DE1756716A1 - Raketenangetriebene Schleudersitzanordnung - Google Patents

Description

DIPL.-ING.HANS W.SCHÖNING PATENTANWALT 1 T C C T 1 C ^2u '^{1AMBURQ 1} I /OD/ ID Mfinckebergstraße

(mi ItathauwMrkt}

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SAAB Aktiebolag

linköping - Schweden Anwaltoakte: 2157

Raketenangetriebene Schleudersitzanordnung

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Die Erfindung betrifft eine raketenangetriebana Schleuder» sitzanordnung mit einem gegenüber dem Sitzrahmen vertikal verstellbaren Pilotensitz und einem unter dem Sitz angeordneten und mit dem Sitzrahmen verbundenen Raketenantrieb, dessen Schubrichtung im Hinblick auf den Schwerpunkt von Sitz und Pilot in zuvor festgelegter Weise verstellbar let«

Es ist bekannt, die Lagerung des-Raketenantriebes gegenüber dem Schleudersitz verstellbar zu machen_{ um die Schubrichtung an eine vorhandene Lage des gemeinsamen Schwerpunktee anzupassen. Die Schwerpunktlage hängt von schwer zu bestimmenden Faktoren ab, beispielsweise der Größe und dem Gewicht des Piloten, seiner Ausrüstung und der Relativlage von Pilot und Site beim Schleudervorgang. Da bereits - wie in sohwadisohen Patent 210 056 angegeben - relativ kleine Sohwerpunktversohiebungen die Bewegung von Site und Pilot in der Luft nachteilig beeinflussen können, ηηιβ unbedingt dafür gesorgt werden, dad die Schubrlohtungseinstellung des Raketenantriebes alle Änderungen berücksichtigt, denen die genannten Faktoren in jedem speziellen fall unterworfen eind*

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Ea Bind aohon Sohleudersitzanordnungen bekannt, die aufgrund dee Pilotengewichtes die Sohubrichtung des Raketenantriebes bezüglich des tatsächlichen Schwerpunktes von Sitz und Pilot einregeln sollen· Dieeo bekannten Anordnungen arbeiten aber unbefriedigend, da sie nicht die tatsächliche Schwerpunktslage berücksichtigen, wenn beim flug der Sitz gegenüber dem Sitzrahmen verstellt wird. Eine ;

aolohe Sitzverstellung ist in aodomen Kampfflugzeugen ^! meistens erforderlich, weil der Pilot,die Möglichkeit haben

^ muß,, beim Starten und Landen höher als normalerweise beim Flug zu sitzen«. Diese erhöhte Lage kann vom Niveau der Zieleinrichtungen und sonstiger Ausrüstungen des Flugzeuges¹ abhängen« Diese Sitzvereteilung vereohiebt den Schwerpunkt,, im wesentlichen In die Richtung, in der der Pilotensitz ^: gegenüber den Sitarahman vorachoben wird, Sofern diese Verschiebung nicht durch eine gleichseitige Neuausrichtung dos Aiigriffsvektors des Raketenantriebes kompensiert wird, , weicht die erwartete Wirkung des Raketenantriebes auf die Kombination von Sitz und Pilot erheblich von der beab-

W sichtigten Wirkung ab. Der störende Einfluß der Schwerpunkt everSchiebung wird besondere groß, wenn dia Schub-, richtung in stärkeren Maße gegenüber der Verstellrlohtung des Pilotensitzes geneigt ist, wie Ze B. bei der Anordnung Pigη 7 dee schwedischen Patentes 210 056«

Bei vorbekannten Anordnungen wurde auGerden nicht die fluggeschwindigkeit berücksichtigt, bei der das Herausschleudern von Sits und Pilot erfolgt/Die Erfahrung zeigt

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jedoch, daß eine bestimmte Relativlage von Raketenantriebevektor und Schwerpunkt τοη Sitz und Pilot, welche für bestimmte !Fluggeschwindigkeiten geeignet ist, sich nicht für alle anderen Geschwindigkeitabereiche eignet« Se sind vielmehr Verstellungen nötig, um die Änderungen der I«ftkräfte zu berücksichtigen, die sich der Bewegung τοη Site und Pilot beim Verlassen des Plugzeuges entgegenstellen·

Ziel der Erfindung ist die Schaffung einer Schleuderaltsanordnung ohne die vorerwähnten Nachteile» Sie Erfindung let im wesentlichen dadurch gekennzeichnet, daß zur Vera»- ™ derung der Schubrichtung des Raketenantriebes eine Bewegungsübertragungavorrichtung vorgesehen ist, die auf vertikal· lagtänderungen des Piloteneitsee gegenüber de* Slterahaen anspricht und den Raketenantrieb so verstellt, daß dessen 3chubrlchtung der Verschiebungsbewegung des gemeinsamen Schwerpunktes folgt₀

Qeeäfl eins« weiteren wesentlichen Merkmal der Erfindung

1st die Bewegungsübertragungsvorriohtung mit ein·· von der a

Jluggeeohwindigkeit abhangigen Stellglied koebinlert, 4M

die Wirkung der Bewegungsübertragungevorrichtung auf den

Raketenantrieb so abwandelt, daß dessen Schubriohtung bei

höheren Pluggeschwindigkeiten weiter nach hinten gensigt wird als bei geringeren Fluggeschwindigkeiten.

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Weitare Einzelheiten und Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden ausführlichen Beschreibung und den beigefügton Zeichnungen, in denen bovorsugte Aueführungaforraen der Erfindung beispielsweise veranschaulicht sind«

In den Zeichnungen zeigen: Fig. 1' eine Seitenanoicht einer erfindungsgemäflen

Schleudersitzanordnune mit einen darin sitzenden Piloten,

Pig. 2 und 3 Teil· der Schleudersitzanordnung nach

»ig. It
Pig· 4 und 5 Seitenansicht on von zwei Varianten der

erftndungageaäflen SohXeudersltzanordinmg_f Pig· 6 eine Srläuterung zur Arbeitsweise der abgehandelten AuefUhrungsforai gesäfi Pig. 5, Pig. 7 eine «eitere Ausfilhrungefonn der Erfindung

in teilweise geschnittener Seitenansicht und Pig. 8 einen Schnitt geeJtß der Schnittlinie Till-Till der Pig. 7. "

txm Schleudersitz der Pig. 1 gehört ein Sitsrahasn 1 in der Plugseugkmnzely welcher alt nicht dargestellten, eiea la wesentlichen parallel smr Rückseite 2 de· Wehaens erstreckenden Führungen zueaeeenjtrbeitot ₉ die den Schleudersits bei« Sclileudervorgang ftOuren. Ad Sitaraheen let ein Piloteneite 3 beweclich befestigt^ «er beidseitig seiner

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Symmetrieebene zval Gleitschuhe 4 enthält, die in die Führungen 5 des Sitzrehmens eingreifen» Zwischen zwei vertikal auseinanderlegenden Punkton von Sitfsrahmön und Pilotensitz befindet sich eine Verstellvorrichtung 6, ζ* Β» eine alt Slektromotor betätigtet selbstoperrende Spindel« die von dem Piloten in zwei Richtungen bedient werden kann, um den Abstand zwischen den zwei Punkten entweder zu vermindern oder zu vergrößern, so da0 sich der Pilotensltjs 3 gegenüber dem Rahmen 1 in Richtung der Führungen 5 verstellt. Hierdurch kann der Pilot stets die günstigste Sitahöhe in der Kansel festlegen, d« h. er kann einerseits bei· ?lug unabhängig von seiner Körpergröße das Hiveau seiner Augen den Hiveau eines Festpunktes la Flugseug, z_o B₀ einer Vieiermarko der Zieleinrichtung, anpassen und andererseits beim Starten und landen eine höhere Stellung einnehmen» die ihm eine verbesaerto Bodensicht gibt» Für eine bootitrate Kombination von Sitz und Pilot verschiebt sich der Schworpunkt etwa parallel sur Verstellrichtung des Sitzes* - *

Ab unteren Ende des Sitzrahmens befindet sloh ein ver~ 8ohwonkbar«r Raketenantrieb 8 mit einer oder mehreren naoh unten oder schräg nach unten und hinten Bälgenden Schubdüsen 9, so daß, wie Fig. 1 zeigt, die Schubrichtung, d-, ho der resultierende Kraftvektor 10 der SohubdUtte, bezüglich einer auvor festgelegten Auswurfriehtυng geneigt und auf den gemeinoamsn Schwerpunkt 7 gerichtet lot Dar

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Raketenantrieb-, der se auegebildet sein kann* wie ee ausführlich in dem vorerwähnten schwedischen Potent 210 056 beschrieben ist» läßt eich auch mit einen Katapult oder einer sonstigen PrimUraussi; ölvorrichtung kombinieren» um Sitz und Pilot bei der Auslösung automatisch -70m flugzeug sra trennen, Sie zwei Antriabe sind vorzugsweise 00 kombiniert, daß der prioäre Antrieb über einen Impuls den Zünder des Raketenantriebes 8 auslöst» so daß der sekundäre Antrieb gerade dann einsetzt, um die Notauowurfvorrichtung, weiter vom flugzeug eu entfernen, wenn die Energie des primären Antriebes veraehrt 1st. Eine solche zweistufige Auewurfvorrichtung lot ausführlicher beschrieben im vorgenannten schwedischen Patent 218

Offensichtlich kann eine bestimmte Relativlage zwischen Sohubvektor und getceinsaaea Schwerpunkt 7 der H_otauswurfvoxxichtung nicht erhalten werden, wenn man den Schub» vektor 10 des Raketenantriebes fest einstellt.* Pis Relativ lage ist von der Sitzhöhe des Sitzes 3 abhängig und Erfahrungen zeigen, daß die sich in der Praxis ergebenden änderungen der Relativlage solion zu nachteiligen Folgen führen könnenο Bereits eine Schwerpunktsverschlobung von wenigen Zentimetern nach oben odor unten fUhrt zu einem Drehmoment, das der auogestodenen Sinricatung eine Vorwärts» oder RUckwärtsdrehung erteilt« Ein* Einstellung deυ Schubvektora vor dem Plug kann das vorerwähnte Hiaiko einer Rotation nicht ausschließen* denn der Kokauswurf

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Braß unabhängig von der Sitzhöhe des PllotensitBes 3 gegenüber dea Sitzrahaen 1 möglich sein.

Gemäß der Erfindung let der Schleudersitz rait einer Bewegangettbertragangsvorrichtuiig 11 versehen, die den Raketenantrieb den Erfordern!Been entsprechend nachstellt. Diese Vorrichtung 11 besteht in den speeiellen Aueführungsbel~ epiel gemäß 71g· 1 aus einem sweiarmigen Hebel, der an Rahmen 1 um einen Gelenkbogen 12 drehbar iat₀ Der untere Arm 13 des Hebele beaufschlagt einen Anoats 14 am Gehäuse des Raketenantriebes, während der obere Arm 15 einen läng-

lieh gekrümmten, parallelwandigen Schlitz 16 aufweist, in welchen ein ytihrungootif t JL7 des Piloteneitaes eingreift, so daß der obere Hebelarm und der Füllrungestift eine Gelenkbewegung ausführen können. DI© Länge des SobJ.iteen 16 entspricht der maximalen Entfernung,über die dar Sitz mit der Verstellvorrichtung 6 verschober- werdezi lrann.» D«rch die Neigung und KrÜrßraung; de« Schlit&en werden alle Wer-

Stellungen des Sitees 3 gegenüber dem Rahmen 1 erfaßt und Ii eine Schwenkbewegung des Afeee 13 verwandelt· Der Arm 13 ttbertrigt e«ine B«w«gung sum Raket«aantri*b,eo wie ·· die Hg· 2 Mist· Bier ist der BeIwI an ein·* mit de« Rahmen 1 verbundenen Bügel 18 gelagert. Dae Sude de· unteren Hebelarmee 13 let gelenkig an einer feet mit dem Gehäuse 15 des Raketenantriebes verbundenen Halterung 20 angeechloeeen« Um diese Terbindung unabhängig voa der lage dee Hebelarmes 13 spielfrei an machen, ist dessen Ende

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kugelförmig auegebildet und in eine mit parallelen Seitenflächen versehene Höhlung 21 eingebettet·

Der Raketenantrieb 1st mit seinem vorzugsweise im Quer· schnitt kreisförmig ausgebildeten Gehäuse 19 In bogenförmigen Sohwalbenochwenafühningen drehbar gelagertο Diese Führungen erstrecken oich quer nur Längsachse des Gehäuses und sind an den beiden QehUneeenden so ausgebildet, wie es der Querschnitt der ?ig· 3 eeigt. Die Pührung besteht aus einer bogenförmigen Leiete 22, die in einer entepreohend bogenförmigen Ausnehmung der Qehäusewand gleitet· BIe leiste 22 ist alt einem Ansäte 23 des Bügele 18 verechrmubt. Die Halterung 20: weist eine Ausnehmung 24 für den Ansäte 23 auf, der ewlechen Bügel und Leiste eingreift· Die Ausnehmung 24 muß eine-Bogenlänge haben, die die BogenlMnge des Ansatzes 23 mindestens so weit übersteigt_a wio ob der gewünschten Yerdxahbarkeit des BaJretenantriebegehäuses 19 gegenüber dem Bügel 18 entspricht. Obwohl sloh die SchwalbtnschwanEführung nur über einen Teil des Raketenantrlebsgehliuees erstreokt_e kann sie den Raketenantrieb so führen, daß eine Schwenkung des Armee 13 eine Drehung um die Mittellinie des Baketenantriebemotore ver·* uro&cht. .'■ -

Die BewegtitigsübortragangsTurrlclituns; geoäß FIg« 1 bis 3 stellt sicher, daß jeder bestimmten Sitehöhe des Piloten-3 ο ine boBtirnmte Winkele kellung der Schubdüse 9

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dee Raketenantriebee und dee Sehubvektore IO sugeordnet wird, wobei die Bewegung dee Sitzee nach oben zu einer Drohung des Schubvektors in Uhrseigerriohtung führt, Durch die bogenförmig Gestalt dee Schlitzen 16 kann der Raketenantrieb proportional oder in wesentlichen proportional sram Verschiebungsweg der durch die Sitzverstellung bedingten YerSchiebung dee Schwerpunktes 7 bewegt werden. Eine be« stimmte gewünschte Lage dee Raketeneohubvektors gegenüber dem Schwerpunkt kann daher unabhängig τοη der Piloteneitahöhe -erreicht werden₀

Sie Schleuderoltßanordnong genäfi lig. 4- hat eine Bewegungen ÜberfcragongeTorriohtung 25» dl· etwas τοη der suvor beschriebenen Vorrichtung abweicht. Zur Erfassung der Bewegung dee Sitzes 3 durch dl« Verstellvorrichtung 6 dient eine Schraubenspindel 26, die drehbar, jedoch axial unver*ch±eblioh_? an swei Lageraugen 27 und 28 dee Rahaena befestigt Bind» Der obere Seil der Spindel hat ein Gewinde SS mit großer Steigung, das alt einer mit de« Sits 3 feet verbundenen Mutter 30 «unnwennrbcitet.

Der untere fell der Spindel 2i ist mit eine« de« Oewinds 29 entgegenfeeeteten Oewinde 31 rersehen, welahee ein· kleinexe Steigung hat. Bin ftahneeg—nt 32 an dem drehbar gelagnrten Haketenantrl.eb 8 frelft In das Gewinde 31 der Spindel 26 ein. Bei eiser Vertikalveretellung des Sitttee 3 swlngt die Matter 3OdIe Spindel 26 κλ einer Drehung, die Raketenantrieb übertragen wird* Bas Tersahnungsrer-

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hältnie Bwleohen des Oewlnde 31 und dem Zahnsegment 32 lit so gewählt, dad jede Höhenverstellung des Sitses su eines eolohen Verdrehung des Raketenantriebes führt, d&fi dessen Schubvektor 10 die Verschiebung des Schwerpunktes 7 bertlokslohtigt.

Die Verstellung des Raketenantriebes kann auoh alt einer Stahlbandsohlelfe erfolgen, die an einem an der Höhenverstellung teilnehmenden Seil des Pllotensltees befestigt ' ist und um das ebenfalls Bit ihr verbundene Oeh&use des Raketenantriebes herumläuft, so dafl das Gehäuse durch einen Zug in de· einen oder anderen Trum« der Sohlelfe verdreht wird· Sie Bewegung des Raketenantriebes kann auch unmittelbar tob Verstellantrieb 6 beispielsweise Über eine Schraubenspindel hergeleitet werden« die Ib Orunde genauso arbeitet, wie der Spindelantrieb 31» 52 der Pig« 4o

Die der Erfindung sugrunde liegende Idee kann auoh, wie fig· 5 seigt, bei einer nioht schwenkbar gelagerten Raketenanardnang realisiert werden« Hler 1st ein Raketenantrieb 55 winkelfest alt de« Rehaen 1 so verbunden, da* die geometrische lohe· 55 der Schubdüse 54 etwas tot de· gerne 1 niwmen Schwerpunkt 7 liegt, wenn sich der Pilot In einer normalen SitshOhe befindet· Uns Lenkeranordnung 56* die den Sits alt dee Raketenantrieb verbindet, besteht aus einem la Punkt 58 des Sltsrahaene gelagerten sweiarai-

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gen Hebel 37ί desoen eines finde an den Sits 3 angelenkt Ißt. Das anders Ende des Hobels 37 ist an oinen zweiten Hebel 40 angGlenld;» der um einen Zapfen 39 in Bsreicli der Schubdüse 34 verechwenken kann, Dan £roio Ende den Lenkers 4-0 int als Ablenkvorrichtung ausgebildet und kann aus einem gewölbten Gitterblech 41 bestellen« Bas untere Ende des Gitterbleohee 41 liegt In der in iig« 3 dargestellten Horraallage an Rand der Schubdüse 34 _r so df iß die Sühubgaßo nicht geetürt werden_α

Wenn der Pilot beispielsweise seinen Sits nach oben verstellt, wird über die Lenkeranordnung 36 die Ablenkvorrichtung eo verstellt, daß die letcterc hinter die Schubdüse gelangt, wie ca die Pig. 6 neigt« Hierdurch werden bein Hotausstieg die Schubgase des Raketenantriebes eo abgelenkt, daß der neue Schubvektor 42 (Pigο 6) vom ursprünglichen Schubvektor, d. h. der geometrischen Achfie 35 abweichte Ba nur ziemlich kleine Ablenkwinkel vorkommen,, wird die Knjrgie des Raketenantriebes nicht wesentlich beeinträchtigt« Die Ablenkung let mindestens angenähert eine lineare Funktion der Eöhanvaretellung, so daß analog sum euvor beschriebenen Beispiel der Sonubvektor A?. automatisch so verlagert wird, daß or de? Verstellung des Schwerpunkten folgt«

Vorstehend wurde beschrieben und in den Zeichnungen dargestellt, wie man die Richtung des Sohubvektors des Raketes-

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antrlebeo von der Relativlage swischen den beiden Haupt« teilen dee Schleudersitzen abhängig «nacht. Die Erfindung let hierauf aber nicht beschrankt, eondern uafafit auch Kille, in denen die Richtung des Sohubvektors auch noch von anderen Parametern abhängig genacht ist, die für den Notausstieg wesentlich sind. Sie Fig» 7 und 8 selgen, wie die erfindungsgeattfie Anordnung abgewandelt trerden kann, auch die Fluggeschwindigkeit en berücksichtigen«

Pig. 7 seigt einen vorsug&velse alt Pitot-Rohr versehenen Qeeohwindigkeiteaeeser, der an einer Wand 44 oder an ein—

• . -eil» ;■: ^:

anderen festen Teil des Jlugseuges befestigt 1st und swei Anschlüsse 45 und 46 für den statischen und den djnatti~ flohen Druck aufweist. Die Anschlüsse führen in das ums*· bsw. Xtütore einer nachgiebigen Dose» die Bit eine« axial beweglichen Stift Tersehen ist. Wenn die Druckdlfferens an der Dose ansteigt« d. h. wenn die Fluggeschwindigkeit Bunisjrtf wird der 8tift 47 nach auden bewegt· Diese Lageänderung UUt eich In an sich bekannter Heise dasu verwenden, den übergang von einen Fluggeaohwlndlgkeltsbereloh anderen ansuseigen. Der Qesolad «kit bettttlft

48a Asv wi aIbs Aohes 49

die sich pralle! m Stift 47 erstr^kt. Der 4β 1st Teil eines Oesohwindigkeltskosyensators 90, ▲usblldang ausführlloher la Fig. 8 dargestellt let· ir Koapeasator 1st «■ 8its 5 so angebracht, dsJ 4er FOhler 48 bei« Auswurf des Sltses sji 8tift 47 vorbeUleft.

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Ί ^

Der fühler 48 ist fiber eine Lageranordnung 51 alt eine« Schieber 52 verbunden, der alt einem Rollenpaar auf einer Bahn 53 geführt let, die eich parallel zur verstellriohtung dee Siteee 3 erstreckt. Sie Lenkeranordnung enthält eine Rolle 54 für eine Kurvenbann 55» an der sich eine Klinke 56 befindet, die die Lenfceranordnung 51 und hieralt auch den Fühler 48 in einer Koraallage «urückhält, . . die durch das rechte Sode der Bahn 55 definiert 1st· Der Qesohwlndlgkeitskoapensator weist ferner einen alt dem Sohleber 52 verbundenen Stift 57 auf, der alt eine» aus dem Gehäuse dee Koapeneators vorragenden Teil in eine Mechanik, beispielsweise in die Bwegungsübartrafungevorrichtung 11 der ?lg. 1, welche die Arbeitsrichtung des Raketenantriebes beeinflußt, eingreift, Der Stift 57 hat eoalt die gleiohe Aufgabe wie der fUhrungsstlft 17 der Jig. 1 und nieset in der erwähnten fforaale te llung des fühlers 48 die untere von swei augllohen Stellungen ein« Aus dieser lege kann der Stift nur dann bewegt werden, wenn bei hohen fluggesohylndigkelten ein lotauswnrf erfolgt·, Die Pig ο 7 »«igt in strichpunktierten Linien die Arbeitsstellung des Qesohwindlgkeitsindlkators bsi hohen Fluggeschwindigkeiten, Sohon bsi Beginn der Auswurfbew·- gung des Sitses verstellt der Stift 47 die Lenker*noxdnung 51 durch die Anlage aa Pühler 48, so daß der Stift 57 la coin« andere Stellung gelangt, <He in Fig. 8 alt punktierten Linien angegeben ist· , "

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Sine Bolohe naoh oben gerichtete Verschiebung dee Stiften 57 verschwendet über die Bevegungalibertn^ungSTorriolitiiBg den Raketenantriebevektor in uhr&elgerriohtung genauso wie bei der Verstellung des Sltses 3 nach oben. Dahor ergibt oloh bein Sltaauswurf in einen hohen Qeeohwindigkeite~ bereich eine abgewandelte Vektorlage, die von einer Horeal lage bei geringen Geschwindigkeiten durch eine geringe rückwärtige Verschiebung abweichte

Eine solche Abhängigkeit der Vektorlage von der Gesolivindigkeit kann den wesentlich verstärkten SinfluS der luftströmung kompensieren, die an der flfotauewuruVorriohtung bei höheren Geschwindigkeiten angreift. Sollte b. B. der Sohleuderslte dazu neigen, sich bei geringer Oesohwindigkeit nach vorn zu Überschlagen, kann durch Vorlagerung des Vektors vor deu geaeinsasjtn Schwerpunkt ein entgegen«- gesetetes Brehsoaent eingeführt werden, welches die Obersohlagsteudens beseitigt und sich aufgrund der Abhängigkeit von dar Geschwindigkeit im Hbchgeschwind!gkeltsbereich, wo eine solohes rüokwlrtedrehendee Moment nicht erforderlich oder sohidi loh 1st, vermindern oder ändern läßt. Biese MSgUOhIDsIt₉ den Sohubvektor besttgUoh de« Schwerpunktes der Schleudersitsanordnung in Abhängigkeit von der fluggeschwindigkeit ausrarlohten^ 1st ein offensichtlicher Vorteil, der auch fOr sieh allein oder in Kombination eit einer Vektorrerstellung in Abhängigkeit von der Pilotencltehöheirrerstellung auEgenutst werden

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ua die Bewegung einer ausgeworfenen Schleudereitssanordnxtng in dor Eoft besser ala eo bisher möglich war* au steuern.

Die Erfindung ist nicht auf die beschriebenen Auef8hrung9~ tarmmx beschränkt, sondern HSt sieh in Tereohiedensr Weise innerhalb des in den nachfolgenden Ansprüchen dargelogt en Rahmens der Erfindung abwandeln·

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Claims (1)

1. SAAB Aitiebolag 4(t

   liinköping - Schweden Anwaltsatte: 2157

   Patentansprüche

   { lolRakctenaxgetriebene Sohleuderoitsanordnung mit einem gegenüber dem Sitsrahmen vertikal verstellbaren PiIotensita und einem unter dem Sits angeordneten und mit ;^ dem Sitsrahmen verbundenen Raketenantrieb, dessen Schubrichtung im Hinblick auf^: den Schwerpunkt von Site und Pilot in ««vor festgelegter Welse verstellbar 1st, dadurch gekennzeichnet, daß sqr Teranderung der Sohubriohtung (10; 35) des Raketenantriebe« (8; 33) sine BewegungsübertTanvrchtung (11; 25» 36) vorgesehen 1st» die auf vertikale Lageänderungcn de» Piloten«/ sitses (3) gegenüber dem Sitsrahmen (1) anspricht und den Raketenantrieb (8; 35) so verstellt, dafl dessen Schubriohtung (10; 35) der Yerschiebungsbewegung des gemeinsamen Scktes (7) folgtο ' \

   Z₉ Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennseiohnet, dafl die Bewegungetibertragungsvorrichtung (11; 25; 36) mit einem von der fluggeschwindigkeit abhängigen Stellglied (47) kombiniert ist, das die Wirkung der Bewegung«- Übertragungsvorrichtung (11; 25; 56) auf den Raketenantrieb (8; 53) so abwandelt, dsJ dessen Sohubriohtung (10; 35) bsi höheren Fluggeschwindigkeiten weiter nach hinten geneigt wird, als bei geringeren n.uggeochwlndl*> keite*. 001133/0731

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   Leerseite

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