DE1231486B

DE1231486B - Rocket thruster for an ejection seat in aircraft

Info

Publication number: DE1231486B
Application number: DES88637A
Authority: DE
Inventors: Hans Joergen Mennborg
Original assignee: Saab AB
Current assignee: Saab AB
Priority date: 1962-12-13
Filing date: 1963-12-09
Publication date: 1966-12-29
Also published as: DE1231486C2; CH407765A; AT247161B; GB1010709A; NL301658A

Description

Raketenschubvorrichtung für einen Schleudersitz in Flugzeugen Die Erfindung betrifft eine Raketenschubvorrichtung für einen Schleudersitz in Flugzeugen mit einem langgestreckten, unter dem Schleudersitz angebrachten Gehäuse, welches an den beiden Enden verschlossen ist und in dem sich ein fester Treibsatz befindet, dessen bei der Entzündung erzeugte Verbrennungsgase im wesentlichen nach unten durch mehrere Auslässe in der längslaufenden Wandung des Gehäuses ausströmen können.Rocket thruster for an ejector seat in aircraft The The invention relates to a rocket thruster for an ejection seat in aircraft with an elongated housing attached under the ejection seat, which is closed at both ends and in which there is a solid propellant, its combustion gases generated during ignition through essentially downwards several outlets in the longitudinal wall of the housing can flow out.

Bei einer bekannten Raketenschubvorrichtung dieser Art ist nur eine Zündvorrichtung vorgesehen, woraus sich eine Zündverzögerung der einzelnen Treibsätze ergibt. Zwischen dem Sitz und der Schubvorrichtung besteht eine feste mechanische Verbindung in Form eines Teleskophebels. Der Aufbau dieser Raketenschubvorrichtung ist kompliziert und störanfällig, und die Vorrichtung ist nur begrenzt anwendbar.In a known rocket thruster of this type, only one is Ignition device provided, which results in an ignition delay of the individual propellant charges results. There is a fixed mechanical between the seat and the pusher Connection in the form of a telescopic lever. The structure of this rocket thruster is complicated and prone to failure, and the device is of limited use.

Weiterhin ist eine Raketenschubvorrichtung bekannt, bei welcher der Treibsatz in Form axial angeordneter Treibstoffplatten in einem etwa zylindrischen Körper angeordnet ist. Es ist hierbei nur eine Schubdüse vorgesehen, wobei die aus den Seitenflächen der Treibstoffplatten gebildeten Schlitze im wesentlichen parallel zu der Ausströmrichtung der Verbrennungsgase aus dem Gehäuse liegen. Die Treibstoffplatten weisen hierbei eine beträchtliche Länge auf, und es besteht daher erhöhte Bruchgefahr. Eine Angabe über die Art der Zündung ist nicht vorhanden.Furthermore, a rocket thruster is known in which the Propellant charge in the form of axially arranged propellant plates in an approximately cylindrical Body is arranged. There is only one thrust nozzle provided here, with the slots formed in the side surfaces of the propellant plates are substantially parallel to the outflow direction of the combustion gases from the housing. The fuel plates have a considerable length and there is therefore an increased risk of breakage. There is no information about the type of ignition.

Nach einer anderen bekannten Raketenschubvorrichtung sind die Treibstoffplatten zu einem Stapel verbunden und werden in einer Einheit in Längsrichtung in das etwa zylindrische Gehäuse eingesetzt. Auch hierbei ist nur eine Schubdüse vorhanden. Die Treibsatzeinheit ist nur einseitig gelagert und kann sich somit durchbiegen. Um diesem Nachteil abzuhelfen, hat man eine weitere Lagerstelle vorgesehen. Diese liegt jedoch im Bereich der Schubdüse und vermindert somit die Schubwirkung. Es ist nur eine Zündvorrichtung vorgesehen, so daß sich daraus eine Zündverzögerung ergibt.According to another known rocket thruster, the propellant plates are connected to a stack and are in a unit in the longitudinal direction in the approx cylindrical housing used. Here, too, there is only one thrust nozzle. The propellant unit is only supported on one side and can therefore bend. In order to remedy this disadvantage, a further storage point has been provided. These however, lies in the area of the thrust nozzle and thus reduces the thrust effect. It only one ignition device is provided, resulting in an ignition delay results.

Weiterhin sind Raketenschubvorrichtungen bekannt, bei welcher die Treibstoffplatten auf einem gelochten Rohr aufgesteckt sind. Dieses Rohr liegt, zweifach gelagert, in dem zylindrischen Gehäuse der Vorrichtung, dessen eines Ende in die Schubdüse ausläuft. Auch hierbei wirkt der Treibsatz nur auf diese eine Schubdüse, und es ergibt sich eine Schubwirkung, welche bei Notabsprung für den Schleudersitz in einem Flugzeug ungeeignet ist. Der Treibsatzaufbau kann bei diesen bekannten Schubvorrichtungen so beschaffen sein, daß entweder die einzelnen Treibstoffplatten plan aneinanderliegen oder mit Ab- standsstücken versehen sind, wodurch sich zwischen den Platten Schlitze ergeben. Das gelochte Rohr bildet hierbei Lagerstelle für die Platten und Aufnahmeteil für die Zündvorrichtung. Es muß also einerseits mit vielen Bohrungen versehen sein wegen einer guten Zündwirkung, und andererseits muß es möglichst biegesteif sein zur sicheren Lagerung der Platten. Dadurch ergibt sich eine Kompromißlösung, welche mit Nachteilen behaftet ist.Furthermore, rocket thrusters are known in which the fuel plates are attached to a perforated tube. This pipe lies in two bearings in the cylindrical housing of the device, one end of which runs out into the thrust nozzle. Here, too, the propellant only acts on this one thrust nozzle, and a thrust effect results which is unsuitable for the ejection seat in an aircraft in the event of an emergency jump. The propellant charge structure can be such, in these known pushing means that either the individual fuel plates together lie flat or stand are provided with shut-off pieces, which arise between the plates slots. The perforated tube forms a bearing point for the plates and a receiving part for the ignition device. On the one hand, it must be provided with many bores because of a good ignition effect and, on the other hand, it must be as rigid as possible for safe storage of the plates. This results in a compromise solution which has disadvantages.

Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht nun darin, eine Raketenschubvorrichtung zu schaffen, welche bei einfachem Aufbau eine möglichst gleichmäßige Zündung der Treibsätze gewährleistet und sicher den Schleudersitz eines Flugzeuges in Gefahrensituation herausschleudert.The object of the present invention is now to provide a rocket propulsion device to create which, with a simple structure, results in the most uniform possible ignition of the Propellant charges ensure and secure the ejection seat of an aircraft in dangerous situations flung out.

Die Treibstoffplatten sollen hierbei so rasch gezündet werden, daß die Schubkraft momentan entsteht, d. h. mit der geringstmöglichen Zeitspanne vom Beginn des Zündimpulses bis zu dem Zeitpunkt, wo die Schubkraft ihren Maximalwert erreicht, worauf dieser möglichst konstant bleiben soll bis zur völligen Verbrennung der Treibstoffplatten.The propellant plates should be ignited so quickly that the thrust is momentarily generated, i.e. H. with the shortest possible time span from the beginning of the ignition pulse to the point in time when the thrust reaches its maximum value, whereupon this should remain as constant as possible until the fuel plates are completely burned.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß der Treibsatz aus quergestellten, in der Längsrichtung des Gehäuses voneinander getrennten und als Stapel ausgebildeten Treibstoffplatten aufgebaut ist, dessen aus den querlaufenden Seitenflächen der Treibstoffplatten gebildeten Schlitze, im wesentlichen parallel zu der Richtung sind, in welcher die Verbrennungsgase aus dem Gehäuse durch die Auslässe strömen.According to the invention, this object is achieved in that the propellant charge from transverse, separated from each other in the longitudinal direction of the housing and constructed as a stack of fuel plates, its from the transverse Side surfaces of the propellant plates formed slots, substantially parallel are to the direction in which the combustion gases from the housing through the Outlets flow.

Dadurch ergibt sich der Vorteil, daß bei hoher Funktionssicherheit Wirkungsweise und Aufbau der Raketenschubvorrichtung einfach ist. Die Herstellung ist rationell, die Stäranfälligkeit sehr gering.This has the advantage that with high functional reliability Operation and structure of the rocket thruster is simple. The production is rational, the susceptibility to failure is very low.

Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung besitzen die zur Auslaßseite gelegenen Kanten der Treibstoffplatten einen solchen Abstand von der Wandung, daß ein durchgehender Längskanal gebildet wird. Dadurch ergibt sich eine günstige Schubkraftwirkung.According to a further feature of the invention, have the outlet side located edges of the fuel plates such a distance from the wall that a continuous longitudinal channel is formed. This results in a favorable thrust effect.

Die Treibstoffplatten sind nach einem anderen er--findungsgemäßen Merkmal gleichmäßig zu jeder der nebeneinander angeordneten Auslässe und zur senkrechten Symmetrieebene des Schleudersitzes verteilt.According to another, the fuel plates are according to the invention Characteristic equal to each of the side-by-side outlets and to the vertical one Distributed symmetry plane of the ejection seat.

Durch diese Anordnung und Verteilung wird der Schleudersitz sicher bei Gefahrensituationen aus dem Flugzeug herausgeworfen.This arrangement and distribution makes the ejection seat safe thrown out of the aircraft in dangerous situations.

Weiterhin sind nach einem anderen Merkmal der Erfindung die den Stapel bildenden Treibstoffplatten und ein sich in der Längsrichtung erstreckender Rahmen zu einer Einheit verbunden, welche in das Ge--häuse einsetzbar ist. Es wird dadurch eine gute Lagermöglichkeit für die Treibstoffplatten und eine einbaufertige Einheit geschaffen.Furthermore, according to another feature of the invention, the stack forming propellant plates and a longitudinally extending frame connected to a unit which can be inserted into the housing. It becomes through it a good storage area for the fuel plates and a ready-to-install unit created.

Der Stapel besitzt nach einem weiteren erfindungsgemäßen Merkmal mindestens eine als Rahmen dienende Hülse, auf welcher die Treibstoffplatten sowie Distanzstücke in abwechselnder Folge aufgeschoben sind. Die Montage der Raketenschubvorrichtung läßt sich damit rasch und einfach durchführen, und es werden dadurch zwischen den einzelnen Treibstoff-.platten Schlitze gebildet, welche parallel zur Ausströmrichtung der Verbrennungsgase durch die Auslässe aus dem Gehäuse liegen.According to a further inventive feature, the stack has at least a sleeve serving as a frame on which the fuel plates and spacers are postponed in alternating sequence. The assembly of the rocket thruster can thus be carried out quickly and easily, and there are thus between the individual propellant .plate slots are formed which are parallel to the outflow direction of the combustion gases lie through the outlets from the housing.

Nach einem anderen Merkmal der Erfindung ist der Stapel mittels längslaufender Stangen zwischen zwei die Gehäuseenden abschließenden Stimwänden befestigt.According to another feature of the invention, the stack is by means of longitudinal Rods attached between two end walls closing the housing ends.

Der Stapel wird also zweifach gelagert, ohne daß durch diese Lagerung die Schubwirkung der Treibstoffplatten gemindert wird.The stack is therefore stored twice without this storage the thrust of the propellant plates is reduced.

Weiterhin ist nach einem erfindungsgemäßen Merkmal ein Zündmittel innerhalb eines gelochten Rohres angeordnet, das sich quer zu den Auslässen über die gesamte Länge des Stapels erstreckt, wobei an jedem Ende des Rohres eine Initialzündvorrichtuno, angeordnet ist, welche zunächst das Zündmittel in Brand setzt, wodurch alle Treibstoffplatten gleichzeitio, gezündet werden. Es erfolgt also in vorteilhafter Weise eine sehr rasche ZünduDg der Treibstoffplatten, und die Schubkraft erreicht sehr schnell ihren Maximalwert, welche bis etwa zur völligen Verbrennung der Treibstoffplatten erhalten bleibt.Furthermore, according to a feature of the invention, there is an ignition means arranged within a perforated tube that extends across the outlets extends the entire length of the stack, with a primer at each end of the tube, is arranged, which first sets the primer on fire, causing all the fuel plates at the same time, be ignited. So there is advantageously a very the propellant plates ignite quickly and the thrust reaches theirs very quickly Maximum value obtained until the fuel plates are burned completely remain.

Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung sind die Treibstoffplatten mit zueinander ausgerichteten Aussparungen versehen, durch welche das gelochte Rohr einsetzbar ist. Die Treibstoffplatten können also bereits einbaufertig hergestellt und anschließend auf einfache Weise montiert werden bei sicherer Wirkungsweise der Raketenschubvorrichtung.According to a further feature of the invention are the propellant plates provided with mutually aligned recesses through which the perforated tube can be used. The fuel plates can therefore already be manufactured ready for installation and can then be installed in a simple manner with safe operation of the Rocket thruster.

Die Erfindung wird nachfolgend an Hand von in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen näher beschrieben. In der Zeichnung zeigt F i g. 1 eine Ansicht der erfindungsgemäßen Raketenschubvorrichtung, teilweise im Längsschnitt, F i g. 2 einen Querschnitt der Raketenschubvorrichtung nach der Linie II-11 in F i g. 1, F i g. 3 eine Ansicht einer zu der Raketenschubvorrichtung gehörigen Raketenzündvorrichtung, teil-C C C7 weise im Längsschnitt; F i g. 4 und 5 zeigen die Raketenschubvorrichtung in einer abgeänderten Ausführungsform, wobei F i g. 5 ein Querschnitt ist nach der Linie V-V in F i g. 4; F i g. 6 ist eine Ansicht einer wahlweisen Ausführungsform der Raketenzündvorrichtung, teilweise im Längsschnitt; F i g. 7 und 8 zeigen die Raketenschubvorrichtung zusammen mit einem Schleudersitz, und zwar ist F i g. 8 eine Ansicht - teilweise im Schnitt - des Schleudersitzes, von hinten gesehen, längs einer Linie VIII-VIII in F i g. 7 und in einer Lage, in welcher die Raketenschubvorrichtung in Tätigkeit tritt.The invention is described in more detail below with reference to the exemplary embodiments shown in the drawing. In the drawing, F i g. 1 shows a view of the rocket propulsion device according to the invention, partially in longitudinal section, FIG. FIG. 2 shows a cross section of the rocket propulsion device along the line II-11 in FIG. 1, Fig. 3 is a view of a device belonging to the rocket thrust Raketenzündvorrichtung, part C-C C7, in longitudinal section; F i g. 4 and 5 show the rocket thruster in a modified embodiment, FIG. Figure 5 is a cross-section along the line VV in Figure 5. 4; F i g. Figure 6 is a view, partially in longitudinal section, of an alternative embodiment of the missile detonator; F i g. 7 and 8 show the rocket thruster together with an ejector seat, namely FIG. 8 is a view - partially in section - of the ejection seat, seen from the rear, along a line VIII-VIII in FIG. 7 and in a position in which the rocket thruster comes into operation.

In den F i g. 1 und 2 bezeichnet die Ziffer 1 ein Gehäuse, das an den beiden Enden mit den leicht lösbaren Stirndeckeln 2 versehen ist, wobei je ein Dichtungsring 3 die Fuge zwischen dem Gehäuse und dem betreffenden Stimdeckel abdichtet. Das Gehäuse, welchem man neben anderen Gründen vor allem wegen der baulichen Festigkeit einen kreisförmigen Querschnitt gegeben hat, besitzt in seinem unteren Teil eine 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 Feuchtigkeit und Schmutzteilchen in die Raketenschubvorrichtung zu verhindern, wenn dieselbe außer Betrieb ist, werden die Auslässe durch die Verschlußdeckel 6 verschlossen. Die Befestigung dieser Verschlußdeckel an den Auslässen ist verhältnismäßig schwach, so daß die Deckel durch den bei Inbetriebsetzung der Raketenschubvorrichtung in dem Gehäuse entstehenden Druck leicht entfernt werden können.In the F i g. 1 and 2, the numeral 1 denotes a housing which is provided at both ends with the easily detachable end covers 2, wherein a respective ring seal 3 to seal the joint between the housing and the cover in question Stim. The housing, which, among other reasons, has been given a circular cross-section mainly because of the structural strength, has in its lower part a thickened wall 4, which provides a seat for a number of radial outlet nozzles 5 , which are aligned with their outflow directions parallel to each other. In order to prevent the penetration of moisture and dirt particles into the rocket thruster when the same is out of operation, the outlets are closed by the closure covers 6. The fastening of this closure cover to the outlets is relatively weak, so that the cover can easily be removed by the pressure generated in the housing when the rocket thruster is started up.

Innerhalb des Gehäuses 1 befindet sich ein Treibsatz als der aktive Bestandteil der Raketenschubvorrichtung; er besteht aus einem festen Treibmittel, z. B. einem Plastikpulver od. dgl. von gut zu regelnder Verbrennungsgeschwindigkeit, sowie Mitteln zur Zündung des Treibsatzes. Dieser ist in der Form eines Stapels bzw. einer Säule 7 angeordnet, mit einer Reihe plattenförmiger Treibelemente 8, den Treibstoffplatten, die ihrerseits quer zu dem Gehäuse 1 angeordnet sind und einen Abstand voneinander haben, so daß zwischen den einzelnen Treibstoffplatten eine Reihe von Querschlitzen 9 gebildet wird. Unter einem Winkel zu den Treibstoffplatten und den Schlitzen des Stapels, d. h. in der Längsrichtung des Gehäuses, ist die Zündvorrichtung 10 des Treibsatzes angeordnet.Inside the housing 1 there is a propellant charge as the active component of the rocket thruster; it consists of a solid propellant, e.g. B. a plastic powder. This is arranged in the form of a stack or a column 7 , with a number of plate-shaped propellant elements 8, the propellant plates, which in turn are arranged transversely to the housing 1 and are spaced apart so that a row of transverse slots 9 between the individual propellant plates is formed. At an angle to the fuel plates and the slots of the stack, i.e. H. in the longitudinal direction of the housing, the ignition device 10 of the propellant charge is arranged.

Die Verbrennungsfläche der Treibstoffplatten sind die sich geg ,enüberstehenden Oberflächen 11 an den einzelnen Paaren der Platten. Diese Oberflächen haben vorzugsweise alle den gleichen Abstand voneinander und sind einander parallel. Die Kanten 12 der Elemente dienen indessen nicht als Verbrennungsflächen und sind in bekannter Weise mit einer Isolierschicht überzogen, welche hier die Zündung des Treibmittels verhindert. Wie am besten aus den F i g. 2 und 5 hervorgeht, haben die Kanten 12 der Platten nur einen geringen Abstand von der oberen und den seitlichen Innenflächen des Gehäuses 1, wohingegen die Kanten längs des Teils des Umfanges, welcher dem verdickten Wandungsteil 4 gegenübersteht, einen größeren Abstand von der Innenfläche 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 teilweise mit den Auslaßdüsen 5, teilweise mit den Schlitzen 9 in Verbindung steht. Aus den Zeichnungen geht hervor, daß die Treibstoffplatten 8 zu den Auslaßdüsen 5 gleich verteilt sind, so daß also jedem Auslaß ein gleicher Anteil der Verbrennungsgase 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 Ab- weichungen ist, wie man aus F i g. 4 ersehen kann.The combustion surfaces of the fuel plates are the opposing surfaces 11 on the individual pairs of plates. 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 best seen in Figs. 2 and 5 , the edges 12 of the plates 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 faces the thickened wall part 4 are a greater distance from the inner surface of the housing to have. 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 fuel plates 8 are evenly distributed to the outlet nozzles 5 , so that an equal proportion of the combustion gases accrues to each outlet. Further, 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 large deviations waste how g of F i. 4 can be seen.

Das Aggregat bzw. der Treibsatz kann in verschiedener Weise ausgeführt werden, insbesondere hinsichtlich der Struktur des Stapels 7 und der Anordnung der Zündvorrichtung 10. Bei dem Ausführungsbeispiel nach den F i g. 1 und 2 haben die Treibstoffplatten, welche zweckmäßigerweise einzeln in spanabhebende Formung gefertigt werden, einerseits in der Mitte eine Bohrung, in welche eine Hülse 14 aus einem steifen Karton od. dgl. eingeschoben wird und welche als Stütze, für den Stapel dient, andererseits am Außenumfang eine Aussparung 15 für die Zündvorrichtung 10. Beim Zusammenbau des Stapels der Treibstoffplatten wird zunächst die Hülse mit einer erhärtenden Masse überzogen, worauf die Platten 8 aufgefädelt werden" und zwar so, daß die Aussparungen zueinander ausgerichtet sind und mit dazwischenbefindlichen 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 Raketenschubvorrichtung hineingeschoben werden kann, ohne eine Gefahr für die Beschädigung des Treibmittels. Der Stapel der Treibelemente wird in dem Gehäuse festgehalten durch eine Zugstange 17, die in die Stimdeckel 2 dicht eingepaßt 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 Stimdeckel verschlossen wird.The unit or the propellant can be designed in various ways, in particular with regard to the structure of the stack 7 and the arrangement of the ignition device 10. In the exemplary embodiment according to FIGS. 1 and 2, the fuel plates, which are expediently individually machined, have a hole in the middle into which a sleeve 14 made of a rigid cardboard or the like is inserted and which serves as a support for the stack, on the other hand Outer circumference a recess 15 for the ignition device 10. When assembling the stack of fuel plates, the sleeve is first coated with a hardening mass, whereupon the plates 8 are threaded "in such a way that the recesses are aligned with one another and with spacers 16 in between so that all of the slots 9 are the same size and after the propellant elements have been attached to the case, 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 drive element is held in place in the housing by a pull Tange 17, which is tightly fitted into the end caps 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 made of a soft material so that the sleeve cannot be deformed if the nuts 19 on the tie rod are tightened and the housing is closed by the end cover.

Ein Vorzug der Anordnung des Treibmittels in der Form eines solchen Stapels ist, daß man die Größe der Raketenschubvorrichtung leicht verändern kann. Ist eine Vorrichtung von größerer Schubkraft erforderlich, dann kann man den Stapel durch Hinzufügen einer weiteren Anzahl von Treibelementen der gleichen Form und Größe verlängern. Dazu gehört dann nur noch eine entsprechende Verlängerung des Gehäuses 1, der Zündvorrichtung 10 und der Zugstange 17 sowie gegebenenfalls das Anbringen einiger weiterer Auslaßdüsen.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 another 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, if necessary, the attachment of a few further outlet nozzles.

Die Zündvorrichtung 10, welche sich in dem durch die Aussparungen 15 in der Ausführungsform nach F i g. 1 gebildeten Kanal befindet, aber ebensogut außerhalb der Kanten 12 der Treibstoffplatten in der Längenausdehnung des Stapels angeordnet werden kann, wenn man dem Gehäuse einen dafür geeigneten Querschnitt gibt, ist an den Stimdeckeln 2 aufgehängt, wo die Enden der Zündvorrichtung dicht in Bohrungen eingepaßt sind, welche in Gewindeteile 20 in dem äußeren Teil der Bohrungen übergehen. Die in der einen Ausführungsform in F i g. 3 dargestellte Zündvorrichtung besteht aus einem Rohr 21 aus Stahl oder einem sonstigen hitzebeständigen Werkstoff, welches auf den größten Teil seiner Länge mit den LochungeA 22 versehen ist, einer Initialzündvorrichtung 23, welche vorzugsweise in beide Rohrenden eingesetzt wird, sowie einer Verbrennungsmasse innerhalb des Rohres 21 von einem Ende desselben zu dem anderen, zu einer Reihe von Ringen 24 geformt, die alle in der Längsachse des Rohres angeordnet sind und durch Distanzstücke 25 im Ab- stand voneinander gehalten werden; diese letzteren befinden sich an der Innenfläche des Rohres und bestehen aus Filz oder einem ähnlichen brennbaren porösen Stoff.The ignition device 10, which is located in the by the recesses 15 in the embodiment according to FIG. 1 is located, but can just as well be arranged outside the edges 12 of the fuel plates in the longitudinal extension of the stack, if the housing is given a suitable cross-section, is suspended from the end caps 2, where the ends of the ignition device are tightly fitted into bores, which merge into threaded parts 20 in the outer part of the bores. In the one embodiment in FIG. 3 shown ignition device consists of a tube 21 made of steel or another heat-resistant material, which is provided with the LochungeA 22 over the largest part of its length, an initial ignition device 23, which is preferably inserted into both tube ends, and a combustion mass within the tube 21 of one end thereof to the other, formed into a series of rings 24, which are all arranged in the longitudinal axis of the tube and by spacers 25 in an interval from each other are kept; the latter are located on the inner surface of the pipe and are made of felt or a similar combustible porous material.

Die Initialzündvorrichtung 23 besteht, von der Mitte des Rohrs 21 aus gesehen, aus einer kleinen ringförmigen detonierenden Masse 26, einer Patrone 27 mit deiner 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 einwirkt. An ihrem äußeren Ende hat die Initialzündvorrichtung einen Kraftverstärker 29 in der Form eines Kolbens, der normalerweise durch einen Sicherungsdraht 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 werden kann. Neben dem Schlagbolzen befindet sich eine Bohrung 32 zum Abführen der in der Bohrung 31 befindlichen Luft.The initial ignition device 23 consists, seen from the center of the tube 21, of a small ring-shaped detonating mass 26, a cartridge 27 with your primer and a firing pin 28, which is arranged on the rear wall of the cartridge and thereby holds the latter in place. 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 primer 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 can be driven too. Next to the firing pin there is a bore 32 for discharging the air in the bore 31.

Die Raketenschubvorrichtung kann mit einer Ausstoßkanone von der Art, wie sie ausführlicher in der deutschen Patentschrift 1032 105 beschrieben ist, kombiniert werden. Die Bauteile, zwischen denen sich der Gasdruck der Kanone auswirken soll und welche den Schleudersitz von dem Flugzeug trennen, in der erwähnten Patentschrift mit 5 und 6 bezeichnet, entsprechen den Bauteilen 33 bzw. 34 in den F i g. 7 und 8. Das Bauelement 33, welches als ein an dem Schleudersitz angebrachter Zylinder geformt sein kann, soll in seinem oberen Teil eine Pulverladung haben sowie eine Zündvorrichtung, die bei Betätigung eine Handgriffes 35 durch den Flugzeugführer ausgelöst werden kann. Ähnlich dem in der erwähnten Patentschrift dargestellten Bauteil soll das Bauelement 34 aus einem Kolben bestehen, welcher an dem Flugzeug angebracht ist und sich aufwärts durch das Bauelement 33 hindurch erstreckt, so daß das obere Ende 36 sich normalerweise in dem oberen Teil des Bauelements 33 befindet.The rocket thruster can be combined with an ejection cannon of the type as described in more detail in German patent specification 1032 105 . The components between which the gas pressure of the cannon is to have an effect 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 FIGS. 7 and 8. The component 33, which can be shaped as a cylinder attached to the ejection seat, is to have a powder charge in its upper part and an ignition device which can be triggered by the pilot when a handle 35 is actuated. Similar to the component shown in the aforementioned patent, the component 34 is said to consist of a piston which is attached to the aircraft and extends upwardly through the component 33 so that the upper end 36 is normally in the upper part of the component 33 .

Das Bauelement 33 hat in seinem unteren Teil zwei öffnungen 37, welche sich in einem bestimmten Ab- stand von der Mündung 38 des Bauelements befinden und welche über die Rohre 39, die zu den beiden Anschlüssen 20 für die Zündvorrichtung der Raketenschubvorrichtung führen, mit dem Kraftverstärker 29 der Zündvorrichtung in Verbindung stehen. Die Stirndeckel 2 an der Raketenschubvorrichtung sind zu Flanschen 40 geformt, mittels welcher die Vorrichtung an dem Fahrwerk des Schleudersitzes angebracht ist, so daß die Längsachse des Gehäuses des Raketenmotors senkrecht und symmetrisch zu der Längsachse der Kanone gelegen ist.The component 33 has openings in its lower part, two 37, which was located in a specific distance are of the component from the orifice 38 and which via pipes 39, which lead to the two terminals 20 for the ignition of the rocket thruster, with the booster 29 of the ignition device are in communication. The end caps 2 on the rocket thruster are formed into flanges 40 by means of which the device is attached to the landing gear 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.

Die Arbeitsweise der Vorrichtung ist nun die folgende: Wenn der Flugzeugführer die Abschußvorrichtung der Kanone #mittels des Handgriffes 35 betätigt und die Pulverladung der letzteren detoniert, wird in der Kanone ein Gasdruck erzeugt, welcher den Schleudersitz von dem Flugzeug löst, so daß das Bauelement 33 beginnt, in axialer Richtung zu dem Baueleinent 34 verschoben zu werden. Während dieser Bewegung nimmt der Gasdruck noch zu und erreicht seinen maximalen Wert dann, wenn der Schleudersitz etwa die Hälfte des Weges zu der Stelle zurückgelegt hat, wo das Ende 36 dabei ist, die Mündung 38 zu verlassen. Die Gasentwicklung aus der Pulverladun- 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 F i g. 8 dargestellt ist. In diesem Augenblick wird die mit Gas angefüllte innere Kammer der Kanone durch die Öffnungen 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 einwirkenden Gasdruckes und gibt damit den Kraftverstärker frei, so daß der letztere an den Schlagbolzen 28 anschlagen kann.The mode of operation of the device is now as follows: When the pilot actuates the firing device of the cannon by means of the handle 35 and the powder charge of the latter detonates, a gas pressure is generated in the cannon, which releases the ejection seat from the aircraft, so that the component 33 begins to be shifted in the axial direction to the Baueleinent 34. During this movement, the gas pressure still increases and 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 orifice 38. The evolution 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, breaks as a result of the gas pressure acting from the cannon and thus releases the booster so that the latter can strike the firing pin 28.

. Wenn die Patrone 27 infolge der Einwirkung des Schlagbolzens detoniert, schießt aus jeder der Initialzündvorrichtungen eine Flamme heraus, welche auf die Detoniermasse 26 trifft, dort verstärkt wird und sich dann weiterhin fortpflanzt durch den 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 22 in dem Rohr verteilt und gerichtet wird, wobei die Flamme in die Schlitze 9 zwischen den Treibstoffplatten der Stapelsäule eintritt und dadurch mit den Verbrennungsflächen 11 in Berührung kommt. Da nun die Zündvorrichtung auf die ganze Länge der Stapelsäule oder doch in jedem Fall auf den größten Teil derselben Tätigkeit tritt, werden alle Teile des Treibmittels fast gleichzeitig gezündet, zum Unterschied von der Zündung des Treibmittels an einer einzelnen Stelle, in welchem Fall die einzelnen Treibstoffplatten einander der Reihe nach zu zünden hatten mit dem sich daraus ergebenden Zeitverzug. Wie man sieht, hat man eine zusätzliche Sicherheit für die richtige Arbeitsweise der Zündvorrichtung insofern, als dieselbe mit zwei Initialzündvorrichtungen arbeitet, welche voneinander unabhängig sind, wohl aber gleichzeitig in Tätigkeit treten. . When the cartridge 27 detonates as a result of the action of the firing pin, a flame shoots out of each of the priming devices which strikes the detonating mass 26 , is intensified there and then continues to propagate through the longitudinally extending channel 41 in the detonating device; so that the whole row of rings 24 is ignited at the same time. The instantaneous ignition device now emits a flame which is distributed and directed through the perforations 22 in the tube, the flame entering the slots 9 between the fuel plates of the stacking column and thereby coming into contact with the combustion surfaces 11. Since the ignition device now treads the entire length of the stacking column, or in any case most of the same activity, all parts of the propellant are ignited almost simultaneously, in contrast to the ignition of the propellant at a single point, in which case the individual propellant plates had to ignite each other one after the other with the resulting time delay. As can be seen, there is an additional security for the correct operation of the ignition device in so far as it works with two initial ignition devices which are independent of one another, but which come into operation at the same time.

Die Verschlußdeckel 6, welche dichtend an den Düsen 5 angebracht sind, dienen bei Inbetriebsetzung der Raketenschubvorrichtung zunächst als ein Damm, und infolge der hierdurch in dem Gehäuse auftretenden raschen Druckzunahme wird die Zündung des Treibmittels erleichtert. Sobald jedoch der Druck einen bestimmten Wert erreicht hat, werden die Verschlußdeckel ausgeworfen, woraufhin die Verbrennungsgase, die sich in den Schlitzen 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 abzuschirmen, und da ferner die Schlitze mittels des Längskanals 13 miteinander in Verbindung stehen, wird schon von Beginn der Verbrennuno, der Druck in allen Teilen des ZD 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 Innenströmung von einem Teil der Säule zu dem 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.The sealing caps 6, which are attached to the nozzles 5 so as to form a seal, initially serve as a dam when the rocket thruster is put into operation, and the ignition of the propellant is facilitated as a result of the rapid increase in pressure in the housing. However, as soon as the pressure has reached a certain value, the sealing caps are ejected, whereupon the combustion gases which have formed in the slots 9 and thus get into the nozzles 5 can escape freely after the expansion in the latter. Since the housing encloses the entire propellant charge without shielding any part of it, and since the slots are also connected to one another by means of the longitudinal channel 13 , the pressure in all parts of the ZD housing will be the same from the start of the combustion. As already pointed out, the propulsion elements are evenly distributed to the nozzles, and practically an equal part of the total gas flow passes through each of the nozzles. There is therefore no need for an internal flow to occur 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 direction of flow is maintained.

Aus dem Vorstehenden geht hervor, daß jedeDüse, eine gleich große Reaktionskraft erzeugt. Die sich aus der Wirkung aller Düsen ergebende Schubkraft, wie sie in der F i g. 7 durch den Pfeil angedeutet ist, liegt daher in der Symmetrieebene des Schleudersitzes. Die Richtung der Schubkraft in dieser Ebene muß derart sein, daß sie gerade vor dem Schwerpunkt des Schleudersitzes vorbeigeht - in F i g. 7 mit 42 bezeichnet -, bei dessen Berechnung sowohl der Schleudersitz als auch das Gewicht des Flugzeugführers und von dessen Ausrüstung in Betracht gezogen werden. Bei einer so gerichteten Schubkraft wirkt nämlich die Raketenschubvorrichtung der Vorwärtsdrehung des Sitzes entgegen, welche infolge der von der Kanone ausgeübten Schubkraft normalerweise auftritt, nachdem der Schleudersitz das Flugzeug verlassen 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 Raketenschubvorrichtung um deren Längsachse erfolgen.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 shown in FIG. 7 is indicated by the arrow, therefore lies in the plane of symmetry of the ejection seat. 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 - in F i g. 7 denoted by 42 - in the calculation of which both the ejection seat and the weight of the pilot and his equipment are taken into account. 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 fairly small shifts in the center of gravity will adversely affect the movement of the seat in the air. The direction of the thrust can easily be adjusted only by rotating the rocket thruster about its longitudinal axis.

Gleichzeitig mit dem oben beschriebenen Zündungshub, welcher sehr rasch erfolgt (die volle Schubkraft des Raketenmotors ist bereits nach einigen 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 geeignete 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 anderen Schubvorrichtung mit dem Ergebnis einer stetigen Krafteinwirkung während dieses Teils des Hubes. Sollte die Raketenvorrichtung zu früh gezündet werden, bevor der Gasdruck der Kanone abzufallen beginnt, dann erhält man eine zu große Gesamtkraftleistung, welche sich für den Flugzeugführer schädlich auswirken könnte. Erfolgt andererseits die Zündung zu spät, dann würde die Beschleunigung des Schleudersitzes abnehmen, bevor noch die Schubkraft des Raketenmotors wieder zunimmt. Eine derartige Diskontinuität ist, wenn sie nicht auf eine kurze Zeitspanne beschränkt bleibt, für den Flugzeugführer von sehr nachteiliger Wirkung.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 ejector seat has continued its movement with displacement of the muzzle 38 towards the upper end 36 on the fixed component 34. As soon as this position has been reached, the pressure of the cannon and thus its effect on the ejector seat decreases rapidly, but at the same time the thrust of the rocket thruster is used. By suitably selecting the distance between the openings 37 and the orifice 38 , an almost complete synchronism is achieved between the switching off of one thrust device and the activation of the other thrust device, with the result of a constant force being exerted 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 total power output is obtained, which could be detrimental 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.

Ein Grund, welcher wesentlich dazu beiträgt, das günstige Resultat zu erhalten, ist, daß die Zeitspanne von dem von der Ausstoßkanone ausgehenden Zündimpuls bis zu dem Augenblick, in welchem die erfindungsgemäße 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 verlaufende Schubkraftkurve erhalten kann. Die Treibelemente der Stapelsäule, welche nur an der Oberfläche 11 verbrennen, haben nämlich eine Gesamtverbrennungsfläche, 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 Verbrennungsflächen ihre Lage zu den Auslässen des Gehäuses 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.One reason which contributes significantly to obtaining the favorable result is that the time span from the ignition pulse emanating from the ejection cannon to the moment at which the rocket thrust device according to the invention has reached its full thrust is short and kept within very narrow limits can and that one can also obtain a steadily running thrust curve from this moment on. Namely, the propellant elements of the stacking column, which burn only on the surface 11 , have a total combustion 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 hold together. During the entire combustion period 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.

Die in der F i g. 4 dargestellte Ausführungsform unterscheidet sich von der soeben beschriebenen insbesondere dadurch, daß die Zündvorrichtung 10 sich in einer zentralen Bohrung 43 befindet, die sich durch die Mitten der Treibstoffplatten 8 erstreckt. Die Säule der Platten 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 Treibstoffplatten starrer in ihrer Lage innerhalb der Stapelsäule gehalten, und gleichzeitig wird der Zerfall der Treibstoffplatten am Ende der Verbrennungszeit infolge der größeren Anzahl von Verankerungen etwas später eintreten.The in the F i g. 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 fuel plates 8 . The column of the plates is built here on a frame consisting of three sleeves 44, and a tie rod 45 is inserted through each of the latter. In this way the propellant sheets will be held more rigidly in place within the stacking column and at the same time the disintegration of the propellant sheets will occur somewhat later at the end of the combustion period due to the greater number of anchors.

Bei der in F i g. 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 anderen. In den Beutel wird eine kömige Zündmasse 47 eingeführt. Mit 48 ist ein elektrischer Zünder eines an sich bekannten Typs bezeichnet, welcher einen Teil der Initialzündvorrichtung 23 bildet und zunächst die Zündmasse 47 zündet, sobald über die Leiter 49 ein elektrischer Impuls kommt. Wie bei der Ausführungsform nach F i g. 3 erhält man längs des ganzen Zünders eine augenblickliche Zündung. Der Grund dafür, daß die Zündung sich hier mit der gleichen 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 Zündung der Treibelemente in der Stapelsäule erfolgt analog zu der vorher beschriebenen Zündweise.In the case of the in FIG. 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 ignition compound 47 is introduced into the bag. An electrical igniter of a type known per se is denoted by 48, which forms part of the initial ignition device 23 and initially ignites the ignition compound 47 as soon as an electrical impulse comes over the conductor 49. As in the embodiment according to FIG. 3 , instantaneous ignition is obtained along the entire detonator. 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 rate and a high permeability for the ignition flame. The ignition of the propellant elements in the stacking column takes place analogously to the ignition method described above.

Die Leiter 49, welche in der Ausführungsform nach F i g. 6 an die Stelle der Rohre 39 treten, können entweder von dem Servomechanismus an einem Schleudersitz gemäß dem deutschen Patent 1032 105 ausgehen, wobei dieser Servomechanismus so angeordnet ist, daß er eine von einer Stromquelle 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 Schleudersitz die Lage erreicht hat, in welcher die Raketenschubvorrichtung in Tätigkeit treten soll. Es sei hier darauf hingewiesen, daß die Wahl von Mitteln zur übertragung des Impulses zu der Raketenvorrichtung und zur Einleitung der Zündung nicht von der Ausführungsform des Zünders in anderer Hinsicht abhängt. Es ist beispielsweise möglich, die in der F i g. 3 dargestellte Initialzündvorrichtung an Stelle des elektrischen Zünders 48 in der Vorrichtung nach F i g. 6 einzubauen oder aber für die Zündvorrichtung nach F i g. 3 eine elektrische Zündung zu verwenden.The conductors 49, which in the embodiment of FIG. 6 take the place of the tubes 39 , can either start from the servomechanism on an ejection seat according to German patent 1032 105 , this servomechanism being arranged so that it actuates a contact device fed by a power source, or from a contact device which is attached to the ejection seat and is operated by a fixed part of the aircraft when the ejection seat has reached the position in which the rocket propulsion device is to come into operation. 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 possible, for example, to use the methods shown in FIG. 3 shown in place of the electric igniter 48 in the device according to FIG. 6 to be installed or for the ignition device according to FIG . 3 to use an electric ignition.

Claims

Claims: 1. Rocket thruster for an ejection seat in aircraft with an elongated housing attached under the ejection seat, which is closed at both ends and in which there is a solid propellant, the combustion gases of which are generated during ignition essentially down through several outlets flow out of the longitudinal wall of the housing, d a d u rch g e k hen -zeichnet that the propellant charge from transversely positioned separated from one another in the longitudinal direction of the housing (1) and designed as a stack (7), fuel plates (8) is constructed, whose from slots (9) formed in the transverse side surfaces of the propellant plates are substantially parallel to the direction in which the combustion gases flow out of the housing through the outlets (5) .

2. Rocket thruster according to claim 1, characterized in that the edges of the propellant plates (8) located on the outlet side are at such a distance from the wall (4) that a continuous longitudinal channel (13) is formed. 3. Rocket thruster according to claim 1, characterized in that the propellant plates (8) are distributed uniformly to each of the juxtaposed outlets (5) and to the perpendicular plane of symmetry of the ejection seat. 4. Rocket propulsion device according to claim 1, characterized in that the fuel plates (8 ) forming the stack (7) and a frame extending in the longitudinal direction are connected to form a unit which can be inserted into the housing (1) . 5. Rocket thruster according to claim 4, characterized in that the stack (7) has at least one sleeve (14, 44) serving as a frame on which the drive plates (8) and spacers (16) are pushed in alternating sequence. 6. rocket thruster according spoke 5, characterized in that the stack (7) is attached by means of longitudinal rods (17, 45) between two end walls closing the housing ends (2). 7. Rocket propulsion device according to one of the preceding claims, characterized by an ignition means within a perforated tube (21) which extends transversely to the outlets (5) over the entire length of the stack, wherein an initial ignition device is arranged at each end of the tube (21) which first sets the ignition means on fire, whereby all fuel plates (8) are ignited at the same time. 8. rocket thruster according to claim 7, characterized in that the propellant plates (8) are provided with mutually aligned recesses (15, 43) through which the perforated tube (21) can be inserted. Documents considered: French Patent No. 1 311661; USA. Patent Nos. 2,918,005, 2,712,283, 2,488 154.2 434,652.