Аварійні ситуації в сучасній авіації

В с т у п л е н н

─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─

Аварійні ситуації в сучасній авіації виникають досить ред-

ко, перш за все завдяки високій надійності літальних апаратів,

хорошій підготовці екіпажів і ретельній роботі наземних технічних

служб. Незважаючи на це, іноді відбуваються аварії літаків наприклад,

внаслідок відмови силової установки, брак палива, виникнення по-

спека на літаку, несправності системи управління, втрати пілотом ори-

ентаціі в просторі, через виключно несприятливих метеорологи-

чеських умов та т.п. Крім того, військові літаки постійно піддають-

ся небезпеки опинитися в аварійній ситуації внаслідок дій про-

тивника.

До найбільш несприятливим відносяться швидкоплинні аварії, коли

час, що є в розпорядженні екіпаж для того щоб покинути літак або

зробити вимушену посадку, невелика. Тому рятувальні засоби

екіпажів повинні забезпечувати безпеку не тільки в будь-якій ситуації, але

і в будь-який момент часу.

У перше двадцятиріччя розвитку авіації екіпаж практично не роз-

думав яких-небудь рятувальним засобом, що дозволяє залишити літак

в повітрі. У другому двадцятиріччя єдиним засобом такого роду

був парашут. У разі аварії льотчик залишав літак таким чином: отс-

тегівал ремені, відкривав ліхтар, виходив з кабіни і стрибав з крила. Пос-

ле нетривалого вільного польоту льотчик відкривав парашут і при-

Землян. Із зростанням швидкості і висоти польоту такий спосіб ставав неп-

рігодним з багатьох причин.

По-перше, зі збільшенням швидкості польоту значно зростає

сила аеродинамічного опору. Наприклад, при швидкості польоту 600

км / год на тіло льотчика, висунувся лише наполовину з кабіни літаків-

та, діє сила близько 4,4 кН (450 кг). Величина сили пропорційно

на квадрату швидкості, тому підвищення швидкості, наприклад, до 1200 км / год

призводить до чотирикратного збільшення сили без урахування додаткової

хвильового опору. У таких умовах вихід з кабіни літака пре-

вишает фізичні можливості людини.

Другим фактором, що утрудняє покидання літака з парашутом, яв-

ляется велика різниця між швидкістю літака і різко зменшується

швидкістю парашутиста в результаті гальмування набігаючим потоком. Потік

підхоплює парашутиста і швидко забирає назад, що загрожує зіткненням

з хвостовим оперенням або іншими частинами літака.

Третя небезпека криється в несприятливому дії повітряного по-

струму великої швидкості на незахищені ділянки тіла, що викликають пошкодження

ня зовнішніх і внутрішніх органів і т.п.

Інші небезпеки пов'язані з необхідністю покидати літак на

дуже великий або дуже малій висоті. У першому випадку виникає небла-

гопріятное дію на людину дуже низьких тиску і температури,

внаслідок чого виникає кисневе голодування і порушується тепловий

рівновагу організму. На малій висоті, особливо при русі літака по

землі (або по палубі корабля), не вистачає проміжку часу і рассто-

яния для розкриття та наповнення купола парашута, тобто для зменшення

швидкості падіння до допустимої величини.

Практично встановлено, що покидати з парашутом літак, що летить

зі швидкістю понад 600 км / год на висоті, меншій 300 метрів, без спеціаль-

них засобiв небезпечно або просто неможливо з урахуванням фізичних даних

людини. З цієї причини конструктори розробили спеціальні технічни-

Електричні засоби, що дозволяють залишати близько-і надзвукові літаки в лю-

Бих умовах і на будь-яких етапах польоту, тобто в усьому використовуваному діапазону

зоні швидкостей і висот.

Першим засобом такого роду було викидається сидіння, поз-

воля льотчику залишати літак з допомогою катапультування. Перші

застосовувалися катапультіруемие сидіння забезпечували можливість без-

але залишати літак тільки при обмеженій швидкості і висоті, тому

для надзвукових літаків було створено понад складне устаткування. До

нього ставляться рятувальні капсули і відокремлювані кабіни, в яких можна

залишати літак, зберігаючи безпеку в будь-яких умов польоту. Вони

знайшли застосування виключно в надзвукових літаках.

Катапультіруемое сидіння

─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─

Катапультіруемое сидіння в порівнянні зі звичайним, нерухомо зак-

репленним в літаку забезпечено направляють і приводом, що дозволяє виб-

расивать сидячої людини (разом з кріслом) на певну висоту над

траєкторією польоту літака. У перших пристроях такого роду рух

уздовж напрямних відбувалося під дією стислих газів, що подаються в

циліндр (скріплений з літаком), які, діючи на поршень, (скреп-

ленний з сидінням), надавали сидіння і льотчику певну швидкість

щодо літака.

Після катапультування сидіння з льотчиком рухається по траекто-

рії, форма якої залежить від швидкості польоту літака в момент ката-

пультірованія, швидкості катапультування сидіння, а також від катапуль-

тіруемой маси (сидіння з льотчиком) і від її аеродинамічних характеристик-

тик. Параметри конструкції крісла та його приводу повинні забезпечувати пос-

ле катапультування швидкість руху, достатню для того щоб Міно-

вать задню частину літака на безпечній відстані. Висота катапультує-

вання зменшується зі збільшенням швидкості польоту і зросте з збільшенням-

ем початкової швидкості катапультування. Швидкість катапультування за-

висить від величини ходу поршня в циліндрі, характеристик катапульти і до-

пустімого значення перевантаження, що діє на людину.

Обмежені габарити кабіни екіпажу і, отже, слабкий

допустимий хід поршня вплинули на те, що перші катапульти забезпечувалися

приводом (зазвичай це був порохвой заряд, рідше балон стисненого повітря),

який на короткому проміжку шляху повідомляв людині перевантаження 18-20,

тобто максимально допустиму з фізіологічної точки зору. За допомогою

сидінь такого типу можна було безпечно залишати літак, що летить зі

швидкістю, що не перевищує 900-1100 км / ч. Аварія на літаку, що летить з

великою швидкістю вимагала від екіпажу зменшення її до такої, при кото-

рій можна безпечно залишати кабіну. Випадки, в яких це було неможливе

можна через пошкодження літака могли закінчиться трагічно.

У 1955 році сталися дві аварії, які знову звернули увагу

на проблему покидання літака, що летить з надзвуковою швидкістю. В

обох випадках катапультування сталося під час крутого пікірування з

різко зростаючою швидкістю, причиною якого стала втрата керуючий-

мости, викликана аеродинамічній блокуванням керма висоти.

У першому випадку повітряний потік зірвав з пілота рукавички, шолом-

фон і кисневу маску, а перший удар потоку в обличчя викликав появу

синців під очима. У другому випадку, що стався на літаку F-100A,

на пілота діяла гальмуюча сила повітря, створюючи негативну

перевантаження близько 40 і динамічний тиск близько 600 кПа. Повітряний

потік зірвав з пілота черевики, шкарпетки, шолом, кисневу маску і перчать-

ки, а також кільце і наручний годинник, розірвав ніс, губи і віка. Все тіло

мало сильні удари, а внутрішні органи, особливо серце і печінку, пов-

режде.

Внаслідок проведених досліджень конструкція катапультіруемого

крісла зазнала істотні зміни, завдяки яким спочатку була

підвищена безпека покидання літака, що летить з великою швидкістю,

а потім - безпека при зльоті та посадці. До найбільш важливим конструк-

нормативним удосконаленням відносяться:

- Поєднання в одному важелі відкидання ліхтаря і катапультірова-

ня з одночасним автоматичним фіксуванням ніг і рук в необхідному

положенні. У кріслах первісної конструкції катапультування насту-

пало після натягування на обличчя обома руками матерчатого запобіжника,

а після введення шоломів зі щитками з органічного скла-натисканням ри-

чага, розташованого в підлокітнику крісла або між стегнами. У нових

катапультіруемих кріслах пілот виконує тільки одну дію-подає ко-

манду виконавчого механізму, який притягує ноги до крісла і

фіксує їх, притискає лікті до тулуба, вибирає зазори в ременях,

утримують пілота в кріслі, фіксує голову і скидає ліхтар (або

відкриває аварійний люк), а через 1-2 секунди приводить в дію ката-

пульту;

- Застосування автоматичного випуску стабілізуючого парашута,

відділення пілота від крісла (розстібання ременів і відкидання крісла),

розкриття рятувального парашута і регулювання запізнювання виконавчої

тільних механізмів, які забезпечують як можна більш швидке проходження-

деніе великих висот (без перевищення граничного перепаду тиску, без-

пасном для організму) і як можна більш швидке наповнення купола пара-

шюта під час падіння з малих висот; цими діями керує таймер-

но-анероїдний автомат, а швидке наповнення парашута на малій висоті

здійснюється системою невеликих пірозарядов, що викидають парашут з

оболонки і розкривають його купол;

- Застосування телескопічних і багатозарядних виштовхуючих меха-

низмов, які подовжують час дії прискорення та відповідний шлях ката-

пультіруемого крісла обмежується величиною 20-24 м / с, а висота його

підйому збільшується до 25 - 28 метрів при перевантаженні 18-20.

Виштовхує механізм такого типу дозволяє залишити літак,

летить з великою швидкістю на малій висоті, проте його неможливо ис-

використовувати під час аварії на зльоті або посадці. Ця проблема була ре-

шена за допомогою додаткового ракетного двигуна, який подовжує ак-

тивний ділянка траєкторії польоту катапультіроемого крісла при перегруз-

ках, допустимих для організму людини. Катапультування в такому кріслі

можна розділити на два етапи. На першому відбувається звичайний процес ката-

пультірованія, а на другому включається ракетний двигун тягою 20-30 кН,

який, діючи вже поза кабіною літака, за декілька десятих доль

секунди піднімає крісло на 60-120 метрів. Таке крісло з ракетним дви-

гунів дозволяє залишити літак, що знаходиться на злітній смузі, і

тому відноситься до класу 0-0 (швидкість і висота дорівнюють нулю).

Крім засобів, що дозволяють вимушено залишати літак, що летить

з надзвуковою швидкістю, велика увага приділяється проблемі захисту

пілота від динамічного тиску. З багатьох розглянутих рішень прак-

тичні застосування знайшов згаданий вище метод натягування на обличчя по-

лотняной матер'яною маски. Висотні скафандри і спеціальні шоломи для

екіпажів літаків, що експлуатуються на великих висотах, на сьогоднішній

день вирішують проблему захисту тіла і обличчя людини при катапультуванні.

Не знайшли широкого застосування інші способи захисту від впливу пото-

ка, які, зокрема, використовували:

- Висувається щиток, що виконує роль генератора косих стрибків

ущільнення, що утворюють конус Маха, всередині якого швидкість потоку і ді-

наміческіх тиск на 30% менше, ніж зовні;

- Швидкий поворот крісла після катапультування в горизонтальне

положення, з тим, щоб сидіння крісла сприймало дію дінамічес-

кого тиску;

- Конструктивно пов'язану з кріслом від'ємна частина ліхтаря кабіни,

яка під час катапультування повертається таким чином, щоб

закрити від набігаючого потоку все крісло разом з пілотом.

Ці способи можуть виявитися ефективними в окремих випадках, напри-

заходів при автоматичному катапультуванні льотчика, що знаходиться без ство-

нания, з літака, занурюється у воду.

Рятувальна капсула

─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─

Часті аварії і катастрофи першу надзвукових літаків, неви-

сокая ефективність відкритих катапультіруемих крісел в екстремальних ус-

ловіях польоту, а також складність відділення та безпечного повернення на

землю передньої частини літака з екіпажем привели до появи в 50-х го-

дах більш раціональних закритих катапультіруемих пристроїв, званих

рятувальними капсулами. Під час аварії цей пристрій за сигналом ката-

пультірованія автоматично закриває людини разом з кріслом спеці-

альних щитками і, крім того, дозволяє застосовувати більш різноманітне

обладнання, що підвищує безпеку з моменту катапультування до

приземлення.

Вивчалася можливість використання негерметичних і герметичних

капсул. У першому випадку капсула захищає людину від впливу динамічних

тичного тиску, аеродинамічного нагріву і частково від перевантажень при

гальмуванні (завдяки збільшенню маси і зменшенню опору). В

свою чергу герметична капсула дозволяє, крім того, здійснювати політ

без складного скафандра, що утрудняє руху, і парашута, а також про-

чих індивідуальних засобів захисту і порятунку членів екіпажу. З урахуванням

цих достоїнств практичне застосування отримали герметичні капсули,

володіють непотоплюваністю, що забезпечувало безпечне приводнення.

Першу з відомих капсул розробила фірма "Гудьір" для вій-

но-морської авіації США на початку 50-х років. Однак ця капсула не знайшла

застосування. Потім були створені капсули для літаків B-58 і ХВ-70А.

Конструкція цих капсул і пристосувань, що служать для катапультірова-

ня, визначалася вимогою безпечного покидання несправного літаки-

та в широкому діапазоні висот і швидкостей польоту. Для літака ХВ-70A та-

кою діапазон швидкостей починається з 150 км / год (при нульовій висоті) і ох-

вативает швидкості до М = 3 (при цьому залишити літак, що летить з максі-

бітної швидкістю можна тільки на висоті, що перевищує 2100 м). Докладних

даних про літак В-58 не опубліковано, проте відомо, що під час

наземних випробувань капсула піднімалася на висоту 75 метрів, що при вико-

користуванні швидко розкривається парашута забезпечує високий рівень

безпеки приземлення.

Автоматичне обладнання, застосоване, наприклад, в капсулі са-

молетов В-58, здійснює підготовку до катапультування, само катапуль-

тирование і приземлення. Підготовка до катапультування у цій капсулі

включає надання тілу людини певного становища, закриття капс-

ли і її герметизацію. Механізм катапультування наводиться в рух за

допомогою одного з двох важелів, розташованих на підлокітниках крісла.

Після цього запалюється пороховий заряд, гази якого потрапляють в два

приводу; один з яких підтягує і фіксує ноги, інший відсуває

тулуб назад і стабілізує положення голови. Після цих операцій по-

Рохова гази проникають в механізм герметичного закривання капсули. Тривалий

ність цих операцій становить близько однієї секунди, після чого здійсню-

ється герметизація кабіни і створюється тиск, що відповідає

висоті 5000 метрів, що займає ще 2-3 секунди. Закриття капсули викликають

кість спрацьовування кількох кінцевих вимикачів електричних ланцюгів.

Ланцюг аварійної сигналізації закриття капсули передає сигнал решті

членам екіпажу про прийняття рішення на катапультування. Інша ланцюг

включає засоби зв'язку, що передають сигнали про аварію. Після закриття

капсули пілот зберігає можливість управління літаком, так як Штур-

вал залишається у своєму нормальному положенні усередині капсули, а її обтікаючи-

тель має ілюмінатор, через який можна спостерігати за показаннями

приладів і частиною обладнання кабіни. Така конструкція дозволяє здійсню-

ществить (якщо аварія не має катастрофічного характеру) зниження,

зміна напрямку польоту і навіть відкриття капсули із збереженням її

подальшої герметезаціі. Система катапультування не залежить від підго-

товітельних операцій, тому сам процес катапультування капсули мо-

жет бути зроблений і у разі їх невиконання, наприклад при поломці або

відмову пристроїв, які забезпечують виконання підготовчих операцій.

Процес катапультування заснований на принципі, що використовується в ка-

тапультіруемих сидіннях, обладнаних ракетними двигунами, запускає-

мимі за допомогою допоміжної системи. Натискання важеля катапультування

призводить до запалення порохового заряду. Виділяються при це гази

скидають обтічник кабіни, і після закінчення 0,3 секунди відбувається за-

пуск ракетного двигуна. Під час руху капсули вгору відбувається

займання іншого порохового заряду, що викидає назовні Стабія-

зірующій парашут, який після відділення капсули від літака ініціює

розкриття на її поверхні щитків-стабілізаторів. Рух капсули по

напрямних катапульти супроводжується відокремленням від неї елементів уп-

равленія і систем, пов'язаних з літаком, а також включенням внутрішньої

апаратури життєзабезпечення. Крім того, відбувається включення всередині

капсули таймерної-анероїдних автоматів, які після зменшення висоти і

швидкості польоту капсули до безпечних значень викликають відкриття спаса-

тельного парашута і виконання всіх належних операцій, у тому числі на-

конання амортизуючих гумових подушок, що пом'якшують удар при приземлений-

нии або приводнюванні капсули. У разі приводнення здійснюється напов-

ня додаткових поплавкових камер, що збільшують плавучість і ус-

тойчивости капсули на неспокійної поверхні води. Під час плавання

капсула може перебувати як у відкритому, так і в закритому стані. Ес-

Чи в разі хвилювання водної поверхні капсула повинна бути закрита, то

здійснюється підключення шланга кисневої маски до клапана системи

дихання атмосферним повітрям. Дещо іншу конструкцію мала капс-

ла, застосована на літаку ХВ-70A. Вона була обладнана обтічником,

складається з двох частин, а кут нахилу крісла міг змінюватися. Стабія-

зацію положення капсули в польоті забезпечували два циліндричних кронш-

тейна телескопічного типу, висунуті через 0,1 секунди після ката-

пультірованія. Довжина кронштейнів в розправленому положенні становила 3

метра. Кінці кронштейнів були забезпечені стабілізуючими парашутами, ко-

торие розкривалися через 1,5 секунди після катапультування. Силова

установка капсули викидала її на висоту 85 метрів. Під час наземних

випробувань власна маса капсули становила 220 кг, а місце іспитате-

Щоб було заповнено 90-кілограмовим баластом. Безпечне зниження від-

ходило за допомогою рятувального парашута, що має діаметр куполу 11 мет-

рів, а приземлення або приводнення здійснювалося за допомогою амортизатора

у вигляді гумової подушки, наповнювати газом під час зниження.

Застосування капсул такого типу забезпечує можливість роботи

екіпажу з двох чоловік в загальній кабіні вентиляційного типу, такий же,

яка зазвичай використовується на транспортних літаках. Усередині капсули, під

сидінням, розміщується набір предметів першої необхідності, до складу ко-

торого, крім усього іншого, входять: передавальна радіостанція, висилає

сигнали для визначення місцезнаходження капсули, і обладнання, необ-

дімое для забезпечення життєдіяльності в тропічних і арктичних ус-

ловіях (у тому числі вудка, рушниця, вода, продовольство і т.п.).

Про т д е л я м а я к а б і н а

─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─

Основною передумовою розробки відокремлюваної кабіни стало стрем-

ня до підвищення рівня безпеки польотів, оскільки вважалося, що

відділення кабіни від літака при будь-яких інших умовах і режимах польоту

буде для екіпажу більш легким і зручним процесом, здійснюваним, віз-

можна швидше, ніж при використанні катапультіруемих сидінь або кап-

сул. Така кабіна повинна бути стійкою в польоті і забезпечувати менші

перевантаження.

Залежно від прийнятої конструктивної ідеї кабіни зменшення

перевантаження може бути досягнуто або за допомогою збільшення відносини

маси кабіни до її аеродинамічного опору, або шляхом вико-

вання ракетних двигунів, що протидіють різкої втрати швидкості при

відділенні кабіни.

Практичне використання аварійної системи покидання літака з

допомогою відокремлюваної кабіни є більш складним заходом щодо порівняй-

нію з розглянутими вище, оскільки вимагає вирішення низки додаткових

проблем. До них належать, зокрема проблема роз'єднання в частки се-

Кунди великої кількості проводів і механічних зв'язків бортових сис-

тим, які в звичайних умовах повинні задовольняти вимогам нор-

мального функціонування і високої надійності. Процес цей має про-

виходити не тільки швидко і надійно, але і без порушення роботи обладнання-

вання, розташованого в кабіні і забезпечує життєдіяльність ЕКІ-

пажа. У теоретичних дослідженнях і дослідно-конструкторських роботах

вивчаються різні варіанти принципів побудови і конструктивного ви-

нання кабін в залежності від їх призначення і габаритів, а також тих-

технологічні можливості, вартість розробки, виробництва, експлуатації

ції і т.п. Іншими словами, завдання розробки відокремлюваної кабіни зазвичай

розглядається з точки зору комплексної придатності певного ре-

шення для конкретного типу літака.

З опублікованих даних випливає, що найбільш раціональним рі-

ням є таке, в якому здійснюється відділення кабіни разом з

носовою частиною фюзеляжу (у легенях типах літаків) або разом з частиною

фюзеляжу, що утворює з кабіною герметизований легко роз'єднувати мо-

дуль. Конструктивні рішення в обох варіантах можуть також значно

відрізнятися в залежності від прийнятого способу приземлення. Так, може

бути передбачена посадка кабіни на сушу або на воду або екіпаж повинен

покинути кабіну (наприклад шляхом автоматичного витягування крісел ЕКІ-

пажа за допомогою парашутів) після її зниження до певної висоти.

На початковому етапі розвитку надзвукової авіації практичне

застосування знайшов варіант відокремлюваної кабіни, залишаємо екіпажем на визна-

діленої висоті. Так як основним недоліком такого рішення була

низька надійність на малій висоті (за браком часу, необхідно-

го для виконання всіх операцій з покидання кабіни і наповнення купола

парашута) і повна непридатність в граничних умовах (при нульовій ско-

рости і висоті), пізніше розглядалися тільки цельнопріземляемие кабі-

ни. Кабіни цього типу характеризуються не тільки високою безпекою

при покиданні літака на будь-яких режимах польоту і значне скорочення-

ем кількості індивідуальних засобів порятунку екіпажу, а й можливістю

автоматизації всіх необхідних дій, залишаючи пілотові тільки вибір

моменту катапультування.

Перші відокремлювані кабіни, про які повідомлялося у пресі, були

застосовані в літаках D-558-II, випробуваних в 1948 році, і також "Трідан"

I і Х-2 (1953 рік). У літаку "Трідан", що має фюзеляж у вигляді тіла

обертання з конусоподібної носовою частиною, була застосована негерметізіро-

ванна кабіна (пілот здійснював політ у спеціальному комбінезоні), що виконують-

ненная заодно з носовою частиною фюзеляжу. При розробці було прийнято,

що після відділення від літака кабіна повинна опускатися вертикально зі

стабілізуючим парашутом до певної висоти, на якій розкриває-

ся основний парашут. Удар об землю мав амортизуватися передній

загостреною частиною фюзеляжу. Такого роду аварійна система покидання са-

молетов не знайшла послідовників, тим більше що в такій модифікації

літака ("Трідан" II) була застосована герметизована кабіна з ката-

пультіруемим сидінням.

У літаку Х-2 також використана кабіна, відокремлювана разом з но-

совою частиною фюзеляжу, яка опускалася на парашуті до певної

висоти. Далі пілот залишав її звичайним способом із застосуванням індивіду-

ального парашута. Принцип відділення кабіни від літака складався в викорис-

танні тиску газів, одержуваних від вибуху заряду, що знаходиться в спе-

ціальної камері за задньою стінкою кабіни. Після вибуху заряду образующ-

еся гази підводяться за допомогою спеціальних трубопроводів до чотирьох шквор-

ням, що з'єднує кабіну з середньою частиною фюзеляжу, і під впливом

тиску газів відбувається відділення кабіни від іншої частини літака.

В кінці 50-x - початку 60-х років були проведені більш комплексні

дослідження відокремлюваних кабін, в результаті чого з'явилися проекти нових

конструктивних рішень. У Франції в 1961 році була запатентована відділень-

ється кабіна, обладнана надувними гумовими поплавками, які

є амортизуючими або утримують елементами при посадці на

землю або на воду. Передбачалося, що в разі аварії електромеханічес-

дещо пристрій відокремить кабіну від літака, включить власні ракетні

двигуни, які відштовхнуть її від літака, і розкриє складені стаб-

лизатор, що забезпечують політ кабіни по висхідній траєкторії. У най-

вищій точці траєкторії, коли вертикальна швидкість зменшиться до нуля,

передбачалося розкриття стабілізуючого парашута. При досягненні

знижується кабіною певної висоти повинен був випускатися головний

парашут, призначений для здійснення плавного спуску і приземлився-

ня.

У США були розроблені два варіанти відокремлюваних кабін. Фірма

"Стенлі авіейшн" розробила кабіну для літака F-102, а фірма "Локхід"

- Для літака F-104. Обидві кабіни, однак, не знайшли практичного примі-

нения. Кабіна літака F-104 розроблена з урахуванням запобігання екіпажу

від дії високих температур і перепадів тиску. Вона мала конструк-

цію, що витримує великі перевантаження та аеродинамічні впливу

виникають у процесі катапультування.

З метою забезпечення стабілізації положення кабіни був перед-

рен випуск перед катапультування відповідних поверхонь з біль-

шим подовженням. Для відділення кабіни від літака і піднесення її на визна-

ленну висоту передбачалося застосування твердопаливного ракетного дви-

гунів з тягою близько 200 кН і часом роботи 0,5 секунди. Предусматрі-

валось, що вектор тяги двигуна повинен проходити через центр ваги

кабіни під кутом 35 градусів відносно осі симетрії літака. Викид

рятувального парашута повинен відбуватися при досягненні швидкості 550

км / ч.

Сучасні відокремлювані кабіни знайшли застосування тільки в двох

надзвукових літаках (F-111 і B-1), перше покидання літака з такою

кабіною було здійснено в 1967 році при аварії літака F-111, у вре-

ма якої екіпаж літака, що складається з двох осіб, справив ката-

пультірованіе на швидкості польоту 450 км / ч і висоті 9000 метрів (зі ско-

зростання щодо повітря 730 км / ч) і здійснив благополучну приз-

ня.

Розробка і виробництво фірмою "Макдоннел" повністю герметізі-

рова кабіни літака дозволили здійснювати політ без спеціального

висотного обладнання і забезпечували безпечне покидання літака під

всіх діапазонах швидкостей і висот польоту, у тому числі при нульовій ско-

рости і під поверхнею води. В процесі розробки кабіни була вико-

нена велика дослідницька робота. Зокрема, були проведені ис-

питанія на рейковому стенді для визначення траєкторії польоту при досягнень-

жімих на землі граничних швидкостях, дослідження вільного падіння ка-

біни з великої висоти з метою визначення аеродинамічних характеристик-

тик, дослідження удару кабіни з метою розробки системи амортизації,

оцінки плавучості, орієнтації на воді і від'єднання кабіни під водою,

вивчення можливості тривалого перебування екіпажу в кабіні після при-

заземлення у важкодоступній місцевості в різних кліматичних і геогра-

фических умовах, а також дослідження міцності, надійності, функціо-

нування і т.п.

Від'єднання кабіни відбувається після натискання важеля, розташований-

ного між кріслами екіпажу. Після подачі команди система працює авто-

автоматично, причому спочатку здійснюється затягування ременів, пристібаючись-

чих екіпаж до крісел, включення аварійної дихальної кисневої сис-

теми і додаткового наддуву кабіни. Потім відбувається відділення кабіни

від літака, роз'єднання елементів управління і проводів, включення ра-

кетного двигуна. Відділення кабіни і розрив з'єднань здійснюються

за допомогою вибуху заряду, виконаного у вигляді шнура, укладеного за контрактом

туру з'єднання модуля кабіни з іншою частиною фюзеляжу. Силова уста-

новка кабіни складається з твердопаливного ракетного двигуна тягою 177,9

кН (18140 кГ).

Залежно від висоти та швидкості польоту щодо повітря

двигун викидає кабіну на висоту 110-600 метрів над літаком. В

верхній точці траєкторії польоту кабіни викидаються стабілізуючий па-

рашют і смужки станіоля, що полегшують радіолокаційне виявлення кабі-

ни рятувальними службами. Після закінчення 0,6 секунди після викидання

стабілізуючого парашута припиняється робота двигуна і здійснюється

випуск основного рятувального парашута з куполом діаметром 21,4 метра

(Парашут цього типу застосований в спускається модулі космічного корабля

"Аполлон"). Викид парашута, що забезпечує зниження кабіни зі ско-

рость 9-9,5 м / с, відбувається за допомогою порохового заряду, займистість-

го по сигналу таймерної-анероидного автомата або акселерометра. На висо-

тах, менших 4500 метрів, парашут викидається відразу ж, а в польотах зі

швидкістю понад 550 км / год він викидається тільки після зменшення осьових

перевантажень до величини 2,2. Наповнення купола парашута відбувається в те-

чення 2,5 секунд, рахуючи від моменту натягу строп. Амортизація удару об

землю або воду, а також необхідна плавучість забезпечуються розта-

женнимі під кабіною гумовими подушками, наповнюється в протягом 3 се-

кунд після викиду рятувального парашута. У разі приводнення кабіни

додатково випускаються два поплавця, що запобігають її переворот. В

прибраному положенні поплавці розташовуються в нішах верхньої частини кабіни.

Кабіна може від'єднуватися від фюзеляжу під водою. Це відбувається автома-

тично по сигналу гідростатичного датчика після занурення літака

на глибину 4,5 метра.

У програмі розробки літака B-1 спочатку передбачало-

лось застосування тримісній відокремлюваної кабіни, аналогічної кабіні само-

літа F-111. Однак значна вартість такої кабіни, необхідність

проведення великих досліджень, складність конструкції і обслуговування

призвели до того, що було прийнято рішення про використання відокремлюваних ка-

бін тільки в перших трьох зразках літака. У наступних ж примірниках

стали використовувати катапультіруемие сидіння, спеціально розроблені

для цього літака.

═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═

═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═ ═

ЛІТЕРАТУРА

─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─ ─

Ціхош Е. Надзвукові літаки: Довідкове керівництво. Переклад з

польського. Москва, видавництво "СВІТ", 1983 рік, 432 сторінки.