JPS62168796A

JPS62168796A - 飛行機の射出シ−ト

Info

Publication number: JPS62168796A
Application number: JP61233104A
Authority: JP
Inventors: ジエラルド　フランクリン　ハーンドン; ロジヤー　フランク　ユルクジイツク
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1985-09-30
Filing date: 1986-09-30
Publication date: 1987-07-25
Also published as: DE3675628D1; US4749154A; EP0221337A1; IL80197A0; EP0221337B1

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】イ、技術分野本発明は飛行機の射出シートに係り、さらに特に、射出
用のカタパルト推進剤を有しそして射出シートと一緒に
射出される外カタパルト筒内に、射出後に、推進剤ガス
を選択的に発射し得る一連のロケットモータを有する射
出シートに係る。

口、背景技術高性能軍用飛行機において現在使用されている射出シー
トは、該飛行機からパイロット及び／または乗員を射出
するためのカタパルトと、地表レベル射出の場合におい
て、射出シート着席者の救命パラシュートが開傘するの
に十分な時間を保証するために射出シートを数百メート
ル（数百ツートノ上方へ推進するロケットとを有する。

在米の射出シート構造のい（つかにおいては、前記カタ
パルト及びロケットモータは独立しり宿成要素であり、
また、他の在米構造においてはそれらは合体されて単一
の構成要素にされている。

新しい射出シートの要求条件は、カタパルト筒内に収容
され得る量よりも多いロケット推進剤を担持てることを
必要ならしめる。従って、カタパルトとロケットモータ
とを合体させるための在来の手段をヱ、もはや適切に機
能し得ないであろう。

ロケット推進剤の量を増加する要求に加えて、カタパル
ト及びロケットスラストレベルヲ制御または選択するの
に要求される能力は、新しい対応手段を必要ならしめる
。ディングぎル、ＶＩ２２０６５．のアトランチツク・
リサーチ・コーポレーションによってロケットスラスト
のプロファイルを制御するため提案されたー概念は、小
形ロケットモータ配列の使用を伴うものである。

この概念においては、互いに分離された小形推進剤であ
る装薬が、ロケットモータ室内において制御された圧力
を得るように順次に点火される。

特許文献を検討すると、一般的関心が持たれる射出シー
トが開示されている。例えば、マーチンの米国特許第２
，４６７，７６３号には、摺動する内及び外カタパルト
筒を有し、該内カタパルト筒が射出シートに結合されて
いてそれと一緒に射出されるようにされた射出シートが
開示されれている。

外カタパルト筒は飛行機に止どまり、そして、その全長
にそって成る間隔をもって、射出間に推力を増加させる
べ（抜差構造の筒内に補助カートリッジを発射させる装
置を■でる。また、フルトンの米国特許第３．０２７．
１２５号は全般的に前記米国特許第２，４６７，７６３
号に似ているが、シート射出後にロケット推進力を提供
する。ロケット製薬はシートと一緒に射出される筒内に
収容されている。グラスの米国特許第３．０３５．７９
６号には、ブースタ筒及び筒の１個に合体された自由飛
行ロケットの便用が開示されてｂる。さらに、マーチン
の米国特許第３．１８６．６６２号には、ロケット筒身
の多筒パッケージ概念が開示されている。

下記の特許には一役的関心の持たれる射出システムがそ
れぞれ開示されている。

米国特許第２，９００，１５０号　ＧＪ、）１−ト外米
国特許第２，９３７，８３０号　Ｎ、Ｄ、フルトン米国
特許第２．９５４．９４７号　Ｒ，Ｊ、デベルカ外米国
特許第５０５５．６１９号　Ｈ，Ｄ、マクドナルド２世
外米国特許第３，１１６．９００号　Ｎ、Ｄ、フルトン
米国特許第３，１２４，３２４号　Ｊ、マーチン米国特
許第３，１６９，００３号　０．Ａ、グ７ス米国特許第
３，１９０，５８９号　Ｈ，Ｊ、Ｔ、メンボーグ米国特
許第３，２５９，３４４号　Ｊ、Ｔ、ンープ米国特許第
３．２８２．１６１号　Ｈ，Ｄ、マクドナルド２世外米
国特許第４，０３６，４５６号　スキナー外ハ８発明の
開示本発明は、合体されたカタパルトとロケットモータとを
有する飛行機射出シートであって、射出後にスラストの
址が飛行機から射出シートを遠ざかるように上昇させる
ため自在に選択され得るものである。射出シートは、そ
れにそれとともに射出されるように固定的に結合された
外カタパルト筒と、該外カタパルト筒内に摺動自在に係
合された内カタパルト筒であってその下端を飛行機に固
定的に結合されたものとを有する。前記内及び外カタパ
ルト筒は射出シートの背後に隣接して上方に延在する。

外カタパルト筒は射出シートの一部を構成しそして背も
たれ部分に沿って射出シート支持構造体を提供する。外
カタパルト筒は、その上端に隣接して、弁装置によって
閉鎖されており、該弁装置は、開かれているとき、射出
後に射出シートの適正姿勢を獲得または維持てるため、
点火されたロケットモータから横揺れスラスタに高温ガ
スを供給するのに使用される。

外カタパルト筒内には、推進剤を担持して内カタパルト
筒と係合されたプラグが配置される。該プラグは推進剤
が発射されるとき外カタパルト筒と係合してそれを密閉
するよ５に働く。プラグは、射出間、外カタパルト筒の
下端に隣接するまで下方に運動されそして外カタパルト
筒内にその下端に隣接してプラグシールを形成する。プ
ラグのための保持手段を構成する支承体が外カタパルト
筒内にその下端に隣接して固定される。

射出前に、推進剤を担持する前記プラグレエ、概ね円筒
形σつ外カタパルト筒内にその上端において摺動自在に
密閉的に係合される。前記プラグはその下端部に周溝を
有し、セして周溝は射出前に内カタパルト筒の上端部を
受容するように下向きに開すている。

外カタパルト筒の下端部内の前記支承体は射出前に内カ
タパルト筒に対してその下端に隣接して摺動自在に係合
している。支承体は前記プラグの周溝の外部分を形放て
る概ね円筒形の変形自在の壁を受けるための上白円錐面
を胃する。前記壁は、外カタパルト筒が内カタパルト筒
から撤退されたのち、射出間に前記支承体の上白円錐面
内に係合されろように内方へ円錐形に変形される。

射出後、外カタパルト筒はその閉鎖された上端とそのプ
ラグで詰塞された下端との間において中空であり、そし
てその下端に隣接して主ロケットスラスタに対して開い
ている。さらに外カタパルト筒は、射出後、外カタパル
ト筒に結合されていて射出後のスラスト要求に従って各
個に発射され得る一連の独立したロケットモータに対し
て開放状態に保たれてマニホルドを画成する。前記一連
のロケットモータは射出シートの背もたれ部分内に包囲
され、射出シートの背もたれ部分において概ねその中心
に位置される前記外カタパルト筒を横切ってそり外方へ
延在てる。前記一連のロケットモータは互いに並置され
て、外カタパルト筒の両［１１１１において一つのロケ
ットモータが他の−クのロケットモータの上に配列され
る。

２１固の互いに反対向きにされた横揺れ／姿勢スラスタ
ノズルが射出シートの背もたれ部分の頂部に＋１１接し
て結合される。これらスラスタノズルはサーボ弁を通じ
てスラストを供給される。該スラストを構成する供給ガ
スは、一連のロケットモータが点火されて外カタパルト
筒内に発射されるにしたがって一連のロケットモータ内
において発生される。

第２　ｃｔ）実施例においては、外カタパルト筒は上述
した外カタパルト筒と概ね同じである。しかし、射出後
、核外カタパルト筒はマニホルドに結合されていて射出
後のスラスト要求に従って各個に発射され得る一連のロ
ケットモータのための該マニホルドに対して開く。これ
ら個々のロケットモータは射出シートの座部分の下に結
合され、そして前記マニホルドはその後方においてロケ
ットモータと外カタパルト筒との間に位置される。さら
に、射出シートの背部に隣接して外カタパルト筒の側部
に沿って延びる各個のロケットモータが、外カタパルト
筒に沿って取付けられる。

前記第２り実施例におり′Ｃは、２個Ｑ）主スラストノ
ズルが射出シートの背面の反対両側に隣接して互すに離
されて前記マニホルドに結合される。

これら主スラストノズルは、射出されたシートを飛行機
から安全な距離で且つ地表から必要な距離まで上方へ推
進し得る。

さらにまた、２個の片揺れスラスト制御ノズルが射出シ
ートの背面の反対両側に隣接して互いに離されて前記マ
ニホルドに結合される。これら片揺れスラスト制御ノズ
ルはサーボ弁によって完全開放、部分開放、一方が他方
工り人き（開放または平衡されるように操作され得る。

さらに、２１固の独立した縦揺れスラスタ制御ノズルが
設けられ、その１個は射出シートの下において前向きに
七の中心に位置され、他の１個は射出シートの背面上方
に位置される。これら縦揺れスラスタ制御ノズルはサー
ボ弁によって操作され、そして少な（とも一方のノズル
は開かれていな（てはならな込。

第２の実施例において、射出シートの頂部に隣接する前
記弁装置は、それらが互いに反対向きにされた横揺れ及
び片揺れ最大制御スラスタノズルのためのものであるこ
とを除き、第１の実施列における弁装置と同じである。

第１σ）実施例における、分離型のロケットモータ及び
カタパルトに対する合体裁カタパルト／ロケットモータ
概念の利点は矢ぎり通りである。ビントル弁の１対はカ
タパルト及び横揺れ制御ロケットノズルを制御する。そ
れらは、また、マニホルドと外カタパルト筒内に過大な
圧力が発生したとき、ガスを逃が丁働きをでる。外カタ
パルト筒は一連のロケットモークリためリマニホルドと
して役立つ。さらに、外カタパルト筒はロケットモータ
と協力して射出シートの背もｆこれ部分を呻］比する。

ロケットモータを射出シートの背も１これ部分肉に外カ
タパルト筒の側部に沿って配置イることは、過大な空間
を使用することなしに便利な位置を提供てる。本発明は
、さらに、射出シートの中心線に沿って単一のカタパル
トを配設することをも可能にする。

第２ｃｖ実施例において、射出シートの座部分の下にロ
ケットモータを配置でることは、射出シートの重心を低
（させることになる。また、この実施例は２個Ｑ片揺れ
制御スラスタノズルと、２個の独立した縦揺れ制御スラ
スタノズルと、２個の互いに反対向きにされた横揺れ及
び片揺れ最大制御スラスタノズルとを有する。

本発明のさらにその他の利点は、前掲特許請求の範囲に
記載された本発明の範囲の限定を意図することなしに細
部事項がその開示の法的適格性のために説明される本明
細書の後続部分において明らかにされるであろう。

二０発明な実施するための最良の様式添付図面を参照すると、第１図〜第３図には、全体とし
て１０を以て射出シートが示され、該射出シート１０は
、背もたれ部分１２）座部分１４及び頭受は区域１６を
胃する。なお、内部部品は省略されている。射出シート
１０はフランジ２２．２４．２６．３０を有し、そして
フランジ２２．３０の後方にを工溝３２，３４が設けら
れ、これら溝３２．３４には、スリッパブロック３６．
３８．４０に結合されたピンが結合されている。スリッ
パブロック３６．３８はリンク（図示せず）Ｋよって互
めに結合されており、そして前記スリッパブロックの垂
直リンク（図示せず〕のおのおのから、飛行機に結合さ
れた概ね水平のリンク（図示せず）が後方へ延在する。

従って、スリッパブロックに結合されたリンク及び前記
プロツクは、射出シート１０が射出されるとき、飛行機
に止どまる。溝３２．３４内に突出てる前記ピンは、射
出シート１０が射出されるとき、それらの垂直位置を保
持し、前記溝は前記ピンに沿って上方へ運動し、モして
四棒リンク仕掛（図示せず）は、射出が行われるとき、
前記スリッパブロックを概ね適所に保持てる。

内カタパルト筒４４と外カタパルト筒４６は射出シート
背もたれ構造体の一部を構成するものとして示されてお
り、該構造体の中心部ＶＣ位置されて概ね垂直に延び、
それによって、外カタパルト筒が背もたれの殻構造を剛
ｒヒするようにされている。カタパルトの構造は、外カ
タパルト筒４６の頂部５４に隣接して結合された横揺れ
スラスタノズル５０．５２とともに、第４図〜第９図に
一層明細に図示されている。外カタパルト筒４６は、第
９因に見られろように、開口５６におりてピントル弁６
０，６２に対して開いており、ビントル弁６０．６２は
射出量横揺れスラスタノズル５０．５２を閉鎖しそれに
よって外カタパルト筒４６Ｑ〕頂部を閉鎖する工５に常
態においては閉鎖されている。前記ビントル弁は、もし
カタパルト圧力が規定レベルを超過ｊるならば、該圧力
を緩和するように対称的に開放され得る。

前記カタパルトσつ頂部の上下方は、射出に先立って、
概ね円筒形σつプラグ６６であって円周ラビリンスシー
ル６８を有し、従って、該プラグが外カタパルト筒４６
内で摺動自在に密閉係合されるものが配置されて４る。

前記プラグ６６の大きな部分は推進剤７２を装填された
空所７０を形成されている。推進剤７２は点火されたと
き射出シート１０を飛行機から射出せしめる火薬である
。

前記プラグ６６の下端には、第９図にもつともよく示さ
れるように、下向きに開いた円筒形の溝Ｔ４が設けられ
、該溝Ｔ４は変形され得る程度に十分薄い円筒形外壁Ｔ
６を有する。射出に先立って、内カタパルト筒４１’り
上端は溝７４内にはめ込まれ、そしてその下端は第２図
に示すように８０ｉＣおいて飛行機に結合される。内カ
タパルト筒４４は概ね円筒形でありそして前記プラグ６
６の円筒形の下端と摺動自在に係合され、そして外カタ
パルト筒４６Ｃ１）下端において、内カタパルト筒４４
の外面は、外カタパルト尚４６の下端内に固定された保
持スリーブ８４の内円筒形支承面８２と摺動自在に係合
されている。保持スリーブ８４０円筒形の開口は上向き
に開（内円錐面８６を有する。

ビントル弁６０．６２が閉鎖された状態で、マイクロプ
ロセッサ（図示せず）によって推進剤７２即ち火薬が射
出シート１０を射出するため点火されたとき、プラグ６
６上方において外カタパルト筒４６内に圧力が高まりそ
して外カタパルト筒と射出シートとを射出されるように
外方へ運動させる。同時に、プラグ６６は、第５図〜第
９図に示されるように、外カタパルト筒４６が外方へ運
動して内カタパルト筒４４から離脱するにともなって、
下方へ運動する。プラグ６６が下方へ運動するにしたが
って、溝７４の外壁Ｔ６は運動して保持スリーブ８４０
円錐面８６と接触し、従って外壁７６は変形されて円錐
面８６と完全に係合してプラグ６６を止め、プラグは外
カタパルト筒４６の下端のためのシールとして働く。

各個に点火され得る一連のロケット推進モータ８８．９
０が、第１図、第２図、第４囚、第５図、第７図、及び
第８図に示されるように、背もたれ部分１２内に位置さ
れそして射出後にマニホルド９２を構成する中空の外カ
タパルト筒４６に対して開放するように結合されてｂる
。マニホルド９２は各個のロケット推進モータ８８．９
０に対して開放されており、これらロケットモータは各
内端に破砕可能の金属製吹飛ばしシール９４を有でる。

これらシールは各個のロケットモータが点火されたとき
外方へ吹飛ばされるが、他のロケットモータの発射作用
にによるマニホルげ９２１７’３のガスの圧力により内
方へ吹飛ばされないようにされている。

射出後、射出シート１０は地表レベル射出の故に地表に
あまりにも近接して込たり、飛行機の低高度の故に地表
にあまりにも近かったり、あるいはまた、射出前に飛行
機によってそれに伝達された速度の故に飛行機と一緒に
降下し従って射出後も降下を続行する可能性がある。そ
のような様々の情況の何れにおいても、射出シート１０
は飛行機から数百メートル（数百フィート〕離れた上空
へ運動されなければならないが、これは射出後における
ロケットモータ８８．９０の点火によって達成され得る
。

各個のロケットモータ８８．９ｏの点火及びビントル弁
６０．６２の動作は、射出シート１ｏを飛行機上方の要
求高度まで上昇させるための必要圧力を提供しそして最
終位置をカタパルトにとって安全ｌものにでる。

第９図に見られるように、横揺れスラスタハウジング９
６はマニホルド９２に対して開いており、そしてビント
ル弁６０．６２）’！図示されるように開放される。ノ
ズル５ｏ、５２は、＃配弁が摺動自在に係合される支持
体１ｏＯを貫く開口９８によってマニホル）−”９２に
対して開放される。前記弁は、マイクロプロセッサ（図
示せず〕によって作動されるサーボ制御モジュール１０
２，１０４に結合される。サーボ制御モジュールのおの
おのＫは、概略的に図示されるサーボ弁アクチュエータ
１０６，１０８が結合される。これらアクチュエータを
丁例えばンレノイドまたは油圧ピストンの形式にされ得
る。該ンレノイドまたは油圧ピストンは、それが弁閉鎖
方向に運動するに従って弁を推進し、そしてそれが撤退
されるに従って弁を開（ように後退させること（前記弁
に直結され得る。

弁の運動量はマイクロプロセッサによってサーボ制御モ
ジュールに供給される信号に応じて決定される。

飛行慨から離れるように射出シート１０を運動させるに
必要に応じて推進剤が同時にまたは順次に点火されるに
従って、ロケットモータ発生ガスの相当部分が主スラス
タ１１０から放出されて射出シート１０を飛行機から遠
ざかるように運動させる。

ロケットモータ８８．９０Ｑつ点火は１０ミリセカンド
以下で生じ、そして射出シート着席者の制御によること
な（達成される。第９図において見られるように、もし
射出シート１０が右方向に横揺れされることを希望され
るならば、ガスはビントル弁６００）開放によって横揺
れスラスタノズル５０から放出せしめられそしてビント
ル弁６２が閉鎖される。成る情況下においては、ビント
ル弁６０．６２り一方は他方よりも大き（開放され、そ
れによって、互いに異なるスラストを提供するようにさ
れる。さらにまた、ビントル弁は過大なガス圧力が緩和
されるように両方とも開放され得る。理解されるであろ
うように、カタパルト圧力制御のための唯一の弁装置は
制御横揺れ姿勢スラスタであり、そして射出シート１０
のための主ロケットスラストは、外カタパルト筒４６の
マニホルげ９２の底の近くに配置された大形の主スラス
タ１１０から供給される。

第１０図〜第１２図に示される第２の実施例においては
、全体として１２０を以て示され、概ね前記射出シート
１０と同様である射出シートは、外カタパルト筒１２２
と内カタパルト筒１２４とを有し、内カタパルト筒１２
４は１２６において飛行機に結合されており、そして外
カタパルト筒１２２は第１の実施例の場合と同じように
射出シートと一緒に射出される。密閉用のプラグ６６Ａ
は第１　ｃｖ災実施のプラグ６６と同じ態様で慟＾で、
第９図に８４で示したごとき保持スリーブ（図示せずＬ
Ｋよって外カタパルト筒１２２をその底において閉鎖す
る。

この第２の実施例においては、第１０図と第１１図とに
おいて見られるように、独立したロケットモータ１３０
．１３２は射出シート１２Ｇの座部外下に層形式で位置
されそしてマニホルド１３６に接続され、マニホルド１
３６　ｔｓｈ路１３８によって外カタパルト筒１２２に
接続されている。

かようにして、射出後、座部分下方の各個に点火され得
る前記ロケットモータは、第８図に示された構成と同様
の構成を以て、しかし非直接的に外カタパルト筒１２２
に対して開かれる。

射出シート１２０の背後に、第１２図に見られるように
、１４６，１４８において外カタパルト筒１２２に直結
された２個の追加ロケットモータ１４２．１４４が配置
されてめる。

射出シート１２０は射出間において溝形のレールに係合
して走行する３組のローラ１５０．１５２．１５６によ
って飛行機に支持される。

射出後におけるロケットモータり点火動作は第１　Ｑ）
実施例の場合と同様に、極めて急速でありそして射出シ
ート着席者による制御下にない。この実施例においては
、追加された制御装置が図示されてＡる。例えば、射出
シート１２０の下後部分においてその反対両側ＶＣ２個
の主スラスタノズル１６０．１６２が配置される。これ
ら主スラスタノズル１６０．１６２はそれぞれアクチュ
エータ１６４．１６６によって向きを制御され、アクチ
ュエータはマイクロプロセッサによって作動される。

射出シート１２０の頂部には、横揺れ及び片揺れスラス
タノズル１γ０．１γ２が配置され、これらスラスタノ
ズルは最大横揺れ及び片揺れ制御を提供し、そしてそれ
らの位置において特に効果的である。なぜならば、射出
シート１２ｏの下方にロケットモータが配置されること
によって低重心にされるからである。

射出シート１２０の後方においてその反対両側に片揺れ
スラスタノズル１７６．１７８が配置され、これらスラ
スタノズルは全開放、部分開放または平衡されるように
サーボ弁（図示せず）に工つて作動され得る。

さらに、２個の縦揺れスラスタノズル１８２．１８４が
配置される。縦揺れスラスタノズル１８２は射出シート
１２０の下部の中心に前向きＫｆｆｆ置され、そして縦
揺れスラスタノズル１８４は射出シート１２０の背後上
方において実質的に中途に在りそして中央に位置されて
ｂる。縦揺れスラスタノズル１８２は１８６．１８８に
おいてロケットモータ１３２に直結され、そして縦揺れ
スラスタノズル１８４は１９０におＡて外カタパルト筒
１２２に直結されている。前記縦揺れスラスタノズルに
、やはり、好適にはガスによって作動されろサーボ弁に
よって作動される。前記縦揺れスラスタノズルの一方は
、射出シートが飛行機の上方に上昇されつつあるときは
常に開いていなければならない。

主スラスタノズル１６０．１６２は、射出前σり飛行機
の運動によって射出シート１２０が可する下降スラスト
に打勝つように下向きに噴射しそして、一般的に、射出
シートを飛行機から遠ざかるように上昇させる働きをす
る。射出後における全射出シート上昇時間は１５秒台で
ある。

本発明及びそれに付随する諸利点は、以上述べた説明か
ら理解されるであろう。そして本発明の精神及び範囲か
ら逸脱でることな（、または、その重要な利点を犠牲に
することな（、本発明の部品の形状、構造及び配列に関
して様々な変更が為され得ること、そして以上説明され
た構成が単に説明のためのも（７）であることは明らか
であろう。

前掲特許請求の範囲に記載される場合を除き、図示の特
定形式または言及した利用に本発明を限定するごとは意
図されなめ。

【図面の簡単な説明】

ａｇ１図は本発明に依る射出シートであって外カタパル
ト筒が射出シートの背もたれ部分内に取付けられそして
射出シートが射出された後に発射されるロケットモータ
グツためのマニホルドな構成するものを示す斜視図であ
る。第２図は第１図に示された射出シー）　Ｃ’）　８面一
である。第３図は約６０°回転された第１図の射出シートの一部
を示す上面図である。第４図は内及び外カタパルト筒、各個のロケットモータ
、及び射出推進剤プラグの配列を実質的に横断面を以て
示ｆ部分正面図である。第５図は射出が開始さへた後、外カタパルト筒が内カタ
パルト筒から離脱される寸前の第４図の諸構収要素を示
″ｆ′部分正面図である。第６因は射出後の内カタパルト筒からの外カタパルト筒
の分離と、外カタパルト筒の下端部におけるプラグの坐
着とを示す部分断面図である。第７図は第６図上の７−７線く沿って取られた部分断面
図であって、射出後の主ロケットスラストノズルの位置
及びロケットモータな示す図面である。第８図は外カタパルト筒と、該外カタパルト筒内に発射
するための適所におけるロケットモータの配列とを示−
ｒ部分断面図である。第９図は射出前の内及び外カタパルト筒り配列と、横揺
れ／姿勢ロケットスラスタノズル内のビントル弁とを示
−ｆｅ部分断面図ある。第１０図は射出後に点火されるロケットモータクン殆ど
が射出シートの座部外下に位置されそしてロケットモー
タの数個が外カタパルト筒に沿って垂直方向に延在して
位置されている本発明の他の一実施例の側面図である。第１１図は第１ａ図に示した射出シートの底面図である
。第１２図は第１０図に示した射出シートの背面図である
。図面上、１０，１２０・・・射出シート、１２・・・背
もたれ部分％１４・・・座部分、４４．１２４　・内力
！ハルｈ筒、４６．１２２・・・外カタパルト筒、５０
．５２・・・横揺れスラスタノズル、６０．６２・・ビ
ントル弁、６６・・・プラグ、７２・・・推進剤、８４
・・・保持スリーブ、８８．９０・・・ロケットモータ
、９２・・・マニホルド

Claims

【特許請求の範囲】

（１）合体されたカタパルトとロケットモータとを有す
る飛行機の射出シートであつて、射出シートを射出した
後、該シートを飛行機から遠ざかるように推進するため
スラストの量が自在に選択され得るものにおいて、背もたれ部分を有する飛行機の射出シートにして該シー
トにそれと一緒に飛行機から射出されるように固定的に
結合された外カタパルト筒を有するもの、及び外カタパルト筒内に摺動自在に係合された内カタパルト
筒にしてその下端部を飛行機と固定的に結合されたものを有し、前記外及び内カタパルト筒が射出シートの背面に隣接し
て上方へ延在し、前記外カタパルト筒が射出シート支持構造体を構成しそ
して、射出間、その上端部に隣接して弁装置によつて閉
鎖されており、さらに、前記外カタパルト筒内に位置される装置にして、推進剤
を担持しそして該推進剤が発射されたとき前記射出シー
ト及び外カタパルト筒を飛行機から射出するように前記
内カタパルト筒と係合されており、そして射出間に前記
外カタパルト筒の下端まで運動されて外カタパルト筒内
にその下端に隣接してプラグシールを形成するようにさ
れたもの、及び前記プラグシールと係合してそれを前記下端に隣接させ
て固定するため外カタパルト筒内にその下端に隣接して
固定された保持装置を有する飛行機の射出シート。
（２）特許請求の範囲第１項記載の飛行機の射出シート
において、前記外カタパルト筒がその閉鎖された上端とそのプラグ
で詰塞された下端との間において中空であり、前記外カタパルト筒が、前記プラグが射出後に固定され
たとき、その下端に隣接して主ロケットスラスタに対し
て開いており、前記外カタパルト筒が、射出後、該外カタパルト筒に結
合されていて射出後のスラスト要求量に応じて各個に発
射され得る一連のロケットモータに対して開放されて該
ロケットモータのためのマニホルドを画成し、前記一連のロケットモータが射出シート内に包囲されて
いる飛行機の射出シート。
（３）特許請求の範囲第１項記載の飛行機の射出シート
において、前記弁装置が射出シートの背もたれ部分の頂
部に隣接して結合されそして外カタパルト筒内の前記マ
ニホルドに対して２個の横揺れ／姿勢スラスタノズルの
一方または両方を開放するように操作され得る飛行機の
射出シート。
（４）特許請求の範囲第１項記載の飛行機の射出シート
において、推進剤を担持する外カタパルト筒内の前記装置が概ね円
筒形のプラグであり、該プラグが概ね円筒形の前記外カ
タパルト筒内に摺動自在に密閉的に係合されており、前記プラグがその下端部に円周方向の溝を有しそして射
出前に前記内カタパルト筒の上端部を受容するため下向
きに開いており、前記溝が変形自在の概ね円筒形の外壁を有し、前記保持
装置が射出前に前記内カタパルト筒に対してその下端に
隣接して摺動自在に係合された概ね円筒形の内支持面を
有し、前記保持装置が前記変形自在の外壁を受けるための上内
円錐面を有し、前記外壁が内カタパルト筒から撤退され
た後、前記外壁が射出間に前記保持装置の内円錐面内に
係合されるように内方へ円錐形状に変形される飛行機の射出シート。
（５）特許請求の範囲第２項記載の飛行機の射出シート
において、前記外カタパルト筒が射出シートの背もたれ
部分内の概ね中心に取付けられ、そして前記一連のロケ
ットモータが前記外カタパルト筒の両側において射出シ
ートの背もたれ部分内に取付けられていて、点火された
とき外カタパルト筒内に各個に発射するように該外カタ
パルト筒に対して開いている飛行機の射出シート。
（６）特許請求の範囲第５項記載の飛行機の射出シート
において、前記ロケットモータが前記外カタパルト筒か
ら概ね横断方向に外方へ延在し、そして外カタパルト筒
の各側において次々に一つのロケットモータが他の一つ
のロケットモータの上に延在するようにして並置されて
いる飛行機の射出シート。
（７）特許請求の範囲第３項記載の飛行機の射出シート
において、射出シートの背もたれ部分の頂部に隣接して結合された
２個の互いに反対向きにされた横揺れ／姿勢スラスタノ
ズルを有し、前記弁装置が２個のサーボ弁であり、各スラスタノズル
のそれぞれに対して１個設けられ、さらに、前記弁装置を操作するためのサーボ制御モジュールであ
る装置であつて各サーボ弁に対して１個設けられている
ものを有し、前記サーボ制御モジュールのおのおのがサーボ弁アクチ
ュエータに結合されていてそのノズルの開閉に従つてカ
タパルト発射間に内部圧力を調整するとともにカタパル
ト分離後の横揺れスラスト方向を制御するように各弁を
運動させるようにされている飛行機の射出シート。
（８）特許請求の範囲第１項記載の飛行機の射出シート
において、前記外カタパルト筒がその閉鎖された上端とそのプラグ
で詰塞された下端との間において中空であり、前記外カタパルト筒が、射出後に、マニホルドに結合さ
れていて射出後のスラスト要求量に応じて各個に発射さ
れ得る一連のロケットモータのための前記マニホルドに
対して開いており、前記個々のロケットモータが射出シートの座部分の下に
結合され、そして前記マニホルドがその後方に在つて前
記ロケットモータと外カタパルト筒との間に位置されて
いる飛行機の射出シート。
（９）特許請求の範囲第１項記載の飛行機の射出シート
において、前記外カタパルト筒がその閉鎖された上端とそのプラグ
で詰塞された下端との間において中空であり、前記外カタパルト筒が射出シートの背面に隣接して該外
カタパルト筒に沿つてそして該外カタパルト筒の側部に
沿つて取付けられた個々のロケットモータに対して開い
ており、前記ロケットモータが射出後のスラスト要求量に応じて
各個に発射され得る飛行機の射出シート。
（１０）特許請求の範囲第９項記載の飛行機の射出シー
トにおいて、前記ロケットモータが前記外カタパルト筒
に沿つて上方にそして下方に延在している飛行機の射出
シート。
（１１）特許請求の範囲第８項記載の飛行機の射出シー
トにおいて、２個の主スラスタノズルが、射出シートの
背面の反対両側に隣接して互いに離されて位置され、そ
して前記マニホルドに結合され、前記主スラスタノズル
が、射出されたシートを、飛行機から安全な距離まで且
つ必要に応じて地表から上方へ推進することが可能であ
る飛行機の射出シート。
（１２）特許請求の範囲第８項記載の飛行機の射出シー
トにおいて、射出シートの背面の反対両側に隣接して互
いに離されて位置されて前記マニホルドに結合された２
個の片揺れ制御スラスタノズルを有し、前記片揺れ制御
スラスタノズルが、完全開放、部分開放、一方のスラス
タノズルが他方のスラスタノズルよりも穴きく開放また
は平衡されるようにサーボ弁によつて操作され得る飛行
機の射出シート。
（１３）特許請求の範囲第８項記載の飛行機の射出シー
トにおいて、２個の独立した縦揺れ制御スラスタノズル
を有し、一方の縦揺れ制御スラスタノズルが射出シート
の下において前向きに中心に配置されそして他方の縦揺
れ制御スラスタノズルが射出シートの背面において上方
に配置されており、これら縦揺れ制御スラスタノズルが
サーボ弁によつて自在に操作され、少なくとも一方のノ
ズルが開いていなくてはならない飛行機の射出シート。
（１４）特許請求の範囲第１項記載の飛行機の射出シー
トにおいて、前記弁装置が射出シートの背もたれ部分の頂部に隣接し
て結合され、２個の互いに反対向きにされた横揺れ及び片揺れ最大制
御スラスタノズルが射出シートの背もたれ部分の頂部に
隣接して結合され、前記弁装置が２個のサーボ弁であり、各スラスタノズル
のそれぞれに対して１個設けられ、前記弁装置を操作す
るためのサーボ制御モジュールである装置が各サーボ弁
に対して１個設けられ、各サーボ制御モジュールがカタ
パルト発射後にスラスト圧力を調整するようにそのノズ
ルの開閉に応じてそれぞれの弁を運動させるためサーボ
弁アクチュエータと結合されている飛行機の射出シート。