用于抑制大范围火灾的耐火飞行器
相关申请的交叉引用
本申请要求2017年12月14日提交的美国临时申请60/598,602的优先权，其全部内容通过引用合并于此。
发明背景
1.技术领域
本发明涉及灭火载具，尤其涉及在大范围区域内灭火的飞行器。
2.相关技术的描述
几种现有技术的设备教导了使用“智能”系统来传递、瞄准和释放阻燃材料。一个普遍的特征是使用GPS，并与降落伞、雪橇或滑行系统配合使用，从而达到预定的位置或高于火树线的高度，然后使用炸药包相应地释放其化学负荷。有几种是地面撞击设备，它们使用炸药包散布其内含物，或者在设备不会因撞击而爆炸的情况下用作故障保护机制。许多系统都与可伸缩翼或空气制动器相连，以帮助发射物或智能炸弹的下降，尽管在实际的半自动或自主飞行中，没有利用它们作为利用机载推进机构在空中航行的飞行器或发射物。不幸的是，这些设备在投射或空降到火灾环境中时利用惯性作为传递机制，没有采用当今的智能技术来思考和学习，也没有能力在火灾的树线内实现真正的飞行。
由于这是用于输送灭火剂(阻燃剂和其他)材料的系统和机制，因此此处将不讨论实际的灭火剂和其他此类材料。
美国专利第9,393,450号教导了一种用于空中输送灭火剂的方法、系统和设备，其包括具有至少一个输入端口、至少一个输出端口和至少一个袋的外壳。至少两个橇固定在外壳的底部，并且在外壳的内部形成有囊。固定在囊上的导爆索和爆震装置布置在至少一个袋中，并且可操作地连接到构造成释放容纳在囊中的液体的导爆索。雷管装置触发雷管索将阻燃种子释放在目标上。
此处的局限性之一是，它不是一种可以自行操纵以输送阻燃包的精确输送机构。
美国专利9,120,570教导了用于从飞行器进行部署操作的系统和方法。在飞行控制系统处接收目标的指定位置，该飞行控制系统与包括试剂的位置跟踪制导容器耦合。位置跟踪制导容器大致在目标的指定位置的上方从飞行器的弹出点被弹出，以下降速率和下降角度下降。基于指定位置和位置跟踪制导容器的当前位置计算到指定位置的计算路径。位置跟踪制导容器由滑行控制结构进行气动引导，以沿着计算的路径从弹射点飞行到目标的指定位置附近的负荷释放高度。通过在指定位置附近的负荷释放高度释放试剂，将试剂输送到目标的指定位置。
这里也是由带滑行控制系统的降落伞部署的GPS制导系统。
美国专利号8,746,355教导了一种预编程的灭火炸弹，其在距地面或树线2-200英尺处引爆。它结合GPS高度传感器应用了激光或气压高度传感器，以在适当的高度上以极高的精度进行故障安全起爆。美国专利申请公开号2017/0007865教导了美国专利号8,746,355的类似但升级的方法，该方法装有GPS定位装置、位置发送装置和电子耦合到爆炸装置的远程引爆装置，与地面撞击时将引起C4炸药爆炸，导致其内容物从中散布。它还使用了空气制动系统，以“确保外壳装置以确保第二端撞击地面的方向跌落”，并且可以在距离地面或树线上方2到200英尺的范围内引爆。
空气制动器适用于稳定设备，但不是真正的“飞行”系统的一部分，也不可部署用于帮助抵消引爆时产生的爆炸。美国专利号8,746,355和美国专利申请公开号2017/0007865均不能执行自主的常规飞行活动。
美国专利号7,975,774教导了一种包含阻燃剂的制导炸弹，该炸弹包括具有可伸缩翼、尾和具有常规释放载具外形因素的升降机的容器，其中控制面通过控制器耦合到具有惯性制导控制并具有接收外部指令的能力的GPS，以及可分解和分散阻燃剂或水的包芯。
尽管其可伸缩翼在发射时可展开，但没有迹象表明其可以伸缩以在树顶以下飞行，并且其“上升”能力有限。如“由于单剂量的1,000磅或甚至2,000磅的水或阻燃剂化学品不足以扑灭大火或中火，因此，许多“智能水弹”可能会大量使用，并且以协调方式使用……”所指出的，引爆使用炸药芯，目标是根据预先选定的高度分解，并且它的飞行是鼻部沉重的滑翔机，因为它没有推进系统。
美国专利号7,478,680教导了一种灭火装置，该灭火装置由封装的低温发射物组成，该发射物具有二氧化碳、氮气、气体和压实固体灭火剂组合的固化和冷冻混合物的有效载荷。这些在策略上放置且低温存储的装置是在火灾爆发时在空中或地面上在火焰上方发射的。嵌入的爆炸包在预定的和最佳的高度处引爆，从而使固化的气体/压实的固体灭火剂即时和有力地分散在目标区域和指定区域上方。
美国专利7,261,165教导了一种壳体装置，其包括两个部分，这些部分限定了扑火的化学药品存储内部空间。壳体装置通过飞行器运输到森林火灾的目标区域，并掉落到目标区域。爆炸包位于壳体内部，并在壳体撞击地面时爆炸。与起爆炸药相关的爆炸将壳体的两个部分分开，并从敞开的壳体装置中散布化学物质。
有效性可能会限制阻燃剂在上方和侧面的传播范围，并且可能不如空爆垂直灭火元件有效
美国专利7,083,000教导了我们提供一种灭火和阻燃方法，包括以下步骤：将灭火和阻燃剂以淤浆、液体或气态形式限制在壳体内，其中该壳体包含这种固体形式的试剂。当将壳体用作“非致命”装置时，诸如冰水或液态二氧化碳之类的试剂是有用的。固体壳是可升华的，并且在撞击或暴露于目标位置的环境条件下会破裂，以将壳的内容物以及壳的碎片释放到目标位置上。
美国专利申请公开20060005974(“'974公开”)教导了一种空中载具，其配备有用于有效灭火的雾式灭火的灭火剂容器。可以通过引信引爆位于灭火剂容器上的引爆器。引爆器被附接到空中载具，使得在燃烧时，包含在灭火剂容器中的灭火剂产生灭火剂雾。这是一种基于空中或地面的可发射导弹，一旦使用定时引信引爆，它将在目标火区上提供水雾。
当与本发明比较时，'974出版物在搜索和针对的范围上受到限制。
在将飞行器用于一般飞行和消防活动方面已经取得了重大进展。
美国专利第9,750,963号教导了一种用于在期望的位置上分散液体的系统，该系统包括具有主体的加压罐、与主体流体连通以将液体引入主体的入口、与主体流体连通用于分散液体的出口、以及用于将压力下的空气充入主体的进气口，其中改进包括提供扩散器，该用于减缓从进气口进入主体的加压空气。
美国专利7,284,727公开了一种用于空中分散材料的系统和方法。空中扩散系统，可用于允许飞行器的快速和临时转换，以用于空中扩散目的，例如空中消防。可以使用模块化组件来实现空中分散系统，该模块化组件可以被配置为与现代飞行器的常规货物装载和卸载系统兼容，包括宽体客机的侧面装载货物系统和具有高升力的货物飞机。空中扩散系统可响应野火而迅速安装在大型高容量飞机机队中。一架典型的747商用飞机的总运载重量约为140,000磅，能够运载约13,000加仑的液体分散剂，例如水。这是当时用于空中消防等目的的典型空中分散系统飞机的3000加仑运载量的四倍以上。这是Super GlobalTanker之前的系统，与大多数飞机改装的输送系统一样，它仅在能从上方多近攻击火势方面、可降落和重新装载的区域的可用性、容量、排放至返回火情之间的往返时间以及可部署的飞机数量方面有效。
Global SuperTanker的B747-400，The Spirit of John Muir采用了一项专利系统，其能够输送单个或多个有效载荷降落物，其聚集了超过19,000加仑(72,000升)的水、阻燃剂或抑制剂。这些流体可以以可变的速率从飞机的加压油箱中释放出来，从而针对灭火需求做出定制的响应。这种独特的能力使其能够在一次飞行中进行多达6次降落，而其他飞机例如C-130或BAe-146必须反复降落并加油才能达到相同的效果。
美国专利第9,750,963号和第7,284,727号展示了将抑制剂分散材料快速模块化装配到大型飞机上的进展，而Global SuperTanker是专用的空中消防平台。GlobalSuperTanker可以运行两个独立的但相同的恒定流量系统，从而可以连续排放或最多8-13个分开的降落。Global SuperTanker能够在以上或树顶高度的15米内操作(以当时较高者为准)。
自2002年火灾季节以来，尽管取得了重大进展，但在美国却发生了2架空中加料机的致命事故。但是，本发明允许系统在树顶高度以下工作，其中，它可以使用红外数据进行映射，并使用AI自学习/重新编程来进行火灾目标对准和扑灭。
美国专利申请公开第20170160740号公开了一种装置，该装置接收对任务的请求，该任务包括从第一位置到第二位置的飞行路径的穿越和任务操作的执行，并根据所述请求计算从第一位置到第二位置的飞行路径。装置根据请求确定任务所需的能力，并根据任务所需的能力识别UAV。该装置生成用于飞行路径的飞行路径指令和用于任务操作的飞行指令，并且将飞行路径/任务指令提供给所识别的UAV，以允许所识别的UAV经由飞行路径从第一位置行进至第二位置，并在第二位置执行任务操作。
美国申请公开号2017/0259098公开了通过调整声波的频率来有效利用声学技术抑制不同类型的火灾。它进一步教导我们，它可以用作手持装置，放置在固定或静态位置，例如在厨房灶台上方，并且希望有一天将其附着在无人机上，以便在发生火灾时进行部署。但是，它没有公开声学技术如何适用于野火。
CN205891227U教导了一种无人机(“UAV”)，其具有灭火声学装置和安装在飞机底部的热成像系统，该热成像系统用于获取温度信息以引导至目标区域。然而，CN205891227U没有教导UAV如何能够在完全形成的火场内执行灭火
总而言之，现有技术没有教导普通技术人员生产用于释放大火内部的压力波以抑制或扑灭火灾的系统或方法。
发明内容
本发明在可控的、离散的、非破坏性的空中爆炸中单独或与其他灭火材料结合使用压力波或冲击波，以水平、垂直、成块的方式瞄准火灾处、上方、旁边、周围、贯穿火灾和在火灾中以抑制野火。使用来自周围环境的元件，本发明可以产生其电力和推进需求，而无需使用固体、凝胶或液体燃料或其他外部推进剂。当压力波跨过火焰移动时，扰动其能量并形成低压系统，火焰从其燃料源中移出。这是在此用于产生本发明的抑火、灭火方法的非燃烧方法。利用来自“火灾环境”的空气，由非引燃机制产生的压力波或冲击波可以有效地将火从其燃料源中扑灭。当与流体负载结合时，冲击波的强度会加快，同时使流体和其他灭火材料雾化，从而加强灭火的作用。在不离开火势的情况下，它可以有效地连续地在位置上和位置中充放无损冲击波机制，在战术上具有优势。借助AI平台，资产可以自主地或半自主地排列成形，在火中并与火相邻，形成毯、墙或块式扑灭的气势，就像无人机群一样。
根据当前的优选实施例，提供了一种用于扑灭大范围火灾的飞行器，包括：
(1)第一容器，其具有限定第一腔室的外表面和内表面，该第一容器由熔点大于约800摄氏度的第一绝热材料制成；
(2)第二容器，其具有限定第二腔室的外表面和内表面，并同心并同轴地设置在第一容器的第一腔室内，第二容器由熔点大于约800摄氏度的第二绝热材料制成，第二个容器的内表面具有入口，该入口构造来将压缩空气接收并保留在第二腔室中，并通过构造来产生压力波以灭火的出口选择性地排出压缩空气，第一和第二绝热材料被配置为在约35摄氏度至约1,650摄氏度的温度范围的环境中抵抗火焰并提供隔热以维持内部温度为35℃或更低；
(3)用于压缩第二容器的第二腔室中的空气的装置；和
(4)推进系统，其包括用于推进所述飞行器的推力矢量系统。
以下描述原则上是示例性的，并且无意于限制本公开或本公开的实施例的应用和使用。特定装置、技术和应用的描述仅作为实例提供。对本文描述的实例的修改对本领域普通技术人员而言将是显而易见的，并且在不脱离本公开的精神和范围的情况下，本文中定义的一般原理可以应用于其他实例和应用。本公开应当被赋予与权利要求一致的范围，并且不限于在此描述和示出的实例。
附图说明
在图中：
图1是本发明的双壳飞行器的当前优选实施例的横截面顶视图。
图2是另一优选实施例的推力矢量系统的剖视图，示出了其泵、进入管线和流出管线、气体过滤系统、推力矢量喷嘴和可旋转凸片。
图3示出了具有可伸缩翼、升降舵和方向舵组件的飞行器的水平视图，其被设计用于冲击波的聚能炸药(shape charge)传递，示出了处于关闭位置的压力波室。
图4示出了具有可伸缩翼、升降舵和方向舵组件的飞行器的俯视图，其被设计用于冲击波的聚能炸药传递，示出了处于关闭位置的压力波室。
图5示出了飞行器的俯视图，示出了其上机身门处于打开位置。
图6示出了飞行器的俯视图，示出了具有收集槽的压力波室。
图7示出了飞行器的正视图，示出了气动控制和减阻机身通道系统。
图8示出了在本发明的飞行器中用于产生热能和电力的机载替代系统的单独视图。
附图中附图标记列表
具体实施方式
图1示意性地示出了本发明的飞行器的当前优选实施例的双壳体设计。为了完成压力波，压力波室(16)被构造成从外部环境(Eo)接收一定量的空气，该空气在其中被压缩，然后在目标火焰处被强制排放到外部环境，以可控的方式快速通过现已打开的、最好是倾斜的喷嘴(6)，优选地使用弹性囊(12)。压力波室(16)可以直接使用外部环境中的空气直接填充，优选地使用一个或多个大容量高压空气泵(8)，每个都装有空气回流防止器，和/或优选地使用一个或多个下级空气压力波室(10)，其将使压力波室(16)填充。下级空气压力波室(10)优选地通过一个或多个大容量高压气泵(8)从环境中抽出空气，此后优选地通过优选地一个或多个单独的大容量高压气泵(8)通过高压将其泵入压力波室(16)。在到达目标火焰区域并压缩足以干扰目标火焰能量的空气量后，命令或控制模块(64)暂停由气泵(8)和下级空气压力波室(16)填充空气压力波腔(10)，激活连接到囊辅助装置(14)的微机电装置和致动器(未显示)，迅速加速囊(12)在压力波室(16)中从静止状态朝向开口，优选是倾斜喷嘴(6)的运动，同时使开口，优选是倾斜喷嘴(6)打开，以便在目标火焰区域高速释放其内容物。一旦排出其中的空气内容物，命令或控制模块(64)将关闭开口(6)，使囊辅助装置(14)将囊(12)缩回其静止状态，然后重复该过程。
开始于在其中空气将被压缩并向外做功的压力波室(16)的内部，压力波室(16)的材料表面构造有优选由钛制成的内室(18)；单晶涂层(20)；高耐热极耐热材料涂层(22)，例如陶瓷基复合材料，爆炸缓解材料(24)，减震材料或减震系统(26)，高耐热极耐热材料涂层(22)，单晶涂层(20)和钛(18)外表面。压力波室(16)将被从外部环境(Eo)反复填充并排放未冷却的热空气，并且将经历载具内部的最高温度。压缩其中的热空气可以增加压力波室(16)内部和压力波室(16)所经历的温度。因此，考虑到钛在高温下的蠕变敏感性低、强度耐久性以及低的热(辐射)传导性，选择钛作为压力波室的优选内表面(18)。钛具有3,287℃的沸点，1,668℃的熔点。使用钛合金即使在极端温度下也能提供具有高强度和韧性的金属。单晶涂层(20)在高温下为结构提供了强度和耐久性的附加层。所述开口，优选为倾斜的喷嘴(6)由高耐热/极耐热、高拉伸强度的材料制成。
如此处所示，压力波室(16)内的囊(12)和囊辅助(14)机构由耐热的弹性材料制成，该材料可以承受填充、压缩并从压力波室(16)中排出的热空气的温度。当命令或控制模块(64)通过打开压力波室(16)的排气口(6)(优选为倾斜喷嘴)将压力波室(16)内的空气内容物排出时，通过阻力、通过压力波室(16)内的快速膨胀而从压力波室(16)有计划排放压缩空气，囊(12)将辅助压缩空气。
飞行器的编程命令或控制模块、航空电子设备套件应包括飞行软件程序、机载全球定位系统(GPS)、陀螺仪定位(包括传感器和控制)、碰撞检测和避免(LIDAR)、热目标和区分、目标和排放控制程序、内部和外部通信系统、安全系统、机载监控系统(压力波室泵、压力波室气压、推进泵、流体护套容积和压力，以及系统检查)、飞行器内部温度、空气和流体压力释放、推力矢量喷嘴功能和流量、发电、高度计、导航，可选的红外、近红外和摄像机、天线和可选的光学相机。电子组件应由将显著防止火灾环境产生的强烈热量影响的这种材料和/或覆盖物构成。在由授权用户或授权用户系统(未示出)进行编程和发射之后，将飞行器设计为作为自主或半自主系统运行。由于每个飞行器都装有GPS，并且运行数据实时往返于外部监控系统，因此授权用户将有能力超越运行阶段的预编程指令，从而对飞行器的命令模块进行重新编程和/或手动控制系统的操作。超越、重新编程和手动控制可仅限于灭火操作。如本文所用，飞行器的运行阶段应指飞行器何时被发射/部署。
关于飞行器的飞行组装系统：不使用外部机翼、升降舵、方向舵或暴露于环境的旋转系统，该飞行器配备了可调式表面下推力矢量喷嘴，其优选地连接到一个或多个机载快速高压大流量泵，这些泵使大量空气流向表面或次表面凸片，以类似于应用于飞机或其他有翼或旋转UAV的方式控制飞机的俯仰、偏航、升起和侧倾。飞行组件系统的正向推进、悬停和反向飞行操作由飞行器的机载导航系统电子控制。表面或次表面凸片与机翼型飞机或无人机的副翼、升降舵和方向舵的功能相同。推进泵和压力波室泵是自我清除和防堵塞的，以显著防止火灾环境常见的烟尘和其他空气中颗粒物的积聚堵塞进入口。推进泵和压力波室泵连接到飞行器的表面，从而能够从附近环境中抽出空气。飞行器的基础部分还容纳后推进端口、其推进泵
飞行器的基础部分装有闭环电源系统，以利用来自(火灾)环境中的热能，进而将其用于加热流体或盐以在飞行器运行阶段为机载传统发电或热电发电系统供电。闭环电源系统通过电子方式连接到飞行器的命令或控制模块(64)。闭环电源系统由热交换系统组成，该系统连接到飞行器的表面，目的是从外部环境中吸收热量，这将热量从外部(火灾)环境传递到容纳高温介质的容器系统。该系统中包含的热量可通过传统或热电发电机用于发电。将热介质保持在高温的容器系统可以使用将保持流体或盐的储热介质，可以通过热交换系统从外部环境传递的热能中加热所述流体或盐。如果在飞行器部署期间空气温度低于热交换器将热量转移到传统或热电发电系统和机载容纳系统所需的最低热量阈值，则系统将转移机载容纳系统内包含的热量以产生电力。闭环电源系统的机载传统或热电发电系统还连接到电池和电池充电器系统。电池是为飞行器编程以部署和发射时激活的附加电源。当由发电系统产生的电力输出比驱动飞行器所需的最小电力水平高5％时，由电池系统提供电力。在飞行器的部署阶段，机载传统发电系统或热电发电系统，必要时，电池系统将提供操作该系统所需的电力。闭环动力系统的材料构造使得它将显著防止热量从其内部传递到飞行器内的其他组件。
如图1所示，空气或压力波室(16)由每端安装到半球形部分的圆柱管的内表面限定。在压力波室(16)的半球形顶部和底部的内表面上优选地安装一个或多个高压大容量泵(8)。当由命令或控制模块(64)激活时，泵(14)将对压力波室(16)加压。泵通过进气管线(52)连接到飞行器(200)的表面，目的是从外部环境中抽空气。如图1进一步所示，包括机翼、升降舵、副翼和方向舵的飞行组装系统(32)连接到飞行器(200)。还示出了包括飞行组装系统(32)的飞行器(200)，其包括机翼、升降舵、副翼和方向舵，一个或多个推力矢量喷嘴安装在第一容器的外表面，一个或多个泵与之相连，一个或多个推力矢量喷嘴，用于喷射空气以实现飞行器(200)的俯仰、偏航、升起和/或侧倾。
覆盖外部容器以及同心并同轴设置的内部容器的耐热材料应足以在飞行器(200)部署在火区内部或靠近火区的过程中显著防止热量从外部火灾环境传递到容器内部包含的各种组件中。
如图2所示，飞行组装机构由以下组成：一个微型推力矢量系统泵，其连接到推力矢量喷嘴(50)；从飞机(200)的非易碎表面区域延伸到微型推力矢量系统泵(8)的进气管线(见图2)，连接微型推力矢量系统(82)泵(8)到推力矢量喷嘴(50)的排气管线；安装在飞行器表面区域的凸片，其连接到控制枢转机构的伺服电机(未显示)，该伺服电机将允许该凸片根据需要旋转，以保持飞行、升起、悬停、俯仰、偏航和侧倾。此处引入的推力矢量喷嘴旨在采用与喷气发动机相同的原理，不同之处在于，此处将使气流高速流向可旋转凸片。从飞行器(200)的非易碎表面区域延伸到微推力矢量系统泵(8)(见图2)的进气管线(52)由防堵塞表面材料和颗粒物过滤系统构成，以显著防止烟灰或其他碎屑在其中堆积。
推力矢量喷嘴用于控制飞机(200)的俯仰、侧倾和偏航、悬停、上升和推进。每个推力矢量喷嘴(50)与一个或多个从周围外部环境抽取大量空气的大容量高速泵(8)优选地直接连接。泵(8)进而以一定的速率向推力矢量喷嘴(50)投射空气量，该速率是维持飞行器(200)在着火区域上方和之内的飞行和高度控制并在必要时保持飞行所需的。从微型推力矢量系统泵(8)投射到推力矢量喷嘴(50)的空气的实际体积和速率将根据空气动力学要求确定。以这种方式产生的推力与使用推力矢量系统的飞机、无人机或火箭发动机出于飞行目的所需推力相同。飞行组装机构电子地连接到飞行器(200)的命令或控制模块(64)。凸片(54)被安装到控制凸片的俯仰的伺服电动机(88)上，并且被设计成以与飞机的副翼、升降舵和方向舵组件相同的方式运动或旋转。推力矢量喷嘴提供的空气压力抵靠凸片，以及部署凸片的角度控制俯仰、侧倾、偏航、拉升、水平和垂直旋转以及在气流离开飞行器(200)时悬停。推力矢量系统进气管线的远端指向飞行器的表面，以允许从外部环境中抽空气。进气管线放置的位置和角度与推力矢量系统喷嘴和凸片相距足够远，并且空气流经其中，这样推力矢量喷嘴所喷射的空气不会对进气系统和进气系统起作用的能力产生影响或干扰。
本领域技术人员可以容易地确定提供必要的空气量以提供对飞行器(200)在树顶水平上方的俯仰、侧倾、偏航和升起的控制以及在树顶水平以内或以下进行操纵所需的泵类型。
航空器的推进系统通过命令或控制模块(64)电子连接到机载闭环电源系统。通过使用闭环电源系统机载产生电力，闭环电源系统通过与加热液体或盐的机载容纳系统相连的热交换器(130)利用来自火灾环境的热量。继而，机载闭环电源系统连接到传统或热电发电系统，该发电系统将产生操作飞行器所需的电力。所使用的闭环电源系统的机载容纳系统的尺寸、形状和材料将部分由其吸收热量的能力确定。
底部和顶部分别装有独立操作的推力矢量喷嘴(50)。在此，每个推力矢量喷嘴(50)与另一个高容量高速泵(8)连接。这些泵(8)从周围环境抽空气，其将以高速通过推力矢量喷嘴，从而为飞行器提供推进和航空控制。底部和顶部包含安装在伺服电机上的表面或次表面的水平和垂直安装的凸片(54)，用于控制俯仰、侧倾、提升和偏航。凸片(54)被设计成以与飞行器的副翼、升降舵和方向舵襟翼组件相同的方式旋转飞行器，从而允许飞行器转动、侧倾和升起。常规的飞行器机翼在各自的组件中使用副翼、升降舵和方向舵襟翼，而襟翼组件则合并到了飞行器本身机体中而不是向外突出。如本发明在此所使用的，推力矢量系统将包括凸片(54)、泵(8)和推力矢量喷嘴(50)。由于每个飞行器在部署期间将利用至少两个推力矢量系统，因此每个推力矢量系统可以独立地操作，该操作与为本发明的一部分的任何其他推力矢量系统分离并且分开。标为独立运行、独立安置且飞行器可以独立运行的每个组件应意味着各自可以单独运行/起作用。例如，如果飞行器内的一个推力矢量系统发生故障，其余的推力矢量系统可以独立运行，以继续运行和/或补偿故障组件。类似地，在飞行器以“群”运行的情况下，一些或全部飞行器可以与作为群的或在群内的中央飞行器的单个飞行器分开运行。
底部和顶部装有多个独立操作的推力矢量喷嘴(50)，其中每个推力矢量喷嘴(50)分别与一个或多个大容量高速泵(8)相连，并且表面或次表面安装的凸片(54)将增强飞行器(200)的可操作性。通过在顶部和底部都装有独立操作的推力矢量喷嘴(50)，可以使飞行器(200)的前部和后部在其垂直或水平轴线上倾斜，同时进行悬停、静止不动或向前运动。该设计还将允许飞行器在其中心轴线上转动或侧倾而无需改变其纬度或纵向位置。
底部容纳独立的后部推进组件(矢量喷嘴，优选地是一个或多个大容量高速泵，以及表面或次表面安装的凸片)。与固定位置后置推进发动机相比，在此处放置水平和垂直凸片(8)可提供更大的偏航和俯仰操纵性。
包含可以被加热的流体或盐的闭环发电系统通过其相连的热交换器利用来自火场的热能。连接的传统发电机或热电发电机(76)使用现在加热的流体或盐的热能，除了产生或超过命令或控制模块(64)对飞行器进行编程和实际发射时产生的电力，该发电机还将产生操作系统所需的电力。
通过为推力矢量系统和闭环电源系统配备气体过滤系统，例如从外部环境中提取氮气和/或二氧化碳飞行器推力矢量系统产生的排放物将在或靠近火区中操作时灭火。飞行器的向下冲洗从而减少了推进系统的氧足迹。
飞行器(200)的顶部容纳有飞机(200)的命令或控制模块(64)，航空电子设备套件，其应包括飞行软件程序、GPS、陀螺仪定位(包括传感器和控制)、碰撞检测和避免(LIDAR)、热目标和区分、目标和排放控制程序、内部和外部通信系统、安全系统、机载监控和诊断系统(压力波室泵、压力波室气压、推进泵、流体护套容积和压力、闭环电源系统、以及内外环境温度和系统检查)、空气和流体压力释放(30)、推力矢量喷嘴和凸片功能和流量(11,12,13)、传统或热电发电机、飞行器(33)内部温度、高度计、导航，可选的红外、近红外和摄像机、天线和可选的光学相机。
图2说明了推力矢量(组织)系统。使用自清除防堵塞材料以防止烟尘和火环境常见的其他空气中颗粒物阻塞进气口的进气管线从飞机(200)的表面延伸到微推力矢量系统泵(8)。在包括可选的空气过滤装置如此处(92)以从(火灾)环境中抽出空气(和/或气体或惰性气体)的情况，进气管线(52)的延长部分将过滤器系统连接到微推力矢量系统泵(8)。微型推力矢量系统泵(8)通过这些管线从环境中吸入大量空气，然后以高速将其引导通过流出管线(86)到推力矢量喷嘴(50)。流出管线(86)装有柔性连接器(94)，其允许推力矢量喷嘴(50)移动。推力矢量喷嘴的尖端(96)是柔性的挡板结构，其可以根据命令或控制模块(64)的要求而膨胀或收缩，以增加或减少排放的空气的量和压力。推力矢量喷嘴(50)装有伺服电动机，以与先进飞机的推力矢量发动机相同的方式增加了定向气流的灵活性。推力矢量喷嘴(50)还装有柔性防回流带(98)，以显著防止从推力矢量喷嘴流到可调节凸片(54)的压缩空气的损失或逸出。安装在伺服电动机和飞行器(200)表面上的可调节凸片(54)可以根据需要通过命令或控制模块(64)的命令成角度。使凸片成角度的能力与飞行器的机翼、升降舵、副翼和方向舵组件的功能一致。使凸片和从推力矢量喷嘴到凸片的压缩空气流成角度的能力增强了机壳的可操作性。飞行器的推力矢量系统进气管线的远端面向表面，以允许从外部环境中抽空气。进气管线放置的位置和角度与系统喷嘴和凸片相距足够远，并且空气流经其中，这样喷嘴所喷射的空气不会对进气系统和进气系统起作用的能力产生影响或干扰。由于这里的图是二维的，因此进气管线在飞机表面的放置可能看起来比进气管线的实际放置更近。
如本文所使用的，当命令或控制模块(64)激活压力波室泵以将气压从X2 psi或X3psi迅速增加到X4 psi时，它还将激活空气制动器伺服电动机，并在X4psi时向外扩展空气制动器，排放一段预定的时间，产生足够的阻力以抵消X4psi排放的影响，否则在火势范围内或附近发生的盛行风和湍流将对飞行器的轨迹造成影响。
如本文中进一步使用的，在两个或更多飞行器在X4 psi在相同的爆炸区域内的情况，则命令或控制模块(64)将调整空气制动器的启动时间，以补偿施加的额外压力。
如本文中还使用的，当飞行器的传感器检测到接近的冲击波或飞行器的投射压力波或冲击波(例如，撞击表面)沿飞行器的方向返回时，命令或控制模块(64)将相应地部署和调整其空气制动器，以保持其轨迹或以正确的方式运动。
空气制动器应由重量轻的材料制成，并能以以下方式：承受施加的压力X4 psi航空器排放，X4 psi反吹和/或由邻近同一爆炸场的另一个外壳施加，以及抵抗运动所必需的压力，所述运动否则会因冲击波、强风(例如与火相关的热气流、湍流和涡流)而产生。在进入恢复和对接点或系统(未显示)时，命令或控制模块(64)也可以应用空气制动器。
在补偿了聚能炸药、聚能炸药反吹、湍流、涡旋或航向校正之后，命令或控制模块将激活空气制动伺服电机以缩回空气制动。
如本文中所使用的，抵消以X4 psi排放施加在飞行器上的压力的第二选择是附加的但独立的推力矢量系统的部署。在此，附加的推力矢量系统位于压力波室和飞行器外表面的前部之间，通向飞行器的外部非易碎表面。通过确定在X4 psi排放施加的压力为毫秒的M#，空气动力学、冲击波研究和使用的技术人员可以确定推力矢量系统必须施加的压力以及施加压力N0的时间长度。N0处的压力表示在X4 psi排放时以及在后排放中保持飞行器轨迹所需的压力范围，其中压力波或冲击波对飞行器的冲击消散后，返回或保持飞行器至其X4 psi排放之前的轨迹。
如本文进一步使用的，当飞行器已经达到其发射目标区域、轨迹并且旋转到其聚能炸药位置时，命令或控制模块(64)在通过推力矢量系统的操作将飞行器的轨迹保持在X2psi或X3 psi的同时将以电子方式激活推力矢量系统，使得在X4 psi排放时推力矢量系统将在预定的毫秒的M#期间内施加足够的压力，然后将该压力相应降低到X4 psi之前的由推力矢量系统维持的排放水平将恢复飞行和轨迹运行。
如本文中所使用的，抵消在X4 psi排放施加于飞行器的压力的第三种选择是以与气动控制和减阻的原理相同或相似的方式来部署压缩空气。为此，加强管线从飞行器的外壁延伸到气密控制的通向压力波室的内壁的门。在由命令或控制模块(64)激活以释放空气之前，防回流阀或门可防止意外释放空气。根据命令或控制模块(64)在X4 psi排放以释放的要求，压力波室的防回流装置和与加强管线相连的气密控制门同时打开，以从压力波室通过加强管线释放预定量的空气，其中该量的空气将沿着其外部不易碎表面离开飞行器。作为对策在X4 psi排放时从压力波室中有意释放预定量的空气后，命令或控制模块(64)将激活防回流阀，使其关闭。
图8示意性地示出了具有产生热能和电力以操作系统的替代方法的飞行器。航空器的命令或控制模块(64)电子地连接到机载接收机构(100)，该机载接收机构在被激活时可以产生这种频率的振动以产生高振动率，其中由其产生的摩擦可以迅速产生足够的摩擦以及由此产生的热能来加热机载容纳系统(74)中的流体或盐，这些流体或盐将容纳热介质。以这种方式产生的热能将被机载传统或热电发电机系统(76)用于产生操作飞行器(200)所需的电能。
在对飞行器200进行预发射编程时，外部容纳系统(未示出)将使其发送机构(未示出)产生特定频率的信号(未示出)到飞行器(200)中的接收机构(100)。在接收到特定频率的信号(未示出)之后，飞行器的接收机构(100)被激活。
接收机构的激活导致其以非常高的速率振动。由这种振动产生的激励将继而产生高度的摩擦力，并导致产生的热量达到但不超过T30。当以电子方式连接在机载容纳系统(74)中的液体或盐分中的温度监控器(未显示)的命令或控制模块(64)指示其中内容物的内部温度已经达到T30时，从飞行器的命令或控制模块(64)向发送机构(未示出)发送信号，以停止信号传输。以这种方式产生的热能可以通过机载传统发电机或热电发电机用于发电，当部署该飞行器时，提供操作该飞行器所需的电力。
飞行器的内外表面应采用轻质、耐火、可承受极端温度的自灭火材料制成。它包括热交换系统(130)，该系统将在其内部机身/组件结构内累积的多余热量排放到外部环境。飞行器装配有闭环电源系统，以在飞行器的运行阶段利用来自加热的流体或盐的能量为机载传统或热电发电系统提供动力。闭环电源系统通过电子方式连接到飞行器的编程、航空电子系统和机载监控系统。闭环电源系统与之电连接。闭环电源系统由热交换系统组成，该系统连接到飞行器的表面，目的是从外部环境中提取热量。热交换系统将热量从外部(火灾)环境传递到容器系统，该容器系统将容纳高温的热介质(液体或盐)。保留在该系统中的热量可通过传统或热电发电机用于发电。将热介质保持在高温的容器系统可以使用将保持流体或盐的储热介质，可以通过热交换系统从外部环境传递的热加热、提供所述流体或盐。如果在飞行器部署期间空气温度低于交换器将热量转移到传统或热电发电系统和机载容纳系统所需的最低热量阈值，则发电系统将转移机载容纳系统内包含的热量以产生电力。闭环电源系统的机载传统或热电力发电系统还连接到电池和电池充电器系统。电池是在部署飞行器时激活的电源。当传统或热电发电系统产生的电输出至少不超过驱动飞行器机载系统所需电力的5％时，电池系统将提供电力。在飞行器的部署阶段，机载传统发电系统或热电力发电系统，以及必要时辅助电池系统，将提供操作该系统所需的电力。闭环动力系统的材料构造使得它将显著防止热量从其内部传递到飞行器内的其他组件。耐热材料应指将显著防止热量从外部环境传递到称为飞行器的工程结构的内部环境的材料和构造。这也应指将显著防止在飞行器结构内发现的或包含的、保持或定位在内部的热量通过、意外传递到飞行器内部的其他区域的材料和构造。这还应指当其机身或其他门或开口打开时，可以散发或以其他方式将引入飞行器的机身的热量转移到外部环境的材料和构造。
从结构上讲，飞行器应能够承受着火环境施加的压力，其自身的X4 psi排放施加的压力，其他飞行器和飞机的X4 psi排放；空气制动器以使飞行器稳定以抵抗相反的环境风和X4 psi排放的操作；以及，高速发射物在环境火灾中或通常与环境火灾相关的撞击。
从结构上讲，该飞行器必须能够快速再生X4 psi排放并能在延长的时间内连续部署。
飞行器电子和监控系统包括编程模块(64)，人工智能(“AI”)软件，其包括无人机群编程，航空电子软件包，其应包括飞行控制软件程序、陀螺仪定位(包括传感器和控制)、碰撞检测和避免(LIDAR)、热目标和区分、目标和排放控制、内部和外部通信系统、安全系统、机载监控和诊断系统(压力波室泵、压力波室气压、推进泵、闭环电源系统、以及内外环境温度和系统检查)、空气压力释放、推力矢量喷嘴、凸片功能和流量、传统或热电发电机、用于飞行器内部温度、高度计、导航，红外、近红外和摄像机、天线和光学相机、LIDAR、闭环电源系统、加热的流体或盐机载容纳结构(76)、电池系统(110)和热交换监测器。
所述飞行器通过压缩空气作为灭火手段开发压力波或冲击波的聚能炸药部署。它被开发用于重复的聚能炸药灭火传输。它配备可伸缩的机翼、可伸缩的升降舵和可伸缩的方向舵，用于在目标火灾环境外飞行以及在树顶以上运行的情况。考虑到其机载产生足够的电力以在低于T1o热环境的温度下运行的能力，该飞行器会持续监视其导航到指定的恢复和对接区域的能力。飞行器可以部署其空气制动系统，以稳定其轨迹并补偿X4 psi排放时施加的压力，以保持在目标位置；确定何时撤回并重新部署其机翼、升降舵和方向舵组件；确定并运行其推力矢量系统，以满足飞行和运营需求。
如果超出火灾环境的飞行器的机载发电水平低于最佳水平，则命令或控制模块(64)将转移存储在机载容纳系统(74)中的热能至闭环电源系统的机载传统或热电发电系统(76)。当连接到恢复和对接系统时，该飞行器将停用该系统，以便在新的搜索和部署数据中进行存储或编程。在为重新部署进行编程的情况下，命令或控制模块(64)将激活快速预热机构，对连接至闭环电源系统的流体或盐存储系统进行充料，最大至但不超过T3o，在发射和重新进入目标T1o火灾环境之间提供操作飞行器所需的电力，并开始对其电池系统(110)进行充电。
将产生X4 psi排放和冲击波的压力波室安装在飞行器机身的内部。飞行器的压力波室由硬化的、不易碎的圆柱体组成。该圆柱体还包括固定位置的外壁、可移动的内壁，并设计成承受大于X4 psi的加压。压力波室的外壁及其内壁还配有结构开口，通过这些开口将释放出X4 psi的空气，从而在灭火时产生压力波或冲击波。压力波室结构可以具有不同于圆柱体的形状。在本发明中确定的设计特征或部件将仍然是压力波室的一部分。
压力波室优选地装有一个或多个旋转的内壁结构，并带有与外壁结构开口相对应的结构开口。当通过安装的伺服电机旋转到打开/排出位置时，内壁的结构开口将与压力波室外壁的相应结构开口对齐。压力波室的内部结构壁优选地安装一台或多台伺服电机，其通过电子方式与命令或控制模块(64)连接，该命令或控制模块在激活后将导致内门沿开槽表面(未显示)旋转到打开或关闭位置。
压力波室优选地由一个或多个从外部环境中抽出空气的泵通过从泵延伸到机身外表面的管线充注。泵装有气压传感器和紧急气压释放系统(122)，以显著防止过度加压和/或未经授权的空气加压。泵和紧急排气系统均装有空气回流防止器，有效防止空气或过滤后的气体过早或未经授权地从压力波室释放。从机身外部延伸到泵的抽气线、泵的气体过滤系统应采用能显著防止颗粒物堆积和堵塞的材料以及显著防止碎屑进入的机制设计。泵、传感器、进气管线、伺服电动机、回流防止器、紧急泄压系统管线以及与压力波室相关的所有其他组件的构造或材料以及方式应能承受连续X4 psi排气并且在X4 psi或更高压力下不受空气压力影响。
如图3所示，机身门处于关闭位置(132)，从而允许压力波室(16)被填充。
压力波室可以被构造成从飞行器的上机身、下腹部、左舷和/或右舷区域释放作为压力波或冲击波的压缩空气。为此，飞行器装有机身门，其对应于压力波室内壁的X4 psi排放位置。
如图4所示，机身门132处于关闭位置。当命令或控制模块(64)激活伺服电机(88)使其在腔室开口(6)，优选是倾斜的排放喷嘴上方旋转时，压力波室内的压缩空气将被强制排至外部环境(E0)。
如图5所示，压力波室设计为通过打开机身上部的外门并将压力波室的内壁旋转到打开位置，通过飞行器上部机身释放聚能炸药。上机身外门已安装到多个机身外门伺服电机之一以及锁定机构，该锁定机构可以固定机身门，无论打开还是关闭。这些上机身外门还配有刮擦边缘(未显示)，以便在旋转到关闭位置时，刮擦边缘将清除可能聚集在机身(和上部机身外门打开以便X4 psi排放时的压力波室)之间的碎屑。该刮擦边缘还将将机身内(机身内部结构和压力波室之间)收集到的水分移动到碎屑收集槽中，以便随后从飞行器中清除。飞行器机舱的内部装有水分和碎屑收集槽。电连接到命令或控制模块(64)的碎屑收集槽将通向外部环境，以从飞行器中释放收集的水分和碎屑。本发明不限于使用上部机身作为释放区域。这里仅引用上机身为说明目的。
在计划的X4 psi排放之前，命令或控制模块(64)将从锁定系统打开门，将内部压力波室门沿固定轨道(未显示)移动到收起在机身舱内的位置。压力波室的排放区域现在暴露在外部环境中。
在制造时，将确定每架飞行器的压力波室的实际数量，以及是否通过该飞行器的上机身、下腹、左舷和/或右舷区域排放X4 psi。
根据附加数据，命令或控制模块(64)将确定是否将上部机身门保持在打开位置或保持多长时间：例如，飞行器是否将在预定的时间段内部署下一个X4psi排放，搜索其他火区目标，引路到恢复和对接区域，或等待接收授权的远程命令。
如图6所示，内部旋转压力波室壁的侧边缘装有刮擦边缘(未显示)，以松散收集在压力波室本身内部的颗粒物或碎屑，并将冷凝水推入通向外部结构门的出口槽或槽(120)。当内门旋转到关闭位置(132)时，它会刮擦外壁表面，将疏松的颗粒物、碎屑或水分推入槽中。当槽传感器检测到槽中的颗粒物、碎屑或水分的X体积(Xv)时，命令或控制模块(64)会将压力波室加压至X3 psi，然后通知伺服器将内壁旋转到打开位置以清理压力波室的内部。Xv将在制造过程中确定。
如本文所使用的，当被激活时，飞行器的命令或控制模块(64)将执行飞行器的系统和组件的系统诊断检查，在下载预发布数据之前确定是否适合部署。发射前的数据和发射前的顺序将包括飞行和轨迹操作，机载传统或热电发电机系统(76)以及机载容纳系统的预充；飞行，轨迹，高度计，地形数据，并连接到实时卫星链接以进行GPS和地形更新；发射目标位置，搜索和定位数据；激活碰撞检测避免，空间关系传感器，神经网络搜索和链接；将压力波室预充至X2 psi，同时激活压力波室压力和过压监控器，关闭相应的空气回流防止器；然后根据命令通过空中传输、VTOL或水平起飞和降落(“HTOL”)发射飞行器，并相应地部署其机翼、升降舵和方向舵组件。
图7示意性地示出了飞行器气动空气动力学控制和减阻表面通道门(114)和空气通道(116)网络的正视图。空气通道(116)被容纳在机身的外表面和内壁之间，形成了机身机舱的外壁。与伺服电动机(88)连接的压力波室的内壁处于关闭位置，由其结构开口表示为与外壁的结构开口不对齐，从而允许其中的空气压缩。在此，出于说明目的，部署了机翼、升降舵和方向舵组件。气动空气动力学控制伺服电动机(88)以电子方式连接到命令或控制模块(64)。压力波室的泵(14)连接到气体过滤过滤器(未示出)，该气体过滤过滤器通过抽气管线(未示出)连接到飞行器机身的外壁。通过气体过滤系统从提取的气体中分离出的氧气将被释放到环境中，远离推力矢量系统的下风道或预洗道。由于如此释放的氧气量在提取气体或惰性气体时存在，因此燃烧区域内的氧气水平不会因释放而增加。推力矢量系统进气管线的远端对准飞行器机身的外表面，以便允许从外部环境中抽出空气，它们的位置和角度距推力矢量系统喷嘴和凸片、气动空气动力学控制和减阻表面通道门(114)以及空气通道(116)的网络足够远，以使喷嘴喷出的空气不会撞击或以其他方式干扰进气系统和这些系统运行的能力。
如本文进一步使用的，每个气动空气动力学控制和减阻机身门都具有流入和流出能力，从而当命令或控制模块(64)打开流入门(114)以引导空气到达出口点时，命令或控制模块(64)打开相应的流出门，同时启动防回流装置，以免阻碍通过的流出气流。通道的构造方式使得当空气进入流入门时会形成低压区域，从而产生通风效果，将空气拉出流出门。
尽管气动空气动力学控制和减阻的图示参考了飞行器。
如本文所使用的，图8示出了具有产生热能和电力以操作系统的替代方法的飞行器(200)。命令或控制模块(64)通过电子方式连接到机载电子接收机构(100)，在激活时其产生这种频率的振动，从而引起另一机构以高速率的频率振动。以高速率运行的频率将导致其表面与容纳热介质的机载容纳系统(74)中的盐或流体之间的摩擦，在此它将快速加热其中包含的盐或流体，从而产生热介质。在将容纳热介质的机载容纳系统(74)中以这种方式产生的热能，当将转移到机载传统或热电发电机系统(76)时，将被机载传统或热电发电机系统用来产生操作飞行器所需的热能。
在预部署期间，信号由外部编程装置(未示出)生成并传输到飞行器的命令或控制模块(64)。命令或控制模块的程序将信号发送到机载接收机构(100)——将以高速率的频率振动的该机构——以及传统或热电发电机(76)，以启动电力生产和分配。在机载容纳系统(74)内的(预定)温度水平低于T20的情况下，飞行器的命令或控制模块(64)将特定频率的信号(未显示)发送到飞行器的机载接收机构100，该信号带有授权用户/运营商的嵌入标识符(未显示)。当机载接收机构100接收并接受特定频率的信号(未显示)时，将导致机载容纳系统(74)内的振动机构(112)高速振动，产生摩擦和热量，迅速加热机载容纳系统(74)内的热介质。在达到内部温度T20后，命令或控制模块(64)将通过热交换器引起热能从机载容纳系统(74)内部通过连接器(104)传递到传统或热电发电机(76)。根据命令或控制模块(64)的命令，机载传统或热电发电机(76)产生的电力将通过编程方式、通过机载传统或热电发电机(76)和配电系统(106)之间的连接(104)在整个飞行器中分配。配电由命令或控制模块(64)控制。机载电池(110)的命令或控制模块(64)的监视(未显示)表明其中的功率水平比驱动飞行器(700)所需的最小电功率水平高出5％或高出少于5％时，命令或控制模块(64)将使传统或热电发电机(76)通过连接器(104)将电力分配到电池充电器(108)，其继而将电力传递到机载电池(110)，对电池(108)充电。在命令或控制模块(64)的控制下，机载电池(110)可以通过连接器(104)将电力传输到配电系统(106)。产生热能和电力以使上述系统运行的标准方法或替代方法采用相同的发电和配电途径，不同之处在于，产生热能和电力的替代方法的接收机构和振动机构由热交换系统代替。
在对飞行器进行预发射编程时，外部编程机构(未示出)将使其发送机构(未示出)产生特定频率的信号(未示出)到飞行器(700)中的接收机构100。在接收到特定频率的信号(未示出)之后，飞行器的接收机构100被激活。
接收机构的激活导致其以非常高的速率振动。由这种振动产生的激励将继而产生高度的摩擦力和产生的热量，从而迅速加热其中所含的流体或盐，达到但不超过T30。当以电子方式连接在机载容纳系统(74)中的液体或盐分中的温度监控器(未显示)的命令或控制模块(64)指示其中内容物的内部温度已经达到T30时，从飞行器的命令或控制模块(64)向机载发送机构(未示出)发送信号，以停止信号传输。以这种方式产生的热能可以通过机载传统发电机或热电发电机用于产生电，当部署该飞行器时，提供操作该飞行器所需的电力。
如果飞行器的流体或盐机载容纳系统(74)上的部署前温度下降到预定的T10水平并且飞行器未停用，则外部编程机构(未显示)将再次激活外部发送机构(未示出)以创建特定频率的电子信号并将其发送至飞行器700内的接收机构100，激活飞行器接收机构100以产生加热机载容纳系统(74)中的流体或盐所需的快速高频振动，以将流体或盐恢复到所需的加热温度状态。如这里定义的T20是容纳流体或盐的热介质的机载容纳系统(74)中可用的热能的预定最小量和温度，当使用这种自限式系统时，该热量和温度可从机载容纳系统(74)转移到机载传统或热电发电机系统(76)，以产生操作已部署的飞行器所需的电能。如此处定义的T10应用于从外部(火灾)环境通过热交换器系统吸收热能以加热流体或盐的热介质的场合。
在部署期间，容纳热介质的机载容纳系统(74)内的发电容量和/或温度达到低于T20的温度时，飞行器命令或控制模块(64)将激活机载接收机构100以产生特定信号频率(未示出)并将其发射到机载容纳系统(74)中的与包含在其中的流体或盐接触的另一个机构：该机构将产生高速率振动，从而在该机构与流体或盐之间产生的摩擦导致机载容纳系统(74)中发生热量，从而迅速将其中包含的流体或盐恢复到持续部署飞行器所需的加热水平。如本文所用，T20指的是机载传统发电机或热电发电机(74)产生足够电能以运行以下各项所需的最低阈值温度：运行部署的飞行器；另外，温度高于为机载发送机构100产生特定的信号频率产生足够量的电力所需的热能最小值不低于25％，该信号频率将由机载发送机构100产生必要的振动以快速加热在将容纳热介质的机载容纳系统(74)内的液体或盐；以及，必要时增加激活机载电池充电器所需的足够的电能，以将电池充电至至少95％的容量。
由命令或控制模块(64)发送到接收机构100的电子信号应包含特定于授权用户或授权用户系统的嵌入式信号或代码(授权代码，[未显示])。如果特定序列的信号被发送到缺少(存在)嵌入授权信号或代码的接收机构并由其接收，则接收机构100将识别诸如流氓信号，并因此将不会激活将容纳流体或盐的热介质的机载容纳系统(74)内的振动机构。本文的目的是显著减少或防止意外和未经授权的加热或以其他方式干扰加热容纳在机载容纳系统(74)内的盐的流体的过程和机制。
本文可以在功能和/或组件和各种工艺步骤方面描述本公开的实施例。应当理解，可以通过被配置为执行指定功能的任何数量的硬件、软件和/或固件组件来实现这样的块组件。为了简洁起见，与灭火、导航和制导系统部署系统以及系统的其他功能方面(以及系统的各个操作组件)有关的常规技术和组件可能未在此处详细描述。另外，本领域技术人员将认识到，可以结合各种结构体实践本公开的实施例，并且本文描述的实施例仅仅是本公开的示例实施例。
本文在非限制性应用即灭火的背景下描述了本公开的实施例。然而，本公开的实施例不限于这种灭火应用，并且本文描述的技术也可以在其他应用中利用。
在阅读本说明书之后，对于本领域的普通技术人员而言将显而易见的是，以下是本公开的实例和实施例，并且不限于根据这些实例进行操作。在不脱离本公开的示例性实施例的范围的情况下，可以利用其他实施例，并且可以进行结构上的改变。
上面的描述涉及“连接”或“附接”在一起的元件或节点或特征。如本文所用，除非另有明确说明，否则“连接”是指一个元件/特征直接连接至另一元件/特征(或直接与另一元件/特征连通)，而不一定是机械的。同样地，除非另有明确说明，否则“附接”是指一个元件/特征直接或间接地与另一元件/特征结合(或直接或间接地与另一元件/特征连通)，并且不一定是机械的。因此，尽管图1-33描绘了在本公开的实施例中可以存在的元件、附加中间元件、设备、特征或组件的示例布置。
除非另有明确说明，否则本文档中使用的术语和短语及其变型应解释为开放式而不是限制性的。作为前述的实例，术语“包括”应理解为“包括但不限于”或类似含义。术语“实例”用于提供所讨论项目的示例性实例，而不是其详尽或限制性的列表；形容词例如“常规”、“传统”、“正常”、“标准”、“已知”和类似含义的术语不应解释为将所描述的项目限制为给定时间段或给定时间可用的项目，而是应该理解为包括现在或将来任何时候可用或已知的常规、传统、正常或标准技术。
同样，与连词“和”连接的一组项目不应理解为要求这些项目中的每个都存在于该分组中，而是应理解为“和/或”，除非另有明确说明。同样，除非明确说明，一组以连接词“或”连接的项目不应解读为项目中的每一个均必须互相排斥，而是应解读为“和/或”。此外，尽管本文公开的项目、组分或组件可以以单数描述或表达，但同样可在其范围内预期为复数，除非文中明确陈述限制为单数。
一些例子中的拓宽词语和词组如“一个或多个”、“至少”、“但不限于”或其它类似短语不应只理解为更狭窄的情况，这些拓宽短语可能不必存在。当涉及数值或范围时，术语“约”旨在涵盖由在进行测量时可能发生的实验误差产生的值。
在下面的详细描述中，对构成其一部分的附图进行参考，并且在附图中以示例的方式示出了可以实践的具体实施例。对这些实施例进行了足够详细的描述，以使本领域技术人员能够实践这些实施例，并且应当理解，在不脱离实施例的范围的情况下，可以进行逻辑、机械和其他改变。因此，下面的详细描述不应在限制的意义上进行。
对特定实施例的前述描述将如此充分地揭示本文中的实施例的一般性质，以至于其他人可以通过应用当前的知识而容易地修改和/或适应于这样的特定实施例的各种应用，而不背离通用概念，因此，这样的改变和修改应当并且意图在所公开的实施例的等同形式的含义和范围内进行理解。应当理解，本文采用的措词或术语是出于描述的目的而非限制。因此，尽管已经根据优选实施例描述了本文的实施例，但是本领域技术人员将认识到，可以在所附权利要求的精神和范围内进行修改来实践本文的实施例。
尽管已经在上文中描述了本发明并且在附图中示出了本发明，但是参照本发明的特定实施例，但是应当理解，本发明不限于此，而是包括落入本发明的范畴和范围内的改进的灭火装置的所有实施例，这对于本领域技术人员而言是明了的。
从前述可见，已经描述了一种灭火方法。应该注意，图、草图、图表和附图未按比例绘制，并且附图之间的距离也不认为是重要的。在图、草图、图表和附图中所作的前述公开和显示应仅被认为是对本发明原理的说明。
尽管前面的描述参考了特定的说明性实施例，但是这些实例不应解释为限制。不仅可以对本发明的设备系统进行修改以将其用作其他材料的运输载具；而且还可以针对其从各种类型的发射器、飞机和/或其他飞行器中发射进行修改。因此，本发明不限于所公开的实施例，而是应被赋予与以下权利要求一致的最广范围。这将包括但不限于，推进系统可以由例如涡轮机、不同来源和/或不同来源的组合提供动力；该推进系统可以在本文提出和/或可以包括的本发明的主体外部，和/或它可以是外部和内部系统、组件和/或的组合；可以通过不是本文描述的推力矢量系统的方法或办法和/或附加于本文描述的推力矢量系统的方法或办法释放加压空气和/或其他气体；压力波室的放置和压力波室相对于本发明的其他组件的放置，和其他组件彼此之间的放置；以及，本领域技术人员将显而易见的其他修改。
