Eject

Рецензенты канд. техн. наук Н. В. Кирсанов и С. В. Дроздов

А26 Развитие авиационных средств спасения.– М.: Машиностроение, 1990.–256 с: ил ISBN 5-217-01052-5

Даны характеристики авиационных средств спасения. Описаны конструкции отечественных и зарубежных парашютов, применяемых летным составом, парашютов для десантирования людей и грузов, для стабилизации катапультных кресел и др. Подробно рассмотрены катапультные кресла направления их развития.

Для инженеров, занятых созданием и эксплуатацией средств спасения; будет полезна читателям, интересующимся развитием техники.

ПРЕДИСЛОВИЕ

Современные средства аварийного спасения экипажей летательных аппаратов представляют собой сложные автоматизированные технические комплексы. Они должны обеспечивать безопасность экипажей после попадания их в воздушный поток, при приземлении, а также выживание экипажей до обнаружения их поисковыми командами.

В настоящее время наиболее распространенными средствами спасения являются катапультные кресла, которые могут обеспечивать спасение на всех реальных скоростях и высотах покидания летательного аппарата, в том числе на предельно малых высотах и даже из перевернутого положения самолета.

Основные трудности при создании таких средств спасения вызваны ограниченными физиологическими возможностями человеческого организма в условиях воздействия на него ударных перегрузок катапультирования, что усложняет решение ряда конструкторских проблем. К ним относятся: автоматизация процесса катапультирования, создание энергодатчиков, обеспечивающих наиболее выгодный по величине и направлению, вектор тяги; создание средств стабилизации, надежной защиты летчика от воздействия скоростного напора.

Как известно, при разгерметизации кабины давление в ней может упасть до давления окружающей среды в доли секунды. При полетах на высоте более 19 000 м в случае разгерметизации кабины давление составит 626,6 Па (47 мм рт. ст.), что соответствует давлению, при котором жидкость, содержащаяся в тканях организма человека, закипает. В связи с этим для сохранения жизни летчика было создано специальное высотное снаряжение. Его использование в качестве защитного средства от напора набегающего потока воздуха позволило расширить диапазон применения катапультных кресел как по высоте, так и по скорости.

Непрерывное развитие самолетостроения, увеличение скоростей и высот полета, изменение тактики применения истребительной авиации, повышение маневренности самолетов приводят к усложнению различных бортовых систем и увеличению их числа {3} на самолетах. Происходит это параллельно с повышением надежности указанных систем и самолетов в целом. Однако практически всегда остается вероятность какого-либо повреждения, в результате которого дальнейший полет становится невозможным.

Многолетний опыт эксплуатации боевых самолетов подтверждает, что, как бы ни были совершенны бортовые системы, и в тренировочных, и в боевых полетах необходимость в покидании самолета для спасения жизни человека остается. Предусмотреть же положение самолета в воздухе в момент его покидания зачастую бывает невозможно.

Летчикам в полете не всегда удается определить причину возникновения аварийной ситуации. Часто, пытаясь ее найти, они теряют драгоценное время. В результате этого аварийные покидания самолетов нередко происходят в быстро усложняющихся условиях, а иногда уже за пределами реальных возможностей средств спасения. Все это доказывает необходимость высокоэффективных многорежимных автоматизированных средств спасения.

В настоящее время число источников информации, имеющихся в отечественной литературе по этой тематике, невелико. Наиболее полными фактически являются лишь две книги: «Основы расчета и конструирования парашютов» Лобанова Н.А. и «Средства спасения экипажа самолета» Алексеева С.М. и др., выпущенные издательством «Машиностроение» в период с 1961 по 1975 гг. (вторая была переиздана в 1975 г.).

Помещенные во второй книге материалы по методам расчета аэродинамики, динамики, баллистики, прочности катапультных кресел и их элементов могут с успехом быть использованы и в настоящее время.

Конструкция катапультных кресел, их автоматика, энергодатчики, средства стабилизации и ряд других агрегатов претерпели за последние годы большие изменения и имеют новые, более эффективные технические решения и рекомендации. В настоящей книге эти вопросы рассмотрены с позиций сегодняшнего дня с перспективой на будущее.

Средства спасения путем катапультирования имеют относительно короткую историю (около 50-ти лет), однако накопленный опыт разработки и эксплуатации их достаточен для того, чтобы выбрать оптимальные параметры характеристик кресла, обеспечивающие надежное спасение экипажей.

Конечно, технические возможности любой системы не безграничны, но стремление к максимальной эффективности вполне естественно, тем более в столь важном и благородном деле, как спасение человека.

Из приведенных в книге материалов будет видно, что в современных катапультных креслах использованы пока далеко не {4} все технические возможности. Использование средств, повышающих эффективность кресла, позволяет утверждать, что именно они еще долгое время будут единственным средством спасения экипажа самолета, попавшего в аварийную ситуацию.

Кратко рассматриваются в книге и технические проблемы обеспечения спасения экипажей вертолетов. В случае их аварий условия покидания экипажем машины значительно затруднены из-за наличия над кабиной вертолета вращающихся лопастей винта.

Термины в описаниях отечественных катапультных кресел, созданных до 1973 г., и зарубежных катапультных кресел могут не совпадать с ГОСТ 22284–76 «Установки катапультные».

Авторы благодарят рецензентов канд. техн. наук Н.В.Кирсанова и С.В.Дроздова за замечания, направленные на повышение качества рукописи, а также С.М.Алексеева, А.А. Чумаченко, В.В.Бардонова, В.А.Архипова и С.А.Плясункова за полезные советы, сделанные ими по содержанию книги.

ГЛАВА 1. ПАРАШЮТ КАК СРЕДСТВО СПАСЕНИЯ
ЧЕЛОВЕКА

1.1. ЗАРОЖДЕНИЕ ПАРАШЮТИЗМА

Попытки овладеть воздушным пространством уходят в глубокую древность и имеют многовековую историю. Мечты летать так же свободно, как птица, рождали у разных народов многочисленные сказания, предания и мифы.

Бурное развитие промышленности и военного дела существенно способствовало практическому освоению пятого океана. И успех пришел — люди поднялись в небо, вначале на тепловом воздушном шаре-монгольфьере, а затем — на водородном воздушном шаре. Это произошло более двухсот лет назад. Физик Пилатр де Розье вместе с маркизом д'Арланом 21 сентября 1783 г. впервые в истории поднялись в воздух на шаре.

Одни изобретали летательные аппараты тяжелее или легче воздуха, другие задумывались над устройствами для быстрого и безопасного возвращения с неба на землю. Удивительно, что идеи подобных устройств появились намного раньше, чем реально летающие воздушные шары и тем более самолеты.

Первый достоверно известный нам проект подобного типа был предложен гениальным художником, ученым, скульптором, врачом и инженером-механиком Леонардо да Винчи еще в XV в. (рис. 1).

Французский физик Луи Себастьян Ленорман в XVIII в. впервые совершил преднамеренный прыжок в корзине с куполом с высокой башни. С легкой руки Ленормана аппарат стали называть парашютом, что означало в буквальном смысле «пара» — против, а «шют» — падение. {6}

Изобретением Ленормана воспользовался Ж. П. Бланшар, который подвесил корзину к парашюту и так закрепил его на шаре, чтобы можно было легко отсоединиться. В 1785 г. Бланшар в одном из полетов впервые применил свой парашют, когда оболочка шара лопнула и неминуемое падение грозило гибелью воздухоплавателям.

А вскоре появились и первые жертвы воздухоплавания: Пилатр де Розье и физик Жюль Ромен поплатились жизнью за то, что не снабдили свой воздушный шар уже известным тогда средством спасения — парашютом. Их гибель послужила серьезным предупреждением завоевателям пятого океана. Стало ясно, что воздухоплаватели должны иметь спасательный прибор, и таким прибором мог стать только парашют.

В 1797 г. другой воздухоплаватель, А. Ж. Гарнерен, создал и сам опробовал новый парашют из легкого материала без жесткого каркаса. Парашют Гарнерена подвешивался сбоку шара и не мешал работе в корзине. Гарнерен стал вторым в мире, после Ж. П. Бланшара, профессиональным воздухоплавателем. Лично проведя несколько рискованных спусков на своем парашюте, А. Ж. Гарнерен устранил опасное раскачивание, проделав отверстие в куполе своего парашюта, названное позднее полюсным. В принципе такая конструкция сохранилась до наших дней на парашютах с круглым куполом.

Вскоре начали прыгать с парашютом и женщины. Первыми были Э. Гарнерен и А. Тушенинова — француженка и русская.

В прошлом веке ряд воздухоплавателей стали совершать показательные прыжки с парашютом, сделав это основным своим занятием и зарабатывая этим деньги. Многие из них для большего эффекта зачастую придумывали для парашюта различные усовершенствования, например рифление, амортизатор для корзины, совершали прыжки с двумя парашютами и т. п.

1.2. ПАРАШЮТЫ НА ВОЗДУШНЫХ ШАРАХ И САМОЛЕТАХ

Освоение пятого океана проводилось не только на аппаратах легче воздуха, которыми являлись монгольфьеры, водородные воздушные шары и первые управляемые аэростаты — дирижабли. Параллельно с ними появилось множество проектов аэропланов.

Сильным стимулятором возрастающего темпа развития воздухоплавания, а в дальнейшем и авиации, стала бурно растущая промышленность, требовавшая ускоренной связи между городами и странами. Скорости водного транспорта и недавно появившихся железных дорог уже не удовлетворяли людей. Появляются проекты воздушных пассажирских и грузовых перевозок. Так например, еще в 1843 г. парламент Великобритании утвердил «Компанию воздушного парового транспорта», а английский {7} изобретатель Уильям Хенсон, создавший проект аэроплана «Ариэль», получил на него патент.

Русский морской офицер Александр Федорович Можайский начал свои поиски с изучения полета птиц, пытался разобраться в механике полета и природе подъемной силы. После птиц он стал изучать полеты воздушного змея, строил модели аэропланов, причем весьма удачные. Так например, его модель неплохо летала в Манеже с грузом в виде кортика. Можайский построил аппарат, напоминавший по своим основным деталям будущие самолеты. В 1890 г., когда изобретатель умер, его летательный аппарат был продан с молотка. Недооценка царскими чиновниками многолетнего труда Можайского по созданию первого в мире летательного аппарата тяжелее воздуха (впрочем, не только его) заметно затормозила прогресс в области авиации в нашей стране.

В 1903 г. один из братьев Райт в Америке совершил первый полет на своем аппарате. А вскоре появились самолеты других пионеров авиации: А. Сантос-Дюмона, А. Фармана, Л. Блерио, А. Депердюссена, Я. Ньюпора, Г. Вуазена, И. И. Сикорского и некоторых других.

В 1908 г. скорость самолетов не превышала 60 км/ч, через год она достигла 80 км/ч, а еще через год летчик и конструктор Моран на своем моноплане превысил рубеж 100 км/ч. Первый официальный рекорд высоты составлял 110 м, но уже через два года он превысил 3000 м.

С каждым годом возрастали скорость, высота и дальность полета аэропланов (например, в 1909 г. дальность полета составляла 230 км, а в следующем году она увеличилась до 585 км). Однако этот процесс сопровождался и ростом числа аварий. В 1908 году погиб американец Т. Сельфридж, летевший вместе с Орвилом Райтом на его самолете, открыв тем печальный список жертв авиации. В последующие годы число погибших в авиакатастрофах стремительно росло:

Журналы и газеты тех лет извещали о разбившихся авиаторах. Уже в 1910 г. «Петербургская газета» писала: «Авиация становится каким-то безжалостным Молохом, который требует новых и новых человеческих жертв!» Даже специалисты, работавшие в то время в авиации, считали, что гибель авиаторов — «грустная неизбежность, которая стоит на пути развития авиации».

Проблема создания средств спасения с самолета становилась остро актуальной. Несмотря на то, что парашют, на котором можно было бы в случае необходимости спуститься с высоты, был известен уже достаточно давно, в возможность его применения как с воздушных шаров, так и с самолетов веры не было. {8} Кроме того, при покидании самолетов парашюты того времени просто не могли применяться таким же образом, как при покидании шаров.

Еще в конце прошлого века в России жил человек, который верил, что в скором будущем парашют найдет себе широкое применение. Этим человеком был Ю. М. Древницкий. Он много летал на своем воздушном шаре-монгольфьере, с которого сам же и прыгал с парашютом. Его прыжки с парашютом — редчайшее в те времена зрелище — увидели многие тысячи людей в различных городах России.

Технология прыжка Ю. М. Древницкого была весьма проста, однако очень опасна. Перед прыжком с высоты он тросом разрывал свой монгольфьер и тут же прыгал. Через две-три секунды купол его парашюта наполнялся, и энтузиаст благополучно опускался на землю. Только в 1910 г. Ю. М. Древницкий совершил более 400 прыжков с парашютом. Недаром он считал парашют единственным и достаточно надежным средством спасения. В одном интервью он говорил корреспонденту: «С 1882 г. я безуспешно боролся с косностью лиц, стоявших у нас во главе официального воздухоплавания и смотревших на спуск с парашютом, как на акробатическое упражнение. Они не могли уразуметь, что даже при полном завоевании человеческим гением воздушной стихии необходимо иметь спасательный прибор. Таким прибором на воздушных кораблях может быть и будет парашют!». В другом интервью на вопрос, что может помочь авиатору, если произойдет катастрофа, Ю. М. Древницкий ответил: «В таких случаях парашют незаменим!».

Другой энтузиаст парашютного дела в России — Г. Е. Котельников — наблюдал прыжки Ю. М. Древницкого и знал о парашютных прыжках известной французской парашютистки Кайи де Кастеллы. Он был потрясен гибелью Летчика Мациевича (первый погибший авиатор России) 7 октября 1910 г., свидетелем которой он оказался. Это привело к тому, что его полностью захватила идея создания надежного авиационного парашюта. Правда, попытки приспособить парашют для прыжков с самолета предпринимались и раньше, но все они, как правило, оказывались неудачными или малонадежными. Долгий и упорный труд Г. Е. Котельникова увенчался успехом. Ему удалось создать первый в мире ранцевый парашют, закреплявшийся на самом летчике. В дальнейшем парашют Котельникова послужил прототипом для других парашютов, создававшихся в разных странах.

Историческая заслуга Г. Е. Котельникова заключается не в открытии принципа действия парашюта — он был известен давно, еще со времен Леонардо да Винчи, а в применении этого принципа к реальным условиям авиации, в создании работоспособного спасательного устройства, котельников понял, что парашют должен в полете всегда находиться с летчиком. {9}

Парашют Г.Е. Котельникова РК-1 (Русский Котельникова-первый) был огромным достижением в создании спасательной техники в авиации и воздухоплавании. Его масса была чуть больше 7 кг, а масса металлического ранца (размером 38 × 28 × 14) составляла 2 кг. Купол шили из натурального шелка, а в его кромку зашивали стальной тросик для быстрейшего и надежного раскрытия парашюта (рис. 2).

Привязная система парашюта РК-1 размещалась на летчике таким образом, что динамический удар, возникающий при раскрытии купола, распределялся равномерно по всему телу парашютиста (в отличие от французского парашюта «Жюкмесс», крепившегося в одной точке).

9 ноября 1911 г. Г.Е.Котельникову было выдано охранное свидетельство на его изобретение — «спасательный ранец для авиаторов с автоматически выбрасываемым парашютом». Охранное свидетельство означало, что заявка принята к рассмотрению. Оно фиксировало приоритет. Однако русский патент на первый ранцевый парашют так и не был получен. В начале января 1912 г. изобретение было заявлено во Франции, весной того же года Г.Е.Котельникову был выдан французский патент. К середине 1912 г. конструкция ранца Котельникова была полностью отработана и успешно прошла испытания с манекеном, однако в производство ранец не запускался. Вера в него завоевывалась годами.

Впоследствии, описывая процесс испытаний своего ранцевого парашюта, Г. Е. Котельников приводил следующий характерный эпизод: «После многократных безуспешных вылетов испытателя,

в которых ему прыгать не разрешали, при очередном испытательном полете я обратился к полковнику, председателю приемочной комиссии, который сидел у окна и смотрел вниз на аэродром с высоты 1000 м. «Господин полковник,– крикнул я ему в ухо,– а что, если я сам попробую спрыгнуть?» Он быстро обернулся ко мне, и я увидел его искаженную ужасом физиономию: «Что вы! Что вы!... И как вы не хотите понять, что парашют назначается для спасения жизни при катастрофах? А так, за здорово живешь испытывать свою судьбу и господа бога... Да что вы! Не могу я разрешить! И снимайте, пожалуйста, парашют...»

Царское правительство не оценило изобретенного Котельниковым ранца с уложенным в него парашютом, и согласие на его применение он получил не скоро. В своих воспоминаниях изобретатель писал, что многие военные признали необходимость применения парашюта. Нашлись генералы, которые просили великого князя Александра Михайловича, командовавшего тогда российскими воздушными силами, обязательно ввести парашюты в авиацию. Однако князь наложил на этом прошении следующую резолюцию: «Парашюты в авиации — вообще вещь вредная, так как летчики при малейшей опасности, грозящей им со стороны неприятеля, будут спасаться на парашютах, предоставляя самолеты гибели. Машины дороже людей. Мы ввозим машины из-за границы, поэтому их следует беречь. А люди найдутся, не те, так другие!» Эта резолюция как нельзя лучше характеризует отношение царского руководства к летчикам и изобретателям.

Только после начала первой мировой войны военное ведомство приняло, наконец, решение изготовить небольшую партию (около 70 парашютов) для экипажей самолетов «Илья Муромец». Парашюты конструкции Г.Е. Котельникова изготавливались в Петрограде на заводе «Треугольник». Однако, снабдив экипажи самолетов «Илья Муромец» ранцевыми парашютами Г.Е. Котельникова, военное ведомство совсем не позаботилось ознакомить летчиков с их устройством, укладкой, а главное — с правилами пользования. Летчики тяжелых самолетов относились к парашютам с безразличием и недоверием. Вскоре эти парашюты были переданы в воздухоплавательные роты. Но ранцы в тесной корзине аэростатов сильно мешали. Тогда купол парашюта без ранца стали подвешивать к оболочке аэростата на тонком шпагате с тем, чтобы при прыжке сорвать парашют. Это, конечно, было шагом назад. Кроме того, недостаток этого способа состоял в том, что свободно подвешенный парашют раскрывало ветром и срывало с аэростата. Например, 12 января 1917 г. внезапно раскрывшийся и оторвавшийся от оболочки парашют Г. Е. Котельникова насильно вытащил из корзины воздухоплавателя Мишкойта. Правда, спуск его на землю прошел благополучно.

Для исключения подобных случаев подпоручик 12-й воздухоплавательной роты Н. Д. Анощенко предложил иную схему {11} подвески парашюта. Купол парашюта убирался в чехол, а тот подвешивался к баллону аэростата, стропы тянулись к подвесной системе воздухоплавателя. Схема Анощенко была испытана и рекомендована для всех фронтовых воздухоплавателей, однако к этому времени были закуплены французские парашюты «Жюк-месс». В дальнейшем Г.Е. Котельников учел опыт применения его парашютов на фронте и отказался от малонадежного жесткого металлического ранца, а заменил его мягким матерчатым ранцем.

Оценивая аэропланы, созданные в начале века («райты», «фарманы», «блерио» и др.), трудно было предположить столь быстрое развитие авиации, стремительный рост ее боевого применения, а тем более — значение парашютизма. Однако уже в начальный период первой мировой войны возникло стремление к завоеванию превосходства в воздухе, которое можно было достичь не только совершенствованием конструкции самолетов, но и методами их применения, техникой пилотирования. Повышение маневренности самолетов и результаты частых воздушных боев подтвердили потребность в средствах аварийного покидания самолетов (САПС) и выявили необходимость в их постоянном совершенствовании.

За время первой мировой войны русские воздухоплаватели совершили всего 65 прыжков с парашютами, из них 29 для тренировок и проверок парашютов, а 36 — вынужденно. Первым в русской армии тренировочный прыжок выполнил штабс-капитан А. Соколов (4 мая 1917 г., на Юго-Западном фронте). Первый вынужденный прыжок из горящего аэростата выполнил прапорщик В. Полторацкий (29 мая 1917 г.). Четыре воздухоплавателя дважды прыгали с воздушных шаров. История зафиксировала случай, когда на одном парашюте спаслись два воздухоплавателя, так как в корзине оказался только один парашют, а шар был подожжен неприятельским самолетом.

Однако не всем так везло. Прыгая с французскими «Жюк-мессами», восемь воздухоплавателей разбились — их парашюты не раскрылись.

Экипажи военных наблюдательных аэростатов во французской и германской армиях получили спасательные парашюты к началу 1915 г. и в ряде случаев вынуждены были воспользоваться ими. Французские воздухоплаватели, снабженные парашютами «Жюкмесс», неожиданно стали знаменитыми во время ожесточенных боев под Верденом. Сильный ураган сорвал с тросов около 20-ти французских наблюдательных аэростатов. Боясь попасть в плен, наблюдатели почти со всех шаров прыгнули вниз с парашютами. Благополучно приземлились не все, два парашюта не раскрылись...

Первый авиационный парашют за рубежом создал Г. Вассер в 1910 г. Он представлял собой большой зонт со спицами. {12} Конец трости зонта был соединен с сиденьем пилота. При необходимости покидания летчик раскрывал зонт, который должен был вытащить его из самолета. «Парашют» Вассера никто не испытывал, настолько он был курьезным.

В 1910 г. французы Эрвье и Орс создали парашюты для авиаторов и даже сами испытали их. Свернутые купола парашютов закреплялись под самолетами, под ними же «устраивались» и сами парашютисты. После взлета и поднятия на высоту парашютисты прыгали и так же как до них воздухоплаватели, выдергивали парашюты из-под самолетов. Затем раскрывались наполнявшиеся воздухом купола.

Примерно в это же время прославились французские парашютистки Кайя де Кастелла и Пелатье, которые прыгали с самолетов по методу Орса. Первая из них по праву считается и первой парашютисткой-испытательницей, так как она испытывала парашюты с куполами новых конструкций.

В конце 1910 г. во Франции был объявлен конкурс на приз А. Лаланса за создание лучшего надежного парашюта. Условия конкурса: масса парашюта не более 25 кг, масса пилота — не более 75 кг, скорость снижения не выше 4 м/с.

31 декабря 1912 г. был испытан парашют Фредерика Боннэ. Он назывался фюзеляжным, так как парашют укладывался в футляр на фюзеляже самолета и соединялся с летчиком веревкой, причем футляр располагался между кабиной и хвостовым оперением (рис. 3, а). Перед прыжком летчик рычагом раскрывал футляр, парашют от встречного потока раскрывался и буквально «вытаскивал» пилота из кабины (рис. 3, б). Такая система, разумеется, была весьма неудобна, ненадежна, более того — просто опасна и поэтому не нашла широкого применения. С парашютами Боннэ совершили прыжки известные французские летчики А. Пегу и Л. Бури. Только случайностью можно считать то, что купола их парашютов не зацепились при раскрытии за хвостовое оперение самолетов. Однако именно этому парашюту был присужден приз А. Лаланса.

В те времена, на заре авиации, за создание парашютов зачастую принимались люди, почти ничего не знавшие об авиации и совершенно не знакомые с расчетами. Так например, в 1911 г. французские портные Ф. Майер, А. Триммер и Ф. Рейхельт создали парашюты в виде плащей-пальто (рис. 4). Стоило лишь расстегнуть пояс, и пальто моментально преображалось в парашют. Франсуа Рейхельт, решив сам испытать свое изобретение, прыгнул с Эйфелевой башни. Испытание закончилось гибелью изобретателя, после чего парижские власти запретили прыжки с башни.

Таким образом, во Франции многие пытались создать простой и надежный парашют для летчика, но по разным причинам все эти попытки оказались неудачными. Только Жюкмессу в 1915 г.

удалось создать и испытать парашют, получивший признание.

Размещение парашютов на первых самолетах и фиксация их к летчикам были столь неудачны, что явного эффекта от их применения и быть не могло. Несмотря на большое число разработанных вариантов, число жертв не уменьшалось, а росло, и парашюты на самолетах по-прежнему широкого применения не

находили. Даже во время войны парашюты на самолетах стали применять только в конце 1916 г. Именно тогда стало известно, что некоторые английские и немецкие летчики обзавелись личными парашютами. Так например, немцы стали применять парашюты, созданные инженером Отто Хейнике еще в 1913 г. Парашют Хейнике размещался в мешке, который поясом крепился к летчику. Раскрытие купола производилось фалом, прикрепленным к фюзеляжу. В Англии выпускались примерно такие же парашюты конструкции Е. Р. Кальтропа, тоже имевшие принудительное раскрытие.

Американцы позже всех начали работать над совершенствованием авиационного парашюта. На средства американской армии в 1918 г. была создана группа инженеров и парашютистов. Группу возглавил майор Е. А. Гофман, там же были Флойд Смит (инженер) и пилот Лесли Ирвин (он был парашютистом и прыгал с воздушных шаров и самолетов). Работы велись в городе Дайтон на аэродроме Мак-Кук в штате Огайо.

В мае 1920 г. Ф. Смит получил американский патент № 1340423 на авиационный ранцевый парашют с креплением на спине. Ранец представлял собой конверт с четырьмя клапанами и подвесной системой. Главная особенность патента Ф. Смита заключалась в наличии маленького вытяжного парашюта со спицами и впервые — с ножными обхватами подвесной системы. Лямки имели отцепные крючки для быстрого отсоединения. Для раскрытия {15} купола на груди летчика было сделано кольцо. Посредством шнуров оно было связано с запирающим клапанным приспособлением. Нужно отметить, что ячеек-сотов для укладки строп, резинок, люверсов и конусов в парашюте Ф. Смита не было. Все это появилось чуть позже.

27 апреля 1920 г. Ф. Смит получил на свой парашют французский патент № 514562. На нем вместо ненадежных пряжек появились прочные карабины.

Первый прыжок с парашютом Ф. Смита совершил 28 апреля 1919 г. Лесли Ирвин. Парашют располагался у него на спине, а на животе — запасной. В воздух Ирвина поднял на самолете сам Ф. Смит. Ирвин выбросился на высоте 500 м. Пролетев в свободном падении около 300 м, он раскрыл парашют и нормально приземлился. Парашют был работоспособным, и уже в июне 1919 г. Ирвин, ставший к тому времени руководителем фирмы, получил заказ от армии на 300 ранцевых парашютов.

22 октября 1922 г. произошло первое спасение летчика на этом парашюте с ручным раскрытием: лейтенант Ч. Гаррис спасся из разрушавшегося истребителя. В январе 1923 г. парашют фирмы Ирвина был введен в американской военной авиации как штатное обязательное снаряжение.

1.3. РАЗВИТИЕ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ И ЗАРУБЕЖНЫХ ПАРАШЮТОВ

Косность царского правительства и недальновидность военных руководителей привели к серьезной задержке в развитии парашютной техники в нашей стране. Гражданская война и последующая разруха усугубили состояние отечественного парашютостроения.

Но уже в 1918 г. под руководством Н. Е. Жуковского в Москве была создана «Летучая лаборатория» для проведения научных экспериментов и исследований на аэродроме и в воздухе. Задачей одного из отделов лаборатории, возглавляемого Н. Д. Анощенко, являлось изучение парашютов и создание новых парашютных систем.

Отдел ставил задачи по изучению и разработке теории парашюта, условий его применения в авиации, разрабатывал новые формы купола и привязных систем. В конце 1918 г. в лаборатории были проведены специальные сравнительные испытания парашютов Г. Е. Котельникова и французской фирмы «Жюкмесс». В результате было установлено, что отечественный парашют значительно превосходит французский по надежности и удобству применения. После Великой Октябрьской социалистической революции парашюты Г. Е. Котельникова стали широко применяться в нашей стране, а сам автор получил действенную поддержку от государства. В 1923 г. Г. Е. Котельников создает грузовой парашют «Авиапочтальон», а в следующем году получает патент № 1607 на парашют РК-3 с мягким ранцем. {16}

Как утверждают документы, первым из красноармейцев совершил прыжок с парашютом Семен Горбачев (13-й воздухоплавательный отряд) под Оренбургом. Это произошло 25 мая 1919 г.

В 1920-х гг. наша страна еще не имела фабрик и достаточного количества материалов для массового производства парашютов. Решено было закупить некоторое их количество за границей.

Научно-исследовательскому институту ВВС (НИИ ВВС), образованному в 1926 г., было поручено всесторонне испытать различные зарубежные парашюты. Были закуплены французские парашюты «Жаккекю», английские «Авиариес», японские «Нанака», американские «Гофман» и «Ирвин». С 1927 г. коллектив НИИ ВВС начал заниматься созданием отечественной парашютной техники. Этими проблемами занялся летчик-изобретатель П. И. Гроховский. Основное направление работ — замена парашютного шелка более дешевыми, но прочными тканями, например нансуком и перкалем.

После тщательного исследования иностранных парашютов оказалось, что лучшие американские парашюты системы «Ирвии», получившие широкое распространение кроме США в Англии, Франции, Бельгии и Польше, во многом были похожи на наши отечественные парашюты типа РК-3.

Авиаторы получали все больше и больше парашютов, которые, однако, и в мирных условиях не находили пока достойного применения. Летчики по-прежнему не брали их в полет, считая парашюты лишней обузой в воздухе.

Начавшийся с середины 1920-х гг. быстрый рост скоростей и высот полета самолетов, а также повышение их маневренности значительно усложнили условия покидания самолетов методом прыжка через борт. Это еще больше укрепило у многих летчиков уверенность в ненужности парашютов. В 1921 г. состоялось даже полное запрещение парашютных прыжков в нашей стране. Поводом к этому послужила гибель одного воздухоплавателя, разбившегося при прыжке со старым парашютом «Жюкмесс». Запрет продолжался более шести лет...

Однако сама жизнь изменила отношение летчиков к парашютам, заставила их пересмотреть свои годами сложившиеся взгляды на проблему спасения.

25 июня 1927 г. всемирно известный летчик М. М. Громов в одном из испытательных полетов ввел новый истребитель в штопор, но вывести самолет из штопора ему не удавалось. Земля стремительно приближалась. После 22-х витков штопора с большим трудом летчик сумел покинуть самолет и приземлиться на парашюте, который Громов взял с собой в полет только под давлением начальства. Разумеется, большая незаурядная физическая сила М. М. Громова, систематически занимавшегося тяжелой атлетикой, способствовала благополучному покиданию {17} самолета, которое, кстати, было первым покиданием в таких сложных условиях, как штопор.

Вскоре самолет, также не выходивший из штопора, покинул с парашютом летчик-испытатель В. О. Писаренко. Через несколько месяцев известный в нашей стране испытатель Б. А. Бухгольц сумел выбраться из разрушающегося в воздухе самолета и благополучно приземлиться с парашютом. После этих трех случаев, ставших широко известными, парашют признали как средство спасения, его стали брать в полет теперь уже не только испытатели, но и строевые пилоты.

Г. Е. Котельников вскоре после прыжка М. М. Громова пишет наркому обороны письмо, в котором поднимает вопрос о важности парашюта в авиации и воздухоплавании. Он пишет о недооценке парашюта летчиками, многие из которых считали парашют обузой в полете. Г. Е. Котельников рекомендует в приказном порядке обязать всех летчиков иметь в полетах спасательное средство — парашют. Далее он пишет: «Я уверен, что этот яркий пример (имея в виду прыжок М. М. Громова) должен заставить даже самых упорных из летчиков взглянуть на парашют с большим доверием и уважением». Было введено положение, обязывающее всех, без исключения, летчиков брать с собой в воздух парашюты. Результаты такого решения сказались очень быстро.

Процесс внедрения парашютов в эксплуатацию проходил совсем не так гладко, как может это представиться сейчас. Боязнь высоты, проявлявшаяся с особой силой в момент совершения прыжка, с первых дней применения парашютов оставалась в течение многих лет одной из главных тормозящих причин при внедрении парашютов. В конце 1920-х гг. прыжок с самолета с высоты 1000...1500 м относили к числу самых сильных переживаний, доступных человеку.

К 1927 г. по указанию А. И. Баранова для ознакомления с состоянием парашютного дела был командирован в Америку летчик Л.Г. Минов, который совершил за океаном три прыжка, познакомился с производством парашютов и вернулся с дипломом парашютиста и значком «Золотая гусеница». А уже в августе 1930 г. был выброшен первый в мире парашютный десант, подготовленный Л.Г. Миновым.

Сфера применения парашютов быстро расширяется. Парашют постепенно становится не только средством спасения. Начинает развиваться парашютизм как увлекательный вид спорта.

На рис. 5 показан созданный Г. Е. Котельниковым в 1924 г. довольно совершенный для того времени парашют РК-3 с мягким ранцем.

При выдергивании шпильки (в) резинки (б) тут же открывают четыре клапана (а) и купол, попав в поток воздуха, открывается, вытягивая стропы, уложенные в ячейке ранца.

Применение парашютов спортсменами, десантниками и при вынужденных покиданиях опытных самолетов испытателями М. М. Громовым, Б. Л. Бухгольцем и В. О. Писаренко в чрезвычайных условиях оказало психологическое воздействие на летчиков, изменив их отношение к парашютам. Но одного воздействия было все-таки недостаточно. Нужна была более широкая и эффективная популяризация этих средств спасения.

Летом 1931 г. под Ленинградом была проведена подготовка парашютного десантного отряда, в процессе которой врачи изучили влияние прыжков на организм человека. Оценив результаты исследований, начальник ВВС РККА Я. И. Алкснис отметил ценность полученных материалов, имевших значение для отбора кандидатов на парашютную работу.

В январе 1931 г. IX съездом ВЛКСМ было принято решение о шефстве комсомола над воздушным флотом. «Комсомолец, на самолет! Вот наш боевой лозунг. Съезд призывает каждую ячейку, каждого комсомольца заботиться о воздушном флоте».

Решение съезда и выводы медиков сыграли большую роль в развитии парашютного спорта в стране. 1932-й год стал годом массового советского парашютизма, оказавшего большую роль в популяризации парашюта среди спортсменов.

В 1930 г. в нашей стране вступил в строй первый советский парашютный завод, где началось производство средств спасения ПЛ-1 (парашюта летчика) и ПН-1 (парашюта наблюдателя). В 1932 г. осваивается производство почти всех видов парашютов: спасательных, десантных, спортивных, тренировочных и специального назначения. На первом отечественном парашютном заводе {19} работали талантливые, прославившиеся впоследствии конструкторы: М. А. Савицкий, Ф. Д. Ткачев, Н. А. Лобанов, И. Л. Глушков и др.

В 1932 г. парашютист Афанасьев установил первый мировой рекорд в затяжном прыжке. С 1937 г. советские парашютисты стали осваивать стратосферу: К. Ф. Кайтанов прыгнул с высоты 11 037 м, а В. И. Харахонов в 1940 г. покинул самолет на высоте 13 025 м и пролетел с нераскрытым куполом 12 000 м. Одной из самых популярных парашютисток в то время была Нина Каменева, которая первой из девушек совершила затяжной прыжок.

Парашютисты и парашютистки участвуют в показательных полетах агитэскадрильи имени Максима Горького. Вскоре после этого девушки-парашютистки совершили групповой прыжок с высоты 7035 м, а А. Шишмарева и Г. Пясецкая вдвоем прыгнули с высоты 7923 м.

Для тренировки парашютистов строились и специальные планеры. Так например, студенты Харьковского авиационного института под руководством преподавателей А. А. Лазарева и А. А. Кроль на средства ОСОАВИАХИМа спроектировали и построили планер-«бесхвостку» на одиннадцать пассажиров. Отсутствие хвостового оперения позволяло парашютистам выходить на крыло и там раскрывать купол парашюта, который подхватывал и срывал их с планера.

31 мая 1933 г. в СССР открылась Высшая парашютная школа ОСОАВИАХИМа для подготовки инструкторских кадров и пропаганды парашютизма. 10 августа 1934 г. введено почетное звание «Мастер парашютного спорта СССР».

Парашютный спорт становился массовым. Летом 1935 г. в нашей стране были проведены невиданные еще по своей массовости высадки парашютного десанта общим числом сначала — 1200, позже — 1800, а затем и 2200 человек на маневрах Киевского, Белорусского и Московского военных округов. В дальнейшем это сыграло большую роль в укреплении обороноспособности нашей Родины.

В 1940 г. военный обозреватель американской газеты «Нью-Йорк тайме» Герберт Российский в своей статье «Воздушная мощь Германии» писал: «...Сочетание парашютных десантов, захватывающих аэродромы, с посадочными десантами, использующими их, является страницей, вырванной из книги о Красной Армии, которая первая продемонстрировала эти методы в широких масштабах на маневрах 1935 г.».

Парашют летчика ПЛ-3 (ПЛ-ЗМ) получил очень широкое распространение в советской авиации в предвоенный период. Во время Великой Отечественной войны многие советские летчики спасли свою жизнь благодаря именно этому парашюту, надежному и неприхотливому. {20}

В 1934 г. три отважных советских стратонавта на стратостате «ОСОАВИАХИМ-1» достигли рекордной высоты подъема 22 000 м, однако при снижении произошла катастрофа, и они погибли, не сумев выпрыгнуть с парашютами из стремительно падающей гондолы. В связи с этим работа по обеспечению безопасности старта и спуска стала особенно актуальна. Предлагались различные конструкции стратостатов, но все они оказались практически непригодными. И вот тогда инженер Т. М. Кулиниченко предложил конструкцию стратостата, которая бы позволяла при необходимости во время аварийного снижения превращать оболочку шара в купол парашюта.

Для проверки принципиальной схемы был построен небольшой аэростат-парашют объемом всего в 1850 м³. Конструкция оболочки имела следующие особенности: по вертикальной оси оболочки проходила полая матерчатая трубка-шахта; верхний и нижний концы шахты присоединялись к раструбам баллона, поэтому в наполненном состоянии баллон имел форму шара, срезанного у полюсов; по длине шахты, в полостях, перпендикулярных, ее оси, размещались распорные металлические кольца, которые регулировали сжатие шахты от давления газа, заключенного в оболочке; по образующим шахты внутри баллона проходили специальные стяжки, изготовленные из амортизационного резинового шнура. Эти стяжки при наполнении баллона были предельно растянуты, при снижении, по мере уменьшения степени наполнения оболочки, шнуры-стяжки сокращались и подтягивали низ оболочки кверху.

В определенный момент снижения аэростат принимал вид огромного парашюта. Шахта, подобно полюсному парашютному отверстию, обеспечивала устойчивость спуска аэростата при превращении его оболочки в парашют. Перед взлетом и на малых высотах полета, вследствие подтягивания нижней части оболочки вверх, она также обращалась в подобие парашюта, что значительно уменьшало парусность и облегчало старт.

Первый испытательный полет аэростата-парашюта с экипажем в составе командира С. С. Модестова и пилота-наблюдателя В. С. Лысова состоялся 5 августа 1935 г. Через 3 ч 25 мин аэростат благополучно приземлился у города Воскресенска Московской области. Достигнув высоты 5200 м, аэростат начал спуск. Вследствие выпуска некоторого количества газа оболочка начала парашютировать, вертикальная скорость быстро уменьшилась с 5 до 3 м/с без расхода балласта.

В 1937 и в 1938 гг. также производились полеты аэростата-парашюта с видоизмененной оболочкой. Достигнутые при этом успехи позволили построить огромный аэростат-парашют ВР-60 «Комсомол» объемом 19 000 м³. 12 октября 1939 г. аэростат-парашют «Комсомол» с экипажем в составе А. А. Фомина, М. И. Волкова и А. Ф. Крикуна достиг высоты 16 800 м и {21} практически доказал целесообразность применения принципов парашютирования в воздухоплавании.

Парашютная спасательная техника бурно начала развиваться в послевоенные годы. В военной авиации на реактивных самолетах потребовались новые прочные парашюты, которые могли бы спасать летчиков после катапультирования.

Для спортсменов-летчиков были созданы специальные легкие парашюты, а для планеристов разработаны специальные спасательные парашюты ПЛП-60 (спасательный парашют планериста).

Летчики военной авиации для вынужденных прыжков над сушей и водной поверхностью получили парашют С-3-3, который можно было применять отдельно (без кресла) и на катапультах. Летчики легкомоторной авиации и вертолетов стали применять легкий парашют (С-4, С-4У).

Комплект более совершенного парашюта С-5 состоял из носимого аварийного запаса (НАЗ), кислородного прибора и радиомаяка, причем этот парашют также можно было использовать и на катапультной установке. Парашют С-5К обеспечивал спасение летчика на скоростях до 650 км/ч и высотах до 20 км, а при катапультировании с применением автоматики — на скоростях у земли до 1200 км/ч.

Необычайно быстрое развитие ультралегких летательных аппаратов (УЛА) в последние годы создало ряд проблем, от решения которых зависела безопасность самих пилотов УЛА и людей, находящихся в зонах их полетов. В связи с этим в США и ряде стран Западной Европы были введены правила, регламентирующие эксплуатацию УЛА и подготовку их пилотов. Одновременно начался поиск технических средств и способов, повышающих безопасность полетов на таких аппаратах.

Систему спасения не только пилота, но и его летательного аппарата начали разрабатывать в ФРГ. В ее основе лежит идея использования парашютных систем, применяемых при сбрасывании с самолетов грузов значительной массы. Однако просто воплотить эту идею для УЛА было невозможно. При сбрасывании грузов с самолетов надежное раскрытие купола парашюта происходит лишь при скоростях выброса 200...300 км/ч и определенной высоте, достаточной для того, чтобы вытяжной парашют «вытащил» из контейнера основной купол и тот успел бы раскрыться в расчетное время до приземления.

Учитывая, что УЛА обычно летают на небольшой высоте и их скорость редко превышает 100 км/ч, конструкторам пришлось искать специальные средства и способы, которые обеспечивали бы кратчайшее время раскрытия, а главное — наполнение основного купола. Задача осложнялась еще и тем, что парашют мог запутаться в хвостовом оперении. После долгих поисков система была разработана и прошла испытания.

При возникшей аварийной обстановке пилот УЛА нажимает {22} находящуюся у него под рукой аварийную кнопку. Воспламеняется специальный пиропатрон. Образовавшиеся при этом газы в три десятых секунды выбрасывают из контейнера парашютную систему. В зависимости от массы аппарата могут быть использованы два или три купола. Пиропатрон закреплен на конструкции УЛА таким образом, чтобы при случайном срабатывании воспламеняющего механизма даже на земле он не мог бы причинить вред ни пилоту, ни посторонним людям.

Парашютные стропы прикреплялись к аппарату в центре масс, что на испытаниях обеспечивало вертикальное приземление на три точки опоры аппарата почти одновременно. При взлетной массе 165 кг скорость снижения УЛА с парашютом не превышала 6 м/с. При испытаниях система успешно действовала и на высоте 25 м. Масса спасательного комплекса всего 6 кг. Авиационные власти ФРГ, которые в свое время ввели довольно жесткие правила эксплуатации УЛА, в том числе использование пилотами УЛА парашютов, в принципе не возражают против применения системы спасения пилота вместе с аппаратом. Однако западногерманский Союз дельтапланеристов, хотя и отметил прогресс в деле разработки средств спасения, все же оставил в силе требования о дополнительных гарантиях безопасности полетов на ультралегких моторных аппаратах.

Для решения этой же проблемы американцы Ж. и Д. Хэндбер разработали специальный парашют (патент № 4445654). Длинный трос одним концом прикрепляется к стропам, другим — к разъему на фюзеляже. Лямки подвесной системы крепятся на теле летчика и одновременно при помощи карабинов — к корпусу самолета. Система позволяет производить спуск пилота вместе с самолетом или же только одного пилота.

Аналогичная разработка была выполнена и в нашей стране, однако она до сих пор не внедрена. Примерно на этом же принципе конструкторы разработали систему парашютной посадки летчика на ультралегком самолете в труднодоступных горных или лесных районах. Техника приземления такова: летчик ультралегкого самолета складывает крылья своего аппарата, выбрасывается купол (или несколько куполов) парашюта, разумеется, определенной площади. После наполнения купола вся система летчик — парашют — самолет плавно опускается на землю (рис. 6).

В Советском Союзе несколько лет назад были успешно проведены испытания парашютов для пилотов-дельтапланеристов. Спасение дельтапланеристов на парашюте осложняется тем, что дельтапланы, так же как и ультралегкие самолеты, летают на малых и сверхмалых высотах и у пилотов не всегда есть запас времени для оставления аппарата и раскрытия своего парашюта. Здесь нужны специальные легкие парашюты с очень быстрым раскрытием купола. {23}

Дальнейшее совершенствование и развитие спасательных парашютов различного назначения продолжается по следующим основным направлениям:

создание новых, более надежных конструкций куполов, строп, подвесных систем и снаряжения;

создание новых материалов, более легких, дешевых и прочных, чем существующие;

создание более совершенных средств автоматизации раскрытия парашютов в различных условиях применения;

увеличение времени между переукладками и выполнением регламентных работ по катапультному креслу.

1.4. СОВРЕМЕННЫЕ ПАРАШЮТНЫЕ СИСТЕМЫ

Существовавшее на заре авиации мнение о том, что каждый человек, поднявшийся в воздух, будь то пассажир или летчик, должен быть снабжен парашютом, многолетней практикой не подтверждалось. Даже в условиях полной уверенности человека в безопасности применения парашюта он должен был иметь незаурядные нервы и, главное, навыки для совершения прыжка в бездну из падающего (разрушающегося или горящего) самолета.

Еще в 1920-х гг. появились проекты коллективного спасения пассажиров методом отделения от самолета всей пассажирской кабины, из которой затем выпускались большие парашюты. По замыслам конструкторов, предложивших такую систему коллективного спасения, кабина должна была плавно опустить пассажиров на землю. При этом подразумевалось, что члены

экипажа, имевшие индивидуальные парашюты, покидали самолет самостоятельно (рис. 7).

Проект оказался практически невыполнимым по конструктивным соображениям, хотя его создатели получили патенты. Отделяемые кабины впервые появились только на военных и экспериментальных самолетах в начале 1950-х гг.

В США в 1947 г. проанализировали случившиеся за семь предыдущих лет по разным причинам в гражданской (коммерческой) авиации 48 крупных катастроф. Анализ этих катастроф позволил классифицировать их по следующим четырем группам.

1. Катастрофы, происходящие в процессе взлета самолетов, в основном из-за отказа техники или ошибок экипажа.

2. Катастрофы, происходящие в процессе посадки, главным образом в очень плохих погодных условиях. Основными причинами подобных катастроф были перелет и приземление за посадочным знаком «Т», посадка с выкатыванием самолета за пределы взлетно-посадочной полосы (ВПП) или летного поля, приземление до начала ВПП, маневрирование под низкой сплошной облачностью (с очень малой высотой нижней кромки облачности) и снижение в условиях, когда видимость по высоте ниже допустимого предела.

3. Катастрофы при трассовых перелетах на небольших и средних высотах из-за столкновения с горой во время полета по приборам в сложных метеоусловиях.

4. Катастрофы, в которых, по мнению специалистов, проводивших расследование их причин, была возможность использования персональных парашютов. {25}

Из 48 катастроф, по которым были проведены расследования, в последнюю категорию попало лишь 12. Изучение показало, что в большинстве из 12-ти упомянутых случаев основания для применения парашютов были недостаточными или, по крайней мере, весьма слабыми.

В основном идея удовлетворения требований о применении персональных парашютов для пассажиров на гражданских самолетах получила негативную оценку специалистов, поскольку по физиологическим причинам, как утверждали медики, не все пассажиры смогут осуществить прыжок с парашютом. Этому в значительной мере способствовал и проведенный опрос 529-ти представителей авиапромышленности и бизнесменов, которым был задан вопрос: «Нужно ли вводить парашют в состав стандартного оборудования гражданских самолетов и нужны ли на борту таких самолетов персональные спасательные парашюты?» На первую часть вопроса положительный ответ дали 69% представителей авиапромышленности и 83% бизнесменов, а на вторую — соответственно 55 и 63%. Из 414-ти опрошенных пассажиров лишь 51,9% высказались за применение на борту гражданских самолетов спасательных персональных парашютов. Остальные воздержались от каких-либо экспертных оценок и высказываний.

Учитывая результаты опроса, авиапромышленность США и авиакомпании, эксплуатирующие гражданские самолеты, окончательно отказались от идеи применения на них персональных спасательных парашютов и сосредоточили свое внимание на совершенствовании пассажирских кресел и системы привязных ремней. Данные мероприятия, наряду с работами по повышению надежности самолетов и их бортового оборудования, явились основой повышения уровня безопасности экипажей и пассажиров на все последующие годы развития гражданской авиации вплоть до сегодняшнего дня.

Точно так же решили эти вопросы и самолетостроительные фирмы, производящие пассажирские самолеты в других странах.

Средствами спасения на современных пассажирских самолетах являются: противодымные и кислородные маски, быстронаполняемые резиновые трапы, лодки-баркасы на 10...15 человек с запасом продовольствия, питьевой воды и снаряжения.

На всех пассажирских и военных самолетах в период их летных испытаний и доводки парашютную технику продолжали использовать. Парашютные системы усложнялись, усложнялись и проблемы, связанные с их эксплуатацией. Основной проблемой являлся тип применявшегося для изготовления систем материала. Практически до окончания второй мировой войны основные элементы парашютов изготавливали из натурального шелка. Через некоторое время парашюты поражались мильдью (ложно-мучнистой росой), гнили и истирались. На ткани со временем появлялись стертые нити и узелки. Поэтому через каждый месяц {26} приходилось осуществлять проверки с использованием ручного труда, и нередко это приводило к появлению дополнительных повреждений отдельных элементов парашюта или ухудшению их состояния, а следовательно, к сокращению срока службы, который в лучшем случае определялся семью годами.

С приходом на смену шелку нейлона и других синтетических материалов были сняты с повестки дня проблемы борьбы с повреждениями парашютов мильдью и загниванием ткани. В значительной мере были уменьшены истирания на трущихся поверхностях. Однако первое время после введения нейлона интервалы переукладки парашютов и их срок службы оставались теми же, что и при использовании в качестве основного материала шелка. Более того, практика показала, что нейлон, как и появившийся вскоре кевлар, со временем теряют свои прочностные и иные свойства.

Оказалось, что главными причинами ухудшения указанных свойств парашютов, изготовленных из нейлона и кевлара, является воздействие на них солнечного излучения. Вблизи источника света или при длительной экспозиции они также не выдерживают воздействия флуоресцентного света. Поскольку солнечное излучение наибольшее влияние оказывает на раскрытый парашют, то предпочтительным мероприятием для уменьшения подобного влияния на парашют было признано увеличение периода переукладки.

Влияние на нейлон различных видов излучения было детально изучено в начале 1960-х гг., и это помогло уменьшить степень и скорость деградации (выхода из строя) материала под воздействием данных неблагоприятных факторов.

Нет достаточных доказательств того, что лишь прогрессирующая деградация материала парашюта является причиной его старения. В наибольшей степени материал стареет в результате воздействия на него неблагоприятной окружающей среды. Изучение этого вопроса показало, что состояние новых, не применявшихся еще парашютов, которые хранились на складе в течение семи лет, несущественно отличалось от их первоначального состояния. По ряду парашютных систем не было отмечено недопустимых отклонений их технического состояния даже после 12-ти лет хранения.

Полный срок службы парашюта в значительной мере сокращается также за счет воздействия на ткань различных химических веществ. Многие химические вещества (бензин, керосин, масла, щелочи и т. п.) могут непосредственно разрушать материал и приводить к уменьшению его прочности, увеличению проницаемости и, как следствие, к ухудшению летно-технических характеристик парашюта.

Загрязнение материала химическими веществами обычно легко обнаруживается при регулярных визуальных осмотрах парашютов и при их переукладках. {27}

Персональные спасательные парашюты, как в процессе переукладки, так и при ежедневном их использовании (при надевании и снимании), подвержены износу, что может приводить к ухудшению их характеристик и уменьшению полного срока службы.

Влияние прямых солнечных лучей (светопогода) и влажности также значительно сокращает технический ресурс парашютных систем.

Для современных систем аварийного спасения характерно размещение спасательных парашютов непосредственно в креслах членов экипажа, что исключает необходимость снятия парашютных укладок с самолета после полета и постановки их обратно перед очередным полетом.

Для систем, вводимых в действие автоматически без участия экипажа самолета, интервалы переукладки парашютов существенно увеличиваются. Однако укладка таких парашютов сложнее, а следовательно, выше и вероятность появления при укладке ошибок. Поэтому для технического обслуживания подобных парашютов необходимы квалифицированные парашютоукладчики. В этом случае ошибки при укладке становятся исключением. Об этом убедительно говорит тот факт, что в процессе специальных исследований в США из 5500 проведенных такими специалистами укладок комплексных парашютных систем было допущено всего 14 ошибок. В то же время данные исследования показали, что при каждой укладке можно было сделать до 100 ошибок.

В установлении срока службы парашютов большую роль играют также экономические соображения. Например, укладка комплексных парашютных систем является чрезвычайно сложной, требует много времени на проведение всех операций с повышенной надежностью, а следовательно, и дорогой. Поэтому разработчики стремятся к максимальным интервалам переукладки парашютов.

Иногда повышению стоимости эксплуатации парашютных систем способствует их низкая эксплуатационная технологичность. Например, изъятие парашюта из некоторых кресел требует практически полной разборки их контейнерной части и занимает много времени, что неизбежно повышает стоимость обслуживания.

Приборы автоматического открытия парашютов, пиропатроны и пороховые заряды, приводящие в действие автоматику, имеют ограниченный технический ресурс, который обычно меньше, чем полный срок службы парашюта. Эти приборы периодически перепроверяют или заменяют на новые, что неизбежно ведет к уменьшению длительности интервалов переукладки парашютов.

По каждой конкретной парашютной системе должен быть оценен перечень параметров, в наибольшей степени влияющих на ее эксплуатационные качества и надежность. Только на основе {28} результатов такой оценки возможно обоснованное назначение общего срока службы парашютов и интервала их переукладки.

На основе подробного анализа в армии США, например, в 1959 г. для парашютной системы самолета Т-10 был установлен полный срок службы с момента ее изготовления до списания 7 и 10 лет в зависимости от климатической зоны, в которой осуществлялась эксплуатация данных самолетов. В начале 1970-х гг. на основе изучения и проверки на парашютные системы самолета Т-10 были соответственно установлены предельные сроки эксплуатации — 12 лет и хранения в резерве — 13 лет. Были установлены интервалы переукладки парашютов, находящихся в эксплуатации, 120 сут., а резервных (при хранении их на складах) — до 12-ти месяцев.

Десантные парашюты всех типов эксплуатируются по их состоянию, определяемому при переукладке. При этом были предприняты меры по повышению их контроле- и ремонтопригодности. Для проведения ремонта было рекомендовано использовать лишь материалы, срок хранения которых после изготовления не менее пяти лет.

Для всех спасательных парашютов военно-морских и военно-воздушных сил США были установлены: срок службы — 10 лет и интервалы переукладки — 120 сут. Исключение составили парашютные системы самолетов А-10, F-15 и F-16, для которых были установлены интервалы переукладки 12 мес.

В начале 1983 г. на бомбардировщике В-1В была применена парашютная система, для которой были определены: срок службы — 13 лет и интервалы переукладки — 60 мес.

В последние годы иностранная печать сообщает о возможности установления срока службы парашютных систем с момента их производства до 15-ти или даже 20 лет. Эти цифры рассматривались применительно к парашютной системе спасательного модуля самолета F-111. Причем для данной системы интервалы переукладки были увеличены до 66 мес. Ведутся работы по продлению срока службы парашютной системы самолета А-10 до 13-ти лет и в дальнейшем — до 20-ти лет. Основной упор делается на обеспечение условий перехода к длительным интервалам переукладки, сопоставимым со сроком службы парашютных систем. Ставится задача увеличения максимального интервала переукладки примерно с 5 до 20-ти лет.

У парашютистов есть правило: «Любой парашют, если он был правильно уложен, если с ним правильно обращались и если он был правильно подогнан под того, кто им пользуется, ОБЯЗАТЕЛЬНО СРАБОТАЕТ со 100%-ной гарантией».

Современные парашюты рассчитаны на то, чтобы выдержать динамический удар при раскрытии, превышающий 3275 кг. Такая величина достаточна, поскольку считается, что человек не может выдержать ударную нагрузку свыше 20 т, приложенную в {29} течение более 3 с. Это средняя продолжительность промежутка времени, за который раскрывается купол парашюта. Летчики-испытатели успешно выбрасывались с парашютом на скоростях свыше 960 км/ч, что говорит о достаточной прочности парашютов.

Летчики и члены экипажей нескоростных самолетов используют, как правило, один из трех типов парашютов: наспинный, нагрудный или подкладной (на который садятся). У спортсменов и десантников в комплект входят два парашюта: основной и запасной. Основной, как правило, крепится на спине, запасной — на груди. Вытяжные кольца любых парашютов размещаются в таких местах, где их удобнее всего достать правой рукой, однако они могут быть приведены в действие и левой.

Подвесные системы всех парашютов, независимо от типа, могут быть отрегулированы и подогнаны по фигуре человека. Свободная или слишком затянутая подвесная система не только неудобна, но и просто опасна. Когда подвесная система правильно отрегулирована, парашютисту не угрожает опасность выпасть из ее лямок или получить телесные повреждения, ссадины или сдавливания.

Быстрорегулируемые соединительные узлы подвесной системы работают на принципе фрикционного фиксатора. Если за лямку, проходящую через такой замок, потянуть, то подвижный скользящий стержень, вокруг которого обведена лямка, переместится в сторону натяжения, зажав лямку между собой и неподвижным стержнем замка.

Во многих инструкциях указывается: «Парашюты могут по временам казаться неуклюжими, но сама их громоздкость должна быть напоминанием тем, кто обращается с ними: ПАРАШЮТ — ИНСТРУМЕНТ ДЛЯ СПАСЕНИЯ ЖИЗНИ».

Все летчики (кроме летчиков пассажирских самолетов) имеют подвесную систему: поясные и плечевые ремни. Воздушные течения могут внезапно поднять и опустить боевой самолет на 60...80 м в считанные секунды. Для удержания летчика в кресле надежным средством служит комбинация поясного и плечевых ремней. Поясной ремень удерживает тело летчика от перемещений по вертикали, а плечевые — не дают ему переместиться вперед.

Привязные ремни для пассажиров на пассажирских самолетах не имеют в своем составе плечевых ремней (на военно-транспортных самолетах для перевозки десантников такие ремни чаще всего имеются).

Механизмы плечевого притяга многих кресел имеют инерционные стопоры, которые дают членам экипажа несколько большую свободу в передвижении вперед. Наличие инерционного стопора позволяет человеку более свободно наклониться вперед при выполнении своих обязанностей на борту и при этом оставаться {30} защищенным от внезапного усилия торможения (отрицательного ускорения), превышающего 2,0...2,5 g. Трос или лямка, вытянутые из инерционного стопора на любую длину, в момент удара зажимаются намертво, предотвращая дальнейшее перемещение тела вперед, которое может привести к гибельному столкновению с элементами конструкции самолета в случае отказа инерционного стопора. Механизмы без инерционного стопора имеют лямки ограниченной длины, исключающей удар о приборную доску.

Катапультные кресла первых поколений не имели встроенных систем и ничем не были связаны с индивидуальным парашютом летчика, кроме фала. Летчик мог спастись, не катапультируясь, двумя способами. При первом способе летчик мог отделиться от самолета, выбравшись из кабины. После этого с помощью кольца вручную раскрывал индивидуальный парашют. Этот способ применим на скоростях до 500 км/ч, так как на больших скоростях существует большая вероятность не выбраться из самолета, а выбравшись, получить тяжелые травмы.

Второй способ более безопасен, чем первый. После сброса фонаря летчик отстегивается от кресла и, задав ручкой самолету отрицательную перегрузку, выбрасывается из кабины под воздействием этой перегрузки.

На катапультных креслах последующих поколений появились кресельные стабилизирующие парашютные системы, главной целью которых являлась стабилизация и снижение поступательной скорости выстреленного из самолета кресла с находящимся в нем летчиком и стабилизированный спуск летчика с креслом при катапультировании на больших высотах (более 3000...5000 м).

Так например, на широко распространенном катапультном кресле КМ-1М, установленном на истребителях МиГ-21, МиГ-25 и МиГ-23, применяется спасательная парашютная система ПС-М, которая является неотъемлемой частью катапультного кресла КМ-1М и предназначена для спасения летчика после аварийного покидания самолета над сушей и водой. Система ПС-М обеспечивает два режима работы: штатный и автономный.

Работа по штатной схеме осуществляется автоматикой и агрегатами катапультного кресла, запрограммированными на высоту и время срабатывания в зависимости от режимов полета самолета в момент покидания. Согласно этой схеме, в действие последовательно вводятся три каскада парашютов: первый и второй стабилизирующие и основной. Первый и второй стабилизирующие парашюты предназначены для стабилизации кресла с летчиком и гашения скорости движения кресла с летчиком до скорости, допустимой для ввода в действие основного спасательного парашюта летчика.

В случае нарушения работы системы ПС-М по штатной схеме или при вынужденном покидании самолета без катапультирования {31} летчик может самостоятельно (автономно) отделиться от кресла только со своим спасательным парашютом и ввести в действие его автоматически или вручную при помощи вытяжного шарового парашюта.

Первый стабилизирующий парашют с вращающимся куполом имеет площадь 0,1 м². Второй стабилизирующий парашют — конусный, площадь его 2 м². Площадь основного спасательного парашюта летчика 54 м². Допускается его раскрытие на истинной скорости 111 м/с (400 км/ч) на высотах от 3000 м и ниже. При покидании самолета без катапультирования на скоростях более 166 м/с (600 км/ч) раскрытие основного парашюта летчика производится с задержкой 5 с и более на высотах от 5000 м и менее. Скорость вертикального снижения в момент приземления на основном спасательном парашюте не более 6 м/с. Масса парашюта 8 кг (без учета массы НАЗа, кислородного прибора КП-27М, приборов ППК-У, переносной сумки и отделяемых частей кресла).

Вращающийся парашют (первый стабилизирующий) предназначен для разворота катапультного кресла по потоку в начале траектории полета и гашения скорости движения кресла до допустимого значения для ввода в действие второго стабилизирующего парашюта. Купол имеет форму квадрата и состоит из четырех основ треугольной формы. На внешнюю сторону основного купола нашиты ленты петель и кромки. Основы купола у нижней кромки соединены между собой перемычками, а в полюсной части прикреплены к металлическому кольцу.

Второй стабилизирующий парашют предназначен для стабилизированного снижения кресла с летчиком при покидании с больших высот и торможении скорости движения до допустимого значения для открытия основного парашюта..

Конусный купол изготовлен из прочной ткани и имеет 16 основных и 4 центральные стропы из особо прочной ленты. Каждые 8 основных и 2 центральные стропы сведены в стренги, оканчивающиеся петлями для подсоединения к креслу. Длина стренг 4 м. Центральные стропы проходят через полюсное отверстие купола и образуют петлю для присоединения к ней разрывного звена. Центральная часть купола усилена вторым слоем ткани.

В верхней части купола нашиты карманы, повышающие эффективность его работы.

Основной парашют предназначен для снижения летчика после отделения его от катапультного кресла и безопасного его приземления. Он состоит из купола и 28-ми строп. Полюсная часть купола основного парашюта имеет 6 отверстий общей площадью 0,08 м². Купол имеет круглую форму и сшит из десяти капроновых полотнищ.

Вытяжной парашют основного купола имеет площадь 0,48 м² и предназначен для удержания вершины купола от проваливания {32} в чехле и поддержания центральной части купола при наполнении.

Парашютные системы ПС-М хорошо зарекомендовали себя многолетней эксплуатацией. Они отличаются простотой, высокой надежностью и безотказностью.

Парашютная система ПСУ-36 в комплекте с НАЗом является неотъемлемой частью катапультного кресла К-36 и предназначается для спасения летчика после покидания самолета над сушей и водной поверхностью. Применяется на последних типах самолетов МиГ, Су и Як-38. ПСУ-36 при нормальном функционировании соответствующих агрегатов и автоматики кресла К-36 обеспечивает:

а) нормальную работу системы при введении ее в действие на истинной скорости движения кресла К-36 с человеком до 650 км/ч на высотах до 5000 м при общей массе системы «человек в снаряжении с НАЗом», равной 138 кг;

б) величину перегрузок, возникающих при введении системы в действие, не более 16 ед.;

в) устойчивость при снижении с наполненным куполом;

г) среднюю вертикальную скорость снижения с наполненным куполом, приведенную к условиям стандартной атмосферы и массе снижающейся системы «человек в снаряжении — парашютная система», равной 100 кг, на участке 30...35 м до земли 6 м/с;

д) массу парашютной системы не более 12,5 кг (в том числе массу подвесной системы 5,17 кг).

В комплект парашютной системы ПСУ-36 (рис. 8) входят: парашют со щелевым куполом площадью 60 м²; разрывное звено; камера и чехол; звено зачековки и подвесная система.

Щелевой купол 1 парашюта предназначен для безопасного снижения и приземления летчика. Основа купола имеет форму многоугольника с диаметром описанной окружности 8770 мм. Она состоит из восьми секторов, разделенных симметрично расположенными радиальными щелями, выполненными разрезом посередине швов состыкованных секторов. Кромки щелей усилены радиальным каркасом и окантованы лентами. Каждый сектор сшит из полотнища с клиньями.

Основа купола имеет полюсное отверстие диаметром 400 мм, кромка его усилена с двух сторон капроновой лентой. Нижняя кромка купола также усилена лентой. На основу купола нашит радиальный каркас из ленты, который у нижней кромки образует 28 петель, усиленных лентой, для крепления строп. У каждой стропы, кроме расположенных у сквозных щелей, нижняя кромка стянута лентой, что улучшает наполнение купола. Стропы также имеют предохранитель 9. На расстоянии 0,63 м от центра купола на основу нашит кольцевой каркас из ленты. На куполе находится маркировка 13.

Все 28 строп 5 (каждая длиной 6 м) изготовлены из

капронового шнура. Одни концы строп присоединены к петлям купола, а другие — к четырем разъемным пряжкам свободных концов подвесной системы 6. На нижней кромке купола обозначены их порядковые номера.

Разрывное звено 2 предназначено для поддержания вершины {34} купола. Звено изготовлено из двух капроновых лент, прошитых тарированной зигзагообразной строчкой.

Камера 3, смонтированная в заголовнике, предназначена для укладки и обеспечения упорядоченного введения в действие купола парашюта.

С внутренней стороны на основу камеры пришиты два клапана — передний 12 и задний 10. На каждый клапан настрочено по пять лент со шнурами, к которым присоединены по одной съемной ячейке резиновых сотов из ранцевого шнура для укладки в них строп купола, по одной ленте сот и по ленте рамки, образующей карманы для вставки укладочной рамки. На заднем клапане поставлено пять люверсов, в которые при укладке купола в заголовник пропускаются съемные резиновые соты переднего клапана.

С внешней стороны на основу камеры пришито десять капроновых лент с металлическими кольцами, которые служат для затяжки и зачековки камеры капроновым шнуровым кольцом. На ленты с кольцом нашито по одной петле для привязки клапана к камере и зачековки клапана к камере. На камере около кромки нашиты четыре петли из капроновой ленты для прикрепления к ним пряжек свободных концов подвесной системы.

Кромка клапана окантована капроновой лентой. На клапан нашиты три капроновые ленты для увеличения его прочности, пять петель — для привязки клапана к камере шнурами привязки и поставлено три люверса 11, через которые пропускаются шнуровые петли при зачековке клапана на камере.

Звено зачековки 7 предназначено для зачековки (фиксирования) камеры с уложенным в нее куполом и зачековки предохранительного клапана.

Подвесная система 6 незначительно отличается от подвесной системы, приведенной при описании кресла КМ-1.

Чехол 4 купола предназначен для упорядочения процесса ввода купола в воздушный поток. Чехол имеет форму рукава длиной 3,6 м и надевается на всю длину уложенного купола. По всей длине чехол усилен двумя лентами, которые у верхнего основания образуют уздечку 8 для присоединения к заголовнику катапультного кресла. Чехол имеет систему резиновых сотов и карманов, которые обеспечивают нормальный выход парашюта и строп.

Парашютная система ПСУ-36 вводится в действие автоматически путем отстрела заголовника с уложенным в него куполом. При отстреле заголовника перерезаются поясные и плечевые лямки, которыми подвесная система, а следовательно, и летчик были прикреплены к креслу. В результате отстрела заголовник вместе с уложенным в него куполом в чехле отбрасывается от летчика. Отстреленный заголовник натягивает звено зачековки камеры, прикрепленной к спинке кресла. Шпильки звена выходят из {35} шнуровых петель на камере и из петель шнурового кольца.

При дальнейшем движении заголовника свободными концами подвесной системы из расчекованной камеры вытягивается та часть строп купола, которая уложена в резиновые соты на клапанах камеры. Затем выходит купол в чехле 4. Так как вершина чехла прикреплена к заголовнику, купол в чехле вытягивается на полную длину, стропы купола вытягиваются из резиновых сотов на чехле. После расчековки фартука чехла последний сходит с купола. При этом разрывается тарированная строчка разрывного звена 2, которым вершина купола удерживалась в верхней части чехла. Чехол 4 купола и камера уходят вместе с заголовником. Купол наполняется, и дальнейшее снижение летчика происходит на парашюте с наполненным куполом.

Парашютные системы в авиации используются не только на открытых катапультных креслах, но и в самолетах, на которых применяются отделяемые кабины. В США сконструирована парашютная система для спасения двухместного модуля кабины самолета F-111. При аварии от самолета отделялся модуль кабины с экипажем, после чего ракетный двигатель поднимал его вверх. Предварительное торможение и стабилизация модуля осуществлялись при помощи небольшого парашюта, а затем раскрывался основной парашют парусного типа диаметром 21 м. Установка дополнительного оборудования в модуле привела к увеличению его массы с 1270 до 1450 кг и скорости снижения до 11 м/с. В связи с этим в 1987 г. создана новая парашютная система, которая обеспечивает снижение модуля со скоростью не более 7,6 м/с. Система состоит из трех парашютов диаметром 16 м, которые полностью раскрываются за 7 с.

1.5. ПАРАШЮТЫ В СПОРТЕ И В ВОЗДУШНО-ДЕСАНТНЫХ ВОЙСКАХ

Развитию спасательной техники (парашютной и катапультной), в составе которой обязательно присутствуют парашюты, значительно способствовало стремительное развитие и совершенствование спортивных и десантных парашютов. Парашютный спорт, являясь массовым видом спорта, предоставляет спортсменам-парашютистам широкую возможность тренироваться и совершенствоваться в различных способах парения, снижения и, главное,– приземления. Опыт спортсменов, а иногда и десантников, становится полезным военным и гражданским летчикам. Ведь покидание самолетов или вертолетов с парашютами или катапультирование нередко ставят летчика в такое положение, из которого могут выйти только хорошо тренированные парашютисты.

Например, в 1962 г. произошла тяжелая авария в полете у известного летчика-испытателя Г.К. Мосолова, вынужденного катапультироваться из разрушившегося опытного самолета Е-8, {36} на котором было установлено кресло первого поколения. Тяжело травмированный при аварии, Г.К. Мосолов вынужден был приземляться на одну ногу, вторая была сломана при катапультировании. Имея опыт парашютных тренировочных прыжков, испытатель все же благополучно приземлился, хотя и с целой ноги еще в воздухе был сорван летный ботинок, что свидетельствовало о большой скорости в момент катапультирования. К тому же сам летчик периодически терял от боли сознание.

Любой военный летчик сегодня обязан, как минимум, раз в году выполнить один парашютный прыжок (без катапультирования). Это необходимо для того, чтобы он уверенно чувствовал себя в случае необходимости при аварии покинуть самолет (или вертолет). При этом летчик должен уметь: грамотно управлять парашютом, спускаясь под его куполом; развернуться против ветра; скользить, прибирая нужные стропы; умело приземлиться (днем и ночью); вовремя погасить купол парашюта и т. п. Хотя подавляющему большинству летчиков за всю летную службу не приходится ни разу катапультироваться или прыгать из терпящего бедствие самолета, однако они должны быть постоянно готовы к этому.

Автоматика на катапультном кресле обеспечивает правильную и быструю очередность операций в процессе катапультирования до раскрытия спасательного парашюта. Дальше все зависит от самого летчика.

Многие военные и гражданские летчики и летчики-испытатели занимаются парашютным спортом, понимая, как спортивные и тренировочные прыжки могут пригодиться в их трудной профессии.

Парашютный спорт появился в нашей стране задолго до Великой Отечественной войны и был очень популярен. После окончания Великой Отечественной войны в Советском Союзе спортивный парашютизм вновь стал энергично развиваться. Особенный подъем в деле совершенствования парашютистов начался после образования Всесоюзного добровольного общества содействия армии, авиации и флоту (ДОСААФ).

Уже осенью 1950 г. в Богодухове были проведены сборы с попытками установить мировые рекорды в затяжных прыжках. В группе женщин кроме опытных мастеров спорта Е. Владимирской, Г. Пясецкой, А. Гуаровой были и молодые парашютистки — В. Селиверстова, А. Султанова, И. Коняева. Эти девушки установили мировой рекорд в ночном групповом прыжке — в среднем они падали, не раскрывая парашютов, по 3500 м. А члены мужской команды В. Марюткин, К. Попов и Е. Науменко в свободном падении преодолели 5400 м. Эти рекорды показали, что применяемая методика подготовки парашютистов к длительным задержкам раскрытия парашюта доступна широкому кругу спортсменов. Совершенствуется Мастерство спортсменов, усложняется программа соревнований. В затяжных прыжках перешли от учета {37} стиля падения к выполнению акробатических фигур, а потом и к групповой акробатике.

Почти два десятилетия потребовалось, чтобы добиться устойчивого положения тела в воздухе и выработать основную позу, падение плашмя лицом к земле с симметрично разведенными руками и ногами.

Развитие спорта в нашей стране обеспечило советской парашютной школе ведущую роль в мире: наши парашютисты стали зачинателями воздушной акробатики. Широкое применение в аэроклубах самолетов Ан-2, быстрый рост массовости, накопление организационного и методического опыта в парашютных звеньях привели к тому, что овладение устойчивым падением стало доступно всем спортсменам. И оно уже не могло служить критерием определения спортивного мастерства.

От соревнования к соревнованию шли поиски: оценивались стиль падения, точность соблюдения времени задержки раскрытия купола, неподвижность и неизменность положения тела... Но вскоре и этого стало недостаточно. Предлагались различные перемещения в воздухе — вперед, назад, влево, вправо, вверх и вниз. Появились даже специальные термины: пикирование и кабрирование, скольжение (вправо, влево), «вспухание» и проваливание. Пробовали освоить развороты на 360° в ту или иную сторону.

Основой индивидуальной воздушной акробатики стали вращения (обороты) на 360° вокруг трех осей в трех плоскостях. Они и дают набор элементов — «спираль» (влево, вправо), «сальто» (назад, вперед), которые можно точно оценить. Что же должно оцениваться в комплексе фигур: чистота, красота, точность? Или еще что-то?

Практика показала, что в воздухе совершенствование мастерства идет только в одном направлении — быстрота мышления, быстрота действий, наивысший коэффициент полезного действия. Главным теперь становится скорость выполнения участниками одного и того же комплекса фигур при обязательном условии чистоты исполнения каждой из них. Комплекс, состоящий из четырех спиралей (с чередованием разворотов в разные стороны) и двух сальто между ними, предложенный советскими спортсменами, был принят более двадцати лет назад Международной авиационной федерацией (ФАИ) и с тех пор включается в программы всех чемпионатов мира и национальных соревнований.

Чтобы добиться ведущего положения в мире, надо было разработать правильную методику подготовки спортсменов-парашютистов в аэроклубах и, конечно, в сборной команде страны. Большую роль в этом деле сыграл заслуженный тренер СССР П. А. Сторчиенко. Он увеличил нагрузки на спортсменов, доведя число их тренировочных прыжков до десяти в день. Медицинское обследование показало, что это можно было сделать без ущерба {38} для здоровья. Вскоре увеличение тренировочных нагрузок и выполнение элементов отдельных фигур сыграло решающую роль при выступлениях на международной воздушной арене. Кроме того, и парашютная техника не стояла на месте.

В 1966 г. перед VIII чемпионатом мира по парашютному спорту, проводившемся в Лейпциге, наши спортсмены освоили новый спортивный парашют УТ-2. Беспримерная победа на этом чемпионате советской сборной, завоевавшей 25 золотых медалей из 26, доказала, что в акробатических прыжках наши парашютисты оказались на голову выше всех остальных участников. Скорость, с которой они выполняли комплекс фигур в свободном падении, кое-кому казалась невероятной. Отдельные судьи даже не были готовы правильно оценивать время, которое показывали наши спортсмены. Например, после первого акробатического прыжка В. Крестьянинова, ставшего абсолютным чемпионом мира, один из судей заявил, что у него, вероятно, неисправен секундомер, так как выполнить комплекс за столь короткое время, по его мнению, просто невозможно.

В последнее десятилетие для съемок работы спортсменов в воздухе широко применяется видеозаписывающая аппаратура. Она помогает тренерам и парашютистам тщательно проанализировать каждое движение при выполнении фигур, понять ошибки и наметить пути их исправления. Усиленные тренировки в небе и на земле позволили отдельным парашютистам приблизиться к теоретически возможному времени выполнения комплекса — менее 6 с. Однако это дало возможность скептикам утверждать, что комплекс выполнявшихся фигур исчерпал себя и надо от него отказаться. Глубокий анализ показывает, что это неверно.

Параллельно с индивидуальной появилась и групповая воздушная акробатика (построение спортсменами различных фигур до раскрытия своих парашютов). Она получила всемирное признание и успешно развивается. А началось это с того, что два парашютиста, отделившись друг за другом с одного или с разных летательных аппаратов, изменяя позы падения и перемещаясь благодаря этому в пространстве, смогли приблизиться друг к другу, взяться за руки и образовать фигуру. Постепенно число человек в группе росло, что дало возможность спортсменам образовывать все новые и новые фигуры («звезда», «колесо», «аккордеон»), сокращая время схождения.

К сложившемуся классическому спортивному парашютизму, цель которого — одиночная и групповая точность приземления и индивидуальная акробатика, добавился новый, еще более сложный вид — групповая акробатика. Так образовалась совокупность современного спортивного парашютизма, в котором мастерство складывается из двух основных слагаемых — умения владеть парашютом и умения владеть телом в свободном падении при личных командных выступлениях. {39}

Групповые акробатические прыжки необычайно эмоциональны. В них спортсмен в полной мере ощущает свободный полет. Это объясняется тем, что, работая вместе с партнерами по группе, он приближается к ним, «вспухает», проваливается, теряет высоту, скользит в сторону, т. е. совершает в полном смысле слова управляемый полет. Земля, от которой парашютист вынужден отрывать взгляд, чтобы следить за партнерами, на какое-то время перестает для него существовать, а значит, он перестает ощущать падение как таковое (оно заметно только по отношению к земле) и ему кажется, что он летит.

Групповая акробатика развивает смелость, быстроту реакции, выдержку, ориентацию, осмотрительность, коллективизм, в ней особенно проявляется умение подчинить себя интересам команды. Привычка решать все совместно, дружно, творчески подходить к выполнению упражнений, строжайшая дисциплина, умение считать время до долей секунды — такие ценнейшие качества воспитывает у человека этот вид парашютного спорта.

Парашютный спорт в СССР, особенно в последнее время, развивается семимильными шагами. Велика тяга молодежи к пятому океану, и, конечно, парашютный спорт более доступен, чем, скажем, авиационный, планерный или вертолетный. Только в 12-й пятилетке открылись новые парашютные клубы в Калининграде, Небит-Даге, Якутске, Тирасполе, Азербайджане и даже в станице «Красноармейская» (Краснодарский край) и в колхозе «Накотне» (Латвия). Ввиду такого массового распространения парашютизма возникла неожиданная проблема — нехватка парашютов спортивного типа. Пришлось даже провести специальные испытания спортивных парашютов, чтобы продлить их ресурс.

Результаты испытаний показали высокую надежность отечественных парашютов, но в то же время было отмечено, что они тяжелее зарубежных и большинство материалов, применяемых для пошива куполов, частично теряют свою эластичность на морозе.

Возросший интерес молодежи к парашютному спорту подтверждает и то, что только за одну последнюю пятилетку число прыжков, выполненных нашими спортсменами, возросло более чем в полтора раза. А раз больше прыжков, следовательно, больше подъемов на самолетах. Понятно, что ограничивающим фактором здесь является ограниченное число самих самолетов, вертолетов и нормы расхода топлива для их двигателей.

Довоенная история парашютизма позволяет утверждать, что начинающим парашютистам вполне можно обойтись без самолетов и вертолетов. Появление парашютных вышек позволит еще активнее развивать парашютное многоборье, куда наряду с прыжками на точность приземления входят плавание, стрельба из малокалиберных винтовок, бег.

Из 63 мировых рекордов по парашютизму, которые регистрируются {40} ФАИ, 50 принадлежат советским спортсменам, и 16 из них совсем недавно обновлены. Резервы в советском парашютном спорте неисчерпаемы.

Вообще в парашютизме происходит активный процесс эволюции. Прыжки с парашютом включаются в многоборья, соединяются, например, с горными лыжами и т. п. Генеральная конференция ФАИ в 1984 г. в Праге приняла решение обратиться в Олимпийский комитет с предложением — сделать парашютный спорт олимпийским видом спорта, и теперь на Олимпиадах вместе со всеми спортсменами соревнуются и спортсмены-парашютисты.

Качественный скачок в развитии авиационных и даже космических средств спасения произошел за последние десятилетия благодаря бурному развитию десантной техники и тактики ее применения.

Истоки парашютно-десантных операций можно найти еще в отдельных эпизодах турецко-болгарской войны 1911–1912 гг. В этой войне самолет был впервые применен для секретной высадки в тылу турецких войск разведчиков.

В нашей стране большое значение разработке теории боевого применения воздушно-десантных войск (ВДВ), их организации и оснащению стали придавать еще в 1920-х гг. Высшие военачальники Красной Армии того времени — М.Н.Тухачевский, П.И.Баранов, И.П.Уборевич, И.Э.Якир и ряд других — поняли, что из средства спасения парашют легко может превратиться в эффективное боевое средство. Поэтому в нашей стране раньше, чем в других, начали организовывать воздушно-десантные войска.

Впервые парашютный десант был выброшен 2 августа 1930 г. на учениях Московского военного округа. Этот десант состоял всего из 12-ти воинов-парашютистов, руководимых Я. Мошковским. Десантники прыгали из самолета «Фарман-Голиаф». Вооружение и боеприпасы в специальных контейнерах им сбросили с трех самолетов «Р-1» на грузовых парашютах. Практически этот десант положил начало советским ВДВ. Первый опыт применения воздушного десанта позволил Красной Армии в последующие годы перейти от экспериментов к практической организации массовых парашютных десантов.

В 1930 г. в Москве началось производство первых советских парашютов, в том числе и десантных. Парашюты для десантников создавались под руководством конструктора М.А.Савицкого. Одновременно при управлении ВВС образуется отдел, руководимый военным летчиком, изобретателем П.И.Гроховским. Ему поручалась разработка различного парашютно-транспортного снаряжения.

Вскоре группа П.И.Гроховского преобразуется в Особое конструкторско-проектное бюро (ОСКОНПРОБЮРО). Это бюро {41} предложило и испытало очень много интересных разработок. Одной из первых была специальная подвеска для перевозки под фюзеляжем бомбардировщика ТБ-1 автомобилей, легких броневиков и пушек, мешков с продовольствием и т. п.

В начале 1930-х гг. были выпущены парашюты для десантирования шести человек, целого экипажа в специальной лодке (предложение летчика К.Благина, разработка М.А.Савицкого), транспортные (конструкции П.И.Гроховского), грузовые для спуска вооружения (конструкции К.Благина). Парашюты Благина, Гроховского и Титова применялись позднее, во время Великой Отечественной войны для снабжения партизанских отрядов. В 1930 г. спортсмены-парашютисты и воины-десантники совершали тренировочные прыжки с отечественными парашютами ПТ-1 и ПТ-1А.

П. И. Гроховский разработал методику десантирования тяжелой техники (танкеток, пушек, боеприпасов и т. п.) методом «срыва». Парашютное десантирование тяжелых грузов методом «срыва» представляло собой очень трудную задачу. Вначале в воздушный поток выбрасывался парашют, он наполнялся, натягивал фал и срывал груз с замков в фюзеляже самолета. Летчик-испытатель С.Афанасьев блестяще провел испытания на «срыв». Примечательно, что этот метод получил широкое распространение уже в наши дни.

Развитие средств десантирования позволило уже в 1935 г. на маневрах Киевского округа десантировать сразу 1200 воинов-парашютистов с самолетов ТБ-1 и ТБ-3 с легким и средним вооружением.

Тысячи юношей-парашютистов воспитал ОСОАВИАХИМ до 1941 г. С началом Великой Отечественной войны большинство из них ушли в ВДВ и храбро сражались за Родину. За четыре года войны воины ВДВ — парашютисты-десантники — проявили массовый героизм.

Для десантников применялся, в основном, парашют ПД-41 с квадратным куполом и парашют ПД-42 с круглым куполом конструкции Н.А.Лобанова. На этом парашюте впервые была применена вытяжная веревка, обеспечивавшая раскрытие ранца парашюта принудительным способом.

Во время войны десантирование производилось с самолетов Ли-2 (ПС-84) и С-47 фирмы «Дуглас». В начальный период войны с этой целью ограниченно применялись тяжелые четырехмоторные самолеты ТБ-3. Небольшие разведывательные и диверсионные группы десантировались с самолетов Пе-2, Ил-4, Ще-2, По-2 и Р-5.

Тактика вертикального охвата, примененная Красной Армией при выброске воздушного десанта в 1935 г., получила в годы Великой Отечественной войны дальнейшее развитие и применение.

В начале 1942 г. под Вязьмой в тыл фашистов был выброшен {42} 4-й воздушно-десантный корпус, насчитывавший более 10 000 человек. Почти шесть месяцев десантники сковывали действия фашистов в этом районе.

Используя опыт выброски воздушных десантов Красной Армии в 1930-х гг., армии немецкого вермахта, Великобритании и США провели во второй мировой войне целый ряд воздушно-десантных операций с широким применением парашютистов. К наиболее известным из них относятся:

Критская воздушно-десантная операция в 1940 г. с участием парашютно-десантной дивизии вермахта (около 15 000 человек);

Сицилийская воздушно-десантная операция в 1943 г. с участием двух воздушно-десантных дивизий армии США;

Нормандская операция в 1944 г. при открытии Второго фронта в Европе. Морской высадке предшествовала выброска двух американских и одной английской воздушно-десантных дивизий. Только за первые два часа выброски было десантировано более 10 000 парашютистов. Всего же за сутки десантировалось более 20 000 солдат-парашютистов.

После окончания второй мировой войны военно-транспортная авиация, обслуживавшая десантные войска, получила на вооружение новые самолеты Ил-12Д, Ил-14Д и легкий транспортный самолет Ан-2Д. Вот уже более 30 лет многоцелевой самолет Ан-2 верно служит для тренировок спортсменов, десантников и летчиков.

В 1947 г. на снабжение десантников был принят индивидуальный парашют ПД-47 конструкции Н. А. Лобанова. Он имел купол квадратной формы со срезанными углами и изготовлялся не из дорогого шелка, а из сравнительно дешевого перкаля. Площадь купола этого парашюта составляла 69 м². При собственной массе 16 кг парашют ПД-47 мог опускать снаряженного десантника с вертикальной скоростью 5,0 м/с и даже позволял ограниченно передвигаться в воздухе со скоростью 1,5...2,0 м/с. Из-за простоты, дешевизны в производстве и надежности ПД-47 получил очень широкое распространение и применялся много лет.

Бурное развитие ВДВ произошло в 1950-х гг., когда военно-транспортная авиация получила на вооружение тяжелые транспортные самолеты Ан-8 и Ан-12 с ТВД и большим кормовым люком. Кормовой люк позволял десантникам прыгать одновременно двумя потоками назад, что обеспечивало хорошую кучность при приземлении и уменьшало рассеивание. Значительно возросли расстояния, на которые мог доставить десантников такой самолет с ТВД.

С появлением тяжелых военно-транспортных самолетов Ан-8 и Ан-12 потребовалось усовершенствовать десантный парашют Д-1, принятый на вооружение еще в 1953 г. Конструкторы парашютно-десантной техники братья Доронины модернизировали {43} парашют Д-1, приспособили его для повышенных скоростей и дали ему название Д-1-8.

Однако в середине 1970-х гг. на смену турбовинтовым транспортным самолетам пришли скоростные реактивные самолеты Ил-76, летающие еще быстрее. Прежние парашюты опять уже не устраивали десантников. Их заменили на более совершенные десантные и учебно-тренировочные парашюты Д-5, позволяющие покидать самолет на скоростях до 400 км/ч. В 1972 г. десантники получили более совершенные парашюты ПТЛ-72.

С появлением тяжелых военно-транспортных самолетов появилась возможность массового десантирования тяжелых военных грузов: танков и самоходных орудий, бронетранспортеров, артиллерийского вооружения и т. п. Еще в конце Великой Отечественной войны в Советском Союзе были выполнены разработки по созданию воздушно-десантной техники, обеспечивающей приземление на грузовых парашютах тяжелых минометов, 57-мм и 85-мм орудий, легких самоходных орудий и автомобилей. Всю эту технику сбрасывали с самолетов Ту-2 и Ту-4 с внешних подвесок. В дальнейшем для выброски подобных грузов с внешних подвесок ограниченно применялись реактивные бомбардировщики Ил-28 и Ту-16.

Средняя скорость снижения грузов с парашютами в годы войны составляла 6...7 м/с. Для приземления с такой скоростью требовалось примерно 0,9 м² ткани на каждый килограмм груза. Например, для самоходной установки АСУ-57 массой 3200 кг нужны были четыре купола площадью 3000 м² из капрона.

В последующие годы была создана парашютная платформа для десантирования грузов полетной массой в несколько тонн, а также первая парашютно-реактивная система (ПРС). Новые самолеты требовали и новых средств доставки грузов на землю. Была разработана многокупольная система десантирования (МКС). МКС состоит из пяти основных куполов, вытяжного парашюта (ВП), дополнительного вытяжного парашюта (ДВП), пяти камер и строп. Они позволяют выбрасывать грузы в широком диапазоне высот, при этом превышение площадки приземления над уровнем моря может достигать нескольких тысяч метров.

Принципиальная схема работы МКС выглядит так. По команде штурмана отделяется от замка крепления вытяжной парашют и, попав в воздушную струю, наполняется. Под действием натяжения купола срезается контровочная шпилька замка крепления платформы к полу самолета, поднимается шток замка, платформа начинает двигаться по рольганговому пути и извлекается из самолета методом срыва. При подходе платформы к порогу люка раскрывается замок и вводится в действие дополнительный вытяжной парашют. Его купол тянет стренги камер, которые расчековывают узлы крепления основных куполов к грузам. Из раскрытых камер вытягиваются стропы и основные купола. В момент {44} выхода нижней кромки куполов из камер включаются резаки, которые освобождают парашюты от камер. Некоторое время купола работают в зарифованном состоянии. Затем перерезаются стропы рифления, и парашюты наполняются полностью. Далее груз снижается с заданной скоростью.

Сегодня на вооружении ВДВ находится самая современная боевая техника, в том числе артиллерия, танки, различные самоходные средства. Как спустить их с неба на землю?

После долгих поисков конструкторы нашли способ мягкой посадки платформы — в сочетании с грузовым парашютом применить ракетный двигатель. Первая такая ПРС была создана в середине 1960-х гг. Она предназначалась для десантирования техники из самолета Ан-12. На опыте эксплуатации этой системы удалось в середине 1970-х гг. сконструировать более современную, которая позволяет десантировать технику из транспортных самолетов со скоростью приземления сброшенного объекта в несколько метров в секунду. Она состоит из парашютной системы, блока пороховых ракетных двигателей, источников питания, средств монтажа техники.

Парашютная система обеспечивает: извлечение техники из самолета; ввод в действие источников питания; установку блока пороховых ракетных двигателей в рабочее положение; необходимую скорость снижения груза. Ее вытяжная система (ВП) состоит из вытяжного звена, упаковки вытяжного звена с тормозным полотнищем, купола и звеньев. Она извлекает технику из самолета, вводит в действие блок основного купола и источники питания ракетной системы.

Блок основного парашюта устанавливает ракетные двигатели в рабочее положение и обеспечивает определенную скорость снижения груза. Блок основного парашюта состоит из следующих частей:-камеры с дополнительным вытяжным парашютом; ДВП; купола со стропами и соединительных звеньев, обладающих достаточно высокой прочностью на разрыв.

Блок пороховых ракетных двигателей предназначен для создания реактивной тяги, потребной для гашения вертикальной скорости снижения груза при приземлении. Он состоит из трех ракетных двигателей с узлами стыковки; соединительных звеньев и узлов, термоизолятора. Источник питания нужен для подрыва пиропатронов ракетных двигателей. Он состоит из двух генераторов и блока конденсаторов. Кроме того, в состав ПРС входят два щупа, которые в момент касания земли дают команду на ввод в действие ракетных двигателей.

Работа всей ПРС происходит следующим образом. При достижении самолетом места выброски штурман экипажа нажимает кнопку «Сброс» и вводит в работу вытяжной парашют. Под действием тяги вытяжного купила техника извлекается из самолета. Когда груз «переваливает» через рампу грузовой кабины, вводятся {45} в действие источники питания. Далее ВП расчековывает блок основного парашюта, включает в работу ДВП, который ускоряет процесс раскрытия основного купола.

Одновременно с натяжением строп основного парашюта происходит расчековка термоизолятора блока ракетных двигателей, и они занимают рабочее положение. На полностью наполненном куполе техника снижается со скоростью 16...25 м/с. Через 10...15 с после отделения груза от самолета щупы переводятся в рабочее положение. В момент соприкосновения их с землей замыкается электроцепь подрыва ракетных двигателей. Газы, истекая через сопла двигателей, создают реактивную тягу, гасящую вертикальную скорость снижения груза.

В последнее время в ВДВ различных стран вновь стал широко применяться способ выброски тяжелой техники методом «срыва», разработанного задолго до войны в конструкторском бюро П.И.Гроховского. Правда, сам этот способ несколько изменился. Теперь его применяют на предельно малых высотах, вплоть до 15 м.

Транспортный самолет летит на «бреющем» режиме на высоте всего 10...15 м. Летчик открывает кормовой люк и выпускает специальный вытяжной парашют, например, легкого танка, закрепленного на платформе с амортизаторами. Вытяжной парашют вытаскивает купол основного, большого парашюта. Платформа снабжена мощными амортизаторами, и, как только она выровняется относительно земли, происходит приземление. Этот способ позволяет десантируемой технике находиться в воздухе минимальное время, быстрее приземляться, а значит, и скорее вступать в бой. Кроме того, при долгом снижении техника сама становится мишенью для наземного огня противника.

Сегодня на вооружении военно-транспортной авиации находятся мощные самолеты Ил-76Д с четырьмя реактивными двигателями турбовентиляторного типа. Они способны преодолевать огромные расстояния и перевозить почти в два раза больше десантников или груза, чем их турбовинтовые предшественники Ан-12.

Десантирование парашютистов с самолетов Ил-76 производится в четыре потока: два из кормового люка, а еще два — из левого и правого люков-дверей в обтекателях шасси. Это позволяет парашютистам покинуть самолет в считанные секунды, кучно приземлиться, исключить рассеивание по большой площади и тем самым упростить сбор на земле.

Способы доставки грузов при помощи парашютов постоянно совершенствуются. Так например, в 1984 г. группа участников движения НТТМ авиационного института им. Серго Орджоникидзе предложила оригинальную конструкцию летательного аппарата, выполненного в виде парашюта-крыла с капсулой грузоподъемностью 10 кг. Оболочка купола сделана ячеистой, в передней части отсеки открыты. Такая конструктивная особенность и обеспечивает хорошие аэродинамические качества. При воздействии встречного потока воздуха парашют-крыло приобретает {46} форму с полужесткими обводами, что обеспечивает достаточную подъемную силу. Полет его управляем — с помощью радиосигналов с земли можно укорачивать или удлинять стропы. Тем самым аппарат заставляют лететь по заданному курсу, набирать высоту, обходить препятствия или снижаться в заданной точке. Площадь крыла аппарата — 7 м². Он может подниматься на высоту от 50 до 300 м. Где же целесообразно его использовать?

Представим себе ситуацию, когда лагерь геофизиков или туристов в горном ущелье отрезало от остального мира какое-либо стихийное бедствие: снежная лавина, сель, разлив реки и др. Людям, попавшим в беду, надо срочно помочь: доставить пищу, одежду, лекарства, топливо, почту. Вот тут-то и может пригодиться летающий парашют. Создатели оригинальной новинки определили для нее и другие области применения. Например, если аппарат оснастить фотокамерой и системой автоматического забора воздуха, тогда он пригодится для исследования состояния атмосферы. Запустив его, скажем, над угольным карьером, удастся составить картину запыленности воздуха. Кроме того, он сможет нести патрульную службу и предупреждать об очагах лесных пожаров.

Продолжается и развитие парашютно-десантной техники. В последнее время (1985 г.), по сообщению журнала «Интернэшнл дифенс ревью», английскими специалистами разработана парашютная система, получившая обозначение CADS и предназначенная для точной доставки в заданный район грузов массой до 500 кг. Сброс груза осуществляется с самолета в диапазоне высот 600...7500 м на удалении до 32 км от точки приземления.

В систему CADS входят управляемый грузовой парашют, имеющий скорость бокового (радиального) перемещения до 45 км/ч, блок управления и ультракоротковолновый радиопередатчик. Система может работать в автоматическом и ручном режимах. В первом случае блок управления выводит парашют с грузом к месту посадки по сигналам установленного там радиопередатчика (отклонение не больше 100 м). В ручном режиме, обеспечивающем уменьшение отклонения от предназначенной точки приземления до 5 м, движением грузового парашюта управляет оператор, находящийся на земле или в воздухе.

Австралийские военные инженеры пошли еще дальше. Стремясь повысить точность приземления десантируемых грузов, они разработали систему дистанционного управления спуском грузового парашюта, предназначенную для установки на стандартный аэродинамически управляемый парашют грузоподъемностью до 150 кг. Режим его спуска задается оператором-парашютистом или с земли. В комплект оборудования оператора входят радиопередатчик УКВ, регулятор диапазона с дальностью действия до 1 км, антенна и два ручных пульта управления, соединенных кабелями с основными компонентами системы, которые надеваются под {47} снаряжение парашютиста. Перед прыжком оператор-парашютист прикрепляет пульты управления к рукавам одежды.

На грузовом контейнере парашюта монтируются антенна, приемник и сервоприводы с лебедками, соединенными со стропами управления. При свободном падении правильное положение груза обеспечивается стабилизирующим парашютом, а купол основного раскрывается с помощью специального прибора на заранее установленной высоте. Как правило, в это же время летящий рядом оператор раскрывает свой парашют и начинает управлять полетом грузового парашюта.

Для работы в ночных условиях создана система, которая по сигналам, полученным от датчиков, размещенных на операторе, автоматически копирует его действия. При необходимости оператор сможет отключить автоматическую систему и перейти на ручное управление грузовым парашютом.

Наша парашютно-десантная техника также продолжает стремительно развиваться, совершенствоваться и отрабатываться в условиях учебных применений.

1.6. ПАРАШЮТЫ НА КОСМИЧЕСКИХ КОРАБЛЯХ

Система приземления является бортовой системой для обеспечения заданных условий посадки на поверхность Земли космических аппаратов или их спускаемых частей с обязательным применением парашютной системы. Система приземления вступает в действие на заключительном участке спуска. Парашютная система состоит из парашютных куполов, подвесного устройства с силовыми узлами крепления его к корпусу космических аппаратов, механизма введения парашюта (или парашютов) в поток. По характеру срабатывания парашютные системы делятся на одно- и многокаскадные.

Однокаскадная парашютная система состоит из одного парашютного купола, вводимого в поток системой отделения, например путем отстрела крышки люка пиросистемой (стреляющим механизмом). Многокаскадная система состоит из нескольких последовательно вводимых парашютных куполов: вытяжного, предназначенного для стабилизации корабля и введения в поток тормозного купола; тормозного — для снижения скорости движения космического аппарата до значений, допускаемых для введения в поток основного купола; основного — для гашения скорости парашютирования космических аппаратов до расчетных значений. Иногда основной купол используется в режиме тормозного парашюта, при этом купол рифуется (обжимается), т. е. искусственно уменьшается его площадь и изменяется его форма с помощью рифовочной стропы (на участке работы основного купола рифовочная стропа перерезается) (рис. 9). На некоторых космических аппаратах имеется запасная парашютная система на случай выхода из строя основной.

Оптимизация парашютной системы достигается выбором геометрической формы куполов, тканей для куполов, режимов их наполнения. Куполы, стропы и стренги парашютных систем изготовляются из высокопрочных тканей на основе капронового или нейлонового волокна; иногда применяется стекловолокно и другие органические и неорганические материалы.

При разработке парашютных систем конструкторы стремятся к снижению удельной массы ткани, силовых элементов парашютной системы, к повышению плотности укладки куполов, строп и т. п.

Парашютные системы нашли применение в космических кораблях «Восток», «Восход», «Союз», «Меркурий», «Джемини», «Аполлон» и некоторых беспилотных

кораблях; они используются также для спасения первых ступеней некоторых ракет-носителей (таких, как корабль «Спейс шаттл») и снижения посадочной скорости космических кораблей самолетного типа. Например, на трехместном космическом корабле «Аполлон», предназначенном для полетов на Луну, система приземления состоит из двух тормозных парашютов площадью по 3 м² и трех основных — по 26,8 м².

Системы, подобные парашютным, используются также в космических аппаратах, совершающих посадки на планеты, имеющие атмосферу.

Кроме основных систем приземления почти все космические корабли снабжены системами аварийного спасения (САС) (рис. 10). При возникновении ситуации, в которой становится невозможным выведение космического корабля на орбиту {49}

Рис. 10. Система аварийного спасения орбитального отсека с космонавтом:

1 — носовой обтекатель с контейнерами парашютов; 2, 3 — блоки твердотопливных двигателей соответственно I и II ступеней; 4 — обтекатель двигателей II ступени; 5 — орбитальный отсек для космонавтов; 6 — стыковочные узлы с ракетой-носителем

искусственного спутника Земли, например при аварии ракеты-носителя, а также при создании угрозы безопасности экипажу на старте САС принудительно удаляет кабину с экипажем на безопасное расстояние от ракеты-носителя. В условиях аварии ракеты-носителя на участке вывода на орбиту (при времени полета примерно 120...180 с) спасение экипажа может осуществляться аварийным отделением спускаемого аппарата (на космических кораблях «Союз», «Меркурий» и «Аполлон») или катапультированием экипажа в креслах (на космических кораблях «Восток», «Джемини»).

По первой схеме спускаемый аппарат с помощью двигательной установки САС отводится на безопасное расстояние от ракеты-носителя при аварии на старте или в самом начале траектории.

Двигательная установка обеспечивает подъем спускаемого аппарата на высоту 1,5 км, достаточную для включения и работы системы приземления. Двигательная установка связана со спускаемым аппаратом через элементы головного обтекателя (на корабле «Союз» — см. рис. 10) или установлена на спускаемом аппарате (на кораблях «Меркурий», «Аполлон» и «Восток»), При нормальном полете после прохождения участка больших скоростных напоров двигательная установка сбрасывается.

По второй схеме для увода спускаемого аппарата от ракеты-носителя применяются ракетные ускорители на катапультируемых креслах космонавтов. В дальнейшем космонавты приземляются на индивидуальных парашютах (см. рис. 9).

С момента сброса двигательной установки и до выхода на орбиту корабля спасение осуществляется отделением спускаемого аппарата (или всего корабля) от носителя с последующим полетом его по траектории спуска, торможением в атмосфере и посадкой.

При аварии ракеты-носителя на больших высотах из-за крутых траекторий спуска возникают большие перегрузки, действующие на экипаж, например до 25g за время 350...450 с полета. Для уменьшения перегрузок может применяться управляемый спуск с аэродинамическим качеством. В этом случае значения перегрузок снижаются до 15...18g.

Система аварийного спасения включает в себя двигательную установку, систему автоматики и специальные агрегаты. Двигательная установка включает в себя несколько твердотопливных ракетных двигателей. Основной двигатель, который удаляет спускаемый аппарат от аварийной ракеты-носителя, имеет тягу 500...1500 кН и работает 2...6 с. Управляющие двигатели могут заменяться соплами от основного двигателя. Они же отделяют двигательную установку от ракеты-носителя в нормальном полете. {50}

Один из вариантов применения САС описан в газете «Красная Звезда» от 30 мая 1987 г. Это был случай применения советской САС, происшедший 27 сентября 1983 г., когда готовился к старту космический корабль «Союз», на котором находились космонавты В. Г. Титов и Г. М. Стрекалов.

Тщательная подготовка космической техники с многократной автоматической проверкой, значительно усложнившейся в настоящее время, предусматривает случайности, которые могут создать чрезвычайные обстоятельства, когда бывают необходимы средства для спасения жизни космонавтов. Так, на первых космических кораблях «Восток», на которых летали космонавты Ю. А. Гагарин, Г. С. Титов, А. Г. Николаев, П. Р. Попович, В. Ф. Быковский и В. В. Терешкова, были установлены катапультные кресла. Их применение предусматривалось как в случае аварии, так и для приземления в нормальных условиях после завершения полета. Космонавт размещался в катапультном кресле. Так он совершал старт, полет на орбите, а после завершения задания, в процессе подготовки к возвращению на землю космонавт принимал изготовочную позу, фиксировался в кресле и после входа в плотные слои атмосферы, снизившись до высоты 2...3 км, катапультировался. Через заданное время космонавт отделялся от кресла и дальше спускался на личном парашюте. Кабина в то время еще не была оборудована системой мягкой посадки, и потому приземление ее происходило с большими перегрузками. Для снижения до переносимых перегрузок необходимо было ее оборудовать парашютной системой очень больших размеров. Кабина же была оборудована только парашютом таких размеров, чтобы при соприкосновении с землей не была повреждена находящаяся там аппаратура.

В дальнейшем была создана САС, которая обеспечивала приземление космонавтов вместе с кабиной, без применения катапульт. Такая система и была применена 27 сентября 1983 г. Эта САС представляет собой устройство, состоящее из ряда твердотопливных двигателей, опоясывающих корпус спускаемого аппарата, образуя своеобразную «юбку». Для обеспечения стабилизации аппарата при снижении, после отделения от космического корабля, имеется специальное устройство в виде решетки, которая до отделения САС прижата к корпусу. Все устройство вместе со специальной системой автоматики и составляет САС.

Вот как описал применение этой системы космонавт В. Г. Титов: «Объявили полуторачасовую готовность. Ведется проверка систем... Наконец проверка закончена...

Быстро ли летело предстартовое время или плыло неторопливо, соразмерно тем многочисленным операциям, которые предстояло выполнить? Трудно сказать. Там, в корабле, порой за несколько коротких секунд можно пройти расстояние в несколько лет. Но отдаться воспоминаниям не успеваешь. Когда летал первый раз, ожидание было иное, не терпелось все испытать... впереди загадочная необычность. Второй раз осознанное предвкушение вхождения в невесомость. Обычно советуют не думать об ощущениях, думать о работе, и все стабилизируется...

Идет отсчет последних секунд... Ждем легкого толчка и появления гула внизу. Он оповестит о выходе двигателя на режим. Секунда, другая...

Ожидание привычного не сбывалось. Даже после еще какого-то времени. Почувствовал, что ракету качнуло. Подумал: ветер рванул. Прошла волна легкой вибрации, которая не понравилась. Вибрация уменьшилась, а затем пошла вторая волна. Она быстро нарастала. И вдруг — сильный рывок. «Взрыв», — обожгла мысль. Но поддаться ей не успел... Приглушенный треск вернул к действительности. Это рвались пиропатроны САС, включаемые автоматикой САС. На какой-то миг оцепенел, но тут же понял: что-то происходит не штатно. Сбросился обтекатель... Надо запомнить в деталях все происходящее и как можно больше задиктовать на магнитофон. Слышим голос, но уже и сами поняли: сработала система аварийного спасения.

Теперь все шло штатно. Открылся парашют, началось легкое покачивание. Сели на днище. В левый иллюминатор видим горящий старт. Снова слышим голос: «Спокойно, ребята, все нормально. Сейчас к вам подойдут и помогут выйти из корабля...» {51}

И тут вспомнились слова Гагарина: «Все мы — испытатели, и каждому приходится что-то делать первый раз... Так оно и будет».

Система аварийного спасения сработала четко. Автоматика не подвела.

Все длилось считанные секунды. Система спасения за эти секунды была испытана в реальных условиях».

После известной катастрофы американского корабля «Челленджер» в январе 1986 г., когда на 25-м старте корабля типа «Спейс шаттл» погибло семь астронавтов, NASA решило оснастить орбитальные ступени МВКА «Спейс шаттл» средствами аварийного покидания. Была выбрана САС космонавтов для покидания орбитальной ступени (ОС) «Спейс шаттл» в условиях управляемого планирующего полета в диапазоне высот 3350...7300 м. Эта система представляет собой телескопическую штангу, выдвигаемую через люк ОС после отстреливания крышки. С помощью специального кольцевого устройства космонавты при покидании аппарата будут скользить по выдвигаемой штанге и смогут избежать столкновения с крылом или другими элементами конструкции ОС до раскрытия парашюта.

Телескопическая штанга из коррозионно-стойкой стали диаметром 0,76 м имеет длину 3,0...3,2 м и состоит из двух секций, раздвигаемых с помощью нагруженной пружины. При подготовке к покиданию аппарата каждый космонавт надевает на штангу специальную кольцевую стропу из композиционного материала кевлар, которая имеет четыре ролика с игольчатыми подшипниками, обеспечивающими мягкое скольжение по штанге и стабилизацию направления движения космонавта. Кольцевая стропа вручную пристегивается к лямке, вшитой в подвесную систему парашюта около правого плеча космонавта. При покидании ОС космонавт держит лямку правой рукой, подгибает колени при проходе через люк и вываливается из него. Лямка длиной 0,35 м для крепления кольцевой стропы складывается вдвое; она крепится отрывной строчкой, которая разрывается при определенном усилии. Разрывное действие позволяет сложенной вдвое лямке раскладываться с заранее определенной скоростью, что служит своеобразным амортизатором, снижающим нагрузки воздушного потока на космонавта при его скольжении по штанге.

По сравнению с САС, использующей вытяжные ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ), применение телескопической штанги считается более безопасным и более приемлемым по критерию стоимости — эффективности для условий эксплуатации МВКА «Спейс шаттл». Выбранная система проще, легче и требует меньше места для размещения. Считают, что она позволит покидать аппарат быстрее, чем при наличии вытяжных РДТТ. Проведенные наземные испытания с моделированием покидания ОС показали, что при использовании выдвижной штанги все члены экипажа могут покинуть аппарат в течение 90...100 с, а в случае применения вытяжных РДТТ это время составит 112 с.

Однако наличие выбранной САС требует, чтобы все космонавты были одеты в специальные (противоперегрузочные) костюмы с аварийным запасом кислорода, парашютом, поплавковым устройством и комплектом жизнеобеспечения.

САС с выдвижной штангой была выбрана после испытания в течение нескольких месяцев двух предложенных систем. В процессе этих испытаний на модифицированном самолете С-141В при скоростях полета 240...370 км/ч было совершено 66 покиданий самолета парашютистами-добровольцами ВМС. В этих испытаниях использовалась монолитная штанга длиной 2,95 м, которая выдвигалась через левый люк десантирования и изгибалась вниз и назад относительно самолета. Штанга эффективно фиксировала начальный участок траектории движения парашютистов с тем, чтобы они не коснулись конструкции самолета.

В июне 1988 г. проводились несколько серий сокращенных испытаний по сертификации эксплуатационного образца телескопической штанги и летных образцов комплекта оборудования космонавтов (подвесная система, парашюты и др.). В этих испытаниях тоже были использованы модифицированные самолеты С-141В.

Летный образец двухсекционной штанги был установлен на ОС «Дискавери» в июле 1988 г. Полет этой ступени в составе МВКА «Спейс шаттл» произведен 4 августа 1988 г. успешно — к средствам спасения прибегать не пришлось. Наличие на борту САС, безусловно, придало уверенность экипажу.

Франция с середины 1970-х гг. совместно с Англией и ФРГ разрабатывает {52} высотно-космический самолет (ВКС) «Гермес», который будет выводиться на орбиту ракетой-носителем «Ариан». ВКС «Гермес» должен быть оснащен принципиально новой САС экипажа, которая может применяться только в атмосфере на участках выведения и возвращения на Землю. САС предусматривает использование отделяемой от ВКС кабины экипажа (рис. 11), которая приземляется с помощью парашютов и системы мягкой посадки. Герметизированная отделяемая кабина массой 2,5 т может отстреливаться от аппарата по наклонной плоскости с помощью РДТТ массой 350...500 кг, который за 4 с создает тягу 25 т.

После отделения кабины от ВКС в атмосфере небольшие РДТТ с регулируемым вектором тяги ориентируют кабину на траектории возвращения. Воздушные тормоза уменьшают скорость полета кабины, а стабилизация полета обеспечивается при помощи небольшого парашюта и «эффекта поперечного V» кабины. После уменьшения скорости до 10 м/с вытяжной блок парашютов приводит в действие основную парашютную систему площадью 400 м², раскрывающуюся в два этапа и обеспечивающую горизонтальное положение кабины. В системе мягкой посадки предусматривается применение тормозных РДТТ и амортизирующих блоков в виде надувных баллонов или деформирующейся конструкции.

Кресла космонавтов оборудуются амортизирующими устройствами. В аварийных ситуациях вероятность посадки ВКС на воду может составлять не более 0,7, герметичность обеспечивается в течение 6 ч.

На участке выведения ВКС «Гермес» на орбиту с помощью ракеты-носителя «Ариан» САС предусматривает возможность отделения кабины экипажа до сбрасывания боковых стартовых РДТТ в течение первых двух минут полета при числах М<7 на высотах не более 55 км.

Аварийное спасение экипажа на участке выведения возможно и после отделения стартовых ускорителей, при этом отключается жидкостно-ракетный двигатель (ЖРД) ракеты-носителя на криогенном топливе и осуществляется отделение ВКС от ракеты-носителя.

Далее ВКС выполняет планирующий полет до района, где возможно отделение кабины экипажа, или за 6...7 мин полета достигает района аварийной посадки в Дакаре (острова Зеленого Мыса), где и совершает приземление. В случае отказа тормозной системы ВКС посадка может быть выполнена при помощи аэрофинишера, как на авианосцах.

Однако при возвращении на Землю и полете ВКС в атмосфере на гиперзвуковых и сверхзвуковых скоростях экипаж может рассчитывать лишь на надежность аппарата, поскольку отделение в аварийной ситуации при спуске в атмосфере возможно лишь после перехода на трансзвуковые и дозвуковые скорости.

На советском космическом корабле многоразового применения «Буран» система спасения на старте представляет собой трубу от кабины до подземного бункера, расположенного в 100 м от пускового стола. Космонавты и обслуживающий персонал в случае необходимости съезжают вниз, в бункер, попадая в одно из 16-ти помещений, массивная стальная дверь автоматически захлопывается за ними. Скорость скольжения по трубе ограничивается, перед бункером осуществляется торможение. После старта (до выхода на орбиту) и на посадке космонавты могут использовать в аварийной ситуации катапультные кресла.

1.7. АВТОМАТИЗАЦИЯ ПАРАШЮТНЫХ СИСТЕМ

Интенсивная эксплуатация самолетов способствовала, к сожалению, и росту летных происшествий с вынужденным покиданием. Проблемы совершенствования средств спасения все усложнялись. Так например, до 1936 г. при покидании самолета летчики, преодолев трудности отделения от борта, должны были самостоятельно выдернуть кольцо и тем самым ввести в действие спасательный парашют, но это не всегда удавалось выполнить своевременно, особенно если прыгал новичок. Некоторые люди терялись, не находили вытяжное кольцо, просто забывали о его существовании, и каждая такая ошибка приводила к тяжелым последствиям.

На малой высоте, когда слишком поздно выдергивали кольцо, парашют иногда не успевал раскрыться. Жертвами этого становились порой не только летчики-профессионалы (прыгавшие до этого очень редко или совсем не прыгавшие), но и спортсмены-парашютисты. Это стало серьезной проблемой и тормозом для бурно развивающейся авиации и массового спортивного парашютизма.

Как в свое время гибель авиатора Л.М.Мациевича подействовала на Г.Е.Котельникова, занявшегося после этого созданием надежного парашюта, так гибель двух девушек-парашютисток, разбившихся в затяжных прыжках, подействовала на молодых братьев Дорониных, занявшихся после этого созданием прибора для автоматического ввода в действие парашюта. Их потрясло сообщение о гибели спортсменок Любы Берлин и Тамары Ивановой. Узнав о случившемся, братья буквально потеряли покой и все свое свободное время, выходные дни, отпуск и даже часть учебного времени в институте стали посвящать работе над средством, способным предотвратить повторение трагедии, изучению парашюта и устройств ввода его в действие. {54}

Сведения о том, что парашютист может раскрыть парашют только вручную и только после прыжка, выдернув за кольцо шпильку, контрящую ранец, заставили братьев Дорониных задуматься о том, как создать прибор для замены действий парашютиста, способный в заданное на приборе время автоматически ввести парашют в действие. Мысль о необходимости создания такого прибора овладела умами многих людей, не только связанных с авиацией, но и не имевших к ней отношения. Проблема приняла острый характер.

Для ее решения Центральный совет ОСОАВИАХИМа в 1936 г. объявил общесоюзный конкурс, в котором приняли участие специализированные предприятия, научно-исследовательские институты и отдельные частные лица.

Требования к прибору были очень жесткие. Он должен был безотказно работать, не боясь толчков или ударов, при температурах от –60 до +40°С; срабатывать в строго установленное (заданное) на шкале прибора время и позволять парашютисту пользоваться существовавшим приспособлением для ручного раскрытия парашюта как дублирующим автоматику. Прибор должен был быть небольшим, чтобы не стеснять движений человека, не мешать ему при отделении от самолета и во время приземления, быть простым и дешевым в изготовлении.

На конкурс поступило более 300 работ. В результате тщательного разбора государственная комиссия из всех представленных работ лучшим признала прибор братьев Дорониных. Результаты конкурса были опубликованы в журнале «Вестник Воздушного флота» в номерах 5 и 6 за 1939 г.

Прибор братьев Дорониных состоял из часового механизма, размещенного в сварном металлическом корпусе (в дальнейшем корпуса изготовляли из алюминиевых сплавов) с застекленным окошком, через которое были видны стрелка и шкала. По ним устанавливалось задаваемое время срабатывания силового вытяжного устройства. Силовое устройство состояло из мощной спиральной пружины, развивавшей силу в 28...30 кг (при ручном раскрытии парашюта прикладывалась сила в 16 кг). Часовой механизм, освобождавший силовое устройство, стопорился специальной шпилькой.

В начальный период эксплуатации этого прибора для его срабатывания в заданное время перед прыжком парашютист должен был выдернуть шпильку. В дальнейшем к шпильке подсоединяли один конец фала, второй его конец заранее подсоединяли к устройству на борту самолета. После этого парашютисту уже не требовалось выдергивать шпильку перед самым прыжком. При защите своего прибора на конкурсной комиссии братья Доронины убедительно продемонстрировали его высокую надежность. Явившись на защиту, они принесли вместе со своим прибором некоторые, не свойственные для этой цели, предметы: {55} доску, гвозди и фал, чем очень удивили членов комиссии.

Получив от председателя комиссии задание, по условию которого прибор должен был сработать через 114 с, Николай Доронин взвел прибор, установив заданное время. По команде председателя комиссии резким рывком была выдернута пусковая шпилька. Члены комиссии щелкнули секундомерами, приготовившись проверить время работы прибора, а тот начал отсчитывать секунды.

Как только прибор начал работать, второй брат — Анатолий — взял со стола прибор и вдруг с силой бросил его в угол комнаты. Прибор стукнулся об стенку, отскочил на пол, но остался цел. Анатолий на этом не успокоился. Он взял прибор и, привязав к нему фал, начал крутить его над головой. После этого испытатель стал прибором вбивать гвоздь в заранее приготовленную доску. Конечно, все эти манипуляции не укладывались в правила проведения испытаний, однако вера в надежность прибора у его авторов была велика, что и подтвердилось. В строго заданное время прибор сработал.

Неудивительно, что комиссия единодушно присудила этому прибору первую премию и после всесторонних испытаний его срочно запустили в производство. Создание этого прибора оказало большое влияние на повышение безопасности бурно развивающегося парашютного спорта и военного парашютизма. Вот как отозвался об этом приборе ныне всемирно известный заслуженный мастер спорта СССР по парашютизму и планеризму, лауреат Государственной премии, Герой Советского Союза С. Н. Анохин: «Маленькая серая коробочка, в которой заключался прибор, совершила настоящую революцию в парашютном деле. С этим прибором авиационные спортсмены, воины-десантники могли теперь прыгать с любых высот, в самых сложных условиях. Что бы с ними ни случилось после отделения от самолета (растерялся ли человек, потерял сознание, ранен и т. п.), парашютный прибор Дорониных, получивший наименование ППД-1, точно, секунда в секунду, раскрывал купол парашюта и обеспечивал благополучное приземление. За всю многолетнюю практику не было случая, чтобы прибор отказал в работе». Примечательно, что более пятидесяти лет прибор (с некоторыми модификациями) находится в производстве.

Вскоре после ППД-1 было создано еще несколько интересных автоматов и полуавтоматов такого же назначения. Один из них был сконструирован инженером Леонидом Савичевым. Он назывался парашютным автоматом Савичева (ПАС-1). Этот автомат срабатывал не на время, а на заданную высоту благодаря установленному в нем анероиду.

Если по какой-либо причине сброс парашютиста происходил не на заданной высоте, ночью или при плохой видимости, парашютист мог ошибиться в выборе момента для раскрытия купола {56} вручную, ПАС-1 исправлял ошибки и раскрывал купол на заранее заданной высоте.

Вскоре после Великой Отечественной войны братья Доронины и Л. Савичев объединились и создали новый прибор для автоматического раскрытия купола парашюта. Этот прибор (ППУ) включал в себя часовой механизм и анероид.

Практически все парашюты (спасательные, спортивные, акробатические, грузовые и т. п.) имеют автоматы для команд по выполнению последовательных операций в зависимости от назначения парашюта и от условий его применения.

Однако если раньше все парашютные приборы-автоматы создавались на основе часовых механизмов и анероидов, то в последние годы автоматика создается на основе применения микроэлектроники, которая обеспечивает исключительно высокую точность и надежность срабатывания всех элементов парашютных систем.

ГЛАВА 2. КАТАПУЛЬТНЫЕ КРЕСЛА, КАПСУЛЫ И ОТДЕЛЯЕМЫЕ КАБИНЫ

2.1. ПЕРВЫЕ ПРИНУДИТЕЛЬНЫЕ СРЕДСТВА ПОКИДАНИЯ

С изменением режима полетов истребительной авиации — ростом скоростей, маневренности и особенно боевого применения на малых высотах возникали усложнявшиеся проблемы по обеспечению безопасности полетов и спасения экипажей, попадавших в аварийную ситуацию. Способ спасения людей из самолета покиданием через борт становился все менее эффективным. У многих летчиков уже не хватало мускульной силы для преодоления сопротивления воздушного потока, а если и хватало сил выброситься через борт, то нередко они сталкивались с хвостовым оперением своих машин (рис. 12).

Однако покидание самолета через борт до середины 1940-х гг. было единственно возможным способом спасения, но надежное спасение обеспечивалось при этом только до скорости 400...500 км/ч (рис. 13). А скорости полета к сороковым годам достигали 600 км/ч и более. В результате, по данным немецкой статистики, в конце 1930-х — начале 1940-х гг. 40% покиданий самолетов

через борт закончились катастрофами. ВВС США в 1943 г. провели анализ аварийных прыжков со своих военных самолетов за 1942 г. Оказалось, что 12,5% из них закончились гибелью летчиков, а в 45,5% случаев прыгавшие получили повреждения. Кроме того, анализ показал, что большинство смертельных исходов было при покидании наиболее скоростных для того времени самолетов и что причиной большого числа случаев гибели и повреждения прыгавших были удары о конструкцию самолетов. Изучение статистики аварийных покиданий самолетов-истребителей, произведенных в США в 1944 г., показало, что число случаев гибели повысилось до 15%, а случаев повреждения прыгающих — до 47%. Положение становилось нетерпимым. Нужны были новые способы покиданий, в частности — принудительный выброс кресла с летчиком из кабины.

Ранее уже были попытки провести экспериментальные работы по принудительному выбросу из самолетов, правда, тогда они не всегда вызывались трудностью преодоления сопротивления воздушного потока. Еще в конце 1920-х — начале 1930-х гг. разрабатывалась система покидания самолета, которая должна была помогать летчикам выбираться из кабин, не испытывая страха от прыжка в «бездну», усиливаемого предполагаемой возможностью удара или зацепления за корпус самолета.

На выставке в Кельне в 1928 г. было представлено описание следующей системы: «Кресло пилота с приделанным к нему парашютом размещалось в кабине на баллонах со сжатым воздухом. Нажав на рычаг, пилот мог произвести своеобразный «выстрел», который выбрасывал пилота вместе с креслом и парашютом на 6...9 метров». {59}

В 1940 г. советские конструкторы И. Ф. Флеров и А. А. Боровков работали над созданием истребителя и при этом столкнулись с рядом сложнейших проблем, связанных с ростом скоростей самолетов. Например, конструкторы рассчитывали получить на самолете максимальную скорость у земли 528 и на высоте 6000 м — 660 км/ч. С использованием дополнительных источников тяги (ускорителей) предполагалось достичь скорости у земли 600...650, а на высоте 6000 м — 800...850 км/ч. В связи с этим самолет был необычен по своей конструкции: имел короткий фюзеляж, мотор, который размещался на фюзеляже не в передней части, а в задней, толкающий четырехлопастный винт и две хвостовые балки. Эти балки, предназначенные для размещения в них прямоточных воздушно-реактивных двигателей и крепления к ним хвостового оперения, образовывали своеобразную раму. Конструкторы понимали, что спастись из этого самолета обычным образом будет совсем непросто — сзади расположен вращающийся винт. Поэтому было задумано специальное устройство для покидания этого самолета в аварийной ситуации — устройство, которое должно было поворачивать кресло вместе с летчиком и «выстреливать» его при помощи амортизаторов вниз, за пространство, ометаемое воздушным винтом. Таким образом, в СССР уже намечалось применение своеобразного катапультного устройства, но его реализации помешала война.

Реальное применение системы принудительного выброса летчика из кабины началось во время второй мировой войны в Германии, где занялись исследованиями для решения этой проблемы еще в 1939 г.

Первые немецкие реактивные самолеты были еще очень ненадежны, а главное, многие из них на предельных скоростях из-за аэродинамического несовершенства входили в непреднамеренное пикирование или в штопор.

Исследованиями того времени было установлено, что установившаяся индикаторная скорость парашютиста при затяжном прыжке должна быть 180 км/ч (50 м/с). При аварии скоростных самолетов того времени летчику большей частью приходилось покидать кабину при скоростях, превышающих 180 км/ч.

С увеличением скорости полета оставление летчиком кабины самолета значительно затрудняется по следующим причинам: возрастают аэродинамические силы, действующие на человека при вылезании из кабины; повышается опасность задевания выбросившегося из кабины летчика за хвостовое оперение своего самолета; увеличивается воздействие скоростного потока воздуха на незащищенное лицо и внутренние органы человека. Особенно сильно сказывается влияние первых двух факторов, которые ограничивают предельную скорость оставления самолета обычным способом величинами 400...500 км/ч.

В самом деле, если предельным значением этой скорости {60} считать 540 км/ч (150 м/с), то на оставляющего кабину летчика будет действовать огромная аэродинамическая сила. Только на голову летчика будет действовать аэродинамическая нагрузка около 50 кгс. С такими нагрузками на тело могут справиться лишь спортсмены-атлеты. В момент отделения от самолета на скорости 540 км/ч летчик испытывает примерно девятикратную перегрузку, вызванную торможением тела в потоке. Уже при этой скорости покинуть самолет обычным способом практически невозможно. Нужно буквально выползать через борт, а это осуществляется с большим трудом. Можно утверждать, что многие летчики при авариях самолета на скоростях, близких к значению 500 км/ч, не были в состоянии оставить самолет и погибали в нем (см. рис. 13).

С другой стороны, при полете вблизи земли со скоростью, превышающей 500 км/ч, оставление самолета нормальной схемы становится опасным из-за того, что не успеет наполниться спасательный парашют.

Фактор воздействия скоростного потока воздуха (даже внезапные его удары) на незащищенное лицо и внутренние органы (легкие) человека менее значителен, чем два первых фактора.

В Германии фирмы «Хейнкель» и «Дорнье», создававшие скоростные реактивные самолеты, осуществили идею выбрасывания из кабины пилотского кресла вместе с сидящим на нем летчиком (рис. 14).

Катапультирование летчика, сидящего в кресле, осуществлялось при помощи пиропатрона или сжатого воздуха, действующего на поршень, помещаемый в специальной трубе за спинкой кресла.

В случае аварии самолета летчик поджимал ноги, ставил их на специальные подножки, производил аварийный сброс фонаря и нажатием на рычаг осуществлял катапультирование.

Известны две немецкие системы для катапультирования кресел: одна с применением пиропатрона (самолет Не-162 фирмы «Хейнкель», рис. 15), вторая — с применением сжатого воздуха (самолеты Не-219, Не-280 и др., рис. 16).

Пиропатрон, применявшийся на самолете Не-162, имел металлическую гильзу диаметром 28 мм и длиной 75 мм, пороховой заряд массой 34 г из бездымного пороха и петарду массой 4 г из черного пороха. Длина хода поршня была 700 мм. При воспламенении пиропатрона газы сжимали пружину и отпирали шариковый замок.

На рис. 17 приведен график изменения перегрузки, действовавшей на летчика, по времени при катапультировании кресла самолета Не-162 с подобранным пиропатроном. Как видно из графика,

кривая перегрузки менялась довольно плавно и достигала максимального значения, равного 11,5g.

Общее время действия перегрузки достигало 0,178 с, а скорость катапультирования 13,2 м/с. Скорость в момент выхода поршня из цилиндра равнялась 12 м/с. По расчету необходимая начальная скорость для перелета оперения самолета летчиком должна была быть 11...12 м/с.

Достоинствами систем с пиропатроном являются их небольшая масса и относительная простота конструкции. Так например, общая масса катапультного кресла и цилиндра (остающегося на самолете) составляла 20,5 кг, в том числе масса кресла 16,5 кг, масса цилиндра, поршня и затвора 4 кг. Масса движущихся частей 18,8 кг.

Существенным недостатком этих систем является то, что однотипные пиропатроны не обеспечивают получение во всех случаях (при одной и той же системе) одинаковых перегрузок и начальных скоростей (V₀). Основную роль здесь играет влияние температуры окружающего воздуха. При низких температурах время взрыва пиропатрона удлиняется и сила взрыва уменьшается. Поэтому для самолетов с большой скоростью и высоким вертикальным оперением, которые требуют наличия большой кинетической энергии при катапультировании, применение пиропатронов можно было рекомендовать с большой осторожностью. Ввиду нестабильности действия пиропатронов можно или превзойти предел допускаемых перегрузок, или, наоборот, получить слишком малую скорость катапультирования, при которой человек заденет за оперение.

От этого недостатка более свободны системы катапультирования со сжатым воздухом. Однако эти системы тяжелее и имеют более сложные конструкции. При использовании сжатого воздуха необходимы баллоны, быстро открывающийся клапан с достаточным диаметром проходного отверстия и соответствующая проводка. Усложнение конструкции вызывается также тем обстоятельством, что необходимо путем специальных приспособлений или изменений формы поршня и применением дросселирующей {63} иглы обеспечить достаточно плавное, без ударов, изменение давления воздуха в течение процесса выталкивания.

Характеристики системы катапультирования со сжатым воздухом на самолетах Не-219 и Не-280 приведены в табл. 2.1.

Масса кресла летчика самолета Не-219 равна 15,1 кг, масса кресла наблюдателя 16,6 кг, масса цилиндров, поршней и затворов 2×9,8 кг, масса баллонов с проводкой и клапанами 2×3 кг. Общая масса 57,3 кг. Масса катапультного кресла летчика с баллоном и проводкой 27,9 кг т. е. на 7,4 кг тяжелее установки на Не-162.

Немецкие конструкторы пришли к выводу, что при индикаторной скорости полета свыше 500...600 км/ч основным средством спасения экипажа самолета может служить кресло, катапультируемое с начальной скоростью 10 м/с и выше, параметры которого должны быть выбраны с учетом скорости и размеров самолета.

Конструкция и длина поршня, заряд пиропатрона или давление и объем сжатого воздуха должны выбираться из условий обеспечения необходимой начальной скорости катапультирования и сохранения величин перегрузок в пределах физиологических возможностей человека. Окончательная проверка выбранных параметров и конструкций должна производиться на наземной катапульте или в результате эксперимента, проводимого на земле.

Предел скорости, до которой возможно эффективное применение катапультных кресел, определяется следующими тремя факторами:

величиной перегрузки, необходимой для создания начальной скорости катапультирования (V₀), потребной для перелета через ГО и ВО. Эта перегрузка не должна превышать предельную перегрузку, переносимую человеком;

величиной перегрузки, испытываемой человеком при внезапном попадании в воздушный поток при скорости, равной скорости полета. Эта перегрузка также не должна превышать предельную;

величиной скоростного напора, который оказывает непосредственное воздействие на незащищенные лицо и части тела человека.

Для катапультных кресел, подобных креслу самолета Не-162, эти пределы соответствовали индикаторной скорости 900 км/ч. {64} Считали, что предельная величина скорости полета, обусловленная первыми двумя факторами, может быть повышена путем удлинения хода поршня, увеличения массы кресла (при одновременном увеличении заряда пиропатрона), изменения аэродинамических характеристик кресла (созданием положительной подъемной силы и уменьшением лобового сопротивления), а также применением кресел, катапультируемых вбок или вниз.

По данным немецких инженеров Герца (фирма «Хейнкель») и Визенхофера (фирма ДВЛ), величина предельной перегрузки при времени действия 0,1...0,2 с зависит от психического и физического состоянии человека и находится в пределах от 18 до 23 ед.

На рис. 18 показаны величины предельных перегрузок n_g (без учета компоненты ускорения силы тяжести) в зависимости от продолжительности и направления их действия. Предельные переносимые перегрузки в направлении голова–таз в течение больше чем 0,5 с приводят к нарушению нормального кровообращения. При меньшем времени действия перегрузки не успевают нарушить кровообращение человека и величину предельно переносимой перегрузки определяет прочность позвоночника.

Производя опыты с людьми на наземной катапульте, Герц установил, что наличие подлокотников позволяет повысить величину предельной перегрузки до 28 ед. при времени ее действия около 0,15 с. Такие же данные получены и Визенгофером при экспериментах на наземной катапульте с системой Do-335 фирмы «Дорнье».

Перегрузки в направлении таз — голова (рис. 19) переносятся труднее. Предельная перегрузка в этом направлении при времени действия больше 0,5 с равна 3...4 ед., а при меньшем времени действия может достигать 8...10 ед. Предельные перегрузки в

направлении спина–грудь определены ими порядка 11...12 ед. при длительном действии и доходили до 23 ед. при кратковременном их действии.

Вращение лицом вперед или назад вокруг центра масс само по себе не оказывает серьезного влияния на организм человека (в фирме ДВЛ проводились опыты при вращении со скоростью до 90 об/мин в течение 60 с). Однако если кресло после катапультирования начнет вращаться вперед, то вредное влияние может оказать перегрузка в направлении таз — голова (см. рис. 19).

По некоторым выводам немецких фирм, дальнейшее увеличение скоростей полета, связанное с необходимостью устранения воздействия скоростного напора на лицо и тело летчика, потребовало бы создания капсул или целых отделяемых кабин, а также способов быстрого снижения скорости самолетов.

Как теперь известно, для гашения скорости полета реактивных самолетов с конца 1940-х гг. применяют аэродинамические воздушные тормоза. Однако при экстренном покидании самолета, как правило, воздушные тормоза не применяют, так как они не успевают создать эффективное торможение. Современные катапультные средства позволяют покидать самолеты практически во всем диапазоне скоростей применения.

Что же касается капсул и отделяемых кабин, то они пока не нашли широкого применения, а на некоторых самолетах (В-1) от них отказались уже в процессе эксплуатации.

В последний период войны работы немецких конструкторов вызвали большой интерес со стороны авиационных специалистов стран-победительниц второй мировой войны. Большая часть результатов этих исследований в области спасения попала в руки английских военных, которые буквально охотились за материалами немецких конструкторов, а также и за ними самими.

В своих разработках английские авиационные фирмы максимально использовали немецкие трофейные материалы. Особенно преуспела в этой части английская фирма «Мартин-Бейкер», которая в дальнейшем полностью перешла от производства самолетов к производству катапультных кресел и достигла в этом заметных успехов.

Достаточно глубокий анализ исследований немецких ученых в области средств спасения провели после войны американские, советские и английские специалисты.

Вице-президент американской фирмы «Стенли Авиэйшн» Р. X. Фрост 25 января 1955 г. в своем докладе о работах над катапультным креслом, проводившихся в различных странах, сообщил, в том числе, что немцам удалось:

1) доказать аналитическим изучением необходимость применения катапультных кресел, из чего следовало, что человек, выбравшийся из кабины самолета-истребителя среднего размера, {66} летящего со скоростью 800 км/ч на высоте 1000 м, при полете около хвостового оперения имеет относительную (по отношению к самолету) скорость порядка 145 км/ч (удар в этом случае, как правило, смертелен!) (см. рис. 13);

2) показать, что торможение человека, выброшенного из самолета на этой скорости, настолько велико, что действие динамического давления в течение 2 с после катапультирования уменьшается до относительно незначительных величин, и в течение 6...8 с скорость полета человека уменьшится до обычной, установившейся скорости свободного падения;

3) исследовать переносимость человеком ускорений, вращения и ударов потока воздуха, связанных с катапультированиями, и установить следующие пределы:

а) положительного ускорения в направлении, параллельном позвоночнику, 20g в течение 0,1 с, 25...27 g в течение 0,01 с;

б) отрицательного ускорения в направлении, параллельном позвоночнику, 10g в течение 0,1 с;

в) поперечного ускорения в направлении, перпендикулярном позвоночнику, не меньше 24 g в течение 0,1 с;

г) при «кувыркании» (вращение вокруг продольной оси тела) не меньше 90 об/мин в течение 1 мин;

д) при ударе воздушного потока в незащищенное лицо — 860 км/ч при условии, что рот и глаза закрыты;

4) доказать качественное преимущество упора на подлокотники в отношении уменьшения продольной нагрузки на позвоночник, возникающей при катапультировании вверх, и показать значение конструктивных опор для всех частей тела. В соответствии с этим применяли фиксированные (неподвижно закрепленные) рукоятки на подлокотниках с двухступенчатым пусковым устройством, вмонтированным в одну из рукояток.

При движении выстреливается заряд принудительного сброса фонаря и снимается с предохранителя спусковой рычаг катапульты, нажатие которого приводит в дальнейшем к выстрелу катапульты;

5) рассмотреть и отвергнуть идею катапультного устройства рычажного типа, в котором для поднятия летчика из кресла и перебрасывания его через хвост самолета используется балка, нагруженная пружиной и шарнирно подвешенная вблизи хвостового оперения; также рассмотреть вопрос о применении вместо катапульты стартовых взлетных ракет;

6) рассмотреть и испытать пружинные, пневматические и пороховые катапульты и оценить влияние скорости изменения ускорения при катапультировании;

7) разработать и испытать установки для испытания катапультных устройств. Было определено, что результаты, полученные на таких устройствах и в аэродинамических трубах, а также результаты, полученные другими методами испытания и расчетов, {67} не могут заменить результатов, получаемых при летных экспериментах;

8) наряду со всеми другими компонентами системы покидания скоростного самолета немцы разработали новые типы парашютов, в том числе парашюты с управляемыми поверхностями купола, особенностями которых является безопасное наполнение купола на больших скоростях, уменьшенный удар при открытии парашюта и большая устойчивость, чем у обычных парашютов;

9) обнаружить, что катапультное кресло с человеком, выброшенное вверх в воздушный поток, усиливаемый еще и винтом (пропеллером), имеет отрицательную подъемную силу — недостаток, имеющий громадное значение для расчета траектории, обеспечивающей перелет через хвостовое оперение. Кроме того, они изучили степень влияния на траекторию другого фактора, который часто не принимался во внимание, а именно ускорение самолета в момент катапультирования;

10) были сделаны выводы о необходимости разработки автоматически открывающихся парашютов, кресел, катапультируемых вниз, и капсул для спасения на высотах выше 15 000 м, хотя, видимо, разработки в этих направлениях в конце войны были замедлены. В отличие от немцев американцы в конце 1940-х гг. этим работам придавали большое значение. Приведенные материалы свидетельствуют о глубоком изучении проблем, связанных с катапультированием.

В своем докладе Р. X. Фрост сообщал, что в связи с успешным разрешением ряда основных проблем катапультирования немцами уже в 1944 г. была выпущена директива, требовавшая, чтобы все новые самолеты-истребители были снабжены катапультными креслами. Такие установки были сделаны на нескольких типах реактивных скоростных самолетов фирм «Хейнкель», «Мессершмитт» и «Дорнье» (Не-162, Не-219, Me-163, Ме-262 и Do-336), и к концу войны катапультные кресла были применены при покидании самолета около 60 раз.

Однако Р. X. Фрост в своем докладе не упомянул, к каким варварским методам немецкие медики прибегали при определении переносимости человеческим организмом перегрузок, условий, возникающих при полетах на больших высотах, и длительного пребывания в холодной воде (до +2°С) в случае попадания после катапультирования в морскую воду.

В материалах Нюрнбергского процесса над главными немецкими военными преступниками в числе доказательств преступности организации «СС», представленных американским обвинителем Фарром, имеются письма доктора Рашера к Гиммлеру с просьбой разрешить использовать лиц, заключенных в концлагерях, в качестве подопытных существ для проведения опытов по поручению военно-воздушных сил.

В качестве обоснования просьбы приводились следующие {68} доводы: «...до сего времени нам не представлялось возможности производить эксперименты над людьми, так как проведение таких опытов связано с большой опасностью и никто добровольно не соглашается на это»; «...делались попытки использовать обезьян, но они оказались неподходящими для таких испытаний».

В материалах американского обвинителя Фарра сообщается: «Доктор Рашер немедленно получил заверения со стороны «СС», что ему будет разрешено использовать заключенных для этих экспериментов».^*

Через некоторое время генерал-фельдмаршал Мильх от имени воздушных сил выразил благодарность войскам СС за помощь в организации экспериментов. А еще через некоторое время этот же Мильх в дополнение к благодарности за оказанную возможность проведения опытов над людьми обратился с сообщением о необходимости проведения дальнейших экспериментов в интересах ВМС.

Ссылаясь на отчеты по испытаниям, американский обвинитель Фарр приводит несколько примеров, свидетельствующих о муках со смертельными исходами, сопровождавшими эти эксперименты.

В докладе Р. X. Фроста отмечалось, что немецкие авиамедики считали разработку катапультного кресла своим самым крупным вкладом в дело безопасности полетов за время войны.

Несколько позднее шведские ВВС тоже занялись разработкой катапультных кресел, возможно, это делалось благодаря данным, полученным от немцев. А необходимость в таком кресле была обусловлена разработкой истребителя J-21, появившегося в Швеции в 1945 г. Схема этого самолета была схожа со схемой самолета И. Ф. Флерова и А. А. Боровкова, которые также считали необходимым применение катапультного кресла.

Самолет J-21 был двухбалочной схемы с толкающим винтом, балки соединялись относительно высоким горизонтальным оперением. В связи с этим на самолете было установлено катапультное кресло, наиболее характерной особенностью которого было применение двух катапульт (цилиндров), служивших также направляющими для катапультирования и основными силовыми элементами кресла. Газы в катапульты поступали из центрального пиромеханизма с пороховым зарядом для того, чтобы не было асимметрично приложенных сил, возможных при использовании в такой конструкции двух независимых катапульт.

Попытки англичан создать устройства для аварийного покидания скоростного самолета начались в 1944 г. с работ научно-исследовательского института ВВС Англии и конструкторского бюро Джеймса Мартина, главы фирмы «Мартин-Бейкер». В результате этой работы было создано простое катапультное кресло, которое успешно прошло испытания при катапультированиях с {69}

Рис. 20. Первое опытное катапультирование с креслом фирмы «Мартин-Бейкер» из английского двухместного истребителя «Метеор-III» фирмы «Глостер» (1945 г.)

манекеном на земле и в воздухе в 1945 г. После испытаний с манекеном в июне 1946 г. было проведено первое испытание кресла «Мартин-Бейкер» с человеком. Этим человеком был летчик-испытатель Бернар Линг (рис. 20). Катапультирование было произведено на высоте 2500 м при скорости 520 км/ч из двухместного реактивного истребителя «Метеор-III» фирмы «Глостер». Кресло пиротехнически забрасывалось на расстояние 15...18 м над самолетом со скоростью 20 м/с. После этого летчик отделялся от кресла и открывал маленький парашют для стабилизации и торможения, а затем — и свой основной парашют.

После ряда доводочных работ и испытаний в августе 1947 г. было проведено еще одно испытание с человеком при скорости 810 км/ч на высоте 3700 м, что явилось доказательством незаменимости катапультных кресел для спасения со скоростных самолетов.

ВВС и ВМФ США начали серьезную разработку катапультных кресел в 1945 г. Они начали свои работы с изучения иностранных достижений и патентов (в основном — немецких). Сотрудники лаборатории авиамедицины во главе с полковником У. Р. Лавлейсом посетили оккупированную Германию, Швецию и Англию и привезли с собой на базу «Райт Филд» катапультное кресло самолета Не-162 и кресло шведского самолета J-21.

После оценки собранных материалов лаборатория авиамедицины рекомендовала для ВВС США разработку кресла, основанного, главным образом, на принципах немецких кресел со следующими основными характеристиками: максимальная перегрузка в направлении голова — таз — 20g в течение 0,1 с; скорость движения кресла на ходе 800 мм — 17,5 м/с. Кресло должно было

иметь: опоры для головы, рук и ног, а также подлокотники, на которые должна была передаваться часть массы тела (разгрузка позвоночника); устройство для автоматического освобождения летчика от кресла после катапультирования. Было рекомендовано разработать личное снаряжение, способное противостоять удару воздушного потока при катапультировании на скорости 960 км/ч.

17 августа 1946 г. старшина ВВС США Лоуренс Ламберт впервые испытал катапультное кресло, спроектированное самолетной лабораторией, совершив на нем катапультирование.

ВМФ США, изучив материалы фирмы «Мартин-Бейкер», решили приобрести английские кресла для проведения экспериментов на военно-морской базе в Филадельфии. Первое катапультирование человека в полете на кресле фирмы ДВЛ флот США провел в ноябре 1946 г. Испытателем был морской летчик, лейтенант флота А. Фартек (рис. 21).

Прежде чем было произведено первое катапультирование человека, почти целый год был затрачен на широкую исследовательскую и конструкторскую работу. Американцы нашли целесообразным повторить и расширить большую часть работ, выполненных за границей, что потребовало постройки испытательной катапультной установки и большого количества измерительной аппаратуры для измерения физиологических факторов, связанных с катапультированием. Испытания этого типа имели первостепенное значение. На их основе в США устанавливались критерии для конструирования последующих катапультных установок.

При испытаниях, проведенных под руководством начальника Авиамедицинской биофизической лаборатории полковника X. М. Свини и сменившего его на этом посту X. Э. Сэйвли, довольно быстро было обнаружено, что основные критерии немецких {71} конструкторов были верно обоснованы и что действительно перегрузка 20 g должна была считаться максимальным ускорением, которое человек может переносить в течение 0,1 с. Необходимо было выполнить большую работу для того, чтобы установить пределы скорости изменения ускорений. Эти величины влияют на способность человеческого тела выдерживать перегрузки. Но они особенно трудно поддаются оценке и при их определении столкнулись с трудностями. Первоначально предел скорости изменения был установлен равным 250 g/c для катапультирования вверх, но дальнейшие испытания и опыт катапультирований доказали необходимость уменьшения предела до 200 g/c.

Направления проводимых исследований и новых конструктивных решений определялись результатами практических применений катапультных установок. Вначале особенно сильное влияние на принимаемые решения оказывали травмы, получаемые экипажами при встречах с воздушным потоком. Чтобы понять, почему это было так, и представить, к каким последствиям может приводить встреча с воздушным потоком при катапультировании на кресле, не оборудованном средствами защиты от воздушного потока, приведем два примера.

В 1955 г., когда накапливался опыт эксплуатации созданных за рубежом катапультных кресел, в печати были опубликованы два случая катапультирования на сверхзвуковой скорости полета. Одним из самолетов ВВС США был серийный истребитель F-100A «Супер Сейбр» фирмы «Норт Америкен», проходивший заводские испытания, вторым — истребитель ВВС Англии «Хантер» фирмы «Хоукер». В обоих случаях самолеты пикировали с нарастающей скоростью. Из-за потери управляемости летчики были вынуждены прибегнуть к катапультированию.

Хотя никакого официального отчета о полете истребителя «Хантер» не было опубликовано, в печати сообщалось, что летчик этого самолета старший лейтенант X. Молланд выбросился на высоте 7500 м при скорости полета, соответствующей М=1,01...1,1, т. е. при истинной скорости полета порядка 1140...1230 км/ч во время крутого пикирования. Самолет «Хантер» был оборудован одной из первых модификаций кресла фирмы «Мартин-Бейкер» Mk. 2.

Впоследствии было установлено, что летчик левой рукой подтянул шторку механизма катапультирования, а правой нажал рычаг сбрасывания фонаря кабины. После сброса фонаря летчику не удалось ухватиться правой рукой за шторку. Потоком воздуха руку отбросило назад за спину и сломало ее о кресло. Силой потока, действовавшего на летчика, были сорваны перчатки, шлем и кислородная маска. От удара потока воздуха в лицо под глазами у летчика образовались синяки. Автоматика кресла сработала нормально. На заданной высоте 3000 м раскрылся парашют, и дальнейший спуск протекал штатным образом. {72} Катапультное кресло, по-видимому, полностью выполнило свои функции гашения скорости и обеспечения быстрого устойчивого снижения до высоты раскрытия парашюта на заданной высоте. Однако защита летчика от действия воздушного потока оказалась недостаточной.

В скором времени на смену креслу Mk. 2 пришли следующие модификации — от Mk. 3 до Mk. 10, которые в результате дальнейшего совершенствования были оборудованы системой аварийного пиротехнического плечевого притяга и системой автоматического притяга ног. Подготавливалась система для применения блокированного управления катапультированием и сбросом фонаря. На этих креслах пиромеханизм выстрела срабатывал через 0,1...0,3 с после сбрасывания фонаря кабины, причем для этого летчик выполнял только одну операцию — вытягивал шторку. Ему уже не приходилось переносить руку с рычага сброса фонаря и тянуться за шторкой, когда фонарь уже был сброшен (рис. 22).

Катапультирование на самолете F-100A несколько отличалось от описанного выше, частично вследствие различий в конструкциях английского и американского кресел, а частично и потому, что условия катапультирования на самолете F-100A были менее благоприятными.

Летчик-испытатель серийных самолетов фирмы «Норт Америкен» Ф. Смит привычно набрал высоту, пройдя сквозь облака с включенной форсажной камерой при скорости, близкой к скорости звука. Семь минут спустя самолет находился на высоте 11 300 м и перешел в горизонтальный полет со все еще включенной форсажной камерой. Во время разгона у самолета появилась обычная небольшая тенденция к затягиванию в пикирование, которое в этот раз летчик не смог преодолеть. Самолет перешел в крутое пикирование, и управление заклинило. Пока Смит принимал меры к выравниванию самолета, скорость возросла почти до 1300 км/ч, и он передал по радио сообщение о бедствии. Находившийся поблизости другой летчик-испытатель той же компании посоветовал Ф. Смиту покинуть самолет. Несмотря на то, что Ф. Смит из последних сообщений знал о гибельности катапультирования на такой скорости, он решил прибегнуть к этому последнему средству спасения.

Смит опустил козырек своего летного шлема, убрал газ и выпустил воздушные тормоза. Указатель числа Маха показывал сверхзвуковую скорость, а снижение составляло около 350 м/с. Не поставив ноги на подножки кресла и не сделав ничего другого, чтобы занять положение для катапультирования, Ф. Смит сбросил фонарь кабины и был немедленно оглушен шумом. Это в значительной степени лишило летчика самообладания, и он наклонился вперед, чтобы избавиться от действия шума, расположив тело в еще худшее положение для катапультирования. Пригнув голову почти к коленям, держа ноги на педалях, а левую руку на рычаге

газа, Смит нажал рычаг катапультирования на правом подлокотнике кресла. Момент, когда летчик нажал на рычаг (фактически он даже не помнил, как он это сделал), был, по-видимому, последним моментом сознания, которое вернулось к нему только через пять дней.

В это время в порт возвращалась моторная лодка. Находившиеся в лодке люди увидели фонтан воды, поднявшийся в нескольких сотнях метров за кормой, затем они заметили и рассмотрели в зрительную трубу тело, падавшее с изорванным парашютом. Менее чем через минуту после того как Ф. Смит коснулся воды, судно было рядом с ним, и он был поднят на борт. Одежда Смита была изорвана, личные вещи, включая ботинки, носки, шлем, маску, перчатки, часы и кольцо, исчезли. Лицо летчика было сильно изуродовано, желудок был настолько наполнен воздухом, что тело держалось на воде без спасательного пояса до тех пор, пока судно подошло к месту падения. Сильно потрясенный, почти в бессознательном состоянии, Смит по пути в госпиталь пробормотал только несколько бессвязных слов.

После того как были извлечены обломки самолета и опрошены очевидцы, было установлено, что Ф. Смит выбросился при числе Маха полета, равном приблизительно 1,05 на высоте 1980 м, т. е. при истинной воздушной скорости 1250 км/ч. На летчика действовало торможение воздушного потока с перегрузкой 40g, что примерно эквивалентно давлению воздуха G<6000 кг/м².

Американское катапультное кресло не имело шторки для защиты лица от действия скоростного воздушного потока, а управление катапультированием и сбросом фонаря кабины было выполнено в виде отдельных рычагов, установленных на откидных подлокотниках. Кресло не имело систем стабилизации и торможения для предотвращения перевертывания кресла и для затормаживания его до момента отцепки от летчика, которая производилась автоматически на высоте менее 3000 м. Вследствие отсутствия на кресле системы стабилизации Смит падал, беспорядочно кувыркаясь в воздухе, и автоматически отделился от кресла. А когда через 2 с свободного падения летчика автоматически раскрылся парашют, одна треть парашюта оказалась разорванной.

Осмотр в госпитале выявил многочисленные наружные и внутренние повреждения тела летчика. Глазные яблоки оказались выпученными за веки, кончик носа был оторван маской, все лицо было изранено и изрезано. Сильный удар скоростного потока воздуха по животу вызвал прилив крови к лицу, раздув его до неузнаваемости, а воздух, сдавивший горло, пришлось впоследствии удалять желудочной помпой. Во время беспорядочного падения Смит ударялся о кресло, и все тело его было серьезно изранено. Ноги летчика разбросило потоком, и они были сильно растянуты в сухожилиях; тонкие кишки были местами порваны, {75} повреждена печень; в глазах было обнаружено не менее 20-ти внутренних кровоизлияний и некоторое время опасались, что Смит потеряет зрение.

Однако после семимесячного лечения и нескольких операций Смит поправился настолько, что получил разрешение летать на легких самолетах. Зрение его восстановилось, хотя глаза стали повышенно чувствительны к яркому свету и медленно адаптироваться к темноте. Повреждение печени исключило употребление спиртных напитков, временами появлялись боли в коленях. До описанного происшествия масса Ф. Смита была 97,5 кг, в госпитале она упала до 68 кг, после выписки из госпиталя его масса восстановилась.

Ранения, которые Ф. Смит получил при катапультировании, превзошли все то, что наблюдалось при испытаниях на ракетной дорожке ВВС США. Предположили, что он приблизился к крайним пределам выносливости человеческого организма. Этот случай тщательно изучался многими специалистами авиамедицины, и исследования проблемы защиты при оставлении самолета на больших скоростях были резко усилены, особенно в связи с тем, что самолеты подобного класса широко эксплуатировались в истребительной авиации ВВС США. По результатам проведенных исследований катапультные кресла были существенно доработаны.

Приведенные случаи неблагоприятного применения американского и английского кресел первого поколения на самолетах F-100 фирмы «Норт Америкен» и «Хантер» фирмы «Хоукер» сделали поиски специалистов целенаправленными. Больше внимания стали уделять обеспечению спасения летчиков на больших скоростях и связанным с этим мероприятиям по защите летчиков от воздействия скоростного воздушного потока. Условия спасения при покидании на малых высотах продолжали считать второстепенными.

2.2. КАТАПУЛЬТНЫЕ КРЕСЛА С ЗАЩИТОЙ ОТ ВОЗДУШНОГО ПОТОКА

С 1955 г. зарубежная авиационная промышленность значительно активизировала свою деятельность в области усовершенствования существующих катапультных кресел и создания новых систем аварийного покидания, таких, как системы катапультирования вниз, катапультные кресла, заключенные в капсулу, отделяемые кабины и др.

Особый размах таких работ в США наблюдался после создания Специального Промышленного комитета по разработке систем аварийного покидания для сверхзвуковых самолетов. Комитет объединил фирмы «Рипаблик», «Норт Америкен», «Макдоннелл», «Нортроп», «Локхид», «Боинг», «Грумман» и «Конвэр». Общее руководство и координация работ были возложены на фирму «Конвэр». {76}

В те годы было создано много экзотических систем, не нашедших широкого применения или даже вообще не применявшихся. К ним можно отнести катапультируемые вниз кресла фирм «Моран-Солнье» и «Конвэр», кресла с дефлектором фирмы «Локхид» и «Конвэр», отделяемые кабины и капсулы. Целесообразно дать им краткую характеристику в порядке исторического обзора, хотя такие системы спасаемости и не повышали.

Первоначально считалось, что воздействия на летчика при катапультировании давления скоростного напора, перегрузки и температуры окружающего воздуха будут ограничивать применение обычного катапультного кресла высотой менее 15 000 м и скоростью около 1000 км/ч. Но в дальнейшем было установлено, что применением различных защитных устройств и использованием высотного костюма со шлемом можно обеспечить достаточную защиту летчика от воздействия окружающих условий и скоростного напора, при этом высказывалось мнение, что можно будет снять ограничения или значительно их расширить. Ряд проведенных в середине 1950-х гг. исследований дал основание прийти к заключению, что обычное катапультное кресло может обеспечить безопасность покидания самолета на сверхзвуковой скорости полета. Однако этот оптимизм разделяли не все, проявляя особое беспокойство в возможности удержания на летчике шлема и кислородного снаряжения при действии скоростного потока воздуха.

Второй трудностью считали то, что катапультное кресло представляет собой свободное тело, а аэродинамика тел, имеющих неправильную форму, может быть определена только экспериментально, особенно в неустановившемся полете. Характеристики подъемной силы и сопротивления могут быть определены достаточно точно, но найти место приложения результирующей силы очень трудно. Достаточно слегка изменить положение конечностей летчика или переместить его положение по высоте, как это вызовет изменения в характеристиках моментов кресла вокруг всех осей. В то время считалось, что единственное, что может обеспечить устойчивое положение, — это создание сложных и тяжелых средств стабилизации.

Уверенность в необходимости применения на открытых креслах перечисленных средств с большой массой привела специалистов к мысли о целесообразности создания капсулы или отделяемой кабины. При этом высказывался еще ряд преимуществ капсулы перед креслом, так например, возможность в значительной степени сохранить в целости снаряжения летчика и защитить летчика после достижения им земли.

Одна из первых капсул, разработанных в США, изображена на рис. 23. Но, как и предсказывалось некоторыми специалистами, применения она не нашла. И все же полностью тогда от капсул не отказались. Искали пути для облегчения переносимости перегрузок,

особенно на больших самолетах с высокими килями, где импульс для выброса летчика, обеспечивавшего перелет через киль, был значительным и мог приводить к повреждению позвоночника. Выход из положения пробовали найти в создании кресел, катапультируемых вниз. В этом случае исключалась необходимость переброса через киль.

В 1953 г. на бомбардировщиках В-47 «Стратоджет» фирмы «Боинг» проводились испытания одного из первых кресел, выбрасываемого не вверх, а вниз. Применение такой системы усложняло конструкцию самолета, однако это скомпенсировало облегченное кресло, которое выбрасывалось небольшим пороховым зарядом или падало под действием силы тяжести. Преимущество системы заключалось в том, что кресло выбрасывалось с меньшими вертикальными перегрузками. Кресло имело специальные стабилизирующие приспособления (рис. 24). Уменьшение горизонтальных перегрузок падающего кресла, если в этом была необходимость, достигалось увеличением падающей массы. С этой целью кресло утяжелялось установкой на него какого-либо оборудования (направляющих, по которым двигалось кресло в момент выстрела, системы питания кислородом и других устройств, которые можно крепить не к самолету, а к креслу). При оставлении самолета на больших высотах летчик вместе с креслом падал до высоты 4500 м, после чего кресло автоматически отделялось и летчик спускался на парашюте. На малых высотах кресло отделялось через 3 с.

Тогда же велись первые работы по созданию выбрасываемых кабин и капсул (рис. 25). Разрабатывалась система, позволяющая покидать самолет в два этапа. При этом сначала от самолета отделялась кабина, а затем из нее выбрасывался летчик. Однако разработчики, в силу сложности получавшейся системы, вели

поиски еще в одном направлении. Они проектировали кресла, закрывавшиеся специальной герметичной шторкой. Такие кресла предназначались для самолетов, которые должны были летать в стратосфере со скоростью 1900 км/ч.

Процесс катапультирования в таких креслах заключался в следующем: летчик ставил ноги на подножки и нажимал рычаг, кресло задвигалось в оболочку, которая затем автоматически закрывалась. После этого открывался аварийный люк, и как только пилот опускал предохраняющую лицо шторку, происходило катапультирование. Приземление осуществлялось вместе с креслом на парашюте.

Кресло фирмы «Моран-Солнье» (рис. 26). Это кресло на шарнирах / и 7 присоединено к рычагу 2, который шарнирно крепится к конструкции самолета. В обычном положении кресло удерживается тягой 4, на верхнем конце которой имеется электрический механизм, позволяющий производить регулировку положения кресла. Нижний конец тяги соединяется с креслом при помощи замка 5. К спинке кресла на шарнирах прикреплен аэродинамический сервокомпенсатор 6. При аварийном покидании {79} самолета летчик приподнимает предохранительную крышку 3, удерживаемую пружиной, и отклоняет на себя рычаг 2. Кресло поворачивается в два приема. Сначала поворачивается рычаг вместе с креслом относительно оси, при этом отделяется нижняя крышка люка. Затем рычаг удерживается ограничителем поворота 8 и кресло поворачивается относительно оси, пока не упрется в ограничитель поворота 9. Поворот кресла осуществляется под действием силы тяжести и поэтому не требует специальных устройств. На рис. 26, в приведена последовательность срабатывания кресла: I — летчик нажимает на рычаг; II — сбрасывается крышка люка и отклоняется рычаг; III — кресло отклоняется; IV — летчик отделяется от кресла.

Кресло фирмы «Дуглас». Фирма «Дуглас» разработала систему катапультирования летчика вниз для экспериментального сверхзвукового самолета «Дуглас» Х-3. Для сохранения вертикального положения кресла при катапультировании применены стабилизирующие поверхности, прикрепленные по бокам кресла (рис. 27). При покидании самолета на большой высоте летчик с креслом падает с большой скоростью до высоты 4500 м, после чего кресло автоматически отделяется и летчик опускается на землю с парашютом. Если летчик выбрасывается на небольшой высоте, то он освобождается от кресла через 3 с. До установки кресла на самолет оно испытывалось на ракетной тележке на базе «Эдвардс» ВВС США, в аэродинамических трубах и, наконец,

выбрасывалось из бомбоотсека самолета, летящего на большой высоте и с большой скоростью. Естественно, что такая система обеспечить спасение на малой высоте и, тем более на разбеге, не может.

При разработке этой системы конструкторы должны были решить одну из главных проблем — сохранение устойчивого положения кресла сразу же после катапультирования его с самолета в широком диапазоне скоростей — от дозвуковых до сверхзвуковых. Это требование объясняется тем, что человек выдерживает ограниченные нормами перегрузки. При катапультировании, если кресло не стабилизировано, перегрузки могут выйти за пределы допустимых. Стабилизация была достигнута установкой по бокам кресла двух стабилизирующих поверхностей.

Влияние перегрузки торможения было уменьшено путем увеличения массы кресла. Для этой цели кислородное оборудование, направляющие кресла и другие компоненты были смонтированы на кресле, а не на самолете, как это делалось обычно.

Как показали испытания, при входе летчика в скоростной поток воздуха под его шлемом в передней части создается большое давление, под действием которого шлем может быть сорван с головы летчика вместе с кислородной маской. Для предотвращения этого к шлему был прикреплен прозрачный козырек и усилено крепление кислородной маски. Кроме того, в шлеме был сделан дренаж выхода воздуха, за счет чего под шлемом создавалось разрежение, удерживающее его на голове.

Размещение кислородного оборудования на кресле исключило необходимость иметь дополнительный баллон, поскольку летчик использовал основную кислородную систему на спуске до высоты, обеспечивающей нормальное дыхание. В системе имеется быстроразъединяющееся соединение, в котором применены постоянные магниты.

Кресло «Модель Д» фирмы «Локхид». Фирма «Локхид» разработала кресло «Модель Д» для катапультирования вниз из самолетов при скорости полета до 1500 км/ч у земли и до скорости полета, соответствующей М=3 на высоте. Эта модель была разработана фирмой в 1956 г. уже после выдвижения требования управления по научным и опытным работам ВВС США о том, чтобы все новые самолеты, летающие со скоростью более 1100 км/ч и потолком свыше 15 000 м, были снабжены отделяемой кабиной или капсулами. Но от выполнения этого требования ВВС США вскоре отказались.

Кресло «Модель Д» предназначалось для установки на самолетах F-104 с незначительной переделкой кабин. Несмотря на то что кресло катапультировалось вниз, оно имело ряд приспособлений для защиты от скоростного потока воздуха и для стабилизации его с летчиком после катапультирования.

В нижней части кресла (рис. 28) выступает дефлектор 1

воздушного потока, представляющий собой пластину, укрепленную на конце выдвижного штока длиною 1,2 м. Эта пластина, находясь в воздушном потоке, изменяет характер обтекания кресла и уменьшает как величину отрицательного ускорения, так и силу удара воздушного потока, действующих на летчика.

Снимки, полученные теневым методом, при скорости полета, соответствующей М=2, показывают, что отклоненный дефлектором поток обтекает тело, не создавая возмущения воздушного потока, как это имеет место для обычных кресел без дефлектора (рис. 29). Выступающий дефлектор со свинцовым грузом создает переднюю центровку кресла.

Боковые вертикальные кили 4 в сочетании с передним центром масс обеспечивают устойчивость кресла в направлении полета при катапультировании. Кили выступают вниз от чашки кресла. Горизонтальные стабилизаторы 6, шарнирно закрепленные приблизительно на середине килей, раскрываются для ограничения скорости вращения кресла и улучшают динамику полета. Боковые головные упоры 8, сжимающие с двух сторон шлем, уменьшают нагрузку на шею летчика.

При катапультировании ноги автоматически подтягиваются с педалей на подножки 2 и прочно удерживаются до момента отделения летчика от кресла. По бокам кресла отклоняются вперед упоры для колен 3, которые предотвращают разброс ног под действием воздушного потока.

Ограничивающие ленты 5, установленные по бокам кресла, удерживают руки летчика от движения в стороны и одновременно создают сопротивление, противодействующее инерционным силам.

Кислородное и связное оборудование 7 переконструировано с таким расчетом, чтобы оно выдерживало воздушную нагрузку при катапультировании.

При катапультировании на большой скорости горизонтальные стабилизаторы, дефлектор воздушного потока и упоры для ног устанавливаются в нужное положение до отделения кресла от самолета.

Кресло фирмы «Конвэр». Это кресло было близко по конструкции креслу фирмы «Моран-Солнье» (рис. 30).

Имеющиеся публикации свидетельствуют о неперспективности систем, рассчитанных на катапультирование вниз, так как большинство катапультирований происходит на малых высотах, а некоторое количество — на разбеге, пробеге и даже на стоянке, где такие установки вообще не применимы. Да и практически это положение подтвердилось тем, что от таких систем из-за их неэффективности пришлось отказаться.

В настоящее время не намного лучше обстоит дело и с созданием отделяемых кабин и капсул. Есть все основания полагать, что если они и найдут применение, то в ограниченном количестве на каких-либо специальных аппаратах.

2.3. КАПСУЛЫ (ИСТОРИЯ РАЗРАБОТОК)

Стремление обеспечить летчикам высотных и скоростных самолетов максимальные удобства и безопасное аварийное покидание неизменно приводило конструкторов к поискам новых конструктивных решений. Недостаточная эффективность кресел, катапультируемых как вверх, так и вниз, и отсутствие решения по надежной защите летчика от воздушного потока при аварийном покидании привела конструкторов к мысли о создании капсул.

Фирма «Рипаблик» создала капсулу для аварийного покидания сверхзвуковых самолетов, обладающих скоростями полета, соответствующими М=2...3, и спутников с человеком на борту (рис. 31). Капсула должна была отделяться от летательного аппарата с помощью двух ракетных двигателей и снижаться на парашюте. Капсула могла также применяться для аварийного покидания на малых высотах и при небольших скоростях, например при взлете. Операции, показанные на рис. 31 слева направо,

На первых бомбардировщиках В-58 была применена капсула веерного типа, находившаяся в серийном производстве (рис. 32). С капсулой, изображенной на рис. 31, были проведены исследования возможностей закрытия ее членами экипажа в условиях декомпрессии кабины на большой высоте полета.

В результате исследований, проведенных в барокамере, было установлено, что скорость закрытия капсулы зависела от степени натренированности членов экипажа. Минимальное время, необходимое для закрытия капсулы, находилось в пределах 2...3 с. При декомпрессии на высотах более 15 000 м со временем менее 3 с члены экипажа могли подвергаться воздействию пониженного давления в течение 5...6 с, что вполне допустимо. При большей скорости декомпрессии до высоты, равной 18 300 м, совместное действие дыхания под повышенным давлением и гипоксии приводило к тому, что даже при очень малых затратах времени на закрытие капсулы (1...2 с) исход не всегда мог оказаться успешным.

Надо полагать, что такие затраты времени в условиях аварии на малых высотах и больших скоростях, когда капсула используется для защиты от воздушного потока, не могли считаться удовлетворительными. В дальнейшем больше внимания уделялось автоматическому закрытию створок капсулы и разработкам систем отделения всей кабины, где затрата этого подготовительного времени не требуется. Однако отделяемая кабина имела свои недостатки, которые ограничивали ее применение.

2.4. ОТДЕЛЯЕМЫЕ КАБИНЫ

Отделяемая кабина имеет большую массу, которая требует для ее отстрела мощную катапульту или мощный ракетный двигатель. Такой двигатель будет создавать в момент запуска мощную ударную нагрузку. Отделяемая кабина представляет собой крупную цель для поражения противником при спуске. С конструктивной точки зрения, быстрое разъединение электрических, гидравлических, {85} пневматических и механических систем в момент отделения кабины, да и само отделение кабины от самолета является чрезвычайно сложной задачей. Применение отделяемой кабины на малых высотах очень затруднено тем, что ее необходимо забросить на большую высоту, чтобы успели сработать все системы. Кроме того, ввод парашюта, затормаживающего кабину, и ввод основного кабинного парашюта, которые происходят при воздействии отрицательных ускорений, доходящих до значений 30...32, а также жесткое приземление могут причинить серьезные травмы экипажу, если не будут применены специальные системы типа привязных ремней, амортизирующих посадочных устройств с соответствующими характеристиками.

На рис. 33 схематически представлено действие приблизительно одинакового по величине отрицательного ускорения на летчика, находящегося в обычном кресле (рис. 33, а), и на летчика, находящегося в отделяемой кабине (рис. 33, б). Ниже приведены характеристики катапультного кресла и отделяемой кабины:

В случае отделяемой кабины летчик испытывает перегрузки, подобные перегрузкам, создающимся во время резкого торможения при аварийной посадке.

Несмотря на конструктивные трудности при решении возникавших проблем, большой объем исследовательских работ и отсутствие уверенности в том, что при необходимости спасения на больших скоростях и на малых высотах с отделяемой кабиной можно будет достигнуть желаемых результатов, несколько типов отделяемых кабин все же были разработаны.

Мало того, высказывались предположения, что в дальнейшем будут разработаны стандартные отделяемые кабины в одноместном и двухместном вариантах, которые будут устанавливаться на самолетах любого типа.

Работы велись несколькими самолетными фирмами и научно-исследовательским управлением флота США. В начале сентября 1956 г. американский экспериментальный самолет Х-2 фирмы «Белл» достиг высоты 38,5 км, рекордной для пилотируемых самолетов. Перед этим Х-2 разогнался до скорости 3050 км/ч. 27 сентября 1957 г. самолет Х-2 потерпел катастрофу. Его потеря прервала в США исследования в области больших скоростей и высот. Это был первый самолет с отделяемой кабиной. Фактически отделялась даже не кабина, а вся носовая часть фюзеляжа.

Отделяемая кабина крепилась к фюзеляжу в четырех точках по окружности (рис. 34). При нажатии кнопки аварийного сбрасывания происходило воспламенение заряда в центральной камере, расположенной за днищем кабины. Давление от центральной камеры передавалось по трубопроводам к четырем шпилькам, удерживавшим кабину, и выталкивало кабину вперед. При помощи вытяжного парашюта раскрывался основной ленточный парашют, на котором кабина спускалась до высоты 3000...3500 м. На этой высоте летчик покидал кабину, отделяясь от нее, открывал индивидуальный парашют и спускался на нем на землю. Катапультного кресла на самолете не было.

Похожая по конструкции отделяемая кабина имелась и на другом реактивном самолете D-558 «Скайрокет» фирмы «Дуглас», построенном в 1948 г. (рис. 35).

Фирма «Чанс-Воут» выполнила заказ ВМФ США на разработку спасательной кабины для скоростных самолетов, летающих на больших высотах. Кабина состояла, по существу, из передней части фюзеляжа самолета (рис. 36).

Одной из первых была разработана спасательная капсула для самолета F-8-1 «Крусейдер» фирмы «Чанс-Воут». Преимуществом кабины по сравнению с обычными или заключенными в капсулу катапультными креслами являлось то, что летчик имел полную свободу движений, так как ему не приходилось пользоваться парашютом, кислородной маской и т. п., поскольку обеспечивался наддув и вентиляция капсулы.

Спасение летчика осуществлялось следующим образом. Сначала капсула отделялась от самолета, причем для быстрого отделения капсулы от самолета применялся ракетный двигатель. Капсула стабилизировалась выдвижными стабилизаторами, а для торможения применялись тормозные щитки. На высоте 18 500 м при скорости 800 км/ч раскрывался первый парашют, а на высоте

4300 м, когда скорость уменьшалась до 350 км/ч, раскрывались три парашюта, обеспечивавшие безопасный спуск капсулы на землю. В случае потери летчиком сознания управление снижением осуществлялось с помощью полуавтоматического устройства. Капсула обладала плавучестью и в ней имелись сигнальные ракеты, устройства для обогрева и запас продовольствия (см. рис. 36).

Кабина фирмы «Чанс-Воут» не удовлетворила ВМС и ВВС США, чьи требования к капсулам и отделяемым кабинам оставались неизменными. В этих требованиях оговаривалась расчетная скорость, высота, продолжительность полета, снаряжение экипажа и его состав. Кроме того, там было сказано, что:

перегрузки не должны выходить за пределы, установленные действующими нормами;

должно быть предусмотрено аварийное снаряжение летчика (маска, защитный шлем, высотно-компенсационный костюм, противоперегрузочный костюм и т. д.);

должно быть обеспечено надежное укрытие экипажу после приземления или приводнения в любых метеорологических условиях;

вручную не должно выполняться никаких действий по управлению этапами катапультирования, кроме ввода в действие всей системы (т. е. должно было выполняться только одно движение);

система должна быть выполнена так, чтобы имелась возможность применения ее на разных самолетах (универсальность);

должна быть предусмотрена возможность спасения на взлете, рулежке или посадке на земле или на палубе авианосца.

Фирма «Локхид» попыталась применить другую отделяемую кабину (рис. 37). Процесс катапультирования в этой кабине был подразделен на следующие этапы:

3) ввод в действие стабилизирующих плоскостей (систем);

8) применение систем жизнеобеспечения после приземления или приводнения.

Этап 1. Начало катапультирования. Несмотря на то что введение в действие системы не является сложной операцией, вызывающей какие-либо трудности, необходимо тщательно проверить, достигнута ли нужная надежность привода (ручки, поручни) системы. Задача конструктора в данном случае заключается в максимальной легкости ввода в действие системы и исключении любых возможностей ее случайного непроизвольного срабатывания. В основном предусматривается, что ввод в действие системы спасения осуществляется лишь соответствующим действием летчика. Проблемой здесь является выбор привода. Предпочтение было отдано рукояткам, установленным на подлокотнике. Такой способ обеспечивал хорошую опору для рук, снимая тем самым нагрузку с позвоночника в период действия порохового ускорителя, и предотвращал разброс рук в фазе торможения.

Этапы 2 и 3. Работа привязной системы и стабилизирующих плоскостей. До отделения кабины от самолета должны были сработать система фиксации летчика в кресле и установиться стабилизирующие плоскости. Силы торможения, действующие после отделения кабины от самолета, создавали нагрузку на привязную систему, а через нее — на кресло. Эти силы отличаются от традиционных сил, действующих на летчика при катапультировании в открытом кресле. В рассматриваемом случае летчика будет отрывать от кресла вместо обычного прижатия потоком встречного воздуха. Это должно учитываться для фиксации как туловища, так и головы.

Стабилизирующие плоскости должны быть установлены до отделения головной части, так как воздействие больших динамических давлений и большая неустойчивость самой отделяемой кабины могут привести за доли секунды после отделения к такому беспорядочному падению, при котором возникнут совершенно непереносимые человеком перегрузки.

Этап 4. Отделение кабины. Одной из основных проблем в системе аварийного покидания с отделяемой кабиной в условиях больших аэродинамических сил является процесс ее отделения от самолета как при больших скоростях, так и на малых высотах. {90} В первом случае необходимо преодолеть большие аэродинамические силы, во втором — забросить кабину на большую высоту, достаточную для раскрытия и наполнения парашюта. Но это не единственная проблема, их много. Так например, необходимо:

обеспечить прочность самолета по месту стыка отделяемой части с основным корпусом фюзеляжа самолета до отделения и после;

обеспечить прочность отделяемой части конструкции (кабины) на всех этапах работы систем, которые управляют снижением и приземлением (приводнением);

обеспечить отделение головной части аппарата при любом, даже неблагоприятном пространственном положении самолета, попавшего в аварийную ситуацию (штопор, вращение, пикирование и т. п.);

обеспечить динамику движения отделяемой кабины, при которой суммарные перегрузки, действующие на всех этапах движения, начиная от отделения кабины до приземления (приводнения), были бы не выше допустимых;

предотвратить возможность столкновения отделяемой кабины с самолетом или его частями.

Было проведено множество опытных работ по отделению кабины (или капсулы) на начальном участке траектории. Применялись различные способы отделения: движение по направляющим, поворотные рычаги, качающиеся рычаги и толкатели, состоящие из поршня и цилиндра. Окончательный вариант был выбран путем подбора величины и направления тяги ракетного двигателя, необходимых для нормального отделения и преодоления сопротивления кабины для случаев максимальных нагрузок от встречного воздушного потока. При этом перегрузки от работы ракетного двигателя не должны были превышать допустимые для человека величины в тех случаях, когда отсутствовали нагрузки от встречного потока. Надо полагать, что в случае применения отделяемой кабины (или капсулы) на ней будут применены все достижения современной техники, в том числе — электронная и микропроцессорная техника.

Особую сложность представляет создание надежной конструкции, обеспечивающей четкое разделение. При любой конструкции узлов, обеспечивающих разделение, первые 5...10 см движение кабины должно происходить параллельно плоскости разъема, без удаления, обеспечивая тем самым условия для разъединения стыков самолетных систем.

Этап 5. Торможение и стабилизация (рис. 38). Эта фаза катапультирования также характерна своими трудностями. С одной стороны, необходимо торможение кабины, чтобы перегрузки не превышали допустимые значения и вместе с тем не были слишком малыми (иначе растягивается время торможения и соответственно — время до выпуска и раскрытия купола парашюта).

Суммарное время торможения кабины имеет большое значение при катапультировании на малых высотах и при больших скоростях с углом наклона к земле.

Не менее важна стабилизация кабины для предотвращения ее вращения на начальном участке траектории, которое может приводить к сложению перегрузок от сил торможения и вращения, выходя при этом за пределы перегрузок, переносимых летчиком. Кроме того, устойчивое движение кабины необходимо для того, чтобы нормально сработали механизмы раскрытия парашюта (во избежание его перекручивания) и барометрические датчики скорости. Эксперименты показали, что носовая часть кабины после отделения от самолета становится аэродинамически неустойчивой.

Для достижения статической и динамической устойчивости аэродинамический фокус отделяемой системы должен быть смещен назад за центр масс, а эту задачу, как правило, могут решить стабилизирующие поверхности (см. рис. 38, а). В процессе отработки системы стабилизации было проведено большое число расчетов, продуто в аэродинамической трубе более 50 моделей стабилизирующих поверхностей различного типа. Опыты показали, что в эксплуатации кабина в таком виде оказалась недостаточно эффективной.

В носовой отделяемой кабине для получения качественной стабилизации и своевременного ввода парашюта после торможения уже сейчас можно производить ориентирование, применяя микропроцессорную и электронную технику. Она позволяет управлять величиной и направлением вектора тяги двигателя и временем срабатывания всех систем.

Этап 6. Снижение. Даже в условиях хорошо организованного стабилизированного снижения непросто обеспечить выживание экипажа после прекращения вентиляции кабины, т. е. после того, когда прекращается поступление в кабину холодного или горячего воздуха, ранее отбираемого от двигателя самолета. Это особенно важно, когда отделение происходит на предельно больших скоростях, {92} так как тогда происходит интенсивный аэродинамический нагрев обшивки. Кроме того, для поддержания в кабине атмосферы с достаточным содержанием кислорода и необходимым давлением требуются емкости с запасом газов на весь период снижения до высоты 4...5 км. Предполагалось, что для удобства пилотирования в полете летчик не будет иметь специального компенсационного костюма. Однако возможность внезапной разгерметизации кабины от боевого повреждения или неисправности может изменить отношение к этому вопросу. Изменится оно еще и потому, что при конструировании основным критерием может послужить масса, поэтому вместо предполагавшегося возмещения утечек бортового запаса воздуха более надежен и с меньшей потерей массы может быть использован компенсационный костюм.

Второй проблемой этого этапа процесса катапультирования является своевременное и быстрое раскрытие парашюта. При катапультировании на малой высоте необходимо быстрейшее раскрытие купола и произойти оно должно в наивысшей точке траектории. Импульс энергодатчика для отделения кабины рассчитывается на такого рода катапультирования. При катапультировании

на большой высоте или большой скорости парашют должен раскрываться с определенной задержкой.

Последовательность стадии раскрытия парашюта представлена на рис. 39. Стреляющий механизм вытягивает парашют летчика, который в свою очередь стягивает контейнер с основным парашютом. У основного парашюта сначала вытягиваются из контейнера стропы, это обеспечивает большую надежность раскрытия купола.

Этап 7. Стабилизация кабины в момент приземления. При обычном прыжке с парашютом летчик в момент касания производит некоторое торможение и амортизацию ногами, благодаря чему безопасная вертикальная скорость снижения ограничивается величиной 5...7 м/с. При приземлении кабины этого нет. Гашение скорости может быть достигнуто только размерами площади парашюта. Скорость снижения кабины в момент приземления не может быть доведена до нуля сопротивлением воздуха.

Гашение скорости было доведено до 10 м/с. Последующее уменьшение скорости приводило бы к значительному увеличению размеров парашюта, а это, в свою очередь, отрицательно сказывалось бы на характеристиках торможения на начальном этапе работы парашютной системы.

Были исследованы и другие способы торможения: воздушное торможение, амортизаторы и подушки из бумаги. Вначале предполагалось, что кабина должна сохранять нормальное положение при выравнивании в любых условиях местности. При исследованиях были выявлены недостатки такого решения и от него пришлось отказаться.

Окончательно выбранная система была основана на лучшей переносимости человеком поперечной перегрузки в сочетании с поглощением энергии конструкцией носовой части кабины. Для осуществления этого метода кабина снижается в крайнем вертикальном положении. Облицовка носового конуса кабины выполнена из жароупорной керамики, разрушающейся при раскрытии парашюта. Это обеспечивает начальный контакт передней металлической части конструкции с землей. Носовой конус улучшает характеристики торможения за счет деформации своей конструкции. После этого кабина начинает вращаться и два клиновидных стабилизатора поглощают небольшой остаток энергии. Снижение кабины крутым пикированием облегчает задачу крепления парашюта и обеспечивает остальную последовательность операции торможения (см. рис. 39). Из нижних клиновидных стабилизаторов выдвигаются два надувных мешка, которые придают кабине устойчивость по крену при приводнении. Этап 8. Выживание. После благополучной посадки кабины возникает только одна проблема — выживание экипажа до момента появления спасателей. Большим преимуществом конструкции кабины является то, что она сама может служить летчику {94} средством укрытия или спасательной лодкой. Кабина имеет хорошую изоляцию, так как она рассчитана на большие скорости полета. Условия внутри кабины можно легко регулировать путем изменения тени над фонарем или открытия-закрытия фонаря. Внутри кабины имеется достаточно места для размещения спасательного снаряжения: радиостанции, буев, пищи, одежды, принадлежностей для охоты и рыболовства и т. п. Содержание НАЗа, разумеется, зависит от того, над какой местностью летает самолет. Большой располагаемый объем контейнера допускает размещение в нем большего ассортимента снаряжения, чем это возможно в контейнерах современной конструкции, размещенных в открытых катапультных креслах.

Разработанную отделяемую кабину в виде носовой части фирма «Локхид» пыталась применить на экспериментальном самолете F-104 (см. рис. 37). Для того чтобы предотвратить сильную неустойчивость этой кабины, перед катапультированием выпускались стабилизирующие поверхности. Кабина отделялась от самолета под действием порохового ракетного двигателя с максимальной тягой порядка 200 кг/см² и продолжительностью действия 0,5 с (импульс J=100 кН). Вектор тяги проходит через центр масс кабины под углом 30° к ее горизонтали (см. рис. 38, 39).

Однако кабина использована не была. На этом же самолете предполагалось применение катапультируемого вниз кресла «Модель Д», но и оно не нашло применения на серийных самолетах F-104 — на них стали устанавливать кресла Mk. 7 английской фирмы «Мартин-Бейкер».

Для спасения экипажа самолета F-111 была разработана двухместная отделяемая кабина (рис. 40). В случае аварийной ситуации любой из двух летчиков мог потянуть соответствующую ручку и тем самым ввести в действие систему спасения. После

этого все последующие операции осуществлялись автоматически. Кабина обеспечивала спасение и на старте. Полная тяга двигателя составляла 113 кН и была направлена через центр масс кабины. После отделения кабины принудительно вводился стабилизирующий тормозной парашют диаметром 1,83 м, а при уменьшении скорости ниже 550 км/ч и высоте 4500 м вводился основной парашют диаметром 21,3 м. Кабина снабжена надувными баллонами для амортизации удара при посадке, обеспечивающими плавучесть. В случае вынужденной посадки самолета на воду кабина автоматически отделялась при погружении самолета в воду глубже 4,5 м.

В 1967 г. два члена экипажа самолета F-111 катапультировались при скорости 450 км/ч на высоте 9000 м и благополучно приземлились в отделяемой кабине. Однако при дальнейшей эксплуатации после вынужденного применения отделяемой кабины большинство случаев заканчивались катастрофами. Катастрофы послужили причиной отказа от применения на самолете F-111 отделяемой кабины, и на самолетах были установлены открытые катапультные кресла типа ESCAPAC. Также вынуждены были отказаться от спасательных капсул и на бомбардировщике В-70 «Валькирия». Аналогично самолетам F-111 от отделяемой кабины вынуждены были отказаться и на сверхзвуковом бомбардировщике В-1.

Созданные за рубежом отделяемые кабины и капсулы ввиду их малой эффективности не нашли широкого применения и, более того, уже применяемые на самолетах F-111 и В-1 были заменены на открытые катапультные кресла.

Усложнение самолетов применением на них в качестве средств аварийного покидания отделяемых кабин и капсул, по сравнению с катапультными креслами, делает их малоперспективными для истребительной авиации, но не исключает возможности их применения на специальных аппаратах и гиперзвуковых самолетах.

Да и статистика аварий в истребительной авиации свидетельствует о том, что большинство катапультирований происходит на малых высотах, где преимущества за катапультными креслами, а не за отделяемыми кабинами. Этим и объясняется, что созданию средства аварийного покидания на малых высотах при различных углах, на разных скоростях снижения уделяется основное внимание.

Имеющиеся меры обеспечения защиты летчика при катапультировании (от воздействия скоростного напора воздуха — с помощью снаряжения, улучшенной фиксации конечностей и защитой головы, автоматикой, управляющей вектором тяги двигателя кресла по его величине и направлению) позволяют считать, что катапультные кресла еще долгое время будут незаменимы в боевой авиации.

Например, бомбардировщики F-111 и В-1 выпускаются с {96} катапультными креслами, а не с отделяемыми кабинами, как предусматривалось ранее. Тем не менее, перспективы создания самолетов, рассчитанных на полеты со скоростями при М=6 и более и достигающих потолка свыше 30 000 м, приведут к несоответствию характеристик кресел и таких самолетов: летчик в открытом кресле пострадает от воздействия аэродинамического нагрева при таких значениях М или от воздействия очень низких температур и декомпрессии на больших высотах. Для таких режимов полета капсула или отделяемая кабина могут оказаться более эффективным средством спасения.

ГЛАВА 3. ТИПОВЫЕ СХЕМЫ КАТАПУЛЬТНЫХ КРЕСЕЛ

3.1. КАТАПУЛЬТНЫЕ КРЕСЛА ПЕРВОГО ПОКОЛЕНИЯ

С середины 1940-х гг. в СССР велись поиски оптимальных решений в области создания средств спасения, так как скорости самолетов вышли за пределы возможности их покидания за счет мускульной силы экипажей. Материалов для решения возникших проблем, связанных с этой тематикой, в Советском Союзе практически не было. Их необходимо было накапливать как по техническим, так и по физиологическим аспектам.

Решение задачи по выбросу кресла с летчиком на высоту, достаточную для перелета через киль самолета, без превышения при этом физиологических возможностей человека, потребовало проведения больших расчетных, конструкторских и экспериментальных работ. Они проводились на наземных стендах с манекенами и испытателями, а затем и на летающих лабораториях вначале с манекенами и только после накопления необходимого количества экспериментального материала — с человеком.

Теоретическое обоснование вновь создаваемым системам катапультирований взяли на себя молодые в то время ученые А.В.Чесалов и Н.С.Строев. Результаты проведенных ими работ были помещены в журналах «Техника Воздушного Флота» № 10 за 1946 г. и № 2 за 1947 г. Ученые разработали технические требования к новым системам, при этом, в содружестве с авиационными медиками, учли физиологические возможности человеческого организма.

Ценность проделанной в то время работы очень велика. Некоторые выводы, сделанные Чесаловым и Строевым более сорока лет назад, не потеряли своей значимости и в наше время. Кроме того, эти работы свидетельствуют о большом значении, которое придавалось в нашей стране вопросам создания эффективных средств аварийного покидания самолетов.

Большая работа при создании новой техники по спасению экипажей была проведена в ОКБ, возглавлявшемся в {98} то время главным конструктором А.И.Микояном, с участием работников ЦАГИ, ЛИИ и Института авиационной медицины. Это были весьма эрудированные специалисты, не раз демонстрировавшие свою изобретательность, фанатическую преданность своей профессии, истинные энтузиасты. В плеяду конструкторов, создавших катапультное кресло, входили С.Н.Люшин, В.М.Беляев, Е.Г.Шварцбург, канд. техн. наук и мастер спорта Р.А.Стасевич, врачи П.К.Исаков, В.Л.Комендантов, В.В.Левашов. Они были первопроходцами этой зарождающейся отрасли техники, а в дальнейшем и науки, призванной спасать экипажи. Трудно рассказать о всех, кто участвовал в создании первого катапультного кресла, но на одной колоритной фигуре остановиться стоит.

Сергей Николаевич Люшин, еще будучи совсем молодым, увлекся планеризмом. Уже в 1923 г. он участвовал в работе кружка К.К.Арцеулова «Парящий полет». Его увлеченность планеризмом была столь велика, что даже малая подвижность кисти левой руки, проявившаяся в раннем детстве в результате болезни, не помешала ему заниматься проектированием и постройкой планеров, а в дальнейшем и полетами на них.

В 1928 г. в Коктебеле он знакомится с легендарной личностью — Сергеем Павловичем Королевым, тоже энтузиастом планерного спорта. Дружба этих двух незаурядных специалистов прошла через всю их жизнь. Вместе они летали на планере «Дракон» Б.И.Черановского, вместе в 1929 г. создали рекордный планер «Коктебель», на котором после нескольких испытательных полетов летчика К.К.Арцеулова летали сами. На этом планере было выполнено большое число парящих полетов в районе горы Узын-Сырт в Коктебеле в Крыму. А в 1930 г. полеты совершались уже на следующем их детище — планере «Красная звезда».

В этот период на планерных слетах произошла встреча, завершившаяся долгой, также прошедшей через всю жизнь, дружбой С.Н. Люшина с O.K. Антоновым — создателем многих планеров и самолетов.

Немало усилий приложил С.П.Королев, чтобы приобщить С.Н.Люшина к полетам на самолетах — медицинские комиссии не допускали его к полетам из-за дефекта левой руки. И все же С.П.Королеву удалось добиться для него разрешения. С.Н.Люшин освоил и эту профессию.

Работая во время войны у главного конструктора С.А.Лавочкина, С.Н.Люшин значительно умножил свой опыт в оперативном решении конструкторских задач. Да и само по себе общение с людьми, буквально начиненными техническими идеями и наэлектризованными авиационным энтузиазмом, позволило ему накопить богатый опыт, способствовавший решению возникавших {99} вопросов в совсем новом деле создания катапультных кресел.

Вот как вспоминал сам С.Н.Люшин об этом времени: «На длинном рельсовом пути, круто, почти вертикально, уходившем вверх, перемещалась тележка, которую приводил в действие стреляющий механизм. Е.Г.Шварцбург подбирал заряды, чтобы получить нужную перегрузку, а Р.А.Стасевич рассчитывал траектории. Катапультировали манекены, животных и, наконец, решились на более серьезный опыт. В сотрудничестве с врачами подобрали элементы кресла к человеку, ориентируясь на форму тела Ростислава Андреевича Стасевича.

Точкой отсчета при размещении кресла стал глаз летчика — линия прицеливания. Затем определили угол между спинкой и чашкой сиденья, угол заголовника, к которому должна была плотно прижиматься голова, приделали упоры для рук и ног, поставили «спину» (форму спины).

Время от времени Стасевич давал оценку: «Больно! Неудобно! А так, мне кажется, лучше...».

Все буквально плясали вокруг Стасевича. Его слово на этой стадии было законом. Отрезали, приваривали, снова отрезали и снова приваривали. Пока, наконец, Р.А.Стасевич не перестал жаловаться. После того как определились основные контуры кресла, выполнили из металла его схему, медики и антропологи тщательно проанализировали статистику (у разных людей длина корпуса, рук, ног различна), выдали инженерам размеры и занялись окончательной отработкой кресла. При этом одно звено будущей системы спасения все же оставалось неясным — пиропатрон. Предстояло точно определить силу порохового заряда. Теоретически решить эту задачу невозможно. Пришлось экспериментировать подбором.

Шесть испытателей, шесть здоровенных, крепких парней, должны были держаться до возможного предела переносимости, до крайности, которую можно вытерпеть, превозмогая боль. После каждого опыта немедленно делались анализы, проверялось состояние организма.

Испытатели еще не успели приступить к работе, когда внезапно проявили бдительность финансовые органы.

В чем дело? Почему за испытания, проводившиеся на земле, выплачивается столь высокое вознаграждение?

Спорить, убеждать финансистов было некогда, и С.Н.Люшин приказал приступить к эксперименту. Оклеенный датчиками (вскоре так стали оклеивать космонавтов), испытатель садился в кресло на тележке и после команды: «Приготовиться! ...Приборы! ...Пошел!» производил залп из двух трехдюймовых пушек, разгонявших тележку. Через мгновение ее резко останавливали тормоза. Так возникала огромная перегрузка.

Однажды, когда пушки были заряжены и испытатель занял {100} рабочее место, у стенда появился начальник института с какими-то людьми и спросил С.Н.Люшина: «Куда можно поставить этих товарищей?» Товарищей поставили, спрятали за защитными броневыми плитами.

Очередной залп трехдюймовок снял все денежные осложнения. Финансисты убедились, что платят испытателям не зря...»

На земле человеческий организм вынес встряску, не предусмотренную природой. Пройдет ли все благополучно и в воздухе? Врач-физиолог П.К.Исаков доказал коллегам, что резкое учащение пульса, повышение кровяного давления, изменение биотоков мозга — не следствие перегрузок, а лишь естественная психологическая реакция испытателя в ожидании эксперимента.

Оставалось убедиться, что кресло благополучно пройдет над килем. На небольшой полянке в лесу возле опытного аэродрома поставили катапульту с тем же наклоном направляющих и с той же длиной стреляющего механизма, что и на самолете. Помещение, где готовили материальную часть к эксперименту, назвали препараторской, поляну, где проводили эксперименты, — полигоном. Там долго гремели выстрелы, стрекотали киноаппараты. Кинокадры позволили вычертить точные траектории полета кресла с манекеном.

Летные испытания решили провести на бомбардировщике Пе-2, превращенном в летающую лабораторию. Его двухкилевое разнесенное оперение сводило риск столкновения летчика с ним до минимума. В кабине стрелка-радиста смонтировали направляющие рельсы, по которым, покидая самолет, будет скользить кресло с манекеном. Масса и размеры манекена соответствовали данным «среднего летчика».

Не все шло гладко в этих экспериментах. После выхода из кабины кресло плохо стабилизировалось, попросту кувыркалось. Инженеры и испытатели опять просматривали кинопленки, снятые киноавтоматами с борта Пе-2 и киноаппаратами с борта рядом летящего самолета-киносъемщика. Разбор материалов киносъемок позволял принимать решения по доработкам кресла, в частности по созданию устройства для его стабилизации, по более плотной фиксации и т.д. Наконец, наступил день, когда человеку предстояло заменить манекен.

24 июля 1947 г. на одном из подмосковных аэродромов непривычная волнующая тишина. Взлетно-посадочные полосы пусты, все полеты закрыты. Только на одной из дорожек — самолет Пе-2, рядом — самолет-киносъемщик. Подъехал автокран, легко подхватил кресло, в котором уже сидел испытатель, и поставил в кабину самолета Пе-2. Инженеры и техники подсоединили проводку записывающей аппаратуры, систему выстрела. Все готово для взлета.

Испытателем в этом рискованном полете был опытный парашютист Гавриил Афанасьевич Кондратов. За его плечами

было около семисот прыжков с парашютом в самых разных, подчас неожиданных ситуациях. Готовый в любой момент подняться в воздух, дежурил санитарный самолет, рядом стояли автомобили, на реке курсировала моторная лодка. Успешным катапультированием с бомбардировщика Пе-2, переоборудованного под летающую лабораторию, парашютист-испытатель Г.А.Кондрашев открыл в Советском Союзе счет покидания самолета при помощи подобных устройств (рис. 41). Катапульта стала с этого времени штатным снаряжением всех советских реактивных самолетов.

Первое катапультное кресло для самолетов МиГ было создано и испытано в 1947 г. В 1948 г. после внедрения этого кресла в серийное производство авторскому коллективу в составе А.И.Микояна, М.И.Гуревича, Н.З.Матюка, А.Г.Брунова и С.Н.Люшина была присуждена Государственная премия.

Все конструктивные трудности систем аварийного покидания самолета определяются ограниченной способностью человеческого организма противостоять окружающему давлению, силам и ускорениям. Непрерывно изменявшиеся характеристики самолетов истребительной авиации и тактика ее применения значительно усложняли условия функционирования средств спасения, что приводило и приводит к снижению их эффективности. Эти обстоятельства обязывают конструкторов постоянно вести поиски новых решений.

Кресла создавались параллельно с теоретическими изысканиями, когда последствия, к которым могло привести попадание в скоростной воздушный поток летчика с незафиксированными конечностями и незащищенным лицом, еще не были достаточно изучены. Не ясны были и последствия покидания на малых высотах. Основной задачей являлся принудительный выброс летчика из кабины.

Кресла, применявшиеся на самолетах различных КБ, на первом этапе мало чем отличались между собой. Их эксплуатация выявила ряд недостатков, в том числе связанных с воздействием скоростного напора воздуха на незафиксированные конечности и незащищенное лицо.

Представить путь развития тематики, связанной с проблемой спасения экипажей, можно, рассмотрев различные схемы кресел, созданных в отечественных КБ для самолетов различных поколений и дополнив их материалами из зарубежной печати.

Схемы первых кресел были простейшие. Стреляющий механизм {103} и чашка, в которую укладывался парашют, крепились к каркасу. На парашюте, уложенном в чашку, сидел летчик, карабин фала для раскрытия ранца парашюта подсоединялся к чашке кресла. После катапультирования летчику необходимо было оттолкнуться от кресла, чтобы «не засидеться», и только после этого открывался ранец и начинал наполняться купол парашюта. На этот процесс летчику требовалось время, зависевшее от его индивидуальных свойств и расторопности, а следовательно, и высота, необходимая для отделения от кресла и последующего наполнения купола спасательного парашюта. Минимальной высотой, необходимой для спасения, при покидании самолета, находившегося в горизонтальном полете, считалась высота 250...300 м. На рис. 42 показано катапультное кресло 1-го поколения. Оно применялось на самолетах МиГ-15, МиГ-15 бис, МиГ-15 УТИ, МиГ-17 и на некоторых других.

На кресле отсутствовали средства для защиты лица и конечностей от потока, и поэтому на скоростях выше 700 км/ч покидания, как правило, заканчивались травмами.

Статистика неблагополучных исходов катапультирований с этими креслами накапливалась достаточно быстро. Особенно страдали летчики от воздействия воздушного потока. Большая высота полета в момент покидания самолета, необходимая для спасения, в то время не считалась недостатком. Еще не успели оценить значения «минимальной высоты покидания», которая - в скором времени стала главным фактором для обеспечения спасения.

Поиски мероприятий, обеспечивающих безопасное катапультирование экипажа и защищающих его от потока на повышенных скоростях, привели конструкторов к созданию кресла 2-го поколения — шторочного (рис. 43). Решение было не радикальное, но по тому времени необходимое и казавшееся эффективным. Такие кресла применялись на самолетах МиГ-17, МиГ-19, Як-25 и др.

Заголовник кресла был оборудован специальным барабаном с намотанной на него прочной тканью, к которой крепилась рукоятка. Чашка кресла оборудовалась подножками с автоматически закрывавшимися захватами ног.

Через некоторое время на креслах появилась аварийная система притяга плечевых ремней, которая, притягивая туловище летчика к спинке, обеспечивала ему изготовочную позу для катапультирования, предохраняя позвоночник от повреждения.

Летчик, принимая решение о катапультировании, сбрасывал фонарь с помощью рукоятки, установленной на подфонарной панели, после чего двумя руками брался за рукоятку защитной шторки, вытягивал ее над головой вниз. Шторка, вытягиваясь, поворачивала барабан, выдергивалась чека стреляющего механизма, накалывался пиропатрон. Газы патрона,

образующиеся от сгорания пороха, раздвигают телескопические трубы стреляющего механизма, выбрасывая кресло с летчиком из кабины. Попав в поток, летчик должен был отстегнуть ремни, оттолкнуться от кресла и после раскрытия парашюта приземлиться или приводниться.

Сброс фонаря да и перехват руки с рукоятки сброса фонаря на рукоятку шторки при сброшенном фонаре нередко заканчивались травмой, а отстегивание замка привязной системы затрудняло и увеличивало время на отделение летчика от кресла.

Для сокращения времени на покидание к приводу защитной шторки специальной системой подсоединили механизм сброса фонаря, что исключило лишнюю операцию. Летчик, вытягивая защитную шторку, сначала включал механизм сброса фонаря, а следующим движением, перетягивая ее через голову, выдергивал чеку стреляющего механизма. Для открытия замка привязных ремней был установлен временной автомат, который через 2...3 с (в зависимости от настройки) открывал замок уже без участия летчика. Эти усовершенствования несколько улучшили положение с результатами катапультирований, но статистика применений заставила продолжать принимать меры по снижению травматизма. Дело в том, что у летчиков хватало сил удерживать защитную шторку до скоростей 850...900 км/ч. На больших скоростях рукоятку защитной шторки потоком воздуха вырывало из рук летчика, лишая их опоры, а лицо — защиты. В результате — снова травмы.

Кресла с защитными шторками устанавливались на многих типах самолетов, в том числе на МиГ-19, Як-25, Як-27 и др. В этот период уже остро ощущался недостаток катапультных установок, связанный с минимальной высотой безопасного катапультирования 250...300 м. Бывали случаи, когда при катапультировании удар о землю происходил до наполнения купола парашюта. Нужны были мероприятия по снижению минимальной высоты для спасения.

Размещение парашюта в чашке кресла ставило спасение в зависимость от положения кресла с летчиком в воздушном пространстве. Если чашка в момент разделения оказывалась над летчиком, не исключалась возможность попадания кресла в парашют, от чего он сворачивался и обеспечить спасение уже не мог. При стабильном снижении кресла чашкой вниз летчик мог чрезмерно «засидеться» в кресле, не давая парашюту выйти из чашки.

Устранить все недостатки и выполнить вновь возникшие требования только доработкой кресла было невозможно. Возникла острая необходимость в создании нового поколения кресел, способных обеспечить защиту летчика от потока воздуха, не опасаясь возможности срыва рук с защитной шторки, уменьшение {106} минимальной высоты безопасного катапультирования, исключение попадания кресла в парашют, спасение при покидании на больших высотах и т.п.

Поскольку основным фактором, ограничивавшим безопасное аварийное покидание самолета, являлось воздействие воздушного потока, были организованы всесторонние стендовые и летные исследования. Советские ученые из ЦАГИ и ЛИИ в 1953 г. установили, что без защиты лица от воздействия воздушного потока катапультирование возможно только до скорости 700 км/ч. При проведении катапультирования испытателя с кислородной маской без защиты лица шторкой на скорости V=780 км/ч он получил от воздействия потока воздуха ссадины кожи в области верхних частей глазниц и значительные раздражения слизистых оболочек глаз.

При проведении исследований на наземном стенде было установлено, что мягкая защитная шторка может обеспечить защиту лица человека от воздействия воздушного потока только до скорости 950 км/ч при условии ее надежной фиксации. Надежная фиксация защитной шторки руками обеспечивалась только до скорости 850 км/ч. Данные, полученные при катапультировании испытателей на больших скоростях, показывают, что влияние воздушного потока сказывается также на область груди и живота. Если до скорости 700 км/ч, по отзыву испытателя, ощущается допустимое давление на область груди и живота, не сопровождающееся нарушениями со стороны дыхания и сердечно-сосудистой системы, то уже на скорости 780 км/ч действие воздушного потока воспринимается как сильный удар, вызывающий рефлекторно кратковременную задержку дыхания. Дальнейшее увеличение скорости заметно увеличивает ощущение удара в грудобрюшной полости, а задержка дыхания на фазе вдоха при скорости 840 км/ч достигала 5...6 с. На основании этих работ был сделан вывод, что при катапультировании на скоростях полета, превышающих 900 км/ч, требуется защита не только лица, но и живота, и груди.

Реальные катапультирования подтверждали выводы по проведенным исследованиям, зарубежная информация свидетельствовала о больших работах, проводимых в интересах защиты летчика от воздушного потока, по созданию закрытых, герметичных и негерметичных капсул и отделяемых кабин (см. подразд. 2.2 и 2.3).

Стремясь увеличить допустимую скорость и уменьшить минимальную высоту безопасного катапультирования, в ОКБ, возглавлявшемся А.С. Яковлевым, было создано катапультное кресло К-5 с металлическим «забралом» (складной металлической защитной шторкой, размещенной в заголовнике кресла) и трехкупольной парашютной системой С-3 (рис. 44). Оно по тому времени имело довольно прогрессивные характеристики. Максимальная

скорость для катапультирования за счет применения металлического «забрала» и компенсационного костюма расширилась до 1050...1070 км/ч. Минимальная высота безопасного катапультирования в горизонтальном полете за счет фартука, принудительно отделявшего летчика от кресла, снизилась до 150 м. Масса кресла с летчиком 185 кг. Обеспечивался стабилизированный спуск с больших высот. Однако вероятность отказа уборки «забрала» перед отделением летчика от кресла, который {108} неизбежно привел бы к тяжелым последствиям, вынудила отказаться от его применения.

Дальнейшие поиски привели конструкторов к решению о необходимости создания системы с защитой летчика от воздушного потока фонарем. Считалось, что это будет достаточно эффективным средством защиты летчика от воздействия воздушного потока, более простым (конструктивно) и дешевым, чем капсула или кабина.

Была создана экспериментальная установка и проведены катапультирования с манекеном до скорости V=1000 км/ч. При

этом были разработаны и исследованы стабилизирующие устройства кресла с фонарем, обеспечивающие безопасное катапультирование на больших скоростях полета. На наземном стенде были проведены исследования переносимости человеком перегрузок торможения применительно к условиям катапультирования летчика в кресле с фонарем, при фиксации его опытной привязной системой ремней и защитной шторкой. Определялась эффективность защиты летчика от воздействия воздушного потока с помощью подвижного фонаря кабины.

В ЛИИ была изготовлена экспериментальная катапультная установка с подвижным фонарем кабины (второе поколение кресел).

Для первого этапа исследований с манекеном было использовано серийное катапультное кресло самолета МиГ-15 (рис. 45), в конструкцию которого были внесены изменения, позволявшие крепить на нем подвижный фонарь кабины. Катапультная установка первоначально была смонтирована в кабине воздушного стрелка самолета Ту-2. На втором этапе катапультирование установки общей массой 170...190 кг производилось серийным стреляющим механизмом с рабочим ходом 0,93 м. Патрон применялся серийный от шторочного кресла.

Для проведения дальнейших исследований с манекеном и испытателем на больших скоростях полета катапультная установка была смонтирована в задней кабине самолета МиГ-15 УТИ (рис. 46). Катапультирование установки общей массой 200...225 кг осуществлялось телескопическим стреляющим механизмом ТСМ-1880 с длиной рабочего хода 1880 мм. Применялся патрон, создающий при массе установки до 200...225 кг начальную скорость катапультирования, равную 18,5...19 м/с.

Для проведения исследования с испытателем были изготовлены

кресла, аналогичные креслам самолета МиГ-15 с доработками для фиксации фонаря и с кардинально измененной привязной системой. В кабине самолета в нормальном полетном положении фонарь шарнирно был связан с креслом при помощи верхних замков, установленных на балках спинки кресла. Ответные узлы на фонаре выполнены в виде двух кронштейнов со втулками-осями. При катапультировании кресло, перемещаясь вверх по направляющим рельсам, тянет за собой связанную с ним заднюю часть фонаря. Передняя часть фонаря перемещается на роликах в специальных горизонтальных направляющих, расположенных на бортах кабины (рис. 47). При подходе роликов фонаря к обрезу направляющих срабатывают нижние замки, расположенные на чашке кресла, фиксирующие фонарь в положении, защищающем летчика от воздушного потока.

В процессе летных испытаний было исследовано несколько вариантов стабилизирующих систем (летчиком на МиГ-15 летал Э.В. Елян, парашютистом-испытателем был В.И.Головин). Вот один из исследованных вариантов. Стабилизация кресла осуществлялась парашютом, закрепленным на телескопической четырехтрубной штанге с рабочим ходом 720 мм (рис. 48). Стабилизирующий вращающийся парашют площадью 0,15 м² связан со штангой вертлюгом. В верхней части самой тонкой трубы штанги смонтирована пружинная стреляющая головка с двухкапсюльным патроном. Ввод в поток стабилизирующего парашюта производился после перемещения кресла по направляющим рельсам на 0,5 м от исходного положения. При этом рычаг, расположенный на правой продольной балке кресла, выходя из направляющих, силой пружины выдергивал чеку стреляющей головки. В свободном полете отделение фонаря от кресла производилось автоматически автоматом АД-3 (или КАП-3), который при срабатывании через заданное время (или на заданной высоте), убирая штыри верхних замков, освобождал тем самым верхнюю часть фонаря. После открытия верхних замков фонарь под действием аэродинамических и инерционных сил имел возможность поворачиваться относительно нижних замков в плоскости симметрии кресла. Упоры, поставленные на балках спинки кресла, исключали возможность бокового поворота фонаря, исключая тем самым опасность для человека, сидящего в кресле. Отработка узлов стыковки и расстыковки кресла с фонарем без специальных силовых систем оказалась наиболее сложной и трудоемкой задачей. Если в наземных условиях удалось провести сброс без дополнительных силовых устройств, то в летных {112} испытаниях достигнуть этого не удавалось и пришлось вести поиски средств для отделения фонаря от кресла. Был сделан вывод, что разделение фонаря только аэродинамическими и инерционными силами ненадежно. Наиболее безопасной схемой было признано принудительное отделение фонаря от кресла. Пришлось вводить специальные механизмы и рычажную систему для отделения фонаря от кресла после затормаживания в воздушном потоке до определенной скорости.

Действие сил на экипаж при катапультировании в системе с защитой фонарем было необычным. Это заключалось в том, что после отделения от самолета летчик, находящийся в кресле под фонарем, испытывает силы торможения, стремящиеся оторвать его от кресла. Для надежной фиксации пришлось делать специальную привязную систему, удерживающую летчика в кресле при торможении до 30 g. Для предотвращения отклонения головы летчика от заголовника под действием перегрузки торможения на заголовнике устанавливалась мягкая защитная шторка.

По результатам исследований разработанная катапультная установка с подвижным фонарем была рекомендована как способ защиты летчика от воздействия воздушного потока для самолетов-истребителей, имеющих скорость полета более 1000 км/ч. Используя эту рекомендацию, в ОКБ главных конструкторов А.И. Микояна и П.О. Сухого были разработаны системы спасения с защитой фонарем (применительно к новым самолетам этих ОКБ).

Летно-технические характеристики нового поколения истребителей, их высотность требовали применения принципиально новых средств жизнеобеспечения и спасения. На них требовалось применение высотного снаряжения, которое можно было бы использовать как средство защиты от воздушного потока. Но снаряжение как средство защиты от воздушного потока еще не было испытано, а новый истребитель МиГ-21 уже был запущен в серийное производство.

В этих условиях в ОКБ А.И. Микояна система с защитой фонарем была испытана и применена на первых сериях самолетов МиГ-21 под индексом СК (рис. 49). На самолетах П.О. Сухого эта система не применялась. Система СК, естественно, имела значительные отличия от экспериментальной установки, но принцип действия системы был сохранен.

При катапультировании кресло с летчиком, двигаясь по рельсам, подхватывало фонарь, и летчик в своеобразной капсуле оказывался надежно защищен от воздействия воздушного потока до скорости 1100 км/ч.

Система с креслом СК имела следующие принципиальные достоинства:

летчик был защищен от воздействия воздушного потока до

скорости 1100 км/ч (ограничением по скорости служила прочность остекления фонаря);

уменьшены перегрузки за счет увеличения хода поршня стреляющего механизма;

производилась разгрузка позвоночника за счет размещения привода катапультирования на боковых стенках, руки размещались, как на подлокотниках;

упрощалась фиксация летчика в кресле вследствие применения объединенной привязной системы, фиксировавшей парашют на летчике, а летчика с парашютом — в кресле;

вместо 250...300 м минимальная безопасная высота катапультирования уменьшалась до 110 м за счет более интенсивного отделения летчика от кресла.

На кресле СК максимальная выбрасываемая масса вместе с летчиком доходила до 240 кг. Перегрузка при выстреле пиропатрона — до 20 g. Система катапультирования СК, разработанная коллективом в составе В.М.Беляева, С.Н.Люшина, А.Р.Фокина, М.Р.Вальденберга, А.К.Юдичева, К.А.Титкова, устанавливалась на самолеты МиГ-21ф и МиГ-21ф-13 до 1965 г.

Кресло системы СК представляло собой жесткую конструкцию, состоящую из каркаса с чашкой и смонтированных на них следующих эксплуатационных и аварийных систем:

объединенной системы подвесных и привязных ремней;

управления положением чашки кресла по росту летчика;

стабилизации кресла по траектории после отделения от самолета;

открытия замков фиксации летчика к креслу, подвесной системы и захватов ног.

Кресло фиксировалось в кабине тремя парами роликов на задней стенке кабины. Ролики, входя в рельсы кресла, удерживали его от продольных перемещений. В вертикальном направлении кресло закреплялось с помощью шарикового замка пиромеханизма. На внутреннем цилиндре пиромеханизма имелся хомут с двумя цапфами, которые входили в зацепы кресла и запирались там двумя захватами. Захваты отжимались и фиксировались винтами, которые при ввертывании упирались в кронштейны.

В полете летчик сидел на спасательном парашюте, уложенном в чашку кресла, которая по желанию летчика могла быть поднята или опущена электромотором. Летчик фиксировался к креслу подвесной системой в трех точках (две в зоне пояса и одна в зоне плеч). Натяжение поясных ремней могло {115} изменяться рукояткой, установленной на правом борту чашки. Притяг плечевого пояса осуществлялся эксплуатационной пружиной, а аварийно при катапультировании — пороховыми газами. В полете летчик мог отклонить плечи вперед на 150 мм и застопориться в этом положении. Управление механизмом стопорения ремней притянутого и отклоненного положения осуществлялось рукояткой, установленной на левом борту чашки кресла.

Катапультирование могло производиться в двух вариантах: с защитой фонарем и без нее. Катапультирование без защиты фонарем производилось после предварительного сброса фонаря специальной рукояткой автономного сброса фонаря, установленной на правой стороне подфонарной панели. Основной стреляющий механизм приводился в действие сжатием поручней, расположенных на бортах чашки кресла. При этом выдергивалась чека из затвора, производился накол капсюлей пиропатрона.

Процесс катапультирования системы с защитой фонарем происходил в такой последовательности. Приняв решение катапультироваться, летчик нажимал на спусковые рычаги поручней кресла. При этом срабатывал механизм аварийного притягивания привязной системы, который подтягивал летчика к спинке кресла и фиксировал ее замком, создавая наиболее удобную позу для перенесения перегрузки. После этого срабатывал стреляющий механизм. Кресло начинало двигаться вверх.

На ходе кресла 16...22 мм цапфы кресла входили в задние замки захвата на фонаре, запирались в них и открывали аварийные замки фонаря. Фонарь начинал двигаться вместе с креслом. Передняя часть фонаря удерживалась от запрокидывания вверх замком временной задержки.

На ходе кресла 30...50 мм выдергивалась чека пиромеханизма ввода стабилизирующего парашюта, связанного тросом с фюзеляжем. Пиромеханизм срабатывал, выбивал крышку лючка на фонаре и вводил стабилизирующий парашют в воздушный поток. Купол парашюта наполнялся воздухом и раскручивался до схода кресла с направляющих роликов.

Когда кресло проходило приблизительно 530 мм, выйдя откидными опорами для фиксации передней части фонаря на кресле за пределы подфонарной панели, опоры открывались для последующей фиксации фонаря. Ноги пилота ложились на ножные опоры и автоматически запирались в них захватами.

После того как кресло занимало положение относительно потока воздуха, при котором запрокидывание фонаря исключалось, замок временной задержки открывался, передняя часть фонаря катилась на роликах до схода передней части фонаря с направляющих, после чего передние замки фонаря опускались на откидные опоры кресла и запирались в них. В процессе движения кресла чека автомата, обеспечивающая сброс {116} фонаря с кресла и соединенная тросом с фюзеляжем, через заданное автоматом время выдергивалась и автомат запускался на включение механизмов, сбрасывающих фонарь. Кресло, отделившись вместе с внутренней трубой от пиромеханизма, перелетало через киль самолета, поворачиваясь под действием стабилизирующего парашюта чашкой вперед. Через 1,5 с после начала катапультирования автомат приводил в действие пиромеханизмы, которые открывали передние замки-захваты фонаря и замок штанги стабилизирующего парашюта. Штанга (раздвинутый пиромеханизм) со стабилизирующим парашютом отделялась от кресла. Пиромеханизмы поворачивали фонарь относительно цапф кресла. На угле поворота фонаря 100...120° задние замки-захваты открывались и фонарь отделялся от кресла. При отделении летчика от кресла включался автомат, расположенный в укладке парашюта. При катапультировании с большой высоты летчик падал затяжным прыжком до высоты 4000 м, после чего срабатывал автомат, раскрывавший спасательный парашют.

При необходимости катапультирования без защиты фонарем (повреждение остекления, сброс фонаря из-за нарушения видимости через остекление) его можно было осуществлять с ограничением только до скорости 700 км/ч, причем минимальная высота, обеспечивавшая спасение, была 300 м. Для предварительного сброса фонаря необходимо было воспользоваться рукояткой автономного сброса фонаря, установленной с правой стороны на подфонарной панели. Так как при предварительно сброшенном фонаре общая катапультируемая масса уменьшалась на величину массы фонаря, для того чтобы летчик не испытывал чрезмерную перегрузку, с отделением фонаря от кресла в стреляющем механизме открывалось стравливающее отверстие, через которое при работе механизма стравливалась определенная часть газов.

Система с защитой фонарем была запущена в серийное производство и монтировалась на самолетах МиГ-21 первых серий. Система оказалась очень сложной в производстве и эксплуатации и недостаточно надежной. С ее внедрением статистика отмечала катастрофы по причинам несброса фонаря (неразделение с креслом), ударов головы об остекление, а также участились случаи позднего применения на малых высотах, когда не успевал наполниться спасательный парашют.

3.2. КАТАПУЛЬТНЫЕ КРЕСЛА ТРЕТЬЕГО ПОКОЛЕНИЯ

Результаты катапультирования кресел, в том числе системы с защитой фонарем, не удовлетворяли потребностей не только новых, но и даже старых самолетов. Требования, предъявляемые к средствам спасения нового поколения истребителей, {117} были значительно повышены, особенно в части спасения на малых и больших высотах.

Самолет МиГ-21 по сравнению с дозвуковыми и маловысотными самолетами уже нуждался в особых условиях для обеспечения безопасных полетов на высотах более 20 км, где одной герметичности кабины было бы недостаточно. Необходимо было иметь еще и специальное летное снаряжение.

К проектированию, изготовлению и исследованиям нового поколения катапультных кресел приступили в конце пятидесятых — начале шестидесятых годов, когда новое поколение истребителей уже находилось в серийном производстве, а вопрос обеспечения безопасности полетов на больших высотах решен не был.

Вопросами безопасных полетов на больших высотах в нашей стране начали заниматься еще в 1931 г. К 1940 г. было создано несколько гермокабин регенеративно-инжекторного типа, разработанных А.Я.Щербаковым. Они испытывались на самолетах И-15бис, И-153 конструкции Н.Н.Поликарпова и БОК конструкции В.А.Чижевского на высотах до 10 км. Война помешала дальнейшим разработкам гермокабин. Однако сразу же после окончания войны исследования по обеспечению безопасности полетов на больших высотах были продолжены.

Первый испытательный полет на реактивном самолете МиГ-9 с герметичной кабиной был выполнен летчиком-испытателем А.Н.Гринчиком в апреле 1946 г. Высотность полета самолета МиГ-9 была такова, что герметичность кабины обеспечивала кратковременный полет для снижения в случае внезапной разгерметизации кабины.

На самолете МиГ-19 (1954 г.) высотность была увеличена до 16 км и полеты обеспечивались наличием герметичной кабины и системой кислородного оборудования с прибором, обеспечивавшим выживаемость даже в случае разгерметизации кабины.

Основными недостатками средств аварийного покидания и жизнеобеспечения самолета МиГ-19 считались недостаточная защита экипажа от воздушного потока, а в дальнейшем и большая высота, необходимая для покидания в случае катапультирования. Этим и объясняются проводившиеся работы по созданию новой системы покидания, в которой защиту от скоростного потока должна была обеспечивать отделяемая часть фонаря, образовавшая своеобразную капсулу. По этой же причине на «яках» пытались применить «забрало» (см. рис. 44). Прогнозов на ближайшее будущее, связанное с необходимостью для высотных полетов специального снаряжения, в то время не делалось.

Но в процессе эксплуатации самолета МиГ-19 возникла необходимость в повышении его высотности до 18...20 км. Для выполнения этого требования пришлось дооборудовать самолет специальными системами, обеспечивавшими возможность {118} эксплуатации создававшегося в то время снаряжения в виде скафандра или компенсирующего костюма для полетов на высотах 20 км и более. Этим снаряжением можно было бы воспользоваться для защиты от воздушного потока, что в дальнейшем и было сделано.

С поднятием на высоту атмосферное давление падает и на высоте 12 км составляет всего лишь пятую часть от величины давления у Земли. Убывает и количество кислорода. Полет на высоте 18...20 км можно практически приравнять к полету в космическом пространстве. Понижается и температура окружающей среды. В стратосфере ее значение составляет –52...–54°С.

Летно-технические характеристики нового поколения истребителей, к производству которых в 1950-х гг. готовилась промышленность, заставляли задуматься и специалистов, работавших в области создания не только средств спасения, но и средств жизнеобеспечения.

На самолете МиГ-21 высота полета превышала 20 км. В таких условиях одной гермокабины было недостаточно. Необходимо было специальное высотное снаряжение, которое должно было обеспечить выживаемость экипажа в случае внезапной разгерметизации кабины при аварии или боевом повреждении. В этих условиях гермокабина и специальное высотное снаряжение стали обязательными при всех высотных полетах. На самолете МиГ-21 имеется герметичная вентилируемая кабина с автоматическими устройствами, подающими в нее холодный и горячий воздух от компрессора двигателя и поддерживающими в ней необходимые для работы и жизни условия. Температура воздуха в кабине составляет 16...26°С. Состав воздуха постоянно обновляется. Давление в кабине от земли до высоты 2 км постоянно и соответствует наружному, от двух до 12-ти км оно нарастает до величины давления, соответствующего давлению на высоте 7 км, далее от 12 до 20 км — давление остается постоянным.

Экипаж обеспечивается запасом кислорода, который размещается на борту самолета в баллонах под давлением (150...250)·10⁵ Па (150...250 атм). Иногда кислород на борту хранится в жидком виде в сосудах Дюара с газификаторами. К органам дыхания летчика кислород подается с избыточным давлением, т.е. по величине превышающим атмосферное. От баллонов кислород подается через редуктор в кислородный прибор и далее — в кислородную маску. От земли до высоты 10 км летчик дышит смесью кислорода и воздуха, с 10 км и выше — чистым кислородом.

Итак, гермокабина, кислородное оборудование и личное снаряжение в сочетании с высотным снаряжением, первые образцы которого были разработаны под руководством П.Г. Адамова

и СМ. Алексеева, являются основными средствами жизнеобеспечения летчика. В комплект личного снаряжения входят: высотно-компенсирующий костюм (ВКК), защитный шлем (ЗШ), кислородная маска (КМ), герметичный шлем (ГШ) и противоперегрузочный костюм (ППК), который ранее эксплуатировался отдельно, а в последнее время объединен с ВКК.

Высотно-компенсирующий костюм (рис. 50) предназначен для обеспечения безопасности летчика при внезапной разгерметизации кабины на высотах, превышающих 10 км. Разгерметизация возможна при срыве фонаря, повреждениях остекления или шланга герметизации и ряде других повреждений в боевых или тренировочных полетах. При разгерметизации кабины на высотах более 12 км, где низкое барометрическое давление, возникает большой перепад между давлением внутри организма летчика и давлением окружающей среды. Это затрудняет дыхание и кровообращение. В этих условиях и необходим ВКК, он вступает в работу.

Пневматические камеры, заложенные внутрь ВКК, за 2,5...3,0 с наполняются кислородом, распрямляются, увеличиваются в диаметре и, уменьшая костюм в периметре, обжимают тело летчика. Обжатие происходит с давлением, равным давлению кислорода {120} в его легких. Создается компенсация (уравнивание) дыхательных мышц грудной клетки и живота, которая и обеспечивает нормальный ритм дыхания и кровообращения. Кроме того, на высоте более 19 000 м кровь при температуре тела 37°С как бы «закипает». ВКК защищает тело летчика от этого за счет обжатия.

На самолетах МиГ-15 и МиГ-17, дозвуковых и маловысотных в сравнении с МиГ-21 и последующими, необходимости в применении ВКК еще не было. Обходились одним ППК. Теперь противоперегрузочный костюм встроен в высотно-компенсирующий, составляет с ним единое целое, но работает автономно и надувается не кислородом, как ВКК, а воздухом, забираемым от компрессора двигателя.

Действие положительных, околонулевых и отрицательных перегрузок, возникающих при маневре самолета, точнее при выполнении фигур высшего пилотажа, отрицательно влияют на состояние летчика, значительно снижают его работоспособность. В какой бы плоскости не выполнялся пилотаж, в вертикальной или горизонтальной, под влиянием ускорения происходит отлив крови от головы и грудной клетки в область брюшной полости и ног. В этот момент ППК и вступает в действие. Наполняясь, костюм обжимает ноги и нижнюю часть туловища летчика и, препятствуя вредному отливу крови от головы, снижает таким образом влияние перегрузки на 2,5...3 ед. Если, например, при выходе из пикирования на самолет действует перегрузка, равная 8, то летчик воспринимает ее значение лишь как 5,0...5,5.

Защитный шлем (ЗШ) (рис. 51) вместе с подвижным обтекаемым светофильтром предохраняет лицо и голову летчика в аварийной ситуации от воздействия скоростного воздушного напора при катапультировании. Используется ЗШ в комплексе с кислородной маской.

Герметичный шлем (ГШ) применяется для полетов на высотах более 15 км. Кроме того, он защищает лицо и голову летчика от случайных ударов, осколков при разрушении фонаря, при резких, нерасчетных эволютивных маневрах, при катапультировании и приземлении. Выполняет функции ЗШ и кислородной маски одновременно. Создает компенсацию давления для головы при разгерметизации кабины (рис. 52).

Наличие такого снаряжения позволило, используя его для защиты летчика от воздействия воздушного потока и дооборудуя кресло улучшенными системами для фиксации самого летчика и его конечностей, значительно повысив этим спасаемость, отказаться от весьма сложной системы с защитой фонарем.

Имевшиеся отрывочные статистические материалы по практическим применениям катапультных кресел на разных типах самолетов свидетельствовали о большом числе неблагополучных

исходов, особенно при покидании самолетов на малых высотах.

Это вызывало тревогу. Для решения возникавших проблем был организован специализированный завод по созданию средств жизнеобеспечения и аварийного покидания, возглавляемый главным конструктором С.М.Алексеевым. К тому времени он уже имел многолетний опыт работы с С.А.Лавочкиным и самостоятельно разработал несколько реактивных самолетов.

Оценив создавшуюся обстановку, в новом КБ приступили к разработке катапультного кресла и высотного снаряжения, поставив перед собой задачу обеспечить спасение экипажа при покидании самолета в полете, на

уровне земли, боевых высотах и при разбеге и пробеге. В конце 1950-х гг. такое кресло было изготовлено под индексом К-22 (рис. 53) и передано для испытаний.

При предварительной оценке в ЛИИ на кресло К-22 был {123} составлен перечень недостатков, первым пунктом которого было отсутствие на кресле системы автономного отделения летчика от кресла, т.е. резервного способа покидания самолета без катапультирования. Вторым крупным недостатком были его габариты.

В том виде, в котором было предъявлено кресло, оно не размещалось в кабинах существовавших истребителей. А необходимость в новых средствах спасения становилась все неотложнее. Поскольку на катапультном кресле К-22 была успешно решена задача спасения с уровня земли, на разбеге и пробеге в сочетании с высотным снаряжением для больших скоростей до 1200 км/ч и высоты 20 000 м, НИИ ВВС без испытания в промышленности провел испытания у себя. Кресло после проверки его работоспособности было рекомендовано для установки на тяжелых машинах, т.е. бомбардировщиках.

Кресло К-22 было первым в СССР катапультным креслом, обеспечивавшим спасение с уровня земли. На нем впервые был применен комбинированный стреляющий механизм с пороховым реактивным ускорителем. Однако широкого применения кресло все же не получило.

В период, пока создавалось кресло К-22, обстановка со средствами спасения значительно обострилась. Решить проблему поручили {125} всем главным конструкторам, установив жесткие сроки. Были отработаны требования и, в порядке своеобразного конкурса, во всех самолетных КБ развернулась работа по созданию средств, отвечающих новым требованиям. Параллельно разрабатывали и испытывали кресла КМ-1 в ОКБ, возглавлявшемся А.И.Микояном, КС-4 — в ОКБ П.О. Сухого, КТ-1 — в ОКБ А.Н.Туполева и КЯ-1 в ОКБ А.С.Яковлева.

Основные задачи у всех конструкторов были едины. Всем необходимо было обеспечить спасение с уровня земли. Из опыта проектирования кресла К-22 в коллективе, возглавлявшемся С.М.Алексеевым, уже было известно о необходимости применения второй (реактивной) ступени энергодатчика.

Но двигатели создавались разные. В ОКБ А.И. Микояна исходя из малых габаритов кабины пришлось делать механизм,

встроенный в кресло и многофункциональный. В ОКБ П. О. Сухого готовое кресло дорабатывалось установкой на спинку двух пороховых ускорителей, что увеличило его массу и габариты, а выявленные ранее недостатки остались не устраненными (рис. 54).

Кресло А.Н.Туполева КТ-1 имело объединенный комбинированный стреляющий механизм, размещенный на спинке кресла (рис. 55). Кресло прошло испытания и монтировалось на самолетах Туполева, заменив кресла К-22.

Кресло А.С.Яковлева оказалось недостаточно прочным и разрушилось в процессе летного эксперимента на большой скорости. И, несмотря на то что кресло по своей работоспособности не уступало другим креслам, учтя закончившиеся испытания других кресел, испытания КЯ-1 были прекращены. На этом кресле пороховой ускоритель размещался под чашкой кресла, получив название «лира» из-за своей формы. Ускоритель был сварен из нескольких трубок, расположенных в одной плоскости и соединенных между собой специальными втулками. На концах трубок размещалось сопловое устройство.

В ОКБ А.И. Микояна кресло создавалось при условии его размещения на самолете, уже находившемся в серийном производстве. Переделки самолета должны были быть минимальными. Конструкторы были ограничены имевшимися габаритами и конфигурацией кабины. Это обстоятельство послужило причиной некоторых вынужденных конструктивных решений. Так например, для уменьшения габаритов кресла комбинированный стреляющий механизм выполняли многофункциональным, а его корпус служил каркасом кресла, на котором крепились все агрегаты систем, в том числе и чашка, которой пришлось придавать на первый взгляд неоправданно усложненные, закругленные формы. Это усложняло процесс изготовления чашки и размещения в ней НАЗа.

Кресло предназначалось для замены ранее внедренной системы с защитой фонарем. При изготовлении нового кресла предстояло решить ряд проблем, призванных улучшить характеристики и эксплуатационные свойства кресла и повысить спасаемость экипажей. В его конструкцию вносилось большое число новшеств, соответствовавших уровню развития этой техники в то время. Кресло практически создавалось заново.

В отличие от старых систем, в том числе и от системы с защитой фонарем, новая система должна была:

обеспечить спасение экипажей на разбеге и пробеге;

уменьшить необходимую высоту для спасения экипажей при покидании самолета, находившегося в горизонтальном полете;

увеличить допустимую скорость полета при покидании самолета у земли до 1200 км/ч;

обеспечить стабилизированный спуск кресла с летчиком с высот до 20 000 м;

разместить НАЗ для выживания после катапультирования в малонаселенном районе или после приводнения.

Катапультное кресло КМ-1 разместилось в кабине самолета, обеспечив необходимый комфорт в полете и надежное спасение при покидании самолета в аварийной ситуации (рис. 56). Безопасное

покидание самолета при катапультировании с креслом КМ-1 производилось с помощью комбинированного стреляющего механизма (КСМ) на высотах до 20 000 м и до индикаторной скорости 1200 км/ч, а также во время взлета и посадки при перемещении самолета на уровне земли.

В полете кресло обеспечивает надежную фиксацию летчика и необходимые условия для пользования всеми органами управления самолетом и его системами. Примененные в конструкции кресла глубокий заголовник, ограничители разброса рук, система фиксации летчика в кресле и комплект высотного снаряжения надежно обеспечивают защиту летчика от воздушного потока.

Катапультирование производится вытягиванием летчиком сдвоенной ручки управления, расположенной на передней стенке чашки кресла (между ногами), после чего все системы кресла срабатывают автоматически, вплоть до ввода в действие спасательного парашюта, чем обеспечивается высокая надежность {128} спасения летчика при своевременном приведении катапульты в действие.

Выполнив на новом кресле КМ-1 (СК-3) ряд мероприятий, повышающих его работоспособность, эффективность, и внедрив на нем ряд технических новинок, конструкторы создали для нового поколения истребителей и новое поколение средств спасения. В 1963 г. были закончены все испытания кресла КМ-1. Оно было рекомендовано для применения во всей истребительной, разведывательной и легкобомбардировочной авиации. Серийный выпуск этих кресел был начат в 1965 г.

Принципиальная схема последовательности срабатывания агрегатов кресла КМ-1 приведена на рис. 57. Кресло КМ-1 имеет три режима катапультирования. Режим I — катапультирование с больших высот. При этом обеспечивается стабилизированный спуск кресла с летчиком до высоты 3000 м; далее автоматически

или с помощью ручного привода летчик отделяется от кресла с основным парашютом. Режим II — катапультирование на уровне земли (режим взлета и посадки). При покидании самолета на V_пр>130 км/ч ручкой катапультирования вводятся в действие системы кресла. Приземляется летчик на основном парашюте, V_сниж=6 м/с. Режим III — катапультирование на скорости V_пр=1200 км/ч. При катапультировании обеспечивается защита летчика от воздействия воздушного потока и перегрузки торможения. После торможения системы летчик автоматически отделяется от кресла вводом основного парашюта.

Режимы срабатывания автоматов кресла КМ-1 и диаграммы их работы представлены на рис. 58.

В состав кресла входят системы: повседневно эксплуатируемые, обеспечивающие нормальные условия для фиксации летчика и управления самолетом в полете, и одноразового действия, обеспечивающие аварийное покидание самолета.

Далее излагаются краткие характеристики систем кресла и принцип их действия.

Эксплуатационные системы кресла: подвесная система спасательного парашюта летчика; механизмы плечевого и поясного притягивания; система регулирования положения чашки кресла по росту летчика.

Подвесная система спасательного парашюта используется для фиксации летчика в кресле с помощью механизмов плечевого и поясного притягивания. На кресле применяется заспинная укладка спасательного парашюта. Спинка является отделяемой частью конструкции кресла. Подвесная система парашюта, будучи связана со спинкой, своими ремнями притягивает летчика к спинке. В свою очередь спинка крепится к креслу в нижней части двумя открытыми опорами и сверху прижимается заголовником.

Летчик в кресле сидит на специальной рамке, с которой он также соединен с помощью подвесной системы спасательного парашюта. В рамке смонтирован аварийный кислородный прибор, и к ней же крепятся НАЗ и лодка. Рамка зафиксирована к креслу двумя боковыми замками и передней лямкой.

После катапультирования в процессе срабатывания систем кресла заголовник откидывается, освобождая выход отделяемой спинке вместе со спасательным парашютом, и открываются замки, фиксирующие рамку к креслу. После этого летчик с подвесной системой с зафиксированной на ней спинкой и рамкой отделяются от кресла.

На кресле смонтированы механизмы эксплуатационного плечевого и поясного притягивания, управляемые ручками, установленными на чашке кресла. На кресле смонтирован объединенный разъем коммуникаций (ОРК), соединяющий все коммуникации летчика (связь, кислородное питание, противоперегрузочные

устройства, вентиляцию, переключение бортового кислородного питания на аварийное) с бортом самолета.

Механизм эксплуатационного притягивания поясных ремней позволяет регулировать степень их натяга, обеспечивая плотное прижатие корпуса летчика к чашке кресла.

Механизм притягивания плечевых ремней делится на эксплуатационный, используемый в повседневной эксплуатации, и аварийный, срабатывающий при катапультировании. Механизм

эксплуатационного притягивания плечевых ремней предусматривает возможность притягивания и освобождения плечевых ремней подвесной системы, а также фиксацию их в положениях полностью притянутом к спинке (на взлете и посадке), полностью вытянутом на 200...230 мм от спинки и в нескольких промежуточных.

Механизм эксплуатационного притягивания плечевых ремней состоит из ручки, кронштейна, закрепленного на щитке, двуплечего рычага и двух пружин (рис. 59). Ручка с рычагом и рычаг с кронштейном имеют общие оси, позволяющие отклонять ручку относительно рычага и ручку с рычагом — относительно кронштейна. Такая конструкция ручки предотвращает ее случайное отклонение. Работа механизма эксплуатационного притягивания осуществляется следующим образом.

Летчик для освобождения механизма эксплуатационного притягивания плечевых ремней должен его расстопорить, отклонив ручку к щитку чашки, и потянуть ее на себя. Затем, преодолев усилие пружины, наклоном корпуса вперед вытянуть плечевые ремни. При наклоне корпуса вперед плечевые ремни вытянутся на необходимую величину. После того как летчик отпустит рукоятку, механизм застопорится в промежуточном или полностью вытянутом положении. Тот же процесс повторяется при необходимости притянуть плечи. Летчик должен расстопорить механизм ручки и освободить плечевые ремни от натяжения. При этом пружины начнут наматывать плечевые ремни. Отпустив ручку, летчик застопорит систему в промежуточном или полностью притянутом положении в зависимости от того, когда летчик освободит ручку.

Механизм эксплуатационного притягивания поясных ремней (рис. 60) состоит из ручки притягивания, двух храповиков с роликами и собачками и двух тросов, присоединенных серьгами к подвесной системе. Летчик, притягиваясь, совершает возвратно-поступательное движение ручкой. Храповик, установленный на ручке, поворачиваясь, наматывает трос, который, в свою очередь, разматывается с ролика храповика, установленного на рамке, закрепленной к чашке кресла. Тросы будут наматываться на барабаны с храповиками. При этом произойдет притягивание летчика с помощью поясных ремней системы фиксации. Для ослабления механизма притягивания летчику надо перевести ручку вперед до отказа и оттянуть свой корпус вперед. При этом ручка выводит собачку из зацепления с храповиком. Тросы под влиянием усилия со стороны летчика при оттягивании им ручки вперед будут сматываться со своих роликов механизмом притягивания, ослабляя притяг. Перед полетом поясное притягивание следует производить по возможности плотней, так как это обеспечивает хорошую фиксацию к креслу во время эволюции самолета и при катапультировании.

На кресле имеется механизм, дающий возможность регулировать в полете положение чашки по росту летчика, улучшая тем самым условия пилотирования, обзора местности при посадке и пользования приборной доской.

Система регулирования чашки (рис. 61) по росту летчика состоит из электромеханизма МП-150Д, закрепленного одним концом к кронштейну, приваренному к корпусу КСМ, являющемуся каркасом кресла, а вторым — к кронштейну, установленному на чашке кресла. На корпусе КСМ и чашке изготовлены специальные ползуны и направляющие, по которым при включении электромеханизма МП-150Д чашка может перемещаться вверх или вниз. Общий ход электромеханизма регулирования 120 мм. Перемещение чашки производится переключателем, установленным на пульте в кабине. При катапультировании разъединение разъема производится специальным тросом, закрепленным к полу фюзеляжа.

Системы, обеспечивающие аварийное покидание самолета: комбинированный стреляющий механизм (КСМ), системы стабилизации катапультного кресла, управления катапультированием, фиксации в катапультном кресле, открытия замков фиксации летчика, объединенный разъем коммуникаций катапультного кресла (ОРК).

Комбинированный стреляющий механизм (КСМ) (рис. 62). Этот механизм является энергодатчиком, обеспечивающим процесс катапультирования. Он объединяет в себе стреляющий механизм (СМ) и пороховой ускоритель, последовательное срабатывание которых обеспечивает подброс кресла с летчиком на необходимую высоту при сохранении перегрузок в допустимых пределах. СМ сообщает креслу первоначальный импульс, в результате которого кресло начинает перемещаться по направляющим рельсам в кабине. СМ срабатывает от пиропатрона после накола капсюлей при выдергивании чеки ручкой катапультирования.

Пороховой заряд реактивной части механизма второй ступени создает креслу дополнительный импульс, увеличивающий скорость движения, и высоту подброса, достаточную для срабатывания всех систем кресла при катапультировании с уровня земли и для перелета через киль при скорости порядка 1200 км/ч.

Воспламенение порохового заряда производится от пиропатрона воспламенения ПВ, который включается выдергиванием чеки на заданном ходе кресла, подбираемом так, чтобы к моменту начала действия тяги от воспламенившегося порохового заряда заканчивалось действие патрона.

Стреляющий механизм состоит из внутренней трубы с затвором, кронштейна, пятки с колосником, наружной трубы, балки {135}

Рис. 62. Комбинированный стреляющий механизм кресла КМ-1:

1 — СМ; 2 — ролик; 3 — раздвижная тяга; 4 — пороховой реактивный двигатель ПРД; 5 — воспламенитель; 6 — пироцилиндр отстрела штанги; 7 — трубка; 8 — парашютный механизм; 9 — балка; 10 — пиромеханизм аварийного притягивания плеч; 11 — механизм эксплуатационного притягивания плечевых ремней

и шарикового замка, запирающего наружную трубу на внутренней трубе во взведенном положении СМ. При катапультировании внутренняя труба остается в кабине самолета и является направляющей для наружной трубы.

Стреляющий механизм работает следующим образом. После срабатывания затвора (выдергивания чеки) газы, образованные при сгорании пороха пиропатрона, проходя через колосник, отжимают шток шарикового замка к торцу крышки и открывают замок. Наружная труба СМ вместе с корпусом порохового ускорителя и креслом под давлением газов переместится вверх относительно внутренней трубы по направляющим рельсам. Одновременно часть газов подводится через проточку в балке в парашютный механизм.

Ускоритель состоит из корпуса, соплового блока, системы воспламенителя. Корпус ускорителя вместе с сопловым блоком

является основным силовым каркасом кресла. Он используется для размещения порохового заряда, т.е. является камерой сгорания. Корпус представляет собой стальную трубу с приваренными к ней кронштейнами крепления агрегатов кресла: механизмов притягивания, вала ограничителей разброса рук, роликов движения кресла по направляющим рельсам, кронштейна крепления механизма подъема чашки кресла, узлов крепления {136} контейнера. На крышке корпуса ускорителя крепится парашютный механизм и фиксируется верхняя часть трубы СМ. Боковой цилиндр на крышке корпуса служит патронником для пиропатрона механизма отстрела штанги первого стабилизирующего парашюта. Сопловой блок состоит из корпуса, стакана и направляющих, по которым перемещается чашка кресла при регулировании по росту. В верхнюю часть корпуса соплового блока вварен стакан, имеющий вырезы для прохода газов и выхода их в сопла. В трубе корпуса соплового блока на резьбе установлена наружная труба СМ.

Для сохранения минимального эксцентриситета между направлением реактивной тяги и центром масс кресла с летчиком сопла кинематически связаны с чашкой кресла. При регулировании чашки кресла по росту летчика ползун, связанный рычагом с осью, на которой размещены сопла, поворачивается на угол, заданный регулировкой.

Система воспламенения служит для включения порохового ускорителя на строго определенном ходе СМ для исключения совмещения сил от патрона с силой от порохового ускорителя. Система состоит из запальника и раздвижной тяги. Воспламенитель порохового заряда ускорителя представляет собой затвор с пиропатроном, заключенным в корпус. Корпус воспламенителя присоединен к корпусу ускорителя. Затвор устанавливается на торце большого цилиндра воспламенителя и удерживается на нем накидной гайкой. На конце затвора закреплена качалка с поводком для выдергивания чеки. Качалка через трос и раздвижную тягу соединена с кронштейном на внутренней трубе СМ, остающейся в кабине. В процессе катапультирования при движении кресла вверх трубка, закрепленная к пятке СМ, остается неподвижной, один конец троса, проходящий внутри трубки и подсоединенный к качалке затвора, пройдя заданный путь, при ходе кресла потянется, выдернет чеку и воспламенит пороховой заряд КСМ. Газы, образовавшиеся от сгорания порохового заряда, проходя через сопла, создают реактивную тягу, которая увеличивает скорость движения кресла.

Система стабилизации катапультного кресла предназначена для разворота кресла с летчиком на спину после выхода его в поток, исключения вращения, обеспечения спуска с больших высот и гашения скорости кресла после катапультирования на больших скоростях. Кроме того, второй стабилизирующий парашют производит ввод спасательного парашюта летчика. Система стабилизации катапультного кресла состоит из телескопического парашютного механизма, первого и второго стабилизирующих парашютов и прибора КПА-4.

Телескопический парашютный механизм (рис. 63, в) предназначен для ввода в поток первого (рис. 63, а) и второго (рис. 63, б) стабилизирующих парашютов. Он состоит из корпуса,

набора телескопических труб, шарикового замка, вертлюга, замка переотцепки стренги, самой трехметровой стренги с первым стабилизирующим парашютом и механизмом отстрела штанги. Телескопическая штанга выдвигается газами от пиропатрона СМ и стопорится шариковым замком и стопорными кольцами в выдвинутом положении до отстрела штанги. В верхнюю трубу ввернут болт, удерживающий замок стренги первого стабилизирующего парашюта. На замке закреплен вертлюг, обеспечивающий вращение малого парашюта. После выхода кресла из кабины и его поворота на угол порядка 35...40° происходит переотцепка замка и малый парашют удаляется от кресла на трехметровой стренге. Эта переотцепка малого парашюта исключает его попадание в затененную креслом зону.

Отстрел стабилизирующей штанги происходит с такой скоростью, чтобы накопленной энергии отделившейся штанги хватило для ввода второго стабилизирующего парашюта. С этой целью в систему отстрела стабилизирующей штанги введено {138} срезное кольцо. После срабатывания пиромеханизма газы при сгорании заряда пиропатрона накапливаются до величины, достаточной для среза шайбы.

Пиромеханизм отстрела стабилизирующей штанги состоит из затвора и патронника с пиропатроном. Срабатывание затвора происходит после срабатывания автомата КПА-4. Срабатывание автомата КПА-4 происходит с задержкой по времени в зависимости от скорости самолета в момент катапультирования. Катапультный парашютный автомат КПА-4 предназначен для временной задержки отстрела стабилизирующей штанги парашютного механизма в зависимости от скорости полета самолета в момент катапультирования. На скоростях до 500 км/ч автомат срабатывает без задержки, выдергивая чеку отстрела стабилизирующей штанги сразу после разъединения разъема автомата. При скорости 1200 км/ч автомат выдает команду на задержку выдергивания чеки отстрела стабилизирующей штанги на 1,8 с, этого времени достаточно для затормаживания кресла до безопасной скорости и ввода второго стабилизирующего парашюта.

Прибор установлен на задней стенке кресла, к нему подведены шланги статического и динамического давления приемника воздушного давления самолета. К чеке пиромеханизма отстрела штанги первого стабилизирующего парашюта прибор подсоединен тросом вытяжного устройства. При движении кресла в момент катапультирования выдергивается колодка, включая в работу механизм автомата.

Первый стабилизирующий парашют (см. рис. 63, а) предназначен для стабилизации кресла на начальном участке траектории после катапультирования, гашения скорости кресла до допустимой и ввода в действие второго стабилизирующего парашюта. Первый стабилизирующий парашют представляет собой вращающийся купол, уложенный в контейнер, закрепленный через коуш к вертлюгу.

Второй стабилизирующий парашют (см. рис. 63,6) предназначен для стабилизации кресла с летчиком при спуске с больших высот, гашения скорости до допустимой для ввода основного спасательного парашюта, введения в действие купола основного спасательного парашюта.

Второй стабилизирующий парашют представляет собой конусный купол со стропами. Уложенный в чехол, второй стабилизирующий парашют размещен в заголовнике, являющемся для него контейнером. Стропы купола прикреплены к тросам, которые запираются в замке системы фиксации; кроме того, на правой стороне закреплен замок связи парашютов.

Замок связи парашютов выполнен так, что при катапультировании он связывает второй стабилизирующий парашют с основным спасательным, а в случае покидания самолета без {139} катапультирования (при повреждении системы) он их разъединяет.

Система управления катапультированием (рис. 64) состоит из центрального привода со сдвоенной ручкой, зафиксированной шариковым замком в кронштейне, установленном на передней стенке чашки кресла, системы тяг и качалок, связывающих сдвоенную ручку с чеками затворов пиропистолетов системы сброса откидной части фонаря, механизма эксплуатационного притягивания и механизма блокировки, исключающего возможность перемещения чеки затвора СМ до отделения от самолета откидной части фонаря.

От сдвоенной рукоятки 1 через карданное соединение 2, квадратный вал 3, кардан 4, конические шестерни 5 и тягу 6 движение передается качалке 8. Качалка 8 повернется на некоторый угол до упора ее плеча в стопор 10. Через тягу 14 качалка 8 включает механизм аварийного притягивания плечевых ремней и выпуска ограничителей разброса рук, а через тягу 7 — пиропистолет фонаря. Фонарь, уходя в воздушный поток, фалом 12 повернет качалку 13, срезав винт 11. Качалка 13 освободит стопор 10, который повернется против часовой стрелки усилием пружины 9, а качалка 8 получит возможность повернуться на больший угол и не будет препятствовать дальнейшему повороту конических шестерен и вала с кулачком 16. Кулачок 16 освободит собачку 18, которая расстопорит качалку 17. При дальнейшем вытягивании ручки кулачок 16 упрется в выступ качалки 17 и повернет ее против часовой стрелки. Это движение качалки через тягу 19, качалку 20 передается чеке 21. Произойдет включение СМ. На случай отказа разблокировки при сбросе фонаря существует ручная разблокировка СМ, для чего летчику необходимо будет с силой дернуть ручку, которая через трос 15 произведет разблокировку.

Система фиксации летчика. Фиксация летчика в кресле при катапультировании обеспечивается:

механизмом аварийного притягивания плечевых ремней подвесной системы, прижимающим летчика к спинке кресла;

опускающимися ограничителями разброса рук;

боковыми замками системы фиксации и передним креплением, удерживающими рамку с кислородным прибором и НАЗом, на которой летчик сидит;

верхним замком системы фиксации, удерживающим трос второго стабилизирующего парашюта с тросом, который, в свою очередь, удерживает заголовник кресла в эксплуатационном положении, в котором заголовник запирает спинку со спасательным парашютом;

системой фиксации ног, срабатывающей при движении кресла после катапультирования.

По истечении времени, необходимого для затормаживания

кресла до допустимой скорости и зависящей от прочности парашюта и переносимости летчиком перегрузки, открываются замки фиксации летчика в кресле, при этом тросы заголовника и стабилизирующего парашюта выходят из губок замка. Заголовник откидывается пружинами, освобождая спинку со спасательным парашютом, а второй стабилизирующий парашют, отделяясь от кресла, стаскивает чехол с купола спасательного парашюта и вводит его в действие.

Таким образом, открытие верхнего и боковых замков системы фиксации после катапультирования обеспечивает ввод в действие спасательного парашюта, освобождение рамки с НАЗом, зафиксированной на летчике системой фиксации, от связи с креслом, в это же время открываются ограничители ног и отделяется от кресла ручка катапультирования. Летчик повисает на парашюте, а кресло отсоединяется от него и падает вниз, исключая возможность попадания кресла в парашют.

Объединенный разъем коммуникаций катапультного кресла (ОРК) (рис. 65) установлен на отделяемой вместе с летчиком рамке и служит для одновременного автоматического разъединения всех коммуникаций бортового оборудования от личного снаряжения летчика и автоматического переключения питания кислородом от бортовой кислородной системы на аварийный

парашютный кислородный прибор (типа КП-27), смонтированный в рамке.

ОРК состоит из двух колодок: нижней и верхней. Верхняя колодка жестко соединена с рамкой. При катапультировании нижняя колодка с подсоединенными к ней шлангами и жгутом радио- и электрооборудования остается на борту самолета. Верхняя колодка со шлангами и аварийным кислородным прибором уходит с летчиком.

В штуцерах верхней колодки размещены обратные клапаны, которые в момент катапультирования закрываются и тем самым исключают утечку кислорода из парашютного кислородного прибора.

Система открытия замков фиксации летчика (рис. 66) предназначена для автоматического отделения летчика от кресла после катапультирования на определенной высоте и в заданное время. Для открытия замков системы фиксации установлены два автомата с разными приводами для их включения. На одном автомате время устанавливается из расчета работы в горной местности, и механизм включается при начале движения кресла, он же является дублирующим на случай невключения основного, который включается в момент отстрела стабилизирующей штанги. Время задержки устанавливается на земле по заданной программе. Кроме автоматической системы открытия замков фиксации имеется дублирующая ручная. Ручка аварийной расцепки замков фиксации установлена на правом щитке чашки кресла. Для ее срабатывания летчик должен утопить рычаг стопорения и потянуть ручку на себя.

Покидания самолета при аварии. Выше были изложены принцип действия систем и последовательность их изолированного срабатывания. Многие из этих систем, получив импульс от одной системы, автоматически вводят в действие другую, создавая цепь последовательных срабатываний от одного движения летчика до отделения НАЗа и приземления летчика.

Представляются два варианта покидания: с катапультированием и без него.

Приняв решение на покидание с катапультированием, летчик должен взяться обеими руками за сдвоенную ручку катапультирования, после чего сжать рычаги стопорения на ней и энергично тянуть ручку вверх на себя, не прекращая этого усилия вплоть до расцепки замков фиксации летчика в кресле, когда ручка вместе с открытием замков фиксации отделится от кресла.

Последовательность срабатывания всех элементов систем кресла с катапультированием после вытягивания ручки представлена на рис. 67:

2) принудительное срабатывание механизма притягивания плечевых ремней;

4) срабатывание пиропистолета сброса фонаря;

5) открытие замков фиксации откидной части фонаря;

9) давлением газов в СМ от сработавшего пиропатрона происходит перемещение кресла с летчиком вверх по направляющим рельсам кабины;

10) выдвижение телескопического парашютного механизма и ввод в поток первого стабилизирующего парашюта;

11) выдергивание переместившимся креслом гибкой шпильки и включение прибора-автомата, настроенного на определенную высоту в зависимости от рельефа местности, где эксплуатируется самолет, и на максимально необходимое время для затормаживания кресла из условий катапультирования на максимальную скорость;

12) разъединение колодок ОРК и переход на питание кислородом от кислородной системы, находящейся в кресле, вместо бортовой кислородной системы;

13) отсоединение колодки включения автомата КПА-4, соединенного с бортовой системой приемника воздушного давления, устанавливающего время задержки отстрела штанги парашютного механизма в зависимости от скорости полета в момент катапультирования. Автомат срабатывает на скоростях 130...1200 км/ч по прибору с необходимой задержкой по времени;

16) выход кресла из кабины и разворот его стабилизирующим парашютом;

17) отстрел штанги механизма первого стабилизирующего парашюта по заданному времени на автомате КПА-4 (задержка в зависимости от скорости самолета в момент катапультирования) и возврат ограничителей разброса рук в исходное положение;

18) выдергивание гибкой шпильки включения прибора автомата при отстреле штанги первого стабилизирующего парашюта, со штангой которого гибкая шпилька соединена тросовой проводкой;

19) расчековка клапанов заголовника и ввод в действие второго стабилизирующего парашюта;

20) спуск кресла с летчиком на втором стабилизирующем парашюте до высоты настройки автоматов, где после срабатывания одного из них срабатывает система открытия замков фиксации;

21) открывание захвата ног и отделение ручки управления катапультированием;

23) открывание боковых замков фиксации рамки, освобождение рамки с летчиком от кресла;

24) после открытия верхнего замка откидывание заголовника и освобождение спинки со спасательным парашютом;

25) после открытия верхнего замка отделение второго стабилизирующего и ввод в действие спасательного парашютов;

26) на высоте 1000 м срабатывание автомата, отделяющего НАЗ и лодку.

Покидание самолета без катапультирования или ввод спасательного парашюта после катапультирования, если ввод парашюта не произошел по штатной схеме (на случай отказа или повреждения системы катапультирования), производится в другой последовательности.

Последовательность действия летчика и срабатывание систем кресла при покидании самолета без катапультирования представлена на рис. 68.

Приняв решение на покидание самолета без катапультирования, летчик, находясь в кабине самолета, должен произвести действия по указанным ниже пп. 1, 2, 5, 7, 13, 14, остальные выполняет автоматика:

1) притянуться эксплуатационным плечевым притягом, для чего отклонить вправо и взять на себя ручку притяга на левом щитке чашки кресла, а после зафиксирования в притянутом положении ручку отпустить;

2) сжать и подтянуть на себя ручку на правом щитке кресла;

3) при оттянутом положении ручки на правом щитке убирается штырь, фиксирующий кольца замка связи, и открывается верхний замок, освобождая тросы второго стабилизирующего парашюта и трос фиксации заголовника;

4) одновременно открываются боковые замки, фиксирующие рамку, освобождая от кресла рамку с летчиком;

5) рукояткой аварийного сброса фонаря, находящейся на правой подфонарной панели, сбросить фонарь, для чего надо повернуть ее и потянуть на себя;

6) открываются замки фиксации фонаря, и он сбрасывается;

7) наклониться вперед для прохода ранца спасательного парашюта мимо заголовника;

8) открывается замок связи спасательного парашюта со вторым стабилизирующим парашютом;

10) включается прибор-автомат, который по истечении заданного времени расчекует ранец спасательного парашюта;

12) после выхода вытяжного выпускается основной спасательный парашют;

13) для дублирования выпуска спасательного парашюта вытянуть кольцо из кармана на подвесной системе;

14) на высоте менее 1000 м отделить НАЗ; лодка и НАЗ зависают на 15-метровом валу. {147}

Приведенная последовательность (см. рис. 67) не отражает режима полета самолета в момент катапультирования, в то время как от режима, т.е. от высоты и скорости полета, будут зависеть условия работы системы катапультирования. Таких режимов три (см. рис. 59): I режим — V_инд= 130...500 км/ч; H=3000 м и ниже; II режим — V_инд= 500...1200 км/ч; H=3000 м и ниже; III режим — V_инд=500...1200 км/ч; H=3000 м и более.

Режим I. Катапультирование при разбеге или пробеге на V=130 км/ч и на скоростях до 500 км/ч с высотами менее 3000 м имеет одинаковую последовательность срабатывания (см. рис. 58). Цифрами на рис. 67 обозначены последовательность следующих друг за другом моментов в процессе катапультирования.

Вытягивание ручки катапультирования сопровождается ранее описанной последовательностью (см. рис. 67), отличие будет только во времени задержки в отстреле стабилизирующей штанги для ввода второго стабилизирующего парашюта. В первом режиме (см. рис. 58) отстрел стабилизирующей штанги происходит после срабатывания КПА без задержки и потому второй стабилизирующий парашют вводится сразу после срабатывания автомата ППК, настроенного на время 1,5 с. Гибкая шпилька этого автомата выдергивалась отстрелом стабилизирующей штанги с первым стабилизирующим парашютом.

Режим II. Катапультирование в полете при V_инд=500...1200 км/ч и высоте полета ниже 3000 м. При этом режиме отстрел стабилизирующей штанги и ввод второго стабилизирующего парашюта происходит после срабатывания комбинированного парашютного автомата с задержкой по времени от нуля (при V_инд=500 км/ч) до 1,8 с (при V_инд=1200 км/ч). На рис. 58 представлена диаграмма работы автоматов. При отстреле стабилизирующей штанги включается автомат, открывающий замки фиксации по истечении заданного времени.

На втором стабилизирующем парашюте происходит затормаживание кресла до V_инд=500 км/ч, при которой происходит срабатывание автомата, открывающего замки системы фиксации отделение летчика от кресла и весь дальнейший процесс как и при первом режиме.

Режим III. Катапультирование происходит при V_инд=500...1200 км/ч и высоте выше 3000 м (см. рис. 58). При этом режиме процесс срабатывания систем происходит, как при втором режиме, до срабатывания часовых механизмов полуавтоматов ППК настроенных на время 1,5 и 3,5 с, однако открытия замков системы фиксации не происходит, так как анероидные устройства блокируют срабатывание автоматов до снижения кресла с летчиком на двухметровом стабилизирующем парашюте на высоту 3000 м. На этой высоте анероидное устройство снимает блокировку, автомат срабатывает, открывая замки системы {148} фиксации летчика в кресле, и дальнейший процесс продолжается, как в первом и втором случаях.

Достаточно подробное описание кресла КМ-1 дает общее представление о работе всех систем кресел третьего поколения, так как принципиальные схемы кресел различных ОКБ незначительно отличаются между собой. Они представляются здесь в значительно сокращенном виде.

Катапультное кресло КС-4 обеспечивает спасение на разбеге и пробеге при скорости порядка 160 км/ч, в полете на высоте до 20 000 м при скоростях до 1200 км/ч, автоматически переключая механизм ввода трехкупольной системы парашютов на одну из четырех программ в зависимости от режима полета самолета в момент катапультирования:

программа I — катапультирование при скорости по прибору более 550 км/ч и высоте более 3000 м;

программа II — катапультирование при скорости по прибору более 550 км/ч, на высоте менее 3000 м без стабилизированного спуска;

программа III — катапультирование при скорости по прибору менее 550 км/ч на высоте более 3000 м;

программа IV — катапультирование при скорости по прибору менее 550 км/ч на высоте менее 3000 м, в том числе на режиме прерванного взлета и посадки.

Катапультное кресло КС-4 (см. рис. 54) состоит из каркаса; системы управления катапультированием; системы защиты летчика от скоростного напора; привязной системы; системы стабилизации катапультного кресла; системы блокировки автоматов.

Кресло комплектуется трехкупольной парашютной системой ПС-С; комбинированным стреляющим механизмом КСМ-С (первая и вторая ступени); механическими приборами ППК-1П; ППК-2П и КПА-4; носимым аварийным запасом НАЗ-7. Каркас кресла образован литой спинкой и направляющими. Кресло фиксируется направляющими роликами, закрепленными на задней стенке кабины самолета. При катапультировании, снятии и установке кресло свободно перемещается на направляющих роликах.

Закрепляется кресло на самолете стреляющим механизмом. Верхняя часть наружного цилиндра СМ с помощью цапфы шарнирно соединена с креслом и при катапультировании выбрасывается вместе с ним.

Привязная система кресла выполнена в виде плечевых и поясных ремней с замками, установленными на кресле. Управление открытием замков привязной системы жесткое и установлено на литой спинке. {149}

Механизм аварийного притягивания обеспечивает:

выборку слабины плечевых тросов при движении летчика назад;

вытягивание тросов при движении корпуса летчика вперед;

аварийное притягивание летчика с последующим стопорением перед катапультированием;

автоматическое стопорение плечевых ремней на вытягивание при возникновении перегрузок в направлении оси х более величины 1,5...2g, осуществляемое инерционным механизмом.

Поясное притягивание на кресле осуществляется путем покачивания ручки лебедки. Для ослабления тросов необходимо повернуть от себя наконечник ручки лебедки на 90° вокруг оси.

Для защиты рук от воздействия воздушного потока при катапультировании срабатывают ограничители рук и упоры локтей, которые перед отделением летчика от кресла сбрасываются.

Для предохранения ног летчика от срыва с подножек при катапультировании на правом и левом бортах кресла установлена система фиксации ног, включающая в себя механизм захвата ног и управление ими.

Управление системой катапультирования осуществляется одним движением, для чего необходимо сжать поручни, установленные на правом и левом бортах кресла, и поднять их вверх. Срабатывание может быть осуществлено и одним поручнем.

Комбинированный стреляющий механизм КСМ-С представляет собой блок, состоящий из последовательно работающих пироустройств: двухтрубного стреляющего механизма и двух (правой и левой) симметрично расположенных и одновременно действующих камер второй ступени, результирующая тяга которых направлена вперед по полету и вверх и проходит вблизи центра массы катапультируемой системы.

Между бортами кресла размещена регулируемая по высоте чашка. С правой и левой стороны чашки приклепаны кронштейны, внутри которых установлены по два штыря с пружинами. На штырях имеются ручки, служащие для перемещения штырей в кронштейнах при перемещении чашки. Для подхода к этим ручкам в днище чашки сделаны вырезы. Регулировка кресла по росту летчика осуществляется перестановкой штырей чашки в соответствующие отверстия каркаса кресла. Чашка может устанавливаться в любое из четырех фиксированных по высоте положений, расположенных через каждые 40 мм (диапазон регулировки 120 мм). Перестановка чашки может производиться только на земле при предполетной подготовке с целью совмещения уровня глаз летчика с линией визирования. В чашку кресла на специальный фартук укладывается парашют летчика с НАЗом. Фартук способствует ускорению отделения летчика от кресла. {150}

Одновременно с перемещением чашки по росту летчика производится регулировка длины фартука с помощью специальных протяжек - и положения сопел ускорителей (второй ступени КСМ-С) путем поворота регулировочного вала до совмещения соответствующих рисок на камерах ускорителя с соответствующей риской положения чашки. Такая регулировка сложна в эксплуатации. На кресле КС-4 был выявлен еще ряд недостатков, усложнивших его эксплуатацию. Кроме того, доработанное кресло оказалось сильно утяжеленным — масса его составляла 167...170 кг.

Катапультное кресло КТ-1 (см. рис. 55) предназначено для спасения членов экипажа при аварийном покидании тяжелых машин на различных режимах полета, а также в процессе снижения, обеспечения нормального приземления и поддержания жизни и боеспособности членов экипажа после приземления.

Катапультное кресло КТ-1 состоит из каркаса, подвижной чашки, отделяемой спинки с. заголовником и ряда агрегатов, обеспечивающих выполнение заданных функций. Масса полностью заряженного кресла составляет 145 кг.

спасение членов экипажа при аварийном покидании на скоростях от 130 км/ч и выше и на высотах от нуля до практического потолка;

двухступенчатым комбинированным СМ достаточный, импульс для перелета кресла с летчиком через оперение на больших скоростях и заброс его на достаточную высоту для срабатывания всех систем и наполнения спасательного парашюта на малых скоростях при разбеге и пробеге;

На кресле применяются следующие агрегаты, обеспечивающие его надежное функционирование: трехкупольная парашютная система с НАЗом; КСМ; механические парашютные полуавтоматы; комбинированный парашютный автомат, обеспечивающий временную задержку срабатывания систем по скорости в момент катапультирования; пиромеханизм ввода в действие парашютной системы.

В конструкцию кресла входит ряд агрегатов, из которых основными являются: каркас, чашка и отделяемая спинка.

Каркас кресла. Конструкция каркаса включает в силовую схему комбинированный стреляющий механизм КСМ-Т, расположенный на задней стенке каркаса. Сверху каркас заканчивается кронштейном, на котором крепится контейнер стабилизирующих парашютов, замки фиксации стабилизирующих парашютов, {151} пиромеханизм ввода в действие первого стабилизирующего парашюта и автомат.

В средней части каркаса крепится воздушный баллон механизма аварийного притягивания плечевых ремней и ограничители разброса рук в катапультном кресле.

На передней стороне каркаса установлены направляющие, по которым перемещается чашка кресла, механизм перемещения чашки кресла, механизмы фиксации отделяемой спинки и эксплуатационного притягивания плечевых ремней.

Чашка кресла соединяется с направляющими каркаса ползунами, неподвижно закрепленными на ней. На чашке установлены ложементы ног с ремнями принудительного притягивания, на левом и правом бортах смонтированы приводы катапультирования с полетными предохранителями, качалки и тяги системы механизации, полуавтоматы, пружинный усилитель, обеспечивающий отделение человека от кресла, ОРК, ручка механизма эксплуатационного притягивания плечевых ремней, ручка автономного отделения от кресла.

Отделяемая спинка с заголовником, за которым укладывается основной парашют, закрепляется на кресле в трех точках (двух нижних шаровых опорах и верхней точке, являющейся осью барабана притягивания плечевых ремней, лежащей на опорах механизма фиксации отделяемой спинки, запирающейся специальными захватами). К каркасу спинки крепится прибор ввода в действие основного парашюта при автономном отделении летчика от кресла.

Применяемая на кресле парашютная система подсоединяется к отделяемой спинке в трех точках: к одной верхней и к двум нижним пряжкам механизма эксплуатационного притягивания поясных ремней, расположенным в нижней части отделяемой спинки. В нижней части каркаса отделяемой спинки установлен механизм эксплуатационного притягивания поясных ремней.

В конце 1960-х гг. в СССР на заводе «Звезда» под руководством генерального конструктора Г.И. Северина было создано катапультное кресло К-36, которое и сегодня находится в серийном производстве.

Кресло К-36ДМ (рис. 69) вместе с НАЗом, высотным комплектом кислородного оборудования ККО-5 и высотным морским спасательным комплектом ВМСК на летчике обеспечивает:

размещение в кресле летчика с ростом «сидя» 820...980 мм и бесступенчатое регулирование положения сиденья по росту летчика (в том числе и в полете);

эксплуатационное притягивание летчика к сиденью и стопорение

плечевых и поясных ремней системы фиксации, автоматическое стопорение плечевых ремней при отрицательной перегрузке более двух единиц, действующей в направлении спина — {153} грудь, и принудительное притягивание с фиксацией рук, плеч, пояса и ног при катапультировании;

аварийное покидание самолета с помощью вытягивания ручки катапультирования в широком диапазоне высот и скоростей в полете, включая взлет и послепосадочный пробег;

автоматическое срабатывание в определенной последовательности систем кресла после вытягивания летчиком ручки катапультирования;

подачу кислорода для дыхания летчика в течение 4...11 мин во время спуска после катапультирования или при отказе бортовой кислородной системы, быстрое наполнение натяжного устройства высотно-компенсирующего костюма (НУ ВКК) при катапультировании с высоты более 11...13 км, а также дыхание кислородом в течение трех минут при всплытии из-под воды с глубины до 4 м и нахождении на плаву;

обеспечение жизнедеятельности летчика после аварийного покидания или вынужденной посадки (без катапультирования).

На катапультном кресле имеются следующие органы управления:

ручка катапультирования с рычагом стопорения;

ручка механизма эксплуатационного притягивания поясных ремней (притяг пояса);

ручка механизма стопорения ремней (стопор плеч) с кнопкой фиксации;

переключатель системы регулирования положения сиденья по росту летчика («вверх — вниз»);

ручка аварийного включения кислорода (аварийный кислород) (см. рис. 69).

Защита летчика или каждого члена экипажа (на- многоместных самолетах) от возникающих нагрузок, скоростного напора обеспечивается противоперегрузочным костюмом, высотным снаряжением и принудительной фиксацией в кресле.

При катапультировании на скорости свыше 800 км/ч дополнительная защита летчика от встречного потока воздуха обеспечивается выставляемым вперед дефлектором до выхода кресла в воздушный поток из кабины. Выброс кресла на высоту, достаточную для переброса через кили самолета при катапультировании на больших скоростях полета и для наполнения купола спасательного парашюта на малых высотах, ввод спасательного парашюта и отделение летчика от кресла обеспечиваются двухступенчатым КСМ и механизмом ввода парашюта (МВП). Снижение и приземление (приводнение) летчика обеспечивается спасательной системой ПСУ-36 (см. рис. 8). Режимы аварийного покидания летчиком самолета МиГ-29 с креслом К-36ДМ представлены на рис. 70.

При катапультировании на малой скорости при рулении, взлете и пробеге ввод спасательного парашюта обеспечивается

сразу же при приближении кресла к вершине активного участка траектории кресла с летчиком.

При катапультировании на высоте 5000 м кресло поднимается по траектории в стабилизированном, устойчивом положении, проходит над килями самолета, а спасательный парашют вводится в начальный момент снижения.

При катапультировании на высоте более 5000 м кресло поднимается по траектории в стабилизированном положении, снижается с незначительным вращением в плоскости телескопических штанг, спасательный парашют вводится на высоте, не превышающей 5000 м.

После автоматического отделения от кресла купол спасательного парашюта наполняется и обеспечивает снижение летчика; жизнедеятельность летчика после приземления (или приводнения) и его обнаружение спасательными командами обеспечиваются средствами НАЗа, отделяемого от кресла вместе с летчиком.

Энергодатчиком кресла является комбинированный стреляющий механизм КСМУ-36, который обеспечивает разгон при выходе кресла из кабины и подъем его на необходимую высоту, ввод дефлектора системы дополнительной защиты от воздушного потока, ввод спасательного парашюта и отделение кресла от спасаемого летчика.

КСМУ состоит из двухтрубного стреляющего механизма — первой ступени, порохового реактивного (ракетного) двигателя — второй ступени и механизма ввода парашюта. Первая ступень КСМУ предназначена для разгона кресла в направляющих, вторая ступень — для сообщения креслу дополнительного импульса, обеспечивающего безопасную траекторию катапультирования. Механизм ввода парашюта катапультного кресла (МВП) — энергодатчик, обеспечивающий отстрел заголовника при разделении кресла.

На кресле применена спасательная система ПСУ-36, состоящая из спасательного парашюта со щелевым куполом площадью 60 м² и 28-ю стропами, соединенными со свободными концами. Купол укладывается в чехол, закрепляется к его вершине разрывным звеном и размещается в камере контейнера заголовника.

Подвесная система ПСУ-36 обеспечивает связь летчика с куполом парашюта, равномерное распределение нагрузок, возникающих как при раскрытии купола парашюта, так и при нагрузках от резкого торможения при вынужденной посадке самолета, а также для крепления НАЗа.

Подвесная система ПСУ-36 обеспечивает, кроме того, крепление летчика к катапультному креслу. Когда спасательный парашют вводится в воздушный поток при отстреле заголовника, резаки системы разделения, перерезая ремни механизмов {156} притягивания плеч и пояса, освобождают подвесную систему от связи с креслом.

При движении заголовника чехол стягивается с купола, отрывая разрывное звено, а купол вводится в поток воздуха и наполняется, обеспечивая безопасное снижение летчика.

Система управления катапультированием обеспечивает:

электромеханическое включение пиромеханизма системы фиксации и пиромеханизма первой ступени КСМ;

электрическое и механическое включение пиромеханизмов бортовой системы аварийного сброса фонаря самолета;

электрическое включение электропиропатрона светофильтра ЗШ (для шлема с автоматическим опусканием светофильтра);

включение части цепей сигнала электропиропатрона пироклапана системы дополнительной защиты от воздушного потока;

включение цепи сигнала в бортовом самописце аварийных режимов и параметров полета об аварийном покидании самолета.

Система фиксации в полете удерживает летчика в кресле, а при катапультировании принудительно фиксирует его, притягивая плечи, пояс, ноги и ограничивая разброс рук. Эксплуатационная фиксация осуществляется механизмами притягивания плечевых и поясных ремней, управляемыми ручками. Механизм эксплуатационного притягивания плечевых ремней, ограничивая ход ремней, препятствует свободному перемещению летчика в направлении полета и удерживает его от удара о приборную доску при случайных перегрузках, а механизм притягивания поясных ремней, втягивая ремни, дополнительно прижимает летчика к сиденью кресла. При возникновении перегрузки в направлении спина — грудь, превышающей единицу, механизм притягивания плечевых ремней автоматически стопорит ремни, удерживающие летчика.

При катапультировании система управления включает пиромеханизм и под действием газов пиропатрона этого пиромеханизма срабатывают механизмы подъема ног, механизм притягивания плечевых ремней, ограничители разброса рук и механизм дотяга пояса. Механизмы подъема ног приподнимают колени летчика, механизмы притягивания плечевых и поясных ремней, втягивая ремни, прижимают члена экипажа к сиденью, а ограничители разброса рук, развернув лопасти, обжимают руки. После срабатывания все механизмы стопорятся, надежно фиксируя летчика. Голова в ЗШ располагается в заголовнике, а руки — на поручнях, удерживая ручки катапультирования.

При движении кресла в направляющих рельсах кабины самолета фалы, подсоединяемые к переходнику первой ступени КСМУ, втягивают притяги, фиксирующие ноги члена экипажа в ложементах голеней при ходе кресла 870...930 мм.

Система стабилизации обеспечивает креслу постоянное положение при катапультировании с момента отделения от самолета {157} до ввода спасательного парашюта и разделения. Система стабилизации состоит из двух телескопических штанг со стабилизирующими парашютами СП-36 площадью 0,06 м² каждый, пиромеханизма, привода включения пиромеханизма и трубопровода.

Система ввода парашюта и разделения кресла дает команду на отстрел заголовника и освобождает летчика от связей с креслом при вводе спасательного парашюта. Система включает в себя катапультный парашютный автомат типа КПА-4М с тягой включения, парашютный полуавтомат типа ППК-1М, парашютный полуавтомат типа ППК с тягой включения, механизм ввода парашюта КСМ, канаты уборки ограничителей разброса рук, левый и правый резаки ремней механизма притягивания поясных ремней, левый и правый резаки притягов ног и демпфер. Парашютные полуавтоматы, работая совместно с катапультным парашютным автоматом, подают команду на отстрел заголовника при достижении креслом скорости и высоты, допустимых для ввода спасательного парашюта и отделения летчика от кислородной системы кресла, а резаки ремней механизмов притяга плеч, пояса, притяга ног и ограничители разброса рук освобождают летчика от связи с креслом, используя для срабатывания силу отдачи, возникающую при отстреле заголовника.

Парашютные полуавтоматы ППК-1М-Т и ППК-У-Т одинаковы по устройству и состоят из часового механизма со шкалой времени, анероидного устройства со шкалой высот, вытяжного устройства с силовым стальным канатом и различаются диапазонами настройки высоты и времени. Каждый прибор включается выдергиванием гибкой шпильки и срабатывает в зависимости от заданных часовому механизму времени, а анероидному устройству — высоты.

Катапультный парашютный автомат КПА-4М срабатывает с задержкой времени, зависящей от скорости полета самолета перед катапультированием. Принцип действия прибора основан на преобразовании величины скоростного напора и задержке срабатывания временного механизма.

Система регулирования сиденья по росту летчика служит для установки сиденья в положение, обеспечивающее членам экипажа, имеющим рост в положении сидя 820...980 мм, удобное для работы и обзора размещение в кабине самолета. Положение члена экипажа в кресле должно быть таким, чтобы положение его глаз по высоте совпало с линиями визирования, нанесенными на мягкой обшивке ложемента заголовника.

Система регулирования сиденья по росту летчика управляется переключателем, расположенным на правой боковине чашки сиденья. Диапазон регулирования положений сиденья составляет 160 мм. Кислородная система соединяет высотное снаряжение (ВС) члена экипажа с бортовым кислородным {158} оборудованием, бортовыми системами ППУ и вентиляции снаряжения и обеспечивает летчика или членов экипажа кислородом аварийного запаса.

Кислородная система состоит из объединенного разъема коммуникаций ОРК-ПУ и блока кислородного оборудования БКО с кислородным баллоном и манометром. ОРК закреплен на левой (по полету) боковине профилированной крышки сиденья, а блок кислородного оборудования, баллон и манометр — во внутренней полости крышки. В случае отказа БКО каждый член экипажа может включить кислородную систему кресла вытягиванием ручки, расположенной на правой стороне чашки сиденья.

Носимый аварийный запас предназначен для поддержания жизнедеятельности и облегчения поиска каждого члена экипажа после катапультирования или вынужденной посадки. На кресле применяется НАЗ с автоматическим радиомаяком «Комар-2М» и спасательным надувным плотом ПСН-1. Спасательный плот, автоматический радиомаяк и ранец НАЗ-7М соединены 13-метровым фалом и уложены в свободную от кислородной системы кресла секцию профилированной крышки чашки сиденья.

В ранце НАЗа размещены: продуктовый запас, лагерное снаряжение, средства сигнализации и медицинские средства. При вводе спасательного парашюта и разделении кресла профилированная крышка с уложенным НАЗом выходит из чашки сиденья, освобождая радиомаяк и спасательный плот.

3.3. ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ И ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОСТЬ
СРАБАТЫВАНИЯ СИСТЕМ, ОБЕСПЕЧИВАЮЩИХ АВАРИЙНОЕ
ПОКИДАНИЕ ДВУХМЕСТНОГО САМОЛЕТА

Стремление сократить число операций для аварийного покидания самолета распространяется на двухместные самолеты, так же как и на одноместные. Да и статистика покиданий свидетельствовала о большом проценте тяжелых исходов для летчиков, покидавших самолет вторыми. Это объясняется недостаточной высотой и нерегламентированным временем между покиданием самолета первым и вторым летчиками. Реакция у разных летчиков не одинакова, и время, затрачиваемое на принятие решения и приведение в действие вторым летчиком своей катапульты, часто запаздывало. Проблема была решена объединением двух систем управления катапультированием, их соединением общей проводкой.

Одним из примеров системы управления сбросом фонарей и катапультированием из двухместного самолета является централизованная система покидания самолетов МиГ-21УМ, в которой, кто бы ни привел в действие систему катапультирования, последовательность ухода фонарей и катапультных кресел остается неизменной. {159}

Перед описанием работы централизованной системы покидания следует отметить одно специфическое обстоятельство, которое имеет немаловажное значение для благополучного исхода при катапультировании. Ручки, удерживаемые летчиком в процессе катапультирования, фиксируют руки, предохраняя их от разброса на больших скоростях. Из опыта эксплуатации катапультных кресел известно, что процесс катапультирования часто вызывал у летчика столь высокое эмоциональное напряжение, что после приведения системы катапультирования в действие он продолжал сжимать свой привод, лишая себя возможности разделиться с креслом. Пришлось ввести автоматическое отделение ручки. Как только происходило срабатывание системы открытия замков фиксации летчика в кресле, отсоединялась и ручка, которую часто можно было впоследствии найти у летчиков дома как реликвию, подтверждающую факт применения ими катапультного кресла.

В двухместном самолете вопрос удержания ручек имеет особое значение. Если летчик, не производящий катапультирования, а предупрежденный о нем по рации, возьмется за ручку и не раскроет ее шарикового замка, то при раскрытии замков фиксации летчика в кресле ручка от кресла не отделится. Правда, в этом случае эмоциональное напряжение у этого летчика не столь велико, замок он откроет. Но даже если за ручки и не возьмется, то все равно он будет катапультирован.

На схеме (рис. 71) изображена последовательность срабатывания системы катапультирования. После принятия решения о катапультировании и предупреждения друг друга о необходимости взяться за ручки и раскрыть шариковый замок, утопив на ручках рычаги, летчики тянули их вверх до срабатывания замков фиксации летчика в кресле. По ходу движения ручки срабатывают система сброса фонаря передней кабины (1), система притягивания в креслах передней и задней кабин (2) и разблокировка системы управления выстрелом кресла передней кабины (3), сброс фонаря задней кабины (4) и разблокировка системы выстрелом кресла задней кабины (5), катапультирование кресла задней кабины (6), включение разблокировки (7) и катапультирование кресла передней кабины (8). Уход в первую очередь кресла с летчиком из задней кабины обусловлен работой порохового ускорителя кресла. Если бы первым катапультировался летчик из первой кабины, двигатель его кресла мог бы обжечь второго летчика.

Катапультирование из двухместного самолета МиГ-29УБ, так же как и из МиГ-21УС, производится любым членом экипажа вытягиванием ручек катапультирования. Но затраты времени на покидание обоими летчиками уменьшены вследствие применения единого фонаря на обе кабины с сохранением времени между выходом кресел в 1 с. После сброса фонаря все системы кресел

также срабатывают автоматически вплоть до ввода спасательных парашютов и отделения летчиков от кресел. Три режима катапультирования с креслами К-36ДМ из самолета МиГ-29УБ представлены на рис. 72.

Уже во второй половине 1950-х гг. за рубежом начали применять на своих креслах пиротехнические системы Фирма «Норт-Америкен» на кресле LW-2 применила пиротехнику. На схеме (рис. 73) демонстрируется кресло LW-2 с изображением пиротехнической системы подготовки к катапультированию фирмы «Норт-Америкен».

При выдергивании ручки, являющейся приводом катапультирования, срабатывают два пиропатрона. Давление газов от одного из них приводит в действие механизм задержки выстрела с временем задержки около 0,3 с, другой пиропатрон дублирует работу первого и, кроме того, включает механизм эксплуатационного притягивания плечевых ремней, с помощью которых корпус

летчика мгновенно плотно прилегает к спинке кресла, обеспечивая правильную позу до катапультирования, и дальше через клапаны включается энергодатчик.

Вполне естественно, что с появлением малых пиропатронов с временной задержкой, примененных для управления катапультированием самого кресла, вместо механической была применена пиротехническая система централизованного управления катапультированием двухместных самолетов.

На одной из машин была создана пиротехническая система управления покидания двухместного самолета, на котором применен кран переключения с централизованного на изолированное покидание.

Принцип действия системы катапультирования из двухместного самолета «Хоук» представлен на рис. 74.

При положении ручки крана (рис. 74, а) последовательность катапультирования будет происходить независимо от того, кто приводит в действие систему. В этом случае от самолета последовательно отделяются: задний фонарь, заднее кресло, передний фонарь, переднее кресло.

При положении ручки крана (рис. 74, б) катапультирование будет происходить раздельно, т.е. каждый летчик катапультируется самостоятельно.

При положении ручки крана (рис. 74, в) катапультирование обоих летчиков будет осуществляться приводом из задней кабины в той же последовательности, что и в первом случае (рис. 74, а), а приводом из передней кабины катапультируется только летчик из передней кабины. В этом случае летчик в задней кабине остается на месте и принимает самостоятельное решение.

Затрата времени при изолированном покидании увеличивается, и потому применение этого варианта менее эффективно.

В системе предусмотрен автономный сброс фонарей.

3.4. СРЕДСТВА СПАСЕНИЯ И ЗАЩИТЫ ЛЕТНОГО СОСТАВА НА ВЕРТОЛЕТАХ

Основными причинами травм и смертельных исходов при аварийных посадках вертолетов являются чрезмерные ударные перегрузки, вызываемые недостаточной эффективностью средств противоударной защиты членов экипажей и пассажиров. Шасси почти всех существующих вертолетов рассчитано на скорости приземления не более 3,7 м/с, а 95% всех аварийных посадок происходит со скоростями от 3 до 12...15 м/с, что сопровождается ударными перегрузками до 46 ед.

Аварийная посадка вертолета приводит, как правило, к разрушению шасси. Основная часть энергии удара воспринимается корпусом, возникающие ударные перегрузки передаются на кресла и позвоночники летчиков, предел устойчивости которых к ударным перегрузкам равен 14,5 ед. Большие перегрузки, с одной стороны, приводят к сгибанию верхней части туловища и к разбросу конечностей, а с другой стороны, вызывают разрушения кресел и систем фиксации.

В разное время делались попытки создать системы принудительного покидания из вертолетов, но они, как правило, успеха не приносили. Одной из первых попыток была система отстрела лопастей несущего ротора, после чего летчики могли прыгать {165} обычным образом с парашютом. Система испытывалась в 1956 г. Испытания проводил летчик-испытатель Ю.А. Гарнаев. Несмотря на то что система успешно прошла все испытания, она не применялась ни на одном серийном вертолете — слишком сложным оказалось взрывное устройство во вращающейся втулке ротора, а следовательно, и надежность была очень низкой.

В разных странах прорабатывались варианты поворачивающихся и отстреливаемых вбок кресел с пилотами так, чтобы они выходили из области, ометаемой несущим ротором. Однако эти системы также не пошли в эксплуатацию из-за малой эффективности. «Отстрел» вбок иногда производился мощными пружинами, а не пиромеханизмами, как на катапультных креслах. После неудачных опытов с отстрелами кресел вбок спасение предполагалось обеспечить на новых вертолетах без катапультирования с использованием более прочных кресел, оборудованных пятиточечной системой фиксации летчика (двумя плечевыми, двумя поясными и одним межбедерным ремнями) с применением специальных надувных камер и жилетов с воротом.

Система состоит из камер, вшитых в плечевые ремни, подвесной системы газогенератора с твердыми исходными компонентами и датчика, сигнализирующего о пороге перегрузки. После срабатывания датчика процесс газификации и заполнения камер образовавшимися газами длится 0,025 с. При этом выбирается слабина привязных ремней, фиксируется туловище и предотвращается «кивок» головы. Зарубежные обозреватели предполагают, что подобная система уменьшит с 50 до 15% число травм лица, приводящих к гибели, т. е. в три раза (рис. 75).

В начале 1970-х гг. американская фирма «Стенли» разработала и испытала новую систему спасения летчика, которая получила {166} название «Янки». Основное отличие этой экзотической системы от всех остальных в том, что здесь летчик вытягивается без кресла из кабины самолета реактивным двигателем, а не выталкивается стреляющим механизмом катапультного кресла. К преимуществам такой системы следует отнести небольшую массу кресла, его компактность, исключение травм позвоночника от действия перегрузок, возможность установки кресла там, где другие кресла не размещаются, малую высоту безопасного катапультирования, лучшие условия для устойчивости, малое потребное отверстие для выхода летчика. Летчик вытягивается в положении стоя (рис. 76).

Основа этой системы — вытяжной ракетный двигатель. Масса его вместе со стреляющим механизмом всего 10 кг. Продолжительность работы — 0,57 с. На переднем конце ракеты размещены два сопла, отклоненные на 30° назад, и скосы для вращения с целью стабилизации.

Получив команду о катапультировании, которая поступает после отстрела лопастей и сброса фонаря, срабатывает пиропатрон стреляющего механизма, выталкивающего ракету с начальной скоростью 35 м/с, с перегрузкой не более 15 ед.

После полного выхода буксировочного фала воспламеняется ракетный двигатель, который вытягивает человека с креслом из кабины. Как только летчик выйдет полностью из кабины, он отделяется от кресла, остающегося в кабине, и продолжает движение под действием тянущей силы ракеты. После израсходования 95% энергии подвесной трос отсоединяется от подвески человека и остаток энергии расходуется на удаление ракеты от человека. На высоте менее 5000 м с временной задержкой 1,3 с после отделения летчика от подвесного троса раскрывается его парашют.

В 1960-х гг. считалось, что эта система как нельзя лучше будет подходить для спасения экипажа с боевых вертолетов, но это оказалось не так: над вертолетом вращается несущий винт, пройти через него невозможно — зарубит. Поэтому катапультированию летчиков с вертолетов должен предшествовать отстрел лопастей несущего винта. Западногерманский научно-исследовательский центр в 1970-х гг. провел испытания системы вытягивания летчиков из боевого вертолета методом «Янки» с помощью связки твердотопливных ракет, но практического применения этот метод не получил.

Результаты многолетней эксплуатации и изучение статистических материалов по авариям вертолетов привели зарубежных специалистов к совсем иному решению, свидетельствующему, что возможность использования средств аварийного покидания на вертолетах ограничена особенностями его боевого применения на предельно малых высотах и сравнительно больших скоростях, а также сложностями принятия летчиком решения на покидание. В целом эффективность благополучного использования этих средств будет ниже, чем для самолетов, и составит примерно 40...60%. Использование же перспективных средств противоударной защиты вертолетов, рассчитанных на весь диапазон скоростей аварийного приземления, может снизить смертность практически до нуля и значительно сократить число травм. Требования к этим средствам были определены из анализа параметров аварийных посадок вертолетов. Их шасси способны выдерживать, не разрушаясь, приземление с вертикальными скоростями до 12...15 м/с, при этом за счет срабатывания аварийных камер шасси обеспечивается гашение вертикальной скорости до 6...8 м/с.

Остальная часть энергии ударного импульса гасится при срабатывании амортизаторов кресла. Потерянная при этом скорость составляет 8 м/с, а ударная перегрузка уменьшается с 46 до 14,5 ед. Эти требования реализованы фирмами «Худжис» и «Норт» (США) и фирмой «Мартин-Бейкер» при разработке кресел членов экипажей перспективных вертолетов.

В качестве примера можно привести ударозащитное бронированное кресло HACS (Helicopter Armoured Crashworthy Seat), {168}

Рис. 77. Ударозащитное бронированное
вертолетное кресло HACS фирмы
«Мартин-Бейкер» (Англия)

разработанное фирмой «Мартин-Бейкер» (рис. 77), которое устанавливается на вертолете А-129 «Агуста».

Кресло HACS оборудовано обычным устройством, поглощающим энергию удара при аварийной посадке вертолета и состоящим из пуансона, по которому скользят с натягом стальные кольца. Устройство разработано в соответствии с требованиями американского стандарта и снижает ударные вертикальные перегрузки до приемлемого уровня.

Во время испытаний кресло HACS обеспечивало снижение ударных перегрузок с 50 до 22,4 ед. По бокам кресла, снизу и сзади установлены легкие плоские пуленепробиваемые плиты: чашка кресла выполнена из кевлара и керамического композиционного материала на основе карбида бора. Бронированное кресло обеспечивает защиту при стрельбе очередями пулями калибром 7,62 мм и при одиночной стрельбе пулями калибром 12,7 мм. Масса бронированных плит из композиционного материала на 50% меньше, чем масса аналогичных стальных плит. Кресло HACS, его привязная система, подушка, диапазон регулировки чашки, по мнению специалистов, обеспечивают необходимый комфорт летчику, уменьшают утомляемость и способствуют надежной фиксации поясничного отдела при ударных нагрузках.

К отказу от катапультирования на вертолетах фирмы пришли в результате глубокого анализа статистических материалов, которые, как мы уже не раз отмечали, дают возможность правильного выбора направления конструктивных разработок. Отсутствие качественных статистических материалов приводит к необоснованной трате средств, потере времени и, как следствие, к потерям летного состава.

Приведенный в газете «Московская правда» от 13 февраля 1987 г. случай спасения экипажа вертолета «Ми-8» с использованием посадки на авторотации можно приобщить к статистике не в пользу катапультирований с вертолетов:

«Ми-8» шел с одним выключенным двигателем, как и предусматривала программа тренировочного полета. Летчик-испытатель Государственного научно-исследовательского института {169} гражданской авиации (ГосНИИГА) Провалов «вывозил» экипаж другой организации, обучая вести вертолет в такой ситуации. Внезапно выключился и второй двигатель — выполняя команду командира, ошибся бортмеханик. До земли чуть больше 200 метров. Единственный вариант спасения — посадка на авторотации, т.е. своего рода планировании (парашютировании). Но одно дело, когда к авторотации готовятся заранее, и совсем иное, когда ты застигнут врасплох. Провалов приземлился, продемонстрировав высокий класс пилотирования, ему пришлось включиться в управление вертолетом, отобрав его у обучаемого летчика, т.е. практически какая-то часть высоты еще была потеряна, и все обошлось благополучно. Начни в таких условиях покидание вертолета прыжками, катапультированием с предварительно отстрелянными лопастями винта, обычными ли катапультными устройствами или системами типа «Янки», не досчитались бы уцелевших членов экипажа. А амортизационные кресла — это дополнительная гарантия спасения».

3.5. ХАРАКТЕРНЫЕ СЛУЧАИ КАТАПУЛЬТИРОВАНИЯ

Катапультные кресла нового поколения улучшили условия для спасения. Иллюстрацией могут служить несколько случаев применения кресел в различных условиях. Они же свидетельствуют о том, сколь разнообразны условия, в которых летчику приходится их применять.

Летчик, пролетая на малой высоте, врезался в провода высокого напряжения, при этом носовая часть фюзеляжа оказалась перерезанной почти до самой кабины, а провода оборвались. Летчик принял решение: не катапультироваться, а тянуть до аэродрома. Однако дотянуть до аэродрома оказалось невозможно и пришлось совершить вынужденную посадку на ближайшую ровную поверхность. Такой поверхностью оказался пирс кораблестроительного завода. Летчик посадил машину с убранными шасси, скользнул на фюзеляже до края пирса и свалился в воду. Оказавшись под водой в герметичной кабине, он отсоединил подвесную систему и коммуникации, связывающие его с креслом КМ-1, подготовился к всплытию. После этого, используя аварийную систему сброса фонаря (без катапультирования), вместе с объемом воздуха, находившимся в кабине, был выброшен на поверхность и спасен находившимся поблизости бакенщиком.

Известен другой случай спасения из-под воды с применением катапультной установки. У самолета при взлете с авианосца заглох двигатель, после посадки на воду самолет затонул. Так как гидростатическое давление не позволило сбросить фонарь, летчик катапультировался через фонарь. Благодаря автоматически наполнившемуся пневматическому жилету он всплыл на поверхность и был спасен. {170}

В результате возникшего на самолете пожара у летчика возникла необходимость срочно покинуть самолет. Приняв решение катапультироваться, летчик потянул ручку катапультирования кресла КМ-1. Штатной последовательности срабатывания механизмов сброса фонаря, аварийного притягивания плечевых ремней и выстрела кресла не произошло. Ручки, сдвинувшись на величину, необходимую для сброса фонаря, оказались заклиненными. Оценив обстановку, летчик привел в действие специальной ручкой систему открытия замков, фиксирующих его в кресле, для автономного отделения от кресла. После этого, совершив маневр самолетом, создал усилие, обеспечившее его выброс из кабины самолета без кресла. Автомат, находящийся на отделившейся вместе с летчиком спинке, ввел в действие купол спасательного парашюта, и летчик благополучно приземлился.

В дальнейшем при расследовании причины отказа системы управления выстрелом кресла выяснилось, что стенка панели в районе прохождения тяги управления в результате пожара сдеформировалась и послужила упором, препятствующим движению системы.

На одном из аэродромов летчик запустил двигатель, опробовал его и начал выруливать к взлетной полосе для взлета. Самолет рулит со скоростью примерно 40...50 км/ч и вдруг... К сожалению, и в этом случае правило не было нарушено, аварийная ситуация развивалась молниеносно. У двигателя самолета, рулящего к взлетной полосе, отрывается рабочая лопатка турбины двигателя. Огромные центробежные силы этой небольшой лопатки, вращающейся до отрыва со скоростью более 10 000 об/мин, привели после отрыва к тяжелым последствиям. Пробивается стальной корпус двигателя, далее пробивается топливный бак. Из пробитого бака топливо попало на раскаленный корпус двигателя. На самолете возник пожар.

Самолет, полностью заправленный топливом, при пожаре может взорваться в любой момент. У летчика остается единственный шанс спастись, и он катапультируется на кресле КМ-1. В считанные мгновенья слетает фонарь, вылетает кресло с летчиком, а самолет с пустой кабиной катится дальше.

Не успел еще летчик приземлиться, а самолет взорвался. Попытка летчика покинуть самолет без катапультирования, для чего ему надо было бы: открыть или сбросить фонарь, отсоединить систему, связывающую его с бортом самолета, выбраться из кабины и выпрыгнуть из движущегося самолета, не оставляла бы ему никаких надежд на спасение. А катапультировавшись, летчик остался невредимым.

Другой летчик спасся при катапультировании с уровня земли на разбеге, используя кресло КМ-1, при следующих обстоятельствах. {171}

Взлетная полоса на одном из зарубежных аэродромов заканчивается на крутом берегу. Разгоняя самолет для взлета, летчик обнаружил, что двигатель не обеспечивает для взлета тягу, а оставшейся длины взлетной полосы недостаточно для того, чтобы затормозить до сваливания с обрыва в воду, и летчик принимает решение катапультироваться. Через мгновение самолет сваливается с обрыва, а летчик, за мгновение до этого катапультировавшийся из него в конце взлетно-посадочной полосы, благополучно приземлился на парашюте.

Любые катапультные средства имеют ограничения по диапазону применения, которые, как правило, всегда меньше, чем, например, максимальная скорость самолета. Однако иногда в воздухе могут возникнуть такие экстремальные ситуации, когда летчику уже некогда тормозить и определять скорость, чтобы знать, укладывается ли он в разрешенный конструкторами диапазон применения спасательных средств или нет.

Так например, в газете «Правда» от 24 декабря 1982 г. описан уникальный случай катапультирования на предельных скорости и высоте самолета.

В тот день летчик-испытатель одного из серийных авиазаводов А. Коновалов выполнял обычный контрольно-сдаточный полет по программе на максимальную скорость и потолок. Истребитель-перехватчик мчался в стратосфере на высоте 20 000 м со скоростью 3000 км/ч.

Профессия летчика-испытателя воспитывает в этих людях постоянную обостренную готовность к чрезвычайным ситуациям в воздухе. Стать летчиком-испытателем не просто.

Находясь на службе в строевых частях истребительной авиации, А. Коновалов налетал более 1000 ч, прежде чем ему удалось поступить в знаменитую школу летчиков-испытателей (ШЛИ). В формировании летчиков-испытателей в этой школе участвовали Г.М. Шиянов, Я.И. Верников, А.В. Федотов, А.А. Щербаков и ряд других знаменитых советских испытателей.

В испытательной практике А. Коновалова случаю, о котором пойдет речь, предшествовали некоторые другие аварийные ситуации, из которых он блестяще выходил. Так, например, за год до этого он сумел посадить самолет в сложнейших метеорологических условиях, когда инструкция предписывает не рисковать, а покинуть машину. За эту уникальную посадку руководство завода наградило летчика именными часами.

Но вот наступил полет, в котором А. Коновалов проявил свои лучшие профессиональные качества летчика-испытателя. Он установил своеобразный рекорд аварийного покидания в условиях, при которых катапультная установка КМ-1 работала за пределами разрешенной скорости по числу Маха и не проверялась не только с летчиками, но даже с манекенами.

Внезапный удар в хвостовой части самолета, который ощутил {172} Коновалов, накренил самолет влево. На приборной доске прямо в глаза летчику замигало красное табло «Пожар». Летчик почувствовал, что машину вращает и она неуправляема.

И тут сказался опыт летчика, его способность быстро оценивать создавшуюся обстановку.

При этих чрезвычайных обстоятельствах, когда взрыв от пожара может произойти в любой момент, когда борьба за самолет уже бесполезна, летчика может спасти только одно — катапультирование, и он принимает такое решение, единственно правильное в этой аварийной ситуации. Он приводит в действие систему катапультирования, вручив этой системе свою жизнь. В чем заслуга летчика? В быстрой и грамотной оценке происходящего на борту.

Испытателя било и вращало, прижимало то к одному борту, то к другому, однако нужно было владеть собой, сохраняя сознание и быстро принимать решения. И главное — верить в катапульту на своем самолете. В такой ситуации нужно было иметь большое мужество выстрелиться в воздушный поток. И это мужество было вознаграждено. Кресло полностью выполнило свое предназначение, хотя даже его создатели не рассчитывали на применение в таких условиях, однако А. Коновалов подтвердил успешное применение кресла за пределами установленного режима.

«По поведению самолета было понятно, что придется прыгать. Под действием перегрузки зрение затуманилось, но успел еще различить засветившееся на приборной доске табло красного цвета, свидетельствующее о пожаре. Наступило самое важное мгновение. Решение принято. Катапультируюсь! Левой рукой убираю сектор газа, выключаю двигатель, а правой рукой нащупываю ручку, сжимаю ее, сняв с предохранителя, и дергаю.

Удар ощутил приличный и снизу, и сверху, и спереди, но вытерпел. Помню, как отлетел фонарь, как скоростным напором, будто водопадом, окатило. Одет я был не в какие-нибудь бронированные доспехи, а в высотно-компенсирующий костюм, гермошлем, специальные перчатки и высокие ботинки. Все продолжалось мгновение, а потом была поражающая тишина. Слышно только шипение кислорода в гермошлеме. Оглядываюсь: Земля освещена солнцем, осенняя и очень далекая. Пытался как-то поудобнее устроиться в кресле, спускаться долго пришлось, стал мерзнуть, затем стал ждать и волноваться: отойдет ли кресло, откроется ли парашют. На высоте трех километров, как и положено, автоматика сработала, еще раз ощутил крепкую встряску, это наполнился спасательный парашют, после чего открыл щиток гермошлема и жадно глотнул воздух. Затем плавно спустился на пашню, не очень веря, что все позади и все так благополучно». {173}

Таким образом, А. Коновалов раскрыл до того неизвестные возможности катапультного кресла КМ-1, для которого был установлен гарантированный диапазон скорости на безопасное покидание до М=2,5.

Однако А. Коновалов был опытнейшим летчиком-испытателем и потому, не мешкая ни секунды, покинул самолет. Через секунду после его катапультирования самолет взорвался, и малейшее промедление стоило бы ему жизни. А чаще всего строевые летчики при возникновении экстремальных ситуаций в воздухе не спешат покинуть самолет. Они, как правило, теряют драгоценное время и высоту на поиски причин отказа.

29 октября 1986 г. «Правда» сообщила об уникальном случае, когда орел атаковал истребитель-бомбардировщик лейтенанта ВВС А. Саликова. Летчик вынужден был воспользоваться катапультным креслом КМ-1.

При столкновении с орлом, которое привело к остановке двигателя, летчик не сразу выполнил приказ руководства полетами, полученный им по рации, — катапультироваться! До земли по показаниям приборной доски оставалось всего 300 м, а летчик все еще пытался разобраться в причине отказа двигателя, а когда посмотрел вперед, увидел прямо по курсу падения домик чабана. Летчик понял, самолет неминуемо должен врезаться в этот домик. Считанные доли секунды отделяли его от этой грани, когда все померкнет для тех, кто в домике... и для него.

Командование отметило безукоризненную выдержку, разумность действия и точность расчета, которые А. Саликов проявил в критической ситуации. Он мог и уже давно должен был покинуть самолет, ведь в кабине сработал сигнализатор опасной высоты,» а это свидетельствует, что ограничивается и возможность спастись. Ведь катапультное кресло спасает с нулевой высоты лишь в горизонтальном полете, а при снижающемся по крутой траектории с остановленным двигателем самолета требуется хотя бы 100...150 м для того, чтобы успел раскрыться купол парашюта. Саликов успел отвернуть самолет от домика, катапультироваться и спастись.

Однако не все успевают спастить в подобных ситуациях...

В «Правде» за 30 июля 1987 г. описан случай, когда два военных летчика, майоры Е.И. Захаров и В.И. Новоселов, на «спарке» выполняя учебное задание, вели воздушный бой с одноместным сверхзвуковым истребителем, служившем в этом бою «целью».

Выполняя один из маневров, «спарка» внезапно резко затормозилась. Скорость мгновенно упала, и машина, став неуправляемой, свалилась на крыло. Несмотря на то, что В.И. Новоселов досконально исследовал подобную ситуацию в полете и Е.И. Захаров хорошо знал, как поступать в таких случаях, {174} особенно с не полностью заглохшим двигателем, они оказались в сложном положении.

Первое, что они попытались,– вывести машину из сваливания в нормальное положение, что можно было сделать только скоростью, которую они пытались развить, опуская носовую часть машины. Это им удалось. Набирая скорость, они теряли высоту, приближаясь к земле. На пятистах, примерно, метрах самолет, словно нехотя, с большим трудом начал изменять угол атаки и постепенно выходить из пикирования. Но они увидели под крылом самолета совхозную усадьбу, село. Началась борьба, необходимо было удержать машину, уйти за село. Отвести от людей беду. Истребитель, теряя высоту, тянул над домами к зеленому квадрату поля.

У них хватило сил и умения отвести почти потерявшую послушание машину за околицу. И тогда стало ясно обоим, что уже ни посадить обессиливший самолет, ни тем более взмыть на нем, включив форсаж, им не удастся.

Они приняли единственно возможное, но запоздалое решение — катапультироваться. Катапульта КМ-1 сработала безотказно, но — увы! — слишком малой оказалась высота, куполы парашютов не наполнились воздухом. Им не хватило считанных секунд...

Статистика применения катапультных кресел свидетельствует о том, что наибольшее число неблагополучных исходов аварийного покидания происходит из-за недостатка высоты. Этому вопросу давно следовало уделить внимание.

Известен другой случай покидания самолета в полете на малой высоте с большой скоростью снижения, который произошел с другим летчиком.

В сложной аварийной обстановке при заходе самолета на посадку под углом снижения порядка 10° летчику пришлось покинуть самолет на высоте не более 30 м. Самолет не реагировал на перемещение ручки управления. Удар самолета о землю и взрыв произошли в тот момент, когда наполнился парашют летчика. Летчик оказался всего в 40 м от места падения и взрыва самолета. Имевшаяся вертикальная скорость снижения самолета и высота, на которой было произведено его покидание, соответствовали времени, необходимому для срабатывания всех систем кресла и наполнения спасательного парашюта.

Так же как и в ранее приведенном случае, запоздай летчик с покиданием — спастись ему не пришлось бы: его удар о землю мог произойти с ненаполнившимся парашютом. По мнению командира авиаполка, этот случай, произошедший на глазах всех летчиков полка, придал им уверенность в надежности средств спасения.

Можно было бы продолжить описание случаев применения катапультных кресел, причем каждый случай имел бы свою {175} характерную особенность, но во всех случаях общим будет то, что у летчиков для принятия решения на покидание имеются считанные секунды, часто недостаточные для срабатывания всех систем кресла. Поэтому конструкторы все время вели поиски по сокращению числа операций для покидания, доведя их до одной, как для одноместных, так и многоместных самолетов, и продолжают поиски по сокращению необходимого времени для срабатывания всех систем кресла, что позволит уменьшить высоту покидания самолета, имеющего вертикальную скорость снижения с различным положением по углам крена, вплоть до 180°. При создании любых технических средств приходится учитывать, что возможности для выполнения требований к ним не беспредельны. Поэтому при создании новых систем необходимо искать конструктивные решения, способные обеспечить наиболее эффективные результаты применения.

К оценке качества катапультного кресла следует подходить с точки зрения его эффективности, учитывая вероятностное соотношение аварий того или другого вида. Так, например, в книге [13] предлагается, сравнивая кресло, обеспечивающее 100% спасения из прямолинейного полета и 50% из фигурного, с креслом, обеспечивающим 75% спасения во всех случаях, дать предпочтение первому, так как примерно 70% катапультирований происходят из прямолинейного полета. Другими словами, при массовой эксплуатации первое кресло обеспечит 85% случаев покидания самолета (70+0,5·30=85%) по сравнению с 75%, обеспечиваемыми на втором кресле. И дальше рекомендуется: «Во всех случаях, когда расширение диапазона применения кресла достигается даже незначительным ухудшением условий спасения, нужно внимательно оценить: не приведет ли такое «улучшение» к увеличению числа несчастных случаев». С таким подходом нельзя не согласиться. Такой подход должен применяться к выбору не только диапазона скоростей применения современных катапультных установок, но и по условиям переносимости человеком эволютивных перегрузок, степени автоматизации и т.п. Однако в практике этого часто не учитывают. Требования по обеспечению спасения на высоких, редко используемых скоростях ухудшают условия для спасения на малых высотах из кренящегося, а тем более — перевернутого положения самолета, так как создают предпосылки к увеличению массы системы, увеличению импульса энергодатчика, усложнению всей катапультной системы и в результате — понижению ее надежности, а следовательно, и снижению спасаемости.

Для отработки технических требований и создания высокоэффективных средств для спасения экипажей необходима объективная статистика причин летных происшествий, условий, в которых они происходят, и их результатов. Должны также приниматься во внимание условия, в которых эксплуатируются {176} современные самолеты: повышенная маневренность с большими (длительно действующими) перегрузками; большое число полетов на малых высотах с большой скоростью, при которых времени, в случае необходимости покидания, остается крайне мало, и т.п.

Специалисты за рубежом также придают большое значение сбору данных о летных происшествиях, их причинах и, в частности, об ошибках летного состава с целью принятия мер по их недопущению. Сбор сведений требует четкой организации, обязывающей эксплуатационников проводить тщательный анализ, представляя полные и объективные данные. Специальные органы по сбору материалов и исследованию результатов, судя по материалам открытой печати, за рубежом имеются, и создателям средств спасения эти данные доступны.

Качественный анализ статистических данных позволяет направлять конструкторские решения на совершенствование создаваемых катапультных кресел с целью повышения спасаемости и принимать эффективные мероприятия по устранению недостатков на ранее внедренных креслах, снижая число неблагоприятных исходов катапультирования.

На протяжении всей истории создания средств аварийного покидания приходилось искать решения возникавших проблем, но, как показывает практика, они не всегда были оптимальными и принимались без качественного анализа и без прогнозов на будущее. Так например, при создании первых кресел не было учтено влияние воздушного потока на голову и конечности летчика.

Принятая мера по защите лица и фиксации рук (установка шторки) оказалась недостаточно эффективной, так как шторку удержать в воздушном потоке могли не все летчики, ее часто вырывало из рук, и летчик оставался незащищенным.

Попытка защитить летчика от потока воздуха фонарем оказалась неудачной. Сложная и недостаточно надежная в эксплуатации система не удовлетворяла требованиям авиации того периода, не обеспечивая спасения на малых и больших высотах. Все системы (вначале) не обеспечивали возможности принятия летчиком перед катапультированием изготовочной позы для предупреждения повреждения позвоночника.

3.6 НЕКОТОРЫЕ ХАРАКТЕРНЫЕ НЕДОСТАТКИ КАТАПУЛЬТНЫХ КРЕСЕЛ

К середине 1960-х гг. в авиации ВМФ США, Англии и Швеции было отмечено значительное число повреждений позвоночника после катапультирований в креслах фирмы «Мартин-Бейкер». Аналогичные явления наблюдались и при использовании катапультных кресел в ВВС США. Было отмечено, что число повреждений позвоночника колебалось в пределах от 20 до 43% при применении кресел в ВВС и ВМФ других стран. {177}

Исследованиями установлено, что одной из основных причин повреждений позвоночника являлись слишком большие перегрузки, допускавшиеся при катапультировании. Допускались максимальная перегрузка 20 g в течение не более 0,1 с и скорость ее нарастания 250...300 g/c.

Другой причиной частого повреждения позвоночника являлись конструктивные недостатки, которые приводили к искривлению позвоночника и снижению его механической прочности.

В перечень исследованных недостатков входили и такие, с которыми приходилось встречаться и в отечественной практике, например перечисленные ниже.

1. Несовершенная форма спинки кресла. На некоторых типах кресел несовершенная форма спинки увеличивает изгиб позвоночника в момент принятия необходимой перед катапультированием позы. Контур спинки рекомендуется с небольшой выпуклостью в районе естественного поясничного изгиба позвоночника или совершенно плоский.

2. Неправильная компоновка кресла. Как показали исследования рентгеновских снимков человека, сидящего в кресле, нормальное положение позвоночника не нарушается, если угол между бедром и корпусом летчика составляет 135°. При увеличении или уменьшении этого угла происходят перемещение нижней части корпуса и изгиб позвоночника. Это явление характерно для кресла с короткой чашкой сиденья, недостаточной ее высотой над полом кабины, отсутствием подножек.

3. Недостатки привязной системы. Большинство привязных систем не обеспечивают прочного крепления корпуса к креслу, допуская отклонения его верхней и нижней частей при катапультировании. На некоторых типах кресел точка крепления плечевых ремней расположена ниже уровня плеч, что ухудшает фиксацию верхней части туловища и одновременно создает дополнительные нагрузки на позвоночник при катапультировании. Теоретически привязная система может обеспечить оптимальную фиксацию тела, если точка крепления плечевых ремней расположена на уровне плеч, а нагрузки на позвоночник можно значительно уменьшить с помощью дополнительного подмышечного ремня, охватывающего грудную клетку.

4. Наличие угла между продольной осью позвоночника и направлением катапультирования. Рентгеновские снимки показали, что даже в случае правильного положения тела летчика в кресле естественные изгибы позвоночника приводят к появлению нежелательного угла с линией действия перегрузок катапультирования, величина которого доходит иногда до значения 15°. На некоторых катапультных креслах, по конструктивным соображениям, уже имеется угол между стенкой кресла и линией катапультирования. Таким образом, общий угол между осью позвоночника и направлением действия перегрузок может достигать {178} 30°. Наличие такого угла создает значительные поперечные силы, действующие на позвоночник при катапультировании и способствующие его деформации. Рекомендуется величину этого угла по возможности уменьшать.

5. Недостатки подкладной упаковки кресла. В соответствии с компоновкой многих катапультных установок в чашке кресла обычно укладывается НАЗ, сверху располагается мягкое сиденье. При недостаточно прочном креплении всей упаковки в чашке сиденье может переместиться, исказив позу летчика.

Мягкость сиденья и правильность укладки упаковки, расположенной под летчиком, имеют большое значение, так как эти факторы влияют на интенсивность динамического удара при катапультировании. Эффект динамического удара сильнее проявляется при излишне мягком сиденьи или слишком высокой упаковке НАЗа, когда кресло начинает двигаться, а тело человека некоторое время остается неподвижным за счет деформации сиденья и НАЗа. После полного обжатия мягких элементов тело человека разгоняется до скорости движения кресла, но за меньший промежуток времени, испытывая при этом большие перегрузки. В свое время для борьбы с этим явлением были разработаны специальные энергопоглотительные материалы для сиденья, которые рекомендуется сочетать с жестким креплением контейнера НАЗа.

6. Недостаточный зазор между стеклом фонаря и защитным шлемом летчика. На некоторых самолетах в качестве резервного способа принят способ катапультирования через остекление фонаря. Результаты проведенных в аналогичных условиях экспериментов не выявили увеличения перегрузки в случае катапультирования через остекление. Однако из опыта эксплуатации известно, что летчики стремятся во время полета поднимать чашку кресла вверх для улучшения обзора, так что в случае катапультирования через остекление фонаря ЗШ летчика первым касается остекления и при его разрушении воспринимает динамические нагрузки.

Таким образом, катапультирование через остекление фонаря возможно, если разрушение остекления производится конструктивными элементами кресла и голова летчика находится ниже этих элементов. Специальные пробойники на некоторых типах кресел часто не удовлетворяют этим условиям. На некоторых самолетах в остекление фонаря заделывается шнур с пороховым составом. При катапультировании он взрывается и «вырезает» кусок остекления для беспрепятственного прохождения кресла с летчиком.

7. Неудобное расположение лицевой шторки. Некоторые зарубежные фирмы еще не отказались от применения привода катапультирования, совмещенного с функцией защиты лица летчика (шторки). При этом верхняя часть ЗШ летчика расположена {179} выше скобы шторки. При вытягивании шторки голова и плечи летчика под действием сил трения между самой шторкой и выступающими частями ЗШ отклоняются вперед, что вызывает изгиб позвоночника.

8. Недостатки системы управления катапультированием. Роль системы управления катапультированием столь ответственна, что эта система должна полностью исключать самопроизвольное срабатывание при любой ситуации. Случайное катапультирование в воздухе влечет за собой то, что остается неуправляемым самолет, летящий в дальнейшем без летчика, а это может привести к непредсказуемым бедствиям.

Электросистема управления выстрелом катапультного кресла, включенная в бортовую самолетную электроцепь, постоянно находящуюся под напряжением, не исключает случайного срабатывания кресла. К сожалению, практика свидетельствует о нередких случаях отказов различных самолетных систем в полете, связанных с отказами электропитания. По этому поводу нередко иронически говорят, что в электротехнике, электронике, радио, телевидении и радиолокации существует два возможных дефекта: отсутствие контакта, когда он нужен, и наличие контакта, когда он не нужен.

Для электропитания систем кресла применяют автономный источник, который начинает вырабатывать электроэнергию только после его преднамеренного включения.

Самолет в воздухе может остаться без летчика и в том случае, если ручка катапультирования не будет иметь блокировки или она не будет защищена каким-либо иным способом от непроизвольного, случайного срабатывания.

Падение неуправляемого самолета, оставшегося без летчика, совершавшего тренировочный полет, может привести к тяжелым последствиям, а если в самолете будут находиться боеприпасы, последствия будут еще тяжелее. Кроме того, летящий без летчика самолет, представляет огромную опасность в секторе воздушного движения для других летящих самолетов, так как может с ними столкнуться.

В печати уже приводилось несколько подобных ситуаций:

«...Более 640 км пролетел без летчика истребитель бомбардировщик военно-морских сил США над штатами Невада и Юта перед тем, как разбиться в 25 км от населенного пункта Прово в штате Юта. Об этом случае сообщил представитель ВМС США. Пилот самолета случайно катапультировался после того, как выполнил упражнения по бомбометанию на полигоне. Целый час неуправляемый бомбардировщик находился в воздухе, представляя угрозу для жизни людей».

Непреднамеренные катапультирования происходили и в нашей стране.

В начале 1970-х гг., вскоре после внедрения катапультных {180} кресел К-36 на самолете Су-24, с одним из летчиков этого самолета произошел такой случай. После закрытия фонарей и запуска двигателей неожиданно раздался сильный хлопок, кабина окуталась дымом, и один из летчиков катапультировался. Спустя считанные секунды он приземлился в 70-ти м от своего стоявшего самолета.

Этому летчику повезло. Система спасения обеспечивает срабатывание всех систем при катапультировании с уровня земли при наличии у самолета хотя бы минимальной скорости 70 км/ч. Поэтому она могла спасти летчика на стоянке только при сочетании благоприятных параметров: массы летчика, температуры заряда, расположения центра массы системы человек — кресло и т.п.

Самопроизвольное срабатывание произошло на стоянке и особой угрозы не представляло. Произошел подобный случай на самолете другого типа. На нем устанавливалось кресло, оборудованное специальной системой автоматического катапультирования, которая применяется в условиях корабельной эксплуатации, на случай сваливания. Летчику, взлетевшему в одном из городов, вскоре после взлета пришлось катапультироваться и тут же приземлиться. Самолет, оставшийся без летчика и катапультного кресла, некоторое время летел и по чистой случайности не упал на встретившийся на его пути город, а приземлился в нескольких километрах от него...

И вновь непреднамеренное катапультирование происходит уже на двухместном тяжелом самолете. К счастью, самолет летел над малонаселенным районом. Полетав без управления еще какое-то время, он упал в степи, причинив материальный ущерб, равный стоимости самого самолета, люди при этом не пострадали.

Очередное самопроизвольное срабатывание произошло на стоянке на двухместном самолете с теми же катапультными креслами. На этот раз пострадали люди, обслуживавшие этот самолет: один человек погиб, двое были ранены.

При проектировании и создании новых технических средств случаются просчеты, однако в случае их выявления принятые меры должны исключать повторения.

Здесь были приведены наиболее характерные недостатки серийных катапультных кресел различных конструкций. Создавая новые катапультные кресла, разработчики должны стремиться избежать уже известных конструктивных недостатков, что является одной из важнейших их задач.

ГЛАВА 4. ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ К СРЕДСТВАМ АВАРИЙНОГО ПОКИДАНИЯ САМОЛЕТОВ

4.1. ФОРМИРОВАНИЕ ТЕХНИЧЕСКИХ ТРЕБОВАНИЙ К САПС

Каждое новое поколение истребителей вызывало необходимость в решении вновь возникавших проблем по САПС. Основные проблемы, которые приходится решать при создании новых поколений кресел, усложняются, так как они связаны с теми же ограниченными физиологическими возможностями человеческого организма, но при все усложняющихся условиях эксплуатации новых поколений самолетов. Однако опыт создания САПС свидетельствует, что своевременно и обоснованно поставленные технические задачи, как правило, находят свои решения. А своевременное решение задач особенно актуально для САПС, которые являются последним шансом для спасения летчика.

Существующая практика создания САПС с ориентацией на характеристики самолетов, находящихся в производстве, привела эту технику в состояние «догоняющей» потребности истребительной авиации.

Требования к САПС должны предъявляться на основе использования материалов анализа многолетней статистики применений САПС и их результатов с учетом прогноза на предполагаемое развитие авиации.

В настоящее время за рубежом, в отличие от прошлых лет, многие полеты истребительной авиации проводятся на малых высотах с большими скоростями. Летают со значительно увеличенными перегрузками и увеличенным временем полета. Большое число полетов на малых высотах (менее 150 м) приводят к значительно увеличившимся потерям летного состава. Уже давно критическими стали потери при покидании самолетов, летящих не на больших скоростях, а на малых высотах при наличии вертикальной скорости снижения, а иногда к тому же и кренящихся. Но еще и сейчас не изготовляются кресла, способные надежно обеспечить спасение на наиболее часто встречающихся режимах покидания самолетов. {182}

Усложняется задача создания новых кресел также и тем, что полеты уже совершаются с большими, длительно действующими эволютивными перегрузками, наложившими на кресло дополнительные функции, которые обеспечили бы летчику необходимый комфорт. Необходимо учитывать, что значение катапультного кресла как рабочего места значительно возросло и в условиях ведения воздушного боя может сказаться на его результатах. Несмотря на то что САПС постоянно усовершенствуются, сделать предстоит еще очень многое.

Настораживают зарубежные публикации, согласно которым следует, что из общего числа аварийных ситуаций в боевой авиации около 50% заканчиваются катастрофами без применения катапультных кресел. Из 100% случаев применения катапультных установок ежегодно в среднем 20% заканчиваются катастрофами, причем 4/5 из этих 20% гибнет из-за недостатка высоты.

Следует напомнить, что при переходе от спасения прыжком через борт к принудительному выбросу летчика средний процент потерь был снижен с 40 до 20. Но эти 20% потерь летчиков при катапультировании, если и колеблются по годам, то только в сторону увеличения, и это на протяжении нескольких десятилетий.

Проблем много, и они определяют требования к САПС. К наиболее существенным требованиям к САПС относятся:

оптимальный диапазон скоростей и высот полета, на которых обеспечивается безопасное покидание;

комплексные мероприятия по обеспечению нормальной работы в высокоманевренном самолете, допускающем повышение перегрузки.

Каждая из перечисленных проблем требует глубокого анализа.

4.2. ДИАПАЗОН СКОРОСТЕЙ И ВЫСОТ ДЛЯ БЕЗОПАСНОГО КАТАПУЛЬТИРОВАНИЯ

Выбору оптимального диапазона скоростей и высот безопасного катапультирования для создания перспективного поколения катапультных кресел должен предшествовать тщательный анализ статистических материалов применения катапультных кресел прошлых поколений, режимов, на которых они применялись, и их результатов. Всесторонний анализ объективных материалов позволит разработчикам этих средств выбирать правильное направление поисков средств для их совершенствования.

Поскольку сбор статистических материалов и их систематизация велись, как правило, с большим опозданием, конструкторам {183} приходилось пользоваться отдельными отрывочными материалами и имевшимися в иностранной печати данными и по ним делать вывод, как действовать в тот или иной период.

Многолетняя зарубежная статистика, в частности характер изменения общего числа катапультирований с помощью кресел различных фирм, свидетельствовали о том, что если на первом этапе применения катапультных кресел критической считалась скорость, на которой происходило катапультирование вследствие слабой защиты летчика от воздушного потока, то в дальнейшем на результатах катапультирований все больше сказывалась высота, на которой они применялись, и результаты были отрицательны. Это особенно влияло при наличии у самолета скорости снижения и при нахождении его в неблагоприятном положении в пространстве (крен, вращение и т.д.). В связи с этим американским стандартом было ужесточено требование по уменьшению высоты, необходимой для безопасного катапультирования из перевернутого положения самолета (кабиной вниз), установив ее 60 м.

Приведем пример последствий недооценки специализированной фирмой «Мартин-Бейкер», являющейся поставщиком кресел всему капиталистическому миру, в том числе и ВВС США, значения спасения на малых высотах и из перевернутого положения самолета кабиной вниз.

В новых условиях большое число полетов истребителей производится на малых высотах с большими скоростями. В этих условиях требования к средствам спасения предъявляются более жесткие. Поэтому невыполнение фирмой «Мартин-Бейкер» на новом кресле Mk.10 американского стандарта по обеспечению необходимой для спасения из перевернутого кабиной вниз самолета высоты 60 м (на Mk.10 требовалось 107...110 м), несущественного, по мнению фирмы, требования, заставило американские самолетные фирмы самим приступить к изготовлению фирменных кресел.

Фирма «Стенсел», проведя весь комплекс конструкторских и исследовательских работ, выпустила в 1972 г. кресло S-III-S-3, фирма «Дуглас» в 1972 г. — кресло ESCAPAK, а в 1975 г. — кресло ACES-II. Эти кресла полностью обеспечивали требования американского стандарта, в том числе и по спасению из перевернутого кабиной вниз самолета, находящегося на высоте 60 м. Это было достигнуто за счет резкого сокращения времени на срабатывание всех систем кресла и наполнения купола спасательного парашюта с 6,5 до 1,8...2,2 с. Масса кресла была уменьшена с 90 кг (Mk.10) до 60 кг (S-III-S-3). За счет дублирования систем была повышена надежность кресел и улучшены условия их эксплуатации.

Только после этого фирма «Мартин-Бейкер» приступила {184} к разработке своего кресла, удовлетворяющего американскому стандарту. Креслу был присвоен индекс Mk.12, в настоящее время оно выпускается серийно. Фирма работает и над следующей модификацией с индексом Mk.14.

Приведем некоторые, наиболее характерные, статистические материалы и по ним попытаемся сделать вывод о целесообразном диапазоне скоростей и высот покидания.

У авторов нет возможности свести все статистические материалы к таблицам единого типа, поэтому далее они будут приводиться в том виде, в котором они приводятся в зарубежной печати: по диапазону применения катапультных установок, по режиму самолета в момент покидания, по результатам катапультирований, по общим потерям самолетов и т.д.

По диапазону применений фирма «Мартин-Бейкер» приводит статистику применений своих кресел за четыре года (рис. 78, а).

По скоростям катапультирования. Общее число катапультирований, приведенных на рис. 78, а, составляет 896, из них на скорости до 900 км/ч катапультировались 98,3% и на скорости более 900 км/ч всего 1,7%.

Диапазон по высотам. Общее число случаев по высоте — 505 причем до высоты 3000 м — 91%, свыше этой высоты — 9% (рис. 78, б).

ВМС США привели сравнительные характеристики числа катапультирований летчиков ВМС США в боевых и мирных условиях полетов различных типов самолетов за период с 1964 по 1972 гг. по диапазону скоростей применений (табл. 4.1).

Немаловажную роль играет режим полета самолета (его эволюция) в момент катапультирования. Даже весьма ограниченная статистика режимов дает основание судить о необходимости суммирования эволютивной перегрузки с катапультными.

ВВС США приводят ограниченную сводку, из которой следует, что около 40% известных покиданий происходит в процессе эволюции (табл. 4.2).

По данным ВМС и ВВС США, за период с 09.08.49 г. по 01.01.56 г. в ВМС США катапультировались 177, а в ВВС США — 757 человек. Результаты катапультирований (в %) приведены в табл. 4.3.

Ниже в табл. 4.4. приведены результаты (в %) влияния режима полета при катапультировании на выживаемость летчиков ВМС и ВВС США. {186}

Результаты катапультирований летчиков ВВС США за период с 1976 по 1981 гг. приведены в табл. 4.5.

Сведения об аварийных катапультированиях из разных самолетов за 1984 г. приведены в табл. 4.6.

Из табл. 4.6 видно, что в 1984 г. в ВВС США было зафиксировано 61 аварийное катапультирование, из которых в 52 случаях летчики остались живы, что соответствует 85% выживаемости, в то время как за период с 1978 по 1983 гг. в ВВС США выживаемость при катапультировании составляла в среднем 75%.

Наряду с публикуемыми материалами по катапультированиям имеются сведения о потерях самолетов. Так, например, в табл. 4.7 приведены среднегодовые потери истребителей США на 30 июня 1982 г.

Ниже приводятся статистические данные, характеризующие сравнительную эффективность катапультирования при авариях за 1984 г.

Центр безопасности полетов ВМС США провел анализ статистических данных за период с 1965 по 1980 гг., который показал, что при возникновении аварийной ситуации на самолете, падающем в воду, целесообразнее катапультироваться, чем оставаться в самолете. На основании этого анализа выявлено, что 45 из 66 погибших летчиков были бы живы, если бы катапультировались в пределах разрешающих возможностей катапультной системы.

В таблицах приведены самолеты, на которых установлены катапультные кресла почти от первых образцов фирмы «Мартин-Бейкер» (Mk.5) до самого последнего образца фирмы «Дуглас» ACES-II. {188}

В приведенных статистических материалах рассматривалась эффективность САПС с применением различных катапультных кресел без дифференциации результатов по каждому типу кресел в отдельности. Такие материалы не дают возможности установить степень повышения эффективности вновь созданных поколений кресел.

Материалы, в которых приводятся результаты покиданий самолетов различных типов, оборудованных креслами от первого до последнего поколений, затрудняют поиски правильных конструктивных решений, дающих возможность повысить эффективность их функционирования. Отсутствием дифференцированных данных можно объяснить то, что развитие САПС отстает от развития истребительной авиации. На протяжении десятилетий средний процент выживаемости при авариях боевых самолетов колеблется в незначительных пределах: гибнет 50% летчиков, не применивших катапультирования, и 20% — применивших систему САПС, из которых 4/5 — на малых высотах.

Вместе с тем по этим таблицам можно определить режимы, на которых чаще всего происходят применения катапультных кресел, и установить близкий к оптимальному диапазон, необходимый для новых кресел.

Незначительный процент (1,7%) применений кресел на скоростях выше 925 км/ч и больший процент (98,3%) применений кресел на скоростях менее 925 км/ч с большим процентом катапультирований на высоте менее 150 м, приводящих к неблагополучным исходам (до 59%), оправдывают преимущественное направление поисков конструктивных решений для снижения высоты, необходимой для срабатывания всех систем кресла и, тем самым снижения минимальной высоты для спасения. Большой процент неприменений катапультных кресел свидетельствует о необходимости оказания помощи летчикам в своевременном принятии решения на покидание самолета в аварийной ситуации, которая заключается в выдаче ему сигнала с учетом возможностей катапультного кресла, а также режима снижения и положения самолета в пространстве. Средством выдачи сигналов может служить сигнализатор критического положения самолета. Применение его позволит уменьшить процент потерь из-за неприменения и запоздалых применений катапультных кресел, тем более, что в некоторых публикациях высказывается предположение о том, что имеются летчики, которые могут переоценивать значение характеристики «кресла спасают с уровня земли», не учитывая при этом наличия у самолета вертикальной скорости снижения.

Следует обратить внимание на то, что в печати вопрос о необходимости создания сигнализатора критического положения самолета поднимался еще в 1950-х гг., а начиная с конца 1960-х гг. в этом направлении ведутся исследовательские {189} работы. Очевидно, затруднения в решении этого вопроса не только технического порядка, но и организационного.

При отсутствии сигнализатора вся ответственность за принятое решение о катапультировании ложится на летчика, которому впоследствии неоднократно приходится доказывать, что решение он принял правильно и своевременно, а при наличии сигнализатора у него появляется объективный показатель, подтверждающий принятое решение о катапультировании.

Необоснованные опасения о применении катапультных установок по ложным сигналам, когда летчик преднамеренно приближается к земле, стоят летчикам жизни. В сигнализаторе можно иметь блокирующее устройство, отключающее его в специальных полетах.

Следующим направлением работ по повышению спасаемости является сокращение времени, затрачиваемого на срабатывание всех систем кресла от момента включения привода катапультирования до наполнения спасательного парашюта и непосредственно отражающегося на минимально безопасной высоте для спасения при катапультировании. Стремясь уменьшить потери летного состава, при создании новых поколений катапультных установок стремятся до минимума свести указанное время.

В табл. 4.8 можно увидеть, насколько энергично велась работа по уменьшению времени на срабатывание всех систем кресла. С 1960 по 1975 гг. время на срабатывание всех систем за рубежом уменьшено в 3,6 раза.

Конечно, фирмам, занимающимся разработкой и изготовлением САПС, не сразу удалось достигнуть высоких результатов. Им пришлось пройти все те этапы развития, о которых говорилось выше.

В табл. 4.8 более полно представлены кресла английской фирмы «Мартин-Бейкер» и американских фирм «Дуглас», «Стенсел», «Грумман», по ним и прослеживаются все конструктивные переходы.

Кресло Mk.4 поступило на вооружение в 1956 г. вместе с опытными истребителями «Лайтнинг», «Си Виксен» и «Макки» MB.326. Новое кресло имело улучшенные характеристики и было легче предыдущей модели. На нем была применена объединенная система привязных ремней, парашют крепился на летчике, а летчик — к креслу. Парашют был с контактным датчиком перегрузки в блоке времени раскрытия парашюта. Он задерживал раскрытие основного парашюта на большой скорости, давая креслу время для торможения до безопасной скорости раскрытия при помощи стабилизирующего парашюта. Mk.4 впоследствии строилось по лицензии во Франции и устанавливалось на самолетах «Мираж» III, «Мираж» V, «Супер Этандар» и некоторых самолетах «Мираж» F-1 (позже на

большинстве самолетов F-1 оно было заменено на кресло Mk.10). Американизированный вариант кресла Mk.4, кресло Mk.5 были приняты ВМС США в качестве стандартного оборудования на большей части истребителей ВМС США, включая самолеты {191} F-4 «Фантом», F-8 «Крусейдер» и А-6 «Интрудер». Оба кресла (Mk.4 и Mk.5) обеспечивают безопасное катапультирование с уровня земли при минимальной скорости 165 км/ч.

В 1961 г. в ответ на требования заказчика для самолетов вертикального взлета или с ускоренным разбегом появляются кресла, снабженные твердотопливными двигателями для катапультирования с нулевой высоты и при нулевой скорости. Кресла Mk.4 и Mk.5, на которых были установлены твердотопливные ускорители, получили индексы Mk.6 и Mk.7. Кресло Mk.6 обеспечивало требования английского стандарта, а кресло Mk.7 — американского. Отличались они между собой привязными ремнями и содержимым НАЗа. Креслу Mk.6 устанавливали на самолетах «Пукара» и «Супер Этандар» для ВМС Аргентины. Кресло Mk.7 изготавливалось для фирмы «Грумман», устанавливавшей его на самолетах F-14 «Томкэт» и ЕА-6 «Праулер» (из которых все четыре члена экипажа принудительно катапультировались за 1,2 с по расходящимся траекториям). На самолетах F-5 ВВС Ирана, Греции и Бразилии были установлены кресла Mk.7, а некоторые ВВС, в частности ФРГ и Италии, переоборудовали свои самолеты F-104 «Старфайтер» под это кресло. В конце 1960-х гг. началась разработка усложненного нового кресла, сохранившего тот же принцип действия, но со значительными изменениями конструкции контейнера стабилизирующего парашюта и чашки кресла. Новое кресло Mk.9 было снабжено привязной системой с пиротехническим притягом и совершенно новой системой управления, работающей от пиропатрона, включаемого ручкой катапультирования, установленной на чашке кресла. Mk.9 устанавливалось на всех самолетах «Харриер» и «Ягуар» ВВС Англии.

В 1971 г. испытания нового кресла с новым контейнером парашюта подтвердили, что расположение вместе стабилизирующего парашюта и парашюта летчика в верхней части кресла дает возможность более быстро и плавно раскрыть парашют. Размещенный в верхней части кресла контейнер парашюта уменьшает шансы зацепления парашюта за кресло во время его раскрытия. Пиротехническая система применяется для включения пиромеханизма ввода стабилизирующего парашюта и системы освобождения привязных ремней. Общая масса кресла была значительно уменьшена (до 90,3 кг) и упрощена объединенная привязная система. Был введен ограничитель рук, ограничители ног имелись на всех креслах «Мартин-Бейкер» начиная с кресла Mk.3. Значительно модифицированное кресло получило обозначение Mk.10 (рис. 79). Все системы кресла Mk.10 срабатывали, и наполнялся спасательный парашют за 2,5 с при скоростях от 0 до 1150 км/ч начиная с нулевой высоты.

На кресле был применен управляемый парашют фирмы {192} «Эйрконикэл». Улучшенные характеристики раскрытия этого парашюта уменьшали пиковые нагрузки торможения, действующие на летчика. Перегрузки, действующие на летчика в этом кресле, уменьшены по величине и не превышают 14...16 g при скорости ее нарастания 180...210 g/c. И все же фирма считает, что полный импульс относительно высок (тяга ракетного ускорителя 2050 кг в течение 0,25 с).

Такие характеристики улучшили условия для спасения при высокой скорости снижения, что особенно важно при малой высоте покидания и полетах на малых высотах.

Кресло Mk.10, обеспечивая спасение при индикаторных скоростях от 0 до 1150 км/ч и при высотах от уровня земли до 15000 м, оказалось неприемлемым для ВВС США по высоте катапультирования из горизонтального полета в перевернутом положении (кабиной вниз), которая составляла 107...110 м. Этот параметр не удовлетворял требованиям стандарта ВВС США, согласно которому высота безопасного катапультирования из перевернутого положения не должна превышать 60 м.

По мнению фирмы, принятая для Mk.10 однорежимная система ввода парашюта более надежна, чем многорежимная с неустойчивыми областями, возникающими при переходе с одного режима на другой. Но надежности спасения внимание уделялось не только в этом. На кресле Mk.10 на случай его неисправности установлена система ручного отделения летчика от кресла и ввода парашюта. Такая система на других креслах только отделяла летчика от кресла, после чего летчик вводил парашют, выдергивая кольцо.

Для обеспечения безопасности работы в кабине на земле была применена система с одной предохранительной чекой вместо имевшихся ранее шести, что приводило к перепутыванию чек и снижению надежности. {193}

В новых условиях самолеты-истребители большое число полетов (как тренировочных, так и боевых) совершали на малых высотах с большими скоростями. Поэтому невыполнение фирмой «Мартин-Бейкер» требования американского стандарта по спасению из перевернутого положения (кабиной вниз) с высоты 60 м заставило самолетные фирмы США приступить к изготовлению собственных фирменных кресел.

Фирма «Макдоннелл-Дуглас», ранее изготовлявшая кресла для вертолетов, занялась изготовлением кресла, для самолетов-истребителей с выполнением требований стандарта. В 1972 г. были выпущены кресла ESCAPAC-1 и ESCAPAC-II. Оба кресла имели шторку для лица и рукоятки катапультирования на чашке кресла. На обоих креслах были шарнирно установлены ракеты с приводом от гироскопического датчика и ракетные системы отделения кресла от пилота. Эти кресла широкого применения не имели, так как в скором времени было создано усовершенствованное кресло ACES-II. Оно устанавливалось на самолетах А-10А «Тандерболт» фирмы «Ферчайлд-Рипаблик», F-15 фирмы «Макдоннелл-Дуглас» ВВС США (на самолетах F-15 ВВС Израиля установлено кресло ESCAPAC-I) и F-16 фирмы «Дженерал Дайнэмикс».

ACES-II — трехрежимное кресло, позволяющее осуществлять катапультирование при нулевой высоте и скоростях от нулевой до 1150 км/ч, использующее электронное программирование и отсчет времени в каждом из трех режимов. Кресло дает летчику возможность обозревать верхнюю и заднюю полусферы (рис. 80). Катапультирование может осуществляться от центральной ручки, устанавливаемой на чашке кресла, но взамен могут устанавливаться две ручки на подлокотниках. Как только кресло начинает двигаться по рельсам, входной сигнал подается в преобразователь высоты и скорости блока датчиков. Этим устанавливается положение электронного переключателя для выбора одного из трех режимов (см. рис. 86 и табл. 4.9). Как только кресло достигает верхней части рельсов, последовательность срабатывания начинает осуществляться посредством микровыключателей, нажимаемых упорами на рельсах. Электрический сигнал от программного устройства включает систему STAPAC и, в случае многоместного экипажа, ракеты отклонения траектории и аэродинамические поверхности. Остальная часть программы зависит от выбранного режима.

Отделение кресла от пилота осуществляется наполнением главного купола парашюта летчика. При первом режиме парашют наполняется до зарифованной формы (не полностью), т.е. до тех пор, пока не будет приведен в действие нож рифовочной стропы, после чего он наполнится полностью. При втором режиме пилот вместе с креслом затормаживается большим

стабилизирующим парашютом, установленным на кресле, который отцепляется перед тем, как пилот отделится от кресла при помощи своего парашюта, после чего кресло свободно падает. Разделение на третьем режиме то же, что и на втором. Кроме того, после раскрытия тормозного парашюта кресла продолжение срабатывания систем кресла задерживается до тех пор, пока летчик вместе с креслом опустится или замедлится до момента, при котором выполняют условия катапультирования на втором режиме.

Фирма «Стенсел» начала серийный выпуск кресла S-III-S-3 (рис. 81), которое было принято на вооружение самолетов ВМС США AV-8A «Харриер». Эти кресла также установлены на самолетах ВМС Испании AV-8A «Матадор» и ВВС ФРГ «Альфа Джет» (самолеты «Альфа Джет» других стран применяют кресла Mk.10 фирмы «Мартин-Бейкер»). Кресло, являющееся дальнейшей разработкой упомянутого кресла и получившее индекс S-III-S-3ER, установлено на всех самолетах А-4 «Скайхоук» и А-7 «Корсар» ВМС США. Кресло S-III-S-3 — многорежимное, позволяющее катапультироваться от нулевой скорости и нулевой высоты до скорости 1150 км/ч и высоты 15000. м. Выбор типа ручек катапультирования предоставляется заказчику. Можно устанавливать ручки со шторкой над головой, на чашке кресла или в его подлокотниках.

Установка двух ракетных ускорителей по бокам спинки, а не под чашкой, позволила уменьшить высоту кресла на 76 мм. {195} Катапультное кресло S-III-S-3 — четырехрежимное, отличается высокой степенью дублирования основных операций, имеет два СМ, дублированную систему зажигания, два затвора, две чеки на каждом затворе. Дублирование основных операций сохранено и при работе других механизмов во всех режимах кресла. При отказе режима 1 работы кресла (задержка 0,1 с) кресло автоматически переключается на режим 2 (задержка 1,3 с). При отказе режима 2 система переключается на режим 3 (задержка 3 с). Кроме того, летчик может воспользоваться ручкой автономного ввода парашюта, при приведении которой в действие срабатывает пиропатрон, газы которого под давлением поступают одновременно к механизму открытия контейнера основного парашюта и механизму отсоединения стабилизирующего парашюта.

В процессе движения кресла S-III-S-3 в направляющих на ходе 500 мм подается давление газов, которым производится включение механизма отстрела и ввод в поток контейнера со стабилизирующим парашютом. На ходе 780 мм газы от СМ кресла поступают в затворы реактивных ускорителей и к трем пиротехническим инициаторам с различной временной задержкой, которые определяют режим работы кресла. По мере работы реактивных ускорителей кресло удаляется от самолета и стабилизируется системой продольного автоматического выдерживания траектории DART (Directional Automatic Realigment of Trajectory), состоящей из двух фалов, прикрепленных к самолету. Фалы проходят через тормозное устройство на кресле, создающее небольшое усилие торможения по мере протаскивания фалов через ролики устройства. Это усилие обеспечивает создание стабилизирующего момента по тангажу и крену на активном участке. Действие системы DART определяется длиной фалов, которые подбираются по времени работы реактивных ускорителей (0,25 с).

При выходе кресла в воздушный поток специальные приемники воздушного давления, установленные на кресле, определяют величины скорости и высоты полета в момент катапультирования и передают данные в переключатель для выбора режима работы механизмов кресла.

Режим 1 рассчитан на работу при индикаторной скорости менее 415 км/ч и высоте менее 2100 м; режим 2 — при скорости более 415 км/ч и высоте менее 2100 м; режим 3 — на диапазон высот 2100...4200 м при скорости, расчетной для кресла, и режим 4 — на высоте более 4200 м при любой расчетной для кресла скорости. Поскольку все задержки по времени отсчитываются от начала катапультирования, дальнейшая последовательность операций определяется механизмами (инициаторами), действующими через клапан минимальной скорости, и инициаторами, срабатывающими на высотах 2100 и 4200 м. Ввод {196} парашюта при катапультировании в области малых скоростей производится при помощи небольшого ракетного двигателя, установленного на спинке кресла и соединенного фалом с полюсом основного парашюта. При включении ракетный двигатель вытягивает стропы и купол парашюта из контейнера. При натяжении всей цепочки происходит срабатывание механизма расстрела кромки купола, что способствует быстрому наполнению парашюта при малых скоростях и на малых высотах. Механизм расстрела представляет собой пиротехническое устройство, в котором ряд грузиков, соединенных со стропами в районе кромки, расстреливаются в поперечном направлении, принудительно увеличивая площадь входного отверстия. При отказе пиропатрона этого механизма грузики расстопориваются механическим путем, не препятствуя нормальному аэродинамическому наполнению купола. При наполнении купола спасательного парашюта специальные дублированные фалы включают систему отделения летчика от кресла. Система отделения работает на принципе перерезания связей привязной системы летчика с креслом при помощи гильотин, срабатывающих от пиропатрона.

В дальнейшем кресла S-III-S-3 и ACES-II были использованы для усовершенствования с целью значительного уменьшения высоты, необходимой для спасения из перевернутого положения самолета (кабиной вниз) и снижающегося самолета с большой скоростью снижения, путем установки на них специальных электронных систем для управления на кресле S-III-S-3 направлением вектора тяги, а на кресле ACES-II направлением и величиной вектора тяги.

Табл. 4.8 свидетельствует о неуклонном стремлении конструкторов уменьшать время на срабатывание всех систем кресла, что ведет к уменьшению высоты, необходимой для спасения при катапультировании. Надо полагать, что статистика послужила основанием для продолжения работ по принятому направлению совершенствования кресла путем дальнейшего снижения необходимой высоты для спасения не только из горизонтально летящего, но и из снижающегося самолета.

По данным, опубликованным ВВС США в 1978 г., число смертельных исходов при катапультировании составляло примерно 25% общего числа катапультирований. Применение кресел на высоте менее 150 м заканчивалось смертельным исходом более чем в 59% случаев.

В последующие годы рост неблагополучных исходов был приостановлен. Этому способствовало введение в эксплуатацию нового поколения кресел S-III-S-3 фирмы «Стенсел», удовлетворявших требованиям американского стандарта и улучшенного кресла Mk.10 фирмы «Мартин-Бейкер».

Следует отметить, что оба типа кресел, сохранив границу {197} безопасного катапультирования по скорости 1150 км/ч, значительно уменьшили время на срабатывание всех систем — с 6,5 до 2,2 и 2,5 с.

По данным ВМС США, в 1982 г. процент потерь летчиков, катапультировавшихся с высоты менее 150 м, снизился до 32%, вместо ранее имевшихся 59%.

Положение еще улучшилось с введением кресла ACES-II фирмы «Дуглас».

За период с 1978 по 1982 гг. было выпущено 2500 кресел ACES-II, 2200 из них были установлены на самолетах F-16, F-15, А-10 и В-1. В течение этого периода в ВВС США было зарегистрировано 34 случая катапультирования на этом кресле, 30 из них закончились благополучным исходом (89%). Это наиболее высокий процент за весь период применения катапультных кресел. Но несмотря на высокий процент спасшихся, фирма продолжает совершенствовать свои кресла.

Это объясняется тем, что ВВС США ожидают в дальнейшем рост смертельных случаев при катапультированиях в связи с резко возросшим числом тренировочных полетов на малых высотах с большими скоростями и перегрузками.

Положительные результаты совершенствования кресел (уменьшение времени на срабатывание всех систем) и перспектива усложнения эксплуатационных условий истребителей послужили основанием для продолжения работ по дальнейшему совершенствованию кресел. Нашли применение системы управления вектором и величиной тяги двигателя, позволяющие на малых высотах повысить спасаемость из снижающегося самолета, а из перевернутого (вниз кабиной) положения самолета — буквально «выворачивать» кресло (рис. 82).

Исходя из приведенных материалов можно прийти к выводу, что выбору оптимального по скорости и высоте применения диапазона катапультируемых кресел способствуют статистические материалы, из которых следует:

отсутствие или очень малое число случаев применения катапультных кресел на скоростях более 1100...1150 км/ч позволяет принять эту скорость как максимальную для ограничения по применению;

большой процент потерь летного состава при применении катапультных установок на малых высотах приводит к требованию по уменьшению необходимой высоты для спасения из нормального или перевернутого положения снижающегося самолета, для чего уменьшается время на срабатывание всех систем и применяется система управления величиной и направлением вектора тяги, что позволяет значительно повысить эффективность работы кресел;

срывы с головы ЗШ, наблюдавшиеся в 16,9...19,6% случаев катапультирования, привели к разработке специальных защитных

средств. Основной причиной срывов шлемов являлась недостаточная фиксация их на голове летчика. Приземление без ЗШ при сильном ветре у поверхности земли можно рассматривать как предпосылку для получения травмы головы. Современные высокоманевренные истребители с большими эволютивными перегрузками подтверждают необходимость в максимальном снижении массы всего личного снаряжения летчика, а особенно шлема, так как штатным снаряжением для летчика на таких самолетах является компенсирующий костюм или жилет, ЗШ (или гермошлем) и кислородная маска.

Условия эксплуатации современного самолета с большим количеством оборудования в кабине требует подвижности головы для хорошего обзора, но не всегда имеется возможность перед взлетом зафиксировать шлем и маску, как это делается при испытаниях этого снаряжения, исключив возможность его срыва. С целью предупреждения этого применяются различные средства: шторки, дефлектор и др. Правда, шторка, {199} защищая лицо от скоростного напора, кроме того, исключает «кивок» головы и облегчает переносимость перегрузки в случае вращения кресла.

Ранее уже проводились работы по обеспечению защиты лица от скоростного потока воздуха применением шторки. Так, в 1950-х гг. на кресле К-5, созданном в ОКБ Яковлева, была применена складывающаяся металлическая шторка, выпускавшаяся из заголовника перед катапультированием и убиравшаяся перед отделением летчика от кресла (см. рис. 44).

Металлическая шторка, жестко соединенная с неотделяемым заголовником, служила предпосылкой к тяжелым последствиям в случае какого-либо отказа в системе уборки шторки. Отделение летчика от кресла становилось небезопасным.

В дальнейшем, стремясь исключить возможность срыва шлема и маски, в начале 1970-х гг. на кресле КМ-1 ОКБ Микояна была установлена мягкая шторка, монтировавшаяся на отделяемой спинке, что позволяло исключить ранее описанный недостаток. Поскольку шторка монтировалась на отделяемой спинке, в случае отказа системы уборки шторки ее можно было убрать во время спуска на уже наполнившемся парашюте вручную или вместе со спинкой сбросить ее (рис. 83). Мягкая шторка могла предохранить голову от скоростного воздушного потока, кроме того, она исключала «кивок» головы, возникающий в момент катапультирования, и должна была улучшать условия перенесения перегрузок в случае возникновения раскачки на траектории.

В последние годы фирма «Боинг» также проводит исследования подобной шторки (рис. 84).

Изложенные материалы с учетом перспективы боевого применения самолетов-истребителей нового поколения позволяют считать оптимальными диапазоны по высоте применения катапульты от 0 до 20000 м, а по скорости от 0 до 1200 км/ч, по числу М от 2,5 до 3,0. Обоснованием рекомендаций по числу М может служить приведенный случай покидания с КМ-1 на скорости V=2700 км/ч и высоте 18 000 м (М=2,8). Следует также учитывать, что в последнее время все больше внимания стали уделять способу регулирования величины импульса в зависимости от конкретных условий катапультирования.

4.3. МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМЫЕ ПЕРЕГРУЗКИ

Как уже ранее отмечалось, в результате длительных исследований медиками в содружестве с конструкторами, ЛИИ и рядом других организаций в самом начале зарождения техники принудительного выброса летчика из кабины при аварии самолета были отработаны допустимые величины действующих перегрузок. В дальнейшем в процессе эксплуатации вносились уточнения и в результате были созданы нормы на все виды перегрузок, которые считались допустимыми без опасения повредить летчика.

Для краткости остановимся на максимально допустимых значениях перегрузок, действующих по четырем направлениям относительно человека.

При катапультировании вниз действует перегрузка в направлении таз — голова, при катапультировании вверх — в направлении голова — таз и т.д., т.е. всегда в направлении, противоположном ускорению (рис. 85).

Допустимая величина перегрузки зависит от времени ее действия и скорости нарастания. Чем продолжительнее действие и больше скорость нарастания, тем меньше допускается ее максимальная величина.

Кроме предельных линейных перегрузок необходимо учитывать предельные угловые скорости, переносимые человеком, на них также установлены ограничения. Под предельной перегрузкой в том или другом направлении понимается максимальное значение перегрузки хотя бы в одной точке человеческого тела, т.е. при одновременном действии линейной перегрузки, углового ускорения и угловой скорости за расчетную величину принимается максимальное местное значение линейной перегрузки начиная с головы.

Во всех ранее проводившихся исследованиях определяли максимально допустимые перегрузки, возникающие от катапультной установки. На эти перегрузки и ориентировались при создании катапультных кресел в прошлом.

Значительное увеличение маневренности самолетов-истребителей последних лет, приводящее к повышению перегрузок при маневрах, и имеющаяся отечественная и зарубежная статистика о большом проценте вынужденных покиданий, совершенных во время эволюции самолетов (штопор, пикирование, выход из пикирования, вращение и т.п.), не позволяют ими пренебрегать, как прежде, так как суммирование перегрузок катапультирования с перегрузками эволютивными (самолетными) приводит их значения за пределы допустимых.

Это усугубляется сообщениями печати о большом числе покиданий самолетов, находящихся в эволютивном полете, дополненными сведениями о том, что часто полеты совершаются с такими перегрузками и скоростями их нарастания, которые приводят летчиков к потере сознания или к стрессовому состоянию (в этом случае сопротивляемость к перегрузкам при катапультировании уменьшается).

Вероятно, повреждения позвоночников при покидании самолетов на сложных режимах полета послужили за рубежом основанием для принятия решения о снижении допустимых перегрузок на креслах, выпущенных в последние годы. Так например, перегрузки на кресле S-III-S-3 фирмы «Стенсел» при работе механизма отстрела на 4...6 ед. ниже максимально допускавшихся, а при работе ускорителя — снижены еще больше. Это повышает безопасность при катапультировании. Максимально допустимая перегрузка на кресле Mk.10 фирмы «Мартин-Бейкер» 14...16 ед. со скоростью нарастания 180...210 ед. в секунду. И это в то время как по первоначальным исследованиям максимальная перегрузка допускалась до 20 ед. и скорость нарастания — до 300 ед. в секунду.

В настоящее время все катапультные кресла работают по {202} жесткой программе (программам), которая обеспечивает последовательность и задержку в срабатывании механизмов кресла по высоте и скорости самолета в момент катапультирования. При этом СМ и ускоритель кресла работают на режимах, вызывающих предельно допустимые нагрузки на человека даже в тех случаях, когда в этом нет необходимости, как например, при катапультировании на средних скоростях при достаточном запасе высоты.

Исходя из того, что эволютивные перегрузки современных истребителей в случае применения катапультной установки могут составить значительную добавку к перегрузкам катапультирования, за рубежом принято считать значение максимально допустимой перегрузки 14...16 ед. со скоростью нарастания 200 ед./с вполне оправданным.

Однако следует считать еще более эффективным мероприятием отказ от работы энергодатчика, работающего по жесткой программе, т.е. когда он создает предельные нагрузки на человека независимо от режима катапультирования.

В последнее время разрабатываются системы, которые в зависимости от начальных условий катапультирования управляют траекторией своего движения и оптимизируют характеристики СМ и ускорителя для снижения инерционных нагрузок на летчика.

4.4. АВТОМАТИЗАЦИЯ И РЕЗЕРВИРОВАНИЕ САПС

Первое поколение катапультных кресел не было оснащено автоматикой. Все операции по сбросу фонаря, раскрытию замков подвесной системы, отделению от кресла и вводу спасательного парашюта летчик производил сам, вручную. Метод, прямо скажем, не лучший, но в то время автоматов на катапультных креслах еще не применяли.

На последующих типах кресел стали применять различные модификации механических автоматов с часовыми механизмами, первые образцы которых были созданы братьями Дорониными еще в 1936 г. Описание работы этой автоматики на креслах КМ-1, КТ-1, КС-4 и К-36 приведено в гл. 3.

С начала 1970-х гг. американские фирмы оснащают свои катапультные кресла электронными системами управления. Как уже отмечалось, основной особенностью катапультного кресла ACES-II фирмы «Дуглас» считается использование электронной системы для управления порядком и темпом срабатывания его механизмов. Электронные блоки начала операции катапультирования и такие же блоки последовательности действия полностью дублированы. Питание автоматики кресла осуществляется автономным (кресельным) источником электрической энергии. В отличие от существующих серийных кресел фирмы «Мартин-Бейкер» на кресле ACES-II применены {203} автономные барометрические датчики скорости и высоты, не зависящие от самолетных бортовых систем.

Зарубежная печать отмечает, что это кресло, имеющее современную автоматику, работает надежно, так как все системы его надежно дублированы. Кресло ACES-II имеет три режима работы в зависимости от скорости и высоты покидания.

Последовательность срабатывания механизмов в различных режимах показана в табл. 4.9. Области применения режимов работы кресла показаны на рис. 86.

В процессе движения кресла по направляющим в воздушный поток вводятся приемники воздушного давления. Сигналы скорости и высоты поступают к датчикам и от них — к электронному программному блоку, который выбирает один из трех

возможных режимов работы кресла, изображенных на рис. 86. При сходе кресла с направляющих замыкается специальный микровыключатель и происходит включение в работу системы стабилизации DART и (на многоместных самолетах) {204} реактивного двигателя или аэродинамического щитка для разведения траекторий. Дальнейшее выполнение операций зависит от установленного режима работы (см. табл. 4.9). Отделение летчика от кресла осуществляется при наполнении предварительно зарифованного купола основного парашюта. Во втором режиме работы катапультируемая система «человек — кресло» стабилизируется и тормозится вторым стабилизирующим парашютом, который отделяется от кресла перед вводом основного парашюта. Режим 3 аналогичен режиму 2 с той лишь разницей, что после наполнения стабилизирующего парашюта выполнение дальнейших операций задерживается до достижения катапультируемой системой границы режима 2 по высоте и скорости.

Фирмой «Стенсел» (США) было создано другое насыщенное автоматикой кресло S-III-S-3. В отличие от кресла ACES-II это кресло четырехрежимное, оно имеет высокую степень резервирования основных операций, два инициатора, дублированную систему зажигания, два затвора, две чеки на каждом затворе. Дублирование основных операций сохранено и при работе других механизмов во всех режимах работы кресла.

Уместно остановиться на вопросе о необходимости включения в конструкцию кресла системы автономного отделения летчика с парашютом от кресла, позволяющей в случае повреждения системы катапультирования отделиться от кресла или ввести парашют, продублировав эту операцию вручную.

Дело в том, что все самолетные системы в процессе эксплуатации подвергаются тщательной проверке, как периодической плановой, так и предполетной, и только кресло, подвергаясь запланированным и незапланированным нагрузкам, практически контролю не подвергается. А работа этой системы должна быть надежной, так как в случае аварии или боевого повреждения она является последним шансом для спасения жизни летчика.

В случае повреждения системы катапультирования летчик одним движением, используя ручку автономного отделения, может открыть замки и, освободившись от фиксации к креслу, вывалиться с парашютом и НАЗом через борт кабины, разумеется, снизив при этом скорость или, при сохранившемся управлении самолетом, совершив маневр, создать после сброса фонаря и открытия замков отрицательную перегрузку.

Система автономного отделения, естественно, несколько усложняет конструкцию кресла, но не настолько, чтобы не учитывать настойчивые требования летного состава. Наличие такой системы обосновывается не только психологическим фактором, но и реальными случаями ее применения (в советской авиации, например, систему применили летчики Воронов, Андреев, Бабицкий, Муравьев, Шипицкий).

1 мая 1960 г. над советской территорией был сбит {205} американский самолет-шпион У-2 фирмы «Локхид». Его летчик Дж. Пауэрс, поняв, что его система катапультирования неработоспособна, или испугавшись, что она заминирована, сбросил фонарь, вылез из кабины и покинул падающий самолет, прыгнув с высоты 19 000 м, после чего благополучно приземлился на советской территории. Подобное покидание возможно и для других самолетов, имеющих систему автономного отделения.

Известен также случай использования системы автономного отделения в боевых условиях, во время войны во Вьетнаме, из-за отказа стреляющего механизма.

Боевая живучесть важна для любой самолетной системы, а для средств аварийного покидания — особенно. В воспоминаниях А.И. Шахурина в его книге «Крылья победы» имеются следующие строки: «В первых воздушных боях проявилась, например, такая важная особенность самолета, как живучесть. Несмотря на полученные повреждения, он продолжал полет и боевые действия. В мирное время о живучести можно было говорить лишь в теоретическом плане. Реальный бой доказал, как важно это свойство, столь ценимое летчиком».

Известный летчик-испытатель М.Л. Галлай в своей книге «Испытано в небе» писал: «Понятно, что никакие летные испытания не могли так выявить достоинства и недостатки боевых машин, как боевая обстановка. Лишь бой показал, чего на самом деле стоит тот или иной самолет. В реальном соприкосновении с противником выявляется многое, что в никаких условиях не заметить».

Повреждение системы катапультирования в боевых условиях может стать особенно ощутимым.

Долгое время фирма «Мартин-Бейкер» не соглашалась на включение в свои кресла электронной автоматики, которая могла бы обеспечить многорежимную работу системы, с целью выполнить требования американского стандарта по спасению при покидании из перевернутого положения самолета (кабиной вниз) с 60 м вместо 107 м, необходимых для спасения на одно-режимном кресле Mk.10 (см. рис. 80).

Однако фирма вынуждена была изменить свое отношение к этому вопросу и создала новое кресло Mk.12 (рис. 87). Стремясь наверстать упущенное и вернуть заказчиков, фирма «Мартин-Бейкер» разослала рекламный проспект своего нового кресла Mk.12, удовлетворяющего требованиям американского стандарта. Серийный выпуск нового кресла начался в 1986 г.

Кресло Mk.12 в отличие от однорежимного кресла Mk.10 с постоянной величиной задержки ввода парашюта 2,5 с было выполнено трехрежимным. Оно было снабжено приемником полного атмосферного давления для измерения скорости и механизмом согласующего устройства, с помощью которых устанавливается рабочий режим и соответствующая задержка ввода

основного парашюта. На скоростях менее 500 км/ч парашют вводится через 0,35 с после начала катапультирования. Вытяжной ракетный двигатель вводит контейнер тормозного парашюта, за ним следует основной парашют, который сразу же начинает раскрываться. Этот метод позволит сократить интервал времени между началом катапультирования и раскрытием основного парашюта. При катапультировании на скорости более 520 км/ч чехол тормозного парашюта стягивается ракетным двигателем и тормозной парашют раскрывается, стабилизируя кресло. Затем, после задержки на 1,3 с от момента начала катапультирования, тормозной парашют вытягивает основной парашют.

Но время не стоит на месте, и требования вновь возросли, и кресло Mk. 12, не успев дойти до потребителя, потребовало дальнейшего совершенствования.

Как уже отмечалось, американские кресла ACES-II и S-III-S-3, эксплуатация которых началась в середине 1970-х гг., отвечают стандарту США и имеют характеристики, не уступающие новому креслу Mk.12. Мало того, кресла ACES-II и S-III-S-3, как наиболее доведенные, имеющие малую массу и малый импульс, доработаны. Они насыщены дополнительной автоматикой, способной управлять вектором тяги двигателя, что позволит значительно улучшить условия для спасения на малых высотах.

Но урок, полученный фирмой «Мартин-Бейкер», заставил и ее заняться дальнейшим усовершенствованием своих, уже новых, кресел, дальнейшим насыщением их автоматикой. Фирма заключила контракт с ВМС США на создание кресла Mk.14 по программе NACES.

Новому поколению катапультных кресел сегодня уделяют много внимания. За рубежом создан ряд программ, по которым продолжают проводить исследования.

4.5. УСЛОВИЯ РАБОТЫ ЭКИПАЖА В ВЫСОКОМАНЕВРЕННЫХ САМОЛЕТАХ

Высокоманевренные самолеты нового поколения способны выполнять маневры и фигуры высшего пилотажа на больших скоростях, с большими эволютивными перегрузками. Так например, самолеты ВВС США F-15, F-16 и F-18 уже сейчас способны летать с длительными (до 40 с) перегрузками, достигающими 9...10 ед. Длительное влияние перегрузок такого порядка становится физически непосильным для многих летчиков. Решить эту проблему только занятиями спортом невозможно. Необходимо создание средств защиты летчиков от больших и длительных перегрузок. Без этого тактико-техническое преимущество высокоманевренного самолета в воздушном бою не может быть полностью реализовано, так как летчики на этих режимах нередко теряют работоспособность. {208}

Случай потери сознания опытным летчиком и, как результат, катастрофы самолета F-16A приведен в журнале «Flying Safety» № 3 за 1983 г. Во время проведения третьего полета на боевое применение по программе «Один против одного» на высоте 5500...5800 м над уровнем моря самолет выполнил частичный разворот, который вначале был незначительным, а затем увеличен до сильного. Примерно через 20 с самолет врезался в землю на большой скорости. Летчик не отвечал по радио и не сделал попытки катапультироваться. Служба безопасности полетов пришла к заключению, что летчик потерял сознание во время разворота при высоких перегрузках и не пришел в себя, чтобы выровнять самолет. Устойчивость летчика к перегрузкам, по их мнению, могла быть снижена по следующим причинам:

1) недавно перенесенное заболевание, увеличившее утомление;

2) отсутствие в течение шести предыдущих дней полетов с высокими уровнями перегрузок, что привело к детренированности и снижению устойчивости к положительным перегрузкам;

3) физическое напряжение во время перегрузки при выполнении двух первых заданий привело к утомлению летчика и снижению его способности эффективно и вовремя осуществлять противоперегрузочные маневры при выполнении третьего упражнения.

Этот случай не является единственным. Потеря сознания, вызванная действием перегрузок, была зарегистрирована при полетах на самолетах F-15, F-16. Один из случаев потери сознания был зарегистрирован на видеомагнитофон коллиматорного дисплея. В этом случае во время третьего полета курсант начал выполнять основной маневр — левый разворот с быстрым нарастанием перегрузки до 7g, и затем самолет начал падать. Первый маневр летчика с мышечным напряжением четко зарегистрирован, в середине второго маневра, когда перегрузка достигла уровня 4,8g, звуки, издаваемые летчиком при мышечном напряжении, исчезли. Самолет продолжал падение под углом 65°, уровень перегрузок достиг 7g, скорость увеличилась до М=1. Как свидетельствуют показания инструктора, курсант, по его мнению, еще продолжал пилотировать самолет. Инструктор взял управление на себя, когда курсант начал новый разворот, создавая перегрузку более 9 g. Анализ этого случая показал, что курсант потерял сознание по крайней мере на 17 с и оставался недееспособным в течение 21 с. Инструктор предотвратил катастрофу.

Статистика пополняется смертельными исходами не только за счет потери сознания на высокоманевренных самолетах. На американском тренировочном самолете Т-37 отсутствует ППК (противоперегрузочный костюм»), и курсанты обычно не справляются с выполнением координированных защитных {209} противоперегрузочных маневров с мышечным напряжением. В результате многократно отмечалась потеря сознания.

Один такой эпизод потери сознания привел к летному происшествию с разрушением самолета. Во время выполнения фигуры высшего пилотажа курсант на самолете Т-37 неправильно воспринял показания индикатора скорости. Комбинация балансирования с запланированной низкой скоростью плюс попытка нормально выполнить маневры привели к перегрузкам и потере сознания курсантом. Когда курсант начал приходить в себя (сознание оставалось спутанным, дезориентированным), он отчетливо различал только землю и фонарь. Вместе с этим он почувствовал, что перевернут, вращается и на высокой скорости снижается и что он не способен вывести самолет обратно. Почти одновременно с катапультированием хвостовая часть отделилась от самолета. Служба безопасности полетов установила, что потеря сознания длилась 15...20 с.

Механизм влияния перегрузок на функцию зрения и на мозг заключается в падении кровяного давления и кровотока и, как следствие этого, в развивающейся гипоксии. Каждая единица g вызывает падение давления крови на 22 мм рт. ст. Давление в глазном яблоке составляет 13...18 мм рт. ст., и сердце должно своей работой превышать его, чтобы нагнетать кровь в сетчатку глаза и мозг, где кровоток и давление поддерживаются на одинаковом уровне. Но сигнал о гипоксии раньше поступает со стороны органа зрения, чем из мозга. У нетренированных лиц уже при 3...4 g появляется серая и даже черная пелена. Эти сигналы о нарушении зрения при расслабленном состоянии немедленно заставляют испытуемого прибегать к применению защитных маневров с мышечным напряжением с тем, чтобы восстановить кровоток в сетчатке. Как мозг, так и сетчатка имеют малый запас кислорода, который истощается через 5...6 с. Если кровоток не нарушен, в течение этого времени ничего страшного не произойдет. Конечно, повторные воздействия могут истощать запасы кислорода, и проявления сигналов гипоксии мозга и глаза в этом случае разовьются рано. Когда запасы кислорода истощаются, деятельность мозга нарушается, также как и функция зрения. Мозг остается частично отключенным в течение различного периода времени (от 10 до 20 с). Это было обнаружено при обследовании добровольцев, принимавших участие в исследованиях на центрифуге.

После потери сознания летчик фиксирует в памяти только начало нарушения функции зрения (серую или черную пелену) и после некоторого состояния спутанности (дезориентации) может отметить в памяти потерю некоторого времени, не представляя причины.

Типичный случай был описан летчиком самолета F-15: «Выполняя маневр с набором высоты, на высоте 7000 м он {210} вошел в сильный левый разворот. Следующее событие, которое он ощутил,– это снижение по спирали на высоте 3000 м. Он не понял, что с ним произошло. Поделившись через некоторое время о случившемся с другом, тоже летчиком высокого класса, он услышал, что нечто подобное испытал и его друг».

Граница между нарушением функции зрения и потерей сознания очень мала — только несколько мм рт.ст., характеризующие давление крови.

Тяжелые последствия могут произойти с самолетом, когда летчик, управляющий им, полностью недееспособен в течение 10...20 с.

Ускорения, равные 3...4 ед. и более, действующие на пилота в течение нескольких секунд (3...5 с), снижают снабжение кровью головного мозга, создавая сильную гипоксию тканей мозга, приводящую к потере сознания. Потеря сознания под воздействием перегрузок является функцией времени воздействия и величины перегрузки, поэтому человек может переносить воздействия высоких перегрузок в течение очень короткого промежутка времени. Авиационные медики отмечают, что по результатам экспериментов на центрифуге средняя продолжительность нахождения испытуемых в состоянии неспособности управлять самолетом под влиянием нарастания перегрузок составляет 15 с. Важным является снижение характеристик работоспособности пилота в процессе резкого нарастания перегрузок еще до потери сознания и после его восстановления.

В качестве примера можно привести такой случай: «В одном из летных происшествий (предположительно по причине потери сознания от перегрузки) во время тренировочного воздушного боя летчик неожиданно начал энергичный маневр перехвата. Летчик сбросил боевые подвески, разогнался и вошел в маневр с высоты 3000 м. От момента начала разворота до столкновения с землей прошло менее 30 с. В такой ситуации на малой высоте практически нет шансов спастись».

Участившиеся случаи происшествий, предположительно связываемые с потерей сознания, причем не только в высокоманевренных самолетах, но и в тренировочных, не оборудованных системами противоперегрузочных устройств (на самолете Т-37 в течение двенадцати лет произошло ПО случаев), заставили ВВС США провести исследования, в результате которых пришли к следующим выводам:

«Ежегодное увеличение числа летных происшествий в результате потери сознания, вызванной действием перегрузок, связано с созданием высокоманевренных самолетов, способных развивать высокие уровни перегрузок с быстрым градиентом нарастания;

потеря сознания, вызванная действием перегрузок, Является реальной угрозой не только для летчиков высокоманевренных {211} самолетов, но и тех самолетов, где отсутствует система для применения ППК;

временной интервал между зрительными нарушениями и потерей сознания весьма незначителен;

при быстром нарастании перегрузок потеря сознания может произойти без предварительных расстройств;

потеря сознания может быть предотвращена соответствующей тренировкой, подготовкой и противоперегрузочными устройствами».

Приведенные примеры подтверждают большую ценность статистических материалов, получаемых при тщательном объективном медицинском и техническом анализах каждой катастрофы, не только с применением катапультных кресел, но и в которых средства спасения не применялись. Материалы такого анализа могут содействовать правильному направлению конструкторских поисковых работ для снижения потерь летного состава.

В начале 1970-х гг. ВВС США приступили к исследованию переносимости человеком больших перегрузок на самолете F-15. В процессе исследования измерялись характеристики состояния человека и предпринимались попытки повышения выносливости человека к большим, длительно действующим перегрузкам.

Задача исследования состояла в разработке мероприятий по повышению переносимости таких длительно действующих перегрузок для обеспечения использования всех потенциальных возможностей самолета F-15.

Будет целесообразным привести результаты «Исследования переносимости перегрузок летчиками ВВС США», помещенные в журнале «Aviat Space and Environ Medicane», 1985, № 8, и «Interavia Air Letter», 1986, № 5.

В отчете ВВС США по безопасности полетов за период с 1979 по 1985 гг. отмечено, что при полетах на 12 типах боевых самолетов (F-15, F-16, F-4, А-10, Т-38, А-37 и т.д.) имели место случаи потери сознания членами летных экипажей при ускорениях до 4 ед., причем на самолетах F-15, F-16 и F-4 отмечалось до 30...40 таких случаев. Считается, что два новых самолета F-20 потерпели катастрофы также в результате потери сознания летчиками.

ВВС США предполагают, что по причине потери сознания от перегрузок за период с 1975 по 1985 гг. потерпели катастрофу минимум один самолет А-10 и четыре самолета F-16.

Участившиеся в последнее время случаи катастроф самолетов по причине потери сознания летчиками под воздействием перегрузок привлекли пристальное внимание специалистов авиационной медицины к вопросам обеспечения безопасности полетов на самолетах, на которых имеют место значительные и длительные перегрузки. Да и конструкторы в последнее время стали {212} придавать большое значение средствам противоперегрузочной защиты.

Наиболее эффективным средством, повышающим устойчивость летчиков к пилотажным перегрузкам, является увеличение угла наклона спинки кресла по отношению к вектору перегрузки. Но реализация этого способа защиты связана с решением ряда труднейших инженерно-конструкторских проблем, обусловленных изменением геометрии кабины, системы управления самолетом и двигателями, новым размещением оборудования и приборов в кабине, а также созданием новой системы индикации и полной переориентации летного состава на новые навыки управления самолетами. Процесс изменения навыков летного состава — длительный и в практике пока совершенно не изучен.

За рубежом проводится большая работа по изучению возможностей использования отклоняемых кресел. Еще в 1976 г. в США был выдан патент № 3.981.465 на кресло, которое предусматривает регулируемое положение летчика от нормального сидячего (рис. 88, а) до непривычного — полулежа (рис. 88, б). Подобные позы бывают у планеристов. Кресло состоит из спинки и сиденья, шарнирно соединенных друг с другом. Спинка кресла, кроме того, шарнирно соединена с рельсовыми направляющими и в нормальном положении составляет с сиденьем угол в 100°. Такие кресла называют раскладными. Между направляющими кресла и чашкой сиденья расположены два гидроцилиндра, включаемые тумблером на ручке управления самолетом (рис. 88).

Эти гидроцилиндры при работе отодвигают чашку сиденья от направляющих катапультного кресла и одновременно с этим поворачивают спинку кресла вокруг оси шарнирного соединения. В положении полулежа спинка кресла составляет с сиденьем угол в 160° (см. рис. 88, б). Кинематика кресла

выполнена таким образом, что при любом его положении ноги пилота находятся на педалях путевого управления. На правом подлокотнике кресла размещена ручка управления самолетом (кистевое управление), а на левом — ручка управления двигателем (двигателями — на многомоторных самолетах). При всех положениях кресла летчик имеет полный обзор приборной доски.

В том же году была запатентована надувная подушка катапультного кресла, используемая при большой перегрузке (патент № 3.966.146). Высокоперегрузочное катапультное кресло имеет надувную облицовку, которая при заполнении сжатым воздухом становится воздушной надувной подушкой, вызывающей значительный наклон туловища летчика (65° к вертикали), сохраняя при этом нормальное положение головы летчика для обзора и возможности боевого маневрирования самолета при больших перегрузках. Спинка этого кресла жестко соединена с чашкой под определенным минимальным углом наклона назад. На них опирается пневматически надуваемая подушка (рис. 89). При нормальных условиях полета надувная подушка спущена и является амортизирующей подкладкой катапультного кресла. При маневрировании с большими перегрузками происходит наполнение надувной подушки от компрессора. В накаченном состоянии наружная поверхность надувной подушки в бедренном сечении отходит от спинки кресла на 32 см, а под коленями летчика — на 23 см от чашки кресла при ширине подушки 43 см. Форма подушки в надутом состоянии поддерживается ограничительными лентами, проходящими в поперечном направлении.

Верхняя часть подушки в накаченном состоянии смещается вверх и назад, образуя опорную поверхность спинки кресла. Летчик при таком состоянии подушки автоматически отклоняется назад на максимальный угол, принимая лежачее положение. В результате этого снижается чувствительность летчика к перегрузкам (до 10...12 ед.).

Кроме этого имеется еще ряд опытных и экспериментальных кресел с отклоняемыми спинками. Накопление опыта по применению противоперегрузочных кресел продолжается. Однако материалов, подтверждающих массовое применение подобных кресел за рубежом, пока не имеется. Да и применить эти кресла на существующих типах самолетов невозможно. Их применение возможно только на новом поколении истребителей.

За рубежом пока совершенствование средств противоперегрузочной защиты чаще всего осуществляется методом, не требующим принципиального изменения системы управления самолетом и его оборудования.

Традиционно применяемые системы, включающие в себя противоперегрузочные костюмы (ППК) с существующим автоматом давления (АД), получившие сегодня широкое применение в авиационной практике, дальше совершенствовать весьма трудно. Они применяются теперь в сочетании с системой, обеспечивающей подачу кислорода для дыхания под избыточным давлением, величина которого изменяется в зависимости от величины действующей перегрузки. Это весьма эффективно, не требует коренной переделки кабины и переориентации летного состава на совершенно новые навыки управления самолетом, но требует систематической тренировки органов дыхания летчиков.

В зарубежной печати сообщается также и об исследованиях по улучшению переносимости перегрузок за счет замены применяемого автомата давления и ППК. Дело в том, что используемые в настоящее время на самолетах с высокоскоростными маневренными характеристиками противоперегрузочные автоматы обеспечивают линейную зависимость давления, подаваемого в ППК, от перегрузки, действующей на самолет. Однако в случае резкого нарастания перегрузки характеристики инерционного клапана неудовлетворительны.

При перегрузке +4g уменьшение давления крови в голове летчика в случае, если не используются ППК или брюшные компенсаторы, вызывает нарушение зрения (снижение поля зрения, серую или черную пелену). Без принятия мер предосторожности в случае резкого нарастания перегрузки до 5...6 g очень вероятна потеря сознания.

Для исключения такого явления в США разработан электронный клапан, который позволяет улучшить переносимость быстро-нарастающих больших перегрузок за счет изменения последовательности наддува ППК и обеспечения улучшения зрения летчика {215} с меньшим напряжением при высоком уровне перегрузок.

Проведенные испытания показали, что новый клапан, получивший название «противоперегрузочного релейного сервоклапана», улучшает переносимость перегрузок на 1 g по сравнению с существующим.

Во время выполнения маневра с большой скоростью нарастания перегрузки потеря сознания наступает внезапно и продолжается примерно 15 с. Восстановление происходит не мгновенно, напротив, его сопровождает 10...15-секундный период амнезии (потери памяти), замешательства, апатии и потери ориентировки. Целью разработки нового клапана являлось обеспечение наддува ППК до начала потери сознания летчиком. Новый клапан обеспечивает наддув ППК до полного давления 1,8...2,0 кг/см² за 2,5 с, затем продолжает работу в обычном инерционном режиме.

Специалисты, проводившие исследования работы ППК и брюшных компенсаторов с новым клапаном, считают, что:

система способна повысить переносимость перегрузки почти до 9g;

при резком возрастании перегрузки обеспечивается ускоренная защита с возвратом в дальнейшем к пропорциональному давлению.

Работы по созданию нового клапана проводились в рамках биотехнологической программы тактики воздушного боя (ВЮТАС).

Программа помимо создания противоперегрузочного клапана включала в себя:

исследование газообразных добавок к дыхательной смеси для улучшения переносимости летчиком высоких перегрузок;

исследование двух различных подходов к созданию ППК, один из которых подразумевает применение седалищной компрессионной секции, а другой — применение микропроцессора для управления последовательностью наддува секций ППК, начиная с икроножных секций;

создание системы контроля потери сознания летчиком, которая представляет собой систему датчиков, определяющих возможность и регистрирующих наступление потери сознания летчиком в процессе и сразу же после выполнения маневра с высокой перегрузкой.

Результаты предварительных испытаний показали положительное влияние седалищной компрессионной секции, вмонтированной в стандартный ППК для сжатия кровеносных сосудов при наддуве костюма. Костюм был доработан на основании теории, из которой следует, что снижение давления крови, вызванное резким увеличением перегрузки, может быть уменьшено сжатием этой группы кровеносных сосудов и поддержанием на достаточном уровне объема крови, которая в {216} противном случае не участвовала бы эффективно в центральной системе циркуляции крови человека. Такой подход был проверен в испытаниях на центрифуге, и рассматривалась возможность применения его в сочетании с другими разработками в ППК с секционными камерами, наддув которых производится снизу вверх начиная с икроножной группы. Вот как высказывается специалист авиакосмической медицины по этому вопросу:

«Основной функцией противоперегрузочного костюма является удержание всего, что можно, от опускания вниз, а противоперегрузочные костюмы в том виде, в каком они выпускаются в настоящее время, наддуваются сверху вниз. Это невыгодно. С точки зрения физиологии, целесообразнее производить наддув костюма в противоположном направлении, вначале икроножные секции, потом — бедренные и, наконец, брюшные. Таким образом, кровь будет выдавливаться в центральную циркуляцию».

В США были проведены испытания специально изготовленных подобных костюмов, после чего испытатели заявили:

«Мы обеспечили управление каждой секцией с помощью клапана, пневматических и электрических сетей. Мы работаем над микропроцессорной системой управления, потому что мы ожидаем появления таких проблем, которые потребуют быстродействия и гибкости цифровой технологии для управления наддувом этих секций».

Все направления средств и методов противоперегрузочной защиты тщательно изучаются не только в лабораторных условиях, но и в условиях реальной эксплуатации. По результатам этих исследований, вероятно, и будет выбрано приемлемое направление дальнейшего совершенствования средств жизнедеятельности, расположения летчика с обеспечением комфортности в кабине и систем аварийного покидания.

Все же зарубежные специалисты авиационной медицины отдают предпочтение средствам, повышающим эффективность противоперегрузочных систем при помощи специального электроклапана, регулирующего порядок подачи давления в камеры снизу вверх, и системам дыхания чистым кислородом под избыточным давлением, а не отклоняемым креслам.

Такое отношение сформировалось в результате киносъемок положения летчиков в полетах самолетов F-16, выполнявших маневры с перегрузками 9 ед., где наблюдалась тенденция отклонения спины летчика вперед от спинки кресла.

Большинство специалистов в этой области считают, что вопрос безопасности полетов определяется не только техническими характеристиками катапультных установок и качеством снаряжения. Обеспечение безопасности полетов — задача комплексная. Она включает в себя ряд слагаемых: исправность и надежность (качество конструкции) материальной части, квалификацию {217} и дисциплину обслуживающего персонала, умелую и грамотную летную эксплуатацию всесторонне подготовленным летным составом. Недоработка по каждому из этих слагаемых может послужить предпосылкой к летному происшествию.

На одной из ежегодных конференций специалистов авиакосмической медицины был проведен анализ летных происшествий, причиной которых были ошибки летчиков. Выяснилось, что за. период с 1954 по 1981 гг. 70% летных происшествий были связаны с личным фактором, а непосредственно с ошибкой летчика — от 40 до 50%.

В своей книге «Психология и безопасность» М. А. Котик (Таллинн: Валгус, 1981) приводит материалы международной статистики, в которой утверждается, что главным виновником несчастных случаев является, как правило, не техника, не организация труда, а сам работающий человек, который по тем или иным причинам не соблюдал правил техники безопасности. Генеральный директор Английского королевского общества по предупреждению несчастных случаев Б. Янг утверждает, что 80% всех травм происходит по прямой вине пострадавшего. В некоторых источниках указывается и более высокий процент виновности человека в несчастных случаях. При этом, вероятно, исходят из различных критериев виновности человека (виновником может быть и конструктор, создавший несовершенную технику, и механик, плохо выполнивший ее профилактику, и сам рабочий, допустивший ошибку при подготовке техники).

Положение в авиации М.А. Котик излагает со ссылкой на мнение американских авторов Д. Мейстера и Дж. Робидо: «Из ста погибших летчиков примерно восемь человек кончает жизнь из-за неисправности самолетов, 90 — из-за собственных ошибок и лишь два погибают в бою».

Вероятно, говоря о ста погибших летчиках, правильнее было бы ошибку конструктора, создавшего несовершенную технику, ошибки, допущенные техником и рабочим-изготовителем, отнести к неисправности самолета, тогда число восемь значительно увеличится, а на долю летчиков, ответивших за ошибки всех участников собственной жизнью, выпала бы значительно меньшая доля вины.

К сожалению, статистика нередко показывает хотя и меньшее число виновных летчиков, но все же достаточно большое, близкое к 50%.

Учитывая, что в 50% случаев в авариях обвиняют летчиков, вполне естественно их стремление при обнаружении неполадки найти и устранить ее самостоятельно. При этом они, как правило, теряют драгоценное время, необходимое для благополучного покидания самолета. Пытаясь спасти самолет, {218} летчики приступают к катапультированию слишком поздно и погибают вместе с самолетом.

Немалую роль в этих потерях играет стрессовое состояние, в которое попадают летчики на современных высокоманевренных самолетах, насыщенных сложной техникой. Способствует таким потерям нежелание летчиков прекращать запланированный полет и тем более катапультироваться, так как такие действия часто рассматриваются как результат недостаточного профессионализма, слабой подготовки и имеют неблагоприятные последствия не только для молодых, но и даже для высококвалифицированных летчиков.

Давно следовало бы подойти к этому вопросу с позиций, поощряющих откровенную информацию о всех случаях вынужденного отступления от выполнения задания, и считать, что если летчик принял решение прекратить выполнение задания или даже катапультироваться, то это единственно правильное решение, в противном случае к потере машины прибавится потеря летчика.

Стресс может оказывать отрицательное влияние на принятие летчиком правильного решения по управлению самолетом, бортовыми системами и контролю за ними. В условиях стресса увеличивается число совершаемых им ошибок и значительно усложняется их исправление.

Следует учитывать, что летчик может оказаться в стрессовом состоянии даже в результате кратковременного воздействия перегрузки с большой скоростью нарастания, приводящей к кратковременной потере зрения, а иногда и сознания, которое возвращается с некоторой потерей времени.

В печати опубликованы материалы об исследованиях летчиков, подвергавшихся стрессовому состоянию, но предотвративших возможные летные происшествия, по которым были определены характерные симптомы и их воздействие на ситуацию. Можно перечислить основные из этих симптомов:

уменьшение умственной способности для решения простейших задач;

небрежное отношение летчика к безопасности, которое проявляется в том, что пропадает чувство опасности и страха перед смертельным исходом и он не в состоянии реально оценить опасность создавшейся аварийной обстановки;

замедленное восприятие обстановки и окружающих предметов, которые при большой скорости движения самолета ощущаются как движущиеся очень медленно, с заторможенной реакцией на происходящие процессы.

На современном этапе развития истребительной авиации потери, связанные со стрессовым состоянием, ощущаются особенно остро. Но в перспективе с учетом применения истребителей 1990–2000 гг. они могут стать еще ощутимее. {219}

Стремлением завоевать превосходство в воздухе объясняется проводимое за рубежом большое число тренировочных полетов (на больших скоростях и малых высотах, с большими эволютивными, длительно действующими перегрузками) и длительные по времени полеты при барражировании. Специалисты за рубежом считают, что в дальнейшем такие полеты приведут к увеличению числа происшествий.

В усложнившихся условиях эксплуатации высокоманевренных самолетов с практически не уменьшающимися потерями летного состава оправдано стремление улучшить качество катапультных кресел, обеспечить увеличение стойкости летчиков к переносимости перегрузок и создать средства, обеспечивающие своевременное применение катапультных кресел в виде сигнализатора критической высоты самолета по возможностям катапультного кресла.

Сигнализация имеет первостепенное значение, так как ее надежное функционирование помогает экипажу принять своевременное решение на катапультирование.

Отделение фирмы «Линг-Темпо-Воут» заключило контракт стоимостью 190 тыс. долл. на разработку системы индикации безопасного катапультирования. Система предназначена для помощи летчику в оценке ситуации при покидании самолета и обеспечения безопасного катапультирования. Система работает на основе микрокомпьютера, который по алгоритмам вычисляет такие входные (управляющие) параметры, как скорость и высота. Система оценивает безопасность покидания самолета в каждый момент времени и представляет летчику информацию на индикатор лобового стекла (ИЛС) или на индикатор на приборной доске.

Работа по контракту состоит из четырех этапов. Первый этап предусматривает проведение исследовательской и опытно-конструкторской разработки системы. После успешного окончания всех этапов в течение двух лет будут проводиться демонстрационные летные испытания. Считается, что в случае успеха система станет штатным индикатором военных самолетов (об этом было сообщено в журнале «Interavia Air Letter» 26.11.87 г. № 11383).

На современных самолетах основные отказы и неисправности инициируются на табло сигнализатора отказов и сопровождаются голосовым сигналом в наушниках летчику.

На некоторых отечественных самолетах имеется сигнализация об опасной близости земли, которая тоже повышает безопасность полетов. Эта автоматическая система предупреждения экипажа не требует дополнительного его внимания. Она состоит из вычислителя и двух мигающих красных ламп с надписью «На себя», расположенных на приборных досках. Получая информацию от различных самолетных систем {220} (радиовысотомера, системы воздушных сигналов СВС, приемника системы посадки и т.п.), система сигнализации о близости земли выдает звуковой и световой сигналы, когда действует один или несколько следующих факторов: чрезмерная вертикальная скорость сближения с землей; отрицательная вертикальная скорость после взлета или прерванный заход на посадку с неправильным положением шасси; чрезмерная скорость снижения относительно глиссадного луча. В каждом из этих случаев дается сигнал «Ручку на себя», чтобы быстрее набрать высоту.

Таким образом, используя имеющуюся на борту аппаратуру, можно после некоторой доработки дать летчику дополнительный предупреждающий сигнал о критическом положении самолета исходя из возможностей катапультного кресла, способствующий принятию своевременного решения на аварийное покидание.

ГЛАВА 5. НОВЫЕ РАЗРАБОТКИ, ИСПЫТАНИЯ И ИСПЫТАТЕЛИ ПАРАШЮТОВ И КАТАПУЛЬТНЫХ КРЕСЕЛ

5.1. НОВЫЕ КОНСТРУКТИВНЫЕ РЕШЕНИЯ, НАПРАВЛЕННЫЕ НА ПОВЫШЕНИЕ СПАСАЕМОСТИ ПРИ АВАРИЯХ САМОЛЕТОВ

Неоднократная смена поколений самолетов истребительной авиации, в процессе которой резко возросли скорости полета, перегрузки, маневренность и усложнились условия применения на малых высотах, поставила перед создателями средств аварийного покидания весьма сложные проблемы, решение которых улучшило характеристики новых катапультных кресел. Результаты этих улучшений прослеживаются по характеристикам кресел (см. табл. 4.8). Однако достижения в этой области уже не удовлетворяют потребности современных самолетов и, тем более, истребителей следующих поколений, выпуск которых намечается на 1990...2000 гг.

На примере деятельности специализированной английской фирмы «Мартин-Бейкер», являвшейся долгие годы монопольным поставщиком кресел, выше уже приводились последствия запоздалого решения по модернизации своих кресел.

Американские самолетные фирмы «Стенсел», «Дуглас», «Грумман» и др. начали в 1972 г. выпуск своих собственных кресел S-III-S-3 и ACES-II, обеспечивавших спасение с минимальных высот до 60 м при горизонтальном полете самолета в положении кабиной вниз. Это и заставило фирму «Мартин-Бейкер» изменить свою первоначальную позицию и срочно провести совершенствование кресла Mk. 10. В результате с большим опозданием появилось кресло Mk.12, удовлетворяющее требованию по спасению с высоты 60 м из перевернутого положения самолета.

Система определения скорости кресла Mk.12 стала способна функционировать в трех режимах — на малой скорости и малой высоте, на большой скорости и малой высоте и на любой скорости на большой высоте. В качестве повышения надежности работы системы принята одна из следующих предосторожностей: если из трех режимов система выберет высокую скорость, кресло будет работать в этом режиме. Если в систему {222} не поступит сигнала о скорости (повреждение системы), она будет работать на наиболее безопасном высокоскоростном режиме. В режиме малой скорости тормозной и спасательный парашюты вводятся через 0,35 с после начала катапультирования, в результате чего парашют полностью наполнится уже через 1,9 с. При режиме высоких скоростей ленточный тормозной парашют диаметром 1,7 м вводится для того, чтобы стабилизировать и тормозить кресло перед тем, как введется спасательный парашют. Если катапультирование происходит на большой высоте, тормозной парашют диаметром 1,7 м вводится через 0,3 с, и кресло вместе с летчиком совершают стабилизированный спуск до высоты 5000 м. На этой высоте автоматически вводится спасательный парашют. В начале катапультирования включается система запасного кислорода, находящегося в кресле, которая обеспечивает летчика до ввода спасательного парашюта и отделения кресла.

Из публикуемых материалов видно, что новые системы кресла Mk.12 обеспечивают лучшую работу, чем кресла Mk. 10, даже в режиме больших скоростей, так как спасательный парашют вводится через 1 с после начала катапультирования, а не через 1,5 с, как у Mk. 10.

Кресло Mk.12 выполнено так, что оно взаимозаменяемо с креслом Mk. 10. Для этого все новые устройства вмонтированы в кресло Mk.12 так, что не влияют на конструкцию корпуса кресла и его габариты. Проблема размещения трубки Пито была решена, как и на других креслах последнего поколения размещением складных подвесок, которые в нормальных условиях упрятаны вместе с трубкой Пито в заголовник кресла. Во время катапультирования трубки механически выдвигаются сразу после сброса фонаря и измеряют скорость воздушного потока до того, как кресло отделится от самолета. Такой метод замера скорости самолета в момент катапультирования дает более точное значение, чем система ПВД, смонтированная на самолете.

Давление, оказываемое воздушным потоком, проходя по трубке Пито, действует на селектор, который включает систему на кресле на один из режимов, соответствующий скорости катапультирования. В качестве дополнительной меры предосторожности селектор включает в себя измеритель величины торможения, который реагирует на показатели, регистрирующие величину замедления, производимую потоком воздуха, действуя на площадь кресла после отделения от катапульты. Измеритель величины торможения может превалировать в выборе порядка работы системы, если скорость воздушного потока более 550 км/ч.

На кресле применен новый парашют AIM (Automatic Inflation Modulation) с двойной пористой структурой, имеющий регулятор автоматического надувания, поэтому он может быть раскрыт на значительно большей скорости без риска быть слишком нагруженным. {223}

Однако пока фирма «Мартин-Бейкер» решалась на замену однорежимного кресла на многорежимное, фирма «Стенсел» нашла пути для создания однорежимного кресла, которое удовлетворяло американскому стандарту.

В начале 1980-х гг. центр разработки авиационной техники ВМС США приступил к исследованиям по программе S²R (Stability, Segnencing and Recovery), направленной на улучшение аэродинамической устойчивости, последовательности выполнения операций и процесса ввода основного парашюта для современных катапультных кресел. Исследования велись с учетом существовавшего уровня техники. Результаты исследований были использованы при разработке нового кресла с оптимальными характеристиками для самолетов ВМС США. Целями программы S²R явились:

улучшение устойчивости существующих кресел при катапультировании для уменьшения вероятности получения травм летчиками;

улучшение характеристик катапультных кресел за счет усовершенствования системы программирования по времени операций процесса катапультирования;

обеспечение правильной траектории при катапультировании из двухместного самолета с тандемным расположением и установленных рядом кресел для уменьшения возможности их столкновения в воздухе при сокращенном интервале времени между уходом кресел из кабин.

В соответствии с этим предусматривались: разработка и испытания установленных на кресле складывающихся килей для увеличения устойчивости по рысканию; оценочные испытания на различных скоростях ввода парашюта AIM с автоматической системой раскрытия, установленного на катапультном кресле;

проектирование и демонстрация улучшенной системы обеспечения правильной траектории кресел при катапультировании из двухместного самолета;

проектирование, разработка и изготовление опытного программируемого микропроцессорного блока для катапультного кресла с целью оптимизации последовательности действий при катапультировании в экстремальных условиях.

Программируемый блок разрабатывался и испытывался на воздействие окружающей среды в соответствии с требованиями ВМС.

В рамках программы S²R были проведены испытания модели кресла SJU-8/A фирмы «Стенсел» в аэродинамической трубе (АДТ). Целью испытаний была оценка влияния килей с различной площадью (рис. 90) на устойчивость кресла по рысканию. Результаты получены положительные.

Кресло без килей было статически неустойчивым при всех условиях

проведения испытаний в АДТ. Кресло с килями становилось аэродинамически устойчивым.

Второй частью исследований по программе S²R была разработка двух опытных, полностью дублированных программируемых блоков с размерами 228×127×51 мм каждый и двух приборов для оценки их работы. Программируемый блок связан с помощью переходного устройства с системой датчиков полного и статического давления, установленных на катапультном кресле. Программа для микропроцессора составлена с учетом летных характеристик самолета и парашюта и позволяет получить оптимальные по времени команды для срабатывания отдельных систем кресла.

По результатам исследований сделано заключение, что установкой стабилизаторов достигнута достаточная устойчивость для получения правильной траектории.

Ряд технических усовершенствований, полученных по программе S²R, фирма «Стенсел» применила на разработанном ею полностью автоматизированном катапультном кресле S4S (рис. 91). Программа кресла S4S явилась результатом проводившихся исследований, включавших данные большого числа испытаний

натурных систем, установленных на катапультных креслах, и 19 катапультирований с человеком. Фирма «Стенсел» поставила целью создать, применяя современную технологию, кресло с максимальной вероятностью успешного катапультирования с самолетов, которые будут эксплуатироваться до 1995 г. Разработка велась с учетом обеспечения простой конструкции небольших размеров и массы, низкой стоимости и хорошей ремонтопригодности. Высокая надежность кресла достигнута за счет резервирования его основных систем. Благодаря применению автоматической системы стабилизации DART и складывающихся килей кресло S4S обладает запасом статической устойчивости по рысканию от начала катапультирования до отделения летчика от кресла. На кресле S4S установлена система, которая вводит основной парашют сразу после того, как скорость полета кресла становится меньше той, при которой возникают ударные перегрузки выше допустимых.

На кресле S4S впервые установлен парашют AIM, имеющий по сравнению с существующими парашютами самую большую скорость безопасного раскрытия. Характеристики кресла приведены в соответствие с физическими пределами человека.

Конструкции кресла S4S и отдельные его системы (СМ, ракетные ускорители, РДТТ ориентированной по скоростному напору {226} системы раскрытия основного парашюта, система DART и аварийная кислородная система) остались такими же, как и на выпускающихся ранее катапультных креслах фирмы «Стенсел».

Характеристики кресла S4S при катапультировании на малых высотах значительно превосходят требования стандарта MIL-S-9479 ВВС США (табл. 5.1)

Ниже приведены преимущества кресла S4S по сравнению с существующими креслами:

Масса полностью автоматизированного кресла S4S составляет 66 кг. Конструкция кресла S4S состоит из четырех фрезерованных боковых сборных и одной передней кованой панелей, выполненных из алюминиевого сплава с антикоррозионным покрытием. Вверху и внизу боковые панели соединены с помощью фрезерованных алюминиевых балок, а в средней части — балкой, к которой крепится стабилизирующий парашют. В задней части кресла установлена панель из алюминия, а в нижней — перегородка.

Верхняя поперечная балка кресла крепится к приводу регулировки кресла по высоте и внешним звеньям двух телескопических СМ, что уменьшает нагрузку на чашку кресла при катапультировании и вертикальные нагрузки при аварии; к этой же балке крепятся кили кресла. Нижняя поперечная балка воспринимает нагрузки при работе ракетных ускорителей и системы DART, а совместная с передней панелью балка — силу тяжести летчика.

Чашка кресла — сотовой конструкции из алюминиевого сплава. Подушка из пеноматериала, установленная на сиденье, принимает форму тела летчика и надежно фиксирует таз при {227} катапультировании. Аналогичные подушки, установленные на спинке и заголовнике кресла, фиксируют поясную часть туловища летчика и ослабляют ударные нагрузки на голову при авариях.

В зависимости от установки кресла на самолете угол катапультирования может достигнуть 35°. Угол между плоскостью катапультирования и спинкой кресла составляет 4°.

На кресле установлены два телескопических СМ с одним пиропатроном. Внешние звенья телескопических СМ имеют два выступа: передний крепится к креслу, а задний при катапультировании до выхода кресла из кабины скользит по направляющим башмакам, установленным на шпангоуте кабины. Механизм создает максимальную перегрузку 15g при скорости нарастания менее 200 ед/с. Для безопасных траекторий при одновременном катапультировании двух или четырех кресел на них установлены РДТТ, воспламеняющиеся одновременно с ракетными ускорителями. Стабилизация кресла по тангажу обеспечивается системой DART, по рысканию — килями.

Кресло S4S не имеет фиксированных по высоте и скорости полета режимов ввода парашютной системы. При катапультировании на высоте более 4270 м и скорости более 550 км/ч вначале вводится тормозной парашют, затем при достижении высоты 4270 м и скорости 550 км/ч автоматически вводится основной парашют. На высотах менее 4270 м и скорости менее 550 км/ч тормозной и основной парашюты вводятся последовательно сразу после отделения катапультного кресла от самолета.

Вместо механизма временной задержки и баростата на кресле S4S установлены дублированные датчики непрерывного измерения скорости и высоты полета и электронное дублированное программное устройство для выполнения операций при катапультировании. Приемники давления установлены у контейнера с основным парашютом.

Программное устройство обеспечивает безопасный с точки зрения физических ограничений ввод основного парашюта. Оно состоит из трех сильфонов (два — для измерения динамического и один — статического давления), электронного блока и выключателей. Сильфоны настроены на динамическое давление при скорости 550 км/ч и статическое давление на высоте 4270 м. При понижении давления до величин, соответствующих указанным скорости и высоте, сильфоны замыкают контакты и приводят в действие парашютную систему. На рис. 92 показана схема соединения приемников давления с программными устройствами, а на рис. 93 — схема передачи сигналов от приемников давления через программные устройства к исполнительным пиромеханизмам ввода стабилизирующего и основного парашютов. Программные устройства питаются от термобатареи напряжением 10...30 В, обеспечивающим при

сопротивлении проводника более 1 Ом минимальную силу тока 1 А.

На кресле был установлен и испытан при скоростях от нуля до 1110 км/ч парашют AIM с автоматической системой раскрытия, изготовленной фирмой «Ирвин Индастри оф Кэнада».

На рис. 94 показана последовательность этапов катапультирования летчика с креслом S4S при скоростях 370 (рис. 94, а) и 1110 км/ч (рис. 94, б).

29 марта 1983 г. на испытательной базе фирмы «Стенсел» были проведены испытания с одновременным катапультированием установленных рядом двух кресел S4S на скорости 550 км/ч и высоте ноль метров (на уровне земли). Работа систем кресла

и расхождение траекторий подтвердили его работоспособность и возможности одновременного катапультирования.

Совместное одновременное катапультирование выполнено и с креслом ACES-II, установленным на новом серийном стратегическом

бомбардировщике В-1В фирмы «Рокуэлл». На рис. 95 иллюстрируется схема катапультирования из самолета В-1В на стоянке. Имеются сообщения об успешном применении этой системы на малых высотах.

По оценке некоторых зарубежных специалистов новое кресло S4S фирмы «Стенсел» превосходит по своим техническим характеристикам кресло ACES-II и является в настоящее время, возможно, самым совершенным. Предполагается, что это кресло будет широко применяться на самолетах ВВС США и ВВС западноевропейских стран.

Фирма «Мартин-Бейкер» выполнила два типа кресел для учебно-тренировочных самолетов (УТС): Mk.ll и Mk.15 (рис. 96). Они обеспечивают спасение летчика на земле при скоростях около 110 км/ч и при индикаторных скоростях до 740 и 650 км/ч соответственно на высотах до 12 000 м. Кресло Mk.15 (см. рис. 96, б) допускает катапультирование через фонарь. Масса кресел 40 кг. Процесс катапультирования мало отличается от процесса катапультирования существующих кресел.

На креслах применены парашюты GQ фирмы «Аэроконикал». На них отсутствуют ракетные ускорители и установлены заголовники уменьшенных размеров для лучшего обзора из задней кабины при расположении кресел «тандем».

Ожидается также, что в период до 1995 г. будут выполняться

три крупные программы модификации самолетов ВМС США и будут разработаны истребитель ATF ВВС США и западноевропейский истребитель EFA, что вызовет усиление конкурентной борьбы между фирмами-разработчиками катапультных кресел.

Кресло NACES получило индекс Mk.14 и является логическим развитием кресла Mk.12. Оно также будет иметь электронное программное устройство, управляющее режимом работы систем кресла и устанавливающее различное время задержки ввода основного парашюта, т.е. кресло по своим возможностям будет близко к поколению кресел ACES-II, S-III-S-3 и Mk.12, эксплуатируемых в настоящее время.

Трудно предположить, что кресло Mk.12 найдет широкое применение, так как не имеет преимуществ по отношению к уже освоенным и с успехом эксплуатируемым креслам S-III-S-3 и ACES-II. Ранее приводилась статистика по применению кресла ACES-II, из которой следует, что оно обеспечило наибольший процент спасшихся за все годы эксплуатации катапультных кресел. Следует также учитывать, что уже несколько лет фирма «Грумман», а также фирмы «Стенсел» и «Дуглас» работают над дальнейшим совершенствованием своих кресел, оснащая их микропроцессорными системами, способными обеспечить управление величиной и направлением вектора тяги двигателя. Эти кресла позволяют еще снизить необходимую высоту {232} для спасения из перевернутого положения или из снижающегося самолета, находящегося в неблагоприятных условиях: крен, тангаж, вращение и др.

Фирме «Мартин-Бейкер» пока остается наверстывать упущенное. Она включилась в объявленный ВМС США конкурс для американских и иностранных фирм-изготовителей кресел на создание единого усовершенствованного кресла нового поколения (общего, единого катапультного кресла ВМС).

В конструкции кресла Mk.14 максимально использованы композиционные материалы, из которых изготовлены ручки и боковые ограничители разброса ног, спинка кресла изготовлена из кевлара, чашка — из алюминиевого сплава. На кресле установлен двухтрубный телескопический СМ, который легче трехтрубного и имеет такие же характеристики. Основной парашют располагается в заголовнике, который на 10% меньше и уже, чем заголовники предшествующих кресел, низкая спинка и достаточная свобода движений верхней части тела обеспечивают летчику хороший обзор задней полусферы.

На рис. 97 изображена компоновочная схема катапультного кресла Mk.14. Автоматическая система фиксации рук срабатывает во время движения кресла по направляющим. В случае отказа автоматического открытия системы фиксации летчика к креслу можно произвести отсоединение вручную.

На кресле Mk.14 впервые установлена полностью электронная система управления подсистемами кресла. Установленное программное устройство на микропроцессорах обеспечивает в зависимости от скорости и высоты полета выбор соответствующего режима катапультирования и последовательности срабатывания систем кресла. При катапультировании вблизи земли при неблагоприятном положении самолета в пространстве процессор заблокирует команду на воспламенение ракетных ускорителей, что значительно улучшит условия покидания. Фирма предполагает, что кресло Mk.14 позволит спастись из перевернутого положения самолета (кабиной вниз) с высоты порядка 35 м при скорости 240 км/ч.

На рис. 98 показана последовательность операций при катапультировании на большой высоте.

На рис. 99 представлена диаграмма, имитирующая предполагаемые возможности кресла Mk.14 при катапультировании у земли, а на рис. 100 — области применения режимов катапультирования.

Следует отметить, что фирма «Мартин-Бейкер», стремясь сохранить свое главенствующее положение в создании катапультных кресел, не только совершенствовала характеристики существующих кресел, но и разрабатывала кресло, способное повысить переносимости больших, длительно действующих эволютивных перегрузок. Фирма предполагала провести установку

кресла под углом 25...30°, считая этот угол наиболее приемлемым для переносимости перегрузок, не подвергая кресло и кабину существенным переделкам. Предлагаемый самолетными фирмами угол установки, равный 65°, по мнению фирмы, мог создать много проблем, в частности затруднения в считываниях показаний приборов и ухудшение обзора в задней полусфере. Такое однозначное решение было преждевременным, оно, так же как и решение по однорежимному креслу, не удовлетворило самолетные фирмы.

Осознав, что решение этой проблемы остается открытым, фирма «Мартин-Бейкер» предложила установить на перспективном истребителе ATF ВВС США шарнирно-сочлененное катапультное кресло, разрабатываемое этой фирмой на основе кресла Mk.14. Фирма изготовила макет такого кресла для испытаний на центрифуге, предполагая в рабочем варианте его массу порядка 90 кг.

По мнению фирмы «Мартин-Бейкер» она способна разработать такое кресло в короткие сроки, поскольку имеется возможность использовать опыт, накопленный в 1970-х гг. Исследования катапультного кресла с системой отклонения спинки, проведенные в этот период, показали, что для значительного увеличения переносимости летчиком действия больших перегрузок или перегрузок с большой скоростью нарастания необходимо уменьшить по высоте положение головы относительно сердца, что достигается при угле наклона спинки по меньшей мере 65°.

Несколько лет назад фирмой «Мартин-Бейкер» была разработана концепция нового шарнирно-сочлененного кресла с углом наклона его спинки 65°. Однако в этом положении летчику довольно трудно пилотировать самолет, считывать показания приборов в кабине, а также и производить, в случае необходимости, катапультирование. Последние усовершенствования в области системы индикации не изменили этого положения к лучшему.

Шарнирно-сочлененное кресло, названное Mk.14L, имеет изменяемые положения чашки и спинки, которые с помощью электромотора могут устанавливаться таким образом, чтобы обеспечить наклонное расположение тела летчика. При горизонтальном полете без перегрузок летчик сидит в обычной позе, но как только электронные датчики получают сигнал о возникновении больших перегрузок, кресло с летчиком отклоняется до угла спинки 65°.

Перед катапультированием чашка и спинка кресла устанавливаются за 0,9 с в первоначальное положение, обеспечивающее летчику позу, необходимую для покидания самолета. При изменении положения чашки и спинки кресла голова и плечи летчика остаются в исходном положении относительно {237} приборов управления в кабине. Сектор обзора летчика также остается неизменным.

Все эти кресла (S-IH-S-3, ACES-II и Mk.14) работают по жесткой программе, которая обеспечивает последовательность и задержку в срабатывании механизмов кресла в зависимости от высоты и скорости самолета в момент катапультирования. Программа, заложенная в современные кресла, не учитывает фактического положения самолета во время аварийного покидания.

Стреляющий механизм и ускоритель кресла работают на режимах, вызывающих предельно допустимые нагрузки на человека. Это происходит даже в тех случаях, когда в этом нет необходимости, например при катапультировании на средних скоростях при достаточном запасе высоты.

Ранее уже отмечалась необходимость создания нового поколения катапультных кресел, принципиально отличающихся от создававшихся до сего времени. Программа создания таких кресел долгосрочная, она выходит за рамки решения задач по выбору различных задержек ввода основного парашюта и различных режимов работы систем кресел NACES и Mk.14, которые должны поступить на вооружение в начале 90-х гг.

Относительно высокое число (89%) благополучных катапультирований на трехрежимных креслах ACES-II, применение четырехрежимного кресла S-HI-S-3 и кресла Mk.12 фирмы «Мартин-Бейкер», казалось, могло бы успокоить американские самолетные фирмы, но они продолжают активные поиски.

Упомянутые ранее значительные потери и предполагаемый их рост в связи с увеличившимся числом тренировочных полетов у земли на больших скоростях заставили эти фирмы активизировать свои поиски новых конструкторских решений по совершенствованию средств спасения. Был создан ряд программ. Новые программы ставили своей целью создание кресла, которое в зависимости от начальных условий катапультирования управляло бы траекторией движений и оптимизировало характеристики СМ и ускорителя в целях снижения перегрузок, действующих на летчика.

Специалисты по средствам аварийного покидания, пользуясь материалами исследований, о которых упоминалось ранее, считают, что в ближайшем будущем средствами спасения экипажей станут катапультные кресла, у которых будут изменяться вектор тяги и величина импульса двигателя в зависимости от режима полета самолета в момент катапультирования. Это позволит покинуть самолет в самых экстремальных условиях. Разработку таких устройств ведут американские фирмы с 1970-х гг., используя уже имеющиеся наиболее качественные серийные кресла с малой массой (60...65 кг), малым импульсом энергодатчика (450 кг/с) и имеющие малое время (1,9...2,2) с для срабатывания всех {238} систем от момента приведения в действие до наполнения купола спасательного парашюта.

Первой в этом направлении начала работать фирма «Грумман». Добиваясь дальнейшего совершенствования средств аварийного покидания, она провела исследования модернизированного кресла S-III-S-3 фирмы «Стенсел» с размещенной на нем системой управления вектором тяги ускорителя MPES (Maximum Performance Escape System), обеспечивающей максимальные характеристики катапультирования. Это позволило фирме начать принципиально новые разработки для решения вопроса по катапультированию на сверхмалых высотах, с большими углами крена, вплоть до полностью перевернутого положения (вниз кабиной) (см. рис. 82,6). В одном из экспериментов с манекеном оказалось достаточным и 13 м высоты над землей.

Осуществляется это с помощью карданно подвешенного в нижней части кресла сферического ракетного двигателя, управляемого системой микроволновых антенн с сервоприводами. В заголовнике кресла установлены четыре антенны, которые измеряют излучение земли как абсолютно черного тела с температурой 290 К и излучение неба как абсолютно холодного тела с температурой 15 К. Три антенны из четырех ориентированы горизонтально через 120° и определяют положение кресла по тангажу и крену. Четвертая антенна, перпендикулярная к первым трем, определяет, в нормальном или перевернутом положении находится кресло, и действует в качестве нуля всей антенной системы.

В момент катапультирования антенная система последовательно измеряет разницу в микроволновом излучении «теплой» земли и «холодного» неба. При отклонении верхней антенны от ее обычно направленного в зенит положения вырабатываются сигналы рассогласования, которые после отработки подаются на следящие системы с управлением по тангажу и крену для управления карданно подвешенным ракетным двигателем.

Положительным фактором настоящего устройства являются его полная автономность, независимость от бортового радиоэлектронного оборудования самолета. Современные указатели положения самолета в пространстве, например гироскопы, имеют сравнительно большое время раскрутки или, в случае постоянной работы, требуют непрерывной коррекции от бортового радиоэлектронного оборудования. Автономность обладает рядом преимуществ, однако сложность в отработке и отсутствие опыта работы с антенной такого типа заставляет вести дальнейшие исследования и накопление опыта по обеспечению ее надежной работы. Поиски новых путей для решения подобной проблемы продолжаются.

При приведении в действие системы управления {239} катапультированием включается сдвоенная система электропитания, состоящая из основной никель-кадмиевой и вспомогательной термической батарей. Никель-кадмиевая батарея обладает малым временем реакции и почти мгновенно включается в работу. Термическая батарея включается в работу медленнее и служит резервным источником, действующим на протяжении оставшегося цикла катапультирования.

От первого импульса тока срабатывает система управления карданно подвешенным ракетным двигателем по крену и тангажу, причем отклонение двигателя (или его сопла) обеспечивается в пределах ±20° от нейтрального положения в обеих плоскостях. Кресло, пройдя по направляющим рельсам заданное расстояние, включает пиропатрон, от которого срабатывает маршевый ракетный двигатель.

Разблокировка карданно подвешенного двигателя происходит только в том случае, когда микропроцессор получает от антенн сигналы определенного диапазона (пригодные для управления ракетным двигателем). В случае, если сигналы, поступающие от антенн, в силу какой-либо неисправности не соответствуют установленному диапазону, ракетный двигатель остается заблокированным в положении, при котором вектор его тяги проходит через центр масс системы кресло — человек (см. рис. 82). В этом случае катапультирование производится по «жесткой» схеме, как и на предшествующих обычных креслах с фиксированными режимами управления.

Кроме программы фирмы «Грумман» разработаны 5 и 10 летние программы совершенствования кресла ACES-II фирмы «Дуглас Аэркрафт» (США).

Ввод этого кресла в эксплуатацию приостановил ежегодный рост неблагополучных исходов катапультирований, рекордно снизив процент потерь летного состава. Поэтому кресло ACES-II было принято как объект для дооборудования системами управления вектором по направлению и величине тяги, способными повысить разрешающие возможности спасения при аварийном покидании самолета, находящегося в тех же экстремальных условиях, что и кресла S-III-S-3 (большой крен, перевернутое положение на малой высоте и большая скорость снижения). При этом для определения положения самолета при катапультировании использовался принцип, отличный от примененного фирмой «Грумман». С этой целью фирма «Сайнтифик Системе» (SSI) провела исследования установленной на кресле электронной системы управления вектором тяги, определяющим траекторию движения кресла в зависимости от положения самолета в пространстве. Широкие границы условий применения катапультных кресел со значительной степенью нелинейности системы кресло — человек делают обычные методы управления недостаточно устойчивыми. Задача создания системы с законом управления катапультным

креслом, по мнению исполнителей, вполне разрешима, а будучи целиком смонтированной на кресле, такая система при необходимости способна функционировать независимо от самолетных систем и комплексов. Применяемая элементная база соответствует современному уровню развития электроники. Уже имеющиеся легкие и малогабаритные датчики и вычислители делают, по мнению изготовителей, предложенную схему системы управления вполне реальной.

В мае 1984 г. фирма «Дуглас Аэркрафт», филиал фирмы «Макдоннелл-Дуглас-Боинг Миллитари Аэркрафт», заключила контракт на разработку и демонстрацию новой технологии спасения экипажа CREST (рис. 101, а).

Фирма «Боинг» предполагает использовать на кресле CREST стреляющий механизм с одним или двумя пирозарядами и автоматической системой отвода излишка пороховых газов (для регулирования тяги) в зависимости от массы летчика и перегрузки, действующей на самолет, с целью получения стабильных характеристик процесса катапультирования. Работа этой системы была продемонстрирована в 1985 г. {241}

Каждый из двух ракетных ускорителей, установленных в нижней части кресла, будет иметь свои системы управления тягой и общую топливную систему с регулируемым расходом. За спинкой кресла CREST будут установлены семь баков с ракетным топливом, соединенных между собой трубопроводами (рис. 101, б); запуск ракетных ускорителей может быть осуществлен последовательно или параллельно.

Управление траекторией полета и стабилизация кресла будут осуществляться с помощью четырех небольших управляющих РДТТ, три из которых установлены в верхней части заголовника (направление тяги двух РДТТ перпендикулярно вертикальной оси кресла, а одного — параллельно), а один — под креслом. Эти РДТТ будут работать только с полной тягой, однако предусмотрено их индивидуальное включение.

Центральный вычислитель с помощью усовершенствованных датчиков обеспечит с учетом пространственного положения самолета, внешних условий и массы летчика требуемый режим катапультирования и оптимальную траекторию полета кресел. В случае, покидания самолета при «благоприятных» полетных условиях (например, при небольшой скорости на достаточной высоте) по команде от вычислителя будет снижена тяга ракетных ускорителей, что уменьшит начальную перегрузку и вероятность получения травм летчиком при катапультировании. Кроме того, тяга ракетных ускорителей может быть уменьшена в случае катапультирования при высокой температуре окружающей среды, когда повышение температуры пиропатрона и реактивного топлива может привести к возникновению перегрузок, превосходящих допустимый уровень.

Для управления траекторией полета на кресле CREST будут установлены акселерометры, которые в настоящее время применяются на управляемых ракетах (УР); кроме того, на кресле будут установлены датчики скорости и высоты полета, информация от которых будет передаваться центральному вычислителю.

Для защиты от набегающего воздушного потока и фиксации тела летчика на кресле CREST предполагается использовать выдвижной тканевый обтекатель, для предотвращения разброса рук — сетку, разброса ног — выдвижные панели и ремни (см. рис. 101, б).

Таким образом, основной упор в этой программе делается на адаптивность в следующем:

способности самостоятельно и практически мгновенно определять аварийную обстановку, используя данные датчиков, встроенных в кресло или самолет;

автоматически оценивать и устанавливать требуемую тягу ракетных двигателей кресла, продолжительность их работы и направления вектора тяги с использованием цифрового электронного {242} оборудования управления полетом для стабилизации движения кресла и управления его траекторией;

регулировать работы системы притяга и защиты от встречного потока воздуха с учетом расширенного диапазона режимов и способности изменять параметры системы управления катапультированием применительно к экстремальным условиям (низкая скорость, малая высота, неблагоприятное положение в пространстве), чтобы обеспечить переносимость больших перегрузок в виде компромисса для повышения шансов на спасение.

Учитывается более простое обслуживание кресла в эксплуатации на самолете и меньшая его стоимость. Повышение спасаемости при новой системе основывается на принципиальном изменении методов, позволяющих решать задачу по катапультированию.

до сих пор управление креслом рассматривалось только для активного участка катапультирования, т.е. когда система кресло — человек находится вне самолета, на участке работы ракетного ускорителя. В новых условиях система управления связана с участком движения катапультного кресла в направляющих при работе СМ. Именно на этом участке движения кресла должны происходить все подготовительные операции: включение системы, введение в воздушный поток датчиков, определение условий полета, назначение последовательности работы механизмов и парашютной системы, назначение номинального значения тяги ракетного ускорителя, выбор или расчет, соответствующий оптимальной эталонной траектории;

к моменту выхода из направляющих в кабине последней пары роликов кресла ракетный ускоритель должен создавать требуемую тягу и момент вокруг поперечной оси;

на кресле предусматривается система ориентации, которая совместно с микропроцессорами и ориентируемыми ускорителями (или ускорителем) обеспечит выполнение нужной траектории;

сразу после включения механизма, совместно с системой фиксации летчика в кресле должны сработать устройства для защиты его от потока (производятся исследования различных шторок, дефлекторов, надувного воротника, ограничителей для рук и т.п.).

Стремлением обязательного завоевания превосходства в воздухе объясняется планирование многомиллиардных затрат на исследование, проектирование и строительство новых поколений истребительной авиации.

Уже несколько лет ведутся подготовительные работы по новому истребителю. ВВС США Предложили американским самолетостроительным фирмам включиться в конкурсную работу по {243} созданию нового истребителя ATF. В конце февраля 1986 г. ВВС США были получены технические предложения от семи ведущих авиакосмических фирм США: «Боинг», «Дженерал Дайнемикс», «Грумман», «Локхид», «Макдоннелл-Дуглас», «Нортроп» и «Рокуэлл».

Отделение авиационных систем на авиабазе Райт-Паттерсон в течение трех месяцев углубленно исследовало эти проекты. Министерство обороны США в 1986 г. выдало контракты двум группам скооперировавшихся фирм на этап демонстрации и оценки выполненных ими новых машин («Нортроп» и «Макдоннелл-Дуглас» составили одну группу, «Боинг», «Дженерал Дайнемикс» и «Локхид» — другую).

По заявлению руководителя программы ATF на авиабазе Райт-Паттерсон ВВС США полковника Пиччирилло, группа представителей ВВС, ведущая эту программу, уже имеет ясное представление о каждом проекте, но он считает, что реальный самолет появится в конце 1990 г. или в начале 1991 г. По словам Пиччирилло, возможно, теперь проект ATF будет скрывать тот же занавес секретности, который охраняет работы над усовершенствованным бомбардировщиком В-2.

Фирмы, получившие контракты, более трех лет проводят работы по этапу демонстрации и оценки, включающие испытания подсистем, моделирование с человеком и др. В 1991 г. один из проектов должен быть выбран для полномасштабного проведения испытаний и серийного производства.

Главными требованиями к проекту ATF являются способность полета с большой скоростью на малой высоте и обеспечение низкого уровня демаскирующих признаков, или «малозаметности». Усовершенствованные электронные системы позволят истребителям ATF действовать наполовину или полностью автономно, глубоко в воздушном пространстве противника.

Имеется попытка кооперации ВВС и ВМС США в программе создания перспективного истребителя. Оба ведомства заключили соглашение о координации работ по созданию истребителя ATF для ВВС и истребителя АТА для ВМС. Оба ведомства подтвердили, что производство самолетов АТА и ATF будет осуществляться на конкурсной основе с целью снижения расходов на серийное изготовление.

В интересах выполнения работ по созданию истребителя ATF, ВВС США опубликовали перечень программ, который в дальнейшем в процессе проектирования может быть дополнен. В перечне имеется программа, предусматривающая разработку нового поколения катапультного кресла CREST. Программа должна обеспечить технологическую базу для проектирования катапультного кресла следующего поколения, включающую ракетные двигатели, регулируемые СМ, систему фиксации и защиты летчика от набегающего воздушного потока, электронное {244} оборудование управления пространственным положением кресла и т.д.

В дополнение к ранее перечисленным техническим требованиям к креслу добавляется следующее требование: кресло на 90% должно исключать демонтажные операции при работе в кабине, что будет экономить 10 чел/ч по сравнению с тем, когда демонтаж необходим. Это требование, вероятно, исключит возможность использования кресла ACES-II, на котором до этого проводились все работы.

Отдельным пунктом в перечне указана программа технологии автоматизированной кабины CAT (Cockpit Automation Technology). Программа направлена на уменьшение рабочей загрузки экипажа путем оптимальной автоматизации кабины. В тяжелых условиях полетов с большими перегрузками кресло должно создать экипажу необходимый комфорт.

Даже частичное внедрение перечисленных мероприятий, не требующих больших изыскательских работ, способно расширить возможность по спасению экипажей различных боевых самолетов, а создание систем кресел с управляемым по величине и направлению вектором тяги двигателей с микропроцессорным управлением позволит еще больше расширить возможности по спасению экипажей самолетов в усложнившихся условиях аварийного покидания, снизить травматизм и уменьшить число смертельных случаев.

Однако, несмотря на столь широкий фронт работ по совершенствованию открытых систем кресел, продолжаются поиски новых решений для расширения диапазона применения средств покидания в ранее не завершенных конструкциях.

Начиная с 1980 г. фирма «Боинг» занималась исследованиями в области средств аварийного покидания на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, оценивая перегрузки, устойчивость и возможность катапультирования до скоростей 1300 км/ч и величин скоростного напора 7800 кгс/м² на высотах до 21 500 м и менее 150 м.

Около 12-ти вариантов кресел с различными изменениями исследовано в аэродинамических трубах с измерениями по трем осям. Варианты изменений предназначены для повышения динамической устойчивости кресел и защиты экипажей от воздействия воздушного потока.

Другими фирмами-разработчиками катапультных кресел проводились исследования устройств, выполнявших одинаковые функции, но с различными конструктивными решениями. Так например, фирма «Стенсел» на кресле S4S установила боковые кили для повышения устойчивости по рысканию; на кресле, выполняемом по программе CIEST, установлены выдвижные обтекатели для торможения воздушного потока и обеспечения защиты экипажа от потока на сверхзвуковой скорости. {245}

5.2. Испытания парашютов

Все спасательные средства в авиации, прежде чем их запускают в серию, проходят испытания в реальных условиях. Это относится и к парашютам, и к катапультам. Парашюты и катапульты создаются применительно к конкретным летательным аппаратам: самолетам, планерам, вертолетам, а в последние годы — и к дельтапланам. Прежде чем дать путевку в жизнь летательному аппарату, его «опрыгивают», т.е. проверяют в полете, можно ли безопасно выпрыгнуть из него с парашютом. При этом определяют, в каком диапазоне высот и скоростей обеспечивается безопасное покидание, дают рекомендации, как прыгать.

В реальных условиях возможности средств спасения проверяют люди редкой и мужественной, но порой и опасной профессии — парашютисты-испытатели. Фактически испытатели появились с того времени, как в начале 1930-х гг. в Москве была организована мастерская-лаборатория по изготовлению парашютов. Молодые специалисты М. А. Савицкий, Ф. Д. Ткачев, Н. А. Лобанов, И. Л. Глушков, Чуриков и другие исследовали различные материалы, разрабатывали технологию производства отдельных узлов новых парашютов.

Вначале, как правило, новые парашюты «испытывают» с манекенами и только потом прыгают испытатели. Прыжок парашютиста-испытателя в отличие от обычного спортивного или тренировочного прыжка требует большой квалификации, глубоких знаний конструкции и технологии парашюта. Сам парашютист-испытатель должен настолько владеть собой, чтобы при самых различных положениях в воздухе следить за парашютом, анализировать все происходящее с ним и с парашютом и, если нужно, пойти на известный риск. Парашютистом-испытателем может быть только мастер своего дела, безукоризненно знающий технику.

Известный летчик-испытатель Герой Советского Союза генерал Г.А. Седов писал: «Если испытатель идет в полет, как на подвиг, и считает, что он рискует, то он к испытаниям не готов». Первые советские парашютисты-испытатели: Гладков, Жуков, Ровнин, Козуля, Гульник, Зигаев, Лаврентьев, Колосков, Кайтанов, Морозов, Кандрашов, Балашов и другие много сделали для того, чтобы в годы войны была сохранена жизнь многих советских летчиков.

Испытатели опробовали парашюты на разных скоростях и высотах, в том числе и на сверхмалых высотах. Так например, летом 1934 г. над московским стадионом «Динамо» появился самолет По-2 с человеком на крыле. Когда самолет пролетал над центром футбольного поля, человек спрыгнул и почти сразу же над ним раскрылся купол парашюта. Смельчаком оказался мастер парашютного спорта Петр Балашов. Этим прыжком он установил рекорд, оставив самолет на высоте всего 80 м. Правда, через год такой же {246} прыжок выполнил летчик и парашютист Николай Остряков над киевским стадионом «Динамо». Только много лет спустя, в 1986 г., удалось улучшить этот рекорд. Впервые в истории мирового парашютизма был совершен прыжок с наименьшей высоты — 50 м. Его выполнил советский спортсмен кандидат в мастера спорта В. Д. Поздняков.

Только непосвященному человеку может показаться, что прыжок с малой высоты безобиден. Парашютист привык покидать самолет с большой высоты, что более удобно и безопасно. При этом пока падаешь, есть время разобраться в создавшейся ситуации, предпринять какие-то действия, при необходимости воспользоваться запасным парашютом. На высоте не ощущается скорость самолета. Он как бы висит на месте, и земля выглядит с высоты неподвижной. На малой же высоте предметы на земле проносятся с огромной скоростью. Поэтому и с психологической точки зрения прыжок с малой высоты труднее. Времени на размышления почти нет, значит, действия должны быть быстрыми, четкими, доведенными до автоматизма. Один из прыжков с такой сверхмалой высоты производился на воду. От момента покидания самолета до приводнения прошло всего 4,4 с, из них 3,6 с ушло на раскрытие парашюта и 0,8 с — на снижение с полностью наполненным куполом.

Не напрасными были эксперименты до войны К.Ф. Кайтанова и других выдающихся парашютистов: Л.Г. Минова, Я.Д. Мошковского, Н.А. Евдокимова, С.Н. Афанасьева, М.Г. Забелина, Н.А. Камневой. Так например, в 1933 г. К.Ф. Кайтанов производил прыжки из самолета, выполнявшего различные фигуры высшего пилотажа: вираж, скольжение, пикирование и даже петлю и штопор.

Результаты испытаний служили основой для создания рекомендаций и методических пособий для строевых летных частей. В мирное время и во время боевых действий на Халхин-Голе, в Испании и в воздушных схватках Великой Отечественной войны эти методики помогли спасти жизнь тысячам советских летчиков. Например, во время знаменитого ночного тарана в августе 1941 г. над Москвой В. Талалихин покинул свой искалеченный истребитель из положения «вниз головой».

Испытателями парашютов и катапульт, как правило, работают мужчины. Однако случаются и исключения. Заслуженный мастер спорта, судья международной категории, восьмикратная чемпионка мира Г.Б. Пясецкая во время Великой Отечественной войны совершила 221 испытательный прыжок с парашютом. Она проводила испытания новых парашютов, десантного военного снаряжения, определяла, как лучше крепить различное оружие, радиостанции, телефоны с проводами, сбрасывать продовольствие и боеприпасы партизанам. Kpоме того, она в числе других испытателей «опрыгивала» десантные планеры Гр-11 с парашютами ПД-41 и ПД-42 конструкции Н.А. Лобанова.

Уже в конце 1930-х гг. «опрыгивание» самолетов приобрело {247} такое же важное значение, как и испытания самих парашютов. Ведь даже самый лучший парашют не спасет летчика, если он не сможет правильно отделиться от самолета. Результатами работ парашютистов-испытателей заинтересовались не только летчики, но и конструкторы летательных аппаратов. При разработке и создании новых самолетов и планеров рабочие места для членов экипажа располагают таким образом, чтобы в случае необходимости они смогли быстро и безопасно выпрыгнуть с парашютом.

Испытательные парашютные, а в дальнейшем — и катапультные прыжки, как правило, сопровождаются киносъемкой для последующего детального разбора и изучения каждого момента этапа прыжка. Но, как совершенно справедливо отмечал известный парашютист-испытатель В. Г. Романюк, «нельзя целиком заменить работу испытателя киносъемкой, ибо никакой инструментальный метод не может заменить отчета испытателя, скажем, о прыжке с задержкой раскрытия купола».

С появлением новых тяжелых турбовинтовых транспортных самолетов значительно усложнились и условия покидания их экипажем. Например, длина кабины самолета Ан-22 «Антей» 33 м, а ширина — 4,5 м. Традиционные методы оставления самолетов здесь оказались неприемлемыми, ведь при аварийной ситуации члены экипажа в тяжелом обмундировании и с парашютом не смогли бы добежать из кабины до дверей или люков в грузовой кабине. Конструкторы это предусмотрели и сделали туннельный колодец прямо из пилотской кабины вниз, под фюзеляж самолета. Кабина экипажа на этом огромном самолете размещается на втором этаже. «Опрыгивание» «Антея» показало, что через туннель можно покинуть самолет даже быстрее, чем традиционным способом.

Первым «Антей» «опрыгивал» известный парашютист Е. Н. Андреев. Впоследствии он же «опрыгивал» и транспортный самолет Ил-76. Е.Н. Андреев и П.И. Долгов — единственные в мире парашютисты, которые прыгали с высоты 25,5 км. Если при обычных прыжках парашют вводится в действие через 1...5 с, то в этом небывалом прыжке парашют раскрылся с задержкой в 300 с после отделения от аэростата. В числе первых испытателей Е. Н. Андреев прыгал из реактивных самолетов, еще не оборудованных катапультными установками.

5.3. ИСПЫТАНИЯ КАТАПУЛЬТНЫХ КРЕСЕЛ

С наступлением эры принудительного покидания лучшие парашютисты-испытатели вложили в создание первых отечественных катапультных кресел много труда. Но всегда их работе предшествовал большой объем всевозможных проверок как наземных, так и летных.

В дополнение к ранее описанным проверкам, проведенным при создании первого катапультного кресла, приведем перечень проверок, {248} которым подвергается каждое новое кресло, и, в частности, подвергалось кресло КМ-1.

на натурном аэродинамическом стенде, где оценивалась надежность систем фиксации рук и ног на скоростях до 1200 км/ч, предварительно оценивались воздействия воздушного потока на голову в различном снаряжении: ГШ, ЗШ, с костюмами ВКК и ППК;

на горизонтальном стенде отстрелами манекенов и испытателей, где оценивалась прочность подвесной системы и узлов ее крепления, определялась степень распределения нагрузки на летчика от ремней подвесной системы на больших скоростях;

отстрелами на большой вертикальной катапульте (БВК), где определялась величина перегрузок и их переносимость при различных температурах, работоспособность системы фиксации ног, рук и корпуса;

проверкой отдельных систем кресла в летных испытаниях путем сброса с вертолета и транспортных самолетов для определения величины теряемой высоты при катапультировании на различных скоростях, проверкой ввода парашюта по штатной схеме и автономно, отстрелом штанги и вводом стабилизирующего парашюта;

катапультированием манекенов и испытателей с летающей лаборатории с использованием только первой ступени СМ без порохового ускорителя (в таких условиях проводить испытания проще, а качество оценки не нарушается), проверкой работоспособности всех систем;

по полной программе с обеими ступенями комбинированного СМ на различных режимах с манекеном и испытателем (летные испытания).

24 июня 1947 г. впервые покинул борт бомбардировщика — летающей лаборатории Пе-2 испытатель Г.А. Кондратов на опытном катапультном кресле. В 1948 г, на сборах инструкторов-парашютистов им объяснили принципы процесса катапультирования. Объяснения давал Р. А. Стасевич — в то время руководитель отдела катапультных установок в ОКБ А.С. Яковлева. В конце сборов летчик-испытатель М.Л. Галлай на двухместном реактивном самолете МиГ-9 продемонстрировал катапультирование манекена. На высоте 1000 м он катапультировал из второй кабины манекен массой 80 кг (вместе с креслом).

Вскоре несколько самолетов Ту-2 были оборудованы катапультными креслами, на которых проводились показательные занятия с летчиками в строевых частях и практическое катапультирование с манекенами. 16 января 1949 г. летчик А.В. Быстров покинул самолет МиГ-9 УТИ на скорости 764 км/ч.

Армейские инструкторы-парашютисты, обучая строевых летчиков, сами катапультировались по несколько раз. Испытатель-парашютист Н. Никитин совершил на таких показах более 70 катапультирований.

В конце 1950-х гг. в нашей стране работало не так уж много испытателей катапультных кресел: Г.А.Кондратов, А.В.Быстров, Ф.М.Морозов, П.И.Долгов. Первым покинул на катапультном кресле реактивный самолет, летевший со скоростью 860 км/ч, П.И.Долгов. Тогда это была предельная скорость катапультирования, переходить которую не спешили.

Вот как описывает работу испытателя катапультных кресел летчик-испытатель Юрий Быков:

«Труд испытателя катапульт — это еще не раскрытая в книгах суровая романтика, таящаяся в глубине души скромных, но беспредельно смелых людей, которые ценой своей жизни борются за жизнь летчиков и бесстрашными прыжками доказывают, экспериментируют, утверждают и дают путевку в жизнь новому летательному аппарату. Неизвестно, придется ли летчику вообще когда-нибудь воспользоваться парашютом, а у парашютиста-испытателя — это повседневный труд.

Труд необычный, бесценный, труд-подвиг, где каждая секунда, ее сотые доли могут стоить долгих лет жизни.

Пороховой заряд выстрелил кресло вместе с человеком из кабины реактивного самолета. Поток воздуха, встретившись с этим крошечным живым островком, обрушил на него всю свою мощь. Руки и ноги мгновенно были сорваны с фиксаторов, испытатель беспорядочно вращался, не в силах что-либо сделать в хаосе взбешенных струй. Руки и ноги то вытягивались по потоку, то с силой отбрасывались назад, когда невидимая коварная сила, словно жесткой подушкой, безжалостно била в лицо, сжимала грудь. Но человек сопротивлялся. Через две секунды поток ослабевал, а раскрывшиеся привязные ремни освобождали испытателя от кресла.

Падение стало привычным. Небольшая задержка, и рука с силой выдергивает вытяжное кольцо.

Еще не ослабевшее он напряжения тело не почувствовало динамического удара раскрывшегося парашюта. Снижение на белом куполе показалось мучительно долгим, словно земля отходила от него. Но небо есть небо. Пока находишься в нем, будь готов к любым неожиданностям, порой самым невероятным и неповторимым. Последнее напряжение — и испытатель привычно коснулся земли.

Только оказавшись среди встречавших его товарищей, он почувствовал усталость и далекую, пока еще тупую, приглушенную боль. Травм не было, но тело ныло от огромного напряжения».

Эти слова были написаны о Юрии Александровиче Гарнаеве — испытателе самолетов и самолетных катапульт, который первым катапультировался на скорости 900 км/ч. Первым катапультировался в скафандре на больших высотах. Первым покинул с парашютом вертолет, у которого отстреливались лопасти несущего винта. {250}

Вскоре после Ю.А.Гарнаева летчик-испытатель В.Кочетков катапультировался на скорости более 1000 км/ч. Первым в истории отечественной авиации на сверхзвуковой скорости катапультировался Е.Н.Андреев.

Конечно, до первого прыжка или первого катапультирования летчика, как правило, проходят испытания с манекеном, однако в дальнейшем за дело берутся испытатели парашютов и катапульт. Их заключение является главным, определяющим судьбу того или иного парашюта или катапульты.

В 1985 г. в СССР было учреждено почетное звание «Заслуженный парашютист-испытатель СССР». В числе первых это звание за особые заслуги и многолетнюю работу по испытаниям парашютов и катапульт получил полковник Е.Н.Андреев.

Парашютисты-испытатели В.Г.Романюк, Е.Н.Андреев, П.И.Долгов и О.К.Хомутов были удостоены высшей награды Родины — звания Героя Советского Союза.

Ранее приводились «доводы» великого князя в обоснование «вредности использования парашютов» летчикам царской России:

«...Самолеты стоят дорого, их приходится покупать за границей за золото, а люди у нас всегда найдутся, не те, так другие».

Сейчас времена другие, как бы ни был дорог самолет, а человек бесценен. При этом следует учитывать и то, что современная техника столь сложна, что на обучение летчика затрачивается много времени, и в военное время быстрое пополнение обученным летным составом становится проблемой, значительно более сложной, чем пополнить армию материальной частью. Завоевание превосходства в воздухе требует высококвалифицированного летного состава не менее, чем высококачественной техники. Отсюда и повышенное внимание к спасательной технике. Несовершенство средств аварийного покидания, приводящее к недостаточно эффективной их работе, может отражаться в конечном итоге и на завоевании превосходства в воздухе.

Например, с начала эксплуатации катапультных кресел фирмы «Мартин-Бейкер» на различных самолетах многих стран к началу 1980-х гг. ими воспользовались и спасли себе жизнь 5600 летчиков. Как сообщил западногерманский авиационный журнал «Флюг ревю», стоимость подготовки одного летчика составляет 9 млн. западногерманских марок, а катапультного кресла — 150 тыс. марок. Следовательно, считают на Западе, при спасении этих летчиков с помощью катапультных кресел было сэкономлено 50 млрд. марок!

Создание современных САПС — задача не простая, но крайне необходимая. Их создание без привлечения высококвалифицированных научных и конструкторских сил немыслимо. Без науки нельзя продвигаться вперед, а не продвигаясь вперед, трудно обогащать науку, вооружать ее тем, что необходимо ученым для обогащения практики. {251}

Очевидно, что в создании технических средств спасения, как и в любой другой области техники, приходится сложные, многогранные задачи расчленять на составные части. При этом можно использовать специалистов более узких областей, компетентных в своей конкретной области.

Для создания современных средств спасения необходимо наряду с конструкторами участие специалистов, обладающих опытом работы по:

созданию автономных источников питания с малым временем работы и выведением на полную мощность;

точным системам наведения, которые до этого времени применялись для пуска ракет и снарядов;

физиологическим исследованиям и анализам летных происшествий, материалов авиационной медицины.

В последнее время за рубежом для решения сложных задач все чаще стали применять конкурсный метод, который позволяет выбрать из нескольких опытных образцов лучший для серийного производства, затратив несколько больше средств на разработку, получить значительную экономию в серии.

Такой опыт в Советском Союзе был проведен еще в начале 1960-х гг., но, несмотря на положительные результаты, в дальнейшем, к сожалению, не применялся.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Арлазоров М.С. Артем Микоян. М.: Мол. гвардия, 1978. 272 с.

2. Ватуля Н.М., Перепелица Г.Ф., Тихомиров К.Н. Устройство и техническая эксплуатация парашютов. М.: Военкнига, 1961. 319 с.

3. Глушков H.Л. Советское парашютостроение // Под куполом парашюта. М.: Редиздат ЦС Союза Осоавиахима СССР, 1947.

4. Космонавтика / Редкол.: В.П. Глушко (гл. ред.), В.П. Бармин, К.Д. Бушуев и др. М.: Сов. энцикл., 1985. 528 с.

5. Котельников А.Г. Новые материалы о парашютах Г.Е. Котельникова // Вопросы естествознания и техники. М., 1964. Вып. 17. С. 114.

6. Котельников Г.Е. Парашют. М.–Л.: Детгиз, 1943. 126 с.

7. Котик М.А. Психология и безопасность. Таллинн: Валгус, 1981. 268 с.

8. Леонардо да Винчи. Избранные научно-естественные произведения. М.: АН СССР, 1955.

9. Лобанов Н.А. Основы расчета и конструирования парашютов. М.: Машиностроение, 1965. 365 с.

10. Пономарев А.Н. Авиация настоящего и будущего. М.: Воениздат,

11. Романюк В.Г. Заметки парашютиста-испытателя. М.: Воениздат, 1953. 132 с.

12. Нюрнбергский процесс над гитлеровскими преступниками. М.: Госюриздат, 1960. Т. 6. С. 37.

13. Средства спасения экипажа самолета / СМ. Алексеев, Я.В. Балкинд, A.M. Гершкович и др. 2-е изд. М.: Машиностроение, 1975. 431 с.

14. Строев Н.С. Выбор параметров катапультных кресел для скоростных самолетов // Техника Воздушного флота. 1947. № 2. С. 27.

15. Смирнов В.А. Справочник инструктора. М.: ДОСААФ, 1983. 142 с.

16. Стасевич Р.А. Справочное пособие парашютисту. М.: Воениздат, 1959. 130 с.

17. Черненко Г.Т. Пионер парашютизма // Наука и жизнь. 1973, № 2. С. 134–139.

18. Чесалов А.В. Проблемы спасения экипажа при авариях на больших скоростях и высотах полета // Техника Воздушного флота. 1946. № 10.

19. Шульженко М. Н. Конструкции самолетов. 2-е изд. М.: Оборонгиз, 1953. 542 с.

21. Bruce Frisch and Victor Wigotsky. Vertical Seeking Ejection Seat Boosts Pilots Odds // Astronautics, July / August, 1983. V. 21. P. 28–29.

23. M. Gaines. NACES — today's ultimate seat // Flight International. 3 may 1986. V. 129. P. 26–29.

24. Jan Goold. NTSB calls for safer aircraft seats // Flight. 1985. 23.XI. V. 128. P. 18, 19.

25. Le nouveau siege ejectable Stencel // Air et Cosmos. N. 949. 9 avril 1983. P. 73.

ОГЛАВЛЕНИЕ

Агроник Александр Григорьевич, Эгенбург Лазарь Израильевич

Сдано в набор 24.10.89. Подписано в печать 17.07.90. Т-0Ш5. Формат 60×88 ¹/₁₆. Бумага офсетная № 2. Гарнитура литературная. Печать офсетная. Усл.печ.л. 15,68. Усл.кр.-отт.

Ордена Трудового Красного Знамени издательство «Машиностроение», 107076, Москва, Стромынский пер., 4

Отпечатано в Московской типографии № 8 Госкомпечати СССР

101898, Москва, Хохловский пер., 7, с диапозитивов, изготовленных в Информэлектро, 105856 ГСП, Москва Е-37, Информэлектро

* «Нюрнбергский процесс над главными немецкими военными преступниками». Т. VI. М.: Государственное изд-во юридической литературы, 1960. С. 37.

Параметры катапультных кресел	Не-219	Не-280
Начальная скорость, м/с	12	11,9
Максимальная перегрузка, ед.	12...13	10,5
Время рабочего хода, с	—	0,13
Длина поршня, м	0,680	0,775
Давление сжатого воздуха, Па	95 10⁵	125 10⁵

Режим полета самолета в момент катапультирования	Число катапуль- тирований	Доля от об- щего числа катапульти- рований, %
Набор высоты	71	9,4
Горизонтальный полет	265	35,0
Полет на спине	47	6,2
Пикирование	105	13,9
Штопор	84	11,1
Вираж	39	5,2
Полет по спирали	23	3,0
Бочка	11	1,4
Не известен	112	14,8
Всего	757	100,0

Исход летного происшествия	Число	Относительное число, %
Спасение при катапультировании	52	58
Гибель при катапультировании	9	10
Спасение без катапультирования	7	8
Гибель без применения катапультных кресел	21	24

Операция	Время, с
	Режим 1	Режим 2		Режим 3
	Режим 1	(А-10)	(F-15/F-16)	Режим 3
Включение стреляющего механизма	0,0	0,0	0,0	0,0
Раскрытие стабилизирующего парашюта	—	0,17	0,17	0,17
Воспламенение стреляющего механизма STAPAC	0,18	0,18	0,18	0,18
Раскрытие парашюта	0,2	0,97	1,17	*
Отделение стабилизирующего парашюта от кресла	—	1,12	1,32	*
Отделение кресла от пилота	0,45	1,22	1,42	*
Наполнение парашюта	0,8	2,6	2,8	*
Раскрытие аварийного оборудования	5,5	6,1	6,3	*
* — последовательность прерывается до выхода кресла на режим 3, затем парашют раскрывается через 0,82 с (А-10) или 1,0 с (F-15/F-16).

Пространственное положение самолета,*		V, км/ч	Минимальная высота катапультирования, м
Q	g	V, км/ч	S4S	требование MIL-S-9479
0	60	222	0	0
0	180	277	44,2	61,0
0	0	277	39,6	91,5
(снижение со скоростью 50,8 м/с)
60	0	370	86,9	152,5
0	0	832	117,4	152,5
60	60	370	91,5	167,7
45	180	462	100,6	183,0

Годы	1908	1909	1910	1911	1912
Число погибших	1	3	32	82	128


Рис. 23. Одна из первых капсул, разработанных фирмой «Гудъир» в США для самолетов ВМФ (1954 г.)		Рис. 24. Катапультирование кресла вниз из самолета В-47 «Стратоджет» фирмы «Боинг» (1953 г.)


Рис. 25. Спуск на парашюте одной из первых отделяемых кабин		Рис. 26. Катапультное кресло французской фирмы «Моран-Солнье» (катапультирование вниз)

	Кресло	Кабина
Полетная масса, кг	136	250
Лобовая площадь, м²	0,6	0,94
Отрицательное ускорение g при М=1, м/с²	31	32
Местное давление, кг/см²	0,91	7,24

V, км/ч	В боевых условиях из самолетов				В мирных условиях
	дозвуковых		сверхзвуковых		В мирных условиях
	число	%	число	%	число	%
0...180	0	0	0	0	51	6,4
180...360	10	16	4	10	339	42,7
360...540	29	46,8	13	32,5	274	34,5
540...720	9	14,5	10	25	90	11,4
720...900	12	19,3	9	22,5	31
900 и более	2	3,2	4	10	9	1,1
Всего	62	100	40	100	794	100

Год	Число катапультирований	С благополучным исходом		Со смертельным исходом
Год	Число катапультирований	всего	% от общего числа	всего	выполненные за пределами ограничений	% выполненных за пределами ограничений от числа со смертельным исходом
1976	64	50	78	14	8	57
1977	70	54	77	16	12	75
1978	79	63	80	16	11	69
1979	79	54	68	25	19	76
1980	71	49	69	22	17	77
1981	72	57	79	15	10	67
Всего	435	327	75	108	77	71

Тип само- лета	Смер- тель- ные исхо- ды	Тяже- лые трав- мы	Не- значи- тель- ные трав- мы	Мини- маль- ные трав- мы и ушибы	Без травм	Всего
А-7	2	—	1	2	—	5
А-10	1	—	—	1	1	3
А-1	1	2	—	—	—	3
В-52	1	4	1	—	—	6
F-4	1	3	4	11	4	23
F-5	—	—	1	—	1	2
F-15	—	1	1	—	1	3
F-16	1	—	1	1	1	4
F-106	—	—	1	—	—	1
F-111	2	1	—	—	1	4
Т-34	—	—	2	—	—	2
Т-38	—	2	—	1	—	3
ТР-1	—	1	—	—	—	1
У-2	—	—	—	1	—	1
Всего	9	14	12	17	9	61

Тип самолета	Год выпуска	Число самолетов		Число лет эксплуатации	Потери самолетов,
Тип самолета	Год выпуска	поступивших на вооружение	потерянных в летных происшествиях	Число лет эксплуатации	за время эксплуатации	в среднем за год
F-100	1953	1250	864	25,0	69,12	2,8
F-102	1953	1000	260	25,0	26,0	1,0
F-105	1955	850	256	21,5	30,12	1,4
F-104	1956	270	160	15,0	59,25	4,0
F-101	1958	1200	190	25,0	15,83	0,6
F-4	1960	2900	456	19,0	15,70	0,8
F-5	1963	127	26	9,0	20,47	2,3
F-106	1966	340	112	24,5	32,94	1,3
F-111	1967	562	77	14,5	13,70	0,9
F-16	1973	325	20	3,5	6,15	1,8
F-14	1973	500	55	9,0	11,0	1,2
F-15	1974	620	25	7,5	4,03	0,5

Тип кресла, фирма	Год выпуска	Характеристики кресла
		Безопасная скорость катапуль- тирования		Допустимая высота ката- пультирования, м		Минималь- ная высота, необходи- мая для ка- тапультиро- вания из переверну- того поло- жения, м	Время срабатывания систем с момента включения до наполнения купола, с	Масса, кг
		макси- мальная	мини- мальная	макси- мальная	мини- мальная			Масса, кг
Mk.4, Mk.5; «Мартин-Бейкер»	1956	1100	165	15000	0	160	6,5	140
Mk.6, Mk.7; «Мартин-Бейкер»	1961	1100	0	15000	0	160	6,5	140
ESCAPAC-I, ESCAPAC-II; «Дуглас»	1972	1100	0	15000	0	60	—	68
Mk.10; «Мартин-Бейкер»	1961	1150	0	15000	0	107	2,5	90,3
S-III-S-3;	1972	1150	0	15000	0	60	2,5 и 2,2*	60
ACES-II; «Дуглас»	1975	1150	0	15000	0	60	2,8 и 1,8*	—
S-III-S-3 с системой управления вектором тяги; «Стенсел», «Грумман»	1986	1150	0	15000	0	20	2,5 и 2,2*	74
ACES-II с системой управления вектором тяги; «Дуглас»	1986	1150	0	15000	0	20	2,5 и 1,8*	74
Mk.12; «Мартин-Бейкер»	1986	1150	0	15000	0	60	2,4 и 1,9*	60
* Время срабатывания систем при скорости полета до 500 км/ч.


Рис. 80. Катапультное кресло ACES-II фирмы «Макдоннелл-Дуглас» (США)		Рис 81. Катапультное кресло S-HI-S-3A фирмы «Стенсел» (США)


Рис. 83. Опытная убирающаяся шторка на отделяемой спинке катапультного кресла КМ-1 (СССР)		Рис. 84. Защитная шторка фирмы «Боинг» (США)

V, км/ч	0...460	460...830	Свыше 830
Преимущества	Значительных различий нет	Меньшая требуемая высота катапультирования; меньший динамический удар при раскрытии основного парашюта; уменьшение вероятности получения травм при боковых перегрузках.

Предисловие	3
Глава 1. Парашют как средство спасения человека	6
1.1. Зарождение парашютизма	6
1.2. Парашюты на воздушных шарах и самолетах	7
1.3. Развитие отечественных и зарубежных парашютов	16
1.4. Современные парашютные системы	24
1.5. Парашюты в спорте и в воздушно-десантных войсках	36
1.6. Парашюты на космических кораблях	48
1.7. Автоматизация парашютных систем	54
Глава 2. Катапультные кресла, капсулы и отделяемые кабины	58
2.1. Первые принудительные средства покидания	58
2.2. Катапультные кресла с защитой от воздушного потока	76
2.3. Капсулы (история разработок)	84
2.4. Отделяемые кабины	85
Глава 3. Типовые схемы катапультных кресел	98
3.1. Катапультные кресла первого поколения	98
3.2. Катапультные кресла третьего поколения	117
3.3. Принцип действия и последовательность срабатывания систем, обеспечивающих аварийное покидание двухместного самолета	159
3.4. Средства спасения и защиты летного состава на вертолетах	165
3.5. Характерные случаи катапультирования	170
3.6. Некоторые характерные недостатки катапультных кресел	177
Глава 4. Технические требования к средствам аварийного покидания самолетов	182
4.1. Формирование технических требований к САПС	182
4.2. Диапазон скоростей и высот для безопасного катапультирования	183
4.3. Максимально допустимые перегрузки	201
4.4. Автоматизация и резервирование САПС	203
4.5. Условия работы экипажа в высокоманевренных самолетах	208
Глава 5. Новые разработки, испытания и испытатели парашютов и катапультных кресел	222
5.1. Новые конструктивные решения, направленные на повышение снасаемости при авариях самолетов	222
5.2. Испытания парашютов	246
5.3. Испытания катапультных кресел	248
Список литературы	253