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Rettungs-, Notfall- und Sicherheitseinrichtungen (Emergency Systems)
Es gab (wie auch heute noch) viele Vorschriften, Weisungen und Befehle zur damaligen Zeit, die die Flug- wie auch Bodenbetriebssicherheit beschrieb und festlegte. Der F-104G konnte man dieses auch schon rein äußerlich ansehen. So wie wir Warte, Techniker und Piloten uns mit Erinnerungen, Befähigungen und Auszeichnungen in vielerlei und auch verschiedenster Art in Form von so genannten “Patches”, also Abzeichen schmückten, so deuteten auch die unterschiedlichsten Hinweise auf dem Luftfahrzeug auf Einsätze oder Gegebenheiten hin. Daneben allerdings gab es auch sehr wichtige Bemalungen, die für den Notfall oder zur eigenen persönlichen Sicherheit und Unversehrtheit angebracht waren, sowie auf technische Notwendigkeiten hinwiesen und an Verfahrensweisen erinnerten. Nachfolgend sind einige wichtige Elemente aufgezeigt. Es wird wie immer kein Anspruch auf Vollzähligkeit meinerseits erhoben.
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Kabinendachabsprengung (Rescue Canopy Jettison)
Dieses System war zum Öffnen des Kabinendaches bei einem Unfall am Boden gedacht, wenn es sich durch entsprechende Umstände nicht in üblicher Weise öffnen ließ.
Der Zugang von außen erfolgte von der in Flugrichtung linken Lfz - Seite. Dies wurde auf der rechten Seite neben dem Öffnungshebel des Kabinendaches (Bild rechts) auch großflächig mitgeteilt.
Auf der linken Seite wird durch großflächige Hinweise auf dieses Notfallsystem und seine Anwendung hingewiesen.
Wenn man auf das rechte Bild (Rescue) klickt, zeigt das Folgebild, wie es unter der Klappe ausschaut.
Ein Griff mit einem langen Drahtseil daran befestigt kam zum Vorschein.
Man kann sich somit schon denken, wie der Vorgang auszuführen war. T - Griff entnehmen und sich mit dem Griff in der Hand vom Lfz entfernen. Das Dach wurde bei entsprechendem Zug abgesprengt und die seilbedingte Entfernung ( 6 Fuss, also 1,8 m) bei der Auslösung sorgte zugleich für die Sicherheit des Rettungspersonals. Die Benutzung des T-Griffes löste den gleichen Absprengkreis aus, der auch bei der internen Auslösung mittels ‘Canopy Jettison Handle’ in den Führerräumen gezündet wurde.
Dies bedeutete eine drei sekundenlange Verzögerung für die hintere Absprengung.
Die Auslösung von innen
Der oben bisher genannte Zugriff beschreibt die Notöffnung des Kabinendaches von außen, also z. B. wenn der Pilot nicht mehr bei Bewusstsein ist und der normale Öffnungsmechanismus versagt. Natürlich musste aber auch von innen die Möglichkeit bestehen, das Kabinendach mittels Notabwurf los zu werden und dies ohne den Rettungssitz benutzen zu müssen. Dies wurde mit einem auffälligem gelben Griff rechts am unteren Instrumentenbrett (siehe Bild) realisiert. Bei der TF-Version wurde durch die Anwendung des Griffes im vorderen Cockpit nur das vordere Dach abgeworfen, durch den hinteren Griff mit 3 Sekunden Verzögerung auch nur das hintere Kabinendach.
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Das Kabinendach und dessen Abwurfmechanismus erfuhr durch den Einbau des MB-Schleudersitzes anstelle des C-2 Sitzes der Fa. Lockheed keine erwähnenswerte Änderung. Im Folgeablauf erfolgt das Abwerfen des Kabinendaches vor dem Ausschuss des Sitzes. Im Falle des Versagens des Kabinendach- Abwurfmechanismus ist der Durchschuss durch das Kabinendach möglich.
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Bergung des Piloten nach einer Not- oder Bruchlandung
Wenn der Pilot infolge von Verletzungen oder Bewusstlosigkeit nicht mehr in der Lage ist, selbst das Flugzeug zu verlassen, hat das Bergungspersonal zur Rettung des Piloten unverzüglich folgende Maßnahmen zu ergreifen:
Zugang zum Führeraum
a.) Sofern das Kabinendach vor der Bruchlandung nicht abgeworfen wurde versuchen, das Kabinendach nach der im "Flight Manual" festgelegten Methode zu öffnen. Das heißt den in Flugrichtung links unterhalb des Cockpitrahmens angebrachten Notauslösegriff für die Kabinendach - Absprengung betätigen, in dem man ihn senkrecht zum Flugzeug ca. 1,50 m bis zum Anschlag herauszieht.
b.) Wenn dies nicht möglich ist, Plexiglas - Haube einschlagen.
Achtung!
Schläge so ausführen, dass der Schleudersitz nicht berührt wird, da der Auslösemechanismus des Sitzes durch die Bruchlandung gelockert worden sein kann. Beim Aufschlagen des Kabinendaches nicht in der Ausschußrichtung des Sitzes stehen.
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c.) Kabinendach so weit aufbrechen, bis der Auslösekeil der Schleudersitz - Kanone mit Sonderwerkzeug (z. B. Notsicherungsstift, siehe Bild oben) gesichert werden kann. Auslösekeil sichern.
Anmerkung: Für die Bergungsmannschaft ist es daher wichtig, eigene Sicherungsstifte bereitliegen zu haben.
d.) Kabinendach weiter aufbrechen, bis Steuerschirm - Kanone gesichert werden kann. Steuerschirm - Kanone sichern. Der Schleudersitz ist jetzt gesichert.
e.) Kabinendach so weit aufbrechen, dass der Pilot aus dem Sitz befreit werden kann.
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Die Geschichte zum Schleuder- bzw. Rettungssitz der F-104
( Die Umrüstung auf den Martin-Baker Rettungssitz )
 Der Starfighter war von Lockheed mit einem eigenem Schleudersitz ausgerüstet worden. Für die USAF war der Ausschuss des Sitzes Typ C-1 nach unten vorgesehen, um eine Kollision mit dem T-Leitwerk zu verhindern.
Beim Einsatz in niedriger Höhe, Start und Landung war das natürlich fatal. Deshalb wurden die 104's der Bundeswehr mit dem Lockheed C-2 Schleudersitz ausgerüstet, der für einen Ausschuss nach oben konzipiert war. Auch ein Ausschuss aus der Höhe Null war möglich, allerdings nur bei einer Mindestrollgeschwindigkeit von 223 km/h. Der Ausschuss wurde mit dem Ziehen des Handgriffes vorn am Sitz zwischen den Beinen ausgelöst. Daraufhin wurde zunächst das Kabinendach abgesprengt, die Anschnallgurte verriegelt, die Arme von einem sich seitlich spannendem Netz geschützt und die Beine mit Seilen von den Pedalen zum Sitz gezogen. Die hingen in so genannten Sporen, welche an den Fliegerstiefeln befestigt waren. Damit wurde verhindert, dass die Extremitäten mit dem Instrumentenbrett kollidierten. Etwa 0,3 bis 0,4 Sekunden nach der Auslösung wurde der Sitz erst von Kartuschen, dann von einer Rakete beschleunigt. Eine Sekunde nach der Sitzauslösung wurden sämtliche Gurte und Verbindungen zwischen Pilot und Sitz gelöst. Ein zwischen Pilot und Rückenwanne angebrachter Gurt wurde pyrotechnisch gespannt und unterstützte die Sitz / Mann-Trennung. Der Flugzeugführer trug einen fast standardmäßigen Rückenfallschirm BA 18(G) mit einem barometrisch kontrollierten Zeitwerk vom Typ Irvin Mk.10A(G) und eine manuell zu öffnende Notsauerstoffflasche für den Rettungsausschuß in großen Höhen. Er saß auf einem Notausrüstungsbehälter, in dem Sauerstoffregler, Einmannschlauchboot und Notausstattung verstaut waren. Der C-2 Sitz hatte keinen Steuerschirm zur Stabilisierung des Sitzes nach dem Ausschuss.
 Der weitere Ablauf des Rettungsvorganges hing von der Einstellung der Schirmauslösung ab. Es war eine 1/0-Folge möglich, welche bewirkte, dass der Fallschirm bei niedriger Geschwindigkeit in Bodennähe sofort nach Ausschuss und Sitz / Mann-Trennung aufgezogen wurde. Beim Überschreiten einer festgelegten Höhe musste der Pilot einen kleinen Karabinerhaken manuell ausklinken und damit das System auf 1/1-Folge einstellen. Das hatte zur Folge, dass sich die Sitz / Mann-Trennung um eine Sekunde verzögerte, danach wurde das Irvin-Zeitwerk aktiviert, das nach einer weiteren Sekunde den Fallschirm automatisch öffnete, um so sein vorzeitiges Öffnen bei zu hoher Geschwindigkeit zu vermeiden. Während das Anschnallgurtsystem des C2-Sitzes nach der Schleudersitzbetätigung mittels Gasdruck automatisch geöffnet wurde, hatten die mangelnde Stabilisierung des Sitzes, die fehlende positive Sitz / Mann-Trennung, wie die zur Vorbereitung des Ausschusses bei unterschiedlichen Fluggeschwindigkeiten notwendigen Handgriffe tödlich verlaufende Rettungsversuche zur Folge und das insbesondere bei niedriger Höhe.
Angesichts dieses Mankos wurde im Juni 1967 beschlossen, die gesamte Starfighterflotte der Bundeswehr schnellstmöglich auf den vollautomatischen Martin-Baker-Schleudersitz Mk. GQ7(A) umzurüsten.
Schon während der Aufbauphase der Luftwaffe hatte man die Entwicklung von senkrecht startenden und landenden Kampfflugzeugen geplant, um sie damit am Boden nahezu unverwundbar zu machen. Für diese Programme wie auch die SATS- und ZELL-Versuche brauchte man einen Schleudersitz mit einem 0/0 Leistungsvermögen, dass dem Piloten in jeder Phase des Starts, der Landung (0 Höhe / 0 Geschwindigkeit) als auch im Flug, einen erfolgreichen Rettungsausstieg ermöglichen sollte. Ein Gerät was diesen Anforderungen gerecht wurde war der raketenunterstützte Sitz Mk. GQ(7) der englischen Firma Martin-Baker, die sich unter ihrem Gründer Sir James Martin nach dem 2. Weltkrieg ausnahmslos der Entwicklung von Schleudersitzen verschrieben hatte und deren Produkte mit Stand 1998 mehr als 6500 Besatzungsmitglieder ihre erfolgreiche Rettung aus Luftnot verdankten.
Der Martin-Baker Mk. GQ7(A) entstand aus der Baureihe Mk. 5 mit Anbau einer Raketenpackung. Die TF-104G Doppelsitzer erhielten ebenfalls den neuen Sitz und zusätzlich 1978 ein Ausschußfolgesystem, um Kollisionen der beiden Sitze zu vermeiden. Der Bereich der Fluggeschwindigkeit, in dem ein Rettungsausstieg erfolgversprechend war, wurde von 0-1100 km/h angegeben. Dies wurde mit Schüssen aus dem Stand und für niedrige Vorwärtsgeschwindigkeiten vom Lastwagen aus und auf dem Martin-Baker Werksflugplatz Chalgrove nachgewiesen. Die Hochgeschwindigkeitsausstiege erfolgten mit einem raketengetriebenen Schlitten bei der Royal Air Force - Versuchsanstalt in Pending / Wales.  Zu den wichtigsten Neuerungen gegenüber den Vorgängermustern gehörte die Körperrückholung, die elektrische Sitzhöhenverstellung, die Verpackung der Fallschirmkappe in einem festen Behälter, sowie der Negativ-g-Gurt für die bessere Rückhaltung des Piloten beim Durchfliegen von Turbulenzen. Eine besondere Neuerung war die Körperrückholung ähnlich den heutigen Gurtstraffern im Auto. Dieses pyrotechnisch arbeitende Ausrüstungsteil sorgte für eine möglichst aufrechte Körperhaltung beim Ausschuss und wirkte so Verletzungen der Wirbelsäule entgegen.
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Mit TA-FL F-104, lfd. Nr. 645 wurde am 12.05.1969 die Umrüstung auf den Schleudersitz Martin-Baker Kk. GQ7(A) angeordnet. Die Herstellung und den Einbau des neuen Rettungssytems nahm man in bewährter Weise gemeinsam mit dem führenden deutschen Hersteller von Rettungs- und Sicherheitsgerät sowie Lizenznehmer von Martin-Baker, der Firma Autoflug in Rellingen bei Hamburg vor.  Die Umrüstung der Flugzeuge erfolgte bei Messerschmitt in Manching und beim Luftwaffenparkregiment in Erding. Die Umrüstung der einsitzigen F-104G dauerte rund ein Jahr mit zum Teil mehr als 100 Flugzeugen pro Monat. 1970 folgten die Starfighter der Luftwaffe auf der Luke Air Force Base der USAF in Arizona / USA. Schon kurze Zeit später musste das neue System seine Leistungsfähigkeit unter Beweis stellen und demonstrierte erfolgreich seine Zuverlässigkeit.
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Der Martin Baker Rettungs- und Schleudersitz
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Die erste Version sah einen Schleudersitz vor, der den Piloten nicht nach oben, sondern nach unten aus dem Flugzeug beförderte. Der Grund dafür war die Befürchtung, dass der Pilot beim Ausschuss mit dem T-Leitwerk kollidieren könnte. Dadurch war der Schleudersitz im Tiefflug nicht verwendbar, da der Pilot in den Boden geschossen worden wäre.
Die deutsche Luftwaffe verwendete zu Beginn Schleudersitze, die erst über einer bestimmten Fluggeschwindigkeit und Flughöhe sicher funktionierten. Wurde der Schleudersitz bei zu geringer Geschwindigkeit oder Flughöhe ausgelöst, trugen die Piloten sehr oft tödliche Verletzungen davon.
Erst spätere Versionen erhielten den Schleudersitz Martin-Baker Mk GQ7(A), ein Zero/Zero-Sitz, der bereits bei sehr geringen Geschwindigkeiten und sogar am Boden den Piloten unter einem vernünftigen Risiko retten konnte. Seit der Einführung des neuen Typs sank die Zahl der tödlichen Unfälle deutlich.
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Der MB-Sitz verfügte über die Fähigkeit zur Rettung der Besatzung aus einem breiten Band an Fluglagen, einschließlich der sogenannten "Zero/Zero"-Kapazität, also der Rettung aus einem auf dem Boden stehenden Flugzeug.
Nach Initiierung des Ausschusses durch Ziehen am Abzugsgriff startet eine vollautomatische Sequenz. Zunächst werden die Arme und Beine der Besatzungsmitglieder durch Gurte an die Sitze herangezogen, um Verletzungen durch den Winddruck bei hohen Fluggeschwindigkeiten zu verhindern. Fast zeitgleich wird das Kabinendach abgesprengt und die kompletten Schleudersitze werden aus dem Flugzeug katapultiert. Um nicht in der Luft zusammenzustoßen, erfolgt die Zündung der jeweiligen Raketensätze so, dass zunächst der hintere, dann nach kurzer Verzögerung der vordere Sitz das Flugzeug (TF-Version) verlässt. Im weiteren Verlauf wird in Abhängigkeit von der barometrischen Höhe ein Steuerschirm ausgestoßen, der den Sitz abbremst und in eine günstige Lage bringt, um eine optimale Öffnung des Hauptschirms und die Trennung des Sitzes vom Piloten (Sitz-Mann-Trennung) zu ermöglichen.
Am Sitz ist eine Notsauerstoffflasche angebracht, die bei großen Ausschusshöhen eine Atemluftversorgung sicherstellt. In einem Container, auf dem das Besatzungsmitglied zugleich sitzt und mit dem es durch einen schmalen Gurt verbunden ist, sind diverse Rettungsmittel verstaut, die nach der Landung auf dem Boden oder auf See benötigt werden (zum Beispiel Rettungsboot, Signalmittel usw.). In den Rettungswesten, die bei jedem Flug getragen werden, befinden sich unter anderem ein Notfunkgerät und bei speziellen Westen für Flüge über See ein integrierter, bei Wasserkontakt selbst aufblasender Schwimmkörper.
Nachfolgend werden die zu setzenden bzw. zu entfernenden Sicherungsstifte am Martin Baker Schleudersitz MK GQ 7(A) aufgeführt:
 Oberer Abzugsgriff
Auslösekeil der Schleudersitzkanone
Auslösekeil der Körperrückholung
Kabinendachabwurfinitiator an der
Schleudersitzkanone
Sicherungsbohrung an der
Steuerschirmkanone
Unterer Abzugsgriff bei hochgestellter
Sicherungsscheibe
Auslösekeil des Hand-Notauslösegriffes
Auslösekeil der Raketenpackung
Sicherungsstift für Initialzünder der
manuellen KabinendachAbsprenganlage
unten rechts vom Sitz eingesetzt.
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Kennzeichnung der Gefahrenbereiche und Sicherungen
Das untere Warnschild erklärt sich von selbst und war an den markanten Stellen am Lfz angebracht.
 Vor jeder Arbeit am Schleudersitz, im Führerraum oder am Kabinendach ist zu prüfen, ob alle Sicherungsstifte eingesetzt sind.
Wartungsarbeiten am Schleudersitz dürfen nur vom Fachpersonal ausgeführt werden.
Eine Missachtung dieser Sicherheitsvorschriften kann bei Auslösung einer der Treibsätze zu schweren bzw. tödlichen Verletzungen führen.
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 Am Boden, müssen stets alle Sicherungsstifte am Schleudersitz eingesetzt sein!
Die Sicherungsstifte selbst wurden in der Kabine seitlich links unten auf Höhe des Kniebereiches in eine Aufnahmevorrichtung gesteckt, wenn sie nicht verwendet bzw. gezogen waren. Wie oben links zu sehen hatten einige Stifte auch noch die bekannte ‘Remove-Fahne’ anhängend. Die Stifte selbst besaßen am Kopf eine runde rote Metallscheibe in Form und Größe eines Ein-Euro-Stückes.
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Technischer Funktionsablauf eines Ausschusses
- Ziehen des oberen oder unteren Abzugsgriffes.
- Auslösung der Schleudersitzkanone, Ablaufzeit 0,5
Sekunden.
- Zünden des Zündsatzes der Körperrueckholung.
- Zünden des Zündsatzes M27 primär.
- Körperrückholung durch Aufrollen und Blockieren der
Rollgurte, Dauer ca. 0,25 Sekunden.
- Zünden des Gasdruckzylinders M13.
- Drehen des Entriegelungsdrehrohres.
- Hochdrücken der Hebehaken.
- Entriegeln des Kabinendaches.
- Anheben des Kabinendaches.
- Zünden des Zündsatzes M27 für die
Gasdruckzylinder M11C.
- Zünden der Gasdruckzylinder M11C.
- Abwurf des Kabinendaches, Ablaufzeit ca.
0,4 Sekunden.
- Zünden der Schleudersitzkanone.
- Entriegelung des Schleudersitzes.
- Anheben des Sitzes in den Gleitschienen.
- Zünden des ersten Hilftreibsatzes nach 34,5 cm
Ausschussweg.
- Auslösung der Steuerschirmkanone, Ablaufzeit 0,75
Sekunden.
- Auslösung des Auslösezeitwerkes, Ablaufzeit nach
Freigabe Barostaten 2,25 Sekunden.
- Trennung des PEC-Flugzeugteils vom PEC-Sitzteil.
- Anziehen und Blockierung der Beinrückholgurte.
- Auslösung der Notsauerstoffflasche.
- Zünden des 2. Hilftreibsatzes nach 43 cm
Ausschussweg.
- Zünden der Raketenpackung.
- Herausschiessen der Steuerschirme.
- Stabilisierung und Abbremsung des Sitzes.
- Ablauf des Auslösezeitwerkes.
- Freigabe der Sitzgurtschlösser.
- Entriegelung und Öffnung des Scherenschäkels.
- Freigabe der Beinrückholgurtschlösser.
- Trennung des PEC-Pilotenteils vom PEC-Sitzteil.
- Trennung des Piloten vom Sitz.
- Ausziehen und Öffnung des Rettungsfallschirmes.
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Unter 5.000 m Höhe beträgt die Gesamtablaufzeit für einen Ausschuss ca 4 Sekunden.
Beim Ausschuss über 5.000 m Höhe sperrt der Barostat den Ablauf des Auslösezeitwerks bis der Sitz mit Pilot auf
5.000 m Höhe über NN durchgefallen ist. Während dieser Zeit wird der Sitz durch den großen Steuerschirm abgebremst und stabilisiert und der Pilot durch die Notsauerstoffanlage mit Luft versorgt.
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Steuerschirm - System des MB - Rettungssitzes:
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Der kleine Steuerschirm zieht durch den Luftwiderstand über die Steuerschirm - Verbindungsleine den großen Steuerschirm aus dem Steuerschirm - Behälter heraus und bringt ihn zur Entfaltung. Es ist die Aufgabe des großen Steuerschirmes, den Sitz mit dem Piloten weiter abzubremsen, so dass Beschädigungen der Fallschirmkappe oder Verletzungen des Piloten infolge eines zu starken Entfaltungsstosses vermieden werden.
Eine weitere Aufgabe des Steuerschirm - Systems ist es, den Sitz mit dem Piloten in eine für die Trennung günstige Lage zu bringen. Wenn die Lage im Augenblick der Trennung nicht ausgerichtet wäre, könnte der Sitz den Piloten verletzen oder den Rettungsfallschirm beschädigen. Bei ausgerichteter Trennungslage durch die Steuerschirme erfolgt eine positive Trennung, d. h. der Pilot wird nach Lösung der Steuerschirme vom Sitz durch den sich jetzt entfaltenden Rettungsschirm zunehmend abgebremst und aus dem Sitz herausgehoben, während der Sitz unabgebremst und beschleunigt wegfällt.
MBa war der erste Hersteller der Rettungssitze mit Zusatzraketenpacks ausstattete. Die Seitenleitwerke sind auch "heute" immer noch das Problem. Denn auch bei den heutigen Rettungssystemen ist immer, u. a. die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges für die Ausschußkurve verantwortlich! Je schneller , um so flacher. Bei “0-0”- Rettungssystemen, also Höhe 0 und Geschwindigkeit 0, senkrecht nach oben-nach vorne, mit Überschlag des Sitzes. Die Ausschusshöhe beim GQ7A AT, abhängig von der Besetzmasse, betrug ca. 70-80 m, die Ausschussgeschwindigkeit ca. 100 Km/h und dabei traten Beschleunigungsspitzen von bis zu 22g auf.
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 Das Fanghakensystem (Arresting Hook System)
Neben einer zentralen Stabilisierungsfinne im hinteren unteren Rumpfbereich rechts, leicht um 4,85 cm Abstand versetzt, war der Fanghaken angebracht, mit dem man die F-104G zur Not am Ende der Start- und Landebahn an einem quergespannten Fangseil der Hakenfanganlage zum Abbremsen und Stehen bringen konnte. Die versetzte Anbringung war deshalb so vollzogen und gewählt worden, um aerodynamische Aspekte und eventuelle Interferenzen zu der integrierten TACAN- Antenne der Finne zu berücksichtigen und zu verhindern. Der Haken war für Trägerlandungen allerdings nicht vorgesehen und auch zu schwach dimensioniert. Weiterhin war er dafür auch in falscher Position nämlich nicht zentral wie die Finne angebracht. Ein Vorspanndruck von ca. 740 psi drückte den Hakenschuh auf den Boden. Auf dem obigen Bild ist die Haken - Sicherung eingesetzt mit der üblichen anhängenden ‘Remove Before Flight’ Fahne.
Ausgelöst wurde der Fanghaken mit dem ‘Arresting Hook Switch’, der sich im Führerraum vorne am linken Kabinendachrahmen befand. Das links nebenstehende Bild zeigt diesen Schalter, der lediglich eingedrückt werden musste. Darunter befand sich das dazugehörige ‘Circuit Test Light’ bzw ‘Hook Down Indicator Light’.
Der ausgelöste Fanghaken konnte aus dem Cockpit heraus nicht wieder zurückgefahren werden. Es war somit immer Bodenpersonal notwendig, um den Fanghaken wieder in die gesicherte Stellung zu bringen. Zur Sicherung wurde ein U-förmiger Bügel mit Sicherungsfahne um die Stange des Hakens gelegt und in der Zelle eingerastet.
Der ‘Arresting Hook Release Switch’ bezog den notwendigen Strom zur Schaltung des ‘Solenoid-Elementes’ bei der F/RF-Version von der Batterie 1, bei der TF-Version war hierfür die Batterie 2 zuständig. Das ‘Hook Down Indicator Light’ leuchtete, wenn der Fanghaken in teilausgefahrene Stellung gebracht wurde. Das Licht bekam Strom von der Batterie 1.
Um den abgelassenen bzw. ausgelösten Fanghaken wieder in die normale Stellung zu befördern, war ein Bodengerät bzw. Hilfsmittel vorhanden; die so genannte Fanghaken - Einfahrvorrichtung.
Aus eigener Erfahrung weiß ich, dass der Kraftaufwand zum Hochdrücken des Hakens an die Zellenunterseite beträchtlich war. Dabei dann noch das oben auf der Skizze erwähnte Rücksetzverfahren durchzuführen, war ohne die Einfahrvorrichtung schwierig und mühselig.
Wie auf den Skizzen zu erkennen, war die Benutzung der Vorrichtung weiterhin auch eine sehr sichere Methode. Die Hebewirkung, durch Fußhebel und Handgriff nun ein Leichtes, konnte mühelos aufrecht erhalten werden und die Rücksetz-Prozedur ohne Schwierigkeiten und Zeitdruck erledigt werden. Da dem Fanghakenschuh zudem eine Sicherung umgelegt wurde, war ein Verrutschen bzw. Abspringen des Rohres aus der Vorrichtung verhindert.
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Fanghaken -Einfahrvorrichtung
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Der Vorspanndruck der Fanghakenanlage konnte an einer Anzeige am Ausfahr- und Dämpfungszylinder abgelesen und an zwei Füll- und Entlüftungsventilen entsprechend gewartet werden.
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Die Notschließanlage der Nachbrenner-Nozzle
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Bei einem Ausfall des normalen und automatischen Kontrollbetriebssystems der Nachbrennerschubdüse konnte der Pilot mittels eines im Cockpit rechts angebrachten T-Griffes mit der Aufschrift ‘Emergency Nozzle Closure’ die Notsteuerung der Nozzle einleiten. Der Griff war über eine flexible Verbindung mit einem ‘tranfer valve’ des ‘Nozzle Control Area System’ verbunden. Dieses Transfer Valve regelte entweder den normalen oder den Notbetrieb der Nozzle.
War der Griff in der normalen und nach vorne gedrückten Stellung dann befand sich auch das Transfer Valve im normalen Betrieb und erlaubte den freien Ölfluss zwischen der normalen Nozzle - Pumpe und dem Nozzle - Actuator. Die Nozzle - Kontrolle befand sich also im normalen Betrieb.
Wurde der T-Griff aber in die Emergency - Stellung gezogen, so sorgte die mechanische Verbindung für einen direkten Ölfluss von der Notpumpe zum Actuator und die Nozzle wurde in die 1.0 bis 3.0 Stellung gebracht und die Nozzle verriegelt. Geringfügige Positionsänderungen bzw. Schwankungen ohne Auswirkung erfolgten danach nur noch durch veränderte Schubbewegungen.
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 Das oben gezeigte Bild gibt eine schematische Zeichnung aus der T.O. 1F-104-1 wieder und stellt die gesamte Anlage mit ihren Bestandteilen dar.
Zur Kontrolle der Nozzle - Stellung befand sich im Cockpit natürlich auch eine entsprechende Anzeige. Sie war ebenfalls rechts auf dem Instrumentenbrett links über dem ‘Emergency Nozzle Closure’ - Griff mit der Aufschrift ‘Nozzle Position’ und einem Anzeigebereich von 0 bis 10 zu finden.
 Die Überprüfung der Schubdüsenverstellung war auch Bestandteil des 7-Punkte- Check nach Anlassen des Triebwerks.
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Die Ram-Air-Turbine (RAT)
 Ein weiteres Notsystem das bei Triebwerksausfall in Tätigkeit trat war die Ram-Air-Turbine. Es handelte sich dabei um eine Hydraulikpumpe mit einem Notstromgenerator, der einen vierblättrigen Propeller hatte und im Notfall ausgefahren durch die anströmende Luft angetrieben wurde. Im Führerraum befand sich dafür ein gelber Griff mit der Aufschrift “Ram Air Turbine”. Der Griff befand sich links vom roten ‘Emergency Nozzle Closure Handle’ auf dem rechten Instrumentenbrett.
Die Notversorgung stellte über den 4,5 kva Generator 115/200 Volt Wechselstrom zur Verfügung. Einmal ausgefahren, konnte die RAT vom Cockpit aus nicht wieder eingefahren werden.
Wenn beide Generatoren I und II ausgefallen sind, wurde der ‘Emergency AC - Bus’ über den RAT-Not-Generator mit Strom versorgt. Im Falle, dass die hydraulikbetriebene Generatorpumpe nicht arbeitet, unterstützte sie die Hauptversorgung mit AC-Power, die Not-Gleichstromversorgung und beide Batteriekreise durch einen 20 Amper-Gleichrichter. |
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Automatische Aussenlastenabsprenganlage (External Stores Automatic Drop System)
 Die F-104G verfügte über ein automatisch funktionierendes System zum Abwurf von Aussenlasten. Sobald eine Seite eines paarigen Anbaus der Tip- und / oder Pylontanks versehentlich gelöst oder abgerissen wurde, so wurde automatisch die andere Seite ebenfalls abgeworfen. Der notwendige Zündstrom für die Anlage kam vom Emergency DC Bus 1. Um dies bei absichtlichen Maßnahmen am Boden zum Beispiel beim Abbau eines Tanks zu verhindern, mussten Sicherheitsstifte eingesetzt werden. Diese so genannten Pinne wurden in die Unterseite der Tragflächen für die Tip- Tanks und in die Unterflügelträger für die Pylon- Tanks gesteckt.
Das automatische Abwurfsystem war auch in Betrieb, wenn statt Tip-Tanks an den Flügelspitzen ‘Sidewinder’ angebracht wurden. Die automatische Absprengung oder auch Abwurf des Raketen - Launcher war nur möglich, wenn sich eine Rakete im Behälter befand. Der Launcher meldete über einen Schalter die Präsenz der Raketen.
Für die Pylon-Tanks war das System so ausgelegt, das es nur bei verbauten Pylontanks funktionierte.
Zur Anlage gehörte weiter auch noch die auswählbare Möglichkeit zum bewussten und bei Bedarf notwendigem Aussenlastenabwurf (External Stores Selective Release System).
Der dafür zu drückende Auslöseknopf befand sich am Steuerknüppelgriff. Die Auswahl erfolgte vorher auf dem ‘Armament Control Panel’ und dem ‘Weapon Selector Panel’ (siehe Bilder rechts).
Bei der TF-Version konnte die Auswahl und der Abwurf nur über das vordere Cockpit erreicht werden. Im hinteren Führerraum wurde aber die Auswahl über das Panel zumindest angezeigt.
In einer Notlage gab es natürlich noch die Möglichkeit, die Aussenlasten sofort und ohne große Auswahl abzuwerfen. Dazu brauchte man nur den ‘External Stores Jettison Button’ oben auf dem linken Nebeninstrumentenbrett drücken.
Die Stromversorgung kam hierfür von der Batterie 2.
Bei Drücken des so genannten ‘Pushbutton’ wurden alle Aussenlasten mit Ausnahme des Pylonträgers selbst sofort abgesprengt.
Auf dem Bild rechts sieht man auch das von uns so genannte ‘Jungfernhäutchen’. Dies war eine Schutzmaßnahme, um nicht aus Versehen den Button zu drücken und eventuell die angebauten Außenlasten abzusprengen. Hier und da ist auch mal die Rede vom ‘Weiterverpflichtungsknopf’. Angeblich soll es passiert sein, dass man Kameraden nach Drücken des Button und zur Begleichung des hoffentlich nur entstandenen Sachschadens nahe gelegt hatte, gleich die Weiterverpflichtungsdokumente zu unterzeichnen. Ob dies nur ein Märchen, ein Wunschgedanke oder doch eine tatsächliche Begebenheit ist, kann ich persönlich nicht bestätigen. Ich weiß aber, dass unbeabsichtigte Absprengungen von Aussenlasten sehr wohl vorgekommen sind.
Dies passierte auch nicht nur bei den Technikern am Boden, sondern auch während des Einsatzes in der Luft. Im Archiv des ehemaligen Materialamtes der Luftwaffe fand ich in den mir überlassenen Unterlagen ein Fernschreiben mit folgendem Vorgang.
Das Außenkommando in Decimomanu meldete den Verlust von Außenlasten am 8. August 1978 um 07:40 (Z) Uhr 7 NM nordnordwestlich von Deci während eines Waffeneinsatzes Luft / Boden:
“Vermutlich wurde das “Auto-Drop-System” versehentlich beim Zurücknehmen des Leistungshebels aus dem Nachbrennerbereich betätigt. Der rechte Flügelspitzentank mit der Versorgungsnummer 1560-00-235-0683, der linke Flügelspitzentank mit Versorgungsnummer 1560-00-235-0685 und ein Raketenbehälter Typ LAU 32 B/A mit 4 Raketen (2,75 inch) fielen auf unbewohntes Gebiet. Bis zur Aufgabe des Fernschreibens wurde der Raketenbehälter samt Raketen vom Suchkommando nicht gefunden. Der Öffentlichkeit gelangte dieser Vorfall zur Kenntnis.”
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Die Fahrwerk-Notausfahranlage (Manual Landing Gear Release System)
Die Notauslöseanlage ermöglichte das Ausfahren des Fahrwerks bei Ausfall der elektrischen oder hydraulischen Anlage.
 Ein gelber Griff unterhalb des Hauptinstrumentenbrettes auf der linken Seite mit der Aufschrift ‘Man.Ldg.Gear’ war der Auslösegriff zum notfallmäßigen Ausfahren des Haupt- und Bugfahrwerkes. Nach Ziehen des Griffes wurden die Klappen des gesamten Fahrwerkes entriegelt und die ‘Dump valves’ geöffnet. Das Eigengewicht des Fahrwerkes und die anströmende Luft ließen das Fahrwerk dann ‘herausfallen’ und verriegeln. Einmal auf diesem Weg ausgefahren, konnte das Fahrwerk während des Fluges nicht wieder auf dem normalen Weg eingefahren werden. Dafür mussten am Boden erst wieder die zugehörigen Systemventile zurückgefahren werden.
Die ‘Landing Gear Position Indicator Lights’ auf dem linken Nebeninstrumentenbrett bildeten mit drei grünen Lichtern symbolartig das Fahrwerk nach und gaben in beleuchtetem Zustand die Verriegelung des  ausgefahrenen Fahrwerkes wieder. Sobald das jeweilige Bein des Fahrwerkes seine ausgefahrene und verriegelte Position erreichte, wurde Strom über den Emergency DC Bus 1 an diese Fahrwerklichter gebracht. Die Lichter verlöschten lediglich, wenn das Fahrwerk nicht ausgefahren und verriegelt war. Einzige Ausnahme war die Betätigung des Testschalters für den Warnleuchtentest.
Ein weiteres Licht gab einen visuellen Warnhinweis. Der Fahrwerkbedienhebel selbst war am runden Ende in seiner transparenten Bauweise zweigeteilt. Hier war ein rotleuchtendes Licht eingebracht, welches immer dann leuchtete, solange sich der Hebel nicht tatsächlich in der gewünschten Position befand. Dieses ‘Landing Gear Lever Unsafe Light’ bekam ebenfalls Strom vom Emergency DC Bus 1.
Ein weiteres Warnlicht ist unübersehbar auf dem  Instrumentenbrett angebracht. Das ‘Landing Gear Unsafe Warning Light’ hatte als weitere visuelle Sicherheitsvorrichtung die Aufgabe vor einem unsicheren Fahrwerkszustand zu warnen. So lange das Fahrwerk also nicht in der gewünschten Position war, leuchteten die Anzeigen.
Neben diesen visuellen Hinweisen bekam der Flugzeugführer auch ein akustisches Signal gleich auf die Kopfhörer der Interphon-Anlage gespielt. Das ‘Landing Gear Warning Signal’ war ein unangenehmes Signal, welches in Abhängigkeit von entsprechender Höhe und Geschwindigkeit vom ‘air data computer’ immer dann ausgegeben wurde, wenn das Fahrwerk nicht ausgefahren und verriegelt war. Grundsätzlich wurde dieses Signal ebenfalls immer eingesetzt, wenn die ‘Landing Gear Unsafe Warning Lights’ leuchteten. Das System wurde ebenfalls vom Emergency DC Bus 1 mit Strom versorgt.
Für mehr Informationen über das Fahrwerk der (T)F-104G bitte hier klicken!
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Die Aufbäumregleranlage
Der Aufbäumregler hatte die Aufgabe, einen Strömungsabriss und das damit verbundene Aufbäumen des Flugzeuges zu verhindern. Er war so ausgelegt, dass der Flugzeugführer durch ein künstlich erzeugtes Rütteln des Steuerknüppels, wie es bei einem tatsächlichen Strömungsabriss auftrat, vor einem bevorstehenden Überziehen des Flugzeuges gewarnt wurde.
Diese Warnung wurde eingeleitet, sobald Anstellwinkel und Nickwinkelgeschwindigkeit des Flugzeuges einen bestimmten Wert überschritten. Für diese Feststellung waren auf jeder Seite der Zelle ein so genannter Anstellwinkelfühler angebracht. Wurde diese Warnung vom Flugzeugführer nicht beachtet, d. h. er nahm keine Korrektur der Fluglage vor und erreichten Anstellwinkel und Nickwinkelgeschwindigkeit des Flugzeuges einen kritischen Wert, so trat der Drücksteller (Arbeitszylinder) des Aufbäumreglers in Tätigkeit. Dieser bewirkte eine ausgleichende Steuerbewegung des Stabilators, und das Luftfahrzeug wurde unverzüglich aus der schwanzlastigen Lage genommen. Dieser Vorgang ist auch unter dem Begriff APC (Auto-Pitch-Control) allgemein bekannt.
Ein Anzeigegerät am oberen Instrumentenbrett zeigte dem Luftfahrzeugführer an, ob der Aufbäumregler einwandfrei arbeitete und wie weit sich das Flugzeug dem kritischen Anstellwinkel, bezogen auf den Auslösepunkt des Drückstellers, genähert hatte.
Die Überprüfung dieser Anlage fand auch im Rahmen des 7-Punkte-Check kurz vor jedem Einsatz statt.
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Symmetrieüberwachungsanlage der hinteren Flügelklappen (Flap Asym - Warnung)
Die Symmetrie-Überwachungsanlage der hinteren Flügelklappen setzte sich aus einer Teleflex-Antriebseinheit und der eigentlichen Symmetrie-Überwachungseinheit zusammen. Hauptbestandteile der Überwachungseinheit sind eine Nockenscheibe sowie ein als Symmetrie-Kontrollschalter bezeichneter Endschalter, dessen Hebelrolle im Tiefpunkt einer Kerbe auf der Nockenscheibenkurve ruhte. Die Nockenscheibe und der Kontrollschalter wurden gleichlaufend mit dem Ausschlag der linken und rechten hinteren Flügelklappe um eine gemeinsame Drehachse bewegt. Der Kontrollschalter wurde dabei durch eine mit dem Betätigungsarm des rechten Absperrventils der Grenzschichtbeeinflussungsanlage verbundene Stellstange proportional zum Ausschlag der rechten hinteren Flügelklappe verdreht, sobald sich die Klappe zu bewegen begann.
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In ähnlicher Weise, jedoch in Einklang mit dem Ausschlag der linken hinteren Flügelklappe, wird die Nockenscheibe der Überwachungseinheit durch einen Teleflexzug verstellt. Dieser Trieb stand über einen Teleflexzug mit einem zweiten Teleflextrieb in Verbindung, der durch eine zum Betätigungsarm des linken Absperrventils der Grenzschichtbeeinflussungsanlage führende Stellstange angetrieben wurde. Solange der Ausschlag der hinteren Flügelklappen symmetrisch war, wurden der Kontrollschalter und die Nockenscheibe um einen gleich großen Drehwinkel verstellt, so dass die Hebelrolle des Schalters im Tiefpunkt der Nockenscheibenkerbe blieb. Dadurch blieb auch der Kontrollschalter geschlossen und der Bedienhebelschalter erhielt weiterhin Steuerstrom für die hinteren Flügelklappen von der Not-Gleichstromschiene Nr. 2 zugeführt.
Sobald der Ausschlag einer der beiden Klappen um mehr als 4,5° vom Ausschlag der anderen Klappe abwich, änderte sich entsprechend auch die relative Bewegung der Nockenscheibe und des Kontrollschalters, so dass die Hebelrolle aus der Nockenscheibenkerbe bewegt wurde. Dadurch öffnete der Schalter und unterbrach den Stromkreis der hinteren Flügelklappen, die dann in der ereichten Stellung stehen blieben und die Warnleuchte “Flap Asymetrie” im Führerraum leuchtete auf.
Eine erneute Verstellung der Klappen war erst möglich, wenn sie wieder auf symmetrischen Ausschlag eingestellt waren.
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Die Vereisungsschutzanlage “SPRAYMAT”
Bezugsunterlagen:
LRI-14404-2-2 vom 15. November 1965
Berichtigung vom 15. Mai 1970
GAF T.O. 1F-104G-2-2 vom 15. Februar 1966
“SPRAYMAT” ist ein Patent der Fa. D. Napier u. Son. Ltd Luton / England. Es ist eine elektrische Oberflächenheizung, die vorwiegend als Vereisungsschutz bei Luftfahrzeugen verwendet wurde. Eine solche Oberflächenheizung sollte z. B. die Eisbildung am Ansaugschacht verhindern bzw. beseitigen und damit eine Querschnittsverengung unterbinden. “SPRAYMAT” - Anlagen hatten ein geringes Gewicht, besaßen bei völlig glatter Oberfläche die beste Anpassungsfähigkeit an jede Flugzeugform und gewährleisteten den höchsten thermischen Nutzeffekt. “SPRAYMAT” war einfach in der Wartung, anfallende Reparaturen ließen sich leicht und schnell durchführen. Die Auslegung der Konstruktion war abhängig vom Flugzeugtyp, seinen Flugeigenschaften und seinem Einsatz.
Bei der F-104G hatten die Einlasskegel und die vorderen Kanten der Lufteinlässe eine elektrothermische Heizauflage, um sie vor der Vereisung zu schützen und den Triebwerkverdichter vor Beschädigung durch Eisschlag zu bewahren.
Die Anlage bestand aus 6 Aufbauschichten.
1. Grundschicht
Sie bestand aus einer mit Epoxy - Harz getränkten Glasfaserwolle. Sie hatte die Aufgabe, die Vereisungsschutzanlage gegenüber der Zelle thermisch und elektrisch zu isolieren.
2. Heizelemente
Auf die glattgeschliffene Oberfläche der Grundschicht wurden dann im Flammspritzverfahren die streifenförmigen Heizelemente aus einer Widerstandslegierung aufgesprüht. Die Abgrenzungen waren vorher durch Kreppstreifen festgelegt worden.
3. Kupfer-Sammelschienen
In gleicher Weise wurden die Kupfer - Sammelschienen aufgesprüht, die die einzelnen Heizelemente untereinander und mit den Anschlussklemmen verbanden. Bevor weitere Deckschichten aufgetragen wurden, wurden die Heizelemente und Sammelschienen durch eine Widerstandsmessung und einem Thermofarbtest auf gleichmäßige Schichtstärke überprüft, um später örtliche Überhitzungen zu vermeiden.
4. Deckschicht
Die folgende Deckschicht, aus Glasfaser mit Epoxy - Harz getränkt, versiegelte die Heizelemente luftdicht, machte sie vollständig wasser- und wetterbeständig.
5. Erosionsschutzfarbe
Die abschließende Schutzschicht mit Erosionsschutzfarbe schützte die Anlage vor Witterungseinflüssen und leitete gleichzeitig die statische Aufladung an die Zelle ab.
6. Steinschlagschutzschicht
Diese Schicht wurde nur dann aufgetragen, wenn die Vereisungsschutzanlage Steinschäden ausgesetzt sein sollte. Nur an den Einlassvorderkanten.
Die elektrischen Anteile der Anlage bildete 1. die elektrische Versorgung, 2. diverse Schutzschalter, 3. die entsprechenden Anlagenschalter und 4. die durchzuführende Vorflugprüfung.
1. Elektrische Versorgung
Sie erfolgte von der sekundären Drehstromschiene Nr. 1. Der Schaltstrom wurde der primären Gleichstromschiene entnommen.
2. Schutzschalter
Die folgenden Schutzschalter waren eingesetzt und zu berücksichtigen. “DUCT ANTI-ICE” im Lastverteilerraum, “DUCT ANTI-ICE TEST” im Elektronikraum, “COCKPIT POWER” im Elektronikraum und “DUCT CONTROL ANTI-ICE” auf der linken Konsole.
3. Die Anlagenschalter setzen sich wie folgt zusammen. a.) Der Bedienschalter der Anlage, b.) der Bodensicherheitsschalter am linken Fahrwerksbein, c.) das Anlagenrelais und d.) der Thermoschalter.
a.) Der Bedienschalter der Anlage befand sich auf dem linken Instrumenten - Nebenbrett “ENG/DUCT ANTI ICE”. Beim Triebwerklauf am Boden war darauf zu achten, dass der Schalter nur kurzfristig eingeschaltet wurde, denn es wurde nicht nur die Vereisungsschutzanlage an den Lufteinlässen eingeschaltet, sondern auch die Enteisungsheissluft für den vorderen Verdichterrahmen des Triebwerkes. Eine Überhitzung des vorderen Verdichterrahmens war dann die Folge.
b.) Der Bodensicherheitsschalter hatte die Aufgabe, die Heiz - Stromversorgung der Anlage von Gleichstrom (28 Volt) bei belastetem Fahrwerk auf Heiz - Drehstromversorgung (115 Volt) bei entlastetem Fahrwerk umzuschalten. Man musste darauf achten, dass bei der Aussenbordstromversorgung bei aufgebocktem Flugzeug auf keinen Fall die Enteisungsschutzanlage eingeschaltet wurde. Eine Zerstörung der Anlage durch Überhitzung war die Folge. (Thermoschalter reagierten zu spät.) Ein Schild wurde deshalb am Schalter angebracht mit der Aufschrift “Nicht einschalten”.
c.) Die Anlagenrelais befanden sich im Lastverteilerraum. Sie dienten zum Ein- und Umschalten der Anlage während des Betriebes.
d.) Die Thermoschalter waren Überhitzungsschalter. Sie befanden sich im rechten und linken Lufteinlasskonus. Bei einem Temperaturanstieg über 54,5°C (130 +/- 5°F) wurde die Anlage ausgeschaltet. Nach einem Absinken der Temperatur auf 46,2 °C (115 +/- 5°F) wurde die Anlage durch den Thermoschalter wieder eingeschaltet. Beim Reagieren eines der beiden Thermoschalter wurde die Anlage ausgeschaltet.
4. Vorflug-Überprüfung der Lufteinlass-Vereisungsschutzanlage
Die Heizelemente an den Lufteinlassvorderkanten und den Lufteinlasskegeln waren auf Risse, Beschädigungen und Verfärbungen zu überprüfen. Dafür war die Aussenbordstromversorgung anzuschließen und einzuschalten. Phasenfolge zwischen Aussenbordaggregat und Bordnetz war zu überprüfen (Die Phasenfolge - Anzeigeleuchte musste leuchten.)
Folgende Schutzschalter waren einzuschalten:
“EXT.PWR”, “DC-PWR”, “DUCT ANTI ICE”, im Lastverteilerraum
“CKPT:PWR:DC” und “DUCT ANTI-ICE TEST” im Elektronikraum
“DUCT CONTROL ANTI-ICE” auf der linken Konsole in der Kabine.
Der Schalter der Vereisungsschutzanlage war auf “ON” zu schalten. Nach ca. 2 Minuten Aufheizzeit (28 V Gleichstrom) waren die Heizelemente abzufühlen. Alle Elemente mussten sich erwärmt haben. Der Schalter war anschließend auf “OFF” zu stellen. Die Aussenbordstromversorgung wurde wieder abgeschaltet und alle Schutzschalter zur Herstellung der Flugbereitschaft waren einzuschalten. Wurden Risse, Beschädigungen oder Verfärbungen an der Vereisungsschutzanlage festgestellt, so waren sie im Bordbuch (AFTO 781) einzutragen.
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Die Luftfahrzeug-Notfanganlagen
Die Lfz-Auffangvorrichtungen, im Folgenden als Fanganlagen bezeichnet, verdanken ihre Entstehung der Entwicklung und dem Bau von Flugzeugträgern. Der prinzipielle Aufbau der Fangsysteme ist unabhängig von der Wirkungsweise der Bremseinrichtung gleich.  Ein quer über die Start- und Landebahn gespanntes Fangseil oder Konturenfangnetz (Aufrichthöhe ca. 4m) bzw. Fahrwerksfangnetz (Aufrichthöhe ca. 0,5 m) ist beidseitig mit baugleichen Umlenkvorrichtungen und Bremssystemen verbunden, die im Regelfall auf Fundamenten montiert sind.
Es gab bzw. gibt Fanganlagen, die die Bremswirkung mittels Ketten, Druckkolben (Hydraulikflüssigkeit wird dabei durch eine große Düse gepresst), Scheibenbremsen oder Wasserwirbelbremsen erzielten. Die Bundeswehr übernahm in der Aufstellungsphase die von den Amerikanern, Briten und Franzosen geräumten Flugplätze mit einem großen Anteil von überlassenen Bodengeräten und infrastrukturellen Einrichtungen. Auf diesen Flugplätzen befanden sich zunächst die Hakenfanganlagen vom Typ "MA-1", sogenannte Fahrwerksfanganlagen, bei denen das Bugfahrwerk des abzubremsenden Lfz in ein Fahrwerksfangnetz (Ober- und Unterseil verbunden durch Querseile) rollte und dieses mitnahm. An dem Fangnetz waren beidseitig schwere Ankerketten befestigt. Diese Ankerketten, in Rollrichtung der Länge nach neben der Piste ausgelegt, über Rollenumgelenkt und vom Lfz hinter sich hergeschleppt, erzeugten so die Bremswirkung. Eine einigermaßen brauchbare Bremscharakteristik war mit diesem Verfahren nicht zu erreichen. Das Abbremsen erfolgte mit brachialer Gewalt und führte zu erheblichen Beschädigungen am Luftfahrzeug. Im Tausch setzte die Luftwaffe daraufhin Fanganlagen des Typs "Rolba RB-1" und "Jet-Stop" der Fa. Hein Lehmann ein, beides waren kombinierte Fahrwerks- und Hakenfanganlagen.
Die Jet-Stop-Anlage war zwar gleichfalls eine Kettenfanganlage, verwendete aber Rollenketten (im Prinzip eine überdimensionierte Fahrradkette) die in der Rollrichtung in ca. 100 m langen Magazinen gefaltet waren und über Umlenkrollen geführt wurden. Das abzubremsende Lfz zog die Rollenketten aus dem Magazin heraus und entfaltete sie. Vorteil dieser Methode war, dass zu Beginn des Notfanges zunächst nur ein Bruchteil der gesamten Kettenmasse abbremsend wirkte.
Mit Einführung des WaSys F-104 standen 1961/1962 und bei einer 2. Versuchsserie 1965 in Edmonton, Kanada, auch Anpassungsversuche der Fanganlage vom Typ "Jet-Stop" an dieses Lfz-Muster auf dem Erprobungsprogramm, das jedoch nicht erfolgreich verlief. Bei hohen Einrollgeschwindigkeiten der F-104 in die Fanganlage neigten die Rollenketten zum "Nachschießen", d. h. sie entfalteten sich schneller als das Lfz die Ketten durch die Umlenkrollen ziehen konnte. Der dadurch entstehende Kettenstau an den Umlenkrollen führte zum Kettenbruch. Die gebrochenen, umherfliegenden Kettenglieder beschädigten 1965 das Erprobungs-Lfz schwer.
Zugleich beteiligte sich die Luftwaffe in Zusammenarbeit mit der Fa. Lockheed und dem Naval Air System Command mit der F-104G an den Versuchsreihen "Short Airfield Tactical Support" (SATS) und "Zero Length Launch" (ZELL). Die SATS-Versuche wurden zunächst bei der Naval Air Test Facility, Lakehurst, New Jersey/USA ausgeführt. Das SATS-Programm beinhaltete neben dem Katapultstart die betriebsmäßige Hakenfanganlage, wie sie auf Flugzeugträgern üblich ist. Als Fanganlagen kamen bei den SATS-Versuchen Hakenfanganlagen mit Wasserwirbelbremse (water twister) als Energieabsorber zur Anwendung. Nach positivem Abschluss der F-104G-SATS-Erprobung in den USA fand 1966 eine Amtserprobung durch die ErpSt 61 der Bundeswehr in Lechfeld mit dem Ziel statt, die Zulassung des SATS-Verfahrens und des geänderten Lfz zur Durchführung von Truppenversuchen zu erhalten. Hierzu war ein eigenes Projektbüro gegründet worden. BMVg FüL I 4 und T IV 7 setzten hierfür bereits 1965 einen Projektoffizier ein, dem anschließend auch das Projekt "Notfanganlagen" übertragen wurde. Wegen der geländemäßigen Voraussetzungen war für die Erprobungsdurchführung der Flugplatz Lechfeld des JaboG 32 ausgewählt worden. Im Oktober 1966 wurde das SATS- und ZELL-Programm noch vor Beginn des Truppenversuches auf Weisung des Inspekteurs der Luftwaffe abgebrochen.
Die positiven Erfahrungen mit den Hakenfanganlagen die eine Wasserwirbelbremse verwenden und die bei diesem Programm geleisteten Vorarbeiten und gewonnenen Erkenntnisse führten zu einer Vergleich Erprobung mehrerer Fanganlagen. Die Bremscharakteristiken der Hakenfanganlagen von den Firmen All American Engineering (AAE), Vortec (System Wasserwirbelbremse) und Bliss (System Scheibenbremse) wurden auf der Grundlage der Leistungsparameter der F-104 untersucht und erprobt. Die Erprobungen verliefen zugunsten des Produktes der Firma All American Engineering, Wilmington, Delaware/USA. Die Fanganlage des Typs "44B-2" zählt zu den Wasserwirbelbremsen und lässt sich entsprechend ihres primären Verwendungszweckes als Betriebs- oder Notfanganlage einsetzen.
Der wesentliche Bauunterschied zwischen Betriebs- und Notfanganlage besteht in einem leistungsfähigeren und schneller arbeitenden Rückholsystem sowie in einer Kühlvorrichtung zum Herabkühlen des als Bremsflüssigkeit verwendeten Wasser-Glykol Gemisches der Betriebsfanganlagen.
Die Luftwaffe und Marine hatten sich bei Einführung dieses Fangsystems auf den Einsatz als Notfanganlage festgelegt. Notfanganlagen dienen ausschließlich zum Auffangen und Abbremsen von Luftfahrzeugen als Landehilfe bei einem Ausfall von Lfz-Systemen die eine normale Landung verhindern bzw. beim Startabbruch aus hoher Geschwindigkeit und mit voller Beladung. Im letzteren Fall würde das Lfz ohne die Fanganlage durch normales Abbremsen oder den Einsatz der Schubumkehr auf der noch zur Verfügung stehenden befestigten Startbahnstrecke nicht mehr zum Stehen kommen.
Bei der F-104 kamen die Hakenfanganlagen des Typs "44B-2C" zum Einsatz. Die entsprechenden Flugplätze erhielten im Regelfall zwei Notfanganlagen, die beidseitig im Bereich des jeweiligen "Overruns" hinter der Startbahnschwelle installiert wurden, wobei auf vielen Flugplätzen diese Überrollstrecke erst einmal geschaffen werden musste. Die Auszugsstrecke der Fanghakenanlage beträgt 270 m. Not-Fänge sind einbauortabhängig nur aus einer Richtung möglich. Mit der Ausphasung des WaSys "Alpha Jet" war das Leistungsspektrum der "44B-2C" nicht mehr gefragt. Dieser Anlagentyp wurde ausgebaut und ausgesondert. Auf deutschen Flugplätzen wurden mit diesem Fanganlagentyp insgesamt 239 F-104's abgefangen.
Bezugsunterlagen:
Diverse Unterlagen des Archiv des ehemaligen Materialamtes der Luftwaffe
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Die Warnanzeige ‘Canopy Unsafe’
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 "Rescue_Hook200")
 "Aufbau der Vereisungsschutzanlage")
Meinerseits gesucht und zudem stets dankbar bin ich für die Überlassung und / oder erlaubter Verwendung von Fotos, Anleitungen, Technischer- und sonstiger Dokumentation zur F-104 sowie den Geschehnissen jener Zeit!