | Fuselage embedded fuel tank | |
| CN102414084B (zh) | 具有固定的和可展开的减速表面，和/或被成型的燃料箱的发射载体，以及相关系统和方法 | |
| RU2578843C2 (ru) | Системы и способы для обеспечения соответствия требованиям к конструктивным нагрузкам для летательного аппарата с дополнительной емкостью топлива | |
| US8777165B2 (en) | Aircraft fuel system | |
| JP4734330B2 (ja) | 航空機での液体受け入れ又は放出用装置 | |
| US20190168873A1 (en) | Float plane technology | |
| US20100012773A1 (en) | Aircrft Structure | |
| US9764851B2 (en) | Fuel system and aircraft | |
| US9868544B2 (en) | Rotorcraft having fuel tanks mounted in suspension under a load-bearing middle floor of the fuselage of the rotorcraft | |
| EP2905228B1 (en) | Fuselage Airframe and Tank | |
| US20070018036A1 (en) | Lifting body aircraft and reentry vehicle with chines | |
| CN108657465A (zh) | 一种垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机 | |
| US8393492B2 (en) | Vent pipe for an aircraft fuel system vent tank | |
| US11021260B2 (en) | Aircraft fuel system | |
| WO2018165699A1 (en) | Airborne water scoop | |
| US5983945A (en) | Wing tank liner | |
| US20240132213A1 (en) | Improved float plane technology | |
| RU4278U1 (ru) | Самолет-амфибия для тушения пожаров | |
| RU2752810C1 (ru) | Многоцелевой вертолет и топливная система вертолета | |
| RU65467U1 (ru) | Многоцелевой вертолет | |
| US20220096883A1 (en) | VSTOL Firefighting System | |
| US10807702B2 (en) | Center fuel tank assembly with partitioned center fuel tank for an aircraft and methods of sequencing fuel for the same | |
| CN116853509A (zh) | 一种用于布置飞机的整体油箱的方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200619 |