▶ アダプティブ グローバル ソリューションズ、エルエルシーの特許一覧
(19)【発行国】日本国特許庁(JP)
(12)【公報種別】特許公報(B2)
(11)【特許番号】
(24)【登録日】2023-06-12
(45)【発行日】2023-06-20
(54)【発明の名称】広域火災を抑制するための耐火性航空機
(51)【国際特許分類】
A62C 3/02 20060101AFI20230613BHJP
A62C 27/00 20060101ALI20230613BHJP
【ＦＩ】
A62C3/02
A62C27/00 507
【請求項の数】
16
(21)【出願番号】P 2020551793
(86)(22)【出願日】2018-12-14
(65)【公表番号】
(43)【公表日】2021-02-22
(86)【国際出願番号】 US2018065816
(87)【国際公開番号】W WO2019118908
(87)【国際公開日】2019-06-20
【審査請求日】2021-12-13
(31)【優先権主張番号】62/598,602
(32)【優先日】2017-12-14
(33)【優先権主張国・地域又は機関】US
(73)【特許権者】
【識別番号】520211915
【氏名又は名称】アダプティブ グローバル ソリューションズ、エルエルシー
(74)【代理人】
【識別番号】100104411
【弁理士】
【氏名又は名称】矢口 太郎
(72)【発明者】
【氏名】トーマス、マイケル エス．
【審査官】飯島 尚郎
(56)【参考文献】
【文献】米国特許出願公開第２００５／０１３９３６３（ＵＳ，Ａ１）
【文献】米国特許出願公開第２０１７／０２５９０９８（ＵＳ，Ａ１）
【文献】米国特許出願公開第２００９／０１２０６５３（ＵＳ，Ａ１）
【文献】国際公開第０２／０１８０１６（ＷＯ，Ａ１）
【文献】米国特許出願公開第２０１０／００６５２８８（ＵＳ，Ａ１）
【文献】特表２００２－５０２７６３（ＪＰ，Ａ）
【文献】特開２０００－０９３５３６（ＪＰ，Ａ）
【文献】特表２００２－５１１３３８（ＪＰ，Ａ）
(58)【調査した分野】(Int.Cl.，ＤＢ名)
Ａ６２Ｃ ２／００－９９／００
(57)【特許請求の範囲】
【請求項1】
広範囲にわたる火災を消火するための航空機であって、ａ．第１のチャンバーを画定する外面と内面とを有する第１の容器であって、摂氏約８００度を超える融点を有する第１の断熱材料でできているものである、前記第１の容器と、
ｂ．第２のチャンバーを画定する外面と内面とを有し、前記第１の容器の前記第１のチャンバー内に同心状かつ同軸上に配置された第２の容器であって、
摂氏約８００度を超える融点を有する第２の断熱材料でできており、
前記第２の容器の前記内面は、前記第２のチャンバの内部に圧縮空気を受け入れて保持するように構成された吸気口を有し、圧力波を生成して消火を行うように構成された排気口を通して前記圧縮空気を選択的に排出するように構成され、
前記第１および第２の断熱材料は耐熱性であり、温度が摂氏約３５度～摂氏約１，６５０度の範囲の環境において、摂氏３５度以下の内部温度を維持するために断熱性を提供するように構成されるものである、
前記第２の容器と、
ｃ．前記第２の容器の前記第２のチャンバー内の空気を圧縮する手段と、
ｄ．前記航空機を推進するための推力偏向システムを含む推進システムと
を有する、航空機。
【請求項2】
請求項１記載の航空機において、前記第１および第２の容器のうちの少なくとも１つは、セラミックマトリックス複合材料で構成される、航空機。
【請求項3】
請求項１記載の航空機において、さらに、前記第１の容器の前記内面、前記第２の容器の前記外面、および／または前記第２の容器の前記内面に被着された単結晶材料の皮膜を有するものである、航空機。
【請求項4】
請求項１記載の航空機において、さらに、前記第１の容器の前記内面、前記第２の容器の前記外面、および／または前記第２の容器の前記内面に被着された高熱極度耐熱材料の皮膜を有するものである、航空機。
【請求項5】
請求項１記載の航空機において、さらに、前記第２のチャンバー内の空気を圧縮する、前記第２のチャンバー内に配置された弾性ブラダーを有するものである、航空機。
【請求項6】
請求項１記載の航空機において、さらに、前記第２のチャンバー内の空気を圧縮する、圧縮機ポンプを有するものである、航空機。
【請求項7】
請求項１記載の航空機において、さらに、圧縮空気が圧力波チャンバーから前記吸気口を通って逆流するのを防ぐために前記吸気口にある空気逆流防止装置を有するものである、航空機。
【請求項8】
請求項１記載の航空機において、さらに、前記圧力波の放出中に前記航空機を安定させるための反動安定化機構を有するものである、航空機。
【請求項9】
請求項１記載の航空機において、前記第２のチャンバーは、円筒形状であるとともに、第１の端部と第２の端部とを有し、前記第１および第２の端部はドーム形状を有するものである、航空機。
【請求項10】
請求項６記載の航空機において、さらに、前記航空機の飛行経路を追跡するための内蔵全地球測位システム（ＧＰＳ）を有し、前記内蔵ＧＰＳは、前記飛行経路を遠隔地に送信するように構成されているものである、航空機。
【請求項11】
請求項７記載の航空機において、さらに、前記航空機の飛行操作を制御する飛行制御システムを有するものである、航空機。
【請求項12】
請求項１１記載の航空機において、さらに、空気圧縮機ポンプの動作を制御し、前記飛行制御システムおよび/または前記内蔵ＧＰＳと通信するためのコマンドモジュールを有するものである、航空機。
【請求項13】
請求項１２記載の航空機において、さらに、前記第１の容器に配置され、前記第１の容器の前記外面の温度を感知する第１の温度センサーと、
前記第１の容器内部の温度を感知する第２の温度センサーと
を有するものである、航空機。
【請求項14】
請求項１３記載の航空機において、さらに、前記推進システム、空気圧縮機、前記飛行制御システムおよび／または前記コマンドモジュールによって使用される電力を生成する熱電発電機および熱音響発電機のうちの少なくとも１つを有し、前記熱電発電機および熱音響発電機は、前記第１および第２の温度センサーによって感知される前記外面および前記内部の温度差から電力を得るものである、航空機。
【請求項15】
請求項１記載の航空機において、さらに、翼と、エレベータと、補助翼と、方向舵と、前記第１の容器との前記外面に取り付けられた１若しくはそれ以上の推力偏向ノズルと、前記１若しくはそれ以上の推力偏向ノズルに接続された１若しくはそれ以上のポンプであって、空気を排出して、前記航空機のピッチ、ヨーイング、揚力および／またはロールをもたらすものである、前記１若しくはそれ以上のポンプと、を含む飛行アセンブリシステムを有するものである、航空機。
【請求項16】
請求項１記載の航空機において、さらに、前記第１と第２の容器間で伝達される振動を減衰させるために前記第１と第２の容器間に配置された振動減衰装置を有するものである、航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【0001】
本発明は、消火車両、特に広範囲にわたる火災を消化するための航空機に関する。
【背景技術】
【0002】
いくつかの従来技術の装置は、難燃性材料を送達、標的化、および放出するための「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、そり、または滑空システムとＧＰＳを組み合わせて使用することであり、その後、火災の樹木限界レベルより上の所定の位置または高さを達成すると、それに応じて化学物質の負荷を放出するために爆発物が使用される。いくつかは、爆発物を使用してその内容物を拡散するか、または前記装置が衝撃で爆発しない場合のフェイルセーフ機構として機能する地上衝撃装置である。多くのシステムは、発射体またはスマート爆弾の降下を支援す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、航空機または内蔵推進機構で空中を航行する発射体としての実際の半自律または自律飛行では使用されない。これらの装置は、発射または飛行時に火災環境に落下したときの搬送機構として慣性を利用するが、残念ながら、今日のスマート技術を使用して考えたり学習したりすることはできず、火災の樹木限界内での真の飛行を実現する能力もない。
【0003】
これは、火炎抑制剤（遅延剤およびその他）の送達のためのシステムおよび機構であるため、実際の火炎抑制剤およびその他のそのような材料についてはここでは説明しない。
【0004】
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つのポケットを備えた外殻からなる火炎抑制剤の空中搬送のための方法、システム、および装置を教示している。前記外殻の底に少なくとも２つの着陸用そりが取り付けられており、前記外殻の内側にブラダーが形成されている。前記ブラダーに取り付けられた信管および起爆装置は、少なくとも１つのポケットに配置され、前記ブラダーに含まれる液体を放出するように構成された前記信管に動作可能に接続されている。起爆装置は、信管をトリガーして、標的に難燃剤シードを放出する。
【0005】
ここでの制限の１つは、難燃剤容器を搬送するために独自に操作できる正確な搬送機構ではないことである。
【0006】
米国特許第９、１２０、５７０号は、航空機からの展開操作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。標的の指定された位置は、エージェントを有する位置追跡誘導装置付き容器に連結された飛行制御システムで受信される。前記位置追跡誘導装置付き容器は、前記標的の指定された位置のほぼ上にある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。前記指定された場所への計算された進路は、前記指定された場所と前記位置追跡誘導装置付き容器の現在の場所に基づいて計算される。前記位置追跡誘導装置付き容器は、滑空制御構造によって空力的に誘導され、前記計算された進路に沿って、前記排出ポイントから前記標的の前記指定された位置の近くの負荷解放高度まで飛行する。前記エージェントは、前記指定された場所の近くの前記負荷解放高度で前記エージェントを解放することによって、前記標的の前記指定された場所に搬送される。
【0007】
ここにも、滑空制御システムを備えたパラシュートによって展開されたＧＰＳ誘導装置付きシステムがある。
【0008】
米国特許第８、７４６、３５５号は、地上または樹木限界線から２～２００フィートの高さ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、前記適切な高度で非常に正確にフェイルセーフデトネーションを行う。米国特許出願公開第２０１７／０００７８６５号は、前記爆発装置に電子的に連結されたＧＰＳ位置特定装置、位置送信装置、および遠隔爆発装置を備えた米国特許第８、７４６、３５５号の同様であるがアップグレードを教示しているが、地面はＣ４チャージのデトネーションを引き起こし、その内容物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、「前記ハウジングユニットが、第２端が地面に当たる方向に落下することを保証」し、地面または樹木限界線から２～２００フィート上空の範囲内で爆発させることができる。
【0009】
前記エアブレーキは、前記装置を安定させるために適用できるが、真の「飛行」システムの一部ではなく、前記爆発時に発生する爆風を相殺するために展開することもできない。米国特許第８、７４６、３５５号も米国特許出願公開第２０１７／０００７８６５号も、自律的な従来の飛行活動を実行することはできない。
【0010】
米国特許第７、９７５、７７４号は、誘導装置付き難燃剤含有爆弾が、従来の解放機体の形状因子を有する格納式の翼、尾翼、およびエレベーターを備えた容器を有し、操縦翼面は、制御装置を介して、慣性誘導制御と外部命令を受信する機能を備えたＧＰＳ、および前記難燃剤または水を分解および分散するためのチャージコアに連結される。
【0011】
その格納式の翼は打ち上げ時に展開可能であるが、木の最上部のこずえより下の高度の飛行のために格納できるという示唆はなく、「持ち上げる」能力は限定的である。示されているように、「１回の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は大規模または中規模の火災を消すのに十分ではないため、「スマート水爆弾」の多くは大量に使用される可能性があり、そして状況に合わせて、、、、」デトネーションは爆発性コアを採用しており、標的設定は事前に選択された分解する高さに基づいており、推進システムがないため、その飛行は機首が重いグライダーの飛行となる。
【0012】
米国特許第７、４７８、６８０号は、二酸化炭素、窒素、ガスの組み合わせの凍結混合物、および圧縮された固体消火剤の固化の弾頭の爆発物を備えたカプセル化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、極低温で保管された装置は、火災の発生時に、炎の上の空中または地上で発射される。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を、標的と指定された領域に瞬時に強制的に分散させる。
【0013】
米国特許第７、２６１、１６５号は、ハウジングユニットが、内部容積を貯蔵する鎮火性化学物質を定義する２つの部分を含むことを教示している。前記ハウジングユニットは、航空機によって森林火災の標的地域に輸送され、前記標的地域に落下される。爆発物は前記ハウジングユニットの内部にあり、前記ハウジングユニットが地面に衝突すると爆発する。前記爆発した電荷に関連する前記爆発は、前記ハウジングの２つの部分を分離し、前記開いたハウジングユニットから前記化学物質を分散させる。
【0014】
効果は、前記難燃剤に衝撃を与えるためにどれだけ上および横に広がることができるかに制限される可能性があり、空中爆発垂直消火要素ほど効果的ではない可能性がある。
【0015】
米国特許第７、０８３、０００号は、消火剤および難燃剤をスラリー、液体または気体の形態で例えば固形のようなシェル内に閉じ込めるステップを含む、消火および耐火の方法が提供されることを教示している。前記シェルを「非致死性」装置として使用する場合は、氷水や液体二酸化炭素などの薬剤が役立つ。前記固体シェルは昇華可能であり、標的場所での衝撃または環境条件への暴露時に破裂して、前記シェルの内容物および前記シェルの断片を標的場所に放出する。
【0016】
米国特許出願公開第２００６０００５９７４号は、効率的な消火のために指定された噴霧消火用の消火剤容器を備えた航空機を教示している。前記消火剤容器にある起爆装置は、ヒューズを介して起爆することができる。前記起爆装置は、発火時に、前記消火剤容器に含まれる消火剤が消火剤噴霧を生成するように、前記航空機に取り付けられている。これは空中または地上の発射可能なミサイルであり、時限ヒューズを使用して爆発すると、標的の火災エリアに水の霧を提供する。
【0017】
本発明と比較した場合、第２００６０００５９７４号公報は、探索および標的化の範囲に限定されている。
【0018】
一般的な飛行および消火活動のための航空機の使用において、重要な進歩が達成された。
【0019】
米国特許第９，７５０，９６３号は、所望の場所に液体を分散させるためのシステムを教示しており、このシステムは、本体を有する加圧タンクと、前記本体に液体を導入するための前記本体と流体連絡する入口と、前記液体を拡散するための前記本体を備える流体連絡する中の出口とを有し、改善には、前記入口から前記本体に入る加圧空気を減速するための拡散器を提供することを含む。
【0020】
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分散の目的で航空機を迅速かつ一時的に変換できるようにするために使用できる空中分散システムである。前記空中分散システムは、ワイドボディの乗客および高い揚力能力を有する貨物機のサイドローディング貨物システムを含む、現代の航空機の従来の貨物の積み下ろしシステムとの互換性のために構成されるモジュラー式構成要素を使用して実装される。前記空中分散システムは、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される可能性がある。典型的な７４７型民間航空機は、総運搬重量が約１４０、０００ポンドであり、水などの液体分散剤を約１３、００００ガロン運ぶことができる。これは、当時空中消火などの目的で使用されていた典型的な空中分散システム航空機の３、０００ガロンの収容力の４倍以上である。これはスーパーグローバルタンカー以前のシステムであり、ほとんどの航空機改造配送システムと同様に、上から火災状況にどれだけ接近して対処できるか、着陸および再積荷エリアの利用可能性、容量、放出してから前記火災に戻るまでの応答時間、および配備できる航空機の数に関してのみ有効である。
【0021】
グローバルスーパータンカーであるＢ７４７－４００、Ｔｈｅ Ｓｐｒｉｔ ｏｆ Ｊｏｈｎ Ｍｕｉｒは、１９、０００ガロン（７２、０００リットル）を超える水、難燃剤、または抑制剤を集めた単一または複数の積荷投下を提供できる特許取得済みのシステムを組み込んでいる。これらの流体は、前記飛行機の加圧タンクからさまざまな速度で放出され、消防のニーズに合わせた反応を生み出す。このユニークな能力により、１回の飛行で最大６投下が可能になるが、Ｃ－１３０やＢＡｅ－１４６などの他の航空機は、同じ結果を達成するために着陸と給油を繰り返し行う必要がある。
【0022】
米国特許第９、７５０、９６３号および第７、２８４、７２７号は、大型航空機への抑制剤分散材料の迅速なモジュール式適合の進歩を示しているが、前記グローバルスータータンカーは専用の空中消火プラットフォームである。前記グローバルスータータンカーは、２つの別々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ているため、連続排出または最大８～１３のセグメント化された投下が可能である。前記グローバルスーパータンカーは、上空または樹木限界レベル（その時点で高い方）から１５メートル以内で動作できる。
【0023】
米国で２隻の空中給油機の致命的な墜落が見られた２００２年の火災シーズン以来、大きな進歩が見られた。しかしながら、本発明は、前記システムが樹木限界レベルの下で動作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、火災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行うことができる。
【0024】
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作戦任務の実行を含む作戦の要求を受け取り、前記要求に基づく場所前記第１の場所から前記第２の場所への前記飛行経路を計算する装置を開示している。前記装置は、前記要求に基づいて前記作戦に必要な能力を決定し、前記作戦に必要な能力に基づいてＵＡＶ（Ｕｎｍａｎｎｅｄ Ａｅｒｉａｌ Ｖｅｈｉｃｌｅ）を特定する。前記装置は、飛行経路の飛行経路命令と前記作戦任務の作戦命令を生成し、前記特定されたＵＡＶが前記飛行経路を介して前記第１の場所から前記第２の場所に飛行できるように、および前記第２の場所で前記作戦任務を実行するように前記識別されたＵＡＶに前記飛行経路／作戦の指示を提供する。
【0025】
米国特許出願公開第２０１７０２５９０９８号は、音波の周波数を調整することにより、異なる種類の火災を抑制するための音響技術の効果的な使用を開示している。さらに、携帯端末として使用でき、調理用レンジの上などの固定的または静的な場所に配置でき、火災状況の上に展開するためにドローンにいつか取り付けられるという要望も教示する。ただし、前記音響技術を山火事にどのように適応させることができるかについては開示されていない。
【0026】
ＣＮ２０５８９１２２７Ｕは、消火音響装置および機体の底部に取り付けられた熱画像システムを有する無人航空機（「ＵＡＶ」）を教示し、この熱画像システムは、標的領域への誘導のための温度情報を取得するために使用される。ただし、ＣＮ２０５８９１２２７Ｕは、前記ＵＡＶが完全に展開された火災の中でどのように消火を実行できるかを教示していない。
【0027】
要するに、従来技術は、火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製作することを通常の当業者に教示していない。
【発明の概要】
【0028】
本発明は、圧力波または衝撃波を、制御された、離散的な、非破壊の空中爆風において、単独で、または他の消火材料と組み合わせて、水平方向、垂直方向に標的設定して、ブロック形成において、山火事を抑えるために、上に、並んで、周囲に、通過して、および、火災の真っ只中から使用する。本発明は、周囲環境からの要素を使用して、固体、ゲルまたは液体燃料、または他の外部推進剤を使用せずに、その電気的および推進力の必要性を生み出すことができる。圧力波が炎を横切って移動し、そのエネルギーを乱して低圧システムを作成する場合、炎は燃料源から移動する。これは、本発明の消火、消火方法を創出するためにここで適用される非焼夷性の方法である。「火災環境」からの空気を利用して、非焼夷性反応機構によって生成された圧力波または衝撃波は、その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場合、流体と追加の消火材料を噴霧しながら衝撃波の強度が加速され、それによって火災の抑制の効果が倍化される。前記火災の状況を離れることなく、非破壊の衝撃波反応機構を効率的に継続的に再装填および放出することができ、その場所で、およびその場所内で、戦術上の利点を構成する。ＡＩプラットフォームを使用すると、資源は、ドローンの群れのように、火災の内部および近接して、一面を覆い、壁、またはブロックする消火活動を形成する、構成に自律的または半自律的に配列できる。
【0029】
現在好ましい実施形態によれば、以下を有する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る。
【0030】
（１）第１のチャンバーを画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の断熱材料で作られている前記第１の容器；
（２）第２のチャンバーを画定する外面および内面を有し、前記第１の容器の前記第１のチャンバー内に同心円状および同軸に配置された第２の容器であって、前記第２の容器は、約８００℃を超える融点を有する第２の断熱材料で作られており、前記第２の容器の前記内面は、前記第２のチャンバー内に圧縮空気を受け取り、保持し、圧力波を生成して火を消すように構成された排気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た吸気口を有し、耐燃性であり、温度が約３５℃から約１，６５０℃の範囲の環境において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ている前記第１および第２の断熱材料；
（３）前記第２容器の前記第２のチャンバー内の空気を圧縮するための手段と、
（４）前記航空機を推進するための推力偏向システムを含む推進システム。
（２）第２のチャンバーを画定する外面および内面を有し、前記第１の容器の前記第１のチャンバー内に同心円状および同軸に配置された第２の容器であって、前記第２の容器は、約８００℃を超える融点を有する第２の断熱材料で作られており、前記第２の容器の前記内面は、前記第２のチャンバー内に圧縮空気を受け取り、保持し、圧力波を生成して火を消すように構成された排気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た吸気口を有し、耐燃性であり、温度が約３５℃から約１，６５０℃の範囲の環境において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ている前記第１および第２の断熱材料；
（３）前記第２容器の前記第２のチャンバー内の空気を圧縮するための手段と、
（４）前記航空機を推進するための推力偏向システムを含む推進システム。
【0031】
以下の説明は、原則として例示的なものであり、本開示または本開示の実施形態の適用および使用を限定することを意図するものではない。特定の装置、技術、および適用の説明は、例としてのみ提供されている。本明細書に記載の実施例の変更は、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、本開示の精神および範囲から逸脱することなく、他の実施例および用途に適用することができる。本開示は、特許請求の範囲と一致する範囲を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ない。
【図面の簡単な説明】
【0032】
【発明を実施するための形態】
【0033】
図１は、本発明の航空機の現在好ましい実施形態の前記二重船殻設計を概略的に示している。圧力波を達成するために、圧力波チャンバー（１６）は、外部環境（Ｅ０）から一定量の空気を受け取り、その中で圧縮され、その後、標的の炎で、制御された方法で、好ましくは弾性ブラダー（１２）を使用して、現在開いている、好ましくは斜めのノズル（６）を通過する高速で、外部環境に強制的に放出されるように構成される。前記圧力チャンバー（１６）は、好ましくは、それぞれが空気逆流防止装置を備えた１つ若しくはそれ以上の大容量高圧空気ポンプ（８）を使用して、および／または好ましくは１つまたは複数の従属する前記圧力波チャンバー（１６）を満たす空気圧波室（１０）を使用して、外部環境からの空気で直接満たすことができる。前記従属する空気圧波チャンバー（１０）は、好ましくは、１つ若しくはそれ以上の大容量高圧空気ポンプ（８）によって前記環境から空気を送り出し、その後、それを、好ましくは、１つ若しくはそれ以上の個別の大容量高圧エアポンプ（８）を通じて高圧縮下で前記圧力波チャンバー（１６）に送り込む。目標火炎領域に到達し、目標火炎のエネルギーを乱すために十分な量の空気を圧縮すると、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）は、前記エアポンプ（８）および前記従属する空気圧力波チャンバー（１０）によって前記圧力波チャンバー（１６）の充填を一時停止し、同時に、その内容物を高速下で前記標的火炎領域に対して放出するために前記開口部、好ましくは斜めノズル（６）を開いて、前記圧力波チャンバー（１６）内の前記ブラダー（１２）を静止状態から前記開口部、好ましくは斜めノズル（６）への移動を急速に加速してブラダーアシスト（１４）に取り付けられた微小電気機械装置およびアクチュエータ（図示せず）を作動させる。その中の空気内容物が排出されると、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）は、前記開口部（６）を閉じ、前記ブラダーアシスト（１４）にブラダー（１２）をその休止状態に引っ込めさせ、そして工程を繰り返す。
【0034】
空気がその中で圧縮される前記圧力波チャンバー（１６）の内部から始まり、外側に向かって、前記圧力波チャンバー（１６）の材料表面は、好ましくはチタン（１８）、単結晶の皮膜（２０）、セラミックマトリック複合材料、爆風緩和材料（２４）、衝撃吸収材料または衝撃吸収システム（２６）などの高熱極度耐熱材料の皮膜（２２）、で作られた内部室、高熱極度耐熱材料の皮膜（２２）、単結晶の皮膜（２０）、およびチタン（１８）の外面で構成される。前記圧力波チャンバー（１６）は、外部環境（Ｅ０）から非冷却の熱風を繰り返し充填および排出し、前記航空機の内部で最高温度を経験する。同じ内の熱風の圧縮は、前記圧力波チャンバー（１６）内および前記圧力波チャンバー（１６）によって経験される温度を上昇させる可能性がある。従って、チタンは、高温でのクリープに対する脆弱性が低く、強度の耐久性があり、熱（放射）伝導率が低いことから、前記圧力波チャンバーの前記好ましい内面（１８）として選択される。チタンの沸点は３、２８７℃、融点は１、６６８℃である。チタン合金を塗布することにより、極端な温度で高い強度と靭性を備えた金属が得られる。単結晶の皮膜（２０）は、高温での構造に強度および耐久性の追加層を提供する。前記開口部、好ましくは斜めノズル（６）は、高耐熱性／極度耐熱性、高伸張強度の材料で構成されるべきである。
【0035】
ここに示されているように、前記圧力波チャンバー（１６）内の前記ブラダー（１２）およびブラダーアシスト（１４）機構は、熱風の温度に耐え、内部で圧縮され、前記圧力波チャンバー（１６）から排出される耐熱性の弾性材料で構成されている。前記ブラダー（１２））は、抵抗によって、空気の圧縮を支援し、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）が前記圧力波チャンバー（１６）の空気排出口（６）（好ましくは斜めノズル）を開くことにより、前記圧力波チャンバー（１６）内の前記空気内容物を排出する場合、前記圧力波チャンバー（１６）内で急速に膨張することによって前記圧力波チャンバー（１６）からの圧縮空気の計画された排出を支援する。
【0036】
前記航空機のプログラミングコマンドまたは制御モジュール、航空電子機器パッケージには、飛行ソフトウェアプログラム、オンボードグローバル・ポジショニング・システム（ＧＰＳ）、ジャイロスコープ・ポジショニング（センサーと制御を含む）、衝突検出と回避（ＬＩＤＡＲ）、熱標的設定と区分、標的設定と排出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、搭載監視システム（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、流体被覆容積と圧力、およびシステムチェック）、航空機の内部温度、空気圧と流体圧の解放、推力偏向ノズルの機能と流れ、発電、高度計、ナビゲーション、任意の赤外線、近赤外線、およびビデオカメラ、アンテナ、および任意の光学カメラ、を含む。電子部品は、火災環境によって発生する強烈な熱の影響を大幅に防止するような材料および／または被覆で構成する必要がある。前記航空機は、許可されたユーザーまたは許可されたユーザーシステム（図示せず）によってプログラムおよび起動された後、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、運用データは外部監視システムとの間でリアルタイムに送信されるため、許可されたユーザーは、前記航空機のコマンドモジュールをプログラムするおよび／または前記システムの操作を手動で制御するために運用段階の事前にプログラムされた命令を無効にすることができる無効化、再プログラミング、および手動制御は、消火活動に限定される。本明細書で使用される場合、前記航空機の運用段階は、前記航空機が発射／展開される場合を意味するものとする。
【0037】
前記航空機の飛行組立システムに関して：外部翼と、エレベーターと、方向舵または環境に露出したロールシステムとを使用する代わりに、前記航空機には調整可能な表面下推力偏向ノズルが装備されており、好ましくは、飛行機またはその他の翼付きまたは回転式ＵＡＶに適用されるのと同様の方法で、前記航空機のピッチ、ヨーイング、リフト、および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１つ若しくはそれ以上の搭載高速高圧大容量ポンプが接続されている。前記航空機の飛行組立システムの前進推進、空中停止、および後進飛行操作は、前記航空機の搭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。前記表面または表面下のタブは、翼のある航空機またはドローンの補助翼と、エレベーターと、方向舵と同様の機能を果たす。前記推進力ポンプおよび前記圧力波チャンバーポンプは、自己浄化型の目詰まり防止機能を備えており、火災環境でよく見られる煤やその他の浮遊粒子状物質の蓄積による取水口の目詰まりを大幅に防止する。前記推進力ポンプと圧力波チャンバーポンプは前記航空機の表面に接続されており、それによってそのようなものが周囲の環境から空気を抽出することを可能にする。前記航空機の基礎部分には、後部推進ポートおよびその推進ポンプも収容されている。
【0038】
前記航空機の底部は、次に前記航空機の運用段階中に搭載従来型または熱発電システムに電力を供給するために流体または塩を加熱するために使われる前記（火災）環境からの熱エネルギーを利用するための閉ループ電源システムが装備されている。前記閉ループ電源システムは、前記航空機のコマンドまたは制御モジュール（６４）に電子的に接続されている。前記閉ループ電源システムは、熱交換システムで構成されており、熱交換システムは、外部環境から熱を抽出する目的のために前記航空機の前記表面にリンクされており、これにより、前記外部（火災）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が伝達される。このシステムに含まれる前記熱は、従来型のまたは熱電発電機によって電気を生成するために使用される場合がある。高温の前記高温媒体を保持する前記コンテナシステムは、前記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することが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。前記航空機の展開中の大気温度が、前記熱交換器によって前記従来型のまたは熱電発電システムおよび前記内蔵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る場合、前記システムは、次に電力を生成するために前記内蔵格納システム内に含まれる熱を伝達する。前記閉ループ電源システムの内蔵された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器システムに接続されている。前記バッテリーは、前記航空機が展開と発射のためにプログラムされたときに起動する追加の電源である。前記発電システムによって生成された電気出力が、前記航空機を運転するために必要な前記電力の最小レベルよりも５％多い場合、電力は前記バッテリーシステムによって提供される。前記航空機の前記展開段階では、前記内蔵された従来型または熱電発電システム、および必要に応じて、前記バッテリーシステムが前記システムの動作に必要なものを提供する。前記閉ループ電力システムの材料構造は、同じ内部から前記航空機内の他の構成要素への熱の伝達を大幅に防止するようなものである。
【0039】
図１に示すように、前記空気または圧力波チャンバ（１６）は、両端の半球体部分の半分に取り付けられた円筒形管の内面によって定義される。前記圧力波チャンバ（１６）の前記半球体上部および下部の前記内面に取り付けられるのは、好ましくは、１若しくはそれ以上の高圧大容量ポンプ（８）である。前記ポンプ（１４）は、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）によって起動すると、前記圧力波チャンバ（１６）を加圧する。前記ポンプは、外部環境から空気を抽出する目的で、空気取り入れライン（５２）によって前記航空機（２００）の前記表面に接続されている。図１にさらに示されているように、翼と、エレベータと、補助翼と、方向舵とを含む前記飛行アセンブリシステム（３２）は、前記機体（２００）に接続されている。翼と、エレベーターと、補助翼と、方向舵と、前記第１の容器との前記外面に取り付けられた１若しくはそれ以上の推力偏向ノズル、前記に接続された１若しくはそれ以上のポンプ、前記航空機（２００）のピッチ、ヨーイング、リフトおよび／またはロールに影響を与える空気を排出する１若しくはそれ以上の推力偏向ノズル、を含む前記航空機（２００）も示されている。
【0040】
前記外側の容器と同心および同軸に配置された内側の容器を覆う前記耐熱材料は、火災地帯の中または近接している航空機（２００）の展開中に、機体の内部に含まれる前記様々な構成要素への前記外部火災環境からの熱の通過を大幅に防止するために十分でなければならない。
【0041】
図２に示すように、前記航空アセンブリ機構は、推力偏向ノズル（５０）に接続された１つのマイクロ推力偏向システムポンプ、前記航空機（２００）の壊れにくい表面領域から前記マイクロ推力偏向システムポンプ（８）に延びる吸気路（図２参照）、タブに飛行、揚力、空中停止、ピッチ、ヨーイングおよびロールを維持するために必要なようにロールさせることを可能とする旋回運動機構を制御するサーボモーター（図示しない）に接続された前記航空機の表面領域に適合したタブ、で構成されている。ここに組み込まれている前記推力偏向ノズルは、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が、ここでは、前記回転可能なタブに対して高速で空気の流れを注ぎ込む。前記航空機（２００）の前記壊れにくい表面領域から前記マイクロ推力偏向システムポンプ（８）（図２参照）まで延びる前記吸気路（５２）は、煤やその他の破片がその中に蓄積するのを大幅に防ぐために目詰まり防止表面材料および粒子状物質濾過システムで構成されている。
【0042】
ここでは、前記推力偏向ノズルは、前記航空機（２００）のピッチ、ロール、ヨーイング、空中停止、揚力、および推進力を制御するために使用される。各推力偏向ノズル（５０）は、好ましくは、前記周囲の外部環境から大量の空気を抽出する１若しくはそれ以上の大量の高速ポンプ（８）に直接取り付けられている。次に、前記ポンプ（８）は、前記推力偏向ノズル（５０）に、前記火災領域の上空および内部で必要に応じて、前記航空機（２００）の飛行および高度制御を維持するために必要な速度で空気を投射し、前記マイクロ推力偏向システムポンプ（８）から前記推力偏向ノズル（５０）に投射される空気の実際の量および速度は、空気力学要件に基づいて決定される。この方法で生成される推力は、推力偏向システムを航空機、ドローン、またはロケットエンジンを飛行目的で使用する場合に必要となるものと同様である。前記飛行アセンブリ機構は、前記航空機（２００）の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。前記タブ（５４）は、前記タブのピッチを制御するサーボモーター（８８）に取り付けられており、航空機の補助翼と、エレベーターと、方向舵とのアセンブリと同じように移動またはロールするように設計されている。前記タブに対してポートされた前記推力偏向ノズルによって提供される空気の圧力、および前記タブの角度は、空気流が前記航空機（２００）を出る時にピッチ、ロール、ヨーイング、揚力、水平および垂直ロール、および空中停止のための制御で展開される。前記推力偏向システム吸気路の遠位端は、外部環境から空気を抽出できるように、前記航空機の表面に向けられている。前記吸気路は、前記推力偏向システムノズルとタブ、およびそれ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、前記推力偏向ノズルによって排出された空気が前記吸気システムや前記吸気システムが機能する能力に影響を与えたり干渉したりすることはない。
【0043】
木の最上部のこずえより上の前記航空機（２００）の制御ピッチ、ロール、ヨーイング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ために必要なポンプの型式、ならびに木の最上部のこずえ内または下での操縦は、当業者によって容易に決定することができる。
【0044】
航空機の推進システムは、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）によって前記内蔵閉ループ電源システムに電子的にリンクされている。電力は、加熱された流体または塩が内蔵された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して畿内で生成される。次に、前記内蔵閉ループ電源システムは、前記航空機の動作に必要な電力を生成する従来型のまたは熱電発電システムに接続される。使用される前記閉ループ電源システムが内蔵された格納システムのサイズ、形状、および材料は、熱を吸収する能力によって部分的に決定される。
【0045】
底部および最上部は、それぞれ独立して作動する推力偏向ノズル（５０）を収容している。ここでの各推力偏向ノズル（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、前記推力偏向ノズルから高速で送られ、前記航空機の推進力と航空制御を流し込む、周囲の環境からの空気を抽出する。前記底部分と最上部には、ピッチ、ロール、仰角、ヨーイング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に取り付けられたタブ（５４）が含まれている。前記タブ（５４）は、前記航空機の補助翼、エレベーター、および方向舵フラップアセンブリと同じ方法で前記航空機をロールさせるように設計されており、前記航空機を転回、回転、および持ち上げることができる。従来型の航空機の翼は、それぞれのアセンブリに前記補助翼と、エレベーターと、方向舵フラップとを採用しているが、前記フラップアセンブリは外側に突き出るのではなく前記航空機自体の本体に組み込まれている。本発明でここで使用されるように、前記推力偏向システムは、前記タブ（５４）、ポンプ（８）、および前記推力偏向ノズル（５０）を含む。各航空機は展開中に少なくとも２つの推力偏向システムを利用するので、各推力偏向システムは、本発明の一部である他の推力偏向システムとは分離して、別個に操作することができる。独立して動作し、独立して収容され、航空機が独立して動作できると記載されている各構成要素は、それぞれが個別に動作／機能できることを意味するものとする。例えば、航空機内の１つの推力偏向システムが誤動作した場合、残りの推力偏向システムは、動作を継続するため、および／または誤動作している構成要素を補償するために、独立して動作する。同様に、航空機が「群れ」で動作している場合、前記航空機の一部またはすべては、前記群れの、または前記群れ内で、中央の航空機として機能する単一の航空機とは別に動作できる。
【0046】
前記底部と最上部には、複数の独立して作動する推力偏向ノズル（５０）が取り付けられており、各推力偏向ノズル（５０）は、もう１つの大容量高速ポンプ（８）と、前記航空機（２００）の操縦性を向上させる表面または表面下に取り付けられたタブ（５４）に個別にリンクされている独立して作動する推力偏向ノズル（５０）を前記最上部および底部の両方に収容することにより、前記航空機（２００）の前記前部および後部は、空中停止、空中停止静止、または前進運動中にその垂直または水平軸上で傾けることができる。この設計により、前記航空機は緯度または縦方向の位置を変更することなく、中心軸を中心に転回または回転することができる。
【0047】
前記底部は、独立した後部推進アセンブリ（ベクトル化ノズル、好ましくは、１若しくはそれ以上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、固定位置の後方推進エンジンと比較して、ヨーイングおよびピッチの操縦性が向上する。
【0048】
加熱可能な流体または塩を含む閉ループ発電システムは、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。前記現在加熱されている流体または塩の熱エネルギーは、コマンドまたは制御モジュール（６４）のプログラミングおよび前記航空機の実際の打ち上げ時に生成された電力に加えて、それを超えてシステムを操作するために必要とされる電力を生成する接続された従来型のまたは熱電発電機（７６）によって使用される。
【0049】
前記推力偏向システムおよび前記閉ループ電源システムにガスろ過システムを装備することにより、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ことにより、前記航空機の推力偏向システムの結果として生じる流出物は、前記火災領域内または近接での動作の場合の鎮火剤である。これにより、前記航空機のダウンウォッシュによって前記推進システムの酸素フットプリントが減少する。
【0050】
前記航空機（２００）の最上部には、前記航空機（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、ジャイロスコープ測位（センサーと制御を含む）、衝突の検出と回避（ＬＩＤＡＲ）、熱標的設定と区分、標的設定と排出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、搭載監視システム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、流体被覆容積と圧力、閉ループ電源システム、内部および外部環境の温度およびシステムチェック）、空気圧と流体圧の解放（３０）、推力偏向ノズルの機能と流れ（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、任意の赤外線、近赤外線、およびビデオカメラ、アンテナ、および任意の光学カメラ、を含む航空パッケージが収容されている。
【0051】
図２は、前記推力偏向（アセンブリ）システムを示している。火災環境に共通する煤やその他の浮遊粒子状物質が吸気口を詰まらせるのを防ぐために、自己浄化性の目詰まり防止材料を使用する吸気路は、前記航空機（２００）の表面からマイクロ推力偏向システムポンプ（８）まで延びている。任意選択の空気ろ過手段が含まれている場合（ここにあるように）（９２）、前記（火災）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、前記吸気路（５２）の延長が前記フィルターシステムを前記マイクロ推進偏向システムポンプ（８）に接続する。これらの気路を介して前記マイクロ推力偏向システムポンプ（８）は、前記環境から大量の空気を吸引し、高速でその流出路（８６）を介して前記推力ベクトルノズル（５０）に送る。前記流出路（８６）は、可撓性コネクタ（９４）を備えており、前記推力偏向ノズル（５０）の移動を可能にする。前記推力偏向ノズルの先端部（９６）は柔軟なバッフル構造であり、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）の要求に応じて、放出される空気の量と圧力を増減するために伸縮できる。前記推力偏向ノズル（５０）にはサーボモーターが取り付けられており、高性能な航空機の推力偏向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が向上する。前記推力偏向ノズル（５０）はまた、柔軟な逆流防止ウェビング（９８）を備えており、前記推力偏向ノズルから前記調整可能なタブ（５４）に流れる加圧空気の損失または逃げを大幅に防止する。サーボモーターおよび前記航空機（２００）の表面に取り付けられている前記調整可能なタブ（５４）は、必要に応じて、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）のコマンドによって角度を付けることができる。前記タブに角度を付ける機能は、航空機の翼と、エレベーターと、補助翼と、方向舵アセンブリとの機能と一致している。前記タブおよび前記推力偏向ノズルから前記タブへの圧縮空気の流れに角度をつける機能は、機体の操縦性を向上させる。前記航空機の推力偏向システムの吸入路の遠位端は、外部環境から空気を抽出できるように、前記表面に向けられている。前記吸気路は、前記推力偏向システムノズルとタブ、およびそれを通る空気の流れからかなり離れた位置と角度に配置されているため、前記ノズルから排出された空気が前記吸気システムや前記吸気システムが機能する能力に影響を与えたり、干渉したりすることはない。ここでの図は２次元であるため、前記航空機の表面での前記吸気路の配置は、実際の吸気路の配置よりも近くに見える場合がる。
【0052】
本明細書で使用されるように、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）が前記圧力波チャンバーポンプを起動させて空気圧をＸ２ｐｓｉまたはＸ３ｐｓｉからＸ４ｐｓｉに急速に上昇させると、エアブレーキサーボモーターも作動し、Ｘ４ｐｓｉの放出時に事前に決められた期間エアブレーキを外側に伸ばし、そうでなければ航空機の軌道に影響を及ぼす前記火災状況内または前記火災状況に隣接する風や乱流を支配するＸ４ｐｓｉ放出の衝撃に対抗するのに十分な抗力を生み出る。
【0053】
また、本明細書で使用されるように、本明細書では、航空機のセンサーが接近する衝撃波を検出するか、または航空機の投射された圧力波または衝撃波（例えば、表面に衝突する）が前記航空機の方向に戻るとき、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）はそれに応じてエアブレーキを展開および調整して、軌道を維持するか、コースを修正して移動する。
【0054】
前記エアブレーキは、軽量の材料で構成され、前記航空機からのＸ４ｐｓｉの放出、背圧でのＸ４ｐｓｉの前記圧力、および/または同じ爆風場に近接する別の機体によって加えられる圧力、および衝撃波、火に関連する熱上昇気流、乱気流、渦などの強風から生じる動きに対抗するために必要な圧力に耐えるように構成される。前記エアブレーキは、リカバリー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、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）によって適用することもできる。
【0055】
指向性爆薬、指向性爆薬の背圧、乱気流、渦、または進路修正を補正した後、前記コマンドまたは制御モジュールは前記エアブレーキサーボモーターを起動させて前記エアブレーキを取り消させる。
【0056】
本明細書で使用されるように、Ｘ４ｐｓｉ放電で前記航空機に対して及ぼされる前記圧力を相殺するための第２のオプションは、追加であるが別個の推力偏向システムの展開である。ここで、前記追加の推力偏向システムは、前記圧力波チャンバーの前面と前記航空機の外表面との間に収容され、前記航空機の外部の壊れにくい表面に通気する。Ｘ４ｐｓｉ放出でＭ＃ミリ秒で加えられる圧力を決定することにより、空気力学、衝撃波の研究と使用法に精通している人は、推力偏向システムによって加えられなければならない前記圧力と、Ｎ°の圧力を加える時間の長さを決定できる。Ｎ°の圧力は、Ｘ４ｐｓｉ放出時、および前記航空機上の前記圧力波または衝撃波の影響が、前記航空機の軌道をそのＸ４ｐｓｉ放出前の軌道に戻すまたは維持するように消散するところの放出後に前記航空機の軌道を維持するために必要な前記圧力の範囲を表す。
【0057】
本明細書でさらに使用されるように、前記航空機がその火災目標領域に到達して、軌道およびその指向性爆薬位置に回転すると、推力偏向システムの動作を通じて前記航空機の軌道を維持しながら、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）は、Ｘ２ｐｓｉまたはＸ３ｐｓｉで、推力偏向システムを電子的に起動するので、Ｘ４ｐｓｉ放出時に推力偏向システムは、事前に決定された期間Ｍ＃ミリ秒の間十分な圧力をかけ、次に、そのような圧力を推力偏向システムによって維持されるＸ４ｐｓｉ以前の放出レベルに応じて下げることは、飛行および軌道操作を再開させる。
【0058】
本明細書で使用されるように、前記航空機に対してＸ４ｐｓｉ放出で加えられる前記圧力を相殺するための第３のオプションは、空気圧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、強化された路が前記航空機の外壁から前記圧力波チャンバーの内壁に通じる気密制御されたドアまで延びている。前記コマンドまたは制御モジュール（６４）によって起動されて空気を放出するまで、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。Ｘ４ｐｓｉ放出時の前記コマンドまたは制御モジュール（６４）による要求に応じて、前記圧力波チャンバーの逆流防止装置および前記強化された路に接続された気密制御ドアが同時に開かれ、前記圧力波チャンバーから所定量の空気が前記強化された路を介して放出され、その量の空気が、壊れにくい外部表面に沿って前記航空機から排出される。Ｘ４ｐｓｉ放出時の前記圧力波チャンバーからの対応として前記意図された量の空気が放出された後、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）が、閉じるために前記逆流防止装置を起動させる。
【0059】
図８は、前記システムを動作するための熱エネルギーと電力を生成する代替方法を備えた前記航空機を図式的に示している。前記航空機のコマンドまたは制御モジュール（６４）は、内蔵受信機構（１００）に電子的にリンクされており、作動すると、そのような周波数の振動を生成して高い振動率を生成することができるものであり、同じものによって生じる摩擦は、高温媒体を保持する前記内蔵格納システム（７４）内の前記流体または塩を加熱するのに十分な摩擦と結果として生じる熱エネルギーを急速に生成する可能性がある。この方法で生成された加熱された熱エネルギーは、前記航空機（２００）を操作するために必要な前記電気エネルギーを生成するために、前記内蔵された従来型または熱電発電機システム（７６）によって使用される。
【0060】
前記航空機（２００）の打ち上げ前プログラミング時に、前記外部格納システム（図示せず）は、前記航空機（２００）内の前記受信機構（１００）に特定の周波数（図示せず）の信号をその送信機構（図示せず）に生成および投射させる。前記特定の周波数（図示せず）の信号を受信すると、前記航空機の受信機構（１００）が作動する。
【0061】
前記受信機構を作動させると、非常に高速で振動する。このような振動によって発生する励起は、次に高度の摩擦を発生させ、Ｔ３０までの熱を発生させる。前記流体または塩が内蔵された格納システム（７４）内の前記コマンドまたは制御モジュール（６４）の電子的にリンクされた温度モニター（図示せず）が、その中身の内部温度がＴ３０に達したことを示すと、信号が、前記航空機のコマンドまたは制御モジュール（６４）から、前記信号の送信を停止するために前記送信機構（図示せず）に送られる。この方法で生成された熱エネルギーは、内蔵された従来型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、前記航空機が配備されたときに、前記航空機を動作するために必要な電力を提供する。
【0062】
前記航空機の外面と内面は、極端な温度に耐えることができる軽量で耐火性の自己消火材料で構成されている。これは、内部の胴体／構成要素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。閉ループ電源システムを搭載した前記航空機は、加熱された流体または塩からのエネルギーを利用して、前記航空機の動作段階で内蔵された従来型または熱電発電システムに電力を供給する。前記閉ループ電源システムは、前記航空機のプログラミング、航空電子機器システム、および前記内蔵監視システムに電子的に接続されている。前記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前記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。前記熱交換システムは、前記外部（火災）環境から、高温の高温媒体（流体または塩）を保持するコンテナシステムに熱を伝達する。前記このシステム内に保持された熱は、従来型または熱電発電機によって電気を生成するために使用される場合がある。前記高温の高温媒体を保持する前記コンテナシステムは、前記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、加熱可能な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。前記航空機の展開中の空気温度は、前記内蔵された従来型または熱電発電システムに熱を伝達するために前記熱交換器によって必要な前記最小の熱閾値を下回る場合、前記発電システムは次に前記内蔵された熱格納システム内に閉じ込められた熱を電力生成のために伝達する。前記閉ループ電源システムの内蔵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器システムに接続されている。前記バッテリーは、前記航空機が展開されたときに作動する電源である。前記従来型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、前記航空機の内蔵システムを駆動するために必要な前記電力の少なくとも５％以下である場合、電力は前記バッテリーシステムによって提供される。前記航空機の前記展開段階では、前記内蔵された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、前記システムを動作するために必要な電力を供給する。前記閉ループ電力システムの材料構造は、同じ内部から前記航空機内の他の構成要素への前記熱の伝達を大幅に防止するようなものである。耐熱材料とは、外部環境から前記航空機と呼ばれる工学的構造物の内部環境への前記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。
【0063】
構造的に、前記航空機は、火災環境によって加えられる圧力、それ自体のＸ４ｐｓｉ放出によって加えられる圧力、他の航空機のＸ４ｐｓｉ放出および航空機、向かい風の環境風およびＸ４ｐｓｉ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動作、および、一般的に大火災の環境の中にあるかそうでなければ関連している高速の投射物の影響に、耐えなければならない。
【0064】
構造的には、前記航空機はＸ４ｐｓｉ放出を迅速に再生し、長期間にわたって継続的に展開できる必要がある。
【0065】
前記航空機の電子機器および監視システムには、前記プログラミングモジュール（６４）、ドローン群プログラミングを含む人工知能（「ＡＩ」）ソフトウェア、前記飛行制御ソフトウェアプログラムを含む航空電子パッケージ、ジャイロスコープ・ポジショニング（センサーと制御を含む）、衝突検出と回避（ＬＩＤＡＲ）、熱標的設定と区分、標的設定と排出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、搭載監視システム（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、流体被覆容積と圧力、およびシステムチェック）、空気圧解放、推力偏向ノズル、タブ機能とフロー、航空機の内部温度用の従来型または熱電発電機、高度計、ナビゲーション、任意の赤外線、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機内格納構造（７６）、バッテリーシステム（１１０）、および前記熱交換モニターを含む。
【0066】
前記航空機は、火の抑制手段として、圧縮空気による圧力波または衝撃波の指向性爆薬展開のために開発された。これは、繰り返し指向性爆薬の消火を行うために開発された。目標となる火災環境の外で、木の最上部のこずえより上で動作する場合に長時間飛行するために格納式の翼、格納式のエレベータ、および格納式の方向舵が装備されている。前記航空機は、Ｔｉ°の熱環境以下の温度で動作するのに十分な電力を生成する搭載能力を考慮して、指定された回復およびドッキング地域に誘導する能力を継続的に監視する。前記航空機は、目標を維持するために、翼と、エレベータと、方向舵のアセンブリとをいつ格納して再展開するかを決定し、飛行および運用上の要求に応じて推力偏向システムを決定および運用するように、その軌道を安定させ、Ｘ４ｐｓｉの放出時に加えられる圧力を補償するためにエアブレーキシステムを展開できる。
【0067】
前記火災環境を超えた前記航空機の搭載発電レベルが最適ではない場合、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）は、前記内蔵格納システム（７４）に蓄積された熱エネルギーを前記閉ループ電源システムの内蔵された従来型または熱電発電システム（７６）に迂回させる。前記回復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、新しい検索および展開データの保存またはプログラムのためにシステムの動作を停止する。再展開用にプログラムされている場合、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）は、急速予熱機構を起動し、前記閉ループ電源システムに接続された前記流体または塩の貯蔵システムをＴ３０まで充電して、発射から前記目標のＴｉ°の火災環境への再突入までの間に前記航空機を操作し、そのバッテリーシステム（１１０）の再充電を開始するために必要な電力提供する。
【0068】
前記Ｘ４ｐｓｉの放出および衝撃波を生成する前記圧力波チャンバーは、前記航空機の胴体の貨物室内に取り付けられている。前記航空機の前記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、可動の内壁とを有し、Ｘ４ｐｓｉを超える加圧に耐えるように設計されている。前記圧力波チャンバーの外壁およびその内壁には、さらに、構造的な開口部が取り付けられており、Ｘ４ｐｓｉの空気が放出されて消火時に圧力波または衝撃波が発生する。前記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上の特徴または構成要素は、前記圧力波チャンバーの一部のままである。
【0069】
前記圧力波チャンバーには、好ましくは、前記外壁の構造的開口部に対応する構造的開口部を備えた１若しくはそれ以上の回転する内壁構造が取り付けられている。取り付けられたサーボモーターによって開閉位置に回転する場合、前記内壁の構造的開口部は、前記圧力波チャンバーの外壁の前記対応する構造的開口部と整列する。前記圧力波チャンバーの内部構造壁は、好ましくは、前記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た１若しくはそれ以上のサーボモーターに取り付けられ、起動すると、内部ドアが溝付き表面（図示せず）に沿って前記開閉位置に回転する。
【0070】
前記圧力波チャンバーは、好ましくは、前記ポンプから前記胴体の外面まで延びる流路を介して、外部環境から空気を抽出する１若しくはそれ以上のポンプによって充填される。前記ポンプには、空気圧センサーと緊急空気圧除去システム（１２２）が装備されており、過圧および／または不正な空気圧を大幅に防止する。前記ポンプと前記緊急空気圧除去システムには、空気逆流防止装置が取り付けられており、前記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不正な放出を大幅に防止する。前記胴体の外部から前記ポンプまで延びる空気抽出路、前記ポンプのガスろ過システムは、粒子状物質の蓄積と目詰まりを大幅に防止する材料、および破片の接近を大幅に防止する機構で設計する必要がある。前記ポンプ、センサー、吸気路、サーボモーター、逆流防止装置、緊急除去システム路、および前記圧力波チャンバーに関連するその他すべての機構は、連続的なＸ４ｐｓｉの放出に耐える方法およびＸ４ｐｓｉ以上の空気圧によって妨げられることなく機能するように構築または材料化する必要がある。
【0071】
図３に示すように、胴体ドアは閉位置（１３２）にあり、それによって圧力波チャンバー（１６）を充填することができる。
【0072】
前記圧力波チャンバーは、圧縮空気を圧力波または衝撃波として上部胴体、下腹部、左舷および／または前記航空機の右舷領域から放出するように構築することができる。そのために、前記航空機には、前記圧力波チャンバーの内壁のＸ４Ｐｓｉの排出位置に対応する胴体ドアが取り付けられている。
【0073】
図４に示すように、前記胴体ドア（１３２）は閉位置にある。前記コマンドまたは制御モジュール（６４）が前記サーボモーター（８８）を起動させて前記チャンバー開口部（６）、好ましくは斜め排出ノズル上で回転させると、前記圧力波チャンバー内の圧縮空気が強制的に外部環境に排出される（Ｅｏ）。
【0074】
図５に示すように、前記圧力波チャンバーは、前記上部胴体の外部ドアを開き、前記圧力波チャンバーの内壁を開位置に回転させることにより、前記航空機の前記上部胴体から前記指向性弾薬を解放するように設計されている。前記上部胴体外部ドアは、1若しくはそれ以上の胴体外部ドアサーボモーターと、開閉にかかわらず前記胴体ドアを固定するロック機構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スクレイピングエッジ（図示せず）が取り付けられているため、前記スクレイピングエッジは、Ｘ４ｐｓｉの排出のために前記上部胴体の外部ドアが開かれたときに前記胴体と前記圧力波チャンバー間に集まった可能性のある破片を取り除く。このスクレイピングエッジはまた、前記胴体内（前記胴体の内部構造と前記圧力波チャンバーの間）で収集された水分を、その後の前記航空機からの除去のために破片収集溝に移動する。前記航空機のホールドの内部には、湿気と破片の収集溝が取り付けられている。前記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破片収集溝は、外部環境に開いて、前記収集された水分と破片を前記航空機から放出する。本発明は、前記放出領域として前記上部胴体を使用することに限定されない。前記上部胴体は、説明の目的でのみここに引用されている。
【0075】
計画されたＸ４ｐｓｉの放出の前に、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）が前記ロックシステムから前記ドアを開き、前記内部圧力波チャンバードアを固定軌道（図示せず）に沿って前記胴体のホールド内に収納される場所に移動する。これで、前記圧力波チャンバーの排出領域が外部環境にさらされる。
【0076】
航空機あたりの実際の圧力波チャンバーの数、およびＸ４ｐｓｉの排出が前記上部胴体、下腹部、左舷、および／または前記航空機の前記右舷領域を介して行われるかどうかは、製造時に決定される。
【0077】
追加のデータに基づいて、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）は、前記上部胴体ドアを前記開位置に維持するかどうか、またはその期間を決定する。例えば、前記航空機が次のＸ４ｐｓｉの放出を所定の時間内に展開するか、他の火災領域の目標を検索するか、回復およびドッキング領域にルーティングするか、許可されたリモートコマンドの受信を待つか、を決定する。
【0078】
図６に示すように、前記内部の回転圧力波チャンバー壁の外側縁部には、前記圧力波チャンバー自体に集められた粒子状物質や破片をほぐし、凝縮を出口溝部または外部構造ドア開口部につながる谷部（１２０）に押し込むためのスクレイピングエッジ（図示せず）が取り付けられている。前記内部ドアが前記閉位置（１３２）に回転する場合、前記外壁表面がこすり取られ、前記ほぐされた粒子状物質、破片、または湿気が前記谷部に押し込まれる。谷部センサーが前記谷部内の粒子状物質、破片、または水分のＸ量（Ｘｖ）を検出すると、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）は、サーボに信号を送って前記内壁を前記圧力波チャンバーの内部を空にするための前記開位置に回転させる前に前記圧力波チャンバーを最大Ｘ３ｐｓｉまで加圧する。Ｘｖは製造工程で決定される。
【0079】
本明細書で使用されるように、前記航空機の前記コマンドまたは制御モジュール（６４）は、起動されると、前記航空機のシステムおよび構成要素のシステム診断チェックを実行し、打ち上げ前データをダウンロードする前に展開の適合性を決定する。前記打ち上げ前のデータと打ち上げ前の順序には、飛行と軌道の操作、前記内蔵された従来型または熱電発電機システム（７６）の事前充電と内蔵格納システム、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、火災目標場所、検索および標的データを含み、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起動し、前記圧力波チャンバーの圧力および過圧モニターを起動し、それぞれの空気逆流防止装置を閉じる間に、前記圧力波チャンバーをＸ２ｐｓｉに事前充電し、次に、コマンドで、空中配達、ＶＴＯＬまたは水平離着陸（「ＨＴＯＬ」）を介して前記航空機を打ち上げ、それに応じてその翼と、エレベーターと、および方向舵のアセンブリとを展開する。
【0080】
図７は、空気圧空力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）の前記航空機ネットワークの正面図を概略的に示している。前記空気チャネル（１１６）は、前記胴体の外面と前記胴体ホールドの外壁を形成する前記内壁との間に収容されている。サーボモーター（８８）に接続された前記圧力波チャンバーの前記内壁は前記閉位置にあり、前記外壁の前記構造的開口部と整列していないものとしてその構造的開口部によって示され、それによってその中の空気の圧縮を可能にする。ここでは、説明のために、前記翼と、エレベータと、および方向舵のアセンブリとが展開されている。前記空気圧空力制御サーボモーター（８８）は、前記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）。前記圧力波チャンバーのポンプ（１４）は、空気抽出路（図示せず）によって前記航空機の胴体の前記外壁に接続されている前記ガス濾過フィルター（図示せず）に接続されている。前記ガスろ過システムによって前記抽出されたガスから分離された酸素は、前記推力偏向システムの下降気流またはプロペラによる風の逆流から離れて、環境に放出される。そのように放出された酸素の量は前記ガスまたは不活性ガスの抽出時に存在していたので、前記火災領域内の酸素レベルはこの方法での放出によって増加しない。前記航空機胴体の前記外面に向けられた前記推力偏向システムの吸気路の遠位端は、外部環境からの空気の前記抽出を可能にするために、前記推力偏向システムのノズルおよびタブ、空気力学的制御および抗力低減表面アクセスドア（１１４）の前記ネットワーク、および空気チャネル（１１６）から十分に離れた位置および角度に配置されているので、前記ノズルによって排出される空気が前記吸気システムおよび前記これらの機能するシステムの性能に影響を与えたり干渉したりすることはない。
【0081】
本明細書でさらに使用されるように、各空気圧空力制御および抗力低減胴体ドアは、流入および流出機能を備えているので、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）が前記流入ドア（１１４）を開いて空気を出口点まで導く場合、前記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、通過する前記出口空気流が妨げられないようにする。前記流路は、空気が前記流入ドアに入るときに低圧領域を作り、通風効果を作り、空気を引き抜いて前記流出ドアから出るように構成されている。
【0082】
前記空気圧空力制御および抗力低減の図は、前記航空機を参照している。
【0083】
本明細書で使用されるように、図８は、前記システムを操作す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前記航空機（２００）を示している。前記コマンドまたは制御モジュール（６４）は、内蔵電子受信機構（１００）に電子的にリンクされており、作動すると、別の機構を高周波数で振動させるような周波数の振動を発生させることができる。高速で動作する周波数は、その表面と高温媒体を保持する前記内蔵格納システム（７４）内の前記塩または流体の間に摩擦を引き起こし、そこで、そこに含まれる前記塩または流体を急速に加熱して、高温媒体をもたらす。高温媒体を保持する前記内蔵格納システム（７４）内でこのように生成された前記熱エネルギーは、前記内蔵の従来型または熱電発電機システム（７６）に転送されると、前記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に前記内蔵の従来型または熱電発電機システムによって使用される。
【0084】
展開前の間に、前記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、前記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。前記コマンドまたは制御モジュールのプログラミングは、信号を前記内蔵受信機構（１００）、高周波で振動する前記機構、および前記従来型のまたは熱電発電機（７６）に送信して、電力の生成と分配を開始する。前記内蔵格納システム（７４）内の（所定の）温度レベルがＴ２０未満である場合、前記航空機のコマンドまたは制御モジュール（６４）は、前記航空機の内蔵受信機構（１００）に特定の周波数（図示せず）の信号を許可されたユーザー／オペレーターの埋め込みＩＤ（図示せず）と共に送信する。前記内蔵受信機構（１００）が特定の周波数（図示せず）の前記信号を受信および受信すると、前記内蔵格納システム（７４）内の前記振動機構（１１２）が高速で振動し、摩擦および熱を生じ、前記内蔵格納システム内の高温媒体（７４）を急速に加熱する。Ｔ２０の内部温度に達すると、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）は次に、熱交換器を介して、前記内蔵格納システム（７４）内からコネクタ（１０４）を通して前記従来型または熱電発電器（７６）への熱エネルギーへの伝達を引き起こす。前記コマンドまたは制御モジュール（６４）によるコマンドにより、前記内蔵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、前記内蔵の従来型または熱電発電機（７６）と前記配電システム（１０６）間のコネクター（１０４）によって、プログラムされたとおりに前記航空機全体に分配される。配電は、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）によって制御される。前記内蔵バッテリー（１１０）の前記コマンドまたは制御モジュール（６４）の監視（図示せず）が、その中の電力レベルが、前記航空機（７００）を操縦するために必要な電力の最小レベルよりも大きいか５％以下を示している場合、前記コマンドまたは制御モジュール（６４）により、前記従来型または熱電発電機（７６）は、コネクター（１０４）を通して前記バッテリー充電器（１０８）に電力を分配し、前記内蔵バッテリー（１１０）に電力を転送して、前記バッテリー（１０８）を再充電する。前記コマンドまたは制御モジュール（６４）によって制御される前記内蔵バッテリー（１１０）は、コネクタ（１０４）を通して前記配電システム（１０６）に電力を伝達することができる。上記のシステムを操作するための熱エネルギーおよび電力を生成する標準的または代替的な方法は、前記熱交換システムによって置き換えられる熱エネルギーおよび電力を生成する前記代替方法の前記受信機構および前記振動機構を除いて、発電および配電の同じ経路を利用する。
【0085】
前記航空機の打ち上げ前プログラミング時に、前記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（図示せず）の信号を作成させ、前記航空機（７００）内の前記受信機構（１００）に投射させる。特定の周波数（図示せず）の前記信号を受信すると、前記航空機の受信機構（１００）が起動する。
【0086】
前記受信機構を起動すると、非常に高速で振動する。そのような振動によって生成される励起は、次に、高度の摩擦および結果として生じる熱を生成し、それによって、そこに含まれる前記流体または塩を、Ｔ３０を超えない範囲で急速に加熱する。前記格納システム（７４）に内蔵された前記流体または塩の中の前記コマンドまたは制御モジュール（６４）の電子的にリンクされた温度モニター（図示せず）が、その中身の内部温度がＴ３０に達したことを示すと、信号が、前記航空機のコマンドまたは制御モジュール（６４）から前記内蔵送信機構（図示せず）に前記信号の前記送信を停止するために送信される。この方法で生成された前記熱エネルギーは、内蔵の従来型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、前記航空機が配備されたときに前記航空機を操作するために必要な前記電力を提供する。
【0087】
格納システム（７４）に内蔵された前記航空機の流体または塩の展開前の温度が所定のＴｉ°レベルまで低下し、前記航空機が非稼働化されていない場合、前記外部プログラミング機構（図示せず）が、前記航空機（７００）内の前記受信機構（１００）に特定の周波数（図示せず）の前記電気信号を生成および送信するために前記外部送信機構（図示せず）を起動して、前記航空機受信機構（１００）を作動させて、前記内蔵格納システム（７４）内の前記流体または塩を加熱するのに必要な前記急速な高周波数を生成し、前記流体または塩を前記必要な加熱温度状態に戻す。ここで定義されているＴ２０は、流体または塩の高温媒体を保持する前記内蔵格納システム（７４）内で利用可能な加熱エネルギーの前記所定の最低量および温度であり、それは、この自己完結型システムを使用する場合、前記内蔵格納システム（７４）から展開された航空機の操作に必要な電力量の生成のために前記内蔵された従来型または熱発電機システム（７６）に対して移される。ここで定義されているＴｉ°は、熱エネルギーが外部（火災）環境から引き出される場合に、熱交換器システムを通して流体または塩の前記高温媒体を加熱するために適用される。
【0088】
展開中に、高温媒体を保持する前記内蔵格納システム（７４）内の前記発電容量および／または温度がＴ２０未満の温度に達すると、前記航空機のコマンドまたは制御モジュール（６４）が前記内蔵受信機構（１００）を起動して、特定の信号周波数（図示せず）を生成しそこに含まれる前記流体または塩と接触している前記内蔵格納システム（７４）内の別の機構に投影する。この機構は、高い振動率を生成し、その結果、この機構と前記流体または塩との間摩擦が発生し、前記内蔵格納システム（７４）内で熱が発生させ、そこに含まれる前記流体または塩を、前記航空機の持続的な展開に必要な前記加熱レベルに迅速に回復させる。本明細書で使用されるＴ２０は、前記内蔵の従来型または熱電発電機（７４）が以下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低閾値温度を意味するものとする。展開された航空機の操作し、さらに、前記内蔵送信機構（１００）が高温媒体を保持する前記内蔵格納システム（７４）内に保持された前記流体または塩を急速に加熱するために前記内蔵送信機構（１００）によって前記必要な振動を生成する特定の信号周波数を生成するのに十分な量の電力を生成するために前記最小熱エネルギーの２５％以上高い温度のために、必要に応じて、少なくとも９５％の容量に前記バッテリーを再充電するために、前記内蔵バッテリー充電器を起動するのに必要な十分な電力の追加するためである。
【0089】
前記コマンドまたは制御モジュール（６４）によって前記受信機構に送信される前記電子信号には、許可されたユーザーまたは許可されたユーザーシステムに固有の信号またはコード（許可コード「図示せず」）が埋め込まれている必要がある。特定の順序の前記信号が、前記（存在する）埋め込まれた認証信号またはコードがない前記受信機構との間で送受信される場合、前記受信機構は、不正な信号などを識別し、したがって、流体または塩の高温媒体を保持する前記内蔵格納システム（７４）内の振動メカニズムを起動しない。本明細書の意図は、前記内蔵格納システム（７４）内に保持された前記塩の流体を加熱する工程および機構への偶発的かつ無許可の加熱またはその他の干渉を大幅に低減または防止することである。
【0090】
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に記載される。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構成要素）に関連する従来の技術および構成要素は、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併せて実施できること、および本明細書に記載の実施形態が本開示の単なる例示的な実施形態であることを理解するであろう。
【0091】
本開示の実施形態は、非限定的な用途、すなわち、消火の文脈で本明細書に記載されている。しかしながら、本開示の実施形態は、そのような消火用途に限定されず、本明細書に記載の技術は、他の用途にも利用することができる。
【0092】
この説明を読んだ後、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。他の実施形態を利用することができ、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、構造変更を行うことができる。
【0093】
上記の説明は、一緒に「接続」または「接続」されている要素またはノードまたは機能に言及している。本明細書で使用される場合、特に明記しない限り、「接続された」とは、ある要素／機能が別の要素／機能に直接結合される（または直接通信する）ことを意味し、必ずしも機械的にではない。同様に、特に明記されていない限り、「接続されている」とは、ある要素／機能が別の要素／機能に直接または間接的に結合されている（または直接または間接的に通信している）ことを意味し、必ずしも機械的にではない。従って、図１－３３は、要素の配置例を示しており、追加の介在要素、デバイス、機能、または構成要素が、本開示の実施形態に存在する。
【0094】
このドキュメントで使用されている用語や表現法、およびそれらの変化は、特に明記されていない限り、制限ではなく変更可能な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」などを意味するものとして解釈されるべきである。「例」という用語は、議論中の項目の例示的な例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ない。また、「従来型」、「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、説明されている項目を特定の期間または現在入手可能な項目に限定するものと解釈されるべきではない。与えられた時間であるが、代わりに、現在または将来いつでも利用可能または既知である可能性のある従来の、従来の、通常の、または標準の技術を包含するように読む必要がある。
【0095】
同様に、接続詞「および」にリンクされた項目のグループは、それらの項目のすべて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、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。同様に、接続詞「または」にリンクされた項目のグループは、そのグループ間の相互排他性を必要とするものとして解釈されるべきではなく、特に明記されていない限り、「および／または」としても解釈されるべきである。さらに、本開示の項目、要素、または構成要素は、単数形で説明または主張することができるが、単数形への限定が明示的に述べられていない限り、複数形はその範囲内であると考えられる。
【0096】
「１若しくはそれ以上」「１つ以上」、少なくとも「ただしこれに限定されない」などの広義の単語や表現の存在は、より狭い場合では、そのような拡大フレーズが存在しない可能性がある場合に意図または必要とされるように意味して読まれてはならない。数値または範囲を指す場合の「約」という用語は、測定を行うときに発生する可能性の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。
【0097】
以下の詳細な説明では、その一部を形成する添付の図面が参照され、実施される特定の実施形態が例示として示されている。これらの実施形態は、当業者が実施形態を実施することを可能にするのに十分詳細に説明され、論理的、機械的および他の変更は、実施形態の範囲から逸脱することなく行うことができることを理解されたい。従って、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。
【0098】
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って、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ような様々な用途に容易に修正および／または適応することができる。そのような適合および修正は、開示された実施形態の同等物の意味および範囲内で理解されるべきであり、理解されることを意図している。本明細書で使用される表現または用語は、説明を目的とするものであり、限定するものではないことを理解されたい。従って、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てきたが、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を加えて実施できることを認識するであろう。
【0099】
本発明は、本明細書で以前に説明され、添付の図面に示されているが、その特定の実施形態を参照するが、本発明はそれに限定されるものではなく、当技術分野の人に明らかであるように、本発明の範囲および範囲内に入る改良された消火装置のすべての実施形態を網羅することを理解されたい。
【0100】
以上のことから、消火方法が説明されていることがわかる。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する必要がある。図面、スケッチ、図表、および図でなされた前述の開示および表示は、本発明の原理の例示としてのみ考慮されるべきである。
【0101】
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、他の材料の送達媒体として使用するために変更できるだけでなく、また、さまざまな型式の発射装置、航空機、および／または他の航空機からの発射用に変更することもできる。従って、本発明は、開示された実施形態に限定されるものではなく、以下の特許請求の範囲と一致する最も広い範囲を与えられるべきである。これには、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動力を供給されることが含まれるが、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りることができ、および／またはそれを含むこともあり、および／またはそれは、外部および内部システム、構成要素の組み合わせでもあり、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偏向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く、圧力波チャンバーの配置、および本発明の他の構成要素に対する前記圧力波チャンバーの配置、ならびに他の構成要素の相互の配置、そして、当業者が明らかにするであろう他の修正も含まれる。
【図1】
【図2】
【図3】
【図4】
【図5】
【図6】
【図7】
【図8】