DE1756716B2 - Raketenangetriebener schleudersitz - Google Patents

Description

Schleudervorgang. Sofern der Schubvektor durch Zeichnungen dargestellt. In den Zeichnungen zeigt einen Punkt hindurch geht, der einen gewissen Ab- F i g. 1 eine Seitenansicht eines Schleudersitzes

stand vom Schwerpunkt hat, erzeugt der Schubvektor 50 mit einem darin sitzenden Piloten, gegenüber dem Schwerpunkt ein Drehmoment, das Fig. 2 und 3 Teile des Schleudersitzes nach Fig. 1,

so groß sein kann, daß der Pilot nach dem Heraus- F i g. 4 die Seitenansicht einer Variante des

schleudern eine Taumelbewegung ausführt, durch die Schleudersitzes, der Schleudervorgang unsicher wird. Fig. 5 eine weitere Ausführungsform der Erfin-

Die Lage des gemeinsamen Schwerpunktes von 55 dung in teilweise geschnittener Seitenansicht und Sitz und Pilot gegenüber dem Raketenantrieb hängt F i g. 6 einen Schnitt gemäß der Schnittlinie VIIt-

von einer Anzahl von Faktoren ab, von denen sich VIII der F i g. 5.

die meisten nur schwer genau bestimmen lassen. Zu Zum Schleudersitz der F i g. 1 gehört ein Sitzrah-

diesen Faktoren gehören beispielsweise die Größe, das men 1 in der Flugzeugkanzel, welcher mit nicht dar-Gewicht und die Sitzhaitung des Piloten, die Art sei- 60 gestellten, sich im wesentlichen parallel zur Rückner Ausrüstung und die Relativlage von Pilot und seite2 des Rahmens erstreckenden Führungen zuSitz beim Schleudervorgang, sammenarbeitet, die den Schleudersitz beim

Weitere variable Größen haben ebenfalls einen Schleudervorgang führen. Am Sitzrahmen ist ein Pigrößeren Einfluß auf die erforderliche Ausrichtung lotensitz 3 beweglich befestigt, der beidseitig seiner des Schubvektors. Eine dieser Variablen i;;t die Auf- 65 Symmetrieebene zwei Gleitschuhe 4 enthält, die in und Abyerstellung des Sitzes gegenüber dem Sitzrah- die Führungen 5 des Sitzrahmens eingreifen. Zwirnen. Ein erheblicher Verstellbereich für den Sitz sehen zwei vertikal auseinanderliegenden Punkten muß nicht nur vorgesehen sein für Piloten unter- von Sitzrahmen und Pilotensitz befindet sich eine

Verstellvorrichtung 6, ζ. B. eine mit Elektromotor betätigte, selbstsperrende Spindel, die von dem Piloter, in zwei Richtungen bedient werden kann, um den Abstand zwischen den zwei Punkten entweder zu vermindern oder zu vergrößern, so daß sich der Pilotensitz 3 gegenüber dem Rahmen 1 in Richtung der Führungen 5 verstellt. Hierdurch kann der Pilot stets die günstigste Sitzhöhe in der Kanzel festlegen, d. h., er kann einerseits beim Flug unabhängig von seiner Körpergröße das Niveau seiner Augen dem Niveau eines Festpunktes im Flugzeug, z.B. einer Visiermarke der Zieleinrichtung, anpassen und andererseits beim Starten und Landen eine höhere Stellung einnehmen, die ihm eine verbesserte Bodensicht gibt. Für eine bestimmte Kombination von Sitz und Pilot verschiebt sich der Schwerpunkt etwa parallel zur Verstellrichtung des Sitzes.

Am unteren Ende des Sitzrahmens befindet sich ein verschwenkbarer Raketenantrieb 8 mit e-ner oder !mehreren nach unten oder schräg nach unten und hinten zeigenden Schubdüsen9, so daß. wie Fig. 1 zeigt, die Schubrichtung, d. h. der resultierende Schubvektor 10 der Schubdüse, bezüglich einer zuvor festgelegten Auswurfrichtung geneigt und auf den gemeinsamen Schwerpunkt? gerichtet ist. Der Raketenaü'rieb läßt sich auch mit einem Katapult oder einer sonstigen Primärausstoßvorrichtung kombinieren, um Sitz und Püot bei der Auslösung automatisch vom Flugzeug zu trennen. Die zwei Antriebe sind vorzugsweise so kombiniert, daß der primäre Antrieb über einen Impuls den Zünder des Raketenantriebes 8 auslöst, so daß der sekundäre Antrieb gerade dann einsetzt um den Schleudersitz weiter vom Flugzeug zu entfernen, wenn die Energie des primären Antriebes verzehrt ist.

Offensichtlich kann eine bestimmte Relativlage zwischen Schubvektor und gemeinsamen Schwerpunkt? der Notauswurfvorrichtung nicht erhalten werden, wenn man den Schubvektor 10 des Raketenantriebes fest einstellt. Die Relativlage ist von der Sitzhöhe des Sitzes 3 abhängig und Erfahrungen zeigen, diiß die sich in der Praxis ergebenden Änderungen der Relativlage schon zu nachteiligen Folgen führen können. Bereits eine Schwerpunktsverschiebung von wenigen Zentimetern nach oben ode^r unten führt zu einem Drenmoment, das der ausgestoßenen Einrichtung eine Vorwärts- oder Rückwärtsdrehung erteilt. Eine Einstellung des Schubvektors vor dem Flug kann das vorerwähnte Risiko einer Rotation nicht ausschließen, denn der Notauswurf muß unabhängig von der Sitzhöhe des Pilotensitzes 3 gegenüber dem Sitzrahmen 1 möglich sein.

Der Schleudersitz mit einer Bewegungsübertragungsvorrichtung 11 versehen, die den Raketenantrieb den Erfordernissen entsprechend nachstellt. Diese Vorrichtung 11 besteht in dem speziellen Ausführungsbeispiel gemäß Fig. 1 aus einem zweiarmigen Hebel, der am Rahmen'! um einen Gelenkbolzen 12 drehbar ist. Der untere Arm 13 des Hebels beaufschlagt einen Ansatz 14 am Gehäuse des Raketenantriebes, während der obere Arm 15 einen länglich gekrümmten, parallclwandigen Schlitz 16 aufweist, in welchen ein Fiihrungsstift 17 des Pilotensitzes eingreift, so daß der obere Hebelarm und der Führungsstift eine Gelenkbewegung ausführen können. Die Länge des Schlitzes 16 entspricht der maximalen Entfernung, über dia der Sitz mit der Verstellvorrichtung 6 verschoben werden kann. Durch die Neigung und Krümmung des Schlitzes werden alle Verstellungen des Sitzes 3 gegenüber dem Rahmen 1 erfaßt und in eine Schwenkbewegung des Armes 13 verwandelt. Der Arm 13 überträgt seine Bewegung zum Raketen-

antrieb, so wie es die F i g. 2 zeigt. Hier ist der Hebel an einem mit dem Rahmen 1 verbundenen Bügel 18 gelagert. Das Ende des unteren Hebelarmes 13 ist gelenkig an einer fest mit dem Gehäuse 15 des Raketenantriebes verbundenen Halterung 20 angeschlossen. Um diese Verbindung unabhängig von der Lage des Hebelarmes 13 spielfrei zu machen, ist dessen Ende kugelförmig ausgebildet und in eine mit parallelen Seitenflächen versehene Höhlung 21 eingebettet.

is Der Raketenantrieb ist mit seinem vorzugsweise im Querschnitt kreisförmig ausgebildeten Gehäuse 19 in bogenförmigen Schwalbenschwanzfühiungen drehbar gelagert. Diese F .hrungen erstrecken sich quer zur Längsachse des Gehäuses und sind an den

beiden Gehäuseenden so ausgebildet, wie es der Querschnitt der Fig. 3 zeigt. Die Führung besteht aus einer bogenförmigen Leiste 22, die in einer entsprechend bogenförmigen Ausnehmung der Gehausewand gleitet. Die Leiste 22 ist mit einem Ansatz 23 des Bügels 18 verschraubt. Die Halterung 20 weist eine Ausnehmung 24 für den Ansatz 23 auf. der zwischen Bügel und Leiste eingreift. Die Ausnehmung 24 muß eine Bogenlänge haben, die die Bogenlänge des Ansati.es 23 mindestens so weit übersteigt, wie es der gewünschten Verdrehbarkeit des Raketenantriebsgehäuses 19 gegenüber dem Bügel 18 entspricht. Obwohl sich die Schwalbenschwanzführung nur über einen Teil des Raketenantriebsgchauses erstreckt, kann sie den Raketenantrieb so führen, daß eine Schwenkung des Armes 13 eine Drehung um die Mittellinie des Raketenantriebsmotors verursacht.

Die Bewegungsübertragungsvorrichtung gemäß F i g. 1 bis 3 stellt sicher, daß jeder bestimmten Sitzhöhe des Pilotensitzes 3 eine bestimmte Winkelstellung der Schubdüse 9 des Raketenantriebes und des Schubvektors 10 zugeordnet wird, wobei die Bewegung des Sitzes nach oben zu einer Drehung des Schubvektors in Uhrzeigerrichtung führt. Durch die bogenförmige Gestalt des Schlitzes 16 kann der Raketenantrieb proportional oder im wesentlichen proportional zum Verschiebungsweg der durch die Sitzverstellung uedingten Verschiebung des Schwerpunktes 7 bewegt werden. Eine bestimmte gewünschte Lage des Raketenschubvektors gegenüber dem

so Schwerpunkt kann daher unabhängig von der PiIotensitzhöhe erreicht werden.

Die Schleudersitzanordnung gemäß F i g. 4 hat eine Bewegungsübertragungsvorrichtung 25, die etwas von Her zuvor beschriebenen Vorrichtung abweicht. Zur Erfassung der Bewegung des Sitzes 3 durch die Verstellvorrichtung 6 dient eine Schraubenspindel 26, die drehbar, jedoch axial unverschieblich, an zwei Lageraugen 27 und 28 des Rahmens 1 befestigt sind. Der obere Teil der Spindel hat ein Gewinde 29 τη'Λ großer Steigung, das mit einer mit dem

Sitz 3 fest verbundenen Mutter 30 zusammenarbeitet.

Der untere Teil der Spindel 26 ist mit einem dem

Gewinde 29 entgegengesetzten Gewinde 31 versehen, welches eine kleinere Steigung hat. Ein Zahnsegment

32 an dem drehbar gelagerten Raketenantrieb 8 greift in das Gewinde 31 der Spindel 26 ein. Bei einer Vertikalverstellung des Sitzes 3 zwingt die Mutter 30 die Spindel 26 zu einer Drehung, die zum Ra-

ketenantrieb übertragen wird. Das Verzahnungsver- einem aus dem Gehäuse des Kompensator vorragen-

hältnis zwischen dem Gewinde 31 und dem Zahnseg- den Teil in eine Mechanik, beispielsweise in die Be-

ment 32 ist so gewählt, daß jede Höhenverstellung wegungsübertragungsvorrichtung 11 der Fig. I,

des Sitzes zu einer solchen Verdrehung des Raketen- welche die Arbeitsrichtung des Raketenantriebes be-

antriebes führt, daß dessen Schubvektor 10 die Ver- 5 einflußt, eingreift. Der Stift 57 hat somit die gleiche

Schiebung des Schwerpunktes 7 berücksichtigt. Aufgabe wie der Führungsstift 17 der F i g. 1 und

Die Verstellung des Raketenantriebes kann auch nimmt in der erwähnten Normalstellung des Fühlers mit einer Stahlbandschleife erfolgen, die an einem an 48 die untere von zwei möglichen Stellungen ein. der Höhenverstellung teilnehmenden Teil des PiIo- Aus dieser Lage kann der Stift nur dann bewegt wertensitzes befestigt ist und um das ebenfalls mit ihr io den, wenn bei hohen Fluggeschwindigkeiten ein Notverbundene Gehäuse des Raketenantriebes herum- auswurf erfolgt. Die Fig. 5 zeigt in strichpunktierten läuft, so daß das Gehäuse durch einen Zug in dem Linien die Arbeitsstellung des Geschwindigkeitsmeseinen oder anderen Trumm der Schleife verdreht sers bei hohen Fluggeschwindigkeiten. Schon bei Bewird. Die Bewegung des Raketenantriebes kann auch ginn der Auswurfbewegung des Sitzes verstellt der unmittelbar vom Verstellantrieb 6 beispielsweise 15 Stift 47 die Lenkeranordnung 51 durch die Anlage über eine Schraubenspindel hergeleitet werden, die am Fühler 48, so daß der Stift 57 in seine andere im Grunde genauso arbeitet, wie der Spindelantrieb Stellung gelangt, die in F i g. 6 mit punktierten Linien 31, 32 der F i g. 4. angegeben ist.

F i g. 5 zeigt einen mit Pilot-Rohr versehenen Ge- Eine solche nach oben gerichtete Verschiebung schwindigkeitsmesser, der an einer Wand 44 oder an 20 des Stiftes 57 verschwenkt über die Bewegungsübereinem anderen festen Teil des Flugzeuges befestigt ist tragungsvorrichtung den Raketenantriebsvektor in und zwei Anschlüsse 45 und 46 für den statischen Uhrzeigerrichtung genauso wie bei der Verstellung und den dynamischen Druck aufweist. Die An- des Sitzes Λ nach oben. Daher ergibt sich beim Sitzschlüsse führen in das Innere bzw. Äußere einer auswurf in einem hohen Geschwindigkeitsbereich nachgiebigen Dose, die mit einem axial beweglichen 25 eine abgewandelte Vektorlage, die von einer Normal-Stift versehen ist. Wenn die Druckdifferenz an der lage bei geringen Geschwindigkeiten durch eine geDose ansteigt, d. h. wenn die Fluggeschwindigkeit zu- ringe rückwärtige Verschiebung abweicht,
nimmt, wird der Stift 47 nach außen bewegt. Diese Eine solche Abhängigkeit der Vektor! age von der Lageänderung läßt sich in an sich bekannter Weise Geschwindigkeit kann den wesentlich verstärkten dazu verwenden, den Übergang von einem Flügge- 30 Einfluß der Luftströmung kompensieren, die an der schwindigkeitsbereich zum anderen anzuzeigen. Der Notauswurfvorrichtung bei höheren Geschwindigkei-Geschwindigkeitsmesser betätigt einen Fühlerarm 48, ten angreift. Sollte z. B. der Schleudersitz dazu neider um eine Achse 49 verschwenkbar ist, die sich gen, sich bei geringer Geschwindigkeit nach vorn zu parallel zum Stift 47 erstreckt. Der Fühlerarm 48 ist überschlagen, kann durch Verlagerung des Vektors Teil eines Geschwindigkeitskompensators 50, dessen 35 vor den gemeinsamen Schwerpunkt ein entgegenge-Ausbildung ausführlicher in F i g. 6 dargestellt ist. setztes Drehmoment eingeführt werden, welches die Dieser Kompensator ist am Sitz 3 so angeordnet, daß Überschlagstendenz beseitigt und sich auf Grund der der Fühler 48 beim Auswurf des Sitzes am Stift 47 Abhängigkeit von der Geschwindigkeit im Hochgevorbeiläuft. schwindigkeitsbereich, wo eine solche rückwärtsdre-

Der Fühler 48 ist über eine Lenkeranordnung 51 40 hendes Moment nicht erforderlich oder schädlich ist,

mit einem Schieber 52 verbunden, der mit einem vermindern oder ändern läßt. Diese Möglichkeit, den

Rollenpaar auf einer Bahn 53 geführt ist, die sich Schubvekior bezüglich des Schwerpunktes der

parallel zur Verstellrichtung des Sitzes 3 erstreckt. Schleudersitzanordnung in Abhängigkeit von der

Die Lenkeranordnung enthält eine Rolle 54 für eine Fluggeschwindigkeit auszurichten, ist ein offensichtli-

Kurvenbahn 55. an der sich eine Klinke 56 befindet, 45 eher Vorteil, der auch für sich allein oder in K^mbi-

die die Lenkeranordnung 51 und hiermit auch den nation mil einer Vektorver>tellung in Abhängigkeit

Fühler 48 in einer Normallage zurückhält, die durch von der Pilotensitzhöhenverstelhing ausgenutzt wer-

das rechte Ende der Bahn 55 definiert ist Der Ge- den kann, um die Bewegung eines ausgeworfenen

schwindigkeitskompensator weist ferner einen mit Schleudersitzes in der Luft besser als es bisher mög-

dem Schieber 52 verbundenen Stift 57 auf, der mit 50 lieh war zu steuern.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims (2)

1 schiedlicher Größe, sondern auch für unterschiedliche Fluesiraationen. In modernen Kampfflugzeugen Patentansprüche: verstellt der Pilot den Sitz der Schleudersitzanord-

1. Raketenangetriebener Schleudersitz mit ^^^^J^J einem gegenüber* dem Sitzrahmen vertikal ver- 5 und L_?d_eη-e gme Bod stellbaren Pilotensitz und emem unten am Sitz- ^wesen"V ;w

rahmen angeordneten Raketenantrieb, dessen fo^^

Schubrichtung im Hinbück auf den Schwerpunkt gen ^ξ¹^^^^^¹^^^ von Sitz undΓ Pilot in zuvor festgelegter Weise Bei Schleudersitzen, bei denen der Raketenan-

über eine Verstellvorrichtung steuerbar ist, da- io trieb am Sitzrahmen angebracht m wird bei einer d^cTgekenn^hXt, daß der Rake- Herstellung der gememsame Schwerpunkt von tenantrieb (8; 33) in einer fest mit dem Sitzrah- Sitz und Piiol gegenüber dem am Siterahmen gelamen (1) verbundenen kreisbogenfönnigen Füh- gerten Raketenantneb verschöbe^ wobei dann der rung (18; 22; 39) um eine horizontale Querachse schädliche Einfluß dieser Verlagerung des Schwerverschwenkbar gelagert ist und daß die Verstell- 15 Punktes besonders schwerwiegend ««,wenn der vorrichtung eine am Sitzrahmen(l) gelagerte Be- Schubvektor des Raketenmotors erLebhch vom wegungsu ;v rtragungsvorrichtung (11; 25; 36) ist, Schwerpunkt vorbeigeht

die sich eingangsseitig in Abhängigkeit von der Ein weiterer be.m Schleudervorgang zu berede

Bewegung des Sitzes (3) gegenüber dem Sitzrah- sichtigender Faktor ist die Fluggeschwindigkeit, men (1) verstellt und ausgangsseitig den Raketen- 20 Wenn beispielsweise bei einer vorgegebenen Schwerantrieb (8; 33) in der kreisbogenförmigen Füh- punktlage von Sitz und Pilot der Schubvek.or für rung (18; 22; 39) verschwenkt. einen Auswurf bei geringer Fluggeschwindigkeit kor-

2. Anordnung nach Anspruch 1, da.durch ge- rekt liegt, ist diese Ausrichtung des Schubvektors bei kennzeichnet, daß die Bew egungsübertragungs- sonst gleichen Bedingungen keinesfalls fur einen vorrichtung (11; 25; 36) mit einem von einem 25 Auswurf bei hoher Fluggeschwind gkeit geeignet. Fluggeschwindigkeitsmesser gesteuerten Ge- Aufgabe der Erfindung ist de Schaffung eines schwindigkeitskompensator (50) gekoppelt ist, Schleudersitze«; ohne die vorerwähnten Nachteile, dessen Lenkeranordnung (51) bei Sitzauswurf mit Die Lösung de· Aufgabe erfolgt dadurch, daü der dem Raketenantrieb (8; 33, in Verbindung steht Raketenantrieb in einer fest mit dem Sitzrahmen ver- und dessen Schubrichiung (10; 35) bei höheren 30 bundenen kreisbogenfönnigen Führung um eine hc Fluggeschwindigkeiten weite, nach hinten neigt rizontale Querachse verschwenkbar gelagert ist und als bei geringeren Fluggeschwindigkeiten. daß die Verstellvorrichtung eine am Sitzrahmen gelagerte Bewegungsübertragungsvc: richtung ist, die sich

eingangsseitig in Abhängigkeit von der Bewegung des

35 Sitzes gegenüber dem SiUrahmen verstellt und ausgangsseitig den Raketenantrieb in der kreisbogenför-

Die Erfindung betrifft einen raketenangetriebenen migen Fühlung verschwenkt.

Schleudersitz mit einem gegenüber dem Sitzrahmen Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung

vertikal verstellbaren Pilotensitz und einem unten am ist die Bewegungsübertragungsvorrichtung mit einem Sitzrahmen angeordneten Raketenantrieb, dessen 40 von einem Fluggeschwindigkeitstnesser gesteuerten Schubrichtung im Hinblick auf den Schwerpunkt von Geschwindigkeitskompensator gekoppelt, dessen Sitz und Pilot in zuvor festgelegter Weise über eine Lenkeranordnung bei Sitzauswurf mit dem Raketen-Verstellvorrichtung steuerbar ist. antrieb in Verbindung steht und dessen Schubrich-

Bekannter Weisj hat die Ausrichtung des Schub- tung bei höheren Fluggeschwindigkeiten weiter nach vektors des Raketenantriebes bezüglich des gemein- 45 hinten neigt als bei geringeren Fluggeschwindigkeisamen Schwerpunktes von Sitz und Pilot eine sehr ten.

große Bedeutung für die Sicherheit des Piloten beim Ausführungsbeispiele der Erfindung sind in den