DE2608961C3 - Schleudervorrichtung - Google Patents
SchleudervorrichtungInfo
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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 wegzuschleudem, die ein oder mehrere Besatzungsmitglieder enthält Oft
werden solche Systems in Verbindung mit einem Sitz verwendet der längs vertikalen Führungsschienen in
einem Flugzeug vertikal bewegbar vorgesehen ist Die 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·;.! 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 Raketenmotorrohr 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 Katapulttreibsatz 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 der 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 ί
Hilfs-Zünder einfach Vertiefungen mit pulverförmjgem hitzeempfindlichen Material, aber in einigen Fällen sind
auch Hüfszünder benutzt worden, die auf den Druck des hereinströmenden Gases ansprechen. In diesem Falle
betätigt der Druck einen Schlagbolzen, der Hilfszünd- in
material mittels eines Zünders abfeuert Beide Typen von Hüfszündern sind datier von dem Zustand, d. h. der
Temperatur und dem Druck des Gases abhängig, der in das Raketenmotorrohr 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 00 150 beschrieben ist, benutzt 2n
einen sogenannten »Koibenverschluß«, 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 i»
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 w
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 H'lfsrohr 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 r>
<> 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 Raketenmotorladung 1W
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 Besrhleunigungs- <"s
änderung überschreiten, weil anderenfalls die auf das Besatzungsmitglied während des Wegschleuderns ausgeübten 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 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
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 ^äileudervorrichtuiig 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
wesentlicben 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 Hüfszünder bewirkt wird, so daß die Zündung des
Raketenmotors in keiner Weise von dem Druck oder der Temperatur der Katapultgise 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
angebracht ist,
F i g. 2 ein zum Teil abgebrochener Längsschnitt der gesamten Schleudervorrichtung nach der Erfindung,
F i g. 1 ein vergrößerter Schnitt des oberen Abschnittes des Raketenmotorrohrs, das das mechanische
Zündsystem detaillierter zeigt,
Fig.4 eine Ansicht entsprechend Fig.3, die den
Mechanismus während der Betätigung des Schlagbolzens bei der Zündung zeigt und
Fig.5 einen teilweise abgebrochenen 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 DUsenabschnitt 16 des Raketenmotorrohrs mittels Gewinde verbunden. Das untere Ende des Stiffs 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
vnn Zinken oder Fincern vnrhanrlpn ?pinf Hjp «irh narh
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 Brennstofl
arbeitenden Raketenmotors an annähernd dem Punk bewirkt, der in der Funktionsbeschreibung dei
Schleudervorrichtung zuletzt erwähnt wurde, unc 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 vorhei
durch den Stift oder Pflock 15 verschlossen war. Sie würden durch die Düse 31 und in Kontakt mit derr
Treibsatz 30 kommen und auf ebenfalls übliche Weise ir Kontakt mit wärme- und/oder druckempfindlicher
Hilfszündsätzen.
Im Gegensatz dazu zeigt das Ausführungsbeispie nach der Erfindung ein Betätigungselement in Forrr
eines Kabels 32, das an seinem unteren Ende 33 in derr 14 durch ir0pnd?in b?k?.nntps Bpfpsti-
gungsverfahren verankert ist und dessen oberes Ende ir einem kleinen Metallabzug 34 endet
In F i g. 3 ist detaillierter dargestellt, daß der Abzug ar
dem Kabel 32 dadurch angebracht sein kann, daß ein< axiale Bohrung und eine etwas größere Aushöhlung in
oberen Ende des Abzugs ist, so daß ein leich vergrößertes Ende des Kabels selbst den Abzug sichel
an dem Kabel befestigt. Es kann jedoch auch jed< andere Weise verwendet werden, um das Kabe
dauerhaft an dem Abzug 34 zu befestigen. Der direk mechanisch betätigbare Zünder bei dieser Ausführung
ist im oberen Ende des Raketenmotorrohrs gelegen, da! im folgenden als »Kopfstück«-Zündsr bezeichnet wird
wie in der Terminologie Hilfszünder in dieser Positior bezeichnet werden. Eine Höhlung 35 ist in derr
Kopfstück 36 des Raketenmotorrohrs gebildet, in den zündfertiges loses Material irgendeines Typs enthalter
sein kann, der normalerweise bei solchen Hilfszünderr verwendet wird. Der Zündmechanismus selbst enthäli
eine kreisförmige Platte 37, die an dem Kopfstück de; Raketenmotorrohrs befestigt ist und Durchbrücht
besitzt, durch die das Zündmaterial in der Aushöhlung 35 nach seiner Zündung auf den Treibsatz 30 einwirker
Kann, um diesen fertig zu zünden, bin Gehäuse 38 is
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 Hohlraurr
35 in Verbindung steht, so daß die Zündung dei Zündkapsel das Material 35 zündet Das Gehäuse 3f
bildet einen sich axial erstreckenden Zylinder, in den* gleitend ein Schlagbolzen 43 angeordnet ist, der vor
dem unteren Ende des Gehäuses 38 geführt ist und einer Kopf 43a von vergrößertem Durchmesser hat geger
jjen pjne 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 derari einwirkt, daß, wenn der Abzug und der Schlagbolzen ir
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 Raketenmotorrohr 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
sofor· 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 Relativpo-
»iiiuucii üci Rühre des Rakeienimnors 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 Temperaluren
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 Einheit 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-t'rähtiges 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 würden lose Stücke des Treibsatzes bewirken, wenn sie während des
Brennens des rvioiors aus der Düse ausgestoßen werden.
Das untere Ende des Kabels kann mit irgendeinem
Verankerungsteil oder Element der Schleudervorrichtung 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 wesentlichen
über die Länge des Raketenmotorrohrs innerhalb des ringförmigen, von dem Festkörpeitreibsatz gebildeten
Raumes verläuft Die mechanischen Betätigungselemente sind dabei ausreichend widerstandsfähig ausgebildet,
um den heißen Gasen während des Katapulthubes 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 Kabe! und/oder der \bzug
nicht mehr aus dem Raketenmotorrohr ausgeworfen zu werden braucht, so daß es nur noch erforderlich ist,
einen direkt mechanisch betätigbaren Zünder vorzuse-
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)
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 Kabei (32) ein
verseiltes Drahtseil ist, das mit einer Beschichtung
aus flexiblem Material versehen .it, 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 i, 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
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