Аварийные ситуации в современной авиации возникают достаточно ред ко , прежде всего благодаря высокой надежности летательных аппаратов, хорошей подготовке экипажей и тщательной работе наземных технических служб. Несмотря на это, иногда происходят аварии самолетов например, вследствие отказа силовой установки, нехватки топлива, возникновения по жара на самолете, неисправности системы управления, потери пилотом ори ентации в пространстве, из-за исключительно неблагоприятных метеорологи ческих условий и т. п. Кроме того, военные самолеты постоянно подвергают ся опасности оказаться в аварийной ситуации в результате действий про тивника.

К наиболее неблагоприятным относятся быстротечные аварии, когда время, которым располагает экипаж для того чтобы покинуть самолет или произвести вынужденную посадку, невелико. Поэтому спасательные средства экипажей должны обеспечивать безопасность не только в любой ситуации, но и в любой момент времени.

В первом двадцатилетии развития авиации экипаж практически не рас полагал каким-либо спасательным средством, позволяющим покинуть самолет в воздухе. Во втором двадцатилетии единственным средством такого рода был парашют. В случае аварии летчик покидал самолет таким образом: отс тегивал ремни, открывал фонарь, выходил из кабины и прыгал с крыла. Пос ле непродолжительного свободного полета летчик открывал парашют и при землялся. С ростом скорости и высоты полета такой способ становился неп ригодным по многим причинам.

Во-первых, с увеличением скорости полета значительно возрастает сила аэродинамического сопротивления. Например, при скорости полета 600 км/ч на тело летчика, высунувшегося только наполовину из кабины самоле та, действует сила около 4, 4 кН ( 450 кГ ). Величина силы пропорциональ на квадрату скорости, поэтому повышение скорости, например, до 1200 км/ч приводит к четырехкратному увеличению силы без учета дополнительного волнового сопротивления. В таких условиях выход из кабины самолета пре вышает физические возможности человека.

Вторым фактором, затрудняющим покидание самолета с парашютом, яв ляется большое различие между скоростью самолета и резко уменьшающейся скоростью парашютиста в результате торможения набегающим потоком. Поток подхватывает парашютиста и быстро уносит назад, что грозит столкновением с хвостовым оперением или другими частями самолета.

Третья опасность кроется в неблагоприятном действии воздушного по тока большой скорости на незащищенные участки тела, вызывающим поврежде ние внешних и внутренних органов и т. п.

Другие опасности связаны с необходимостью покидать самолет на очень большой или очень малой высоте. В первом случае возникает небла гоприятное действие на человека очень низких давления и температуры, вследствие чего возникает кислородное голодание и нарушается тепловое равновесие организма. На малой высоте, особенно при движении самолета по земле ( или по палубе корабля ), не хватает промежутка времени и рассто яния для раскрытия и наполнения купола парашюта, т. е. для уменьшения скорости падения до допустимой величины.

Практически установлено, что покидать с парашютом самолет, летящий со скоростью более 600 км/ч на высоте, меньшей 300 метров, без специаль ных средств небезопасно или просто невозможно с учетом физических данных человека. По этой причине конструкторы разработали специальные техничес кие средства, позволяющие покидать около- и сверхзвуковые самолеты в лю бых условиях и на любых этапах полета, т. е. во всем используемом диапа зоне скоростей и высот.

Первым средством такого рода являлось выбрасываемое сидение, поз воляющее летчику покидать самолет с помощью катапультирования. Первые применявшиеся катапультируемые сидения обеспечивали возможность безопас но покидать самолет только при ограниченной скорости и высоте, поэтому для сверхзвуковых самолетов было создано более сложное оборудование. К нему относятся спасательные капсулы и отделяемые кабины, в которых можно покидать самолет, сохраняя безопасность в любых условиях полета. Они нашли применение исключительно в сверхзвуковых самолетах.

Катапультируемое сидение
-------------------------

Катапультируемое сидение по сравнению с обычным, неподвижно зак репленным в самолете снабжено направляющими и приводом, позволяющим выб расывать сидящего человека (вместе с креслом) на определенную высоту над траекторией полета самолета. В первых устройствах такого рода движение вдоль направляющих происходило под действием сжатых газов, подаваемых в цилиндр (скрепленный с самолетом), которые, действуя на поршень, (скреп ленный с сидением), придавали сидению и летчику определенную скорость относительно самолета.

После катапультирования сидение с летчиком движется по траекто рии, форма которой зависит от скорости полета самолета в момент ката пультирования, скорости катапультирования сидения, а также от катапуль тируемой массы (сидение с летчиком) и от ее аэродинамических характерис тик. Параметры конструкции кресла и его привода должны обеспечивать пос ле катапультирования скорость движения, достаточную для того чтобы мино вать заднюю часть самолета на безопасном растоянии. Высота катапультиро вания уменьшается с увеличением скорости полета и возрастет с увеличени ем начальной скорости катапультирования. Скорость катапультирования за висит от величины хода поршня в цилиндре, характеристик катапульты и до пустимого значения перегрузки, действующей на человека.

Ограниченные габариты кабины экипажа и, следовательно, небольшой допустимый ход поршня повлияли на то, что первые катапульты снабжались приводом (обычно это был порохвой заряд, реже баллон сжатого воздуха), который на коротком промежутке пути сообщал человеку перегрузку 18-20, т. е. максимально допустимую с физиологической точки зрения. С помощью сидений такого типа можно было безопасно покидать самолет, летящий со скоростью, не превышающей 900-1100 км/ч. Авария на самолете, летящим с большой скоростью требовала от экипажа уменьшения ее до такой, при кото рой можно безопасно покидать кабину. Случаи, в которых это было невоз можно из-за повреждения самолета могли закончится трагически. В 1955 году произошли две аварии, которые снова обратили внимание на проблему покидания самолета, летящего со сверхзвуковой скоростью. В обеих случаях катапультирование произошло во время крутого пикирования с резко возрастающей скоростью, причиной которого явилась потеря управляе мости, вызванная аэродинамической блокировкой руля высоты.

В первом случае воздушный поток сорвал с пилота перчатки, шлемо фон и кислородную маску, а первый удар потока в лицо вызвал появление синяков под глазами. Во втором случае, произошедшем на самолете F-100A, на пилота действовала тормозящая сила воздуха, создавая отрицательную перегрузку около 40 и динамическое давление порядка 600 кПа. Воздушный поток сорвал с пилота ботинки, носки, шлем, кислородную маску и перчат ки, а также кольцо и наручные часы, разорвал нос, губы и веки. Все тело имело сильные ушибы, а внутренние органы, особенно сердце и печень, пов реждены.

Вследствие проведенных исследований конструкция катапультируемого кресла претерпела существенные изменения, благодаря которым сначала была повышена безопасность покидания самолета, летящего с большой скоростью, а затем - безопасность при взлете и посадке. К наиболее важным конструк тивным усовершенствованиям относятся:

- совмещение в одном рычаге откидывания фонаря и катапультирова ния с одновременным автоматическим фиксированием ног и рук в необходимом положении. В креслах первоначальной конструкции катапультирование насту пало после натягивания на лицо обеими руками матерчатого предохранителя, а после введения шлемов со щитками из органического стекла-нажатием ры чага, расположенного в подлокотнике кресла или между бедрами. В новых катапультируемых креслах пилот выполняет только одно действие-подает ко манду исполнительному механизму, который притягивает ноги к креслу и фиксирует их, прижимает локти к туловищу, выбирает зазоры в ремнях, удерживающих пилота в кресле, фиксирует голову и сбрасывает фонарь (или открывает аварийный люк), а через 1-2 секунды приводит в действие ката пульту;

- применение автоматического выпуска стабилизирующего парашюта, отделение пилота от кресла (расстегивание ремней и отбрасывание кресла), раскрытие спасательного парашюта и регулирование запаздывания исполни тельных механизмов, которые обеспечивают как можно более быстрое прохож дение больших высот (без превышения предельного перепада давления, безо пасного для организма) и как можно более быстрое наполнение купола пара шюта во время падения с малых высот; этими действиями управляет таймер но-анероидный автомат, а быстрое наполнение парашюта на малой высоте осуществляется системой небольших пирозарядов, выбрасывающих парашют из оболочки и раскрывающих его купол;

- применение телескопических и многозарядных выталкивающих меха низмов, удлиняющих время действия ускорения и соответствующий путь ката пультируемого кресла ограничивается величиной 20-24 м/с, а высота его подъема увеличивается до 25- 28 метров при перегрузке 18-20 . Выталкивающий механизм такого типа позволяет покинуть самолет, летящий с большой скоростью на малой высоте, однако его невозможно ис пользовать во время аварии на взлете или посадке. Эта проблема была ре шена с помощью дополнительного ракетного двигателя, который удлиняет ак тивный участок траектории полета катапультироемого кресла при перегруз ках, допустимых для организма человека. Катапультирование в таком кресле можно разделить на два этапа. На первом происходит обычный процесс ката пультирования, а на втором включается ракетный двигатель тягой 20-30 кН, который, действуя уже вне кабины самолета, за несколько десятых долей секунды поднимает кресло на 60-120 метров. Такое кресло с ракетным дви гателем позволяет покинуть самолет, находящийся на взлетной полосе, и поэтому относится к классу 0-0 (скорость и высота равны нулю). Кроме средств, позволяющих вынужденно покидать самолет, летящий со сверхзвуковой скоростью, большое внимание уделяется проблеме защиты пилота от динамического давления. Из многих рассмотренных решений прак тическое применение нашел упомянутый выше метод натягивания на лицо по лотняной матерчатой маски. Высотные скафандры и специальные шлемы для экипажей самолетов, эксплуатируемых на больших высотах, на сегодняшний день решают проблему защиты тела и лица человека при катапультировании. Не нашли широкого применения другие способы защиты от воздействия пото ка, которые, в частности, использовали:

- выдвигаемый щиток, выполняющий роль генератора косых скачков уплотнения, образующих конус Маха, внутри которого скорость потока и ди намическое давление на 30% меньше, чем снаружи;

- быстрый поворот кресла после катапультирования в горизонтальное положение, с тем, чтобы сидение кресла воспринимало действие динамичес кого давления;

- конструктивно связанную с креслом отъемную часть фонаря кабины, которая во время катапультирования поворачивается таким образом, чтобы закрыть от набегающего потока все кресло вместе с пилотом.

Эти способы могут оказаться эффективными в частных случаях, напри мер при автоматическом катапультировании летчика, находящегося без соз нания, из самолета, погружающегося в воду.

Спасательная капсула
------------------------

Частые аварии и катастрофы первых сверхзвуковых самолетов, невы сокая эффективность открытых катапультируемых кресел в экстремальных ус ловиях полета, а также сложность отделения и безопасного возвращения на землю передней части самолета с экипажем привели к появлению в 50-х го дах более рациональных закрытых катапультируемых устройств, называемых спасательными капсулами. Во время аварии это устройство по сигналу ката пультирования автоматически закрывает человека вместе с креслом специ альными щитками и, кроме того, позволяет применять более разнообразное оборудование, повышающее безопасность с момента катапультирования до приземления.

Изучалась возможность использования негерметичных и герметичных капсул. В первом случае капсула защищает человека от воздействия динами ческого давления, аэродинамического нагрева и частично от перегрузок при торможении (благодаря увеличению массы и уменьшению сопротивления). В свою очередь герметичная капсула позволяет, кроме того, совершать полет без сложного скафандра, затрудняющего движения, и парашюта, а также про чих индивидуальных средств защиты и спасения членов экипажа. С учетом этих достоинств практическое применение получили герметичные капсулы, обладающие непотопляемостью, что обеспечивало безопасное приводнение. Первую из известных капсул разработала фирма "Гудьир" для воен но-морской авиации США в начале 50-х годов. Однако эта капсула не нашла применения. Затем были созданы капсулы для самолетов B-58 и ХВ-70А. Конструкция этих капсул и приспособлений, служащих для катапультирова ния, определялась требованием безопасного покидания неисправного самоле та в широком диапазоне высот и скоростей полета. Для самолета ХВ-70A та кой диапазон скоростей начинается со 150 км/ч (при нулевой высоте) и ох ватывает скорости до М=3 (при этом покинуть самолет, летящий с макси мальной скоростью можно только на высоте, превышающей 2100 м). Подробных данных о самолете В-58 не опубликовано, однако известно, что во время наземных испытаний капсула поднималась на высоту 75 метров, что при ис пользовании быстро раскрывающегося парашюта обеспечивает высокий уровень безопасности приземления.

Автоматическое оборудование, примененное, например, в капсуле са молета В-58, осуществляет подготовку к катапультированию, само катапуль тирование и приземление. Подготовка к катапультированию в этой капсуле включает придание телу человека определенного положения, закрытие капсу лы и ее герметизацию. Механизм катапультирования приводится в движение с помощью одного из двух рычагов, расположенных на подлокотниках кресла. После этого зажигается пороховой заряд, газы которого попадают в два привода; один из которых подтягивает и фиксирует ноги, другой отодвигает туловище назад и стабилизирует положение головы. После этих операций по роховые газы проникают в механизм герметичного закрывания капсулы. Дли тельность этих операций составляет около одной секунды, после чего осу ществляется герметизация кабины и создается давление, соответствующее высоте 5000 метров, что занимает еще 2-3 секунды. Закрытие капсулы вызы вает срабатывание нескольких концевых выключателей электрических цепей. Цепь аварийной сигнализации закрытия капсулы передает сигнал остальным членам экипажа о принятии решения на катапультирование. Другая цепь включает средства связи, передающие сигналы об аварии. После закрытия капсулы пилот сохраняет возможность управления самолетом, так как штур вал остается в своем нормальном положении внутри капсулы, а ее обтека тель имеет иллюминатор, через который можно наблюдать за показаниями приборов и частью оборудования кабины. Такая конструкция позволяет осу ществить (если авария не имеет катастрофического характера) снижение, изменение направления полета и даже открытие капсулы с сохранением ее последующей герметезации. Система катапультирования не зависит от подго товительных операций, поэтому сам процесс катапультирования капсулы мо жет быть произведен и в случае их невыполнения, например при поломке или отказе устройств, обеспечивающих выполнение подготовительных операций. Процесс катапультирования основан на принципе, используемом в ка тапультируемых сидениях, оборудованных ракетными двигателями, запускае мыми с помощью вспомогательной системы. Нажатие рычага катапультирования приводит к воспламенению порохового заряда. Выделяющиеся при это газы сбрасывают обтекатель кабины, и по истечении 0, 3 секунды происходит за пуск ракетного двигателя. Во время движения капсулы вверх происходит воспламенение другого порохового заряда, выбрасывающего наружу стабили зирующий парашют, который после отделения капсулы от самолета инициирует раскрытие на ее поверхности щитков-стабилизаторов. Движение капсулы по направляющим катапульты сопровождается отделением от нее элементов уп равления и систем, связанных с самолетом, а также включением внутренней аппаратуры жизнеобеспечения. Кроме того, происходит включение внутри капсулы таймерно-анероидных автоматов, которые после уменьшения высоты и скорости полета капсулы до безопасных значений вызывают открытие спаса тельного парашюта и выполнение всех надлежащих операций, в том числе на полнение амортизирующих резиновых подушек, смягчающих удар при приземле нии или приводнении капсулы. В случае приводнения осуществляется напол нение дополнительных поплавковых камер, увеличивающих плавучесть и ус тойчивость капсулы на неспокойной поверхности воды. Во время плавания капсула может находиться как в открытом, так и в закрытом состоянии. Ес ли в случае волнения водной поверхности капсула должна быть закрыта, то осуществляется подключение шланга кислородной маски к клапану системы дыхания атмосферным воздухом. Несколько другую конструкцию имела капсу ла, примененная на самолете ХВ-70A. Она была оборудована обтекателем, состоящим из двух частей, а угол наклона кресла мог изменяться. Стабили зацию положения капсулы в полете обеспечивали два цилиндрических кронш тейна телескопического типа, выдвигаемые через 0, 1 секунды после ката пультирования. Длина кронштейнов в расправленном положении составляла 3 метра. Концы кронштейнов были снабжены стабилизирующими парашютами, ко торые раскрывались через 1, 5 секунды после катапультирования. Силовая установка капсулы выбрасывала ее на высоту 85 метров. Во время наземных испытаний собственная масса капсулы составляла 220 кг, а место испытате ля было заполнено 90-килограммовым балластом. Безопасное снижение проис ходило с помощью спасательного парашюта, имеющего диаметр купола 11 мет ров, а приземление или приводнение осуществлялось с помощью амортизатора в виде резиновой подушки, наполняющегося газом во время снижения. Применение капсул такого типа обеспечивает возможность работы экипажа из двух человек в общей кабине вентиляционного типа, такой же, какая обычно используется на транспортных самолетах. Внутри капсулы, под сидением, размещается набор предметов первой необходимости, в состав ко торого, кроме всего прочего, входят: передающая радиостанция, высылающая сигналы для определения местонахождения капсулы, и оборудование, необхо димое для обеспечения жизнедеятельности в тропических и арктических ус ловиях (в том числе удочка, ружье, вода, продовольствие и т. п. ).

О т д е л я е м а я к а б и н а
------------------------------------

Основной предпосылкой разработки отделяемой кабины явилось стрем ление к повышению степени безопасности полетов, поскольку считалось, что отделение кабины от самолета при любых других условиях и режимах полета будет для экипажа более легким и удобным процессом, осуществляемым, воз можно быстрее, чем при использовании катапультируемых сидений или кап сул. Такая кабина должна быть устойчивой в полете и обеспечивать меньшие перегрузки.

В зависимости от принятой конструктивной идеи кабины уменьшение перегрузки может быть достигнуто либо посредством увеличения отношения массы кабины к ее аэродинамическому сопротивлению, либо путем использо вания ракетных двигателей, противодействующих резкой потере скорости при отделении кабины.

Практическое использование аварийной системы покидания самолета с помощью отделяемой кабины является более сложным мероприятием по сравне нию с рассмотренными выше, поскольку требует решения ряда дополнительных проблем. К ним относятся, в частности проблема разъединения в доли се кунды большого количества проводов и механических связей бортовых сис тем, которые в обычных условиях должны удовлетворять требованиям нор мального функционирования и высокой надежности. Процесс этот должен про исходить не только быстро и надежно, но и без нарушения работы оборудо вания, расположенного в кабине и обеспечивающего жизнедеятельность эки пажа. В теоретических исследованиях и опытно-конструкторских работах изучаются различные варианты принципов построения и конструктивного вы полнения кабин в зависимости от их назначения и габаритов, а также тех нологические возможности, стоимость разработки, производства, эксплуата ции и т. п. Иными словами, задача разработки отделяемой кабины обычно рассматривается с точки зрения комплексной пригодности определенного ре шения для конкретного типа самолета.

Из опубликованных данных следует, что наиболее рациональным реше нием 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 мо дуль. 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 покинуть кабину (например путем автоматического вытягивания кресел эки пажа с помощью парашютов) после ее снижения до определенной высоты. На начальном этапе развития сверхзвуковой авиации практическое применение нашел вариант отделяемой кабины, покидаемой экипажем на опре деленной высоте. Так как основным недостатком такого решения являлась низкая надежность на малой высоте (ввиду недостатка времени, необходимо го для выполнения всех операций по покиданию кабины и наполнения купола парашюта) и полная непригодность в предельных условиях (при нулевой ско рости и высоте), позднее рассматривались только цельноприземляемые каби ны. Кабины этого типа характеризуются не только высокой безопасностью при покидании самолета на любых режимах полета и значительным сокращени ем количества индивидуальных средств спасения экипажа, но и возможностью автоматизации всех необходимых действий, оставляя пилоту только выбор момента катапультирования.

Первые отделяемые кабины, о которых сообщалось в печати, были применены в самолетах D-558-II, испытанных в 1948 году, и также "Тридан" I и Х-2 (1953 год). В самолете "Тридан", имеющем фюзеляж в виде тела вращения с конусообразной носовой частью, была применена негерметизиро ванная кабина (пилот осуществлял полет в специальном комбинезоне), выпол ненная 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 раскрывает ся основной парашют. Удар о землю должен был амортизироваться передней заостренной частью фюзеляжа. Такого рода аварийная система покидания са молета не нашла последователей, тем более что в следующей модификации самолета ("Тридан" II) была применена герметизированная кабина с ката пультируемым сиденьем.

В самолете Х-2 также использована кабина, отделяемая вместе с но совой частью фюзеляжа, которая опускалась на парашюте до определенной высоты. Далее пилот покидал ее обычным способом с применением индивиду ального парашюта. Принцип отделения кабины от самолета состоял в исполь зовании давления газов, получаемых от взрыва заряда, находящегося в спе циальной камере за задней стенкой кабины. После взрыва заряда образующи еся газы подводятся с помощью специальных трубопроводов к четырем шквор ням, соединяющим кабину со средней частью фюзеляжа, и под воздействием давления газов происходит отделение кабины от остальной части самолета. В конце 50-x - начале 60-х годов были проведены более комплексные исследования отделяемых кабин, в результате чего появились проекты новых конструктивных решений. Во Франции в 1961 году была запатентована отде ляемая кабина, оборудованная надувными резиновыми поплавками, которые являются амортизирующими или удерживающими элементами при посадке на землю или на воду. Предполагалось, что в случае аварии электромеханичес кое устройство отделит кабину от самолета, включит собственные ракетные двигатели, которые оттолкнут ее от самолета, и раскроет сложенные стаби лизаторы, обеспечивающие полет кабины по восходящей траектории. В наи высшей точке траектории, когда вертикальная скорость уменьшится до нуля, предусматривалось раскрытие стабилизирующего парашюта. При достижении снижающейся кабиной определенной высоты должен был выпускаться главный парашют, предназначенный для осуществления плавного спуска и приземле ния.

В США были разработаны два варианта отделяемых кабин. Фирма "Стенли авиэйшн" разработала кабину для самолета F-102, а фирма "Локхид" - для самолета F-104. Обе кабины, однако, не нашли практического приме нения. Кабина самолета F-104 разработана с учетом предохранения экипажа от действия высоких температур и перепадов давления. Она имела конструк цию, выдерживающую большие перегрузки и аэродинамические воздействия возникающие в процессе катапультирования.

С целью обеспечения стабилизации положения кабины был предусмот рен выпуск перед катапультированием соответствующих поверхностей с боль шим удлинением. Для отделения кабины от самолета и подъема ее на опреде ленную высоту предполагалось применение твердотопливного ракетного дви гателя с тягой около 200 кН и временем работы 0, 5 секунды. Предусматри валось, что вектор тяги двигателя должен проходить через центр тяжести кабины под углом 35 градусов 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 B-1); первое покидание самолета с такой кабиной было осуществлено в 1967 году при аварии самолета F-111, во вре мя которой экипаж самолета, состоящий из двух человек, произвел ката пультирование на скорости полета 450 км/ч и высоте 9000 метров (со ско ростью относительно воздуха 730 км/ч) и осуществил благополучное призем ление.

Разработка и производство фирмой "Макдоннел" полностью герметизи рованной 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 ско рости и под поверхностью воды. В процессе разработки кабины была выпол нена обширная исследовательская работа. В частности, были проведены ис пытания на рельсовом стенде для определения траектории полета при дости жимых на земле предельных скоростях, исследование свободного падения ка бины с большой высоты с целью определения аэродинамических характерис тик, исследование 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 при земления в труднодоступной местности в различных климатических и геогра фических условиях, а также исследования прочности, надежности, функцио нирования и т. п.

Отсоединение кабины происходит после нажатия рычага, расположен ного между креслами экипажа. После подачи команды система работает авто матически, причем вначале осуществляется затягивание ремней, пристегива ющих экипаж к креслам, включение аварийной дыхательной кислородной сис темы и дополнительного наддува кабины. Затем происходит отделение кабины от самолета, разъединение элементов управления и проводов, включение ра кетного двигателя. Отделение кабины и разрыв соединений осуществляются посредством взрыва заряда, выполненного в виде шнура, уложенного по кон туру соединения модуля кабины с остальной частью фюзеляжа. Силовая уста новка кабины состоит из твердотопливного ракетного двигателя тягой 177, 9 кН (18140 кГ).

В зависимости от высоты и скорости полета относительно воздуха двигатель выбрасывает кабину на высоту 110-600 метров над самолетом. В верхней точке траектории полета кабины выбрасываются стабилизирующий па рашют и полоски станиоля, облегчающие радиолокационное обнаружение каби ны спасательными службами. По истечении 0, 6 секунд после выбрасывания стабилизирующего парашюта прекращается работа двигателя и осуществляется выпуск основного спасательного парашюта с куполом диаметром 21, 4 метра (парашют этого типа применен в спускаемом модуле космического корабля "Аполлон"). Выброс парашюта, обеспечивающего снижение кабины со ско ростью 9-9, 5 м/с, происходит с помощью порохового заряда, воспламеняемо го по сигналу таймерно-анероидного автомата или акселерометра. На высо тах, меньших 4500 метров, парашют выбрасывается сразу же, а в полетах со скоростью более 550 км/ч он выбрасывается только после уменьшения осевых перегрузок до величины 2, 2. Наполнение купола парашюта происходит в те чение 2, 5 секунд, считая от момента натяжения строп. Амортизация удара о землю или воду, а также необходимая плавучесть обеспечиваются располо женными под кабиной резиновыми подушками, наполняющимися в течение 3 се кунд после выброса спасательного парашюта. В случае приводнения кабины дополнительно выпускаются два поплавка, предотвращающие ее переворот. В убранном положении поплавки располагаются в нишах верхней части кабины. Кабина может отсоединяться от фюзеляжа под водой. Это происходит автома тически по сигналу гидростатического датчика после погружения самолета на глубину 4, 5 метра.

В программе разработки самолета B-1 первоначально предусматрива лось применение трехместной отделяемой кабины, аналогичной кабине само лета F-111. Однако значительная стоимость такой кабины, необходимость проведения обширных исследований, сложность конструкции и обслуживания привели к тому, что было принято решение об использовании отделяемых ка бин только в первых трех образцах самолета. В последующих же экземплярах стали использовать катапультируемые сидения, специально разработанные для этого самолета.

    ========================================
    ========================================
    ЛИТЕРАТУРА
    -----------

Цихош Э. Сверхзвуковые самолеты: Справочное руководство. Перевод с польского. Москва, издательство "МИР", 1983 год, 432 страницы.

_