В зависимости от принятой конструктивной идеи кабины уменьшение перегрузки может быть достигнуто либо посредством увеличения отношения массы кабины к ее аэродинамическому сопротивлению, либо путем использования ракетных двигателей, противодействующих резкой потере скорости при отделении кабины.
Практическое использование аварийной системы покидания самолета с помощью отделяемой кабины является более сложным мероприятием по сравнению с рассмотренными выше, поскольку требует решения ряда дополнительных проблем. К ним относится, в частности, проблема разъединения в доли секунды большого количества проводов и механических связей бортовых систем, которые в обычных условиях должны удовлетворять требованиям нормального функционирования и высокой надежности. Процесс этот должен происходить не только быстро и надежно, но и без нарушения работы оборудования, расположенного в кабине и обеспечивающего жизнедеятельность экипажа. В теоретических исследованиях и опытно- конструкторских работах изучаются различные варианты принципов построения и конструктивного выполнения кабин в зависимости от их назначения и габаритов, а также технологические возможности, стоимость разработки, производства, эксплуатации и т.п. Иными словами, задача разработки отделяемой кабины обычно рассматривается с точки зрения комплексной пригодности определенного решения для конкретного типа самолета.
Из опубликованных данных следует, что наиболее рациональным решением является такое, в котором осуществляется отделение кабины вместе с носовой частью фюзеляжа (в легких типах самолетов) или вместе с частью фюзеляжа, образующей с кабиной герметизированный легко разъединяемый модуль. Конструктивные решения в обоих вариантах могут также значительно различаться в зависимости от принятого способа приземления. Так, может быть предусмотрена посадка кабины на сушу или на воду либо экипаж должен покидать кабину (например, путем автоматического вытягивания кресел экипажа с помощью парашютов) после ее снижения до определенной высоты.
На начальном этапе развития сверхзвуковой авиации практическое применение нашел вариант отделяемой кабины, покидаемой экипажем на определенной высоте. Так как основным недостатком такого решения являлась низкая надежность на малой высоте (ввиду недостатка времени, необходимого для выполнения всех операций по покиданию кабины и наполнения купола парашюта) и полная непригодность в предельных условиях (при нулевой скорости и высоте), позднее рассматривались и строились только цельноприземляемые кабины. Кабины этого типа характеризуются не только высокой безопасностью при покидании самолета на любых режимах полета и значительным сокращением количества индивидуальных средств спасения экипажа, но и возможностью автоматизации всех необходимых действий, оставляя пилоту только выбор момента катапультирования.
Рис. 1.69. Самолет «Тридан» I SNCASO.
Рис. 1.70. Принципиальная схема отделения кабины самолета Х-2.
Первые отделяемые кабины, о которых сообщалось в печати, были применены в самолетах D-558-II, испытанных в 1948 г., и также «Тридан» I и Х-2 (1953 ?.) 1*. В самолете «Тридан», имеющем фюзеляж в виде тела вращения с конусообразной носовой частью, была применена негерметизированная кабина (пилот осуществлял полет в специальном комбинезоне), выполненная заодно с носовой частью фюзеляжа. При разработке было принято, что после отделения от самолета кабина должна опускаться вертикально со стабилизирующим парашютом до определенной высоты, на которой раскрывается основной парашют. Удар о землю должен был амортизироваться передней заостренной частью фюзеляжа. Такого рода аварийная система покидания самолета не нашла последователей, тем более что в следующей модификации самолета («Тридан» II) была применена герметизированная кабина с катапультируемым сиденьем.
В самолете Х-2 также использована кабина, отделяемая вместе с носовой частью фюзеляжа, которая опускалась на парашюте до определенной высоты. Далее пилот покидал ее обычным способом с применением индивидуального парашюта. Принцип отделения кабины от самолета состоял в использовании давления газов, получаемых от взрыва заряда, находящегося в специальной камере за задней стенкой кабины. После взрыва заряда образующиеся газы подводятся с помощью специальных трубопроводов к четырем шкворням, соединяющим кабину со средней частью фюзеляжа (рис. 1.70), и под действием давления газов происходит отделение кабины от остальной части самолета.
В конце 50-х-начале 60-х годов были проведены первые более комплексные исследования отделяемых кабин, в результате чего появились проекты новых конструктивных решений. Во Франции в 1961 г. была запатентована отделяемая кабина, оборудованная надувными резиновыми поплавками, которые являются амортизирующими или удерживающими элементами при посадке на землю или воду. Предполагалось, что в случае аварии электромеханическое устройство отделит кабину от самолета, включит встроенные ракетные двигатели, которые оттолкнут ее от самолета, и раскроет сложенные стабилизаторы, обеспечивающие полет кабины по восходящей траектории. В наивысшей точке траектории, когда вертикальная скорость уменьшится до нуля, предусматривалось раскрытие стабилизирующего парашюта. При достижении снижающейся кабиной определенной высоты должен выпускаться главный парашют, предназначенный для осуществления плавного спуска и приземления.
1* В СССР отделяемой кабиной впервые был оборудован самолет Су-17 в 1949 г.-Прим. ред.
Рис. 1.71. Отделяемая кабина самолета F-111.
В США были разработаны два варианта отделяемых кабин. Фирма «Стэнли авиэйшн» разработала кабину для самолета F-102, а фирма «Локхид»-для самолета F-104. Обе кабины, однако, не нашли практического применения. Кабина самолета F-104 разработана с учетом предохранения экипажа от действия высоких температур и перепадов давления. Она имела конструкцию, выдерживающую большие перегрузки и аэродинамические воздействия, возникающие в процессе катапультирования.
С целью обеспечения стабилизации положения кабины был предусмотрен выпуск перед катапультированием соответствующих поверхностей с большим удлинением. Для отделения кабины от самолета и подъема ее на определенную высоту предполагалось применение твердотопливного ракетного двигателя с тягой около 200 кН и временем работы около 0,5 с. Предусматривалось, что вектор тяги двигателя должен проходить через центр тяжести кабины под углом 35° относительно оси симметрии самолета. Выброс спасательного парашюта должен происходить при достижении скорости 550 км/ч.
Современные отделяемые кабины нашли применение только в двух сверхзвуковых самолетах (F-111 и В-1); первое покидание самолета с такой кабиной было осуществлено в 1967 г. при аварии самолета F-111, во время которой экипаж самолета, состоящий из двух человек, произвел катапультирование на скорости полета 450 км/ч и высоте 9000 м (со скоростью относительно воздуха 730 км/ч) и осуществил благополучное приземление.
Разработка и производство фирмой «Макдоннел» полностью герметизированной двухместной кабины самолета позволили осуществлять полет без специального высотного оборудования и обеспечивали безопасное покидание самолета во всех диапазонах скоростей и высот полета, в том числе при нулевой скорости и под поверхностью воды. В процессе разработки кабины была выполнена обширная исследовательская программа. В частности, были проведены испытания на рельсовом стенде для определения траектории полета при достижимых на земле предельных скоростях, исследование свободного падения кабины с большой высоты с целью определения аэродинамических характеристик, исследования удара кабины с целью разработки системы амортизации, оценки плавучести, ориентации на воде и отсоединения кабины под водой, изучение возможности длительного пребывания экипажа в кабине после приземления в труднодоступной местности в различных климатических и географических условиях, а также исследования прочности, надежности, функционирования и т.п.
Рис. 1.72. Последовательные стадии и траектория снижения кабины самолета F-111 после катапультирования.
Отсоединение кабины происходит после нажатия рычага, расположенного между креслами экипажа. После подачи команды система работает автоматически, причем вначале осуществляется затягивание ремней, пристегивающих экипаж к креслам, включение аварийной дыхательной кислородной системы и осуществление дополнительного наддува кабины. Затем происходит отделение кабины от самолета, разъединение элементов управления и проводов, включение ракетного двигателя. Отделение кабины и разрыв соединений осуществляются посредством взрыва заряда, выполненного в виде шнура, уложенного по контуру соединения модуля кабины с остальной частью фюзеляжа. Силовая установка кабины состоит из твердотопливного ракетного двигателя тягой 177,9 кН (18140 кГ).
