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