Raketenschubvorrichtung für Flugzeug-Schleudersitze Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine Raketenschubvorrichtung für Flugzeug-Schleuder- sitze, bestehend aus einem unter dem Schleudersitz angebrachten Gehäuse und einem darin befindlichen festen Treibmittel, welches bei der Zündung mittels einer Zündvorrichtung Verbrennungsgase entwickelt, die durch Auslässe in dem Gehäuse ausströmen.
Die erfindungsgemässe Raketenschubvorrichtung ist vorzugsweise, wenn auch nicht ,ausschliässlich, dazu bestimmt, in Verbindung mit einer Ausstosska- none verwendet zu werden, welch letztere den aus- stossbaren Teil von dem Flugzeug löst und denselben auswirft, in welchem Falle also die Raketenschub vorrichtung eine zusätzliche Schubkraft liefert, nach dem die Ausstosskanone den ausstossbaren Teil in Bewegung gesetzt hat,
so dass der letztere genügend weit von dem Flugzeug entfernt wird.
Das Ziel der vorliegenden Erfindung ist die Schaffung einer Raketenschubvorrichtung, bei wel cher das Treibmittel so rasch verpufft, dass die Treibkraft momentan ,entsteht, d. h. mit der gerin@gst- möglichen Zeitspanne vom Beginn des Zündungsim pulses bis zu dem Zeitpunkt, wo die Treibkraft .ihre volle Höhe erreicht, worauf die Treibkraft so weit als möglich konstant bleibt, und zwar bis zur völligen Verbrennung des Treibmittels.
Die Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, dass das Treibmittel die Form eines Stapels hat aus einer Reihe plattenförmiger, im Abstand voneinander be findlicher Treibelemente, deren sich gegenüberste hende Seiten Verbrennungsflächen bilden, wobei die erwähnten Auslässe zueinander so angeordnet sind, dass die zwischen den Verbrennungsflächen der Treib- elemente gebildeten Schlitze für die Verbrennungs gase und die Strömungsrichtung der letzteren durch ,
die Auslässe .hindurch in die freie Luft im wesentli chen parallel zueinander sind.
Die Erfindung soll nun im Nachstehenden aus führlicher beschrieben werden, und zwar unter Bc- zugnahme ,auf die beiliegenden Zeichnungen, welche einige Ausführungsformen der Raketenschubvorrich- tung darstellen.
Fig. 1 der Zeichnungen ist eine Ansicht der erfin- dungsgemässen Raketenschubvorrichtung, teilweise im Längsschnitt.
Fig. 2 ist ein Querschnitt .der Raketenschubvor- richtung nach der Linie II-II in Fig. 1.
Fig. 3 ist eine Ansicht einer zu :der Raketen schubvorrichtung gehörigen Raketenzündvorrich- tung, teilweise im Längsschnitt.
Die Fig. 4 und 5 zeigen die Raketenschubvorrich- tung in einer abgeänderten Ausführungsform, wobei die Fig. 5 ein Querschnitt ist nach der Linie V -V in Fig. 4.
Fig. 6 ist eine Ansicht einer wahlweisen Ausfüh rungsform der Raketenzündvorrichtung, teilweise im Längsschnitt.
Die Fig. 7 und 8 zeigen die Raketenschubvorrich tung zusammen mit einem Schleudersitz, und zwar ist Fig. 8 eine Ansicht - teilweise im Schnitt - des Schleudersitzes, von hinten gesehen längs einer Linie VIII-VHI in Fig. 7 und in einer Lage,
in welcher die Raketenschubvorrichtung in Tätigkeit tritt.
In den Fig. 1 und 2 bezeichnet :die Ziffer 1 ein Gehäuse, das an den beiden Enden mit den leicht lös baren Stirndeckeln 2 versehen ist, wobei je ein Dich tungsring 3 die Fuge zwischen dem Gehäuse und dem. betreffenden Stirndeckel abdichtet.
Das Gehäuse, welchem man neben anderen Gründen. vor allem wegen der baulichen Festigkeit einen kreisförmigen Querschnitt gegeben hat, besitzt in seinem unteren Teil eins verdickte Wandung 4, welche einen Sitz für eine Anzahl radialer Auslassdüsen 5 abgibt, die mit ihren Ausströmungsrichtungen parallel zueinander ausgerichtet sind.
Um das Eindringen von Feuchtig keit und Schmutzteilchen in die R.aketenschubvor- richtung zu verhindern, wenn dieselbe ausser Betrieb ist, werden die Auslässe durch die Verschlussdeckel 6 verschlossen. Die Befestigung dieser Verschlussdek- kel an den Auslässen ist verhältnismässig .schwach, .so dass die Deckel durch den bei Inbetriebsetzung der Raketen.schubvorrichtung in dem Gehäuse entstehen den Druck leicht entfernt werden können.
Innerhalb des Gehäuses 1 befindet sich ein Aggregat als der .aktive Bestandteil der Raketen schubvorrichtung; es besteht aus einem festen Treib mittel, z. B. einem Plastikpulver oder dergleichen von gut zu regelnder Verbrennungsgeschwindigkeit sowie Mitteln zur Zündung des Treibsatzes. Das Aggregat ist in der Form .eines Stapels bzw. einer Säule 7 ange ordnet, mit einer Reihe plattenförmigerTreibelemente 8, die ihrerseits quer zu dem Gehäuse 1 angeordnet sind und einen Abstand voneinander haben, so dass zwischen den einzelnen Treibelementen eine Reihe von Querschlitzen 9 gebildet wird.
Unter einem Win kel zu den Treibelementen und den Schlitzen des Sta pels, d. h. in der Längsrichtung des Gehäuses, ist die Zündvorrichtung 10 des Aggregats bzw. des Treib satzes angeordnet.
Die Verbrennungsflächen .der Treibelemente .sind die sich gegenüberstehenden Oberflächen 11 .an den einzelnen Paaren der Treibelemente. Diese Oberflä chen haben vorzugsweise alle den gleichen Abstand voneinander und sind einander parallel. Die Kanten 12 der Elemente dienen indessen nicht als Verbren nungsflächen und sind in bekannter Weise mit einer Isolierschicht überzogen, welche hier die Zündung des Treibmittels verhindert.
Wie am besten .aus .den Fig. 2 und 5 hervorgeht, haben die Kanten 12 der Treibelemente nur einen geringen 'Abstand von der oberen und den seitlichen Innenflächen des Gehäuses 1, wohingegen die Kanten längs des Teils des Umfan ges, welcher dem verdickten Wandun.gsteil 4 gegenr übersteht, einen grösseren Abstand von der Innenflä che des Gehäuses haben.
Zwischen den Kanten und dem verdickten Wandungsteil wird somit ein Kanal 13 gebildet, welcher sich von dem einen Ende des Stapels zu dem anderen erstreckt und welcher teil weise mit den Auslassdüsen 5, teilweise mit den Schlitzen 9 in Verbindung steht.
Aus den Zeichnun gen geht hervor, dass die Treibelemente 8 zu den Auslassdüsen 5 gleich verteilt sind, so dass also jedem Auslass ein gleicher Anteil der Verbrennungs gase zufällt. Ferner stehen die Schlitze parallel zu den Achsen der Düsen, so dass der Strom der Gase aus den Schlitzen zu den Düsen im allgemeinen gerade und ohne grosse Abweichungen ist, wie .man aus Fig. 4 ersehen kann.
Das Aggregat bzw. der Treibsatz kann in ver schiedener Weise .ausgeführt werden, insbesondere hinsichtlich der Struktur des Stapels 7 und der An- ordnung :der Zündvorrichtung 10. Bei dem Ausfüh rungsbeispiel nach den Fig. 1 und 2 haben die Treib- elemente, welche zweckmässigerweise einzeln in Pressformen oder durch spanabhebende Formung gefertigt werden;
einerseits in der Mitte eine Boh rung, in welche eine Hülse 14 aus einem steifen Kar ton oder dergleichen eingeschoben wird und welche als Stütze für den Stapel dient, andererseits am Aus senumfang eine Aussparung 15 für die Zündvorrich tung 10. Beim Zusammenbau des Stapels der Treib- elemente wird zunächst die Hülse mit einer erhärten den Masse überzogen, worauf die Treibelemente 8 aufgefädelt werden, und zwar so, dass die Ausspa rungen zueinander ausgerichtet sind und mit idazwi- schen befindlichen Distanzstücken 16, so dass alle Schlitze 9 die gleiche Grösse haben.
Der Stapel bildet nach der Befestigung der Treibelemente an der Hülse eine leicht zu handhabende Einheit, welche von einem Ende aus in das Gehäuse der Raketenschub vorrichtung hineingeschoben werden kann, ohne eine Gefahr für die Beschädigung des Treibmittels.
Der Stapel der Treibelemente wird in dem Gehäuse fest gehalten durch eine Zugstange 17, die in die Stirn deckel 2 dichteingepasst ist und ;durch die Hülse 14 hindurchgeht, ferner durch ein Paar von Halteringen 18 an den entgegengesetzten Seiten der Enden der Hülse und aus einem weichen Werkstoff verfertigt, so dass die Hülse nicht verformt werden kann, wenn die Muttern 19 an der Zugstange angezogen werden und das Gehäuse durch die Stirndeckel verschlossen wird.
Ein Vorzug der Anordnung des Treibmittels in der Form eines solchen Stapels ist, dass man die Grösse der Raketenschubvorrichtung leicht verän dern kann. Ist eine Vorrichtung von grösserer Schub kraft erforderlich, dann kann man den Stapel durch Hinzufügen einer weiteren Anzahl von Treibelemen- ten der gleichen Form und Grösse verlängern.
Dazu gehört dann nur noch eine entsprechende Verlänge rung des Gehäuses 1, der Zündvorrichtung 10 und der Zugstange 17 sowie gegebenenfalls das Anbrin gen einiger weiterer Auslassdüsen.
Die Zündvorrichtung 10, welche sich in dem durch die Aussparungen 15 in der Ausführungsform nach zig. 1 gebildeten Kanal befindet, aber ebenso gut ausserhalb der Kanten 12 der Treibelemente in der Längenausdehnung des Stapels angeordnet wer- ,den kann, wenn man dem Gehäuse einen dafür geeig neten Querschnitt gibt, ist an den Stirndeckeln 2 auf gehängt, wo die Endender Zündvorrichtung dicht in Bohrungen eingepasst sind,
welche in Gewindeteile 20 in dem äusseren Teil der Bohrugen übergehen. Die in der einen Ausführungsform in Fig. 3 darge stellte Zündvorrichtung besteht aus einem Rohr 21 aus Stahl oder einem sonstigen hitzebeständigen Werkstoff, welches auf den grössten Teil seiner Länge mit den Lochungen 2 versehen ist, einer Ini tialzündvorrichtung 23, welche vorzugsweise in beide Rohrenden eingesetzt wird sowie einer Verbren nungsmasse innerhalb des Rohres 21 von einem Ende desselben zu Odem .anderen, zu einer Reihe von Ringen 24 geformt, die alle in der Längsachse des Rohres angeordnet sind: und durch Distanzstücke 25 im Abstand voneinander gehalten werden;
diese letz teren befinden sich an der Innenfläche des Rohres und bestehen aus Filz oder einem ähnlichen brennba ren porösen Stoff.
Die Initialzündvorrichtung 23 besteht, von der Mitte des Rohrs 21 aus gesehen, .aus :einer kleinen ringförmigen detonierenden Masse 26, einer Patrone 27 mit einer Zündkapsel sowie einem Schlagbolzen 28, der an der Rückwand der Patrone angeordnet ist und dadurch die letztere in ihrer Lage hält. Der Schlagbolzen ist mit einer Schulter versehen, so dass er leicht ausgelenkt werden kann, wenn eine auf die Patrone zu gerichtete Kraft auf den Schlagbolzen ein wirkt.
An ihrem äusseren Ende hat die Initialzünd vorrichtung einen Kraftverstärker 29 in der Form eines Kolbens, der normalerweise durch einen Siche rungsdraht 30 festgehalten wird, aber durch einen Druckimpuls, welcher genügend :gross ist, um den Sicherungsdraht abzuscheren, in eine Bohrung 31 in Richtung auf den Schlagbolzen 28 zu getrieben wer den kann. Neben dem Schlagbolzen befindet sich eine Bohrung 32 zum Abführen der in, der Bohrung 31 befindlichen Luft.
Die Raketenschubvorrichtung kann mit einer Ausstosskanone von der Art wie sie ausführlicher in der schwedischen Patentaschrift No. 164 837 be schrieben ist, kombiniert werden. Die Bauteile, zwi schen denen sich der Gasdruck der Kanone auswir ken soll und welche den Schleudersitz von dem Flug zeug trennen, in der erwähnten Patentschrift mit 5 und 6 bezeichnet, entsprechen den Bauteilen 33 bzw. 34 in den vorliegenden Fig. 7 und B.
Das Bauelement 33, welches als ein an dem Schleudersitz angebrach ter Zylinder geformt sein kann, soll in seinem oberen Teil eine Pulverladung haben sowie eine Zündvor richtung, die bei Betätigung eines Handgriffes 35 durch den Flugzeugführer ausgelöst werden kann.
Ähnlich dem in der erwähnten Patentschrift darge stellten Bauteil soll das Bauelement 34 aus einem Kolben bestehen, welcher .an dem Flugzeug .ange bracht ist und sich aufwärts durch,das Bauelement 33 hindurch erstreckt, so dass das obere Ende 36 sich normalerweise in dem oberen Teil des Bauelementes 33 befindet.
Das Bauelement 33 hat in seinem unteren Teil zwei Öffnungen 37, welche sich :in einem bestimmten Abstand von der Mündung 38 des Bauelements be finden und welche über die Rohre 39, die zu den bei den Anschlüssen 20 der Raketenschubvorrichtung führen, mit dem Kraftverstärker 29 der Zündvorrich tung in Verbindung stehen. Die Stirndeckel 2 an der Raketenschubvorrichtung sind zu Flanschen 40 ge formt, mittels welcher die Vorrichtung an dem Fahr werk des Schleudersitzes angebracht ist, sodass die Längsachse des Gehäuses des Raketenmotors senk recht und symmetrisch zu der Längsachse der Kanone gelegen ist.
Die Arbeitsweise der Vorrichtung ist nun die fol- gende: Wenn der Flugzeugführer die Abschussvor- richtung der Kanone mittels des Handgriffes 35 betä tigt und die Pulverladung der letzteren detoniert, wird in der Kanone ein Gasdruck erzeugt, welcher den Schleudersitz von Odem, Flugzeug löst, sodass das Bauelement 33 beginnt,
in .axialer Richtung zu dem Bauelement 34 verschoben zu werden. Während,die- ser Bewegung nimmt der Gasdruck noch zu und er reicht seinen maximalen Wert dann, wenn der Schleudersitz etwa die Hälfte des Weges zu der Stelle zurückgelegt hat, wo das Ende 36 dabei ist, die Mün dung 38 zu verlassen.
Die Gasentwicklung .aus der Pulverladung hält auch während des letzteren Teils dieser Bewegung an, wodurch der in der Kanone herrschende Druck auf grosser Höhe gehalten wird, selbst wenn die Öffnungen 37 in einer Ebene mit dem Ende 36 ,sind, welche Lage in der Fig. 8 :dargestellt ist. In diesem Augenblick wird die mit Gasangefüllte innere Kammer der Kanone durch dieÖffnungen 37 und die Rohre 39 hindurch mit dem Kraftverstärker 29 in Verbindung gesetzt.
Der Sicherungsdraht 30, welcher als eine Sperre für die Initialzündvorrichtung dient, zerreisst infolge des von der Kanone her ein wirkenden Gasdruckes und gibt damit den Kraftver stärker frei, so dass der letztere .an den Schlagbolzen 28 .anschlagen kann.
Wenn,die Patrone 27 infolge der Einwirkung .des Schlagbolzens detoniert, schiesst aus jeder der Initial zündvorrichtungen eine Flamme heraus, welche auf die Detoniermasse 26 trifft, dort verstärkt wird und sich dann weiterhin fortpflanzt durch Aden sich in der Längsrichtung erstreckenden Kanal 41 in der Detoniervorrichtung; damit wird die ganze Reihe von Ringen 24 gleichzeitig gezündet.
Die augenblicklich wirkende Zündvorrichtung gibt nun eine Flamme ab, welche durch die Lochungen 2 in dem Rohr verteilt und gerichtet wird; wobei die Flamme in .die Schlitze 9 zwischen den Treibelementen der Stapelsäule ein tritt und dadurch mit den Verbrennungsflächen 11 in: Berührung kommt.
Da nun die Zündvorrichtung auf die ganze Länge der Stapelsäule oder doch in jedem Falle auf den grössten Teil derselben in Tätigkeit tritt, werden .alle Teile des Treibmittels fast gleich- zeitig gezündet, zum Unterschiede von der Zündung des Treibmittels .an einer einzelnen Stelle, in welchem Falle die einzelnen Treibelemente einander der Reihe nach zu zünden hatten mit ,dem sich daraus ergeben den Zeitverzu,ge. Wie man .sieht,
hat man eine zusätz liche Sicherheit für die richtige Arbeitsweise der Zündvorrichtung insofern als dieselbe mit zwei Ini tialzündvorrichtungen arbeitet, welche voneinander unabhängig .sind, wohl aber ,gleichzeitig in Tätigkeit treten.
Die Verschlussdeckel 6, welche dichtend ,an den Düsen 5 angebracht sind, dienen bei Inbetriebsetzung der Raketenschubvorrichtung zunächst als ein Damm und infolge der hierdurch indem, Gehäuseauftreten den raschen Druckzunahme wird die Zündung des Treibmittels erleichtert. Sobald jedoch der Druck einen bestimmten Wert erreicht hat, werden die Verschlussdeckel ausgeworfen, woraufhin die Ver brennungsgase, die sich in den Sehlitzen 9 gebildet haben und damit in die Düsen 5 gelangen, nach der Expansion in den letzteren frei entweichen können.
Da das Gehäuse die ganze Treibladung einschliesst, ohne irgendeinen Teil derselben abzu schirmen, und -da ferner die Schlitze mittels des Längskanals 13 miteinander in Verbindung stehen, wird zu Beginn der Verbrennung der Druck in allen Teilen des Gehäuses gleich hoch sein. Wie bereits hervorgehoben wurde, sind die Treibelemente zu den Düsen gleichmässig verteilt und :durch jede der Düsen geht praktisch ein :gleich grosser Teil der gesamten Gasströmung hindurch.
Es :braucht also keine Innen strömung von einem Teile der Säule zu dein anderen aufzutreten, sondern die Gase können direkt von den Schlitzen 9 der Säule über den Kanal 13 zu dem nächstgelegenen Auslass strömen, wobei eine fast radiale Strömungsrichtung aufrechterhalten wird.
Aus dem Vorstehenden geht hervor, dass jede Düse eine gleich grosse Reaktionskraft erzeugt. Die sich aus der Wirkung aller Düsen ergebende Schub kraft, wie sie in der Fig. 7 durch den Pfeil angedeutet ist, liegt daher in der Symetricebene des Schleudersit zes.
Die Richtung der Schubkraft in dieser Ebene muss derart sein, dass sie gerade vor dem Schwer punkt des Schleudersitzes vorbeigeht - .in Fig. 7 mit 42 bezeichnet - bei dessen Berechnung sowohl der Schleudersitz als auch das Gewicht des Flugzeugfüh rers und von dessen Ausrüstung in Betracht gezogen werden. Bei einer so gerichteten Schubkraft wirkt nämlich die Raketenschubvorrichtung der Vorwärts drehung des Sitzes entgegen, welche infolge der von der Kanone ausgeübten Schubkraft normalerweise auftritt, nachdem der Schleudersitz das Flugzeug ver lassen hat. Dabei werden schon ziemlich geringe Verschiebungen des Schwerpunkts die Bewegung des Sitzes in der Luft in nachteiliger Weise beeinflussen.
Eine Anpassung der Richtung der Schubkraft kann leicht nur durch eine Drehung der Raketenschubvor- richtun.g um deren Längsachse erfolgen.
Gleichzeitig mit dem oben beschriebenen Zün dungshub, welcher sehr sehr rasch erfolgt (die volle Schubkraft des Raketenmotors ist bereits nach eini gen Hundertstel einer Sekunde erreicht) hat der Schleudersitz seine Bewegung unter Verschiebung der Mündung 38 auf das obere Ende 36 an dem festen Bauelement 34 zu fortgesetzt. Sobald einmal diese Lage erreicht ist, nimmt der Druck der Kanone und damit dessen Wirkung auf ;den Schleudersitz rasch ab, aber gleichzeitig setzt nun die Schubkraft der Raketenschubvorrichtung ein.
Durch die geeig nete Wahl des Abstandes der Öffnungen 37 von der Mündung 38 erreicht man einen fast vollständigen Synchronismus zwischen der Abschaltung der einen Schubvorrichtung und der Inbetriebsetzung der ande ren Schubvorrichtung mit dem Ergebnis einer steti gen Krafteinwirkung während dieses Teils des Hubes. Sollte die Raketenvorrichtung zu früh gezündet wer den, bevor der Gasdruck der Kanone abzufallen be- gingt, dann erhält man eine zu grosse kollektive Kraftleistung, welche sich für den Flugzeugführer schädlich auswirken könnte.
Erfolgt andererseits die Zündung zu spät, dann würde die Beschleunigung des Schleudersitzes abnehmen, bevor noch die Schub kraft des Raketenmotors wieder zunimmt. Eine der artige Diskontinuität ist, wenn sie nicht auf eine kurze Zeitspanne beschränkt bleibt, für den Flug zeugführer von sehr nachteiliger Wirkung.
Ein Grund, welcher wesentlich dazu beiträgt, das günstige Resultat zu erhalten, .ist, dass die Zeitspanne von dem von der Ausstosskanone ausgehenden Zünd- impuls bis zu dem Augenblick, in welchem die er findungsgemässe Raketenschubvorrichtung ihre volle Schubkraft erreicht hat, kurz ist und innerhalb sehr enger Grenzen gehalten werden kann, und dass man ferner von .diesem Augenblick an eine stetig verlau fende Schubkraftkurve erhalten kann.
Die Treibele- mente der Stapelsäule, welche nur an der Oberfläche 11 verbrennen, haben nämlich eine Gesamtverbren- nungsfläche, die im wesentlichen unverändert bleibt bis ;die Elemente völlig verbrannt sind, d. h. bis sie von beiden Seiten ausgehend so dünn geworden sind, dass sie nicht länger zusammenhalten.
Während der ganzen Verbrennungszeit halten ferner die Verbren- nungsflächen ihre Lage zu den Auslässen des Gehäu ses aufrecht, mit anderen Worten die Gase strömen im gleichen Abstand vorwärts zu den Düsen, was ebenfalls von Bedeutung ist, um eine konstante Schubkraft zu bekommen.
Die in :der Fig. 4 dargestellte Ausführungsform unterscheidet sich von der soeben beschriebenen ins besondere dadurch, dass die Zündvorrichtung 10 sich in einer zentralen Bohrung 43 befindet, die sich durch :die Mitten der Treibelemente 8 erstreckt. Die Säule der Treibelemente .ist hier auf einem Rahmen aufgebaut, der :aus drei Hülsen 44 besteht, und durch jede der letzteren ist eine Zugstange 45 gesteckt. Auf diese Weise werden die Treibelemente starrer in ihrer Lage innerhalb der Stapelsäule gehalten und gleich zeitig wird der Zerfall der Treibelemente am Ende der Verbrennungszeit infolge der grösseren Anzahl von Verankerungen etwas später eintreten.
Bei der in Fig. 6 dargestellten Ausführungsform des Zünders befindet sich ein Beutel 46 aus Tuch oder einem ähnlichen brennbaren Stoff innerhalb :des Rohres 21 von einem Ende desselben zu dem ande ren. In den Beutel wird eine körnige Zündmasse 47 eingeführt. Mit 48 ist ein elektrischer Zünder eines an sich bekannten Typs bezeichnet, welcher einen Teil der Initialzündvorrichtung 23 bildet und zu nächst die Zündmasse 47 zündet, sobald über die Leiter 49 ein elektrischer Impuls kommt.
Wie bei der Ausführungsform nach Fig. 3 erhält man längs des ganzen Zünders eine augenblickliche Zündung. Der Grund dafür, dass die Zündung sich hier mit der glei chen Geschwindigkeit fortpflanzt, obwohl der Beutel 46 völlig mit der Zündmasse angefüllt ist, ist :darin zu suchen, dass :die körnige Zündmasse eine grössere Verbrennungsgeschwindigkeit und eine grosse Durchlässigkeit für die Zündflamme hat. Die Zün dung der Treibelemente in der Stapelsäule erfolgt analog zu :der vorher beschriebenen Zündweise.
Die Leiter 49, welche in der Ausführungsform nach Fig. 6 an die Stelle der Rohre 39 treten, können entweder von :dem Servomechanismus .an einem Schleudersitz .gemäss dem schwedischen Patent No. 164 837 ,ausgehen, wobei dieser Servomechanis mus so .angeordnet ist, :dass er eine von einer Strom quelle .aus gespeiste Kontaktvorrichtung betätigt, oder aber von einer Kontaktvorrichtung, welche :an dem Schleudersitz :
angebracht ist und durch einen festen Teil des Flugzeuges betätigt wird, wenn der Schleu dersitz die Lage erreicht hat, in welcher die Raketen schubvorrichtung .in Tätigkeit treten soll. Essei hier darauf hingewiesen, dass ,die Wahl von Mitteln zur Übertragung :des Impulses zu der Raketenvorrichtung und zur Einleitung der Zündung nicht von der Aus führungsform des Zünders in :anderer Hinsicht ab hängt.
Es ist beispielsweise möglich, die in der Fig. 3 dargestellte Initialzündvorrichtung an Steile .des elek trischen Zünders 48 in der Vorrichtung nach Fig. 6 einzubauen oder aber für die Zündvorrichtung nach Fig. 3 eine elektrische Zündung zu verwenden.
Rocket thruster for aircraft ejector seats The present invention relates to a rocket thruster for aircraft ejector seats, consisting of a housing attached under the ejector seat and a solid propellant located therein which, when ignited by means of an ignition device, develops combustion gases which are released through outlets in the Casing outflow.
The rocket propulsion device according to the invention is preferably, if not exclusively, intended to be used in connection with an ejection cannon, which the latter detaches the ejectable part from the aircraft and ejects it, in which case the rocket propulsion device is an additional one Delivers thrust after the ejector has set the ejectable part in motion,
so that the latter is sufficiently far removed from the aircraft.
The aim of the present invention is to provide a rocket propulsion device in which the propellant evaporates so quickly that the propellant force is instantaneous, i.e. H. with the smallest possible time span from the start of the ignition pulse to the point in time when the propellant reaches its full level, whereupon the propellant remains as constant as possible, until the propellant is completely burned.
The invention is characterized in that the propellant has the form of a stack of a number of plate-shaped, spaced apart propellant elements, the opposite sides of which form combustion surfaces, the outlets mentioned are arranged to each other so that the between the combustion surfaces of the propellant - slots formed by elements for the combustion gases and the direction of flow of the latter through,
the outlets into the open air are essentially parallel to one another.
The invention will now be described in more detail below, with reference to the accompanying drawings, which show some embodiments of the rocket thruster.
1 of the drawings is a view of the rocket thruster according to the invention, partially in longitudinal section.
FIG. 2 is a cross section of the rocket thruster along the line II-II in FIG.
3 is a view of a rocket ignition device belonging to the rocket pusher, partly in longitudinal section.
4 and 5 show the rocket thruster in a modified embodiment, with FIG. 5 being a cross section along the line V -V in FIG.
Fig. 6 is a view of an optional Ausfüh approximately form of the missile detonator, partially in longitudinal section.
7 and 8 show the Raketenschubvorrich device together with an ejection seat, namely Fig. 8 is a view - partially in section - of the ejection seat, seen from behind along a line VIII-VHI in Fig. 7 and in a position
in which the rocket thruster comes into operation.
In Figs. 1 and 2: the numeral 1 denotes a housing which is provided at the two ends with the easily soluble ble front covers 2, each one you processing ring 3, the joint between the housing and the. relevant end cover seals.
The housing, which one among other reasons. has given a circular cross-section mainly because of the structural strength, has a thickened wall 4 in its lower part, which provides a seat for a number of radial outlet nozzles 5, which are aligned with their outflow directions parallel to one another.
In order to prevent moisture and dirt particles from penetrating into the rocket pusher device when it is not in operation, the outlets are closed by the cover 6. The fastening of these closure covers to the outlets is relatively weak, so that the covers can easily be removed due to the pressure created in the housing when the rocket thruster is started up.
Inside the housing 1 there is an aggregate as the active component of the rocket thrust device; it consists of a solid propellant medium such. B. a plastic powder or the like of easy-to-control combustion rate and means for igniting the propellant. The unit is arranged in the form of a stack or column 7, with a series of plate-shaped drive elements 8, which in turn are arranged transversely to the housing 1 and are spaced apart so that a series of transverse slots 9 is formed between the individual drive elements becomes.
At an angle to the drive elements and the slots of the Sta pels, d. H. in the longitudinal direction of the housing, the ignition device 10 of the unit or the propellant rate is arranged.
The combustion surfaces of the propellant elements are the opposing surfaces 11 of the individual pairs of propellant elements. These surfaces are preferably all equidistant from one another and are parallel to one another. The edges 12 of the elements, however, do not serve as combustion surfaces and are coated in a known manner with an insulating layer, which prevents the ignition of the propellant here.
As can best be seen from .Fig. 2 and 5, the edges 12 of the drive elements have only a small distance from the upper and the lateral inner surfaces of the housing 1, whereas the edges along the part of the circumference which the thickened wall .gteil 4 projects against, have a greater distance from the Innenflä surface of the housing.
A channel 13 is thus formed between the edges and the thickened wall part, which extends from one end of the stack to the other and which is partly connected to the outlet nozzles 5 and partly to the slots 9.
It can be seen from the drawings that the propellant elements 8 are equally distributed to the outlet nozzles 5, so that an equal proportion of the combustion gases falls to each outlet. Furthermore, the slots are parallel to the axes of the nozzles, so that the flow of gases from the slots to the nozzles is generally straight and without great deviations, as can be seen from FIG.
The unit or the propellant charge can be designed in various ways, in particular with regard to the structure of the stack 7 and the arrangement: the ignition device 10. In the exemplary embodiment according to FIGS. 1 and 2, the propellant elements have which are expediently manufactured individually in compression molds or by machining;
on the one hand in the middle a Boh tion into which a sleeve 14 made of a stiff Kar ton or the like is inserted and which serves as a support for the stack, on the other hand a recess 15 for the Zündvorrich device 10. When assembling the stack of driving - elements, the sleeve is first coated with a hardening compound, whereupon the drive elements 8 are threaded in such a way that the recesses are aligned with one another and with spacers 16 between them so that all slots 9 are the same size.
After the propellant elements have been attached to the sleeve, the stack forms an easy-to-use unit which can be pushed into the housing of the rocket thruster from one end without the risk of damaging the propellant.
The stack of drive elements is held firmly in the housing by a tie rod 17 which is tightly fitted into the end cover 2 and; passes through the sleeve 14, further by a pair of retaining rings 18 on the opposite sides of the ends of the sleeve and of a soft one Manufactured material so that the sleeve cannot be deformed when the nuts 19 are tightened on the tie rod and the housing is closed by the end cover.
A benefit of arranging the propellant in the form of such a stack is that one can easily change the size of the rocket thruster. If a device with greater thrust is required, the stack can be lengthened by adding a further number of drive elements of the same shape and size.
This then only includes a corresponding extension of the housing 1, the ignition device 10 and the pull rod 17 and possibly the attachment of a few further outlet nozzles.
The ignition device 10, which is located in the through the recesses 15 in the embodiment according to zig. 1 formed channel is located, but just as well outside the edges 12 of the propulsion elements in the longitudinal extension of the stack can be, if you give the housing a suitable cross-section, is hung on the front cover 2, where the ends of the ignition device tight are fitted in bores,
which merge into threaded parts 20 in the outer part of the holes. The in one embodiment in Fig. 3 Darge presented ignition device consists of a tube 21 made of steel or other heat-resistant material, which is provided with the holes 2 over most of its length, an initial ignition device 23, which is preferably used in both tube ends is and a combustion mass within the tube 21 from one end of the same to Odem .anderen, formed into a series of rings 24, which are all arranged in the longitudinal axis of the tube: and are held by spacers 25 at a distance from each other;
these latter are located on the inner surface of the tube and are made of felt or a similar combustible porous material.
The initial ignition device 23 consists, seen from the center of the tube 21, from: a small annular detonating mass 26, a cartridge 27 with a detonator and a firing pin 28, which is arranged on the rear wall of the cartridge and thereby the latter in its position holds. The firing pin is provided with a shoulder so that it can be easily deflected when a force directed towards the cartridge acts on the firing pin.
At its outer end, the initial ignition device has a booster 29 in the form of a piston, which is normally held in place by a safety wire 30, but by a pressure pulse which is large enough to shear the safety wire into a bore 31 in the direction of the firing pin 28 driven to who can. Next to the firing pin there is a bore 32 for discharging the air located in the bore 31.
The rocket thruster can be fitted with an ejector cannon of the type described in more detail in Swedish Patent Publication No. 164 837 be written, can be combined. The components between which the gas pressure of the cannon should act and which separate the ejection seat from the aircraft, denoted by 5 and 6 in the patent mentioned, correspond to components 33 and 34 in the present FIGS. 7 and B.
The component 33, which can be formed as a cylinder attached to the ejection seat, should have a powder charge in its upper part and a Zündvor direction that can be triggered by the pilot when a handle 35 is operated.
Similar to the component shown in the aforementioned patent specification, the component 34 should consist of a piston which is attached to the aircraft and extends upward through the component 33 so that the upper end 36 is normally in the upper part of the component 33 is located.
The component 33 has two openings 37 in its lower part, which are located at a certain distance from the mouth 38 of the component and which are connected to the power amplifier 29 of the via the tubes 39 which lead to the connections 20 of the rocket thruster Ignition device are connected. The end covers 2 on the rocket thruster are formed into flanges 40 ge, by means of which the device is attached to the chassis of the ejector seat so that the longitudinal axis of the housing of the rocket motor is perpendicular and symmetrical to the longitudinal axis of the cannon.
The mode of operation of the device is as follows: When the pilot activates the gun's firing device by means of the handle 35 and the powder charge of the latter detonates, a gas pressure is generated in the gun, which releases the ejection seat from the breath of the aircraft, so that the component 33 begins,
to be moved in .axial direction to the component 34. During this movement, the gas pressure still increases and it reaches its maximum value when the ejection seat has covered approximately half of the way to the point where the end 36 is about to leave the opening 38.
The development of gas from the powder charge also continues during the latter part of this movement, as a result of which the pressure prevailing in the cannon is kept at a high level, even if the openings 37 are in one plane with the end 36, which position in FIG. 8: is shown. At this moment the inner chamber of the cannon, filled with gas, is connected to the booster 29 through the openings 37 and the tubes 39.
The safety wire 30, which serves as a lock for the initial ignition device, tears as a result of the gas pressure acting from the cannon and thus releases the force more so that the latter can strike the firing pin 28.
If the cartridge 27 detonates as a result of the action of the firing pin, a flame shoots out of each of the initial ignition devices, which hits the detonating mass 26, is intensified there and then continues to propagate through a longitudinally extending channel 41 in the detonating device ; so that the whole series of rings 24 is ignited simultaneously.
The instantly acting ignition device now emits a flame which is distributed and directed through the perforations 2 in the tube; wherein the flame in .die slots 9 between the propulsion elements of the stacking column occurs and thereby with the combustion surfaces 11: comes into contact.
Since the ignition device comes into operation over the entire length of the stacking column, or in any case over the greater part of it, all parts of the propellant are ignited almost simultaneously, in contrast to the ignition of the propellant at a single point, in in which case the individual propellant elements had to ignite one after the other with the result of the delay in time. As you can see,
you have an additional security for the correct operation of the ignition device insofar as it works with two initial ignition devices, which are independent of each other, but which are activated at the same time.
The sealing covers 6, which are attached to the nozzles 5 in a sealing manner, initially serve as a dam when the rocket thruster is started up and, as a result of the rapid increase in pressure caused by the housing, the ignition of the propellant is facilitated. However, as soon as the pressure has reached a certain value, the sealing caps are ejected, whereupon the combustion gases that have formed in the seat strands 9 and thus get into the nozzles 5 can freely escape after the expansion in the latter.
Since the housing encloses the entire propellant charge without shielding any part of the same, and since the slots are also connected to one another by means of the longitudinal channel 13, the pressure in all parts of the housing will be the same at the beginning of the combustion. As has already been emphasized, the propulsion elements are evenly distributed to the nozzles and: practically every nozzle enters: the same part of the total gas flow.
It: there is no need for an internal flow from one part of the column to the other, but the gases can flow directly from the slots 9 of the column via the channel 13 to the nearest outlet, whereby an almost radial flow direction is maintained.
From the foregoing, it can be seen that each nozzle produces an equal reaction force. The thrust resulting from the action of all nozzles, as indicated by the arrow in FIG. 7, is therefore in the plane of symmetry of the Schleudersit ces.
The direction of the thrust in this plane must be such that it passes just in front of the center of gravity of the ejection seat - denoted by 42 in Fig. 7 - when calculating both the ejection seat and the weight of the pilot and his equipment to be pulled. With a thrust directed in this way, the rocket thruster counteracts the forward rotation of the seat which normally occurs as a result of the thrust exerted by the cannon after the ejector seat has left the aircraft. Even quite small shifts in the center of gravity will adversely affect the movement of the seat in the air.
An adjustment of the direction of the thrust can easily only be done by rotating the Raketenschubvor- Richtun.g about its longitudinal axis.
Simultaneously with the ignition stroke described above, which takes place very quickly (the full thrust of the rocket motor is already reached after a few hundredths of a second), the ejection seat has its movement, moving the muzzle 38 towards the upper end 36 on the fixed component 34 continued. As soon as this position is reached, the pressure of the cannon and with it its effect takes on; the ejection seat is quickly removed, but at the same time the thrust of the rocket thruster is used.
Through the appro designated choice of the distance between the openings 37 from the mouth 38, an almost complete synchronism is achieved between the disconnection of a pusher and the start-up of the other pusher with the result of a steady action of force during this part of the stroke. If the rocket device is ignited too early, before the gas pressure of the cannon begins to drop, then too great a collective power output is obtained, which could be harmful to the pilot.
On the other hand, if the ignition is too late, the acceleration of the ejector seat would decrease before the thrust of the rocket motor increases again. Such a discontinuity, if not limited to a short period of time, is very detrimental to the pilot.
One reason that contributes significantly to obtaining the favorable result is that the time span from the ignition pulse emanating from the ejector cannon to the moment at which the inventive rocket thrust device has reached its full thrust is short and within can be kept very narrow limits, and that one can also get a steadily running thrust curve from this moment on.
The driving elements of the stacking column, which burn only on the surface 11, namely have a total burning area which remains essentially unchanged until the elements are completely burned, i.e. H. until they have become so thin, starting from both sides, that they no longer stick together.
During the entire combustion time, the combustion surfaces also maintain their position in relation to the outlets of the housing, in other words the gases flow forward at the same distance to the nozzles, which is also important in order to obtain a constant thrust.
The embodiment shown in: FIG. 4 differs from the one just described in particular in that the ignition device 10 is located in a central bore 43 which extends through the centers of the drive elements 8. The column of the drive elements .is built on a frame which: consists of three sleeves 44, and a tie rod 45 is inserted through each of the latter. In this way, the propellant elements are held more rigidly in their position within the stacking column and at the same time the disintegration of the propellant elements at the end of the combustion time will occur somewhat later due to the larger number of anchors.
In the embodiment of the igniter shown in Fig. 6, a bag 46 of cloth or similar combustible material is located within: the tube 21 from one end thereof to the other. A granular detonator 47 is introduced into the bag. An electric igniter of a type known per se is denoted by 48, which forms part of the initial ignition device 23 and ignites the ignition compound 47 as soon as an electrical pulse comes over the conductor 49.
As in the embodiment of Fig. 3, instantaneous ignition is obtained along the entire igniter. The reason that the ignition propagates here at the same speed, although the bag 46 is completely filled with the ignition material, is to be found in the fact that: the granular ignition material has a higher combustion speed and a high permeability for the ignition flame. The ignition of the propellant elements in the stacking column is carried out in the same way as: the ignition method described above.
The conductors 49, which take the place of the tubes 39 in the embodiment according to FIG. 6, can either be obtained from: the servomechanism on an ejection seat according to the Swedish patent no. 164 837, with this servomechanism being arranged in such a way that: it actuates a contact device fed by a power source, or from a contact device which: on the ejection seat:
is attached and is operated by a fixed part of the aircraft when the Schleu dersitz has reached the position in which the rocket thruster .in activity. It should be pointed out here that the choice of means for transmitting the impulse to the rocket device and for initiating the ignition does not depend on the embodiment of the igniter in other respects.
It is, for example, possible to install the initial ignition device shown in FIG. 3 on Steile .des elec tric igniter 48 in the device according to FIG. 6 or to use an electric ignition for the ignition device according to FIG.