DE2410514A1

DE2410514A1 - Rettungs- und bergungssystem

Info

Publication number: DE2410514A1
Application number: DE2410514A
Authority: DE
Inventors: Fred B Stencel
Original assignee: Stencel Aero Engineering Corp
Current assignee: Universal Propulsion Co Inc
Priority date: 1973-03-05
Filing date: 1974-03-05
Publication date: 1974-09-12
Also published as: GB1457799A; FR2220424B1; DE2410514C2; FR2220424A1; US3807671A

Description

DIPL-ING. H.FINK PATENTANWALT · D 7300 ESSUNGEN BEI STUTTGART · HINDENBURGSTRASSE

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Patentanwalt Fl N K - D 7300 Esriingan (Neckgr), Hlndenburgitrafl» 44

Stencel Aero Engineering Corporation, Arden. North Carolin«, USA

5. MSra 1974

Ki/Sh P 6181

Rettungs- und Bergungsaystem

Beanspruchte Priorität der amerikanischen Patentanmeldung S. N. 338 268 vom S. Marx 1973

Die Erfindung betrifft ein Rettungs- und üergungssystea geiaäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1; insbesondere betrifft die Erfindung ein System, mit welchem sich ein Znsasse sicher aus einen betriebs- oder manövrierunfähigen langsam und/oder niedrig fliegenden Luftfahrzeug retten kann« und zwar insbesondere aus solchen, welche schweben bxw. in der Luft stehen können, wie ein Helikopter bsw» ein Hubschrauber oder ein senkrecht abhebendes und landendes Flugzeug,.ein sogenanntes VTOL-Flugzeug.

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Wenn sich bei «inen derartigen Luftfahrzeug, welches oft in niedriger Höhe betrieben wird bzw. fliegt, irgendeine Notsituation aufgrund einer Betriebs- oder Manövrierunfähigkeit des Luftfahrzeuge» ergibt, stellt dies eine Äußerst gefährliche Situation dar. D, h., da das Luftfahrzeug in einer verhältnismäßig niedrigen Höhe betrieben werden kann, 1st bei einen Flug in niedriger Höhe oder bei einem Schwebeflug die Strecke «wischen der Flughöhe und eine« anschließenden Absturz b*vr. den Aufschlag auf den Boden nur kurz und ebenso ist die sur Verfügung stehende Zeitspanne sehr kurs. Obwohl nan bei einem Schwebeflugzeag, wie beispielsweise einen Helikopter, die Möglichkeit hat, «it Hilfe der Eigendrehung bxw. der Autorotation eine Landung eines aanövrierunfähigen Flugzeuges su versuchen, gibt es doch eine kritische tiöhe für eine Landung mit Hilfe der Autorotation, welche in allgemeinen bei etwa 60 m (200 feet) liegt; wenn das Luftfahrzeug unter dieser in Hinblick auf die Autorotation sicheren Höhe betrieben wird oder schwebt, ist es nicht möglich, eine zufriedenstellende Landung mit Hilfe der Autorotation durchsufUhren, sondern man muß sich Im Falle der Betriebs- oder Manövrierunfähigkeit des Helikopters sehr schnell aus diesem retten.

Da andererseits die Möglichkeit, mit einem Hellkppter in niedrigen Höhen su schweben bzw. zu fliegen, außerordentlich vorteilhaft ist, ist es üblich, Helikopter in solchen niedrigen Höhen auch für längere Seitepannen zu verwenden. Beispielsweise werden Helikopter oft unterhalb von im Hinblick auf die Autorotation sicheren Flughöhen für irgendwelche Aufgaben betrieben, wie beispielsweise Anheben oder Ablenken von Lasten, Betretben von Rettungswinden und In Kampfeinsatsabschluß von bestimmten Arten von Geschissen. Bei derartigen niedrigen Flughöhen gibt es verschiedene Arten von Noteituationen

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welche entstehen können und den Helikopter betriebs- oder manövrierunfähig machen. Solche Umstände sind beispielsweise: ein Leistungsabfall, welcher auf einer Motorstörung oder einem -defekt, einer Kraftstoffzufuhrunterbrechung oder einem Defekt am Transmissionsgetriebe beruhen kann; ein Ausfall der Steuerung beispielsweise aufgrund eines Fehlers in dem hydraulischen System, dem Heckrotor oder dem Heckrotorgetriebe, einer Verwicklung mit einer frei herunterhängenden Last, oder aber ein Luftstoß von einem feindlichen Geschoß könnte stark genug sein, um den Helikopter nach hinten zu drehen oder zu kippen; ein Feuerschaden; ein Materialschaden an den Rotoren aufgrund einer Werkstoffermüdung, einer Berührung mit Freileitungen oder aufgrund einer Feindeinwirkung, oder eine plötzliche Unpäßlichkeit oder sogar ein Ausfall des Helikopterpiloten.

Obendrein sind Helikopterpiloten besonders ausgebildet und darauf geschult, instinktiv auf irgendeine Notsituation zu reagieren, welche sich während eines Schwebevorgangs ergibt, indem sie mit dem Helikopter unmittelbar in Autorotation übergehen. Dies wird erreicht durch übersteuern der Anstellwinkelverstellung des Rotors, wodurch kein Auftrieb mehr vorhanden ist und dies zu einer Anfangssinkgeschwindigkeit führt, die sich dem freien Fall nähert. Gewöhnlich benötigt der Pilot auch mindestens ein oder zwei Sekunden, um die Gegebenheiten und Umstände während des Notfalls abzuschätzen, und um eine Entscheidung zu treffen, um eine Rettung aus dem Helikopter einzuleiten. Unterdessen kann, von dem Schwebezustand an gerechnet, die Sinkgeschwindigkeit annähernd 19,2 m/sek (64 feet/sec) oder 1152 m/min (3 840 feet/min) erreichen. Um darüber hinaus eine Rettung c irchzufuhren, und den Rettungsweg zu wählen, kann es erforderlich sein, die Rotorblätter absichtlich abzutrennen bzw. zu lösen, was eine Zeitverzögerung im Rettungsablauf in der Größenordnung von 0,8 sek zur Folge haben würde. Wenn daher die Reaktionsund
zeit des Piloten/die bis zu einer Entscheidung verstreichende

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Zeit zusammen mit der Zeltverzögerung für die Rettung selbst insgesamt berücksichtigt wird, dann dürfte der Helikopter meistens sicher mit einer Geschwindigkeit von 19,2 in/sek sinken; wenn wan dann noch bedenkt, daß der Helikopter und die Schwebezustände oft unter 60 in (200 feet) stattfinden, dann stehen, um eine Rettung durchzufuhren, bevor der Helikopter auf die Erde aufschlägt, nur eine Zeit von wenigen Sekunden zur Verfügung .

Es ist natürlich auch bekannt, daß Rettungssysteine geschaffen worden sind, um die Insassen aus einem manövrierunfähigen flugzeug herauszuschaffen. Derartige bekannte Rettungasysteme weisen sogar Raketen auf, um den RettungsVorgang su unterstützen, beispielsweise ist in der US-PS 3 222 015 ein Rettungssystem für einen manövrierunfähigen Helikopter beschrieben, bei welchem die Sitze seitlich aus dem Helikopter herausgeschleudert werden und an dem Sitz angebrachte Raketen dazu benutzt werden, ein sicheres Entfalten des Fallschirms zu bewirken.

Obwohl bekannte Vorschläge, wie beispielsweise der gemäß der erwähnten US-Pb, von der Idee her bei normalen Flughöhen für Rettungsvorhaben brauchbar und gut sind, können sie sich jedoch unter extrem ungünstigen Bedingungen als nicht zufriedenstellend erweisen, welche beispielsweise bei sehr niedriger Flughöhe und langsamer Fluggeschwindigkeit oder beim Schweben vorkommen können; ferner sollte im allgemeinen beispielsweise ein herausschleudern nur durchgeführt werden, wenn ein Helikopter unter einer iir. Hinblick auf die Autorotation sicheren Flughöhe betrieben wird. D. h. In einer Schweuesituation, in welcher der Helikopter eine VorwHrtsgeschwindigkeit von null hat, und boi einer ManövrierunfMhigkeit, welche zur Folge hat, daß der Helikopter eine genau umge-

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kehrte Lage einnimmt, würde sich der manövrierunfähige Helikopter zusammen mit den Insassen sehr schnell im freien Fall kopfüber, d. h. in umgekehrter Lage, gerade nach unten auf die Erde zu bewegen. Eine Rettung aus dem Hubschrauber unter diesen Umständen würde Hußerst schwierig sein. Ähnlich ist es in dem Fall, wenn der Helikopter schwebt und somi c eine Vorwärtegeschwindigkeit von null hat und eine Manövrierunfähigkeit eintritt, welche zur Folge hat, daß der Helikopter trudelt oder sich seitwärts dreht, wenn er in Richtung auf die Erde zu fällt; auch in einem solchen Fall würde die Rettung äußerst schwierig sein.

Gemäß der Erfindung ist daher eine Einrichtung geschaffen, um in zufriedenstellender Welse ein Herausschleudern aus einem Manövrier- und betriebsunfähigen, langsam fliegenden oder in der Luft stehenden bzw. schwebenden Luftfahrzeug, beispielsweise einem Helikopter durchzuführen, welcher in sehr niedriger Höhe betrieben wird; die Erfindung soll somit auch unter derartigen Bedingungen eine sichere Rettung ermöglichen.

Ferner ist ein wirksames Rettungssystem geschaffen, mit welchem das Personal aus einem manövrier- oder betriebsunfähigen Helikopter gerettet werden kann, welcher in einer Höhe schwebt, die unter der im Hinblick auf die Autorotation sicheren Flughöhe liegt. Dar Eiber hinaus iet es bei dem Rettungssystem gemäß der Erfindung für einen Insassen möglich, 3ich aus einem nicht mehr manövrierfähigen Hubschrauber in einer Weise zu retten, bei welcher eine nach der Rettung erfolgende Kollision zwischen dem Insassen und dem manövrierunfähigen Helikopter ausgeschlossen ist. Schließlich ist giinäß der Erfindung ein Hlikopter-Rettungssystem geschaffen, bei welchem der Rettungsfallschirm vor dessen Aufblähen und Auseinanderfalten in die richtige Lage gebracht wird.

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Gemäß der Erfindung ist dies bei einem Rettungs- und Bergungssystem gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1 durch die Merkmale im kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 gelöst.

Insbesondere ist eine Einrichtung zum Herausziehen vorgesehen, welche eine Rakete mit einer aerodynamisch unstabilen Halterungsanordnung aufweist und welche ihrerseits mit der Fallschirmeinrichtung verbunden ist. Insbesondre weist die zum Herausziehen vorgesehene Rakete an ihrem Vorderteil eine Einrichtung mit Flügeln auf, und die Rakete selbst ist an einer kardanisch gelagerten Anordnung an einer Stelle befestigt, welche hinter dem Schwerpunkt der Raketenmasse liegt. Wenn daher die Rakete abgefeuert wird, haben die aerodynamischen, auf die Flügeleinrichtung wirkenden Kräfte die Neigung, die Rakete um die kardanische Aufhängung herum zu verschwenken, um zu versuchen, sie in eine Schlepplage zu bringen. Dieses Bestreben ist jedoch der Stabilität entgegengesetzt, welche vorhanden ist, da der Drehpunkt vor dem Schwerpunkt der Rakete liegt. Wenn die Geschwindigkeit zunimmt, nehmen auch die die Stabilisierung aufhebenden, aerodynamischen Kräfte zu, bis sie den konstanten Stabilisierungsfaktor übersteigen, über diesem Schwellenwert wird dann die Rakete unstabil, und bricht aus ihrer anfänglichen geraden Bahn aus. Eine hinter der kardanischen Aufhängung angeordnete Käfigringeinrichtung ist so ausgelegt, daß der Grad der Winkelverstellung der Rakete begrenzt ist, und nachdem diese Begrenzungseinrichtung erreicht worden ist, eine weitere Drehung nur mehr um den Punkt stattfinden kann, wo die Raketenspannleitungen zusammentreffen, welche mit den Schlepp- bzw. Zugleinen verbunden sind, welche die Rakete mit der Rüschinoeinrichtung verbinden.

Diese Rakete und die Raketenaufhängungsanordnung sind vorgesehen, um sicherzustellen, daß über einem bestimmten Geschwindigkeit sSchwellenwert der Fallschirm, bevor er sich ausbreitet, abwärts fliegt; auf diese Heise ist dann sichergestellt, daß

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das Aufblähen des Fallschirmdaches zur richtigen Zeit erfolgt und irgendeine Möglichkeit einer gegenseitigen, störenden Beeinflussung nach der Rettung zwischen dem Piloten, dem Fallschirm und dem manövrierunfähigen Luftfahrzeug ausgeschlossen ist.

Gemäß der Erfindung ist somit ein Rettungs- und Bergungssystem geschaffen, mit welchem eine zufriedenstellende und sichere Rettung aus einem betriebsunfähigen Helikopter oder einem anderen langsam fliegenden Luftfahrzeug durchführbar ist, welches in niedriger Höhe schwebt. Das System weist hierzu eine Rakete auf, mit welcher der Insasse aus dem betriebs- und manövrierunfähigen Helikopter herausgezogen wird und welche dessen Fallschirm in dem Luftstrom entfaltet. Oie Sakete ist so ausgebildet, daß sie Über einer ausgewählten Schwellenwertgeschwindigkeit aerodynamisch unstabil wird, so daß über diesem Wert die, Luftströmungen bewirken, daß die Rakete sich in Fallrichtung dreht, wodurch der aufgeblähte Fallschirm im Fallwind angeordnet wird und so am schnellsten wirkt, und wodurch irgendeine störende, gegenseitige Beeinflussung nach dem Herausschleudern zwischen dem Insassen, dem Fallschirm und dem manövrierunfähigen Helikopter vermieden ist.

Weitere Vorteile und Einzelheiten der Erfindung werden anhand einer bevorzugten Ausführungsform unter Bezugnahme auf die anliegenden Zeichnungen im einzelnen erläutert. Es Beigen:

Fig. 1 eine schematisch Ansicht der verschiedenen Einrichtungen gemäß der Erfindung;

Fig. 2 einen Längsschnitt durch den Behälteraufbau;

Fig. 3 einen Längsschnitt durch die verschiedenen Einrichtungen in ihrer anfänglichen verstauten Lage;

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Fig. 4 eine Draufsicht auf die Einrichtung der Fig. 3; Fig. 5 eine Schnittansicht entlang der Linie 5-5 der Fig. 3;

Fig. 6 eine schaubildliche Darstellung der Einrichtung zum Herausziehen der Anordnungen;

Fig. 7 teilweise im Schnitt eine Draufsicht auf die kardanische Aufhängung;

Fig. 8 eine Schnittansicht entlang der Linie 8-8 der Fig. 7;

Fig. 9 einen Teil einer schematischen Darstellung des Käfigrings und der Art seiner Anbringung;

Fig. 10 eine schematische Darstellung der Fallschinaeinrichtung;

Fig. 11 bis 15 schaubildlcihe Darste1lunge des Betriebsablaufs des Geräts gemäß der Erfindung;

Fig. 16 bis 18 schaubildliche Darstellungen des Herauszieh-Btechaniszmis und Darstellunge der auf den Mechanismus wirkenden Kräfte während dieses Vorgangs;

Fig. 19 die Darstellung des Ablaufs der Rettungsflugbahn von

einem umgekehrten mit der Geschwindigkeit null fliegenden Luftfahrzeug aus und

Fig. 20 die Darstellung des Ablaufs der Rettungsflugbahn von

einen aufrechten, in Vorwärtsrichtung fliegenden Helikopters .

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In Fig. 1 iat ein Schnitt des Bugs oder Vorderteils eines in seiner Gesamtheit mit 20 bezeichneten Luftfahrzeuges dargestellt/ welche*, wie oben erwähnt, vorteilhafterweise ein Helikopter,aber genauso gut auch ein ,senkrecht abhebendes und landendes Plugzeug, d. h. ein VTOL-Flugzeug sein kann, welche in verhältnismäßig niedrigen Höhen schweben und mit langsamen Fluggeschwindigkeiten fliegen können. In den Cockpit 22 des Luftfahrzeuges ist eine Sitzanordnung vorgesehen, auf welcher im allgemeinen der Pilot oder ein anderer Insasse sitzt. Der Pilot oder eine andere Person, welche das Rettungsgerät gemäß der Erfindung benutzen kann, ist mit dem Buchstaben M bezeichnet. Selbstverständlich ist das Cockpit 22 mittels einer teilweise oder vollständig durchsichtigen Cockpitverkleidung verschlossen, welche gewöhnlich über dem Cockpit angeordnet ist und durch welche der Pilot bzw. die anderen Personen ihre Beobachtungen machen können. Um eine Rettung mit Hilfe des Geräts gemäS der Erfindung durchzuführen, muß die Verkleidung entfernt werden; ein solches Entfernen kann mittels einer der auf diesem Gebiet bekannten Einrichtungen durchgeführt werden, beispielsweise mit einer an der Verkleidung angebrachten Sfrengeinrlchtung, bei deren Betätigung die Verkleidung zu Bruch geht oder gelöst wird, wenn ein Rettungsversuch eingeleitet wird. Die Einrichtung zum Absprengen und zum Abwerfen der Verkleidung wird hler im einzelnen nicht beschrieben, da dies nicht Gegenstand der Erfindung ist.

Wie in Fig. 1 dargestellt, weist das Gerät gemäß der Erfindung drei verschiedene Einrichtungsgruppen auf, welche jeweils ist einzelnen nachfolgend beschrieben werden. Ein in seiner Gesamtheit mit 26 bezeichneter Behälter ist hinter dem Bits 24 angebracht. Eine in ihrer Gesamtheit mit 26 bezeichnete Einrichtung mit dem Fallschirm weist eine Einrichtung zur sicheren Bergung

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der Person M nach ihrer Rettung aus dem Luftfahrzeug 20 auf. Eine in ihrer Gesamtheit mit 30 bezeichnete Anordnung zum Herausziehen bzw. -befördern der beiden vorgenannten Einrichtungen weist eine tinricatung zum Einleiten des Rettungsvorganges auf, um die Person M und die Fallschinneinrichtung 28 aus dem Luftfahrzeug 20 in dem Fall wegzuschaffen, wenn da3 Luftfahrzeug betriebsunfähig oder sonst manövrierunfähig ist.

Wie in den Fig. 1 und 11 dargestellt, ist der Behälter 26 an einem Gestell 32 angebracht, welches vorteilhafterweiee auf der Rückseite des Sitzes 24 angeordnet ist. In dieser Lage kann der Behälter auch als Kopfstütze für die Person M dienen. In dem behälter 26 ist anfangs das komplette Rettungsgerät untergebracht; der ßehälteraufbau weist einen im allgemeinen zylindrischen Behälter 34 :J.mit einem offenen oberen Ende 36 und einer unteren oder Grundplatte 38 auf. Seitliche Begrenzungsbänder bzw. Halterungsbügel 40 sind zwischen den Seiten des Behälters 34 und dem' Boden der Grundplatte 38 vorgesehen, an welcher sie mittels Nieten befestigt 3ind. In der Mitte der Grundplatte 38 ist ein becherförmiges Tragteil 44 •ingesetzt, welches mit einer Halterung 46 und diese wiederum nit einen Steuerschlauch 48 verbunden ist. Das becherförmige Teil 44 dient zum Tragen eines aufrecht stehenden Abschußrohres 50, dessen axiale LHnge oder Höhe betrachtlich kleiner let als die des behälters 34. In dem Abschußrohr SO nahe dessen offenen, oberen Endes ist ein nach innen weisender Flansch oder eine Schulter 52 vorgesehen, dessen bzv. deren Zweck nachfolgend noch beschrieben wird. Kin Scherboizen 54 erstreckt sich quer durch das Abschußrohr 50 über der Schulter 52, und die Aufgabe dieses Scherbolzens besteht darin, anfangs den Raketenmotor mit dem Abechußrohr zu verbinden, wie später im einzelnen noch beschrieben wira.

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Anfange ist der Behälteraufbau 26 mit Hilfe der in ihm vorgesehenen Teile luftdicht verschlossen; um einen derartigen luftdichten Abschluß zu erreichen, ist ein erster Abdichtring 38 nahe dem offenen oberen Ende 36 des Behälters vorgesehen, und ein zweiter Abdichtring 60 ist zwischen den unteren Ende das Behälters 34 und der Grundplatte 38 angeordnet. Zusätzlich ist ein Dichtring 62 zwischen dein Ab schiß rohr 50 und dessen becherförmigen Tragteil 44 sowie ein weiterer üichtring 64 zwischen dem Tragteil 44 und der Grundplatte 38 vorgesehen. Ein Behälterdeckel 122 weist einen Rand, welcher dicht an dein Abdichtring 58 anliegt, und einen inneren O-Ring 123 auf, welcher dicht an dem Raketenmotor anliegt, wie in Fig. 3 dargestellt ist.

Anhand der Fig. 10 werden im folgenden die einzelnen Elemente der Fallschirmeinrichtung 28 beschrieben, wobei die Fallschirmkappe 66 in einer Schutzhülle 68 untergebracht ist. In einer derartigen Hülle ist die Fallschirmkappe achsensymmetrisch zusammengelegt, indem die Kappenspitze entlang der Fallschirmachse nach unten bis in die Nähe des Kappenrandes gezogen ist. Die Fallschinakappe 66 ist an der Hülle mittels einer Anzahl an der Kappe angenähter Schlaufen 70 befestigt, durch welche eine Verbindungsleine 72 geführt ist, welche auch durch andere an der Innenseite an der Spitze cer Hülle 68 befestigte Schlaufen verläuft. Ein Paar Einrichtungen 76 zum Durchschneiden der Leinen sind an der Verbindungsleine 74 vorgesehen und werden durch Hierunterreißen betätigt, um die Verbindungsleine abzutrennen und dadurch das Fallschirmdach von seiner Schutzhülle 64 zu befreien.

Die Fallschirm-Aufhängeleinen 78 sind entlang der Fallschirmkappe in der Nähe deren Außenfläche zusammengelegt. Jede zusammengelegte Aufhängeleine ist an ihrem oberen Umkehrpunkt mit der Spitze der Hülle 68 mittels zerreißender Leinen verbunden, welche mit an der Innenseite der Hülle in der Nähe deren Spitze angenähter Schlaufen 82 verbunden sind. Die Festigkeit dieser zerreißenden Leinen ist so gewählt, daß sie die zusammengelegten Jtufhängeleinen gegenüber den Be-

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schleunigungskräften halten und tragen, sie jedoch sofort reißen, wenn die Aufhängeleinen aus der Hülle 68 heraus entfaltet werden. Die letzten oberen Stellen von zwei der zusammengelegten 'Aufhängeleinen sind mit den oberen Schneideinrichtungen 76 verbunden, so daß diese Leinen, wenn sie herausgezogen werden, die Schneideinrichtungen betätigen, um die Fallschirmkappe 66 von der Hülle 68 zu befreien, damit diese aus der Hülle herausgezogen werden kann.

Taagleinen 81 sind mit den Aufhängeleinen mittels besonderer Zwischenglieder 86 aus Stahl mit ineinander verlaufenden Kanten verbunden, so daß sie durch die Abdichtung zwischen dem Behälterzylinder und dessen Deckel durchlaufen können, ohne dessen luftdiohten Aufbau zu stören. Durch eine Leitung 88 ist eine Verbindung zwischen an gegenüberliegenden Seiten am unteren Ende der Hülle 68 angebrachten Schlaufen 90 und den Zwischengliedern 86 für die Tragleinen 84 hergestellt. Eine untere Schneideinrichtung 92 ist entlang der Leine 88 angeordnet und wird mittels einer Abzug- oder Reißleine 94 betätigt.

Eine Schuß- oder Sprengeinrichtung 96 zum Ausbreiten der Fallschirmkappe ist in der Hülle 68 vorgesehen und weist herausschleuderbare tidftf&lstücke oder Geschosse 96 auf, welche mit dem Rand der Fallschirmkappe 66 verbunden sind. Eine derartige Schuß- oder Sprengeinrichtung zum Ausbreiten der Fallschirmkappe ist beispielsweise in den US-PS'en 3 2·1 O98, 3 291 423 und 3 447 769 der Anmelderin beschrieben; auf die in den vorerwähnten Patenten wiedergegebenen Einzelheiten der Schuß- oder Sprengeinrichtung wird hiermit Bezug genommen. Eine Reißleitung 10C zum Zünden bzw. Abschießen ist mit dem Abzugsteil 102 der Abschuß- oder Sprengeinrichtung D6 verbunden und ein lockerer Teil oder eine überschüssige Länge der Abzüge- oder Reißleine 100 ist in einem nahe bei

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der Abschußeinrichtung angeordneten Speicherbeutel 1O4 untergebracht. Wenn die Hülle 68 von der Fallschirmkappe 66 abgezogen wird, dann wird di« Reißleine der Abschußeinrichtung aus ihrer Vorratstasche in dem Speicherbeutel 104 herausgezogen und straff gespannt, um die Schuü-· oder Absprengeinrichtunc 96 zu münden, welche ihrerseits die Geschosse 98 radial nach außen schleudert, um die Fallschirmkappe 66 auszubreiten und aufzublähen. Schließlich 1st noch eine Schleppleine 106 von der Spitze der Fallschirmkappe 66 zu der in Fig. 6 dargestellten Einrichtung 30 vorgesehen, mittels welcher alles herausgezogen wird.

In Fig. 6 ist diese Einrichtung 30 dargestellt; sie weist einen als Zugeinrichtung wirkenden Raketenrootor 110 auf, D. h., die AustrittsdUsen 112 sind an dem Vorderteil der Rakete angebracht und ihre Achsen verlaufen schrÄg nach außen, um sicherzustellen, daß die Raketendüsan keine Verbrennungen an den Oberflächen der Reißleine und dem Fallschirm selbst hervorrufen.

Die Achse 1^4 jeder Raketendüse ist gegenüber der Mittellinie 116 um einem mit "x" bezeichneten spitzen Winkel versetzt. Der Schwerpunkt der Raketenmotonnasse, welche den Raketenmotor 110 selbst und alle von ihm getragenen Teile mitumfaßt, ist mit 118 bezeichnet. Etwas hinter dem Schwerpunkt 118 ist in eineni nit I- bezeichneten Abstand die Rakete an einer kardanischen Aufhängung 120 angebracht, deren Aufbau im einzelnen später noch beschrieben wird. Etwa zwischen der kardanischen Aufhangung 120 und dem Schwerpunkt ist der Behälterdeckel 122 vorgesehen, mittels welchem die öffnung an der Oberseite 36 des Behälterzylinders 34 verschlossen wird. Spannleinen 124 sind an der Kardanaufhängung 120 angebracht; von diesen Spannleinen wird ein Käfigring 126 getragen, der im allgemeinen in der Nahe des hinteren Endes des Raketenmotors 110 angeordnet ist, um dessen Winkelbewegung auf einen Winkel

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zu begrenzen, der gleich 0 . ist, wie in Fig. 6 angezeigt ist:. Die Spannleinen 124 sind an einer Stelle 128 miteinander verbunden, welche um einen Abstand I₂ gegenüber dem Schwerpunkt 116 versetzt ist; die Schleppleine 1OC Jet mit den Spannleinen an der Stelle 128, an der diese Leinen zusammengeführt sind, verbunden.

Eine schmale Welle 130 steht nach vorne über die" vordere Fläche 132 des Raketenmotors vor und verläuft parallel zu der Mittenachse 116 des Raketenmotors. Eine in ihrer Gesamtheit mit 134 bezeichnete Einrichtung mit Flügeln let an der Helle 13O angebracht. Wie am besten aus Fig. 4 zu ersehen ist,weist die Einrichtung 134 ein Paar flacher Flügelteile 136 und 138 auf, welche an der Welle 130 verschwenkbar oder umklappbar angebracht sind; sie können auch gegeneinander zusammengelegt werden. Im allgemeinen schließen die Flügel 136 und 138 einen Winkel zwischen 90 ° und 12O ° ein. Die Flügel sind in dieser im allgemeinen V-förmigen Stellung mit einem zwischen ihnen ausgebildeten Winkel mittels einer vorgespannten Torsionsfeder 140 gehalten, von welcher ein Teil in Fig. 4 dargestellt ist. Kenn irgendeine Luftstromkomponente senkrecht oder vertikal auf die Mittenachse 116 de«' Rakete und der Welle 130 wirkt, pflegen sich die Flügel 136 und 138 senkrecht zu einer derartigen Komponente auszurichten. Wenn jedoch die durch diese senkrecht bzw. vertikal wirkenden Luftstromkomponenten ausgeübten, aerodynamischen Kräfte einen gewissen, vorbastommten Wert überschreiten, bewegen sich die Flügelflächen 136 und 138 aufeinander zu, wodurch der Winkel zwischen ihnen kleiner wird und eine ausgeprägtere Pfeilstellung einnehmen. Bei sehr hohen Geschwindigkeiten nähern sich die Flügelflächen 136 und 138 so weit, daß sie parallel zueinander verlaufen und der Winkel zwischen ihnen annähernd null wird. Durch Wahl entsprechender Kennwerte für die Dreh- oder Torsionsfeder 140 ist die Größe der aero-

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dynamischen senkrecht bzw. vertikal auf die Einrichtung 134 mit den Flügeln 136 und 138 wirkenden Komponenten automatisch begrenzt, und ein derartiger Grenzwert kann Ιγλ wesentlichen konstant gehalten werden.

In den Fig. 7 und 8 sind Einzelheiten dtr Kardanaufhängung 120 dargestellt welche einen Innenring 142 und einen Außenring 144 aufweist. Ein Paar einander gegenüberliegender Bolzen 146 steht von dem Innenring 142 in Lager 143 in den; Außenring 144 vor; auf diese Weise kann sich der Innenring relativ zu dem Außenring uin eine Achse drehen. Ein Tragteil für die Spannleinen ist schwenkbarm jeder üeite des Außenrings 144 mittels Bolzen 150 angebracht, welche in Lagern 152 in dem Außenring 144 gelagert sind. Die fluchtenden Achsen der einander gegenüberliegenden Bolzen 150 sind um 90 ° gegenüber den fluchtenden Achsen der einander gegenüberliegenden Bolzen 146 versetzt, wie in Fig. 7 dargestellt ist. Die Halteeinrichtung für die Spannleinen weist ein Paar in Abstand voneinander angeordneter Plattenteilo 154 mit einer abgerundeten Auflagefläche 156 auf, welche an ihren unteren Enden zwischen ihnen verläuft, so daß die Spannleine 124 über die Auflagefläche 156 gezogen werden kann, wie in Fig. 8 dargestellt ist.

Schließlich verlaufen, wie in Fig. 9 dargestellt, die Spannleinen 124 um das Äußere de« Kiifigrings 126 herum und sind an diesem mittel» Schlaufen 158 befestigt, welche an den Stellen 16Ο mit den Sparmleinen sowohl Über al3 auch unter den Käfigring 126 zusaranengenäht sind.

Im folgenden wird nunmehr der Aufbau des in Fig. 3 dargestellten Gerätes beschrieben. Wie aus dieser rig. zu ersehen ist, liegt der behälterdeckel auf dem offenen, oberen ϊϊηάβ 36 des BehälterZylinders 34, wodurch dieser verschlossen ist. Der vordere oder Bugteil 112 der Rakete und der Flügelanordnung erstrecken sich über den Deckel 122 hinaus. Ein Paar Ansätze

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ist an gegenüberliegenden Seiten des Raketenvorderteils oder des Bugteils 112 angebracht, wie in den Figuren 3 und dargestellt ist; Schrauben oder Schraubbolzen 164 sind in die Ansätze 162 geschraubt. Durch Festziehen der Schrauben oder Schraubbolzen 164 wiid der Deckel 162 gegen den £>ehälterzylinder 34 gepreßt/ welcher seinerseits gegen die Grundplatte 38 gedrückt wird. Obwohl es nicht dargestellt ist, verlaufen selbstverständlich die Zwischenglieder 36 für die Tragleinen durch die Abdichtung zwischen dem ßehälterzylinder 34 und dessen Deckel 122, so daß die Tragleinen mit dem an der Person M angebrachten Geschirr verbunden sind. Wenn die Schraubbolzen 164 entsprechend festgezogen sind, ist die gesamte Behälteranordnung 26 hermetisch abgedichtet und luftdicht gehalten, so daß eine Beschädigung oder Verschmutzung der in dem Zylinder untergebrachten Teile vermieden ist.

Ein durch das obere Ende des Abschußrohres 50 vorstehender Abscherbolzen 54 ist zumindest teilweilse in den Körper des Raketeniaotors 110 hineingeschraubt, um auf diese Weise den Raketenmotor in einer bestimmten Lage in dem Abschußrohr zu halten. Wenn dem Abschikßrohr über den Steuerschlauch 48 komprimiertes Gas zugeführt wird, wes der Fall ist, wenn eine Rettung eingeleitet wird, dann wird der Antriebskolben 56 nach oben gegen das rückwärtige oder ünterende des Raketenmotors 110 gedrückt, und wenn eine ausreichende Kraft aufgebracht wird, wird der Bolzen 54 abgeschert. Ferner wird aufgrund der nach oben gerichteten Kraft des Antriebskolbens

abgeschossen
33 der Raketenmotor 110/und kommt, wie später noch beschrieben wird, von dem oberen Ende oder dem Deckel 122 und damit von dem behälter 34 frei. In ähnlicher "Weise kommt der Behälter von der Grundplatte 60 frei, obwohl eine vollständige Trennung durch die Eegrenzungsbänäer 40 verhindert ist. Da jedoch der

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Behälterzylinder an dieser Stelle frei iat und sich seitlich bezüglich des Abschußrohre3 50 bewegen kann, kann sich die Ausbreitelnrichtung 96 ohne weiteres nach oben am-deei oberen Rand aes nunmehr leeren Abschußrohres vorbei und durch die wffnung 36 a.r, oberen Ende des Behälters bewegen.

wunr.iehr wird äei Ablauf der einzelnen Vorgänge anhand der Fig. 11-15 beschrieben.

In Fig. 11 sitzt die dargestellte Person M in dem Cockpit auf ihrem Sitz 24, wobei der Behälteraufbau 26 als Kopfstütze verwendet ist. Wenn nun das Luftfahrzeug 20 irgendwie betriebs- oder itianövrierunfäh.ig wjrl, so daß die Person M aus dem Cockpit 22 gerettet werden muß/ so wird eine derartige Rettungsoperation im allgemeinen uurch Ziehen eines an dem üitz 24 angeordneten üetätigungsgriffes oder -hebeis eingeleitet. Iiu allgemeinen wird aann bei Betätigung eines darartigen Griffes oder hebeis eine Einrichtung ausgelöst, v/elcho aas Kabinfendach bzw. die FÜhrersitzverkleidung öffnen, zarbrechen oder auf andere Weise entfernen würde, beispielsweise mit Hilfe einer ballistischen Einrichtung, und welche, erforderlichenfalls die Motorblätter des Luftfahrzeuges abtrennen oder entfernen würde, was beispielsweise mittels einer Sprengeinrichtung durchgeführt werden könnt«. Jcs würde dann Gas durch den Steuerschlauch 48 strömen, um den Kolben 56 mit einer Kraft nach oben zu treiben, welche zurw Abscheren des Lolzens 54 ausreicht. Sobald der Bolzen 54 abgeschert ist, wird der Raketenmotor 110 von seiner halterung in dem Aaschußrohr 50 getrennt und setzt sich nach oben in Bewegung, wobei er durcn den Innenring 142 der Kardanaufhängung 120 gleitet. Sobald der Uaketenmotor 110 sich um eine ausreichende strecke nacn oben bewegt hat, kcraiut ein an in<x ausgebildetes Scnulterteil 170, in welches der Abscheruolzen 54 geschraubt war, in Anlage *uit der Unterseite der Kardanaufhängung 120 und hebt dann die Kardanaufhängung nach oben an, wodurch die Spannleinen 124 gespannt

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werden. Genauso liegt die obere Fläche der Kardanaufhängung an der Unterseite dee behälterdeckel 122 an und hebt diesen ' von dem Behälter 3t ab, wodurch das obere Ende des Behälters geöffnet wird, so daß die gesamte Faltschirmeinrichtung 28 durcn die auf die Schleppleine 106 ausgeübte Zugkraft aus dem Behälter herausgezogen wird. Oer Antriebskolben 56 bewegt sich nach oben, bis sein oberes Ende an der Innenschulter 52 de3 Abschußrohres 50 anliegt, welche eine weitere Aufwärtsbewegung begrenzt. Aufgrund der kinetischen Energie der abgeschossenen Rakete bewegt diese sich von dem Abschußrohr weg, wodurch die zu der Schneideinrichtung 92 führende Abzüge- oder Reißleine 94 straff gespannt wind. Eine zusätzliche Leine 172 ist, wie in Fig. 1 dargestellt, mit der Abzugs- oder Reißleine 54 verbunden, um einen Abzugsbolzen 174 herauszuziehen, welcher den Raketenzündmechanismus hält, der unten an des Raketenmotor angeordnet ist. Sobald der Abzugsbolzen 174 herausgezogen ist, wird der Raketenmotor gezündet, wie in Fig. 12 dargestellt ist. Nach dem Zünden der Rakete wird der Raketenmotor nach oben gestoßen, und hebt dann die hülle 68 mit dem in ihr untergebrachten Fallschirm an und zieht sie aus dem Behälter, bis die Zugkraft der Rakete schließlich auf die Person M übertragen wird, um diese aus dem Luftfanrzeug herauszuheben. Die Kraftübertragung von der Rakete an die Person findet in der Weise statt*, daß die Kraft von dem Raketenmotor 110 an die Kardanaufhängung 120, von dieser über den Käfigring 126 und die Spannleinen 124 an die Schleppleine 126 und damit an die Spitze der hülle 68, von dort über die Wandungen der Hülle an die unteren VerbindungsMnen 88 und damit an die Schneideinrichtungen 92, von den unteren Verbindungsleinen 88 über die Zwischenglieder 86 an die Spannleinen 84 übertragen «ird, welche mit dem Fallschirmgeschirr verbunuen sind, welches die Person M trägt.

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In Fig. 13 ist der vorbeschriebene Zustand dargestellt, unmittelbar bevor mit der Entfaltung begonnen wird. Wenn die Abzugs- oder Reißleine 94 straff gezogen wird, werden dadurch die Schneideinrichtungen 92 betätigt, und die Verbindungsleitungen 88 am unteren Teil der Hülle abgetrennt, üer Weg der Tragleitungen 84 verlauft daher über die Zwischenglieder 86 unmittelbar zu den Fallschirmkappen-Ha1teleitungen. Zu diesem Zeitpunkt ist dann die auf die Person .M wirkende Beschleunigung aufgrund des Ueruasziehens beendigt und sie bewegt sich im folgenden entlang der verbleibenden Flugbahn.

In Fig. 14, in welcher der Beginn der Fall3chirmentfaltung dargestellt ist, ziehen die Tragleinen 84 über die Zwischenglieder 86 die halte leinen 78 an der Unterseite der ItÜlle heraus. Das Fallschirmdach 66 ist Mit der Hülle RdtteIs der oberen Verbindungsleitung 72 verbunden, welche mit Schneideinrichtungen 76 ausgestattet ist. Diese Verbindung wird jedoch nicht gestört, solange der Raketenmotor noch hrennt und Schub entwickelt, üie Brennzeit der Rakete ist so ausgelegt, daß Brennschluß ist, bevor alle Halteleitungen 78 aus der Hülle herausgezogen und entfaltet worden sind, üer letzte Teil der tialteleitungen wird aus der Hülle durch die kinetische Energie der sich in gleichem Maße weiterbewegenden Anordnung 30, der Eälschirmkappe 66 und der Hülle 68 herausgezogen. Wenn der letzte Teil der Halteleitungen herausgezogen ist, schneiden die Schneideeinrichtungen die obere Verbindungsleitung 72 durch, so daß dann die Verbindung zwischen der Hüllenspitze und der Fallschirmkappe durchtrennt ist.

In Fig. 15 ist die Fallschirmkappe 66 in dem Zustand dargestellt, in welchem sie sich außerhalb des unteren Endes der HUlIe entfaltet. Bevor die Fallschirmkappe vollständig aus der Hülle herausgezogen wird, wird die mit dem Hüllenende und der Abschuß-

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auslöseeinrichtung 102 verbundene Abzugs- oder Reißleine straff gezogen, wodurch die Abschußexnrichtung 96 gezündet wird und die Geschosse 98 nach außen abgefeuert werden. Während die Geschosse aufgrund ihrer kinetischen Energie die Fallschirmkappe weiter in radialer Richtung ausbreiten, wird der Rest der Hülle von der Fallschirmkappe weggezogen und kommt von ihr frei. Sie wird vollständig von der Fallschirmkappe getrennt und schleppt die frei dahintreibenÄe, das Herausziehen bewirkende Einrichtung 30 hinter sich her, welche sich von der Person M und dessen Fallschirm entfernt, Hierdurch wird dann der Fallschirm voll aufgebläht und die Person sinkt sicher geborgen zur Erde.

Mit dem insoweit beschriebenen System kann somit das erstrebte Ziel erreicht werden, daß die Person aus dem Cockpit herausgezogen wird, der Fallschirm mit Hilfe des Raketenmotors sicher entfaltet, die Fallschirmkappe mit Hilfe der Abschußeinrichtung ausgebreitet wird und der Fallschirm vorher über der Person in seine optimale Lage gebracht wird, damit er sich schnell füllt und die Person trägt, ohne daß ein Hin- und Herschwingen der Person relativ zu der Fallschirmkappe erforderlich ist. In dem Fall, in welchem die Rettung von einem anfangs schwebenden und dann in vertikaler Richtung frei fallenden Helikopter stattfindet, - der Helikopter sich also nicht umgedreht hat und die Person gerade nach oben aus dem fallenden Helikopter herausgezogen werden kann, wie es in den Fig. 12 bis 14 dargestellt ist, - ist mit der Einrichtung eine ganz sichere Rettung und Bergung durchgeführt worden, welche nur eine minimale Zeit und einen minimalen vertikalen Abstand erfordert, um den Zustand zu erreichen, in welchem der Fallschirmabsprung einwandfrei durchgeführt ist.

Nunmehr sollte jedoch dem Fall Aufmerksamkeit geschenkt werden, für welchen die Erfindung insbesondere geeignet und verwendbar ist, nämlich die Rettung aus einem anfangs schwebenden Luftfahrzeug, welches durch Betriebs- oder Manövrierunfähigkeit

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umgekehrt bzw. in eine verkehrte Fluglage gedreht worden ist. Aber selbst fms einer verkehrten Fluglage kann mittels der vorliegenden Erfindung eine Rettung durchgeführt und der Fallschirm aufgeblüht werden, so daß die Bergung unter den gleichen optimalen Bedingungen stattfinden kann, wie sie vorstehend in Verbindung mit einer Rettung aus einem aufrechten Luftfahrzeug beschrieben worden ist. Aus Fig. 6 ist zu ersehen, daß der Käfigring 126 die Rotationsfreiheit dee Raketenmotors JiO an seiner Auflage in der Kardanaufhängung 12O begrenzt. Insbesondere wird der Raketenrnotor an dem inneren karuanischen Ring 142 getragen, welcher seinerseits an dem äußeren kardanischen Hing 144 gehaltert ist. Wenn der Raketenmotor durch die auf die Flügelanordnung 134 wirkenden, aerodynamischen Kräfte gedreht wird, wird eine derartige Drehung auf die Kardanaufhängung 120 übertragen, wodurch 3ich der Innenring 142 relativ zu dem Außenring 144 dreht. Wenn bei einer solchen Rotation oder Drehung das hintere Ende des Raketenruotors 110 mit dem Inneren des Käfigringes 126 in Anlage kommt bzw. diasen berührt, d. h., wenn der Raketenmotor uß» einen Winkel, der gleich E^ ist, versetzt worden ist, dann ist eine weitere Drehung des Raketenmotors verhindert. Zu diesem Zeitpunkt ist eine weitere Drehung des Raketenmotors nur um den Punkt 128 möglich, in welchem die Spannleinen zusainmengefaat sind und welcher um einen Abstand 1- gegenüber dem Schwerpunkt 118 der Raketenmasse versetzt ist. Die Spannleinen 124, welche mit der Kardanaufhängung 120 und der Schleppleine 106 verbunden sind, und welche dazu dienen, den Käfigring 126 zu befestigen und zu tragen, können aus nachgiebigem, elastischem Stahlkabel oder aus irgendeinem anderen geeigneten synthetischen Fasermaterial hergestellt sein. Da die Schleppleine 106 straff gezogen wird, werden die Spannleinen 124 in der in Fig. 6 dargestellten Form fest bzw. stabil und üben die gewünschte, die Bewegung begrenzende Wirkung auf die Rotation des Raketenmotors mit Hilfe des KSfigringes 126 aus.

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Anhand der Fig. 16 bis 18 werden nunmehr die physikalischen Verhältnisse an dem Gerät erl'iutert. Eine Raketenschubkraft T erzeucfc bzw. ruft eine Gegenkraft F hervor, welche von der Trägheit der geschleppten Ma3se »_t staiprat. Aerodynamische KrMfte, welche senkrecht auf die Flügeleinrichtung 134 an den vorderen Ende des Raketenmotors wirken, rufen einen Auftrieb hervor, welcher mit L bezeichnet ist. Der Abstand zwischen der Stelle, an welcher der Auftrieb angreift, und dem Schwerpunkt eier Raketenniotorma3se 118 ist mit f und der Abstand von deia Schwerpunkt 118 zu der Rotationsachse der Kardanaufhängung, dia durch die Bolzen 146 festgelegt ist, ist mit e bezeichnet.

Die Rakete ist in Fig. 16 unter einem Winkel ß gegenüber der Vertikalen dargestellt. Mit dem Schwerpunkt 11ß als Bezugspunkt ergibt sich ein Momentengleichgewicht* wenn Lf ■ F e sin B, oder für kleine Winkel Lf « F e £ wird. In dein speziellen Fall, in welchem die Rakete gradlinig in den Fahrtwind fliegt, wird der Winkel ß der Anstellwinkel α, und es wird Lf ■ F β α. Aus der Aerodynamik iat bekannt, daß der Auftrieb eine Funktion der Flügelfläche A, der Auftriebs2öhl C, und des aerodynamischen Druck q ist; es gilt dann: L « ~— α Α <$·

dC
In dem speziellen Fall wird dann —t— α A q =* F e α, oder -Aq-Fe. In dieser Gleichung ist der Ausdruck auf der linken Seite der Ausdruck für das EntstabilisierungsBiOinent, welches versucht, die Rakete um einen zunehmenden Winkel α zu versetzen bzw. falsch zu leiten. Der Ausdruck auf der rechten Seite ist der Ausdruck für die Rückstellung und Stabilisierung, welche die Richtwirkung der >*.assenkräfte anzeigt. Wenn der Ausdruck auf der linken Seite größer ist als der auf der rechten, bricht die Rakete zur Seits aus und zieht die geschleppte Hasse auf eine gekrümmte bahn. Σε umgekehrten Fall folgt die Rakete einer geraden bahn. Eine Anzahl technischer Parameter kann so gewühlt werden, daß die das Herausziehen bewirkende Einrichtung unter einew bestiRunten Wert von q und infolgedessen unter einer bestimmten Geschwindigkeit

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stabil bleibt, mit welcher die Rakete in die Luft fliegt, welche aber instabil Ober diesem Quellenwert wird . Wenn dies auf den Fall eines schwebenden Helikopters angewendet wird, der in einer Notlage seine Leistung und Stabilität verliert, dann unterscheidet die Rettungseinrichtung, welche durch die vorbeschriebene Einrichtung zum Herausziehen betrieben wiöd, automatisch zwischen einer umgekehrten oder normalen, aufrechten Fluglage des Helikopters. Während der Rettung aus einem Helikopter, welcher sich in der richtigen oder aufrechten Fluglage befindet, fühlen die Flügel eine kleine oder sogar negative Geschwindigkeit, welche die Differenz zwischen der Geschwindigkeit infolge des Herausziehens und der Sinkgeschwindigkeit ist, und die Flugbahn während der Rettung ist eine gerade Bahn, wobei sich der Fallschirm vor und über der Person befindet, wie oben beschrieben ist. Wenn sich jedoch der Helikopter zu Beginn der Rettungsaktion in umgekehrter Fluglage befindet, addieren sich die Geschwindigkeiten, wodurch dann die Flugbahn während der Rettung gekrümmt ist. Durch entsprechende Wahl der technischen Parameter e, f, A, und T, der Raketenbrennzeit, der Schleppleinenlänge usw. kann die Flugbahn hinreichend gekrBrar.t werden, so daß die Person beim Herausziehen dem Hubschrauber ausweicht und ihr Fallschirm über ihr angeordnet ist, um dadurch auch für diesen Fall optimale Bergungsbedingungen zu schaffen.

In dem allgemeinen Fall, in welchem der Winkel Ω nicht identisch mit dem Winkel α ist, wird die Einrichtung für das Herausziehen durch die Gleichung Lf » F e sin ß gesteuert. Die Rakete richtet sich selbst unter dem Winkel ß auf, welcher dem Moiientengleichgewicht genügt. Die um den Winkel B gegenüber der Richtung der Schleppleine abweichende bzw. falsch ausgerichtete Rakete wird seitlich unter dem Einfluß der Schubkomponente T sin ß mit einer zunehmenden Ablenkgeschwindigkeit V„ senkrecht zu der Schleppleine beschleunigt. Wenn jedoch die

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Geschwindigkeit V erreicht ist, niir<mt der Auftrieb an den Steuerflügeln ab. Das verbleibende Maesenmoment verringert den Neigungswinkel b, bis die Einrichtung zum herausziehen einen Gleichgewichtsvert der sog. "Ablenkgeschwindigkeit" erreicht. Die Größen L und F sind Funktionen dieser Ablenkgeschwindigkeit V,., und die Größe L ergibt sich aus cien aerodynamischen Verhältnissen, während die Größe F aus

V ^
der Fliehkraft Jk resultiert, wenn sich die Einrichtung

R¹
zum Herausziehen in einem Abstand R¹ um den gemeinsamen Ilassenmittelpunkt sowohl ihrer eigenen Masse als auch der geschleppten Masse dreht, wie in den Fig. 17 und 18 dargestellt ist.

In Fiq. 19 sind die Flugbahnen des Raketenmotors und der geschleppten Masse während einer Rettung aus einem Helikopter dargestellt, v/elcher sich in umgekehrter Fluglage befindet. In diesem Beispiel besteht die geschleppte Masse aus einer Person, welche aus einem unigekehrten, anfangs schwebenden Hubschrauber bei einer Sinkgeschwindigkeit von 19,2 m/sec (64 feet/sec) zum Zeitpunkt der Rettung herauszuziehen ist. Die anfängliche Zugrichtung wurde in dem Beispiel so gewählt, daß sie 15 ° (o ^ B) ist.

Die speziellen Werte für die auswählbaren technischen Werte, wie beispielsweise e, f, ß„_axf den Schub, die Schubdauer, die Flügelfläche, und das Raketenträgheitsmoment waren in diesem Beispiel folgende: e ■ 0,61 cm (0,24"); f « 45 cm (18"); ß_mav - 12 °; T « 437 kg (963 lbs.); t_w - 0,4 see;

max u

A * O,O37 m (0,4 sq. ft.); und I_R « 0,O04 mkg/sec (0,03 ft. lbs./sec²).

Die Vector-Diagrairane, welche die Luftströmunasbedingungen für die Flüqeleinrichtung in verschiedenen, speziellen Lagen anzeigen, enthalten die Werte für die Gleichgewichts-Ablenk-

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geschwindigkeit V^, rait welcher zu irgendeinem Zeitpunkt das System gesteuert wird, obwohl die Ausrichtung im Raum relativ zu dem Schwerkraftvector, der zunehmenden Geschwindigkeit der geschleppten Last und dem vertikalen freien Fall sich ständig weiter ändert.

Bei der Erfindung ist auch der Einfluß des Wertes ^e ausgenutzt/ welcher dem Abstand zwischen dem Mittelpunkt der kardanischen Aufhängung und dem Raketenmotorschwerpunkt entspricht. Je größer der Wert e ist, uio so größer ist die Stabilisierung. Da jedoch die Flüge!parameter auch die Größe der "Ablenkgeschwindigkeit V_n steuern, würde die Einrichtung zum Herausziehen auch funktionieren, wenn der Wert e so gewählt ist, daß er negativ wird; dies würde bedeuten, daß der Raketenmotorschwerpunkt unter dem Mittelpunkt der kardanischen Aufhängung liegt. Die Einrichtung zum Herausziehen würde dann bei jeder Geschwindigkeit unstabil, jedoch kann die Ablenkgeschwindigkeit V„ innerhalb der brauchbaren Grenzen mittels der Flügelfläche und dem Abstand von dem Schwerpunkt gesteuert werden. Die Änderung des Winkels ß würde jedoch plötzlich erfolgen, während der Winkel α über einen Wert von null hinausging, was ein überschwingen und Schwankungen bei der Geschwindigkeit V„ zur Folge hätte.

Schließlich ist in Fig. 20 noch die Flugbahn während der Rettung dargestellt, wie sie durchgeführt würde, wenn das Luftfahrzeug oder der Helikopter unter normalen Flugbedingungen betrieben wird, d. h. nicht schwebt, sondern mit einer Vorwärtsgeschwindigkeit von etwa 370 km/n (200 Knoten) fliegt. Im Hinblick auf die Tatsache, daß die Flügeleinrichtung 134 unter aerodynamischen Bedingungen zusammenlegbar ist, da die Flügel 136 und 138 entgegen der Wirkung der Drehfeder 140 gegeneinander gelegt werden können, sind die

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auf die Rakete wirkenden, aerodynamischen Kräfte im Unterschied zu dem Fall, wenn die Flügelteile festgestellt sind ■ und der V-fÜrmige Winkel zwischen ihnen nicht verkleinert

notwendigerweise begrenzt,
werden könnte /Wegen des Begrenzungseffektes, welcher sich durch das Zusammenlegen der Flügelteile ergibt, drehen die aerodynamischen Kräfte die Rakete nicht übermäßig stark und die Flugbahn während der Rettung ist nicht übertrieben stark nach hinten gebogen, sondern hat stattdessen eine Ausrichtung und einen Verlauf, wie in Fig. 20 dargestellt ist.

Es können jedoch andere Anordnungen und Einrichtungen vorgesehen sein, wenn das Gerät bei sehr hohen Fluggeschwindigkeiten verwendet werden soll. Eine Möglichkeit würde darin bestehen, einfach den Schwerpunkt 118 der Raketenmotormasse anzuheben bzw. höher zu legen, was die Wirkung haben würde, daß der aerodynamische Druckmittelpunkt niedriger liegen würde, wodurch wiederum die dem Wind ausgesetzte Fläche des Raketenmotors, der nach unten von der Kardanlagerungsanordnung vorsteht, größer wird. Dieses Medriger-Legen des Druckmittelpunktes, was vorkommen würde, wenn dio Flügel bei hohen Fluggeschwindigkeiten aufeinanderzu zusammengelegt würden, stellt sicher, daß die Einrichtung zum Herausziehen automatisch in den Wind fliegen würde, wenn die Rettung über einer vorbestimmten, ausgewählten oberen Geschwindigkeitsgrenze durchgeführt wird. Eine weitere Möglichkeit ware beispielsweise, an dem inneren kardanischen Ring 142 zusätzlich eine leicht gebaute Buchse mit einer Länge anzubringen, die etwas über den rückwärtigen Teil des Raketenmotors hinaus vorsteht, d. h., der Teil steht nach unten über die Kardanaufhängung in Richtung auf den Käfigring vor. Aufgrund der Länge dieser leicht gebauten Hülle würde. 3ich eine zusätzliche, aerodynamische Fläche ergeben, die einer quer verlaufenden Strömungs-

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geschwindigkeitskomponente ausgesetzt ist. Der aerodynamische Luftwiderstand an der Buchse würde proportional dem Quadrat der quer verlaufenden Strömungsgeschwindigkeitskomponente sein, während der Luftwiderstand an der zusammenlegbaren Flügeleinrichtung 134 im wesentlichen konstant bleiben würde. Auf diese Feise ist verhindert_f daß bei hohen Fluggeschwindigkeiten (die Flugbahn) der Einrichtung zum Herausziehen nach unten gebogen würde, daß aber bei einer Geschwindigkeit null während der Rettung, wenn das Luftfahrzeug also schwebt, die Flügeleinrichtung durchaus noch ihre geforderte Funktion erfüllen könnte.

Bei einer weiteren Einrichtung zum Anpassen und Abwandeln der durch die aerodynamischen Verhältnisse hervorgerufenen Abweichungen könnte mittels einer zeitlich qesteuerten Blokkiereinrichtung für die kardanische Aufhängung 120 geschaffen sein. Mit einer derartigen Einrichtung würde in dem Anfangsteil der Flugbahn der Raketenmotor daran gehindert, sich um die kardanische Aufhängung zu drehen und würde sich daher in dem Käfig, der durch den Käfigring und die Spannleinen gebildet ist, schräg stellen. Nach einer vorbestimmten Zeit könnte dann die Blockierung an der Kardanaufhängung entfernt werden, und die Einrichtung zum Herausziehen könnte dann in eine abweichende Flugbahn eingeführt werden. Auf diese Weise könnte dann die Person seitwärts auf einer geraden Flugbahn herausgezogen werden, bis sie aus der Reichweit)· der Rotorblätter ist, worauf die Blockierung der Kardanaufhängung gelöst werden könnte und die Flugbahn sich dann für die beste Bergungsposition nach unten krümmen könnte. Andererseits könnte statt einer tatsächlichen Blockierung der Kardanaufhängung selbst der Raketenmotor 110 auch einfach an dem Käfigring 126 mittels einer Leine angebunden werden, welche dann nach einer vorbestimraten Zeit mittels einer _zeiteinrichtung

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mit einem eingebauten Verzögerungszünder durchgeschnitten würde. Eine weitere Möglichkeit für eine derartige Abwandlung würde darin bestehen, das Abnehmen eier Stabilisierung·- mftssenkxäfte zu benutzen, wenn die unteren Schnei.deinrichtungen 92 die belastungsbahn bzw. -leine zwischen dem Raketenmotor und der Pereon durchschneiden.

Patentansprüche

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Claims

Patentansprüche

1. Rettung«*- und Bergungssystem, insbesondere zur Bergung eines Insassen aus einem Manövrierunfähigen Luftfahrzeug, welches in niedrigen Höhen schweben kann, wobei das System eine an dem Insassen angebrachte Fallschirmeinrichtung und eine Raketeneinrichtung aufweist, um die Fallschirmeinrichtung zusammen mit dem Insassen aus dem Luftfahrzeug herauszuziehen, gekennzeichnet durch eine am vorderen Ende der Raketeneinrichtung (110) angebrachte, einen Auftrieb erzeugende Einrichtung (134) mit mindestens einem Flügel (136 oder 138), auf welchen der Luftstrom auftrifft, wenn die Raketeneinrichtung (110) durch diesen Luftstrom fliegt; durch eine Kardanaufhängung (120) für die Raketeneinrichtung (110), so daß letztere sich relativ zu der Kardanaufhängung (120) drehen kann; und durch eine zwischen der Kardanaufhängung (120) und der Fallschirmeinrichtung (26) angebrachte Kopplungseinrichtung (106, 124, 126), mit einer Einrichtung (126), welche die Drehung der Raketeneinrichtung (110) relativ zu der Kardanaufhängung (120) begrenzt.

2. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Raketeneinrichtung (110) eine längs verlaufende Mittenachse und die Kardanaufhängung (120) eine zu der Mittenachse der Raketeneinrichtung senkrecht verlaufende Drehachse aufweist.

3. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die die Drehbewegung begrenzende Einrichtung einen Ring (126) aufweist, dessen Innendurchmesser größer

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ist als der Durchmesser der Raketeneinrichtung (110), und daß der Ring (126) zwischen der Kardanaufhängung (120) und den hinteren Ende der Raketeneinrichtung (110) angeordnet ist/ so daß die Raketeneinrichtung (110), nachdem sie sich in der Kardanaufhängung (120) ein vorbestimmtes StUck gedreht hat, gegen den Ring 126) stößt, wodurch eine weitere Drehung gestoppt witid.

4. Einrichtung sur Rettung und Bergung eines Insassen aus ein manövrierunfähigen Luftfahrzeug, welches in niedrigen Höhen schweben kann, insbesondere nach Anspruch 1, gekenn-* zeichnet durch eine in dem Luftfahrzeug (20) ange brachten Behälter (34), einer anfange in dem Behälter (34) verstaute - Fallschiraanordnung (2 $ j durch eine anfange in de» Behälter untergebrachte Einrichtung (110,120), Mit welcher nach ihrer Auslösung die Fallschirmanordnung (26) aus den Behälter (34) und anschließend der Inaasse (M) aus dem Luftfahrzeug (20) herausgezogen wird, wobei diese Einrichtung eine Rakete (110), eine Kardanaufhängung (120) für die Rakete (110) und eine die Kardanaufhängung (120) mit der Fallschirmanordnung (2 8) verbindende Kopplungseinrichtung (106, 124, 126) aufweist; durch eine mit dem Behälter (34) verbundene Abschußeinrichtung (50) zum Abschießen der Einrichtung aus dem Behälter (34) zusammen mit der Raketeneinrichtung (110) in ungezUndetem Zustand; und durch ehe Einrichtung (94) zum Zünden der Raketeneinrichtung (110), nachdem sie abgeschossen worden 1st, wobei dann die Raketeneinrichtung (110) eine positiv wirkende Zugkraft Ober die Kopplungseinrichtung (106, 124, 126) auf die Fallschirmanordnung (26) ausübt, um diese Anordnung (26) aus dem Behälter (34) herauszuziehen, wobei die Fallschirmanordnung (24) an

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den Insassen CM) angebracht 1st, ·ο dad der Insasse mittels der Zugkraft der gesundeten Raketeneinrichtung (110) aus den Luftfahrzeug (20) herausgesogen wlrtd, wobei an der Raketeneinrichtung (110) aerodynamische Einrichtungen (134) angebracht sind, welche auf die auf sie wirkenden aerodynamischen Kräfte ansprechen,so daß die Raketeneinrichtung (110) um die Kardanaufhängung (120) gedreht wird und In der Luftströmung In Abwärtsrichtung fliegt, und wobei durch die Drehung der Raketeneinrichtung (11O) in der Kardanaufhängung (120) mittels der Kopplungseinrichtung (106, 124, 126) die Fallachlrmanordnung aus Ihrer aifanglichen Flugbahn herausgezogen wird, um in Abwärtsrichtung «u fliegen, wodurch dann die Fallschirm·* kappe (66) sur Bergung des Insassen (M) aufgeblüht wird.

5. Einrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet t daß der Behälter (34) vor der Betätigung der AbßChuOeinrichtung ^luftdicht verschlossen 1st.

6. Einrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dafi die Fallschirmanordnung (28) eine Fallschirmkappe (66), eine kraftbetriebene Einrichtung (96) zum Ausbreiten des Fallschirms, an dem Insassen (M). angebrachte Tragleinen (94) und eine Hülle (68) zum Verstauen aufweist, in welcher der Fallschirm (66) die Einrichtung (96) und die Tragleinen (84) anfangs verstaut sind.

7. Einrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet , daß die Abachußeinrlchtung ein in dem Behülter (34) untergebrachtes Abschußrohr (50) und eine mit dem Abschußrohr (50) verbundene Leitungsanordnung (46, 48) aufweist, über welche ein unter Druck stehendes Fluid zugeführt wird.

8. Einrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daP die Raketeneinrichtung (110) anfangs in dem Abschußrohr (50) angeordnet und mit diesem durch einen Abscher-

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bolzen (54) verbunden ist, welcher beim Betätigen der Abschußeinrichtung abgeschert wird.

9* Einrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die aerodynamisch unstabile Einrichtung eine am vorderen Ende der Raketeneinrichtung (110) angebrachte Flügelanordnung (134) aufweist.

10. Einrichtung nach Anspruch 1 oder 4, dadurch g e k e η η -

. zeichnet, daß die den Auftrieb erzeugende Einrichtung (134) ein Paar Flügel 1126, 138) aufweist, welche unter einem V-förmigen Winkel zueinander angeordnet sind, und daß die Flügel (136, 138) in einer Spitze konvergieren, «eiche mit der längs verlaufenden Mittenachse der Raketeneinrichtung (110) fluchtet oder parallel dazu liegt.

11. Einrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Flügel (136, 138) aufgrund von Kräften bei höheren Geschwindigkeiten aufeinanderzu verschwenkbar sind, und daß eine Federeinrichtung (140) vorgesehen ist, um die Flügel (136, 138) normalerweise unter Vorspannung unter einem bestimmten Winkel auseinanderzuhalten.

12. Einrichtung nach Anspruch 1 oder 4, dadurch gekennzeichnet , dal? die Kopplungseinrichtung eine Anzahl Leitungen (134) aufweist, welche verdrehbar mit der Kardanaufhängung (120) verbunden sind und rückwärts hiervon an einer hinter der Raketeneinrichtung (110) liegenden Stelle (128) miteinander verknüpft sind, und daß sie ferner eine Schleppleine (106) aufweist, die zwiscnen dem Verknüpfungspunkt (128) und der Fallschlrmanordnung (26) angebracht ist.

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13. Einrichtung nach Anspruch Xt, dadurch gekennzeichnet , daß die die Bewegung begrenzende Einrichtung ein Ring (126) ist, welcher durch ein Leinenpaar (124) an einer Stelle zwischen der Kardanaufhängung (120) und dem Verknüpfungspunkt (128) gehalten ist, wobei die Stelle so gewählt ist, daß wenn sich die Raketeneinrichtung (110) um die Kardanaufhängung (120) dreht, der hintere Teil der Raketeneinrichtung den Ring (126) berührt, nachdem sich die Raleteneinrichtung (110) um einen vorbestimmten Wert gedreht hat.

14. Einrichtung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet , daß die Kardanaufhängung (120) einen am Mittelteil der Raketeneinrichtung (110) anliegenden, kardanisohen Innenring (142) und einen kardanischen Außenring (144) aufweist, der an dem kardanischen Innenring (142) verschwenkbar durch ein Paar Drehbolzen (146) angebracht ist, welche in einer Drehachse zueinander fluchten und senkrecht zu der längs verlaufenden Mittenachse der Raketeneinrichtung (110) angeordnet sind.

15. Einrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß oäas Leinenpaar (124) verdrehbar an dem kardanischen Außenring (146) durch Halterungen (154, 156) angebracht ist, welche mittels einem Drehbolzenpaar (150) gehalten sind, welches bezüglich einer Drehachse ausgerichtet ist, welche sowohl zu der Drehachse der kardanischen Innen- und Außenringe (142, 144) und zu der längs verlaufenden Mittenachse der Raketeneinrichtung (110) senkrecht ist.

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