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).