БЕСПИЛОТНЫЕ АВИАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ БОРЬБЫ С ПОЖАРАМИ
UNMANNED AIRCRAFT SYSTEM FOR CONTROLLING FIRES

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.