DE2608961B2 - Schleudervorrichtung - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Schleudervorrichtung, insbesondere einen Schleudersitz, nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1. Diese Schleudervorrichtung kann in Schleudersystemen verwendet werden, um einen Sitz oder in einigen Fällen eine Kapsel wegzuschleudern, die ein oder mehrere Besatzungsmitglieder enthält Oft werden solche Systeme in Verbindung mit einem Sitz verwendet, der längs vertikalen Führungsschienen in einem Flugzeug vertikal bewegbar vorgesehen ist Die

^!0 Schleudervorrichtung arbeitet in zwei Phasen oder Stufen. In der ersten, der Katapultphase, funktioniert die Vorrichtung als ein Katapult, der von einem ballistischen Gas angetrieben wird, das von einem Treibsatz stammt um den Sitz mit einem Besatzungsmitglied '■» darin die Schienen aufwärts laufen zu lassen. Die aus Besatzungsmitglied und Sitz gebildete Einheit wird im folgenden als Mann/Sitz-Masse bezeichnet. In der zweiten Betriebsphase treibt ein mit festem Brennstoff betriebener Raketenmotor die Masse in freiem Flug frei

von dem Luftfahrzeug und mit ausreichendem Höhengewinn, was insbesondere während des Schleuderns aus geringen Höhen für die sichere Fallschirmöffnung und Landung wichtig ist Der Raketenmotor bläst durch eine rückwärts und abwärts gerichtete Düse aus, deren

Schubvektor im wesentlichen durch den Schwerpunkt der Mann/Sitz-Masse läuft.

Eine bekannte Schleudervorrichtung (siehe US-PS 29 00 150) besitzt im wesentlichen ein äußeres Katapultrohr, in dem ein Raketenmotorrohr sich befindet, das einen Raketenmotor mit festem Brennstoff enthält oder einen Pulvertreibsatz, der die Einheit im freien Fluge antreibt. Die beiden Rohre sind teleskopartig miteinander verbunden, wobei das Katapultrohr mit der Zelle des Luftfahrzeugs verbunden ist und das Raketenmotor-

rohr an dem Sitz befestigt ist. Während der Katapultphase der Betätigung laufen die beiden Rohre teleskopartig auseinander, um die Mann/Sitz-Massse die Schienen aufwärts zu schleudern. Während des Katapulthubes, der von dem Katapult-

^b0 treibsatz oder der Patrone angetrieben wird, werden heiße Gase mit hohem Druck erzeugt die gegen eine untere Kolbenfläche des Raketenmotorrohrs wirken, um dieses aufwärts zu bewegen. An einem bestimmten Punkt im Katapulthub werden die heißen Katapultgase

in das Raketenmotorrohr hineingeleitet, so daß sie mit dem Treibsatz des Raketenmotors in Kontakt kommen und diesen zünden, um die zweite Betriebsphase der Einheit einzuleiten. Normalerweise sind ein oder

mehrere Hilfszünder in eier Nachbarschaft des Raketenmotortreibsatzes vorgesehen, die leichter von den heißen Katapultgasen entzündet werden als das Pulver des Treibsatzes selbst und die die Zündung dieses Treibsatzes unterstützen. Normalerweise sind solche Hilfs-Zünder einfach Vertiefungen mit pulverförmigem hitzeempfindlichen Material, aber in einigen Fällen sind auch Hilfszünder benutzt worden, die auf den Druck des hereinströmenden Gases ansprechen. In diesem Falle betätigt der Druck einen Schlagbolzen, der Hilfszündmaterial mittels eines Zünders abfeuert Beide Typen von Hilfszündern sind daher von dem Zustand, d. h. der Temperatur und dem Druck des Gases abhängig, der in das Raketenmotcrrohr hineinmündet, um die Zündung des Raketenmotors zu bewirken.

Es sind zwei etwas unterschiedliche Formen von Schleudervorrichtungen in der Praxis im Einsatz, die beide nach den vorstehend beschriebenen Prinzipien arbeiten. Einer dieser Typen, der in der bereits genannten US-PS 29 00150 beschrieben ist, benutzt einen sogenannten »Kolbenverschluß«, der sowohl die Kolbenfläche bildet, gegen die die Katapultgase während der ersten Betriebsphase wirken, als auch dazu dient, die inneren und äußeren Rohre vor dem Betrieb gegeneinander zu verriegeln und sie bei der Betätigung der Einheit zu entriegeln. Der Kolbenverschluß ist an dem unteren Ende des Raketenmotorrohrs angebracht, bis er von diesem gelöst bzw. bei Kontakt einer in der inneren Wandung des Katapultrohrs ausgebildeten Schulter abgelöst bzw. abgerissen wird. Dadurch wird ein Weg geschaffen, um die Katapultgase in das Raketenmotorrohr zu leiten, um den Raketenmotor zu zünden.

Eine zweite Form der Schleudervorrichtung, die in der US-PS 29 54 947 dargestellt ist, benutzt ein sogenanntes »booster«-Rohr (Hilfsrohr), das koaxial innerhalb der Raketenmotorladung in dem Raketenmotorrohr angebracht ist, und in dem der Katapulttreibsatz vorgesehen ist Das innere Volumen des Hilfsrohrs ist anfänglich von dem Bereich der Raketenmotorladung isoliert und die heißen Katapultgase werden unten durch einen Austritt einer Düse mit mehreren Austrittsöffnungen hinausgeführt, so daß sie während des Katapulthubes gegen eine Kolbenfläche wirken, die unmittelbar unterhalb der Düse vorgesehen ist. Ein anfänglich geschlossenes Schlitz- oder Schieberventil in dem Hilfsrohr ist über eine Verbindung mit Totgang betätigbar, die ein Drahtseil enthält, das vom Inneren des Hilfsrohrs durch den offenen Düsenaustritt ragt und mit der Basis des Katapultrohrs verbunden ist. Wenn das Raketenmotorrohr an dem Katapultrohr aufwärts beschleunigt wird, erreicht es einen bestimmten Punkt, an dem das Seil oder Kabel straff gezogen ist und das Schieberventil betätigt, um die heißen Katapultgase aus dem Hilfsrohr in den Bereich der Raketenmotoriadung zu leiten und somit die Zündung des Raketenmotors zu bewirken.

Insbesondere weil die Schleudervorrichtungen fast ausschließlich in Millitärflugzeugen benutzt werden, müssen sie in einer großen Vielzahl von Bedingungen operieren, insbesondere auch in einem Temperaturbereich zwischen minus 55 bis etwa plus 95° C. Sie müssen außerdem schwersten Vibrationsbeanspruchungen auszusetzen sein und zusätzlich dürfen die keine Maximalgrenzen der Beschleunigung oder der Beschleunigungsänderung überschreiten, weil anderenfalls die auf das Besatzungsmitglied während des Wegschleuderns auseeübten Kräfte es ersnthaft verletzen könnten.

Die Beschränkungen der Maximalbeschleunigung und der Beschleunigungsänderung werden besonders kritisch bei hohen Betriebstemperaturen, wenn das von der Katapultpatrone oder dem Treibsatz erzeugte Gas maximale Temperatur und Druck hat, was zu einem schnellen Katapulthub und zur schnellen Zündung des Raketenmotors führt Andererseits muß noch genug Gasdruck von dem Katapult oder dem Treibsatz bei niedrigen Betriebstemperaturen erzeugt werden, so daß

ίο dabei der relativ niedrige Druck und die geringen Gastemperaturen ausreichen, den Raketenmotor zu zünden, bevor die Trennung des Katapults und des Raketenmotorrohrs stattgefunden hat Weil alle bisher verwendeten Schleudervorrichtungen sich auf die

is heißen Katapultgase zur Zündung des Raketenmotors verlassen haben, ist es zeitweilig schwierig gewesen, Einheiten zu schaffen, die einen einwandfreien Betrieb innerhalb der anzuwendenden Grenzen der Forderungen gewährleisteten.

Aufgabe der Erfindung ist es, eine Schleudervorrichtung der eingangs beschriebenen Art, insbesondere einen Schleudersitz zu schaffen, deren bzw. dessen Betriebsweise von den Umweltbedingungen weitgehend unabhängig ist und eine sichere und mit im wesentlichen gleichbleibender Beschleunigung durchgeführte Funktion besitzt

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch eine Schleudervorrichtung mit dem kennzeichnenden Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.

Durch die Erfindung wird eine verbesserte Schleudervorrichtung geschaffen, indem die Zündung des Raketenmotors von einem direkt mechanisch betätigten Hilfszünder bewirkt wird, so daß die Zündung des Raketenmotors in keiner Weise von dem Druck oder

J5 der Temperatur der Katapultgase abhängig ist Dies wird durch die Erfindung in einer Weise erreicht, die nicht von Umwelt- oder Betriebsbedingungen, die auf Schleudervorrichtungen einwirken können, abhängig ist Der Raketenmotor wird vielmehr durch die mechanisch betätigte Zündvorrichtung, die im Bereich der Raketenmotorladung angeordnet ist, sicher und nur in Abhängigkeit von einer vorbestimmten Distanz betätigt, die der Raketenmotor während der Katapultphase des Schleudervorganges zurückgelegt hat.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in der Zeichnung dargestellt und wird im folgenden näher erläutert. Es zeigt

F i g. 1 eine schematische Ansicht einer Schleudervorrichtung die an der Rückseite eines Flugzeugsitzes

so angebracht ist,

F i g. 2 ein zum Teil abgebrochener Längsschnitt der gesamten Schleudervorrichtung nach der Erfindung,

Fi g. 3 ein vergrößerter Schnitt des oberen Abschnittes des Raketenmotorrohrs, das das mechanische Zündsystem detaillierter zeigt,

F i g. 4 eine Ansicht entsprechend F i g. 3, die den Mechanismus während der Betätigung des Schlagbolzens bei der Zündung zeigt und

F i g. 5 einen teilweise abgeb'ochenen Längsschnitt der Schleudervorrichtung unmittelbar nach dem Abtrenn-Punkt.

In F i g. 2 ist eine Schleudervorrichtung gezeigt, die ein inneres Raketenmotorrohr 10 und ein äußeres Katapultrohr 11 derart enthält, daß die beiden Rohre sich bei der Betätigung teleskopartig auseinanderschieben können. Der obere Teil des Raketenmotorrohrs ist an der Rückseite des Flugzeugsitzes durch ein Auge 12 angebracht und das Katapultrohr ist an dem Flugzeug

selbst durch Anbringungsaugen 13 befestigt.

Die beiden Rohre werden, um den Sitz in dem Flugzeug zu halten, durch einen Verriegelungsmechanismus zusammengehalten, der einen Kolbenverschluß 14 enthält, der an dem Düsenende (unteres Ende) des Raketenmotorrohrs mittels einer oder mehrerer Stifte oder Pflöcke 15 angebracht ist. Der Stift oder Pflock 15 erstreckt sich durch den Kolbenverschluß und ist mit dem Düsenabschnitt 16 des Raketenmotorrohrs mittels Gewinde verbunden. Das untere Ende des Stifts oder Pflocks bildet eine Abscherlippe 17, die den Kolbenverschluß an dem Raketenmotorrohr festlegt. Kolbenverschlüsse, wie sie in der Zeichnung dargestellt sind, können eine querliegende Platte, wie dargestellt, besitzen, die eine Kolbenfläche bildet, gegen die die expandierenden Gase der Vorrichtung während des Hubes der Vorrichtung wirken und es kann eine Reihe von Zinken oder Fingern vorhanden sein, die sich nach unten erstrecken (und in einigen Fällen, die hier nicht dargestellt sind, in beiden axialen Richtungen), und kleine äußere Schultern 18 an ihren unteren Enden bilden, die mit entsprechenden Schultern 19 in der inneren Wandung des Katapultrohres zusammenwirken, um die beiden Rohre gegeneinander zu verriegeln. Die Kolbenfinger werden durch eine zylindrische Wandung 20 nach außen gedrückt, die einen Teil der Patronenbasis 21 bildet und die sich in begrenztem Ausmaße axial bewegen kann und von einer Feder 22 in ihrer obersten Position gehalten ist. Eine Patrone 23, die ein Gas erzeugen kann, ist in der Patronenbasis bzw. dem Patronenlager 21 gehalten, das eine Zündkapsel 24 und zusätzliches Zündsatz-Material 25 enthält, um eine Zündung des Treibsatzes in der Patrone 23 sicherzustellen.

Die Betätigung der Schleudervorrichtung nach F i g. 2 wird durch Gasdruck von einer nicht gezeigten äußeren Quelle ausgelöst, der an den Eingangsanschluß 26 angelegt wird. Wenn der Druck ein bestimmtes Niveau erreicht, gibt ein Abscherstift 27 den Weg frei und der Schlagbolzen 28 wird gegen die Zündkapsel 24 geschleudert und zündet dadurch die Patrone 23 der Vorrichtung. Das Hochdruckgas, das sofort durch das Brennen des Treibsatzes in der Patrone 23 entsteht, füllt das innere Volumen des Katapultrohres, wird aber durch den Kolbenverschluß daran gehindert, in das Raketenmotorrohr einzudringen. Der steigende Gasdruck drückt daher das Patronenlager 21 entgegen der Wirkung der Feder 22 nach unten und bewegt damit auch die zylindrische Wand 20 nach unten, um die unteren Enden der Kolbenfinger 14a freizugeben. Daraufhin ist das Raketenmotorrohr frei, um sich unter Einwirkung des auf die untere Kolbenfläche, die von dem Kolbenverschluß gebildet wird, ausgeübten Gasdruckes in dem Katapultrohr aufwärts zu bewegen. Die Schultern 18 und 19 wirken zusammen, um die Kolbenfinger leicht radial nach innen zu drücken, wenn das Raketenmotorrohr sich zu bewegen beginnt

In einer sehr kurzen Zeit erreicht der Kolbenverschluß 14 die Schulter 29, die in der inneren Wandung des Katapultrohrs ausgebildet ist Es ist nämlich nicht ungewöhnlich, daß das Raketenmotorrohr sich relativ zu dem Katapultrohr mit Geschwindigkeiten von annähernd 20 m/s bewegt Obwohl die Schulter 29 die Aufwärtsbewegung des Kolbenverschlußes 14 vollständig stoppt wird dadurch die Bewegung des Raketenmotorrohrs kaum gestört und die Abscherlippe 17 des Stiftes oder Pflocks 15 schert ab, um eine Trennung des Kolbenverschlusses und des Raketenmotorrohrs an

diesem Punkt zu gestatten.

Bei allen früheren Schleudervorrichtungen wurde die Zündung des Treibsatzes 30 des mit festem Brennstoff arbeitenden Raketenmotors an annähernd dem Punkt bewirkt, der in der Funktionsbeschreibung der Schleudervorrichtung zuletzt erwähnt wurde, und würde bei der Einheit nach Fig.2 durch heiße Katapultgase von der Patrone 23 bewirkt werden, die durch das Loch (oder die Löcher) dringen, das vorher durch den Stift oder Pflock 15 verschlossen war. Sie würden durch die Düse 31 und in Kontakt mit dem Treibsatz 30 kommen und auf ebenfalls übliche Weise in Kontakt mit wärme- und/oder druckempfindlichen Hilfszündsätzen.

Im Gegensatz dazu zeigt das Ausführungsbeispiel nach der Erfindung ein Betätigungselement in Form eines Kabels 32, das an seinem unteren Ende 33 in dem Kolbenverschluß 14 durch irgendein bekanntes Befestigungsverfahren verankert ist und dessen oberes Ende in einem kleinen Metallabzug 34 endet

In F i g. 3 ist detaillierter dargestellt daß der Abzug an dem Kabel 32 dadurch angebracht sein kann, daß eine axiale Bohrung und eine etwas größere Aushöhlung im oberen Ende des Abzugs ist so daß ein leicht vergrößertes Ende des Kabels selbst den Abzug sicher an dem Kabel befestigt Es kann jedoch auch jede andere Weise verwendet werden, um das Kabel dauerhaft an dem Abzug 34 zu befestigen. Der direkt mechanisch betätigbare Zünder bei dieser Ausführung ist im oberen Ende des Raketenmotorrohrs gelegen, das im folgenden als »Kopfstück«-Zünder bezeichnet wird, wie in der Terminologie Hilfszünder in dieser Position bezeichnet werden. Eine Höhlung 35 ist in dem Kopfstück 36 des Raketenmotorrohrs gebildet, in dem zündfertiges loses Material irgendeines Typs enthalten sein kann, der normalerweise bei solchen Hilfszündern verwendet wird. Der Zündmechanismus selbst enthält eine kreisförmige Platte 37, die an dem Kopfstück des Raketenmotorrohrs befestigt ist und Durchbrüche besitzt, durch die das Zündmaterial in der Aushöhlung 35 nach seiner Zündung auf den Treibsatz 30 einwirken kann, um diesen fertig zu zünden, bin Gehäuse 38 is1 vorgesehen, das, wie dargestellt ist aus einem oberer Teil 39 und einem unteren Teil 40 gebildet wird, die mittels Gewinde miteinander verbunden sind, um das Gehäuse an der Deckplatte 37 zu befestigen. Das obere Ende des Gehäuses 38 enthält eine Zündkapsel 41. die über Löcher 42 mit dem Zündmaterial in dem Hohlraum 35 in Verbindung steht so daß die Zündung der Zündkapsel das Material 35 zündet Das Gehäuse 38 bildet einen sich axial erstreckenden Zylinder, in dem gleitend ein Schlagbolzen 43 angeordnet ist der vor dem unteren Ende des Gehäuses 38 geführt ist und einen Kopf 43a von vergrößertem Durchmesser hat gegen den eine Feder 44 drückt Das untere Ende der Feder 44 drückt wie gezeigt gegen das Gehäuse 38.

Ein sich axial erstreckender Kanal 45 mit einei Aussparung an seinem oberen Ende ist in einer Fläche des Schlagbolzens 43 ausgebildet, wobei die Begrenzung dieser Ausnehmung eine Kurvenfläche 46 bildet gegen die der vergrößerte Kopf des Abzuges 34 derart einwirkt daß, wenn der Abzug und der Schlagbolzen in der in F i g. 3 gezeigten Weise im Gehäuse 38 liegen, dei Abzug nicht nach unten gezogen werden kann, ohne der Schlagbolzen ebenfalls zu bewegen, wobei die Feder 44 zum Spannen des Zünders zusammengedrückt wird

In Fig.5 ist dargestellt daß, wenn das Raketenmo torrohr relativ zu dem Katapultrohr aufwärts läuft dei

Kolbenverschluß 14 an der Schulter 29 anschlägt, während die Abscherlippe 17 abgeschert wird, um eine fortgesetzte und im wesentlichen unverzögerte Bewegung des Raketenmotorrohrs zu gestatten. Die zu diesem Zeitpunkt vorgenommene Trennung des Kolbenverschlusses von dem Raketenmotorrohr spannt sofort das Kabel 32 und spannt gleichzeitig den Schlagbolzen 43 infolge des gegenseitigen Eingriffes zwischen dem Abzug 34 und dem Schlagbolzen. Aus F i g. 5 ist zu erkennen, daß, nachdem der Abzug und der Schlagbolzen ausreichend weit abwärts gezogen wurden, damit der Abzug aus dem unteren Ende des Gehäuses 53 freikommt, der Abzug vom Schlagbolzen infolge der Wirkung der Kurvenfläche 46 abrutscht. Der Schlagbolzen ist dann frei, um von der nun zusammengedrückten Feder 44 gegen die Zündkapsel 41 geschlagen zu werden, wodurch die Zündung betätigt und die Ladung des Raketenmotors gezündet wird. Somit wird der Treibsatz 30 einige Millisekunden nach der Trennung des Kolbenverschlusses von dem Raketenmotorrohr gezündet. Diese Zeitspanne kann, sofern erwünscht, leicht eingestellt werden, indem einfache die Länge des Kabels 32 geändert wird.

Üblicherweise wird die Raketenmotorladung gezündet und erreicht etwa 10% des Motordrucks etwa 10 Millisekunden nach der Trennung (d. h. dem Punkt im Katapulthub, an dem der Kolbenverschluß sich vom Düsenabschnitt des Raketenmotors löst) und erreicht den Spitzendruck etwa 0,04 Sek. nach der Trennung. Diese Zeit kann sich wesentlich ändern, da sie von der Umgebungstemperatur vor der Zündung abhängig ist. Bei niedrigen Temperaturen braucht die Zündung des Raketenmotors und der Druckaufbau eine längere Zeit, so daß die Mann-Sitz-Masse vor der Wiederbeschleunigung durch den Raketenmotor eine Verzögerung erfährt. Dadurch wird der Mensch höheren Beschleunigungen ausgesetzt, als es wünschenswert ist.

Die Zündung des Raketenmotors nach der Erfindung ist dagegen von der Temperatur und dem Druck der Katapultgase vollständig unabhängig und der genaue Zeitpunkt der Zündung als eine Funktion der Relativpositionen der Rohre des Raketenmotors und des Katapultes zueinander kann wesentlich genauer bestimmt werden, als es vorher möglich war. Dadurch kann eine Verzögerung und Wiederbeschleunigung der Mann/Sitz-Masse insbesondere bei niedrigen Temperaturen ausgeschaltet oder auf ein Minimum beschränkt werden. Es ist sehr wichtig, daß der exakte Zeitpunkt der Zündung des Raketenmotors gewählt werden kann, ohne daß irgendwelche Kompromisse infolge der vorher beschriebenen Differenzen im Zündverhalten bei den oberen und unteren Extremen der Betriebstemperatur im Arbeitsbereich der Einheit eingegangen werden müssen.

Raketenmotoren in Schleudervorrichtungen arbeiten normalerweise bei relativ hohen Innendrücken in der Größenordnung von 350 bar und die Brenngeschwindigkeit des Treibsatzes ist in hohem Maße druckabhängig. Kleine Störungen, die zur Verringerung des effektiven Düsendurchmessers der Düse 31 führen, können unter diesen Bedingungen nicht geduldet werden, da sie den Motordruck und damit die Brenngeschwindigkeit des Treibsatzes wesentlich erhöhen und damit ihre Explosion verursachen können. Es ist unter diesen Bedingungen wünschenswert, den Abzug 34 und das Kabel 32 so schnell wie möglich aus der Düse auszuwerfen, vorzugsweise, bevor der volle Motorschub sich entwickelt hat

Der Abzug wird so klein gemacht, wie es nach den Festigkeitserfordernissen noch möglich ist, um eventuelle Störungen im Düsenbereich so gering wie möglich zu halten. Zusätzlich wird ein Kabel mit einer gewissen zwischen 3 und 4% liegenden elastischen Dehnfähigkeit gewählt, so daß das gedehnte Kabel dazu tendiert, den Abzug 34 nach unten und so schnell wie möglich aus der Düse herauszuschleudern, nachdem der Abzug sich von dem Schlagbolzen gelöst hat. Es ist nicht exakt

ίο festzustellen, um welchen genauen Betrag die Verwendung eines dehnfähigen Kabels das Auswerfen des Abzuges aus der Düse beschleunigen kann, es ist jedoch anzunehmen, daß solche Beschleunigung die Zuverlässigkeit der Einheil erhöht, insbesondere im Falle von Motoren, die mit hohen Drücken und relativ kleinen Düsenhaisdurchmessern arbeiten.

Ein bevorzugtes Drahtseil 32, von dem festgestellt wurde, daß es in hohem Maße zufriedenstellend arbeitet, ist ein 49-drähtiges rostfreies miniaturisiertes Seil mit einem Nenndurchmesser von etwa 0,9 mm mit einer 0,1 mm-Beschichtung aus Polyamid. Die Länge des Kabels sollte etwas größer sein, beispielsweise ca. 12 mm, als die notwendige minimale Länge. Diese Zusatzlänge zusammen mit dem leichten Gewicht und der Flexibilität des Kabels verhindert, daß es unabhängige Resonanzschwingungen hat, die zu einem Kabelbruch unter schweren Vibrationsbedingungen führen könnten, denen Raketenkatapulte ausgesetzt sind. Beschichtungen aus Polyamiden oder anderen weichen Kunststoffen verbessern das gedämpfte Verhalten des Kabels ebenso wie seine Dauerfestigkeit. Es ist festgestellt worden, daß sogar bei einem Kabel, das direkt am Inneren der Motorpulververladung anlag, starke Vibrationsbedingungen keine Beschädigung des Treibsatzes herbeiführen konnten. Es ist wichtig, die Beschädigung des Treibsatzes zu verhindern, weil jede vergrößerte Brennfläche, die durch Brüche im Inneren des Treibsatzes entstehen kann, die Brenngeschwindigkeit des Motors erhöht und damit eine Störung durch

Explosion auslösen kann. Das gleiche wurden lose Stücke des Treibsatzes bewirken, wenn sie während des Brennens des Motors aus der Düse ausgestoßen werden. Das untere Ende des Kabels kann mit irgendeinem Verankerungsteil oder Element der Schleudervorrich-

tung verbunden sein, d. h. mit der Basis des Katapultrohrs, dem Kolbenverschluß oder anderen ähnlichen Elementen, die innerhalb des Katapultrohrs enthalten sind und nicht zusammen mit dem Raketenmotorrohr ausgestoßen werden, so daß sie in der Lage sind, die

Zündung zu betätigen.

In einer bevorzugten, in der Zeichnung nicht dargestellten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Schleudervorrichtung ist ein den Festkörpertreibsatz abschirmendes Hilfsrohr vorgesehen, das im wesentli chen über die Länge des Raketenmotorrohrs innerhalb des ringförmigen, von dem Festkörpertreibsatz gebildeten Raumes verläuft Die mechanischen Betätigungselemente sind dabei ausreichend widerstandsfähig ausgebildet, um den heißen Gasen während des Katapulthu- bes zu widerstehen. Dieses Zusatzrohr hat den Vorteil, daß ein dickeres Kabel und/oder schwerere Kabelbetätigungsmittel verwendet werden können, da die sie umgebende Motorladung nicht mehr durch Schwingungen beschädigt werden kann. Dieses Zusatzrohr hat zudem den Vorteil, daß das Kabel und/oder der Abzug nicht mehr aus dem Raketenmotorrohr ausgeworfen zu werden braucht, so daß es nur noch erforderlich ist, einen direkt mechanisch betätigbaren Zünder vo'zuse-

hen, der — ζ. B. im Kopfende des Raketenmotorrohrs — so angeordnet ist, daß er die Motorladung direkt zündet, und diesen Zünder zu dessen Betätigung mit dem üblichen, ventilgesteuerten Zündmechanismus zu verbinden.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims (8)

Patentansprüche:

1. Schleudervorrichtung, insbesondere Schleudersitz, in einem Flugzeug mit einem Katapultrohr und einem Raketenmotorrohr, die sich bei Betätigung der Schleudervorrichtung teleskopartig auseinanderbewegen, wobei das Raketenmotorrohr einen Festbrennstofftreibsatz mit einer Zündvorrichtung enthält, dadurch gekennzeichnet, daß die Zündvorrichtung (41, 42, 43, 44) mechanische Betätigungselemente (32,34) aufweist, die zwischen der Zündvorrichtung und einem Befestigungspunkt (33) des Katapultrohres (11) zwischengeschaltet sind, wobei die Betätigung der Zündvorrichtung in Abhängigkeit von der Zurücklegung eines vorbestimmten Weges des Raketenmotorrohres (10) relativ zum Katapultrohr erfolgt

2. Schleudervorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sie ein Abdeckteil (14) zur Abdichtung der Düse (31) gegen den Eintritt von Gasen in den den Treibsatz enthaltenden Raum während einer ersten Betriebsphase besitzt und daß Mittel zum Abtrennen des Abdeckteils (14) von der Düse (31) an einem vorbestimmten Punkt des Weges des Raketenmotorrohrs (10) relativ zum Katapultrohr (U) vorgesehen sind und daß der Befestigungspunkt (33) der mechanischen Betätigungselemente (32,34) an dem Abdeckteil vorgesehen ist

3. Schleudervorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das mechanische Betätigungselement ein flexibles Kabel (32) enthält.

4. Schleudervorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Kabel (32) ein verseiltes Drahtseil ist das mit einer Beschichtung aus flexiblem Material versehen ist, daß das Kabel (32) langer ist als der Minimalabstand zwischen dem Schlagbolzen (43), der Zündvorrichtung und dem Befestigungspunkt (33) der mechanischen Betätigungselemente (32,34).

5. Schleudervorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Zündvorrichtung ein Gehäuse (38) im oberen Teil des Raketenmotorrohrs (10) besitzt, das sich axial nach unten erstreckt, daß in dem Gehäuse der axial angeordnete Schlagbolzen (43) enthalten ist, der von einer Feder (44) aufwärts gedrückt wird, und daß das obere Ende des Kabels (32) an einem Abzug (34) befestigt ist, der mit dem Schlagbolzen derart lösbar verbunden ist, daß eine Zugbeanspruchung in dem Kabel zuerst den Schlagbolzen axial nach unten zieht und dann eine Trennung des Abzuges von dem Schlagbolzen erlaubt, und daß die Feder den Schlagbolzen zur Auslösung der Zündvorrichtung betätigt.

6. Schleudervorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Kabel (32) ein etwa 50-drähtiges geflochtenes bzw. gewebtes Seil aus rostfreiem Stahl ist, das einen Durchmesser von etwa 1 mm hat und mit einer im Vergleich zum Kabeldurchmesser relativ dünnen Beschichtung aus flexiblem Kunststoff versehen ist, daß der Abzug (34) ein langgestrecktes Metallteil ist, das einen Kopf an seinem oberen Ende besitzt, daß der Schlagbolzen (43) einen axialen Kanal (45) enthält, der an seinem unteren Ende ausgebildet ist, um den Abzug aufzunehmen, daß am oberen Ende des Kanals eine Ausnehmung (46) vorgesehen ist, die den Kopf des Abzuges aufnimmt und eine Kurvenfläche bildet, die es erlaubt, den Schlagbolzen zusammen mit dem Abzug und dem Kabel nach unten zu ziehen, bis der Kopf des Abzuges aus dem Gehäuse (38) freikommt und daß die Kurvenfläche mit dem Abzug zum Auswerfen des Abzuges zusammenwirkt.

7. Schleudervorrichtung nach einem der Ansprüche 3 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Kabel (32) um etwa 3% elastisch dehnbar ist

8. Schleudervorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sie ein den Festkörpertreibsatz (30) abschirmendes Hilfsrohr aufweist das im wesentlichen über die Länge des Raketenmotorrohrs (10) innerhalb des ringförmigen, von dem Treibsatz (30) gebildeten Raumes verläuft