1* В СССР отделяемой кабиной впервые был оборудован самолет Су-17 в 1949 г.-Прим. ред.
Рис. 1.71. Отделяемая кабина самолета F-111.
В США были разработаны два варианта отделяемых кабин. Фирма «Стэнли авиэйшн» разработала кабину для самолета F-102, а фирма «Локхид»-для самолета F-104. Обе кабины, однако, не нашли практического применения. Кабина самолета F-104 разработана с учетом предохранения экипажа от действия высоких температур и перепадов давления. Она имела конструкцию, выдерживающую большие перегрузки и аэродинамические воздействия, возникающие в процессе катапультирования.
С целью обеспечения стабилизации положения кабины был предусмотрен выпуск перед катапультированием соответствующих поверхностей с большим удлинением. Для отделения кабины от самолета и подъема ее на определенную высоту предполагалось применение твердотопливного ракетного двигателя с тягой около 200 кН и временем работы около 0,5 с. Предусматривалось, что вектор тяги двигателя должен проходить через центр тяжести кабины под углом 35° относительно оси симметрии самолета. Выброс спасательного парашюта должен происходить при достижении скорости 550 км/ч.
Современные отделяемые кабины нашли применение только в двух сверхзвуковых самолетах (F-111 и В-1); первое покидание самолета с такой кабиной было осуществлено в 1967 г. при аварии самолета F-111, во время которой экипаж самолета, состоящий из двух человек, произвел катапультирование на скорости полета 450 км/ч и высоте 9000 м (со скоростью относительно воздуха 730 км/ч) и осуществил благополучное приземление.
Разработка и производство фирмой «Макдоннел» полностью герметизированной двухместной кабины самолета позволили осуществлять полет без специального высотного оборудования и обеспечивали безопасное покидание самолета во всех диапазонах скоростей и высот полета, в том числе при нулевой скорости и под поверхностью воды. В процессе разработки кабины была выполнена обширная исследовательская программа. В частности, были проведены испытания на рельсовом стенде для определения траектории полета при достижимых на земле предельных скоростях, исследование свободного падения кабины с большой высоты с целью определения аэродинамических характеристик, исследования удара кабины с целью разработки системы амортизации, оценки плавучести, ориентации на воде и отсоединения кабины под водой, изучение возможности длительного пребывания экипажа в кабине после приземления в труднодоступной местности в различных климатических и географических условиях, а также исследования прочности, надежности, функционирования и т.п.
Рис. 1.72. Последовательные стадии и траектория снижения кабины самолета F-111 после катапультирования.
Отсоединение кабины происходит после нажатия рычага, расположенного между креслами экипажа. После подачи команды система работает автоматически, причем вначале осуществляется затягивание ремней, пристегивающих экипаж к креслам, включение аварийной дыхательной кислородной системы и осуществление дополнительного наддува кабины. Затем происходит отделение кабины от самолета, разъединение элементов управления и проводов, включение ракетного двигателя. Отделение кабины и разрыв соединений осуществляются посредством взрыва заряда, выполненного в виде шнура, уложенного по контуру соединения модуля кабины с остальной частью фюзеляжа. Силовая установка кабины состоит из твердотопливного ракетного двигателя тягой 177,9 кН (18140 кГ).
В зависимости от высоты и скорости полета относительно воздуха двигатель выбрасывает кабину на высоту 110-600 м над самолетом. В верхней точке траектории полета кабины выбрасываются стабилизирующий парашют и полоски станиоля, облегчающие радиолокационное обнаружение кабины спасательными службами. По истечении 0,6 с после выбрасывания стабилизирующего парашюта прекращается работа двигателя и осуществляется выпуск основного спасательного парашюта с куполом диаметром 21,4 м (парашют этого типа применен в спускаемом модуле космического корабля «Аполлон»). Выброс парашюта, обеспечивающего снижение кабины со скоростью 9-9,5 м/с, происходит с помощью порохового заряда, воспламеняемого по сигналу таймерно-анероидного автомата или акселерометра. На высотах, меньших 4500 м, парашют выбрасывается сразу же, а в полетах со скоростью более 550 км/ч он выбрасывается только после уменьшения осевых перегрузок до величины 2,2. Наполнение купола парашюта происходит в течение 2,5 с, считая от момента натяжения строп. Амортизация удара о землю или воду, а также необходимая плавучесть обеспечиваются расположенными под кабиной резиновыми подушками, наполняющимися в течение 3 с после выброса спасательного парашюта. В случае приводнения кабины дополнительно выпускаются два поплавка, предотвращающие ее переворот. В убранном положении поплавки располагаются в нишах верхней части кабины. Кабина может отсоединяться от фюзеляжа под водой. Это происходит автоматически по сигналу гидростатического датчика после погружения самолета на глубину 4,5 м.
В программе разработки самолета В-1 первоначально предусматривалось применение трехместной отделяемой кабины, аналогичной кабине самолета F-111. Однако значительная стоимость такой кабины, необходимость проведения обширных исследований, сложность конструкции и обслуживания привели к тому, что было принято решение об использовании отделяемых кабин только в первых трех образцах самолета. В последующих же экземплярах стали использовать катапультируемые сиденья, специально разработанные для этого самолета.
11. Конструктивные усовершенствования в сверхзвуковых самолетах
При изложении материала в данной главе будем исходить из принципа, что первый облетанный образец является основой для сравнения всех последующих модификаций самолета. Отметим попутно, что технические решения, примененные в процессе развития сверхзвуковой авиации, в своем большинстве не могут считаться новыми в полном смысле слова. Это связано с тем, что определенная часть таких усовершенствований была впервые применена ранее при создании самолетов с дозвуковыми скоростями полета, в том числе использовавших винтомоторные силовые установки.
Другой использованный принцип состоит в том, что изложение основывается на опубликованных фактах испытаний образцов или модификаций самолетов, в которых применено новое техническое решение, а не на дате разработки летательного аппарата, которая зачастую оказывается неизвестной. В связи с этим может возникнуть ситуация, в которой приоритет изобретения приписывается не его непосредственному создателю, а тому, кто первый (согласно доступной автору книги информации) применил это техническое решение в практике сверхзвуковой авиации. Поэтому вполне возможны некоторые искажения действительного процесса развития сверхзвуковой авиации, которые возникли из-за недостатка сведений об истории создания того или иного самолета или отсутствия официальных дат испытаний, а также технических характеристик некоторых типов самолетов, являвшихся засекреченными или оставшихся на стадии разработки опытного образца. Несмотря на указанные оговорки, приведенный материал с методологической точки зрения можно считать достаточно точным, так как он охватывает наиболее существенные конструктивные усовершенствования в сверхзвуковых самолетах.
Таким образом, цель настоящего изложения заключается не в выявлении любой ценой того, кто, где и когда сделал соответствующее изобретение, а в хронологическом изложении результатов разработки различных конструктивных и аэродинамических решений, применение которых является основой сегодняшнего состояния сверхзвуковой авиации.
1946-9.12. Х-1 фирмы «Белл». Опытный самолет, выполненный по классической схеме. Среднеплан с прямым крылом, снабженным обычными закрылками и элеронами. Фюзеляж круглого сечения. Хвостовое оперение-прямое, нормальной схемы. Для управления закрылками на самолете применена гидравлическая система. Управление элеронами и рулями осуществляется с помощью гидромеханического привода. Самолет имеет четыре степени свободы-по скорости, курсу, крену и тангажу. В качестве силовой установки использован жидкостный ракетный двигатель. Самолет оборудован трехопорным шасси с одиночными колесами, убираемыми в фюзеляж. Старт самолета происходит со специального самолета-носителя.