Raketenschubvorrichtung für Flugzeug-Schleudersitze Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine Raketenschubvorrichtung für Flugzeug-Schleuder- sitze, bestehend aus einem unter dem Schleudersitz angebrachten Gehäuse und einem darin befindlichen festen Treibmittel, welches bei der Zündung mittels einer Zündvorrichtung Verbrennungsgase entwickelt, die durch Auslässe in dem Gehäuse ausströmen.
Die erfindungsgemässe Raketenschubvorrichtung ist vorzugsweise, wenn auch nicht ,ausschliässlich, dazu bestimmt, in Verbindung mit einer Ausstosska- none verwendet zu werden, welch letztere den aus- stossbaren Teil von dem Flugzeug löst und denselben auswirft, in welchem Falle also die Raketenschub vorrichtung eine zusätzliche Schubkraft liefert, nach dem die Ausstosskanone den ausstossbaren Teil in Bewegung gesetzt hat,
so dass der letztere genügend weit von dem Flugzeug entfernt wird.
Das Ziel der vorliegenden Erfindung ist die Schaffung einer Raketenschubvorrichtung, bei wel cher das Treibmittel so rasch verpufft, dass die Treibkraft momentan ,entsteht, d. h. mit der gerin@gst- möglichen Zeitspanne vom Beginn des Zündungsim pulses bis zu dem Zeitpunkt, wo die Treibkraft .ihre volle Höhe erreicht, worauf die Treibkraft so weit als möglich konstant bleibt, und zwar bis zur völligen Verbrennung des Treibmittels.
Die Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, dass das Treibmittel die Form eines Stapels hat aus einer Reihe plattenförmiger, im Abstand voneinander be findlicher Treibelemente, deren sich gegenüberste hende Seiten Verbrennungsflächen bilden, wobei die erwähnten Auslässe zueinander so angeordnet sind, dass die zwischen den Verbrennungsflächen der Treib- elemente gebildeten Schlitze für die Verbrennungs gase und die Strömungsrichtung der letzteren durch ,
die Auslässe .hindurch in die freie Luft im wesentli chen parallel zueinander sind.
Die Erfindung soll nun im Nachstehenden aus führlicher beschrieben werden, und zwar unter Bc- zugnahme ,auf die beiliegenden Zeichnungen, welche einige Ausführungsformen der Raketenschubvorrich- tung darstellen.
Fig. 1 der Zeichnungen ist eine Ansicht der erfin- dungsgemässen Raketenschubvorrichtung, teilweise im Längsschnitt.
Fig. 2 ist ein Querschnitt .der Raketenschubvor- richtung nach der Linie II-II in Fig. 1.
Fig. 3 ist eine Ansicht einer zu :der Raketen schubvorrichtung gehörigen Raketenzündvorrich- tung, teilweise im Längsschnitt.
Die Fig. 4 und 5 zeigen die Raketenschubvorrich- tung in einer abgeänderten Ausführungsform, wobei die Fig. 5 ein Querschnitt ist nach der Linie V -V in Fig. 4.
Fig. 6 ist eine Ansicht einer wahlweisen Ausfüh rungsform der Raketenzündvorrichtung, teilweise im Längsschnitt.
Die Fig. 7 und 8 zeigen die Raketenschubvorrich tung zusammen mit einem Schleudersitz, und zwar ist Fig. 8 eine Ansicht - teilweise im Schnitt - des Schleudersitzes, von hinten gesehen längs einer Linie VIII-VHI in Fig. 7 und in einer Lage,
in welcher die Raketenschubvorrichtung in Tätigkeit tritt.
In den Fig. 1 und 2 bezeichnet :die Ziffer 1 ein Gehäuse, das an den beiden Enden mit den leicht lös baren Stirndeckeln 2 versehen ist, wobei je ein Dich tungsring 3 die Fuge zwischen dem Gehäuse und dem. betreffenden Stirndeckel abdichtet.
Das Gehäuse, welchem man neben anderen Gründen. vor allem wegen der baulichen Festigkeit einen kreisförmigen Querschnitt gegeben hat, besitzt in seinem unteren Teil eins verdickte Wandung 4, welche einen Sitz für eine Anzahl radialer Auslassdüsen 5 abgibt, die mit ihren Ausströmungsrichtungen parallel zueinander ausgerichtet sind.
Um das Eindringen von Feuchtig keit und Schmutzteilchen in die R.aketenschubvor- richtung zu verhindern, wenn dieselbe ausser Betrieb ist, werden die Auslässe durch die Verschlussdeckel 6 verschlossen. Die Befestigung dieser Verschlussdek- kel an den Auslässen ist verhältnismässig .schwach, .so dass die Deckel durch den bei Inbetriebsetzung der Raketen.schubvorrichtung in dem Gehäuse entstehen den Druck leicht entfernt werden können.
Innerhalb des Gehäuses 1 befindet sich ein Aggregat als der .aktive Bestandteil der Raketen schubvorrichtung; es besteht aus einem festen Treib mittel, z. B. einem Plastikpulver oder dergleichen von gut zu regelnder Verbrennungsgeschwindigkeit sowie Mitteln zur Zündung des Treibsatzes. Das Aggregat ist in der Form .eines Stapels bzw. einer Säule 7 ange ordnet, mit einer Reihe plattenförmigerTreibelemente 8, die ihrerseits quer zu dem Gehäuse 1 angeordnet sind und einen Abstand voneinander haben, so dass zwischen den einzelnen Treibelementen eine Reihe von Querschlitzen 9 gebildet wird.
Unter einem Win kel zu den Treibelementen und den Schlitzen des Sta pels, d. h. in der Längsrichtung des Gehäuses, ist die Zündvorrichtung 10 des Aggregats bzw. des Treib satzes angeordnet.
Die Verbrennungsflächen .der Treibelemente .sind die sich gegenüberstehenden Oberflächen 11 .an den einzelnen Paaren der Treibelemente. Diese Oberflä chen haben vorzugsweise alle den gleichen Abstand voneinander und sind einander parallel. Die Kanten 12 der Elemente dienen indessen nicht als Verbren nungsflächen und sind in bekannter Weise mit einer Isolierschicht überzogen, welche hier die Zündung des Treibmittels verhindert.
Wie am besten .aus .den Fig. 2 und 5 hervorgeht, haben die Kanten 12 der Treibelemente nur einen geringen 'Abstand von der oberen und den seitlichen Innenflächen des Gehäuses 1, wohingegen die Kanten längs des Teils des Umfan ges, welcher dem verdickten Wandun.gsteil 4 gegenr übersteht, einen grösseren Abstand von der Innenflä che des Gehäuses haben.
Zwischen den Kanten und dem verdickten Wandungsteil wird somit ein Kanal 13 gebildet, welcher sich von dem einen Ende des Stapels zu dem anderen erstreckt und welcher teil weise mit den Auslassdüsen 5, teilweise mit den Schlitzen 9 in Verbindung steht.
Aus den Zeichnun gen geht hervor, dass die Treibelemente 8 zu den Auslassdüsen 5 gleich verteilt sind, so dass also jedem Auslass ein gleicher Anteil der Verbrennungs gase zufällt. Ferner stehen die Schlitze parallel zu den Achsen der Düsen, so dass der Strom der Gase aus den Schlitzen zu den Düsen im allgemeinen gerade und ohne grosse Abweichungen ist, wie .man aus Fig. 4 ersehen kann.
Das Aggregat bzw. der Treibsatz kann in ver schiedener Weise .ausgeführt werden, insbesondere hinsichtlich der Struktur des Stapels 7 und der An- ordnung :der Zündvorrichtung 10. Bei dem Ausfüh rungsbeispiel nach den Fig. 1 und 2 haben die Treib- elemente, welche zweckmässigerweise einzeln in Pressformen oder durch spanabhebende Formung gefertigt werden;
einerseits in der Mitte eine Boh rung, in welche eine Hülse 14 aus einem steifen Kar ton oder dergleichen eingeschoben wird und welche als Stütze für den Stapel dient, andererseits am Aus senumfang eine Aussparung 15 für die Zündvorrich tung 10. Beim Zusammenbau des Stapels der Treib- elemente wird zunächst die Hülse mit einer erhärten den Masse überzogen, worauf die Treibelemente 8 aufgefädelt werden, und zwar so, dass die Ausspa rungen zueinander ausgerichtet sind und mit idazwi- schen befindlichen Distanzstücken 16, so dass alle Schlitze 9 die gleiche Grösse haben.
Der Stapel bildet nach der Befestigung der Treibelemente an der Hülse eine leicht zu handhabende Einheit, welche von einem Ende aus in das Gehäuse der Raketenschub vorrichtung hineingeschoben werden kann, ohne eine Gefahr für die Beschädigung des Treibmittels.
Der Stapel der Treibelemente wird in dem Gehäuse fest gehalten durch eine Zugstange 17, die in die Stirn deckel 2 dichteingepasst ist und ;durch die Hülse 14 hindurchgeht, ferner durch ein Paar von Halteringen 18 an den entgegengesetzten Seiten der Enden der Hülse und aus einem weichen Werkstoff verfertigt, so dass die Hülse nicht verformt werden kann, wenn die Muttern 19 an der Zugstange angezogen werden und das Gehäuse durch die Stirndeckel verschlossen wird.
Ein Vorzug der Anordnung des Treibmittels in der Form eines solchen Stapels ist, dass man die Grösse der Raketenschubvorrichtung leicht verän dern kann. Ist eine Vorrichtung von grösserer Schub kraft erforderlich, dann kann man den Stapel durch Hinzufügen einer weiteren Anzahl von Treibelemen- ten der gleichen Form und Grösse verlängern.
Dazu gehört dann nur noch eine entsprechende Verlänge rung des Gehäuses 1, der Zündvorrichtung 10 und der Zugstange 17 sowie gegebenenfalls das Anbrin gen einiger weiterer Auslassdüsen.
Die Zündvorrichtung 10, welche sich in dem durch die Aussparungen 15 in der Ausführungsform nach zig. 1 gebildeten Kanal befindet, aber ebenso gut ausserhalb der Kanten 12 der Treibelemente in der Längenausdehnung des Stapels angeordnet wer- ,den kann, wenn man dem Gehäuse einen dafür geeig neten Querschnitt gibt, ist an den Stirndeckeln 2 auf gehängt, wo die Endender Zündvorrichtung dicht in Bohrungen eingepasst sind,
welche in Gewindeteile 20 in dem äusseren Teil der Bohrugen übergehen. Die in der einen Ausführungsform in Fig. 3 darge stellte Zündvorrichtung besteht aus einem Rohr 21 aus Stahl oder einem sonstigen hitzebeständigen Werkstoff, welches auf den grössten Teil seiner Länge mit den Lochungen 2 versehen ist, einer Ini tialzündvorrichtung 23, welche vorzugsweise in beide Rohrenden eingesetzt wird sowie einer Verbren nungsmasse innerhalb des Rohres 21 von einem Ende desselben zu Odem .anderen, zu einer Reihe von Ringen 24 geformt, die alle in der Längsachse des Rohres angeordnet sind: und durch Distanzstücke 25 im Abstand voneinander gehalten werden;
diese letz teren befinden sich an der Innenfläche des Rohres und bestehen aus Filz oder einem ähnlichen brennba ren porösen Stoff.
Die Initialzündvorrichtung 23 besteht, von der Mitte des Rohrs 21 aus gesehen, .aus :einer kleinen ringförmigen detonierenden Masse 26, einer Patrone 27 mit einer Zündkapsel sowie einem Schlagbolzen 28, der an der Rückwand der Patrone angeordnet ist und dadurch die letztere in ihrer Lage hält. Der Schlagbolzen ist mit einer Schulter versehen, so dass er leicht ausgelenkt werden kann, wenn eine auf die Patrone zu gerichtete Kraft auf den Schlagbolzen ein wirkt.
An ihrem äusseren Ende hat die Initialzünd vorrichtung einen Kraftverstärker 29 in der Form eines Kolbens, der normalerweise durch einen Siche rungsdraht 30 festgehalten wird, aber durch einen Druckimpuls, welcher genügend :gross ist, um den Sicherungsdraht abzuscheren, in eine Bohrung 31 in Richtung auf den Schlagbolzen 28 zu getrieben wer den kann. Neben dem Schlagbolzen befindet sich eine Bohrung 32 zum Abführen der in, der Bohrung 31 befindlichen Luft.
Die Raketenschubvorrichtung kann mit einer Ausstosskanone von der Art wie sie ausführlicher in der schwedischen Patentaschrift No. 164 837 be schrieben ist, kombiniert werden. Die Bauteile, zwi schen denen sich der Gasdruck der Kanone auswir ken soll und welche den Schleudersitz von dem Flug zeug trennen, in der erwähnten Patentschrift mit 5 und 6 bezeichnet, entsprechen den Bauteilen 33 bzw. 34 in den vorliegenden Fig. 7 und B.
Das Bauelement 33, welches als ein an dem Schleudersitz angebrach ter Zylinder geformt sein kann, soll in seinem oberen Teil eine Pulverladung haben sowie eine Zündvor richtung, die bei Betätigung eines Handgriffes 35 durch den Flugzeugführer ausgelöst werden kann.
Ähnlich dem in der erwähnten Patentschrift darge stellten Bauteil soll das Bauelement 34 aus einem Kolben bestehen, welcher .an dem Flugzeug .ange bracht ist und sich aufwärts durch,das Bauelement 33 hindurch erstreckt, so dass das obere Ende 36 sich normalerweise in dem oberen Teil des Bauelementes 33 befindet.
Das Bauelement 33 hat in seinem unteren Teil zwei Öffnungen 37, welche sich :in einem bestimmten Abstand von der Mündung 38 des Bauelements be finden und welche über die Rohre 39, die zu den bei den Anschlüssen 20 der Raketenschubvorrichtung führen, mit dem Kraftverstärker 29 der Zündvorrich tung in Verbindung stehen. Die Stirndeckel 2 an der Raketenschubvorrichtung sind zu Flanschen 40 ge formt, mittels welcher die Vorrichtung an dem Fahr werk des Schleudersitzes angebracht ist, sodass die Längsachse des Gehäuses des Raketenmotors senk recht und symmetrisch zu der Längsachse der Kanone gelegen ist.
Die Arbeitsweise der Vorrichtung ist nun die fol- gende: Wenn der Flugzeugführer die Abschussvor- richtung der Kanone mittels des Handgriffes 35 betä tigt und die Pulverladung der letzteren detoniert, wird in der Kanone ein Gasdruck erzeugt, welcher den Schleudersitz von Odem, Flugzeug löst, sodass das Bauelement 33 beginnt,
in .axialer Richtung zu dem Bauelement 34 verschoben zu werden. Während,die- ser Bewegung nimmt der Gasdruck noch zu und er reicht seinen maximalen Wert dann, wenn der Schleudersitz etwa die Hälfte des Weges zu der Stelle zurückgelegt hat, wo das Ende 36 dabei ist, die Mün dung 38 zu verlassen.
Die Gasentwicklung .aus der Pulverladung hält auch während des letzteren Teils dieser Bewegung an, wodurch der in der Kanone herrschende Druck auf grosser Höhe gehalten wird, selbst wenn die Öffnungen 37 in einer Ebene mit dem Ende 36 ,sind, welche Lage in der Fig. 8 :dargestellt ist. In diesem Augenblick wird die mit Gasangefüllte innere Kammer der Kanone durch dieÖffnungen 37 und die Rohre 39 hindurch mit dem Kraftverstärker 29 in Verbindung gesetzt.
Der Sicherungsdraht 30, welcher als eine Sperre für die Initialzündvorrichtung dient, zerreisst infolge des von der Kanone her ein wirkenden Gasdruckes und gibt damit den Kraftver stärker frei, so dass der letztere .an den Schlagbolzen 28 .anschlagen kann.
Wenn,die Patrone 27 infolge der Einwirkung .des Schlagbolzens detoniert, schiesst aus jeder der Initial zündvorrichtungen eine Flamme heraus, welche auf die Detoniermasse 26 trifft, dort verstärkt wird und sich dann weiterhin fortpflanzt durch Aden sich in der Längsrichtung erstreckenden Kanal 41 in der Detoniervorrichtung; damit wird die ganze Reihe von Ringen 24 gleichzeitig gezündet.
Die augenblicklich wirkende Zündvorrichtung gibt nun eine Flamme ab, welche durch die Lochungen 2 in dem Rohr verteilt und gerichtet wird; wobei die Flamme in .die Schlitze 9 zwischen den Treibelementen der Stapelsäule ein tritt und dadurch mit den Verbrennungsflächen 11 in: Berührung kommt.
Da nun die Zündvorrichtung auf die ganze Länge der Stapelsäule oder doch in jedem Falle auf den grössten Teil derselben in Tätigkeit tritt, werden .alle Teile des Treibmittels fast gleich- zeitig gezündet, zum Unterschiede von der Zündung des Treibmittels .an einer einzelnen Stelle, in welchem Falle die einzelnen Treibelemente einander der Reihe nach zu zünden hatten mit ,dem sich daraus ergeben den Zeitverzu,ge. Wie man .sieht,
hat man eine zusätz liche Sicherheit für die richtige Arbeitsweise der Zündvorrichtung insofern als dieselbe mit zwei Ini tialzündvorrichtungen arbeitet, welche voneinander unabhängig .sind, wohl aber ,gleichzeitig in Tätigkeit treten.
Die Verschlussdeckel 6, welche dichtend ,an den Düsen 5 angebracht sind, dienen bei Inbetriebsetzung der Raketenschubvorrichtung zunächst als ein Damm und infolge der hierdurch indem, Gehäuseauftreten den raschen Druckzunahme wird die Zündung des Treibmittels erleichtert. Sobald jedoch der Druck einen bestimmten Wert erreicht hat, werden die Verschlussdeckel ausgeworfen, woraufhin die Ver brennungsgase, die sich in den Sehlitzen 9 gebildet haben und damit in die Düsen 5 gelangen, nach der Expansion in den letzteren frei entweichen können.
Da das Gehäuse die ganze Treibladung einschliesst, ohne irgendeinen Teil derselben abzu schirmen, und -da ferner die Schlitze mittels des Längskanals 13 miteinander in Verbindung stehen, wird zu Beginn der Verbrennung der Druck in allen Teilen des Gehäuses gleich hoch sein. Wie bereits hervorgehoben wurde, sind die Treibelemente zu den Düsen gleichmässig verteilt und :durch jede der Düsen geht praktisch ein :gleich grosser Teil der gesamten Gasströmung hindurch.
Es :braucht also keine Innen strömung von einem Teile der Säule zu dein anderen aufzutreten, sondern die Gase können direkt von den Schlitzen 9 der Säule über den Kanal 13 zu dem nächstgelegenen Auslass strömen, wobei eine fast radiale Strömungsrichtung aufrechterhalten wird.
Aus dem Vorstehenden geht hervor, dass jede Düse eine gleich grosse Reaktionskraft erzeugt. Die sich aus der Wirkung aller Düsen ergebende Schub kraft, wie sie in der Fig. 7 durch den Pfeil angedeutet ist, liegt daher in der Symetricebene des Schleudersit zes.
Die Richtung der Schubkraft in dieser Ebene muss derart sein, dass sie gerade vor dem Schwer punkt des Schleudersitzes vorbeigeht - .in Fig. 7 mit 42 bezeichnet - bei dessen Berechnung sowohl der Schleudersitz als auch das Gewicht des Flugzeugfüh rers und von dessen Ausrüstung in Betracht gezogen werden. Bei einer so gerichteten Schubkraft wirkt nämlich die Raketenschubvorrichtung der Vorwärts drehung des Sitzes entgegen, welche infolge der von der Kanone ausgeübten Schubkraft normalerweise auftritt, nachdem der Schleudersitz das Flugzeug ver lassen hat. Dabei werden schon ziemlich geringe Verschiebungen des Schwerpunkts die Bewegung des Sitzes in der Luft in nachteiliger Weise beeinflussen.
Eine Anpassung der Richtung der Schubkraft kann leicht nur durch eine Drehung der Raketenschubvor- richtun.g um deren Längsachse erfolgen.
Gleichzeitig mit dem oben beschriebenen Zün dungshub, welcher sehr sehr rasch erfolgt (die volle Schubkraft des Raketenmotors ist bereits nach eini gen Hundertstel einer Sekunde erreicht) hat der Schleudersitz seine Bewegung unter Verschiebung der Mündung 38 auf das obere Ende 36 an dem festen Bauelement 34 zu fortgesetzt. Sobald einmal diese Lage erreicht ist, nimmt der Druck der Kanone und damit dessen Wirkung auf ;den Schleudersitz rasch ab, aber gleichzeitig setzt nun die Schubkraft der Raketenschubvorrichtung ein.
Durch die geeig nete Wahl des Abstandes der Öffnungen 37 von der Mündung 38 erreicht man einen fast vollständigen Synchronismus zwischen der Abschaltung der einen Schubvorrichtung und der Inbetriebsetzung der ande ren Schubvorrichtung mit dem Ergebnis einer steti gen Krafteinwirkung während dieses Teils des Hubes. Sollte die Raketenvorrichtung zu früh gezündet wer den, bevor der Gasdruck der Kanone abzufallen be- gingt, dann erhält man eine zu grosse kollektive Kraftleistung, welche sich für den Flugzeugführer schädlich auswirken könnte.
Erfolgt andererseits die Zündung zu spät, dann würde die Beschleunigung des Schleudersitzes abnehmen, bevor noch die Schub kraft des Raketenmotors wieder zunimmt. Eine der artige Diskontinuität ist, wenn sie nicht auf eine kurze Zeitspanne beschränkt bleibt, für den Flug zeugführer von sehr nachteiliger Wirkung.
Ein Grund, welcher wesentlich dazu beiträgt, das günstige Resultat zu erhalten, .ist, dass die Zeitspanne von dem von der Ausstosskanone ausgehenden Zünd- impuls bis zu dem Augenblick, in welchem die er findungsgemässe Raketenschubvorrichtung ihre volle Schubkraft erreicht hat, kurz ist und innerhalb sehr enger Grenzen gehalten werden kann, und dass man ferner von .diesem Augenblick an eine stetig verlau fende Schubkraftkurve erhalten kann.
Die Treibele- mente der Stapelsäule, welche nur an der Oberfläche 11 verbrennen, haben nämlich eine Gesamtverbren- nungsfläche, die im wesentlichen unverändert bleibt bis ;die Elemente völlig verbrannt sind, d. h. bis sie von beiden Seiten ausgehend so dünn geworden sind, dass sie nicht länger zusammenhalten.
Während der ganzen Verbrennungszeit halten ferner die Verbren- nungsflächen ihre Lage zu den Auslässen des Gehäu ses aufrecht, mit anderen Worten die Gase strömen im gleichen Abstand vorwärts zu den Düsen, was ebenfalls von Bedeutung ist, um eine konstante Schubkraft zu bekommen.
Die in :der Fig. 4 dargestellte Ausführungsform unterscheidet sich von der soeben beschriebenen ins besondere dadurch, dass die Zündvorrichtung 10 sich in einer zentralen Bohrung 43 befindet, die sich durch :die Mitten der Treibelemente 8 erstreckt. Die Säule der Treibelemente .ist hier auf einem Rahmen aufgebaut, der :aus drei Hülsen 44 besteht, und durch jede der letzteren ist eine Zugstange 45 gesteckt. Auf diese Weise werden die Treibelemente starrer in ihrer Lage innerhalb der Stapelsäule gehalten und gleich zeitig wird der Zerfall der Treibelemente am Ende der Verbrennungszeit infolge der grösseren Anzahl von Verankerungen etwas später eintreten.
Bei der in Fig. 6 dargestellten Ausführungsform des Zünders befindet sich ein Beutel 46 aus Tuch oder einem ähnlichen brennbaren Stoff innerhalb :des Rohres 21 von einem Ende desselben zu dem ande ren. In den Beutel wird eine körnige Zündmasse 47 eingeführt. Mit 48 ist ein elektrischer Zünder eines an sich bekannten Typs bezeichnet, welcher einen Teil der Initialzündvorrichtung 23 bildet und zu nächst die Zündmasse 47 zündet, sobald über die Leiter 49 ein elektrischer Impuls kommt.
Wie bei der Ausführungsform nach Fig. 3 erhält man längs des ganzen Zünders eine augenblickliche Zündung. Der Grund dafür, dass die Zündung sich hier mit der glei chen Geschwindigkeit fortpflanzt, obwohl der Beutel 46 völlig mit der Zündmasse angefüllt ist, ist :darin zu suchen, dass :die körnige Zündmasse eine grössere Verbrennungsgeschwindigkeit und eine grosse Durchlässigkeit für die Zündflamme hat. Die Zün dung der Treibelemente in der Stapelsäule erfolgt analog zu :der vorher beschriebenen Zündweise.
Die Leiter 49, welche in der Ausführungsform nach Fig. 6 an die Stelle der Rohre 39 treten, können entweder von :dem Servomechanismus .an einem Schleudersitz .gemäss dem schwedischen Patent No. 164 837 ,ausgehen, wobei dieser Servomechanis mus so .angeordnet ist, :dass er eine von einer Strom quelle .aus gespeiste Kontaktvorrichtung betätigt, oder aber von einer Kontaktvorrichtung, welche :an dem Schleudersitz :
angebracht ist und durch einen festen Teil des Flugzeuges betätigt wird, wenn der Schleu dersitz die Lage erreicht hat, in welcher die Raketen schubvorrichtung .in Tätigkeit treten soll. Essei hier darauf hingewiesen, dass ,die Wahl von Mitteln zur Übertragung :des Impulses zu der Raketenvorrichtung und zur Einleitung der Zündung nicht von der Aus führungsform des Zünders in :anderer Hinsicht ab hängt.
Es ist beispielsweise möglich, die in der Fig. 3 dargestellte Initialzündvorrichtung an Steile .des elek trischen Zünders 48 in der Vorrichtung nach Fig. 6 einzubauen oder aber für die Zündvorrichtung nach Fig. 3 eine elektrische Zündung zu verwenden.