Развитие авиационных средств спасения - Агроник А.Г., Эгенбург Л.И.

Автор: Агроник А.Г. Эгенбург Л.И.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника воздушный транспорт авиация и воздушные соединения воздушные линии и аэропорты авиация авиационное оборудование авиатехника безопасность жизнедеятельности техника безопасности
ISBN: 5-217-01052-5
Год: 1990
Похожие
Техника - молодежи №11 за 1984 год. Бездорожье - его стихия
Человек. Корабль. Космос. Сборник документов к 50-летию полета в космос Ю.А. Гагарина
Основы авиационной техники
На тропах Вселенной. Вклад космической биологии и медицины в освоение космического пространства
Текст
                    
I
i
A.L Агроник
А.И.Эгенбург
РАЗВИТИЕ
АВИАЦИОННЫХ
СРЕДСТВ
СПАСЕНИЯ
МОСКВА
«МАШИНОСТРОЕНИЕ»
1990
>-
и
X
и
к-
я
х
!Я
Ь-
е-
т-
а-
и-
а-
й-
>й
ы.
и-
то
в
а-
а-
а-
он
;о-
)С-
1Ь-
к
ла
з
ББК 39.56
А26
УДК 629.7.047
।
Рецензенты канд. техн, наук Н. В. Кирсанов и С. В. Дроздов
Агроник А. Г., Эгенбург Л. И.
А26 Развитие авиационных средств спасения.— М.: Машино-
строение, 1990.—256 с.: ил.
ISBN 5-217-01052-5
Даны характеристики авиационных средств спасения. Описаны кон-
струкции 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.
2705140400—081
038(01)—90
81—90
ISBN 5-217-01052-5
ББК 39.56
© А. Г. Агроник, Л. И. Эгенбург, 1990
ПРЕДИСЛОВИЕ
Современные средства аварийного спасения экипажей лета-
тельных аппаратов представляют собой сложные автоматизиро-
ванные технические комплексы. Они должны обеспечивать безо-
пасность 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 обеспе-
чивать 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 чело-
веческого организма в условиях воздействия на него ударных пе-
регрузок катапультирования, что усложняет решение ряда конст-
рукторских проблем. К ним относятся: автоматизация процесса ка-
тапультирования, создание энергодатчиков, обеспечивающих наи-
более выгодный по величине и направлению, вектор тяги; созда-
ние средств стабилизации, надежной защиты летчика от воздей-
ствия 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 разгермети-
зации 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 сохра-
нения жизни летчика было создано специальное высотное сна-
ряжение. Его использование в качестве защитного средства от на-
пора набегающего потока воздуха позволило расширить диапазон
применения катапультных кресел как по высоте, так и по ско-
рости.
Непрерывное развитие самолетостроения, увеличение скорос-
тей и высот полета, изменение тактики применения истребитель-
ной авиации, повышение маневренности самолетов приводят к
усложнению различных бортовых систем и увеличению их числа
з
на самолетах. Происходит это параллельно с повышением на-
дежности указанных систем и самолетов в целом. Однако практи-
чески всегда остается вероятность какого-либо повреждения,
в результате которого дальнейший полет становится невоз-
можным.
Многолетний опыт эксплуатации боевых самолетов подтвер-
ждает, что, как бы ни были совершенны бортовые системы,
и в тренировочных, и в боевых полетах необходимость в поки-
дании самолета для спасения жизни человека остается. Предус-
мотреть 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 поки-
дания самолетов нередко происходят в быстро усложняющихся
условиях, а иногда уже за пределами реальных возможностей
средств спасения. Все это доказывает необходимость высоко-
эффективных многорежимных автоматизированных средств спа-
сения.
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, энергодат-
чики, средства стабилизации и ряд других агрегатов претерпе-
ли 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 относи-
тельно короткую историю (около 50-ти лет), однако накопленный
опыт разработки и эксплуатации их достаточен для того, чтобы
выбрать оптимальные параметры характеристик кресла, обеспечи-
вающие надежное спасение экипажей.
Конечно, технические возможности любой системы не безгра-
ничны, но стремление к максимальной эффективности вполне есте-
ственно, 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, повышаю-
щих эффективность кресла, позволяет утверждать, что именно они
еще долгое время будут единственным средством спасения экипа-
жа 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 катапульт-
ные».
Авторы благодарят рецензентов канд. техн, наук Н. В. Кир-
санова и С. В. Дроздова за замечания, направленные на повы-
шение качества рукописи, а также С.М. Алексеева, А.А. Чумачен-
ко, В.В. Бардонова, В.А. Архипова и С.А. Плясункова за полез-
ные советы, сделанные ими по содержанию книги.

ГЛАВА 1. ПАРАШЮТ КАК СРЕДСТВО СПАСЕНИЯ
ЧЕЛОВЕКА
в глу-
летать
много-
1.1. ЗАРОЖДЕНИЕ ПАРАШЮТИЗМА
Попытки овладеть воздушным пространством уходят
бокую древность и имеют многовековую историю. Мечты
так же свободно, как птица, рождали у разных народов
численные 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 воздуш-
ном 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 воз-
духа, 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 Ленор-
мана аппарат стали называть парашютом,
что означало в буквальном смысле «пара» —
против, а «шют» — падение.
Рис. 1. Эскиз «летательной машины» из «Кодекса о по-
лете птиц» Леонардо да Винчи
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 парашю-
те, А. Ж- Гарнерен устранил опасное раскачивание, проделав от-
верстие 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 усо-
вершенствования, 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 аэропла-
нов.
Сильным стимулятором возрастающего темпа развития воз-
духоплавания, а в дальнейшем и авиации, стала бурно расту-
щая промышленность, требовавшая ускоренной связи между го-
родами и странами. Скорости водного транспорта и недавно
появившихся железных дорог уже не удовлетворяли людей. Появ-
ляются проекты воздушных пассажирских и грузовых перевозок.
Так например, еще в 1843 К парламент Великобритании утвер-
дил «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 ап-
парат, напоминавший по своим основным деталям будущие са-
молеты. 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, че-
рез 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 ПО 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 со-
ставляла 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:
Годы .....................................1908	1909	1910	1911	1912
Число погибших ........................... 1	3	32	82	128
Журналы и газеты тех лет извещали о разбившихся авиа-
торах. Уже в 1910 г. «Петербургская газета» писала: «Авиация
становится каким-то безжалостным Молохом, который требует
новых и новых человеческих жертв!» Даже специалисты, работав-
шие 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 примене-
ния 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 поки-
дании 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 раз-
личных 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 един-
ственным 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 воз-
душных кораблях может быть и будет парашют!».В другом ин-
тервью на вопрос, что может помочь авиатору, если произойдет
катастрофа, Ю. М. Древницкий ответил: «В таких случаях пара-
шют незаменим!».
Другой энтузиаст парашютного дела в России — Г. Е. Ко-
тельников — наблюдал прыжки Ю. М. Древницкого и знал о па-
рашютных 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, оказы-
вались неудачными или малонадежными. Долгий и упорный труд
Г. Е. Котельникова увенчался успехом. Ему удалось создать пер-
вый в мире ранцевый парашют, закреплявшийся на самом лет-
чике. В дальнейшем парашют Котельникова послужил прототипом
для других парашютов, создававшихся в разных странах.
Историческая заслуга Г. Е. Котельникова заключается не в от-
крытии 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 дол-
жен 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 38Х28Х
Х14) 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 рас-
крытии купола, распределялся равномерно по всему телу пара-
шютиста (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». Охран-
ное 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 отрабо-
тана и успешно прошла испытания с манекеном, однако в произ-
водство 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,
Клиньев - 24
В край парашюта пропущен трос 0 15 н/н
Стропы разделены на два плеча
Полюсное отверстие 130 н/м
Рис. 2. Парашют Г.Е. Котельникова РК-1 образца 1911 г. (по чертежам
Котельникова)
10
в которых ему прыгать не разрешали, при очередном испыта-
тельном полете я обратился к полковнику, председателю приемоч-
ной комиссии, который сидел у окна и смотрел вниз на аэрод-
ром с высоты 1000 м. «Господин полковник,— крикнул я ему в
ухо,— а что, если я сам попробую спрыгнуть?» Он быстро обер-
нулся 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 Котельни-
ковым 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 вели-
кого князя Александра Михайловича, командовавшего тогда рос-
сийскими 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 само-
леты 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 ведом-
ство 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. Ко-
тельникова, военное ведомство совсем не позаботилось ознакомить
летчиков с их устройством, укладкой, а главное — с правилами
пользования. Летчики тяжелых самолетов относились к парашю-
там 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 на-
сильно вытащил из корзины воздухоплавателя Мишкойта. Правда,
спуск его на землю прошел благополучно.
Для исключения подобных случаев подпоручик 12-й воздухо-
плавательной роты Н. Д. Анощенко предложил иную схему под-
11
вески парашюта. Купол парашюта убирался в чехол, а тот под-
вешивался к баллону аэростата, стропы тянулись к подвесной
системе воздухоплавателя. Схема Анощенко была испытана и ре-
комендована 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 жест-
кого 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 при-
менения, 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. Повыше-
ние 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 тре-
нировок 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 прапор-
щик В. Полторацкий (29 мая 1917 г.). Четыре воздухоплавателя
дважды прыгали с воздушных шаров. История зафиксировала
случай, когда на одном парашюте спаслись два воздухоплава-
теля, 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 ожесточен-
ных 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 пара-
шютами. Благополучно приземлились не все, два парашюта не
раскрылись...
Первый авиационный парашют за рубежом создал Г. Вас-
сер в 1910 г. Он представлял собой большой зонт со спицами.
12
Конец трости зонта был соединен с сиденьем пилота. При необ-
ходимости 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 пара-
шютов закреплялись под самолетами, под ними же «устраи-
вались» и сами парашютисты. После взлета и поднятия на вы-
соту парашютисты прыгали и так же как до них воздухоплава-
тели, выдергивали парашюты из-под самолетов. Затем раскры-
вались наполнявшиеся воздухом купола.
Примерно в это же время прославились французские пара-
шютистки Кайя де Кастелла и Пелатье, которые прыгали с само-
летов по методу Орса. Первая из них по праву считается и пер-
вой 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 Бонна.
Он назывался фюзеляжным, так как парашют укладывался в фут-
ляр на фюзеляже самолета и соединялся с летчиком веревкой,
причем футляр располагался между кабиной и хвостовым опере-
нием (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 пара-
шютами Боннэ совершили прыжки известные французские лет-
чики 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. Гриммер и Ф. Рейхельт
создали парашюты в виде плащей-пальто (рис. 4). Стоило лишь
расстегнуть пояс, и пальто моментально преображалось в пара-
шют. 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.
13
a)
Рис. 3. Авиационный парашют Бонна:
а — парашют уложен в футляре; б — крепление веревки парашюта к поясу летчика

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 раз-
работанных вариантов, число жертв не уменьшалось, а росло,
и парашюты на самолетах по-прежнему широкого применения не
14
Рис. 4. Франсуа Рейхельт в пальто-парашюте (справа — парашют в
раскрытом виде)
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 лет-
чику. 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 совершенство-
ванием авиационного парашюта. На средства американской ар-
мии 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 под-
весной системой. Главная особенность патента Ф. Смита заклю-
чалась в наличии маленького вытяжного парашюта со спицами
и впервые — с ножными обхватами подвесной системы. Лямки
имели отцепные крючки для быстрого отсоединения. Для раскры-
15
тия купола на груди летчика было сделано кольцо. Посредством
шнуров оно было связано с запирающим клапанным приспо-
соблением. 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 француз-
ский патент № 514562. На нем вместо ненадежных пряжек поя-
вились 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 парашют-
ной 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 па-
рашюта, условий его применения в авиации, разрабатывал но-
вые формы купола и привязных систем. В конце 1918 г. в лабо-
ратории 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 рево-
люции 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 со-
вершил прыжок с парашютом Семен Горбачев (13-й воздухопла-
вательный 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 грани-
цей.
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 «На-
нака», американские «Гофман» и «Ирвин». С 1927 г. коллектив
НИИ ВВС начал заниматься созданием отечественной парашют-
ной техники. Этими проблемами занялся летчик-изобретатель
П. И. Гроховский. Основное направление работ — замена па-
рашютного шелка более дешевыми, но прочными тканями, напри-
мер нансуком и перкалем.
После тщательного исследования иностранных парашютов
оказалось, что лучшие американские парашюты системы «Ирвин»,
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 при-
менения. Летчики по-прежнему не брали их в полет, считая па-
рашюты 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. По-
водом к этому послужила гибель одного воздухоплавателя, раз-
бившегося при прыжке со старым парашютом «Жюкмесс». Запрет
продолжался более шести лет...
Однако сама жизнь изменила отношение летчиков к парашю-
там, 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 бла-
гополучно приземлиться с парашютом. После этих трех случаев,
ставших широко известными, парашют признали как средство
спасения, его стали брать в полет теперь уже не только испы-
татели, 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 па-
рашют обузой в полете. Г. Е. Котельников рекомендует в при-
казном порядке обязать всех летчиков иметь в полетах спаса-
тельное 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 воз-
дух парашюты. Результаты такого решения сказались очень
быстро.
Процесс внедрения парашютов в эксплуатацию проходил сов-
сем 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 те-
чение 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 пере-
живаний, 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 дипло-
мом парашютиста и значком «Золотая гусеница». А уже в августе
1930 г. был выброшен первый в мире парашютный десант, под-
готовленный 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.
18
Рис. 5. Ранец парашюта РК-3 образца 1924 г. (по чертежу автора —
Г.Е. Котельникова):
а—клапаны; б — резинки, собирающие их «гармошкой»; в — тросовая шпилька; г — амортиза-
торы; д— карабины для отстегивания купола
Применение парашютов спортсменами, десантниками и при вы-
нужденных покиданиях опытных самолетов испытателями
М. М. Громовым, Б. Л. Бухгольцем и В. О. Писаренко в чрез-
вычайных условиях оказало психологическое воздействие на лет-
чиков, изменив их отношение к парашютам. Но одного воз-
действия 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 изучи-
ли 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 специаль-
ного назначения. На первом отечественном парашютном заводе
19
работали талантливые, прославившиеся впоследствии конструк-
торы: М. А. Савицкий, Ф. Д. Ткачев, Н. А. Лобанов, И. Л. Глуш-
ков 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 вы-
соте 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 по-
летах агитэскадрильи имени Максима Горького. Вскоре после
этого девушки-парашютистки совершили групповой прыжок с вы-
соты 7035 м, а А. Шишмарева и Г. Пясецкая вдвоем прыгнули
с высоты 7923 м.
Для тренировки парашютистов строились и специальные пла-
неры. Так например, студенты Харьковского авиационного инсти-
тута под руководством преподавателей А. А. Лазарева и
А. А. Кроль на средства ОСОАВИАХИМа спроектировали и по-
строили планер-«бесхвостку» на одиннадцать пассажиров. Отсут-
ствие 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 шко-
ла ОСОАВИАХИМа для подготовки инструкторских кадров и про-
паганды парашютизма. 10 августа 1934 г. введено почетное зва-
ние «Мастер парашютного спорта СССР».
Парашютный спорт становился массовым. Летом 1935 г. в
нашей стране были проведены невиданные еще по своей массово-
сти 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, зах-
ватывающих аэродромы, с посадочными десантами, использую-
щими 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 лет-
чики 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,
однакотори 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 раз-
личные конструкции стратостатов, но все они оказались прак-
тически непригодными. И вот тогда инженер Т. М. Кулиниченко
предложил конструкцию стратостата, которая бы позволяла при
необходимости во время аварийного снижения превращать оболоч-
ку шара в купол парашюта.
Для проверки принципиальной схемы был построен небольшой
аэростат-парашют объемом всего в 1850 м3. Конструкция обо-
лочки имела следующие особенности: по вертикальной оси обо-
лочки 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, перпендику-
лярных. ее оси, размещались распорные металлические кольца,
которые регулировали сжатие шахты от давления газа, заклю-
ченного в оболочке; по образующим шахты внутри баллона про-
ходили специальные стяжки, изготовленные из амортизационного
резинового шнура. Эти стяжки при наполнении баллона были
предельно растянуты, при снижении, по мере уменьшения степе-
ни наполнения оболочки, шнуры-стяжки сокращались и подтя-
гивали низ оболочки кверху.
В определенный момент снижения аэростат принимал вид
огромного парашюта. Шахта, подобно полюсному парашютному
отверстию, обеспечивала устойчивость спуска аэростата при прев-
ращении его оболочки в парашют. Перед взлетом и на малых вы-
сотах полета, вследствие подтягивания нижней части оболочки
вверх, она также обращалась в подобие парашюта, что зна-
чительно уменьшало парусность и облегчало старт.
Первый испытательный полет аэростата-парашюта с экипа-
жем 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 Мос-
ковской 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 прак-
21
тически доказал целесообразность применения принципов пара-
шютирования в воздухоплавании.
Парашютная спасательная техника бурно начала развиваться
в послевоенные годы. В военной авиации на реактивных само-
летах потребовались новые прочные парашюты, которые могли бы
спасать летчиков после катапультирования.
Для спортсменов-летчиков были созданы специальные легкие
парашюты, а для планеристов разработаны специальные спаса-
тельные парашюты ПЛП-60 (спасательный парашют планериста).
Летчики военной авиации для вынужденных прыжков над су-
шей 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 носи-
мого аварийного запаса (НАЗ), кислородного прибора и радио-
маяка, причем этот парашют также можно было использовать
и на катапультной установке. Парашют С-5К обеспечивал спа-
сение летчика на скоростях до 650 км/ч и высотах до 20 км,
а при катапультировании с применением автоматики — на скоро-
стях у земли до 1200 км/ч.
Необычайно быстрое развитие ультралегких летательных ап-
паратов (УЛА) в последние годы создало ряд проблем, от ре-
шения которых зависела безопасность самих пилотов УЛА и лю-
дей, находящихся в зонах их полетов. В связи с этим в США и
ряде стран Западной Европы были введены правила, регламен-
тирующие эксплуатацию УЛА и подготовку их пилотов. Одно-
временно начался поиск технических средств и способов, повы-
шающих 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 сбрасыва-
нии с самолетов грузов значительной массы. Однако просто во-
плотить 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 оп-
ределенной высоте, достаточной для того, чтобы вытяжной па-
рашют «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 основ-
ного 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. Воспламеня-
ется специальный пиропатрон. Образовавшиеся при этом газы
в три десятых секунды выбрасывают из контейнера пара-
шютную систему. В зависимости от массы аппарата могут быть
использованы два или три купола. Пиропатрон закреплен на кон-
струкции УЛА таким образом, чтобы при случайном срабатывании
воспламеняющего механизма даже на земле он не мог бы причи-
нить 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 вы-
соте 25 м. Масса спасательного комплекса всего 6 кг. Авиационные
власти ФРГ, которые в свое время ввели довольно жесткие пра-
вила эксплуатации УЛА, в том числе использование пилотами
УЛА парашютов, в принципе не возражают против применения
системы спасения пилота вместе с аппаратом. Однако западно-
германский Союз дельтапланеристов, хотя и отметил прогресс в
деле разработки средств спасения, все же оставил в силе тре-
бования о дополнительных гарантиях безопасности полетов на
ультралегких моторных аппаратах.
Для решения этой же проблемы американцы Ж. и Д. Хэндбер
разработали специальный парашют (патент № 4445654). Длин-
ный 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 посад-
ки летчика на ультралегком самолете в труднодоступных горных
или лесных районах. Техника приземления такова: летчик ультра-
легкого самолета складывает крылья своего аппарата, выбрасы-
вается 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 про-
ведены 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 4легкие парашюты с очень быстрым
раскрытием купола.
23
Рис. 6. Парашют для спасения ультра-
легкого самолета вместе с пилотом
Дальнейшее совершенствова-
ние и развитие спасательных па-
рашютов различного назначения
продолжается по следующим ос-
новным направлениям:
создание новых, более надеж-
ных конструкций куполов, строп,
подвесных систем и снаряжения;
создание новых материалов,
более легких, дешевых и прочных,
чем существующие;
создание более совершенных
средств автоматизации раскры-
тия парашютов в различных
условиях применения;
увеличение времени между пе-
реукладками и выполнением рег-
ламентных работ по катапульт-
ному креслу.
1.4. СОВРЕМЕННЫЕ
ПАРАШЮТНЫЕ СИСТЕМЫ
Существовавшее на заре авиа-
ции мнение о том, что каждый
человек, поднявшийся в воздух,
будь то пассажир или летчик,
должен быть снабжен парашютом,
многолетней практикой не подт-
верждалось. Даже в условиях пол-
ной уверенности человека в безо-
пасности 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 коллек-
тивного спасения, кабина должна была плавно опустить пас-
сажиров на землю. При этом подразумевалось, что члены эки-
24
Рис 7 «Способ коллективного спасения» (изобретение Г.Е. Котельникова,
1923 г.)
пажа, имевшие индивидуальные парашюты, покидали самолет
самостоятельно (рис. 7).
Проект оказался практически невыполнимым по конструктив-
ным соображениям, хотя его создатели получили патенты. От-
деляемые кабины впервые появились только на военных и экс-
периментальных самолетах в начале 1950-х гг.
В США в 1947 г. проанализировали случившиеся за семь
предыдущих лет по разным причинам в гражданской (коммер-
ческой) 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 причи-
нами подобных катастроф были перелет и приземление за поса-
дочным знаком «Т», посадка с выкатыванием самолета за преде-
лы взлетно-посадочной полосы (ВПП) или летного поля, призем-
ление до начала ВПП, маневрирование под низкой сплошной
облачностью (с очень малой высотой нижней кромки облачности)
и снижение в условиях, когда видимость по высоте ниже допусти-
мого предела.
3.	Катастрофы при трассовых перелетах на небольших и сред-
них высотах из-за столкновения с горой во время полета по
приборам в сложных метеоусловиях.
4.	Катастрофы, в которых, по мнению специалистов, прово-
дивших расследование их причин, была возможность использо-
вания персональных парашютов.
25
Из 48 катастроф, по которым были проведены расследова-
ния, в последнюю категорию попало лишь 12. Изучение показа-
ло, 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 само-
летах получила негативную оценку специалистов, поскольку по
физиологическим причинам, как утверждали медики, не все пас-
сажиры смогут осуществить прыжок с парашютом. Этому в зна-
чительной мере способствовал и проведенный опрос 529-ти пред-
ставителей авиапромышленности и бизнесменов, которым был за-
дан 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 — соот-
ветственно 55 и 63%. Из 414-ти опрошенных пассажиров лишь
51,9% высказались за применение на борту гражданских само-
летов спасательных персональных парашютов. Остальные воздер-
жались от каких-либо экспертных оценок и высказываний.
Учитывая результаты опроса, авиапромышленность США и
авиакомпании, эксплуатирующие гражданские самолеты, оконча-
тельно отказались от идеи применения на них персональных
спасательных парашютов и сосредоточили свое внимание на со-
вершенствовании пассажирских кресел и системы привязных рем-
ней. 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, быстронапол-
няемые резиновые трапы, лодки-баркасы на 10...15 человек с за-
пасом 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 эле-
менты парашютов изготавливали из натурального шелка. Через
некоторое время парашюты поражались мильдью (ложно-муч-
нистой росой), гнили и истирались. На ткани со временем появ-
лялись 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 повреж-
дениями парашютов мильдью и загниванием ткани. В значитель-
ной мере были уменьшены истирания на трущихся поверхностях.
Однако первое время после введения нейлона интервалы пере-
укладки 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, явля-
ется воздействие на них солнечного излучения. Вблизи источни-
ка света или при длительной экспозиции они также не выдержи-
вают 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 пере-
укладки.
Влияние на нейлон различных видов излучения было деталь-
но изучено в начале 1960-х гг., и это помогло уменьшить степень
и скорость деградации (выхода из строя) материала под воз-
действием данных неблагоприятных факторов.
Нет достаточных доказательств того, что лишь прогрессирую-
щая деградация материала парашюта является причиной его
старения. В наибольшей степени материал стареет в результате
воздействия на него неблагоприятной окружающей среды. Изуче-
ние этого вопроса показало, что состояние новых, не применяв-
шихся еще парашютов, которые хранились на складе в течение се-
ми лет, несущественно отличалось от их первоначального состоя-
ния. По ряду парашютных систем не было отмечено недопус-
тимых отклонений их технического состояния даже после 12-ти
лет хранения.
Полный срок службы парашюта в значительной мере сок-
ращается также за счет воздействия на ткань различных хи-
мических веществ. Многие химические вещества (бензин, керо-
син, 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 пе-
реукладки, так и при ежедневном их использовании (при наде-
вании 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 парашют-
ных укладок с самолета после полета и постановки их обратно
перед очередным полетом.
Для систем, вводимых в действие автоматически без учас-
тия экипажа самолета, интервалы переукладки парашютов су-
щественно увеличиваются. Однако укладка таких парашютов
сложнее, а следовательно, выше и вероятность появления при
укладке ошибок. Поэтому для технического обслуживания подоб-
ных парашютов необходимы квалифицированные парашютоуклад-
чики. В этом случае ошибки при укладке становятся исклю-
чением. 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 повышен-
ной надежностью, а следовательно, и дорогой. Поэтому разработ-
чики стремятся к максимальным интервалам переукладки пара-
шютов.
Иногда повышению стоимости эксплуатации парашютных си-
стем способствует их низкая эксплуатационная технологичность.
Например, изъятие парашюта из некоторых кресел требует прак-
тически 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, име-
ют 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 установ-
лен полный срок службы с момента ее изготовления до спи-
сания 7 и 10 лет в зависимости от климатической зоны, в ко-
торой осуществлялась эксплуатация данных самолетов. В начале
1970-х гг. на основе изучения и проверки на парашютные си-
стемы самолета Т-10 были соответственно установлены предель-
ные сроки эксплуатации — 12 лет и хранения в резерве — 13 лет.
Были установлены интервалы переукладки парашютов, находя-
щихся в эксплуатации, 120 сут, а резервных (при хранении их
на складах) — до 12-ти месяцев.
Десантные парашюты всех типов эксплуатируются по их со-
стоянию, определяемому при переукладке. При этом были пред-
приняты меры по повышению их контроле- и ремонтопригод-
ности. 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 пара-
шютные 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 служ-
бы — 13 лет и интервалы переукладки — 60 мес.
В последние годы иностранная печать сообщает о возмож-
ности установления срока службы парашютных систем с момента
их производства до 15-ти или даже 20 лет. Эти цифры рас-
сматривались применительно к парашютной системе спасательно-
го модуля самолета F-111. Причем для данной системы интервалы
переукладки были увеличены до 66 мес. Ведутся работы по про-
длению срока службы парашютной системы самолета А-10 до
13-ти ле! и в дальнейшем — до 20-ти лет. Основной упор де-
лается на обеспечение условий перехода к длительным интерва-
лам 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, ОБЯЗА-
ТЕЛЬНО 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 те-
29
чение более 3 с. Это средняя продолжительность промежутка
времени, за который раскрывается купол парашюта. Летчики-ис-
пытатели успешно выбрасывались с парашютом на скоростях
свыше 960 км/ч, что говорит о достаточной прочности пара-
шютов.
Летчики и члены экипажей нескоростных самолетов исполь-
зуют, 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 за-
пасной. 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 пра-
вильно отрегулирована, парашютисту не угрожает опасность вы-
пасть из ее лямок или получить телесные повреждения, ссади-
ны или сдавливания.
Быстрорегулируемые соединительные узлы подвесной системы
работают на принципе фрикционного фиксатора. Если за лямку,
проходящую через такой замок, потянуть, то подвижный скользя-
щий 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 те-
чения 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 плече-
вых ремней. Поясной ремень удерживает тело летчика от пере-
мещений 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-транспорт-
ных самолетах для перевозки десантников такие ремни чаще
всего имеются).
Механизмы плечевого притяга многих кресел имеют инерцион-
ные стопоры, которые дают членам экипажа несколько большую
свободу в передвижении вперед. Наличие инерционного стопора
позволяет человеку более свободно наклониться вперед при вы-
полнении своих обязанностей на борту и при этом оставаться
зо
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 столк-
новению с элементами конструкции самолета в случае отказа
инерционного стопора. Механизмы без инерционного стопора
имеют лямки ограниченной длины, исключающей удар о при-
борную 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 при-
меним на скоростях до 500 км/ч, так как на больших скоростях
существует большая вероятность не выбраться из самолета, а вы-
бравшись, 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 воздей-
ствием этой перегрузки.
На катапультных креслах последующих поколений появились
кресельные стабилизирующие парашютные системы, главной
целью которых являлась стабилизация и снижение поступатель-
ной 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 аварий-
ного покидания самолета над сушей и водой. Система ПС-М
обеспечивает два режима работы: штатный и автономный.
Работа по штатной схеме осуществляется автоматикой и агре-
гатами катапультного кресла, запрограммированными на высоту
и время срабатывания в зависимости от режимов полета самоле-
та в момент покидания. Согласно этой схеме, в действие после-
довательно 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, до-
пустимой для ввода в действие основного спасательного пара-
шюта летчика.
В случае нарушения работы системы ПС-М по штатной схеме
или при вынужденном покидании самолета без катапультиро-
31
вания летчик может самостоятельно (автономно) отделиться от
кресла только со своим спасательным парашютом и ввести в дей-
ствие его автоматически или вручную при помощи вытяжного
шарового парашюта.
Первый стабилизирующий парашют с вращающимся куполом
имеет площадь 0,1 м2. Второй стабилизирующий парашют — ко-
нусный, 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) предназ-
начен для разворота катапультного кресла по потоку в начале
траектории полета и гашения скорости движения кресла до до-
пустимого значения для ввода в действие второго стабилизирую-
щего парашюта. Купол имеет форму квадрата и состоит из че-
тырех основ треугольной формы. На внешнюю сторону основ-
ного купола'нашиты ленты петель и кромки. Основы купола у ниж-
ней кромки соединены между собой перемычками, а в полюсной
части прикреплены к металлическому кольцу.
Второй стабилизирующий парашют предназначен для стабили-
зированного снижения кресла с летчиком при покидании с боль-
ших высот и торможении скорости движения до допустимого
значения для открытия основного парашюта..
Конусный купол изготовлен из прочной ткани и имеет 16 ос-
новных и 4 центральные стропы из особо прочной ленты. Каждые
8 основных и 2 центральные стропы сведены в стренги, оканчиваю-
щиеся 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 эф-
фективность его работы.
Основной парашют предназначен для снижения летчика после
отделения его от катапультного кресла и безопасного его при-
земления. 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 капро-
новых 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 наполне-
нии.
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 предназна-
чается 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 функцио-
нировании 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 «чело-
век 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: па-
рашют 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 рас-
положенными радиальными щелями, выполненными разрезом по-
середине 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 образу-
ет 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 находит-
ся маркировка 13.	»
Все 28 строп 5 (каждая длиной 6 м) изготовлены из капро-
2-683
33
Рис. 8. Комплект парашютной системы ПСУ-36
нового шнура. Одни концы строп присоединены к петлям купола,
а другие — к четырем разъемным пряжкам свободных концов под-
весной системы 6. На нижней кромке купола обозначены их поряд-
ковые 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 клапа-
на — передний 12 и задний 10. На каждый клапан настрочено по
пять лент со шнурами, к которым присоединены по одной съем-
ной 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 за-
головник пропускаются съемные резиновые соты переднего кла-
пана.
С внешней стороны на основу камеры пришито десять капро-
новых лент с металлическими кольцами, которые служат для за-
тяжки 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 на-
шиты 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 И, через которые пропускаются шну-
ровые петли при зачековке клапана на камере.
Звено зачековки 7 предназначено для зачековки (фиксирова-
ния) камеры с уложенным в нее куполом и зачековки предо-
хранительного 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 верх-
него основания образуют уздечку 8 для присоединения к заголов-
нику катапультного кресла. Чехол имеет систему резиновых сотов
и карманов, которые обеспечивают нормальный выход парашюта
и строп.
Парашютная система ПСУ-36 вводится в действие автомати-
чески 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 неш куполом в чехле отбрасывается от
летчика. Отстреленный заголовник натягивает звено зачековки ка-
меры, 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 кла-
панах 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 расчековкй 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 пара-
шютная система для спасения двухместного модуля кабины са-
молета F-l 11. При аварии от самолета отделялся модуль кабины с
экипажем, после чего ракетный двигатель поднимал его вверх.
Предварительное торможение и стабилизация модуля осуществля-
лись 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 катапульт-
ной), в составе которой обязательно присутствуют парашюты, зна-
чительно способствовало стремительное развитие и совершенство-
вание спортивных и десантных парашютов. Парашютный спорт,
являясь массовым видом спорта, предоставляет спортсменам-па-
рашютистам широкую возможность тренироваться и совершен-
ствоваться в различных способах парения, снижения и, главное,—
приземления. Опыт спортсменов, а иногда и десантников, ста-
новится полезным военным и гражданским летчикам. Ведь поки-
дание самолетов или вертолетов с парашютами или катапульти-
рование 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 при-
земляться на одну ногу, вторая была сломана при катапульти-
ровании. Имея опыт парашютных тренировочных прыжков, испы-
татель 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 катапультирова-
ния) . Это необходимо для того, чтобы он уверенно чувствовал себя
в случае необходимости при аварии покинуть самолет (или верто-
лет). При этом летчик должен уметь: грамотно управлять пара-
шютом, спускаясь под его куполом; развернуться против ветра;
скользить, прибирая нужные стропы; умело приземлиться (днем
и ночью); вовремя погасить купол парашюта и т. п. Хотя подав-
ляющему большинству летчиков за всю летную службу не прихо-
дится 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 тре-
нировочные 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 спор-
тивный парашютизм вновь стал энергично развиваться. Особенный
подъем в деле совершенствования парашютистов начался после
образования Всесоюзного добровольного общества содействия ар-
мии, 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. Владимир-
ской, Г. Пясецкой, А. Гуаровой были и молодые парашютистки —
В. Селиверстова, А. Султанова, И. Коняева. Эти девушки уста-
новили мировой рекорд в ночном групповом прыжке — в сред-
нем 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 спорт-
сменов. 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 устой-
чивого 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 па-
рашютной школе ведущую роль в мире: наши парашютисты
стали зачинателями воздушной акробатики. Широкое применение
в аэроклубах самолетов Ан-2, быстрый рост массовости, накопле-
ние организационного и методического опыта в парашютных
звеньях привели к тому, что овладение устойчивым падением стало
доступно всем спортсменам. И оно уже не могло служить крите-
рием определения спортивного мастерства.
От соревнования к соревнованию шли поиски: оценивались
стиль падения, точность соблюдения времени задержки раскрытия
купола, неподвижность и неизменность положения тела... Но вско-
ре и этого стало недостаточно. Предлагались различные перемеще-
ния в воздухе — вперед, назад, влево, вправо, вверх и вниз.
Появились даже специальные термины: пикирование и кабри-
рование, скольжение (вправо, влево), «вспухание» и провалива-
ние. Пробовали освоить развороты на 360° в ту или иную сторону.
Основой индивидуальной воздушной акробатики стали вра-
щения (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, точ-
ность? Или еще что-то?
Практика показала, что в воздухе совершенствование мас-
терства 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 че-
тырех спиралей (с чередованием разворотов в разные стороны)
и двух сальто между ними, предложенный советскими спорт-
сменами, был принят более двадцати лет назад Междуна-
родной авиационной федерацией (ФАИ) и с тех пор включа-
ется в программы всех чемпионатов мира и национальных со-
ревнований.
Чтобы добиться ведущего положения в мире, надо было
разработать правильную методику подготовки спортсменов-па-
рашютистов 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 вы-
полнение 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 пара-
шютисты 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 проанали-
зировать 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 — ме-
нее 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 воз-
душная акробатика (построение спортсменами различных фигур
до раскрытия своих парашютов). Она получила всемирное приз-
нание и успешно развивается. А началось это с того, что два
парашютиста, отделившись друг за другом с одного или с раз-
ных 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 спорт-
сменам 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 сов-
ременного спортивного парашютизма, в котором мастерство скла-
дывается из двух основных слагаемых — умения владеть парашю-
том и умения владеть телбм 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 счи-
тать время до долей секунды — такие ценнейшие качества воспи-
тывает 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 Калинин-
граде, 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 па-
рашютов спортивного типа. Пришлось даже провести специальные
испытания спортивных парашютов, чтобы продлить их ресурс.
Результаты испытаний показали высокую надежность отече-
ственных 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 подтвер-
ждает 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 актив-
нее развивать парашютное многоборье, куда наряду с прыжками
на точность приземления входят плавание, стрельба из мало-
калиберных винтовок, бег.
Из 63 мировых рекордов по парашютизму, которые регистри-
40
руются ФАИ, 50 принадлежат советским спортсменам, и 16 из
них совсем недавно обновлены. Резервы в советском парашютном
спорте неисчерпаемы.
Вообще в парашютизме происходит активный процесс эволю-
ции. Прыжки с парашютом включаются в многоборья, соеди-
няются, например, с горными лыжами и т. п. Генеральная кон-
ференция 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 кос-
мических средств спасения произошел за последние десятилетия
благодаря бурному развитию десантной техники и тактики ее при-
менения.
Истоки парашютно-десантных операций можно найти еще в от-
дельных 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 воена-
чальники 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 превра-
титься 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. Мошков-
ским. Десантники прыгали из самолета «Фарман-Голиаф». Воору-
жение и боеприпасы в специальных контейнерах им сбросили с
трех самолетов «Р-1» на грузовых парашютах. Практически этот
десант положил начало советским ВДВ. Первый опыт приме-
нения воздушного десанта позволил Красной Армии в последую-
щие 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 десант-
ников создавались под руководством конструктора М. А. Савиц-
кого. Одновременно при управлении ВВС образуется отдел, руко-
водимый военным летчиком, изобретателем П. И. Гроховским.
Ему поручалась разработка различного парашютно-транспортного
снаряжения.
Вскоре группа П. И. Гроховского преобразуется в Особое кон-
структорско-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 броне-
виков и пушек, мешков с продовольствием и т. п.
В начале 1930-х гг. были выпущены парашюты для десанти-
рования 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 Благи-
на, Гроховского и Титова применялись позднее, во время Ве-
ликой Отечественной войны для снабжения партизанских отрядов.
В 1930 г. спортсмены-парашютисты и воины-десантники со-
вершали тренировочные прыжки с отечественными парашютами
ПТ-1 и ПТ-1А.
П. И. Гроховский разработал методику десантирования тяже-
лой 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, натя-
гивал фал и срывал груз с замков в фюзеляже самолета. Летчик-
испытатель С. Афанасьев блестяще провел испытания на «срыв».
Примечательно, что этот метод получил широкое распростране-
ние 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 четырех-
моторные самолеты ТБ-3. Небольшие разведывательные и ди-
версионные 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 выбро-
42
шен 4-й воздушно-десантный корпус, насчитывавший более
10 000 человек. Почти шесть месяцев десантники сковывали дей-
ствия фашистов в этом районе.
Используя опыт выброски воздушных десантов Красной Ар-
мии 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 уча-
стием двух воздушно-десантных дивизий армии США;
Нормандская операция в 1944 г. при открытии Второго фрон-
та 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 вооруже-
ние 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 индивидуаль-
ный 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. Пло-
щадь купола этого парашюта составляла 69 м2. При собственной
массе 16 кг парашют ПД-47 мог опускать снаряженного десант-
ника с вертикальной скоростью 5,0 м/с и даже позволял ограни-
ченно передвигаться в воздухе со скоростью 1,5...2,0 м/с. Из-за
простоты, дешевизны в производстве и надежности ПД-47 полу-
чил очень широкое распространение и применялся много лет.
Бурное развитие ВДВ произошло в 1950-х гг., когда воен-
но-транспортная авиация получила на вооружение тяжелые
транспортные самолеты Ан-8 и Ан-12 с ТВД и большим кормовым
люком. Кормовой люк позволял десантникам прыгать одновре-
менно 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 пара-
шютно-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 транс-
портным 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. десант-
ники получили более совершенные парашюты ПТЛ-72.
С появлением тяжелых военно-транспортных самолетов появи-
лась возможность массового десантирования тяжелых военных
грузов: танков и самоходных орудий, бронетранспортеров, артил-
лерийского вооружения и т. п. Еще в конце Великой Отечествен-
ной войны в Советском Союзе были выполнены разработки по
созданию воздушно-десантной техники, обеспечивающей призем-
ление 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 даль-
нейшем для выброски подобных грузов с внешних подвесок огра-
ниченно 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). МК.С состоит из пяти основных куполов, вытяжного пара-
шюта (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 плат-
формы 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 рас-
чековывают узлы крепления основных куполов к грузам. Из раск-
рытых камер вытягиваются стропы и основные купола. В момент
44
выхода нижней кромки куполов из камер включаются резаки,
которые освобождают парашюты от камер. Некоторое время купо-
ла 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 само-
ходные средства. Как спустить их с неба на землю?
После долгих поисков конструкторы нашли способ мягкой по-
садки платформы — в сочетании с грузовым парашютом приме-
нить ракетный двигатель. Первая такая ПРС была создана в сере-
дине 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 тех-
ники.
Парашютная система обеспечивает: извлечение техники из са-
молета; ввод в действие источников питания; установку блока
пороховых ракетных двигателей в рабочее положение; необхо-
димую скорость снижения груза. Ее вытяжная система (ВП)
состоит из вытяжного звена, упаковки вытяжного звена с тормоз-
ным полотнищем, купола и звеньев. Она извлекает технику из са-
молета, 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 доста-
точно высокой прочностью на разрыв.
Блок пороховых ракетных двигателей предназначен для созда-
ния реактивной тяги, потребной для гашения вертикальной ско-
рости 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 генерато-
ров 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 дости-
жении самолетом места выброски штурман экипажа нажимает
кнопку «Сброс» и вводит в работу вытяжной парашют. Под дей-
ствием тяги вытяжного купила техника извлекается из самолета.
Когда груз «переваливает» через рампу грузовой кабины, вводятся
45
в действие источники питания. Далее ВП расчековывает блок ос-
новного парашюта, включает в работу ДВП, который ускоряет
процесс раскрытия основного купола.
Одновременно с натяжением строп основного парашюта про-
исходит 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 вертикаль-
ную 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. Вытяж-
ной 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 ско-
рее вступать в бой. Кроме того, при долгом снижении техника сама становится ми-
шенью для наземного огня противника.
Сегодня на вооружении военно-транспортной авиации нахо-
дятся мощные самолеты Ил-76Д с четырьмя реактивными двига-
телями турбовентиляторного типа. Они способны преодолевать
огромные расстояния и перевозить почти в два раза больше десант-
ников или груза, чем их турбовинтовые предшественники Ан-12.
Десантирование парашютистов с самолетов Ил-76 производит-
ся в четыре потока: два из кормового люка, а еще два — из левого
и правого люков-дверей в обтекателях шасси. Это позволяет пара-
шютистам покинуть самолет в считанные секунды, кучно призем-
литься, 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 Орджони-
кидзе предложила оригинальную конструкцию летательного аппа-
рата, выполненного в виде парашюта-крыла с капсулой грузо-
подъемностью 10 кг. Оболочка купола сделана ячеистой, в перед-
ней части отсеки открыты. Такая конструктивная особенность и
обеспечивает хорошие аэродинамические качества. При воздей-
ствии встречного потока воздуха парашют-крыло приобретает
46
форму с полужесткими обводами, что обеспечивает достаточную
подъемную силу. Полет его управляем — с помощью радиосигна-
лов 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 ту-
ристов 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 приго-
диться летающий парашют. Создатели оригинальной новинки оп-
ределили для нее и другие области применения. Например, если
аппарат оснастить фотокамерой и системой автоматического забо-
ра 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 по-
жаров.
Продолжается и развитие парашютно-десантной техники. В по-
следнее время (1985 г.), по сообщению журнала «Интернэшнл ди-
фенс ревью», английскими специалистами разработана парашют-
ная 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 радиопередат-
чик. 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, находя-
щийся на земле или в воздухе.
Австралийские военные инженеры пошли еще дальше. Стре-
мясь повысить точность приземления десантируемых грузов, они
разработали систему дистанционного управления спуском грузо-
вого 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 радиопере-
датчик УКВ, регулятор диапазона с дальностью действия до 1 км,
антенна и два ручных пуль+а 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, при-
емник 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 опера-
тор сможет отключить автоматическую систему и перейти на
ручное управление грузовым парашютом.
Наша парашютно-десантная техника также продолжает стре-
мительно 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 делят-
ся 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 не-
скольких последовательно вводимых парашютных куполов: вытяжного, предназна-
ченного для стабилизации корабля и введения в поток тормозного купола;
тормозного — для снижения скорости движения космического аппарата до значе-
ний, допускаемых для введения в поток основного купола; основного — для гаше-
ния 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 фор-
мы 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
48
Рис. 9. Схема приземления спускаемого аппарата космического корабля
«Восток» с катапультированием космонавта и спуском его на парашюте:
/ — отстрел люка и катапультирование космонавта на высоте 7 км; 2 — отделение вытяжного,
введение основного парашютов и отделение космонавта от кресла на высоте 4 км; 3 — отстрел
люка и ввод тормозного парашюта спускаемого аппарата на высоте 4 км; 4 — отделение тор-
мозного и введение основного парашютов спускаемого аппарата на высоте 2,5 км; 5 — отделение
МАЗа; 6—приземление космонавта
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 аппара-
тах, 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 орбиталь-
ного отсека с космонавтом:
1—носовой обтекатель с контейнерами парашютов; 2, 3 —
блоки твердотопливных двигателей соответственно I и II
ступеней; 4 — обтекатель двигателей // ступени; 5 — орби-
тальный отсек дли космонавтов; 6 — стыковочные узлы
с ракетой-носителем
искусственного спутника Земли, например при
аварии ракеты-носителя, а также при созда-
нии угрозы безопасности экипажу на старте
САС принудительно удаляет кабину с экипажем
на безопасное расстояние от ракеты-носителя.
В условиях аварии ракеты-носителя на участ-
ке вывода на орбиту (при времени полета
примерно 120...180 с) спасение экипажа может
осуществляться аварийным отделением спускае-
мого аппарата (на космических кораблях
«Союз», «Меркурий» и «Аполлон») или ката-
пультированием экипажа в креслах (на кос-
мических кораблях «Восток», «Джемини»),
По первой схеме спускаемый аппарат с по-
мощью двигательной установки САС отво-
дится на безопасное расстояние от ракеты-
носителя при аварии на старте или в самом на-
чале траектории.
Двигательная установка обеспечивает подъем
спускаемого аппарата на высоту 1,5 км, дос-
таточную 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 «Вос-
ток»), При нормальном полете после прохож-
дения участка больших скоростных напоров дви-
гательная установка сбрасывается.
По второй схеме для увода спускаемого
аппарата от ракеты-носителя применяются ракет-
ные ускорители на катапультируемых креслах
космонавтов. В дальнейшем космонавты при-
земляются 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 спу-
ска возникают большие перегрузки, действующие на экипаж, например до 25g- за
время 350...450 с полета. Для уменьшения перегрузок может применяться управ-
ляемый спуск с аэродинамическим качеством. В этом случае значения перегрузок
снижаются до 15...18 g.
Система аварийного спасения включает в себя двигательную установку,
систему автоматики и специальные агрегаты. Двигательная установка вклю-
чает 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 слу-
чайности, которые могут создать чрезвычайные обстоятельства, когда бывают
необходимы средства для спасения жизни космонавтов. Так, на первых косми-
ческих кораблях «Восток», на которых летали космонавты Ю. А. Гагарин,
Г. С. Титов, А. Г. Николаев, П. Р. Попович, В. Ф. Быковский и В. В. Те-
решкова, были установлены катапультные кресла. Их применение предусматри-
валось 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 необхо-
димо было ее оборудовать парашютной системой очень больших размеров. Ка-
бина же была оборудована только парашютом таких размеров, чтобы при сопри-
косновении с землей не была повреждена находящаяся там аппаратура.
В дальнейшем была создана САС, которая обеспечивала приземление космо-
навтов вместе с кабиной, без применения катапульт. Такая система и была при-
менена 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 сни-
жении, после отделения от космического корабля, имеется специальное устрой-
ство 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 за-
кончена...
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 стабили-
зируется...
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 обте-
катель... 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 прихо-
дится 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,
NACA решило оснастить орбитальные ступени МВКА «Спейс шаттл» средствами
аварийного покидания. Была выбрана САС космонавтов для покидания орбиталь-
ной 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 нагружен-
ной 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 эксплу-
атации 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 штан-
ги 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 несколь-
ких месяцев двух предложенных систем. В процессе этих испытаний на моди-
фицированном самолете С-141В при скоростях полета 240...370 км/ч было соверше-
но 66 покиданий самолета парашютистами-добровольцами ВМС. В этих испыта-
ниях 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 пара-
шютистов 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 образ-
цов 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 орби-
ту ракетой-носителем «Ариан». ВКС «Гермес» должен быть оснащен принципи-
ально новой САС экипажа, которая может применяться только в атмосфере на
участках выведения и возвращения на Землю. САС предусматривает исполь-
зование отделяемой от ВКС кабины экипажа (рис. 11), которая приземляется
с помощью парашютов и системы мягкой посадки. Герметизированная отделяе-
мая 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 обеспечи-
вается 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 аварий-
ных ситуациях вероятность посадки ВКС на воду может составлять не более 0,7, гер-
метичность обеспечивается в течение 6 ч.
На участке выведения ВКС «Гермес» на орбиту с помощью ракеты-носителя
«Ариан» САС предусматривает возможность отделения кабины экипажа до сбра-
сывания боковых стартовых РДТТ в течение первых двух минут полета при
числах М<17 на высотах не более 55 км.
Аварийное спасение экипажа на участке выведения возможно и после отде-
ления стартовых ускорителей, при этом отключается жидкостно-ракетный двига-
тель (ЖРД) ракеты-носителя на криогенном топливе и осуществляется отде-
ление ВКС от ракеты-носителя.
Рис. 11. Схемы срабатывания систе-
мы аварийного спасения ВКС
«Гермес»:
а — отстрел кабины от ВКС; б — выпуск
стабилизирующего парашюта; в — стабили-
зация и снижение скорости; г — выпуск вы-
тяжных парашютов; д — выход куполов ос-
новных трех парашютов и отделение вы-
тяжных; е — спуск кабины и ее при-
земление
53
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 гипер-
звуковых и сверхзвуковых скоростях экипаж может рассчитывать лишь на надеж-
ность 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» систе-
ма спасения на старте представляет собой трубу от кабины до подземного
бункера, расположенного в 100 м от пускового стола. Космонавты и обслужи-
вающий персонал в случае необходимости съезжают вниз, в бункер, попадая в
одно из 16-ти помещений, массивная стальная дверь автоматически захлопы-
вается за ними. Скорость скольжения по трубе ограничивается, перед бунке-
ром 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 со-
жалению, и росту летных происшествий с вынужденным покида-
нием. Проблемы совершенствования средств спасения все услож-
нялись. Так например, до 1936 г. при покидании самолета летчики,
преодолев трудности отделения от борта, должны были самостоя-
тельно выдернуть кольцо и тем самым ввести в действие спа-
сательный парашют, но это не всегда удавалось выполнить свое-
временно, особенно если прыгал новичок. Некоторые люди теря-
лись, не находили вытяжное кольцо, просто забывали о его
существовании, и каждая такая ошибка приводила к тяжелым
последствиям.
На малой высоте, когда слишком поздно выдергивали коль-
цо, 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 парашю-
тизма.
Как в свое время гибель авиатора Л. М. Мациевича подейство-
вала 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 Ивано-
вой. 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 сред-
ством, 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 заду-
маться о том, как создать прибор для замены действий парашю-
тиста, способный в заданное на приборе время автоматически
ввести парашют в действие. Мысль о необходимости создания
такого прибора овладела умами многих людей, не только свя-
занных 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 специа-
лизированные 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 температу-
рах от —60 до +40° С; срабатывать в строго установленное
(заданное) на шкале прибора время и позволять парашютисту
пользоваться существовавшим приспособлением для ручного раск-
рытия парашюта как дублирующим автоматику. Прибор должен
был быть небольшим, чтобы не стеснять движений человека,
не мешать ему при отделении от самолета и во время приземле-
ния, быть простым и дешевым в изготовлении.
На конкурс поступило более 300 работ. В результате тщатель-
ного 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 вы-
тяжного 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 спе-
циальной шпилькой.
В начальный период эксплуатации этого прибора для его
срабатывания в заданное время перед прыжком парашютист
должен был выдернуть шпильку. В дальнейшем к шпильке под-
соединяли один конец фала, второй его конец заранее подсоединя-
ли 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 надеж-
ность. Явившись на защиту, они принесли вместе со своим
прибором некоторые, не свойственные для этой цели, пред-
55
меты: доску, гвозди и фал, чем очень удивили членов комиссии.
Получив от председателя комиссии задание, по условию ко-
торого прибор должен был сработать через 114 с, Николай
Доронин взвел прибор, установив заданное время. По команде
председателя комиссии резким рывком была выдернута пуско-
вая шпилька. Члены комиссии щелкнули секундомерами, приго-
товившись проверить время работы прибора, а тот начал отсчи-
тывать секунды.
Как только прибор начал работать, второй брат — Анато-
лий — 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 испыта-
тель стал прибором вбивать гвоздь в заранее приготовленную
доску. Конечно, все эти манипуляции не укладывались в пра-
вила 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 сроч-
но запустили в производство. Создание этого прибора оказало
большое влияние на повышение безопасности бурно развиваю-
щегося 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 те-
перь 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 благо-
получное 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 назы-
вался парашютным автоматом Савичева (ПАС-1). Этот автомат
срабатывал не на время, а на заданную высоту благодаря уста-
новленному в нем анероиду.
Если по какой-либо причине сброс парашютиста происходил
не на заданной высоте, ночью или при плохой видимости, парашю-
тист 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 автомати-
ческого раскрытия купола парашюта. Этот прибор (ППУ) вклю-
чал в себя часовой механизм и анероид.
Практически все парашюты (спасательные, спортивные, акро-
батические, грузовые и т. п.) имеют автоматы для команд по
выполнению последовательных операций в зависимости от назна-
чения парашюта и от условий его применения.
Однако если раньше все парашютные приборы-автоматы созда-
вались на основе часовых механизмов и анероидов, то в последние
годы автоматика создается на основе применения микроэлектрони-
ки, 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 примене-
ния на малых высотах возникали усложнявшиеся проблемы по
обеспечению безопасности полетов и спасения экипажей, по-
падавших в аварийную ситуацию. Способ спасения людей из само-
лета покиданием через борт становился все менее эффективным.
У многих летчиков уже не хватало мускульной силы для пре-
одоления сопротивления воздушного потока, а если и хватало
сил выброситься через борт, то нередко они сталкивались с хвосто-
вым 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 достига-
ли 600 км/ч и более. В результате, по данным немецкой статистики,
в конце 1930-х — начале 1940-х гг. 40% покиданий самолетов
Рис. 12. Проверка возможности безопасного покидания передней кабины
бомбардировщика СБ (1940 г.) (скорость — 450 км/ч)
58
через борт закончились катастрофами. ВВС США в 1943 г.
провели анализ аварийных прыжков со своих военных самоле-
тов 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 исхо-
дов было при покидании наиболее скоростных для того времени
самолетов и что причиной большого числа случаев гибели и по-
вреждения прыгавших были удары о конструкцию самолетов.
Изучение статистики аварийных покиданий самолетов-истребите-
лей, произведенных в США в 1944 г., показало, что число слу-
чаев гибели повысилось до 15%, а случаев повреждения пры-
гающих— 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 воз-
душного потока. Еще в конце 1920-х — начале 1930-х гг. разраба-
тывалась система покидания самолета, которая должна была по-
могать летчикам выбираться из кабин, не испытывая страха
от прыжка в «бездну», усиливаемого предполагаемой возмож-
ностью удара или зацепления за корпус самолета.
На выставке в Кельне в 1928 г. было представлено описание
следующей системы: «Кресло пилота с приделанным к нему па-
рашютом 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. Бо-
ровков работали над созданием истребителя и при этом столкну-
лись 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 покида-
ния этого самолета в аварийной ситуации — устройство, которое
должно было поворачивать кресло вместе с летчиком и «выстре-
ливать» его при помощи амортизаторов вниз, за пространство,
ометаемое воздушным винтом. Таким образом, в СССР уже на-
мечалось применение своеобразного катапультного устройства,
но его реализации помешала война.
Реальное применение системы принудительного выброса лет-
чика из кабины началось во время второй мировой войны в
Германии, где занялись исследованиями для решения этой пробле-
мы еще в 1939 г.
Первые немецкие реактивные самолеты были еще очень не-
надежны, а главное, многие из них на предельных скоростях
из-за аэродинамического несовершенства входили в непреднаме-
ренное пикирование или в штопор.
Исследованиями того времени было установлено, что устано-
вившаяся индикаторная скорость парашютиста при затяжном
прыжке должна быть 180 км/ч (50 м/с). При аварии скорост-
ных самолетов того времени летчику большей частью приходи-
лось 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 выбросив-
шегося из кабины летчика за хвостовое оперение своего самолета;
увеличивается воздействие скоростного потока воздуха на неза-
щищенное лицо и внутренние органы человека. Особенно сильно
сказывается влияние первых двух факторов, которые ограни-
чивают предельную скорость оставления самолета обычным спо-
собом 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 лет-
чика 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 не-
возможно. Нужно буквально выползать через борт, а это осу-
ществляется 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 спа-
сательный парашют.
Фактор воздействия скоростного потока воздуха (даже вне-
запные 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 выбрасыва-
ния из кабины пилотского кресла вместе с сидящим на нем летчи-
ком (рис. 14).
Катапультирование летчика, сидящего в кресле, осуществля-
лось при помощи пиропатрона или сжатого воздуха, действующего
на поршень, помещаемый в специальной трубе за спинкой кресла.
Рис. 14. Принципиальная схема устройства
катапультируемого кресла в реактивном само-
лете (по немецким трофейным ма-
териалам)
Рис. 15. Катапультное кресло для истребителя Не-162:
I —узел крепления цилиндра; 2—цилиндр; — головка поршня, пиропатрон и ударник; 4 — место
установки заголовника; 5 — парашют летчика; 6—спусковой рычаг; 7—предохранительный рычаг;
8 - подножка; 9— поршень, запираемый шариковым замком и поджимаемый пружиной
61
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 «Хейн-
кель», рис. 15), вторая — с применением сжатого воздуха (само-
леты Не-219, Не-280 и др., рис. 16).
Пиропатрон, применявшийся на самолете Не-162, имел метал-
лическую 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 воспла-
менении пиропатрона газы сжимали пружину и отпирали шари-
ковый замок.
На рис. 17 приведен график изменения перегрузки, действовав-
шей на летчика, по времени при катапультировании кресла самоле-
та Не-162 с подобранным пиропатроном. Как видно из графика,
62
Рис. 17. График изменения перегрузки по времени
для кресла самолета Не-162 (to— время до выхода
поршня из цилиндра; t — полное время действия
перегрузки)
кривая перегрузки менялась довольно
плавно и достигала максимального зна-
чения, равного 11,5 g.
Общее время действия перегрузки
достигало 0,178 с, а скорость ката-
пультирования 13,2 м/с. Скорость в мо-
мент выхода поршня из цилиндра рав-
нялась 12 м/с. По расчету необходи-
мая начальная скорость для перелета
оперения самолета летчиком должна была
быть 11...12 м/с.
Достоинствами систем с пиропатроном
являются их небольшая масса и относи-
тельная простота конструкции. Так напри-
мер, 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 одно-
типные пиропатроны не обеспечивают получение во всех случаях
(при одной и той же системе) одинаковых перегрузок и начальных
скоростей (Vo) - 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 энер-
гии при катапультировании, применение пиропатронов можно
было рекомендовать с большой осторожностью. Ввиду нестабиль-
ности действия пиропатронов можно или превзойти предел допу-
скаемых перегрузок, или, наоборот, получить слишком малую
скорость катапультирования, при которой человек заденет за опе-
рение.
От этого недостатка более свободны системы катапультирова-
ния со сжатым воздухом. Однако эти системы тяжелее и имеют
более сложные конструкции. При использовании сжатого воздуха
необходимы баллоны, быстро открывающийся клапан с доста-
точным диаметром проходного отверстия и соответствующая про-
водка. Усложнение конструкции вызывается также тем обстоя-
тельством, что необходимо путем специальных приспособлений
или изменений формы поршня и применением дросселирующей
63
иглы обеспечить достаточно плавное, без ударов, изменение давле-
ния воздуха в течение процесса выталкивания.
Характеристики системы катапультирования со сжатым воз-
духом на самолетах Не-219 и Не-280 приведены в табл. 2.1.
Таблица 2.1
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
Масса кресла летчика самолета Не-219 равна 15,1 кг, масса
кресла наблюдателя 16,6 кг, масса цилиндров, поршней и затворов
2X9,8 кг, масса баллонов с проводкой и клапанами 2X3 кг.
Общая масса 57,3 кг. Масса катапультного кресла летчика с бал-
лоном и проводкой 27,9 кг, т. е. на 7,4 кг тяжелее установки на
Не-162.
Немецкие конструкторы пришли к выводу, что при индикатор-
ной скорости полета свыше 500...600 км/ч основным средством
спасения экипажа самолета может служить кресло, катапультиру-
емое 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 обеспече-
ния необходимой начальной скорости катапультирования и сохра-
нения величин перегрузок в пределах физиологических возмож-
ностей 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 приме-
нение катапультных кресел, определяется следующими тремя фак-
торами:
величиной перегрузки, необходимой для создания начальной
скорости катапультирования (Vo), 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 по-
лета. Эта перегрузка также не должна превышать предельную;
величиной скоростного напора, который оказывает непосред-
ственное воздействие на незащищенные лицо и части тела че-
ловека.
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 удлине-
ния 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 физи-
ческого состоянии человека и находится в пределах от 18 до 23 ед.
На рис. 18 показаны величины предельных перегрузок ng (без
учета компоненты ускорения силы тяжести) в зависимости от про-
должительности и направления их действия. Предельные пере-
носимые 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 вели-
чину 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) переносят-
ся труднее. Предельная перегрузка в этом направлении при време-
ни действия больше 0,5 с равна 3...4 ед., а при меньшем времени
Рис. 19. График предельных перегру-
зок, переносимых человеком, в зави-
симости от продолжительности и на-
правления их действия:
/ — по данным фирмы ДВЛ и «Хейнкель»;
2—по данным Шреика и Иорганга (фирмы
«Хейнкель»); 3—кресла с подлокотниками для
рук
Рис. 18. График переносимых челове-
ком перегрузок в зависимости от вре-
мени и направления их действия:
I — голова — таз (положение сидя, мягкое
кресло); 2 — спина — грудь; 3 — грудь — спина;
4 — ноги — голова; 5 — оценка на основании
прыжков в воду головой вниз
3-683
65
направлении спина — грудь определены ими порядка 11...12 ед.
при длительном действии и доходили до 23 ед. при кратковремен-
ном 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 ката-
пультирования 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 воздей-
ствия скоростного напора на лицо и тело летчика, потребовало
бы создания капсул или целых отделяемых кабин, а также спосо-
бов быстрого снижения скорости самолетов.
Как теперь известно, для гашения скорости полета реактивных
самолетов с конца 1940-х гг. применяют аэродинамические воз-
душные тормоза. Однако при экстренном покидании самолета,
как правило, воздушные тормоза не применяют, так как они не
успевают создать эффективное торможение. Современные ката-
пультные 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 ре-
зультатов этих исследований в области спасения попала в руки
английских военных, которые буквально охотились за материала-
ми немецких конструкторов, а также и за ними самими.
В своих разработках английские авиационные фирмы макси-
мально использовали немецкие трофейные материалы. Особенно
преуспела в этой части английская фирма «Мартин-Бейкер»,
которая в дальнейшем полностью перешла от производства само-
летов 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 Авиэшн»
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 примене-
ния 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 само-
лета на этой скорости, настолько велико, что действие динами-
ческого давления в течение 2 с после катапультирования умень-
шается до относительно незначительных величин, и в течение
6...8 с скорость полета человека уменьшится до обычной, устано-
вившейся 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, 10 g 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, вмон-
тированным в одну из рукояток.
При движении выстреливается заряд принудительного сбро-
са фонаря и снимается с предохранителя спусковой рычаг ката-
пульты, 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 хвосто-
вого оперения; также рассмотреть вопрос о применении вместо
катапульты стартовых взлетных ракет;
6)	рассмотреть и испытать пружинные, пневматические и по-
роховые катапульты и оценить влияние скорости изменения ускоре-
ния при катапультировании;
7)	разработать и испытать установки для испытания ката-
пультных устройств. Было определено, что результаты, получен-
ные на таких устройствах и в* аэродинамических трубах, а также
результаты, полученные другими методами испытания и расчетов,
67
не могут заменить результатов, получаемых при летных экспе-
риментах;
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 пара-
шюта и большая устойчивость, чем у обычных парашютов;
9)	обнаружить, что катапультное кресло с человеком, выбро-
шенное вверх в воздушный поток, усиливаемый еще и винтом
(пропеллером), имеет отрицательную подъемную силу — недоста-
ток, 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 авто-
матически 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 материа-
лы 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», «Мессер-
шмитт» 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, воз-
никающих при полетах на больших высотах, и длительного пре-
бывания в холодной воде (до +2°С)в случае попадания после
катапультирования в морскую воду.
В материалах Нюрнбергского процесса над главными немец-
кими военными преступниками в числе доказательств преступно-
сти организации «СС», представленных американским обвините-
лем Фарром, имеются письма доктора Рашера к Гиммлеру с
просьбой разрешить использовать лиц, заключенных в концлаге-
рях, 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 необхо-
димости 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 Шве-
ции 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 опере-
нием. В связи с этим на самолете было установлено катапультное
кресло, наиболее характерной особенностью которого было приме-
нение двух катапульт (цилиндров), служивших также направляю-
щими для катапультирования и основными силовыми элементами
кресла. Газы в катапульты поступали из центрального пироме-
ханизма с пороховым зарядом для того, чтобы не было асиммет-
рично приложенных сил, возможных при использовании в такой
конструкции двух независимых катапульт.
Попытки англичан создать устройства для аварийного поки-
дания скоростного самолета начались в 1944 г. с работ научно-
исследовательского института ВВС Англии и конструкторского
бюро Джеймса Мартина, главы фирмы «Мартин-Бейкер». В ре-
зультате этой работы было создано простое катапультное кресло,
которое успешно прошло испытания при катапультированиях с
•
""«Нюрнбергский процесс иад главными немецкими военными преступника-
ми». Т. VI. М.: Государственное изд-во юридической литературы, 1960. С. 37.
69
Рис. 20. Первое опытное катапульти-
рование с креслом фирмы «Мартин-
Бейкер» из английского двухместного
истребителя «Метеор-Ш» фирмы
«Глостер» (1945 г.)
манекеном на земле и в возду-
хе в 1945 г. После испытаний с
манекеном в июне 1946 г. было
проведено первое испытание
кресла «Мартин-Бейкер» с че-
ловеком. Этим человеком был
летчик-испытатель Бернар
Линг (рис. 20). Катапульти-
рование было произведено на
высоте 2500 м при скорости
520 км/ч из двухместного
реактивного истребителя «Ме-
теор-Ш» фирмы «Глостер».
Кресло пиротехнически забра-
сывалось на расстояние 15...
18 м над самолетом со ско-
ростью 20 м/с. После этого
летчик отделялся от кресла
и открывал маленький пара-
шют для стабилизации и тор-
можения, а затем — и свой ос-
новной 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 незаме-
нимости катапультных кресел для спасения со скоростных само-
летов.
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 ла-
боратории авиамедицины во главе с полковником У. Р. Лавлейсом
посетили оккупированную Германию, Швецию и Англию и привез-
ли с собой на базу «Райт Филд» катапультное кресло самолета
Не-162 и кресло шведского самолета J-21.
После оценки собранных материалов лаборатория авиамеди-
цины рекомендовала для ВВС США разработку кресла, основан-
ного, главным образом, на принципах немецких кресел со следую-
щими основными характеристиками: максимальная перегрузка в
направлении голова — таз — 20 g в течение 0,1 с; скорость движе-
ния кресла на ходе 800мм — 17,5 м/с. Кресло должно было
70
Рис. 21. Первое катапультирование человека в США
иметь: опоры для головы, рук и ног, а также подлокотники,
на которые должна была передаваться часть массы тела (разгруз-
ка 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 само-
летной лабораторией, совершив на нем катапультирование.
ВМФ США, изучив материалы фирмы «Мартин-Бейкер», ре-
шили приобрести английские кресла для проведения эксперимен-
тов на военно-морской базе в Филадельфии. Первое катапульти-
рование человека в полете на кресле фирмы ДВЛ флот США
провел в ноябре 1946 г. Испытателем был морской летчик, лей-
тенант флота А. Фартек (рис. 21).
Прежде чем было произведено первое катапультирование чело-
века, почти целый год был затрачен на широкую исследова-
тельскую и конструкторскую работу. Американцы нашли целе-
сообразным повторить и расширить большую часть работ, выпол-
ненных за границей, что потребовало постройки испытательной
катапультной установки и большого количества измерительной
аппаратуры для измерения физиологических факторов, связанных
с катапультированием. Испытания этого типа имели первостепен-
ное 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, доволь-
но быстро было обнаружено, что основные критерии немецких
71
конструкторов были верно обоснованы и что действительно пере-
грузка 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 изме-
нения был установлен равным 250 g/c для катапультирования
вверх, но дальнейшие испытания и опыт катапультирований до-
казали необходимость уменьшения предела до 200 g/c.
Направления проводимых исследований и новых конструктив-
ных решений определялись результатами практических примене-
ний катапультных установок. Вначале особенно сильное влияние
на принимаемые решения оказывали травмы, получаемые экипа-
жами при встречах с воздушным потоком. Чтобы понять, почему
это было так, и представить, к каким последствиям может приво-
дить 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»
Мк. 2.
Впоследствии было установлено, что летчик левой рукой подтя-
нул 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 3000м раскрылся
парашют, и дальнейший спуск протекал штатным образом. Ката-
72
пультное кресло, по-видимому, полностью выполнило свои функ-
ции гашения скорости и обеспечения быстрого устойчивого сниже-
ния до высоты раскрытия парашюта на заданной высоте. Однако
защита летчика от действия воздушного потока оказалась не-
достаточной.
В скором времени на смену креслу Мк. 2 пришли следующие
модификации — от Мк. 3 до Мк. 10, которые в результате дальней-
шего совершенствования были оборудованы системой аварий-
ного пиротехнического плечевого притяга и системой автомати-
ческого притяга ног. Подготавливалась система для применения
блокированного управления катапультированием и сбросом фона-
ря. 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 конструк-
циях английского и американского кресел, а частично и потому,
что условия катапультирования на самолете F-100A были менее
благоприятными.
Летчик-испытатель серийных самолетов фирмы «Норт Амери-
кен» 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 фор-
сажной 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 пики-
рование, 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 посовето-
вал 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 выпу-
стил воздушные тормоза. Указатель числа Маха показывал сверх-
звуковую скорость, а снижение составляло около 350 м/с. Не по-
ставив ноги на подножки кресла и не сделав ничего другого, чтобы
занять положение для катапультирования, Ф. Смит сбросил фо-
нарь кабины и был немедленно оглушен шумом. Это в значитель-
ной 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
73
Рис. 22. Катапультное кресло Мк.ЗА
(со шторкой) фирмы «Мартин-
Бейкер»
74
газа, Смит нажал рычаг катапультирования на правом подло-
котнике кресла. Момент, когда летчик нажал на рычаг (факти-
чески 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. Находив-
шиеся в лодке люди увидели фонтан воды, поднявшийся в несколь-
ких 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 летчи-
ка 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 потря-
сенный, 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 летчи-
ка действовало торможение воздушного потока с перегрузкой
40 g, что примерно эквивалентно давлению воздуха
б^СбООО кг/м2.
Американское катапультное кресло не имело шторки для за-
щиты лица от действия скоростного воздушного потока, а управ-
ление катапультированием и сбросом фонаря кабины было вы-
полнено в виде отдельных рычагов, установленных на откидных
подлокотниках. Кресло не имело систем стабилизации и тормо-
жения для предотвращения перевертывания кресла и для за-
тормаживания его до момента отцепки от летчика, которая про-
изводилась автоматически на высоте менее 3000 м. Вследствие
отсутствия на кресле системы стабилизации Смит падал, бес-
порядочно кувыркаясь в воздухе, и автоматически отделился
от кресла. А когда через 2 с свободного падения летчика ав-
томатически раскрылся парашют, одна треть парашюта оказа-
лась разорванной.
Осмотр в госпитале выявил многочисленные наружные и внут-
ренние 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 впослед-
ствии удалять желудочной помпой. Во время беспорядочного паде-
ния 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 адап-
тироваться к темноте. Повреждение печени исключило употребле-
ние спиртных напитков, временами появлялись боли в коленях.
До описанного происшествия масса Ф. Смита была 97,5 кг, в госпи-
тале 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 край-
ним пределам выносливости человеческого организма. Этот слу-
чай 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 американ-
ского и английского кресел первого поколения на самолетах
F-100 фирмы «Норт Америкен» и «Хантер» фирмы «Хоукер» сдела-
ли поиски специалистов целенаправленными. Больше внимания
стали уделять обеспечению спасения летчиков на больших скоро-
стях и связанным с этим мероприятиям по защите летчиков от
воздействия скоростного воздушного потока. Условия спасения
при покидании на малых высотах продолжали считать второсте-
пенными.
2.2.	КАТАПУЛЬТНЫЕ КРЕСЛА С ЗАЩИТОЙ
ОТ ВОЗДУШНОГО ПОТОКА
С 1955 г. зарубежная авиационная промышленность значитель-
но активизировала свою деятельность в области усовершенствова-
ния 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 созда-
ния 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 нашед-
ших широкого применения или даже вообще не применявшихся.
К ним можно отнести катапультируемые вниз кресла фирм «Мо-
ран-Сольнье» и «Конвэр», кресла с дефлектором фирмы «Лок-
хид» 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 примене-
ние 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 использова-
нием высотного костюма со шлемом можно обеспечить достаточ-
ную защиту летчика от воздействия окружающих условий и ско-
ростного напора, при этом высказывалось мнение, что можно будет
снять ограничения или значительно их расширить. Ряд проведен-
ных в середине 1950-х гг. исследований дал основание прийти
к заключению, что обычное катапультное кресло может обеспечить
безопасность покидания самолета на сверхзвуковой скорости поле-
та. Однако этот оптимизм разделяли не все, проявляя особое
беспокойство в возможности удержания на летчике шлема и
кислородного снаряжения при действии скоростного потока воз-
духа.
Второй трудностью считали то, что катапультное кресло пред-
ставляет собой свободное тело, а аэродинамика тел, имеющих
неправильную форму, может быть определена только эксперимен-
тально, особенно в неустановившемся полете. Характеристики
подъемной силы и сопротивления могут быть определены достаточ-
но 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 перег-
77
Рис. 23. Одна из первых капсул,
разработанных фирмой «Гудъир»
в США для самолетов ВМФ
(1954 г.)
Рис. 24. Катапультирование крес-
ла вниз из самолета В-47
«Стратоджет» фирмы «Боинг»
(1953 г.)
рузок, особенно на больших самолетах с высокими килями, где
импульс для выброса летчика, обеспечивавшего перелет через
киль, был значительным и мог приводить к повреждению позво-
ночника. Выход из положения пробовали найти в создании
кресел, катапультируемых вниз. В этом случае исключалась необ-
ходимость переброса через киль.
В 1953 г. на бомбардировщиках В-47 «Стратоджет» фирмы
«Боинг» проводились испытания одного из первых кресел, выбра-
сываемого 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 верти-
кальными перегрузками. Кресло имело специальные стабилизи-
рующие 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 (на-
правляющих, 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
78
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 толь-
ко пилот опускал предохраняющую лицо шторку, происходило
катапультирование. Приземление осуществлялось вместе с крес-
лом на парашюте.
Кресло фирмы «Моран-Солнье» (рис. 26). Это кресло на
шарнирах 1 и 7 присоединено к рычагу 2, который шарнирно
крепится к конструкции самолета. В обычном положении кресло
удерживается тягой 4, на верхнем конце которой имеется электри-
ческий механизм, позволяющий производить регулировку положе-
ния кресла. Нижний конец тяги соединяется с креслом при
помощи замка 5. К спинке кресла на шарнирах прикреплен аэро-
динамический 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 ус-
тройств. На рис. 26,в приведена последовательность срабаты-
вания 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 си-
стему катапультирования летчика вниз для экспериментального
сверхзвукового самолета «Дуглас» Х-3. Для сохранения верти-
кального 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,
Рис. 27. Катапультное кресло фирмы «Дуглас» со стабилизирующими
плоскостями (США)
80
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 ре-
шить одну из главных проблем — сохранение устойчивого поло-
жения кресла сразу же после катапультирования его с само-
лета в широком диапазоне скоростей — от дозвуковых до сверх-
звуковых. Это требование объясняется тем, что человек выдержи-
вает ограниченные нормами перегрузки. При катапультировании,
если кресло не стабилизировано, перегрузки могут выйти за
пределы допустимых. Стабилизация была достигнута установ-
кой по бокам кресла двух стабилизирующих поверхностей.
Влияние перегрузки торможения было уменьшено путем уве-
личения массы кресла. Для этой цели кислородное оборудова-
ние, направляющие кресла и другие компоненты были смонти-
рованы 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 боль-
шое давление, под действием которого шлем может быть сорван
с головы летчика вместе с кислородной маской. Для предотвра-
щения 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 созда-
валось разрежение, удерживающее его на голове.
Размещение кислородного оборудования на кресле исключи-
ло необходимость иметь дополнительный баллон, поскольку летчик
использовал основную кислородную систему на спуске до высоты,
обеспечивающей нормальное дыхание. В системе имеется быстро-
разъединяющееся соединение, в котором применены постоянные
магниты.
Кресло «Модель Д» фирмы «Локхид». Фирма «Локхид» раз-
работала кресло «Модель Д» для катапультирования вниз из са-
молетов 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 требова-
ния 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 отде-
ляемой кабиной или капсулами. Но от выполнения этого требова-
ния ВВС США вскоре отказались.
Кресло «Модель Д» предназначалось для установки на самоле-
тах F-104 с незначительной переделкой кабин. Несмотря на то
что кресло катапультировалось вниз, оно имело ряд приспособ-
лений для защиты от скоростного потока воздуха и для стаби-
лизации его с летчиком после катапультирования.
В нижней части кресла (рис. 28) выступает дефлектор / воз-
81
Рис. 28. Катапультное кресло «Модель Д» фирмы «Локхид» (США)
душного 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 дефлек-
тором 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 при-
близительно 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 впе-
ред упоры для колен 3, которые предотвращают разброс ног
под действием воздушного потока.
82
Рис. 29. Снимки катапультного кресла, полученные теневым методом:
а — без дефлектора; б — с дефлектором
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 конструк-
ции креслу фирмы «Моран-Солнье» (рис. 30).
Рис. 30. Катапультное кресло фирмы «Конвэр» (США):
а — исходное положение; б — момент катапультирования
83
Имеющиеся публикации свидетельствуют о неперспективное™
систем, рассчитанных на катапультирование вниз, так как боль-
шинство катапультирований происходит на малых высотах, а неко-
торое 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 созда-
нием 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 само-
летов максимальные удобства и безопасное аварийное покидание
неизменно приводило конструкторов к поискам новых конструк-
тивных решений. Недостаточная эффективность кресел, катапуль-
тируемых как вверх, так и вниз, и отсутствие решения по надеж-
ной защите летчика от воздушного потока при аварийном покида-
нии привела конструкторов к мысли о создании капсул.
Фирма «Рипаблик» создала капсулу для аварийного покидания
сверхзвуковых самолетов, обладающих скоростями полета, соот-
ветствующими М=2...3, и спутников с человеком на борту
(рис. 31). Капсула должна была отделяться от летательного аппа-
рата с помощью двух ракетных двигателей и снижаться на
парашюте. Капсула могла также применяться для аварийного
покидания на малых высотах и при небольших скоростях, напри-
мер при взлете. Операции, показанные на рис. 31 слева направо,
Рис. 31. Капсула фирмы «Рипаблик» (США)
84
Рис. 32. Капсула летчика с самолета
В-58 «Хаслер»
выполнялись меиее чем за две
секунды.
На первых бомбардировщи-
ках В-58 была применена кап-
сула веерного типа, находив-
шаяся в серийном производст-
ве (рис. 32). С капсулой,
изображенной на рис. 31, были
проведены исследования воз-
можностей закрытия ее членами
экипажа в условиях декомпрес-
сии кабины на большой высо-
те полета.
В результате исследований, проведенных в барокамере, было
установлено, что скорость закрытия капсулы зависела от степени
натренированности членов экипажа. Минимальное время, необхо-
димое 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 приво-
дило к тому, что даже при очень малых затратах времени на
закрытие капсулы (1...2 с) исход не всегда мог оказаться ус-
пешным.
Надо полагать, что такие затраты времени в условиях аварии
на малых высотах и больших скоростях, когда капсула использует-
ся для защиты от воздушного потока, не могли считаться удовлет-
ворительными. В дальнейшем больше внимания уделялось автома-
тическому закрытию створок капсулы и разработкам систем отде-
ления 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 дви-
гатель. Такой двигатель будет создавать в момент запуска мощную
ударную нагрузку. Отделяемая кабина представляет собой круп-
ную цель для поражения противником при спуске. С конструктив-
ной точки зрения, быстрое разъединение электрических, гидравли-
85
ческих, пневматических и механических систем в момент отделе-
ния кабины, да и само отделение кабины от самолета является
чрезвычайно сложной задачей. Применение отделяемой кабины на
малых высотах очень затруднено тем, что ее необходимо забро-
сить на большую высоту, чтобы успели сработать все системы.
Кроме того, ввод парашюта, затормаживающего кабину, и ввод
основного кабинного парашюта, которые происходят при воздей-
ствии 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 соот-
ветствующими характеристиками.
На рис. 33 схематически представлено действие приблизитель-
но 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:
Кресло	Кабина
Полетная масса, кг............................ 136	250
Лобовая площадь, м2........................... 0,6	0,94
Отрицательное ускорение g
при М=1, м/с'2 ................................ 31	32
Местное давление, кг/см2...................... 0,91	7,24
а)	б)
Рис. 33. Действие отрицательного ускорения на летчика
86
Рис. 34. Схема отделяемой кабины
самолета Х-2 фирмы «Белл»
(1950 г.):
1 — центральная камера; 2 — четыре срезные
шпильки
В случае отделяемой кабины летчик испытывает перегрузки,
подобные перегрузкам, создающимся во время резкого торможе-
ния при аварийной посадке.
Несмотря на конструктивные трудности при решении возникав-
ших проблем, большой объем исследовательских работ и отсутст-
вие 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 одно-
местном и двухместном вариантах, которые будут устанавливать-
ся 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 сбрасы-
вания 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 инди-
видуальный 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 разработ-
ку спасательной кабины для скоростных самолетов, летающих на
больших высотах. Кабина состояла, по существу, из передней
части фюзеляжа самолета (рис. 36).
87
Рис. 35. Отделяемая кабина экспериментального самолета D-558 «Скайрокет»
фирмы «Дуглас»
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. Снача-
ла капсула отделялась от самолета, причем для быстрого отделе-
ния капсулы от самолета применялся ракетный двигатель. Капсула
стабилизировалась выдвижными стабилизаторами, а для тормо-
жения применялись тормозные щитки. На высоте 18 500 м при
скорости 800 км/ч раскрывался первый парашют, а на высоте
Рис. 36. Отделение кабины от
самолета F-8-1 «Крусейдер» фир-
мы «Чанс-Воут»
88
4300 м, когда скорость уменьшалась до 350 км/ч, раскрывались
три парашюта, обеспечивавшие безопасный спуск капсулы на зем-
лю. В случае потери летчиком сознания управление снижением
осуществлялось с помощью полуавтоматического устройства. Кап-
сула 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 остава-
лись неизменными. В этих требованиях оговаривалась расчетная
скорость, высота, продолжительность полета, снаряжение экипа-
жа 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, про-
тивоперегрузочный костюм и т. д.);
должно быть обеспечено надежное укрытие экипажу после
приземления или приводнения в любых метеорологических усло-
виях;
вручную не должно выполняться никаких действий по управле-
нию этапами катапультирования, кроме ввода в действие всей
системы (т. е. должно было выполняться только одно движе-
ние) ;
система должна быть выполнена так, чтобы имелась возмож-
ность применения ее на разных самолетах (универсальность);
должна быть предусмотрена возможность спасения на взлете,
рулежке или посадке на земле или на палубе авианосца.
Рис. 37. Компоновочная схема отделяемой кабины фирмы «Локхид»:
/ — стабилизирующие поверхности; 2 — вентиляционный клапан; 3 — упор головы; 4~^~ кислородный
баллон; 5 — материал, поглощающий удар; 6 — ножная скоба; 7 — рычаг катапультирования
кабины; 8 — аварийный комплект; 9 — ракетный двигатель; 10 — стреляющий механизм вытяжного
парашюта; //—вытяжной парашют; 12 — узлы разъема
89
Фирма «Локхид» попыталась применить другую отделяемую
кабину (рис. 37). Процесс катапультирования в этой кабине был
подразделен на следующие этапы:
1)	начало катапультирования;
2)	фиксация экипажа привязными системами;
3)	ввод в действие стабилизирующих плоскостей (систем);
4)	отделение кабины;
5)	торможение и стабилизация;
6)	снижение;
7)	посадка (приземление, приводнение);
8)	применение систем жизнеобеспечения после приземления
или приводнения.
Этап 1. Начало катапультирования. Несмотря на то что введе-
ние в действие системы не является сложной операцией, вызываю-
щей какие-либо трудности, необходимо тщательно проверить,
достигнута ли нужная надежность привода (ручки, поручни) си-
стемы. Задача конструктора в данном случае заключается в
максимальной легкости ввода в действие системы и исключении
любых возможностей ее случайного непроизвольного срабатыва-
ния. В основном предусматривается, что ввод в действие системы
спасения осуществляется лишь соответствующим действием лет-
чика. 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 ускорите-
ля, 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 катапультиро-
вании 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 от-
деления головной части, так как воздействие больших динамиче-
ских давлений и большая неустойчивость самой отделяемой каби-
ны могут привести за доли секунды после отделения к такому
беспорядочному падению, при котором возникнут совершенно не-
переносимые 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 аэродинами-
ческие 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, пикирова-
ние и т. п.);
обеспечить динамику движения отделяемой кабины, при кото-
рой 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 каби-
ны (или капсулы) на начальном участке траектории. Применя-
лись 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 сопротив-
ления 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 встречно-
го потока. Надо полагать, что в случае применения отделяемой
кабины (или капсулы) на ней будут применены все достижения
современной техники, в том числе — электронная и микропроцес-
сорная техника.
Особую сложность представляет создание надежной конструк-
ции, 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 од-
ной 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 парашю-
91
Рис. 38. Отделяемая кабина фирмы «Локхид»:
а — со стабилизирующими поверхностями; б — без стабилизирующих поверхностей; 1 — центр масс;
2 — аэродинамический фокус
та). Суммарное время торможения кабины имеет большое значе-
ние 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 ско-
рости. 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 отра-
ботки системы стабилизации было проведено большое число
расчетов, продуто в аэродинамической трубе более 50 моделей
стабилизирующих поверхностей различного типа. Опыты показа-
ли, что в эксплуатации кабина в таком виде оказалась недоста-
точно эффективной.
В носовой отделяемой кабине для получения качественной
стабилизации и своевременного ввода парашюта после торможе-
ния уже сейчас можно производить ориентирование, применяя
микропроцессорную и электронную технику. Она позволяет управ-
лять 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 скоро-
92
стях, так как тогда происходит интенсивный аэродинамический
нагрев обшивки. Кроме того, для поддержания в кабине атмосфе-
ры с достаточным содержанием кислорода и необходимым давле-
нием требуются емкости с запасом газов на весь период снижения
до высоты 4...5 км. Предполагалось, что для удобства пилотирова-
ния в полете летчик не будет иметь специального компенсационно-
го костюма. Однако возможность внезапной разгерметизации
кабины от боевого повреждения или неисправности может изме-
нить 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 рас-
крытие купола и произойти оно должно в наивысшей точке
траектории. Импульс энергодатчика для отделения кабины рас-
считывается на такого рода катапультирования. При катапульти-
Рис. 39. Последовательность срабатывания элементов системы ввода парашюта
отделяемой кабины фирмы «Локхид»:
I — раскрытие вытяжного парашюта; II вытягивание контейнера с главным парашютом;
/// — раскрытие главного парашюта; 1 — контейнер с вытяжным парашютом; 2 — вытяжной снаряд;
3 — контейнер с главным парашютом; 4,5 — вытяжные парашюты для большой и малой ско-
ростей соответственно
93
ровании на большой высоте или большой скорости парашют
должен раскрываться с определенной задержкой.
Последовательность стадии раскрытия парашюта представле-
на на рис. 39. Стреляющий механизм вытягивает парашют летчика,
который в свою очередь стягивает контейнер с основным пара-
шютом. У основного парашюта сначала вытягиваются из кон-
тейнера стропы, это обеспечивает большую надежность раскрытия
купола.
Этап 7. Стабилизация кабины в момент приземления. При обыч-
ном прыжке с парашютом летчик в момент касания производит
некоторое торможение и амортизацию ногами, благодаря чему
безопасная вертикальная скорость снижения ограничивается вели-
чиной 5...7 м/с. При приземлении кабины этого нет. Гашение ско-
рости может быть достигнуто только размерами площади парашю-
та. 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 сказы-
валось бы на характеристиках торможения на начальном этапе
работы парашютной системы.
Были исследованы и другие способы торможения: воздушное
торможение, амортизаторы и подушки из бумаги. Вначале пред-
полагалось, что кабина должна сохранять нормальное положение
при выравнивании в любых условиях местности. При исследова-
ниях были выявлены недостатки такого решения и от него приш-
лось 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 раск-
рытии парашюта. Это обеспечивает начальный контакт передней
металлической части конструкции с землей. Носовой конус улуч-
шает характеристики торможения за счет деформации своей
конструкции. После этого кабина начинает вращаться и два
клиновидных стабилизатора поглощают небольшой остаток энер-
гии. Снижение кабины крутым пикированием облегчает задачу
крепления парашюта и обеспечивает остальную последователь-
ность операции торможения (см. рис. 39). Из нижних клино-
видных стабилизаторов выдвигаются два надувных мешка, кото-
рые придают кабине устойчивость по крену при приводнении.
Этап 8. Выживание. После благополучной посадки кабины
возникает только одна проблема — выживание экипажа до момен-
та появления спасателей. Большим преимуществом конструкции
кабины является то, что она сама может служить летчику
94
средством укрытия или спасательной лодкой. Кабина имеет хоро-
шую 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 спаса-
тельного снаряжения: радиостанции, буев, пищи, одежды, принад-
лежностей для охоты и рыболовства и т. п. Содержание НАЗа,
разумеется, зависит от того, над какой местностью летает само-
лет. Большой располагаемый объем контейнера допускает разме-
щение в нем большего ассортимента снаряжения, чем это возмож-
но в контейнерах современной конструкции, размещенных в откры-
тых катапультных креслах.
Разработанную отделяемую кабину в виде носовой части
фирма «Локхид» пыталась применить на экспериментальном само-
лете F-104 (см. рис. 37). Для того чтобы предотвратить сильную
неустойчивость этой кабины, перед катапультированием выпуска-
лись стабилизирующие поверхности. Кабина отделялась от само-
лета под действием порохового ракетного двигателя с максималь-
ной тягой порядка 200 кг/см2 и продолжительностью действия
0,5 с (импульс /=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 самоле-
тах F-104 — на них стали устанавливать кресла Мк. 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
Рис. 40. Двухместная отделяемая кабина самолета F-111 фирмы «Дженерал
Дайнэмикс»
95
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 стабилизирую-
щий 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 баллона-
ми для амортизации удара при посадке, обеспечивающими
плавучесть. В случае вынужденной посадки самолета на воду каби-
на автоматически отделялась при погружении самолета в воду
глубже 4,5 м.
В 1967 г. два члена экипажа самолета F ill катапультиро-
вались 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 бомбардировщи-
ке 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 приме-
нения на специальных аппаратах и гиперзвуковых самолетах.
Да и статистика аварий в истребительной авиации свиде-
тельствует о том, что большинство катапультирований происхо-
дит' 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 катапуль-
тировании (от воздействия скоростного напора воздуха — с по-
мощью снаряжения, улучшенной фиксации конечностей и защи-
той 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 ка-
96
тапультными креслами, а не с отделяемыми кабинами, как пре-
дусматривалось ранее. Тем не менее, перспективы создания само-
летов, рассчитанных на полеты со скоростями при М=6 и более
и достигающих потолка свыше 30 000 м, приведут к несоот-
ветствию характеристик кресел и таких самолетов: летчик в
открытом кресле пострадает от воздействия аэродинамическо-
го 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.
4-683
ГЛАВА 3 ТИПОВЫЕ СХЕМЫ КАТАПУЛЬТНЫХ КРЕСЕЛ
3.1. КАТАПУЛЬТНЫЕ КРЕСЛА ПЕРВОГО ПОКОЛЕНИЯ
С середины 1940-х гг. в СССР велись поиски оптималь-
ных решений в области создания средств спасения, так как
скорости самолетов вышли за пределы возможности их поки-
дания 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 превы-
шения при этом физиологических возможностей человека, потре-
бовало проведения больших расчетных, конструкторских и экспе-
риментальных работ. Они проводились на наземных стендах
с манекенами и испытателями, а затем и на летающих
лабораториях вначале с манекенами и только после накоп-
ления 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 техни-
ческие требования к новым системам, при этом, в содру-
жестве с авиационными медиками, учли физиологические воз-
можности человеческого организма.
Ценность проделанной в то время работы очень велика.
Некоторые выводы, сделанные Чесаловым и Строевым бо-
лее 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 покида-
ния самолетов.
Большая работа при создании новой техники по спасе-
нию 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 демон-
стрировавшие свою изобретательность, фанатическую предан-
ность своей профессии, истинные энтузиасты. В плеяду кон-
структоров, 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 зарождаю-
щейся отрасли техники, а в дальнейшем и науки, призванной спа-
сать экипажи. Трудно рассказать о всех, кто участвовал
в создании первого катапультного кресла, но на одной коло-
ритной 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 подвиж-
ность кисти левой руки, проявившаяся в раннем детстве
в результате болезни, не помешала ему заниматься проек-
тированием 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 специа-
листов прошла через всю их жизнь. Вместе они летали
на планере «Дракон» Б.И. Черановского, вместе в 1929 г. соз-
дали рекордный планер «Коктебель», на котором после не-
скольких испытательных полетов летчика К.К. Арцеулова летали
сами. На этом планере было выполнено большое число па-
рящих полетов в районе горы Узын-Сырт в Коктебеле в Кры-
му. 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 О.К. Антоновым — создателем многих
планеров и самолетов.
Немало усилий приложил С.П. Королев, чтобы приобщить
С.Н. Люшина к полетам на самолетах — медицинские комис-
сии не допускали его к полетам из-за дефекта левой руки.
И все же С.П. Королеву удалось добиться для него раз-
решения. С.Н. Люшин освоил и эту профессию.
Работая во время войны у главного конструктора С.А. Ла-
вочкина, С.Н. Люшин значительно умножил свой опыт в опера-
тивном 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 возникав-
99
ших 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, уходив-
шем 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 вра-
чами подобрали элементы кресла к человеку, ориентируясь на
форму тела Ростислава Андреевича Стасевича.
Точкой отсчета при размещении кресла стал глаз лет-
чика — линия прицеливания. Затем определили угол между спин-
кой 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! Не-
удобно! А так, мне кажется, лучше...».
Все буквально плясали вокруг Стасевича. Его слово на
этой стадии было законом. Отрезали, приваривали, снова отре-
зали 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 антро-
пологи тщательно проанализировали статистику (у разных лю-
дей 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 поро-
хового заряда. Теоретически решить эту задачу невозможно.
Пришлось экспериментировать подбором.
Шесть испытателей, шесть здоровенных, крепких парней,
должны были держаться до возможного предела переноси-
мости, до крайности, которую можно вытерпеть, превозмогая
боль. После каждого опыта немедленно делались анализы, про-
верялось 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 (вско-
ре так стали оклеивать космонавтов), испытатель садился в кресло
на тележке и после команды: «Приготовиться! ...Приборы! ...По-
шел!» производил залп из двух трехдюймовых пушек, разго-
нявших 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 ка-
кими-то людьми и спросил С.Н. Люшина: «Куда можно поставить
этих товарищей?» Товарищей поставили, спрятали за защит-
ными броневыми плитами.
Очередной залп трехдюймовок снял все денежные осложнения.
Финансисты убедились, что платят испытателям не зря...»
На земле человеческий организм вынес встряску, не пре-
дусмотренную природой. Пройдет ли все благополучно и в воздухе?
Врач-физиолог П.К. Исаков доказал коллегам, что резкое уча-
щение пульса, повышение кровяного давления, изменение био-
токов 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 аэро-
дрома 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 эксперимен-
ты,— полигоном. Там долго гремели выстрелы, стрекотали кино-
аппараты. 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 направ-
ляющие рельсы, по которым, покидая самолет, будет скользить
кресло с манекеном. Масса и размеры манекена соответ-
ствовали 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 ки-
носъемок 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 — са-
молет 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 Кондрашов. За его плечами
101
Рис. 41. Первое катапультирование в СССР (1947 г.)
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, пере-
оборудованного под летающую лабораторию, парашютист-испы-
татель 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 человече-
ского организма противостоять окружающему давлению, силам
и ускорениям. Непрерывно изменявшиеся характеристики само-
летов истребительной авиации и тактика ее применения
значительно усложняли условия функционирования средств спа-
сения, что приводило и приводит к снижению их эффективности.
Эти обстоятельства обязывают конструкторов постоянно вести
поиски новых решений.
Кресла создавались параллельно с теоретическими изыска-
ниями, когда последствия, к которым могло привести попадание
в скоростной воздушный поток летчика с незафиксированными
конечностями и незащищенным лицом, еще не были доста-
точно 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 пер-
вом этапе мало чем отличались между собой. Их эксплуа-
тация выявила ряд недостатков, в том числе связанных с воз-
действием скоростного напора воздуха на незафиксированные
конечности и незащищенное лицо.
102
5
Рис. 42. Первое советское серий-
ное катапультное кресло
(1948 г.)
I — внешний рычаг аварийного сбрасы-
вания фонаря (одновременно предохрани-
тель ручки выстрела); 2 — внутренняя
ручка выстрела; 3 — плечевые ремни;
4—спинка (подушка) кресла; 5 — за-
головник; 6 — деревянная бобышка; 7 —
ручка стопорения привязных ремней;
8 — подножки кресла; 9 — пиромекаиизм;
10 — пружина механизма стопорения рем-
ней; И—ролики; 12— морской болт
для фиксации кресла по росту летчика;
13 — направляющие рельсы кресла в
кабине (сиденье снято)
Представить путь развития тематики, связанной с проблемой
спасения экипажей, можно, рассмотрев различные схемы кресел,
созданных в отечественных КБ для самолетов различных поко-
лений, и дополнив их материалами из зарубежной печати.
Схемы первых кресел были простейшие. Стреляющий меха-
103
низм 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 па-
рашюта. На этот процесс летчику требовалось время, зависев-
шее от его индивидуальных свойств и расторопности, а следо-
вательно, и высота, необходимая для отделения от кресла
и последующего наполнения купола спасательного парашюта.
Минимальной высотой, необходимой для спасения, при покида-
нии 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 конеч-
ностей от потока, и поэтому на скоростях выше 700 км/ч по-
кидания, 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 покида-
ния», которая - в скором времени стала главным фактором
для обеспечения спасения.
Поиски мероприятий, обеспечивающих безопасное катапуль-
тирование экипажа и защищающих его от потока на повышен-
ных скоростях, привели конструкторов к созданию кресла
2-го поколения — шторочного (рис. 43). Решение было не ради-
кальное, но по тому времени необходимое и казавшееся эффек-
тивным. Такие кресла применялись на самолетах МиГ-17,
МиГ-19, Як-25 и др.
Заголовник кресла был оборудован специальным бараба-
ном с намотанной на него прочной тканью, к которой крепилась
рукоятка. Чашка кресла оборудовалась подножками с автома-
тически 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 ката-
пультирования, предохраняя позвоночник от повреждения.
Летчик, принимая решение о катапультировании, сбрасывал
фонарь с помощью рукоятки, установленной на подфонар-
ной панели, после чего двумя руками брался за рукоятку
защитной шторки, вытягивал ее над головой вниз. Шторка,
вытягиваясь, поворачивала барабан, выдергивалась чека стреляю-
щего механизма, накалывался пиропатрон. Газы патрона, обра-
104
15
для
защиты
Рис 43 Катапультное кресло со шторкой
потока:
s - ”',-лягал vi’=г":-
троса блокировки выстрела сиденья, идущего
лица
сиденья
от
встречного
чашкой; 5 —
рк<1С	к- ---
рукояткой стопорения ремней;
тов'ног /Л—пружинный механизм; /2 — ав-
выстрела сиденья с фонарем; 15 -
к ручке автономного сбрасывания фонаря
105
зующиеся 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 защит-
ной 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, выдер-
гивал чеку стреляющего механизма. Для открытия замка привяз-
ных ремней был установлен временной автомат, который че-
рез 2...3 с (в зависимости от настройки) открывал замок уже
без участия летчика. Эти усовершенствования несколько улуч-
шили положение с результатами катапультирований, но статис-
тика применений заставила продолжать принимать меры по сни-
жению 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 воз-
духа вырывало из рук летчика, лишая их опоры, а лицо — за-
щиты. 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 ката-
пультных установок, связанный с минимальной высотой безопас-
ного 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 воздуш-
ном пространстве. Если чашка в момент разделения оказыва-
лась 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. Воз-
никла острая необходимость в создании нового поколения кресел,
способных обеспечить защиту летчика от потока воздуха, не
опасаясь возможности срыва рук с защитной шторки, уменьше-
106
ние минимальной высоты безопасного катапультирования, исклю-
чение попадания кресла в парашют, спасение при покидании
на больших высотах и т.п.
Поскольку основным фактором, ограничивавшим безопасное
аварийное покидание самолета, являлось воздействие воздуш-
ного потока, были организованы всесторонние стендовые и лет-
ные 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 У=780 км/ч
он получил от воздействия потока воздуха ссадины кожи в об-
ласти верхних частей глазниц и значительные раздражения слизи-
стых оболочек глаз.
При проведении исследований на наземном стенде было уста-
новлено, что мягкая защитная шторка может обеспечить защиту
лица человека от воздействия воздушного потока только до
скорости 950 км/ч при условии ее надежной фиксации. Надеж-
ная фиксация защитной шторки руками обеспечивалась только
до скорости 850 км/ч. Данные, полученные при катапуль-
тировании 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 дей-
ствие 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 прове-
денным исследованиям, зарубежная информация свидетельство-
вала о больших работах, проводимых в интересах защиты
летчика от воздушного потока, по созданию закрытых, гер-
метичных и негерметичных капсул и отделяемых кабин (см. под-
разд. 2.2 и 2.3).
Стремясь увеличить допустимую скорость и уменьшить ми-
нимальную высоту безопасного катапультирования, в ОКБ, воз-
главлявшемся А.С. Яковлевым, было создано катапультное кресло
К-5 с металлическим «забралом» (складной металлической защит-
ной шторкой, размещенной в заголовнике кресла) и трехку-
польной парашютной системЬй С-3 (рис. 44). Оно по тому времени
имело довольно прогрессивные характеристики. Максимальная
107
скорость для катапультирования за счет применения метал-
лического «забрала» и компенсационного костюма расширилась
до 1050... 1070 км/ч. Минимальная высота безопасного катапуль-
тирования в горизонтальном полете за счет фартука, прину-
дительно отделявшего летчика от кресла, снизилась до 150 м.
Масса кресла с летчиком 185 кг. Обеспечивался стабилизи-
рованный 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 необ-
ходимости создания системы с защитой летчика от воздуш-
ного потока фонарем. Считалось, что это будет достаточно
эффективным средством защиты летчика от воздействия воздуш-
ного потока, более простым (конструктивно) и дешевым, чем
капсула или кабина.
Была создана экспериментальная установка и проведены
катапультирования с манекеном до скорости У= 1000 км/ч. При
Рис. 45. Экспериментальное катапультное кресло системы спасения с защитой
фонарем и с измененной системой подвесных ремней:
/ — серийные подвесные ремни; 2 — грудной ремень с замком; 3 — перемычка, соединяющая поясной
и грудной замки; 4 — дополнительные нижние ремни
109
этом были разработаны и исследованы стабилизирующие устрой-
ства кресла с фонарем, обеспечивающие безопасное катапуль-
тирование на больших скоростях полета. На наземном стенде были
проведены исследования переносимости человеком перегрузок тор-
можения применительно к условиям катапультирования лет-
чика в кресле с фонарем, при фиксации его опытной при-
вязной 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 исполь-
зовано 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 воздуш-
ного стрелка самолета Ту-2. На втором этапе катапульти-
рование 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 меха-
низмом ТСМ-1880 с длиной рабочего хода 1880 мм. Приме-
нялся патрон, создающий при массе установки до 200...225 кг
начальную скорость катапультирования, равную 18,5... 19 м/с.
Для проведения исследования с испытателем были изготов-
Рис. 46. Экспериментальная система спасения летчика с защитой фонарем в
задней кабине самолета МиГ-15 УТИ (1954 г.)
110
лены кресла, аналогичные креслам самолета МиГ-15 с доработ-
ками для фиксации фонаря и с кардинально измененной при-
вязной системой. В кабине самолета в нормальном полет-
ном 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 фо-
наря перемещается на роликах в специальных горизонталь-
ных направляющих, расположенных на бортах кабины (рис. 47).
При подходе роликов фонаря к обрезу направляющих сраба-
тывают нижние замки, расположенные на чашке кресла, фикси-
рующие фонарь в положении, защищающем летчика от воз-
душного потока.
Рис. 47. Экспериментальная система спасения с защитой фонарем от встреч-
ного врздушного потока:
а —схема отделения фонаря от кресла; б — размещение летчика в системе; / — нижний замок фик-
сации фонаря; 2 — кресло; 3 — стабилизирующий щиток; 4 — фонарь
111
Рис. 48. Телескопическая четырехтрубная
штанга со стабилизирующим парашютом
В процессе летных иены ганий
было исследовано несколько ва-
риантов стабилизирующих систем
(летчиком на МиГ-15 летал
Э.В. Елян, парашютистом-испыта-
телем был В.И. Головин). Вот
один из исследованных вариантов.
Стабилизация кресла осу-
ществлялась парашютом, закреп-
ленным на телескопической че-
тырехтрубной штанге с рабочим
ходом 720 мм (рис. 48). Ста-
билизирующий вращающийся па-
рашют площадью 0,15 м2 связан
со штангой вертлюгом. В верхней
части самой тонкой трубы штан-
ги смонтирована пружинная стре-
ляющая головка с двухкапсюль-
ным патроном. Ввод в поток
стабилизирующего парашюта
производился после перемещения
кресла по направляющим рельсам
на 0,5 м от исходного положе-
ния. При этом рычаг, располо-
женный на правой продольной
балке кресла, выходя из нап-
равляющих, силой пружины вы-
дергивал чеку стреляющей головки. В свободном полете от-
деление фонаря от кресла производилось автоматически авто-
матом АД-3 (или КАП-3), который при срабатывании через задан-
ное время (или на заданной высоте), убирая штыри верхних
замков, освобождал тем самым верхнюю часть фонаря. После
открытия верхних замков фонарь под действием аэродина-
мических и инерционных сил имел возможность поворачи-
ваться относительно нижних замков в плоскости симметрии крес-
ла. Упоры, поставленные на балках спинки кресла, исклю-
чали возможность бокового поворота фонаря, исключая тем
самым опасность для человека, сидящего в кресле. Отработка
узлов стыковки и расстыковки кресла с фонарем без спе-
циальных силовых систем оказалась наиболее сложной и трудо-
емкой 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 инер-
ционными силами ненадежно. Наиболее безопасной схемой было
признано принудительное отделение фонаря от кресла. Пришлось
вводить специальные механизмы и рычажную систему для отделе-
ния 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 отор-
вать 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 тор-
можения 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 само-
летов-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 спасе-
ния с защитой фонарем (применительно к новым самолетам
этих ОКБ).
Летно-технические характеристики нового поколения истреби-
телей, их высотность требовали применения принципиально новых
средств жизнеобеспечения и спасения. На них требовалось при-
менение высотного снаряжения, которое можно было бы исполь-
зовать как средство защиты от воздушного потока. Но снаряже-
ние как средство защиты от воздушного потока еще не было
испытано, а новый истребитель МиГ-21 уже был запущен в се-
рийное производство.
В этих условиях в ОКБ А.И. Микояна система с защитой
фонарем была испытана и применена на первых сериях само-
летов МиГ-21 под индексом СК (рис. 49). На самолетах
П.О. Сухого эта система не применялась. Система СК, есте-
ственно, имела значительные отличия от экспериментальной уста-
новки, но принцип действия системы был сохранен.
При катапультировании кресло с летчиком, двигаясь по рель-
сам, 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
113
Рис. 49. Процесс катапультирования катапультного кресла СК с защитой фона-
рем на самолетах МиГ-21 первых серий:
/ — привод системы нажатием поручней; II— замки фонаря (задние) и цапфы кресла соединяются,
пиромеханизм выбивает крышку на фонаре и вводит стабилизирующий парашют; III — передние
замки фонаря запираются на откидных опорах кресла; IV — кресло «ложится» по воздушному
потоку и перелетает через киль; V — пиромеханизмы поворачивают фонарь относительно цапф
кресла, захваты ног открываются, летчик освобождается от кресла; VI — автомат КАП-3 откры-
вает купол парашюта С-3
114
скорости 1100 км/ч (ограничением по скорости служила проч-
ность остекления фонаря);
уменьшены перегрузки за счет увеличения хода поршня стре-
ляющего механизма;
производилась разгрузка позвоночника за счет размещения
привода катапультирования на боковых стенках, руки размеща-
лись, как на подлокотниках;
упрощалась фиксация летчика в кресле вследствие приме-
нения объединенной привязной системы, фиксировавшей парашют
на летчике, а летчика с парашютом — в кресле;
вместо 250...300 м минимальная безопасная высота катапуль-
тирования уменьшалась до НО м за счет более интенсив-
ного 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, раз-
работанная 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 конструк-
цию, состоящую из каркаса с чашкой и смонтированных на
них следующих эксплуатационных и аварийных систем:
объединенной системы подвесных и привязных ремней;
притяга плечевых ремней;
притяга поясных ремней;
управления положением чашки кресла по росту летчика;
управления катапультированием;
стабилизации кресла по траектории после отделения от са-
молета;
захвата и фиксации ног;
фиксации фонаря на кресле и их разделения;
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, удер-
живали его от продольных перемещений. В вертикальном направ-
лении кресло закреплялось с помощью шарикового замка пиро-
механизма. На внутреннем цилиндре пиромеханизма имелся хомут
с двумя цапфами, которые входили в зацепы кресла и запи-
рались там двумя захватами. Захваты отжимались и фикси-
ровались винтами, которые при ввертывании упирались в крон-
штейны.
В полете летчик сидел на спасательном парашюте, уложен-
ном 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 пру-
жиной, а аварийно при катапультировании — пороховыми газами.
В полете летчик мог отклонить плечи вперед на 150 мм и за-
стопориться в этом положении. Управление механизмом сто-
порения ремней притянутого и отклоненного положения осуще-
ствлялось 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, установлен-
ной на правой стороне подфонарной панели. Основной стреляю-
щий механизм приводился в действие сжатием поручней,
расположенных на бортах чашки кресла. При этом выдер-
гивалась чека из затвора, производился накол капсюлей
пиропатрона.
Процесс катапультирования системы с защитой фонарем
происходил в такой последовательности. Приняв решение ката-
пультироваться, летчик нажимал на спусковые рычаги поручней
кресла. При этом срабатывал механизм аварийного притяги-
вания привязной системы, который подтягивал летчика к спинке
кресла и фиксировал ее замком, создавая наиболее удоб-
ную позу для перенесения перегрузки. После этого сраба-
тывал стреляющий механизм. .Кресло начинало двигаться вверх.
На ходе кресла 16...22 мм цапфы кресла входили в зад-
ние замки захвата на фонаре, запирались в них и откры-
вали аварийные замки фонаря. Фонарь начинал двигаться
вместе с креслом. Передняя часть фонаря удерживалась от запро-
кидывания вверх замком временной задержки.
На ходе кресла 30...50 мм выдергивалась чека пиромеха-
низма ввода стабилизирующего парашюта, связанного тросом с
фюзеляжем. Пиромеханизм срабатывал, выбивал крышку лючка
на фонаре и вводил стабилизирующий парашют в воздуш-
ный поток. Купол парашюта наполнялся воздухом и раскру-
чивался до схода кресла с направляющих роликов.
Когда кресло проходило приблизительно 530 мм, выйдя откид-
ными опорами для фиксации передней части фонаря на кресле за
пределы подфонарной панели, опоры открывались для последую-
щей 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 исклю-
чалось, замок временной задержки открывался, передняя часть
фонаря катилась на роликах до схода передней части фонаря
с направляющих, после чего передние замки фонаря опуска-
лись на откидные опоры кресла и запирались в них. В про-
цессе 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 пиро-
механизмы, которые открывали передние замки-захваты фонаря
и замок штанги стабилизирующего парашюта. Штанга (раздви-
нутый пиромеханизм) со стабилизирующим парашютом отделя-
лась от кресла. Пиромеханизмы поворачивали фонарь относи-
тельно цапф кресла. На угле поворота фонаря 100... 120° зад-
ние замки-захваты открывались и фонарь отделялся от кресла.
При отделении летчика от кресла включался автомат, рас-
положенный в укладке парашюта. При катапультировании с
большой высоты летчик падал затяжным прыжком до высоты
4000 м, после чего срабатывал автомат, раскрывавший спаса-
тельный парашют.
При необходимости катапультирования без защиты фона-
рем (повреждение остекления, сброс фонаря из-за наруше-
ния видимости через остекление) его можно было осуще-
ствлять с ограничением только до скорости 700 км/ч, причем
минимальная высота, обеспечивавшая спасение, была 300 м.
Для предварительного сброса фонаря необходимо было вос-
пользоваться рукояткой автономного сброса фонаря, установлен-
ной 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 эксплуа-
тации и недостаточно надежной. С ее внедрением статистика
отмечала катастрофы по причинам несброса фонаря (нераз-
деление 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, предъяв-
ляемые 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 маловысот-
ными самолетами уже нуждался в особых условиях для обеспе-
чения 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 пятидеся-
тых — начале шестидесятых годов, когда новое поколение истре-
бителей уже находилось в серийном производстве, а вопрос обеспе-
чения 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, разра-
ботанных А.Я- Щербаковым. Они испытывались на само-
летах И-15 бис, 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 безопас-
ности 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 раз-
герметизации 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 жиз-
необеспечения 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, образо-
вавшая своеобразную капсулу. По этой же причине на
«яках» пытались применить «забрало» (см. рис. 44). Прогнозов
на ближайшее будущее, связанное с необходимостью для вы-
сотных 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 вы-
сотах 20 км и более. Этим снаряжением можно было бы
воспользоваться для защиты от воздушного потока, что в даль-
нейшем 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 кисло-
рода. Полет на высоте 18...20 км можно практически прирав-
нять к полету в космическом пространстве. Понижается и
температура окружающей среды. В стратосфере ее значение
составляет -52...—54° С.
Летно-технические характеристики нового поколения истреби-
телей, к производству которых в 1950-х гг. готовилась про-
мышленность, заставляли задуматься и специалистов, работав-
ших 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. Необ-
ходимо 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 снаря-
жение стали обязательными при всех высотных полетах. На са-
молете МиГ-21 имеется герметичная вентилируемая кабина с ав-
томатическими устройствами, подающими в нее холодный и горя-
чий воздух от компрессора двигателя и поддерживающими в
ней необходимые для работы и жизни условия. Температура
воздуха в кабине составляет 16...26° С. Состав воздуха постоян-
но обновляется. Давление в кабине от земли до высоты 2 км по-
стоянно 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 по-
стоянным.
Экипаж обеспечивается запасом кислорода, который разме-
щается на борту самолета в баллонах под давлением
(150...250) • 10& Па (150...250 атм). Иногда кислород на борту хра-
нится в жидком виде в сосудах Дюара с газификаторами.
К органам дыхания летчика кислород подается с избыточным
давлением, т.е. по величине превышающим атмосферное. От бал-
лонов 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 вы-
ше — чистым кислородом.
Итак, гермокабина, кислородное оборудование и личное сна-
ряжение в сочетании с высотным снаряжением, первые образцы
которого были разработаны под руководством П.Г. Адамова
119
Рис. 50. Высотно-компенсирующий костюм ВКК-6М:
/ — комбинензон; 2 — застежка «молния»; 3 — шланг надувного устройства (НУ); 4 — шланг проти-
воперегрузочного устройства (ППУ); 5 — шнуровка; 6 — полукольцо; 7 — перемычка (НУ); 8 — ре-
гулируемые ленты; 9 — спинная застежка «молния»; 10 — шнуровка; 11 — натяжное устройство
и С.М. Алексеева, являются основными средствами жизне-
обеспечения летчика. В комплект личного снаряжения входят:
высотно-компенсирующий костюм (ВКК), защитный шлем (ЗШ),
кислородная маска (КМ), герметичный шлем (ГШ) и противо-
перегрузочный 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 разгермети-
зации кабины на высотах, превышающих 10 км. Разгерме-
тизация возможна при срыве фонаря, повреждениях остек-
ления или шланга герметизации и ряде других поврежде-
ний в боевых или тренировочных полетах. При разгермети-
зации кабины на высотах более 12 км, где низкое баро-
метрическое давление, возникает большой перепад между давле-
нием 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 диа-
метре и, уменьшая костюм в периметре, обжимают тело летчика.
Обжатие происходит с давлением, равным давлению кислорода
120	' ,
в его легких. Создается компенсация (уравнивание) дыхатель-
ных 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 об-
жатия.
На самолетах МиГ-15 и МиГ-17, дозвуковых и маловысот-
ных в сравнении с МиГ-21 и последующими, необходимости в
применении ВКК еще не было. Обходились одним ППК. Теперь
противоперегрузочный костюм встроен в высотно-компенсирую-
щий, 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 пе-
регрузок, возникающих при маневре самолета, точнее при вы-
полнении фигур высшего пилотажа, отрицательно влияют на
состояние летчика, значительно снижают его работоспособность.
В какой бы плоскости не выполнялся пилотаж, в вертикаль-
ной 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. Напол-
няясь, костюм обжимает ноги и нижнюю часть туловища летчика
и, препятствуя вредному отливу крови от головы, снижает та-
ким 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 обте-
каемым 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 высо-
тах более 15 км. Кроме того, он защищает лицо и голову лет-
чика от случайных ударов, осколков при разрушении фонаря,
при резких, нерасчетных эволютивных маневрах, при катапуль-
тировании и приземлении. Выполняет функции ЗШ и кислород-
ной 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, отка-
заться от весьма сложной системы с защитой фонарем.
Имевшиеся отрывочные статистические материалы по практи-
ческим применениям катапультных кресел на разных типах
самолетов свидетельствовали о большом числе неблагополуч-
121
5
Рис, 51. Защитный шлем летчика ЗШ-ЗМ с кислородной маской (с поднятым
и опущенным светофильтром):
/ — шланг линии вдоха; 2 — кислородная маска; 3 — шлемофон; 4 — верхний узел крепления маски;
5 — каска; 6 — боковые узлы крепления маскн; 7 — прилив в маске для микрофона; 8 — клапан вдоха;
9— сдвижной светофильтр; /0— ларингофон; // — шланг заголовного компенсатора
ных исходов, особенно при покидании самолетов на малых вы-
сотах.
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 само-
стоятельно разработал несколь-
ко реактивных самолетов.
Оценив создавшуюся об-
становку, в новом КБ при-
ступили к разработке ката-
пультного кресла и высотного
снаряжения, поставив перед
собой задачу обеспечить спа-
сение экипажа при покида-
нии самолета в полете, на
Рис. 52. Герметический шлем ГШ-6А:
/ — гофрированный шланг магистрали вдоха;
2 — клапан вдоха; 3— смотровой щиток в нера-
бочем положении; 4 — каска; 5 — замок смотро-
вого щитка; 6 — трубка подпора клапана выдоха;
7— шейная часть гермошлема; 8— клапан выдо-
ха; 9 — механизм управления светофильтром;
10 — замок шейного кольца
122
Рис. 53. Катапультное кресло К-22 (СССР):
1 - заголовник; 2 - стабилизирующие щитки; 3 — ограничители разброса рук; 4 -- объединенная под-
весная система; 5—ограничители разброса ног; 6 - захваты ног; 7 — централизованная ручка
катапультирования
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 ката-
пультирования. Вторым крупным недостатком были его габариты.
124
В том виде, в котором было предъявлено кресло, оно не разме-
щалось в кабинах существовавших истребителей. А необходи-
мость 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 сочета-
нии 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 работо-
способности 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 средст-
вами спасения значительно обострилась. Решить проблему пору-
Рис. 54. Катапультное кресло КС-4 (СССР) и схема аварийного покидания
на нем самолета Су-7:
а—катапультирование по основной схеме; б—катапультирование с автономным отделением лет-
чика от кресла (при отказе системы принудительного отделения); /—торцевой клапан ранца;
2 — чехол купола спасательного парашюта; ±3 — звено вытяжного парашюта; 4 — соединительное
звено купола спасательного парашюта; 5 — фартук; 6 — звено зачековкн торцевого клапана;
7 — замок автономного отделения; 8 — звено чехла парашюта; 9 — разрывное звено вытяж-
ного парашюта
125
чили всем главным конструкторам, установив жесткие сроки.
Были отработаны требования и, в порядке своеобразного кон-
курса, во всех самолетных КБ развернулась работа по созданию
средств, отвечающих новым требованиям. Параллельно разра-
батывали 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 примене-
ния второй (реактивной) ступени энергодатчика.
Но двигатели создавались разные. В ОКБ А.И. Микояна ис-
ходя из
малых габаритов
кабины пришлось делать механизм,
встроенный в кресло и много-
функциональный. В ОКБ
П. О. Сухого готовое кресло
дорабатывалось установкой на
спинку двух пороховых ускори-
телей, что увеличило его массу
и габариты, а выявленные ранее
недостатки остались не устра-
ненными (рис. 54).
Кресло А. Н. Туполева КТ-1
имело объединенный комбини-
рованный стреляющий меха-
низм, размещенный на спин-
ке кресла (рис. 55). Кресло
прошло испытания и монти-
ровалось на самолетах Тупо-
лева, заменив кресла К-22.
Рис. 55. Катапультное кресло
КТ-1 (СССР) с комбиниро-
ванным стреляющим меха-
низмом:
/ — заголовник; 2 — ограничители
разброса рук; 3 — объединенная при-
вязная система; 4 — захваты ног,
5 — центральный привод катапуль-
тирования; 6 — комбинированный па-
рашютный автомат КПА
126
Кресло А.С. Яковлева оказалось недостаточно прочным и
разрушилось в процессе летного эксперимента на большой ско-
рости. 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 крес-
ле пороховой ускоритель размещался под чашкой кресла, полу-
чив название «лира» из-за своей формы. Ускоритель был сварен
из нескольких трубок, расположенных в одной плоскости и сое-
диненных между собой специальными втулками. На концах тру-
бок размещалось сопловое устройство.
Катапультное кресло КМ-1
В ОКБ А.И. Микояна кресло создавалось при условии его
размещения на самолете, уже находившемся в серийном произ-
водстве. Переделки самолета должны были быть минимальными.
Конструкторы были ограничены имевшимися габаритами и кон-
фигурацией кабины. Это обстоятельство послужило причиной
некоторых вынужденных конструктивных решений. Так например,
для уменьшения габаритов кресла комбинированный стреляю-
щий 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 сис-
темы с защитой фонарем. При изготовлении нового кресла пред-
стояло решить ряд проблем, призванных улучшить характе-
ристики и эксплуатационные свойства кресла и повысить спасае-
мость 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 защи-
той 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 само-
лета 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 KM-J разместилось в кабине самолета,
обеспечив необходимый комфорт в полете и надежное спасение
при покидании самолета в аварийной ситуации (рис. 56). Безо-
127
Рис. 56. Катапультное кресло КМ-1
(СССР):
/ — ручка системы управления катапультирова-
нием; 2 — ручка системы открытия замков фик-
сации летчика; 3 — ручка механизма эксплуата-
ционного притягивания поясных ремней; 4 — сое-
динительный замок подвесной системы; 5 — заго-
ловник; 6 — рычаги-ограничители разброса рук;
7 — ручка эксплуатационной системы плечево-
го притяга; 8 — мягкие захваты ног
пасное 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 управ-
ления самолетом и его системами. Примененные в конструк-
ции кресла глубокий заголовник, ограничители разброса рук,
система фиксации летчика в кресле и комплект высотного снаря-
жения 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 спаса-
тельного 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 но-
вого поколения истребителей и новое поколение средств спасе-
ния. 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 аг-
регатов кресла КМ-1 приведена на рис. 57. Кресло КМ-1 имеет
три режима катапультирования. Режим / — катапультирование
с больших высот. При этом обеспечивается стабилизированный
спуск кресла с летчиком до высоты 3000 м; далее автомати-
Рис. 57. Принципиальная схема последовательности срабатывания агрегатов
кресла КМ-1:
/ — срабатывание ручкой выстрела; Н — срабатывание механизма притяга и выпуска ограничи-
телей рук; III — срабатывание пиропистолета фонаря, открытие замков фонаря; IV — сбрасывание створ-
ки фонаря, разблокировки системы выстрела кресла; V — срабатывание стреляющего механизма;
VI — выдвижение штанги первого стабилизирующего парашюта; VII — включение КПА-4; VIII —
включение ППК-2П; IX — срабатывание воспламенителя ускорителя; X — отстрел штанги первого
стабилизирующего парашюта; XI — срабатывание механизма возврата ограничителей разброса рук;
XII—включение ППК-1П; XIII—срабатывание пружинного усилителя, открытия замков фикса-
ции; I — ручка выстрела; 2—пиропистолеФ фонаря; 3 — блокировка фонаря с креслом; 4 —
механизм плечевого притяга; 5 — стреляющий механизм; 6 — замки фонаря; 7 — парашютный меха-
низм; 8 — пороховой ускоритель; 9 — пружинный усилитель
5-683
129
чески или с помощью ручного привода летчик отделяется от
кресла с основным парашютом. Режим // — катапультирование
на уровне земли (режим взлета и посадки). При покидании
самолета на Кпр^130 км/ч ручкой катапультирования вводятся
в действие системы кресла. Приземляется летчик на основном
парашюте, Ксниж=6 м/с. Режим /// — катапультирование на ско-
рости 1/пр=1200 км/ч. При катапультировании обеспечивается
защита летчика от воздействия воздушного потока и перегруз-
ки торможения. После торможения системы летчик автомати-
чески отделяется от кресла вводом основного парашюта.
Режимы срабатывания автоматов кресла КМ-1 и диаграм-
мы их работы представлены на рис. 58.
В состав кресла входят системы: повседневно эксплуати-
руемые, обеспечивающие нормальные условия для фиксации лет-
чика 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: подвес-
ная система спасательного парашюта летчика; механизмы пле-
чевого и поясного притягивания; система регулирования поло-
жения 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 ук-
ладка 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 заго-
ловником.
Летчик в кресле сидит на специальной рамке, с которой он
также соединен с помощью подвесной системы спасательного
парашюта. В рамке смонтирован аварийный кислородный при-
бор, 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 под-
весной системой с зафиксированной на ней спинкой и рамкой
отделяются от кресла.
На кресле смонтированы механизмы эксплуатационного пле-
чевого и поясного притягивания, управляемые ручками, установ-
ленными на чашке кресла. На кресле смонтирован объединенный
разъем коммуникаций (ОРК), соединяющий все коммуникации
летчика (связь, кислородное питание, противоперегрузочные
130
Режим I
131
устройства, вентиляцию, переключение бортового кислородного
питания на аварийное) с бортом самолета.
Механизм эксплуатационного притягивания поясных ремней
позволяет регулировать степень их натяга, обеспечивая плот-
ное прижатие корпуса летчика к чашке кресла.
Механизм притягивания плечевых ремней делится на эксплуа-
тационный, используемый в повседневной эксплуатации, и ава-
рийный, срабатывающий при катапультировании. Механизм
Рис. 59. Механизм эксплуатационного притягивания плечевых ремней кресла КМ-1-.
1 — ручка; 2—двуплечий рычаг; 3 — кронштейн; 4—храповик; 5—шестерня паразитная
6—шестерня; 7 — рычаг; 8—ролик; 9—ограничитель разброса рук; /0 — лямка; 11— трое
12— собачка (зашелка); 13—корпус; 14—пружина; 15—верхний шток; 16 — нижний шток.
17 — ползун; 18 — тяга; 19 — рейка; 20 — пружина; 21 — трехплечая качалка
132
эксплуатационного притягивания плечевых ремней предусматри-
вает возможность притягивания и освобождения плечевых рем-
ней 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 проме-
жуточных.
Механизм эксплуатационного притягивания плечевых ремней
состоит из ручки, кронштейна, закрепленного на щитке, двупле-
чего 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 кронш-
тейна. 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, отк-
лонив ручку к щитку чашки, и потянуть ее на себя. Затем, преодо-
лев усилие пружины, наклоном корпуса вперед вытянуть пле-
чевые ремни. При наклоне корпуса вперед плечевые ремни вы-
тянутся на необходимую величину. После того как летчик от-
пустит рукоятку, механизм застопорится в промежуточном или
полностью вытянутом положении. Тот же процесс повторяется
при необходимости притянуть плечи. Летчик должен расстопо-
рить механизм ручки и освободить плечевые ремни от натяжения.
При этом пружины начнут наматывать плечевые ремни. Отпустив
ручку, летчик застопорит систему в промежуточном или пол-
ностью 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 возврат-
но-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 притя-
гивания, ослабляя притяг. Перед полетом поясное притягивание
следует производить по возможности плотней, так как это обес-
печивает хорошую фиксацию к креслу во время эволюций само-
лета и при катапультировании.
133
Рис. 60. Механизм эксплуатационного
притягивания поясных ремней крес-
ла КМ-1:
а — принципиальная схема; б, в — соответственно
исходное и крайнее переднее (расстопоренное)
состояния ручки притягивания; 1 — ручка притя-
гивания; 2 — качалка; 3 — трос; 4 — собачка с
валиком; 5 — храповик с роликом; 6 — собачка;
7 — тяга; 8 — храповик
На кресле имеется механизм, дающий возможность регулиро-
вать 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, являю-
щемуся каркасом кресла, а вторым — к кронштейну, установлен-
ному на чашке кресла. На корпусе КСМ и чашке изготовлены
специальные ползуны и направляющие, по которым при включе-
нии электромеханизма МП-150Д чашка может перемещаться
вверх или вниз. Общий ход электромеханизма регулирования
120 мм. Перемещение чашки производится переключателем, ус-
тановленным на пульте в кабине. При катапультировании разъе-
динение разъема производится специальным тросом, закреплен-
ным к полу фюзеляжа.
Системы, обеспечивающие аварийное по-
кидание самолета: комбинированный стреляющий меха-
низм (КСМ), системы стабилизации катапультного кресла,
управления катапультированием, фиксации в катапультном крес-
ле, открытия замков фиксации летчика, объединенный разъем
коммуникаций катапультного кресла (ОРК).
134
Рис. 61. Схемы регулирования подъема или опускания чашки кресла КМ-1
по росту летчика:
а — размещение механизма (подъема, опускания) н управление нм; б — электрокннематнческая
схема; 1 — кронштейн на чашке кресла; 2— электромеханнзм МП-150Д для подъема и
опускания чашки кресла; 3 — штепсельный электроразъем; 4 — кронштейн на корпусе КСМ;
5 — переключатель на-левом пульте в кабине самолета
Комбинированный стреляющий механизм (КСМ) (рис. 62).
Этот механизм является энергодатчиком, обеспечивающим про-
цесс 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 направ-
ляющим рельсам в кабине. СМ срабатывает от пиропатрона
после накола капсюлей при выдергивании чеки ручкой ката-
пультирования.
Пороховой заряд реактивной части механизма второй ступени
создает креслу дополнительный импульс, увеличивающий ско-
рость движения, и высоту подброса, достаточную для сраба-
тывания всех систем кресла при катапультировании с уровня
земли и для перелета через киль при скорости порядка 1200 км/ч.
Воспламенение порохового заряда производится от пиропат-
рона воспламенения ПВ, который включается выдергиванием
чеки на заданном ходе кресла, подбираемом так, чтобы к момен-
ту начала действия тяги от воспламенившегося порохового заря-
да заканчивалось действие патрона.
Стреляющий механизм состоит из внутренней трубы с затво-
ром, кронштейна, пятки с колосником, наружной трубы, балки
135
Рис. 62. Комбинированный стреляющий
механизм кресла КМ-Г.
1—СМ; 2 — ролик; 3 — раздвижная тяга; 4 —
пороховой реактивный двигатель ПРД, 5 —
воспламенитель; 6 — пироцилиндр отстрела штан-
ги; 7 — трубка; 8 — парашютный механизм; 9 —
балка; 10 — пиромеханизм аварийного притягива-
ния плеч; 11—механизм эксплуатационного
притягивания плечевых ремней
и шарикового замка, запираю-
щего наружную трубу на внут-
ренней трубе во взведенном по-
ю ложении СМ. При катапульти-
ровании внутренняя труба оста-
ется в кабине самолета и яв-
ляется направляющей для на-
ружной трубы.
Стреляющий механизм ра-
ботает следующим образом.
После срабатывания затвора
(выдергивания чеки) газы, об-
разованные при сгорании поро-
ха пиропатрона, проходя через
колосник, отжимают шток ша-
рикового замка к торцу крышки
и открывают замок. Наружная
труба СМ вместе с корпусом
порохового ускорителя и крес-
лом под давлением газов пере-
местится вверх относительно
внутренней трубы по направ-
ляющим рельсам. Одновремен-
но часть газов подводится через
проточку в балке в парашют-
ный механизм.
Ускоритель состоит из корпу-
са, соплового блока, системы вос-
пламенителя. Корпус ускорителя
вместе с сопловым блоком
является основным силовым каркасом кресла. Он используется
для размещения порохового заряда, т.е. является камерой сгора-
ния. Корпус представляет собой стальную трубу с приварен-
ными к ней кронштейнами крепления агрегатов кресла: меха-
низмов притягивания, вала ограничителей разброса рук, роликов
движения кресла по направляющим рельсам, кронштейна креп-
ления механизма подъема чашки кресла, узлов крепления кон-
136
тейнера. На крышке корпуса ускорителя крепится парашютный
механизм и фиксируется верхняя часть трубы СМ. Боковой
цилиндр на крышке корпуса служит патронником для пиропат-
рона механизма отстрела штанги первого стабилизирующего
парашюта. Сопловой блок состоит из корпуса, стакана и нап-
равляющих, по которым перемещается чашка кресла при регу-
лировании 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 уста-
новлена наружная труба СМ.
Для сохранения минимального эксцентриситета между нап-
равлением реактивной тяги и центром масс кресла с летчиком
сопла кинематически связаны с чашкой кресла. При регули-
ровании чашки кресла по росту летчика ползун, связанный ры-
чагом 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. Воспламе-
нитель порохового заряда ускорителя представляет собой зат-
вор с пиропатроном, заключенным в корпус. Корпус воспламе-
нителя присоединен к корпусу ускорителя. Затвор устанавли-
вается на торце большого цилиндра воспламенителя и удержи-
вается на нем накидной гайкой. На конце затвора закреплена
качалка с поводком для выдергивания чеки. Качалка через
трос и раздвижную тягу соединена с кронштейном на внутрен-
ней трубе СМ, остающейся в кабине. В процессе катапульти-
рования 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 восп-
ламенит пороховой заряд КСМ. Газы, образовавшиеся от сгора-
ния порохового заряда, проходя через сопла, создают реактив-
ную 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 па-
рашют производит ввод спасательного парашюта летчика. Сис-
тема стабилизации катапультного кресла состоит из телеско-
пического парашютного механизма, первого и второго стаби-
лизирующих парашютов и прибора КПА-4.
Телескопический парашютный механизм (рис. 63, в) пред-
назначен для ввода в потбк первого (рис. 63, а) и второго
(рис. 63, б) стабилизирующих парашютов. Он состоит из корпуса,
137 .
Рис. 63. Система стабилизации катапультного
кресла:
а — первый (вращающийся) парашют; б — второй (кону-
сный) парашют; в — телескопический парашютный меха-
низм; I—основа купола (капроновое полотно); 2—
кольцо; 3 — лента петли; 4 — лента кромки; 5 — щель;
6 — перемычка; 7—петля; 8 — стропа; 9—коуш; 10 —
карман; //—метка; /2— шпилька; 13— стренга; 14—
петля стренги
набора телескопических труб, шарикового замка, вертлюга,
замка переотцепки стренги, самой трехметровой стренги с пер-
вым стабилизирующим парашютом и механизмом отстрела
штанги. Телескопическая штанга выдвигается газами от пи-
ропатрона СМ и стопорится шариковым замком и стопорными
кольцами в выдвинутом положении до отстрела штанги. В верх-
нюю 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° проис-
ходит 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 ско-
ростью, чтобы накопленной энергии отделившейся штанги хва-
тило 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, дос-
таточной 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 зави-
симости от скорости самолета в момент катапультирования.
Катапультный парашютный автомат КПА-4 предназначен для
временной задержки отстрела стабилизирующей штанги пара-
шютного механизма в зависимости от скорости полета самолета
в момент катапультирования. На скоростях до 500 км/ч автомат
срабатывает без задержки, выдергивая чеку отстрела стабили-
зирующей 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 бе-
зопасной скорости и ввода второго стабилизирующего пара-
шюта.
Прибор установлен на задней стенке кресла, к нему подве-
дены шланги статического и динамического давления прием-
ника воздушного давления самолета. К чеке пиромеханизма
отстрела штанги первого стабилизирующего парашюта прибор
подсоединен тросом вытяжного устройства. При движении крес-
ла в момент катапультирования выдергивается колодка, вклю-
чая в работу механизм автомата.
Первый стабилизирующий парашют (см. рис. 63, а) предназ-
начен для стабилизации кресла на начальном участке траекто-
рии после катапультирования, гашения скорости кресла до допус-
тимой и ввода в действие второго стабилизирующего парашюта.
Первый стабилизирующий парашют представляет собой вращаю-
щийся купол, уложенный в контейнер, закрепленный через коуш
к вертлюгу.
Второй стабилизирующий парашют (см. рис. 63,6) предназ-
начен 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 ко-
нусный купол со стропами. Уложенный в чехол, второй ста-
билизирующий 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 катапуль-
тировании он связывает второй стабилизирующий парашют с
основным спасательным, а в случае покидания самолета без
139
катапультирования (при повреждении системы) он их разъе-
диняет.
Система управления катапультированием (рис. 64) состоит
из центрального привода со сдвоенной ручкой, зафиксирован-
ной шариковым замком в кронштейне, установленном на перед-
ней 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 воз-
можность перемещения чеки затвора СМ до отделения от само-
лета откидной части фонаря.
От сдвоенной рукоятки 1 через карданное соединение 2, квад-
ратный 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 вклю-
чает механизм аварийного притягивания плечевых ремней и
выпуска ограничителей разброса рук, а через тягу 7 — пиро-
пистолет 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 пово-
роту 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 под-
весной 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 вто-
рого стабилизирующего парашюта с тросом, который, в свою
очередь, удерживает заголовник кресла в эксплуатационном
положении, в котором заголовник запирает спинку со спаса-
тельным парашютом;
системой фиксации ног, срабатывающей при движении кресла
после катапультирования.
По истечении времени, необходимого для затормаживания
140
Рис. 64. Система управления катапультированием кресла КМ-1
141
кресла до допустимой скорости и зависящей от прочности па-
рашюта и переносимости летчиком перегрузки, открываются
замки фиксации летчика в кресле, при этом тросы заголовника
и стабилизирующего парашюта выходят из губок замка. Заго-
ловник откидывается пружинами, освобождая спинку со спаса-
тельным парашютом, а второй стабилизирующий парашют, от-
деляясь 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 дейст-
вие спасательного парашюта, освобождение рамки с НАЗом,
зафиксированной на летчике системой фиксации, от связи с
креслом, в это же время открываются ограничители ног и от-
деляется 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 разъеди-
нения всех коммуникаций бортового оборудования от личного
снаряжения летчика и автоматического переключения питания
кислородом от бортовой кислородной системы на аварийный
Рис. 65. Объединенный разъем коммуникаций ОРК-ИА катапультного кресла:
/—ось вращения; 2,	9 — соответственно верхняя и нижняя колодки; 3 -- жгут радио-
и электрооборудования; 4 — ключ (для закрытия разъема); 5 — предохранитель; 6— штуцера кисло-
родной линии; 7 — штуцер линии вентиляции костюма; 8—штуцер линии поддавливания ППК
летчика
142
парашютный кислородный прибор (типа КП-27), смонтирован-
ный 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 при-
бором 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) пред-
назначена для автоматического отделения летчика от кресла
после катапультирования на определенной высоте и в задан-
ное время. Для открытия замков системы фиксации установ-
лены два автомата с разными приводами для их включения.
На одном автомате время устанавливается из расчета работы
в горной местности, и механизм включается при начале дви-
жения кресла, он же является дублирующим на случай невклю-
чения основного, который включается в момент отстрела ста-
билизирующей штанги. Время задержки устанавливается на зем-
ле по заданной программе. Кроме автоматической системы
открытия замков фиксации имеется дублирующая ручная. Руч-
ка аварийной расцепки замков фиксации установлена на правом
щитке чашки кресла. Для ее срабатывания летчик должен уто-
пить 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 од-
ного движения летчика до отделения НАЗа и приземления лет-
чика.
Представляются два варианта покидания: с катапультирова-
нием и без него.
Приняв решение на покидание с катапультированием, летчик
должен взяться обеими руками за сдвоенную ручку катапульти-
рования, после чего сжать рычаги стопорения на ней и энергич-
но 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 представ-
лена на рис. 67:
1)	вытягивание сдвоенной руЛси;
2)	принудительное срабатывание механизма притягивания плечевых ремней;
143
Рис. 66. Система открытия замков фиксации летчика:
/— ограничитель ног; 2— вал; 3—трос; 4 — ручка аварийной расцепки; 5 — Г1ПК-1П; 6 -
ППК-2П; 7 — пружинный усилитель; 8 — качалка; 9 — пластина; 10— замок; //—вал вертикаль-
ный; 12—верхний замок системы фиксации; 13—рычаг; 14 — стопор; /5--- штырь; 16 — упор;
17 — колпачок; 18 — стопор; 19 — основание
144
Рис. 67. Схема катапультирования на кресле КМ-1
145
3)	опускание ограничителей разброса рук;
4)	срабатывание пиропистолета сброса фонаря;
5)	открытие замков фиксации откидной части фонаря;
6)	аварийный сброс откидной части фонаря;
7)	разблокировка СМ сброшенным фонарем;
8)	срабатывание СМ выдергиванием чеки;
9)	давлением газов в СМ от сработавшего пиропатрона происходит пере-
мещение 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 необхо-
димое время для затормаживания кресла из условий катапультирования на
максимальную скорость;
12)	разъединение колодок ОРК и переход на питание кислородом от кис-
лородной 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;
14)	фиксация ног летчика в ножных опорах;
15)	воспламенение порохового заряда;
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 отстре-
ле штанги первого стабилизирующего парашюта, со штангой которого гибкая
шпилька соединена тросовой проводкой;
19)	расчековка клапанов заголовника и ввод в действие второго стаби-
лизирующего парашюта;
20)	спуск кресла с летчиком на втором стабилизирующем парашюте до
высоты настройки автоматов, где после срабатывания одного из них сраба-
тывает система открытия замков фиксации;
21)	открывание захвата ног и отделение ручки управления катапульти-
рованием;
22)	открывание верхнего замка фиксации;
23)	открывание боковых замков фиксации рамки, освобождение рамки с
летчиком от кресла;
24)	после открытия верхнего замка откидывание заголовника и освобож-
дение 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 спаса-
тельного парашюта после катапультирования, если ввод парашю-
та не произошел по штатной схеме (на случай отказа или пов-
реждения системы катапультирования), производится в другой
последовательности.
Последовательность действия летчика и срабатывание сис-
тем кресла при покидании самолета без катапультирования
представлена на рис. 68.
146
Приняв решение на покидание самолета без катапультиро-
вания, летчик, находясь в кабине самолета, должен произвести
действия по указанным ниже пп. 1, 2, 5, 7, 13, 14, остальные вы-
полняет автоматика:
1)	притянуться эксплуатационным плечевым притягом, для чего откло-
нить 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, фик-
сирующий кольца замка связи, и открывается верхний замок, освобождая тросы
второго стабилизирующего парашюта и трос фиксации заголовника;
4)	одновременно открываются боковые замки, фиксирующие рамку, осво-
бождая от кресла рамку с летчиком;
5)	рукояткой аварийного сброса фонаря, находящейся на правой подфо-
нарной 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 стабилизи-
рующим парашютом;
9)	разъединяется ОРК;
10)	включается прибор-автомат, который по истечении заданного времени
расчекует ранец спасательного парашюта;
11)	выпускается вытяжной парашют;
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-мет-
ровом валу.
147
Приведенная последовательность (см. рис. 67) не отражает
режима полета самолета в момент катапультирования, в то вре-
мя как от режима, т.е. от высоты и скорости полета, будут зави-
сеть условия работы системы катапультирования. Таких режимов
три (см. рис. 59): / режим — Уинд= 130...500 км/ч; //=3000 м
и ниже; II режим — Гиид= 500... 1200 км/ч; /7=3000 м и ниже;
/// режим — Уиид=500... 1200 км/ч; //=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
ЗбЬЬ м имеет одинаковую последовательность срабатывания (см.
рис. 58). Цифрами на рис. 67 обозначены последовательность
следующих друг за другом моментов в процессе катапульти-
рования.
Вытягивание ручки катапультирования сопровождается ранее
описанной последовательностью (см. рис. 67), отличие будет
только во времени задержки в отстреле стабилизирующей штан-
ги для ввода второго стабилизирующего парашюта. В первом
режиме (см. рис. 58) отстрел стабилизирующей штанги проис-
ходит 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 //. Катапультирование в полете при Кинд= 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
Кинд=500 км/ч) до 1,8 с (при Уинд=1200 км/ч). На рис. 58 пред-
ставлена „диаграмма работы автоматов. При отстреле стабили-
зирующей штанги включается автомат, открывающий замки
фиксации по истечении заданного времени.
На втором стабилизирующем парашюте происходит заторма-
живание кресла до Кинд=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 1/иад=500...
1200 км/ч и высоте выше 3000 м (см. рис. 58). При этом режиме
процесс срабатывания систем происходит, как при втором режи-
ме, до срабатывания часовых механизмов полуавтоматов ППК,
настроенных на время 1,5 и 3,5 с, однако открытия замков си-
стемы фиксации не происходит, так как анероидные устройства
блокируют срабатывание автоматов до снижения кресла с лет-
чиком на двухметровом стабилизирующем парашюте на высо-
ту 3000 м. На этой высоте анероидное устройство снимает
блокировку, автомат срабатывает, открывая замки системы
148
фиксации летчика в кресле, и дальнейший процесс продолжает-
ся, 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 незна-
чительно отличаются между собой. Они представляются здесь
в значительно сокращенном виде.
Катапультное кресло КС-4
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 переклю-
чая 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 стабилизирован-
ного 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; си-
стемы 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 шар-
нирно соединена с креслом и при катапультировании выбра-
сывается вместе с ним.
Привязная система кресла выполнена в виде плечевых и
поясных ремней с замками, установленными на кресле. Управ-
ление открытием замков привязкой системы жесткое и уста-
новлено на литой спинке.
149
Механизм аварийного притягивания обеспечивает:
выборку слабины плечевых тросов при движении летчика
назад;
вытягивание тросов при движении корпуса летчика вперед;
стопорение тросов при вытягивании;
аварийное притягивание летчика с последующим стопорением
перед катапультированием;
автоматическое стопорение плечевых ремней на вытягива-
ние при возникновении перегрузок в направлении оси х более
величины 1,5...2g, осуществляемое инерционным механизмом.
Поясное притягивание на кресле осуществляется путем пока-
чивания ручки лебедки. Для ослабления тросов необходимо
повернуть от себя наконечник ручки лебедки на 90° вокруг оси.
Для защиты рук от воздействия воздушного потока при ката-
пультировании 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 установ-
лена система фиксации ног, включающая в себя механизм зах-
вата ног и управление ими.
Управление системой катапультирования осуществляется од-
ним движением, для чего необходимо сжать поручни, установ-
ленные на правом и левом бортах кресла, и поднять их вверх.
Срабатывание может быть осуществлено и одним поручнем.
Комбинированный стреляющий механизм КСМ-С представ-
ляет собой блок, состоящий из последовательно работающих
пироустройств: двухтрубного стреляющего механизма и двух
(правой и левой) симметрично расположенных и одновремен-
но 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 кронштей-
ны, внутри которых установлены по два штыря с пружинами.
На штырях имеются ручки, служащие для перемещения шты-
рей 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 уста-
навливаться в любое из четырех фиксированных по высоте по-
ложений, расположенных через каждые 40 мм (диапазон регу-
лировки 120 мм). Перестановка чашки может производиться
только на земле при предполетной подготовке с целью совме-
щения 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 произ-
водится 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 соответствую-
щей риской положения чашки. Такая регулировка сложна в
эксплуатации. На кресле КС-4 был выявлен еще ряд недостатков,
усложнивших его эксплуатацию. Кроме того, доработанное крес-
ло оказалось сильно утяжеленным — масса его составляла
167...170 кг.
Катапультное кресло КТ-1
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 поддержа-
ния жизни и боеспособности членов экипажа после призем-
ления.
Катапультное кресло КТ-1 состоит из каркаса, подвижной
чашки, отделяемой спинки с. заголовником и ряда агрегатов,
обеспечивающих выполнение заданных функций. Масса пол-
ностью заряженного кресла составляет 145 кг.
Катапультное кресло КТ-1 обеспечивает:
спасение членов экипажа при аварийном покидании на ско-
ростях от 130 км/ч и выше и на высотах от нуля до практического
потолка;
двухступенчатым комбинированным СМ достаточный, им-
пульс для перелета кресла с летчиком через оперение на боль-
ших скоростях и заброс его на достаточную высоту для сраба-
тывания всех систем и наполнения спасательного парашюта на
малых скоростях при разбеге и пробеге;
регулировку чашки кресла по росту летчика.
На кресле применяются следующие агрегаты, обеспечиваю-
щие его надежное функционирование: трехкупольная парашют-
ная система с НАЗом; КСМ; механические парашютные полуав-
томаты; комбинированный парашютный автомат, обеспечиваю-
щий 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, распо-
ложенный на задней стенке ^каркаса. Сверху каркас заканчи-
вается кронштейном, на котором крепится контейнер стабили-
зирующих парашютов, замки фиксации стабилизирующих пара-
151
шютов, пиромеханизм ввода в действие первого стабилизирую-
щего парашюта и автомат.
В средней части каркаса крепится воздушный баллон меха-
низма аварийного притягивания плечевых ремней и ограничите-
ли 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 эксплуа-
тационного притягивания плечевых ремней.
Чашка кресла соединяется с направляющими каркаса пол-
зунами, неподвижно закрепленными на ней. На чашке установ-
лены ложементы ног с ремнями принудительного притягивания,
на левом и правом бортах смонтированы приводы катапульти-
рования с полетными предохранителями, качалки и тяги систе-
мы механизации, полуавтоматы, пружинный усилитель, обеспе-
чивающий отделение человека от кресла, ОРК, ручка механизма
эксплуатационного притягивания плечевых ремней, ручка авто-
номного отделения от кресла.
Отделяемая спинка с заголовником, за которым уклады-
вается основной парашют, закрепляется на кресле в трех точках
(двух нижних шаровых опорах и верхней точке, являющейся
осью барабана притягивания плечевых ремней, лежащей на опо-
рах механизма фиксации отделяемой спинки, запирающейся
специальными захватами). К каркасу спинки крепится прибор
ввода в действие основного парашюта при автономном отде-
лении летчика от кресла.
Применяемая на кресле парашютная система подсоединяет-
ся 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 уста-
новлен механизм эксплуатационного притягивания поясных рем-
ней.
Катапультное кресло К-36
В конце 1960-х гг. в СССР на заводе «Звезда» под руко-
водством генерального конструктора Г.И. Северина было соз-
дано катапультное кресло К-36, которое и сегодня находится
в серийном производстве.
Кресло К-36ДМ (рис. 69) вместе с НАЗом, высотным комп-
лектом 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 стопоре-
152
Рис. 69. Катапультное кресло К-36ДМ (СССР):
/—заголовник; 2—стабилизирующая штанга; 3— пкромеханизм системы стабилизации; 4 —
пряжка ремня механизма эксплуатационного притягивания плечевых ремней; 5 — лопасть ограни-
чителя рук; 6— пряжка ремня механизма эксплуатационного притягивания поясных ремней;
7—ручка механизма эксплуатационного притягивания поясных ремней; 8—механизм эксплуата-
ционного притягивания поясных ремней; 9—кресло; 10— кнопки системы регулирования сиденья;
11— ручка аварийного включения кислорода; 12 — НАЗ; 13 — ограничитель ноги; 14—ложемент
голеней и ног; 15 — ложемент механизма подъема ног; 16 — щиток дефлектора; 17 — ручка ката-
пультирования; 18— замок системы фиксации; 19— система фиксации; 20—такелажный узел;
21 — свободные концы парашютной системы
ние плечевых и поясных ремцей системы фиксации, автомати-
ческое стопорение плечевых ремней при отрицательной перегруз-
ке 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 руч-
ки катапультирования в широком диапазоне высот и скоростей
в полете, включая взлет и послепосадочный пробег;
автоматическое срабатывание в определенной последователь-
ности систем кресла после вытягивания летчиком ручки ката-
пультирования;
подачу кислорода для дыхания летчика в течение 4... 11 мин
во время спуска после катапультирования или при отказе бор-
товой кислородной системы, быстрое наполнение натяжного уст-
ройства высотно-компенсирующего костюма (НУ ВКК) при ката-
пультировании с высоты более 11... 13 км, а также дыхание кис-
лородом в течение трех минут при всплытии из-под воды с глу-
бины до 4 м и нахождении на плаву;
обеспечение жизнедеятельности летчика после аварийного
покидания или вынужденной посадки (без катапультирования).
На катапультном кресле имеются следующие органы управ-
ления:
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 кисло-
род) (см. рис. 69).
Защита летчика или каждого члена экипажа (на- многомест-
ных самолетах) от возникающих нагрузок, скоростного напо-
ра обеспечивается противоперегрузочным костюмом, высотным
снаряжением и принудительной фиксацией в кресле.
При катапультировании на скорости свыше 800 км/ч допол-
нительная защита летчика от встречного потока воздуха обес-
печивается выставляемым вперед дефлектором до выхода крес-
ла в воздушный поток из кабины. Выброс кресла на высоту,
достаточную для переброса через кили самолета при катапульти-
ровании на больших скоростях полета и для наполнения купола
спасательного парашюта на малых высотах, ввод спасательного
парашюта и отделение летчика от кресла обеспечиваются двухсту-
пенчатым КСМ и механизмом ввода парашюта (МВП). Сниже-
ние и приземление (приводнение) летчика обеспечивается спа-
сательной системой ПСУ-36 (см. рис. 8). Режимы аварийного
покидания летчиком самолета МиГ-29 с креслом К-36ДМ пред-
ставлены на рис. 70.
При катапультировании на малой скорости при рулении,
взлете и пробеге ввод спасательного парашюта обеспечивается
154
Рис. 70. Режимы аварийного покидания самолета МиГ-29 с креслом
К;36ДМ:
а — Н>5000...6000 м, V>800...900 км/ч; б — Н^5000..-6000 м, V^800.--900 км/ч; в — малые
высота и скорость
155
сразу же при приближении кресла к вершине активного участка
траектории кресла с летчиком.
При катапультировании на высоте 5000 м кресло поднимает-
ся по траектории в стабилизированном, устойчивом положении,
проходит над килями самолета, а спасательный парашют вво-
дится в начальный момент снижения.
При катапультировании на высоте более 5000 м кресло под-
нимается по траектории в стабилизированном положении, сни-
жается с незначительным вращением в плоскости телескопи-
ческих штанг, спасательный парашют’ вводится на высоте, не
превышающей 5000 м.
После автоматического отделения от кресла купол спасатель-
ного парашюта наполняется и обеспечивает снижение летчика;
жизнедеятельность летчика после приземления (или приводне-
ния) и его обнаружение спасательными командами обеспечи-
ваются средствами НАЗа, отделяемого от кресла вместе с лет-
чиком.
Энергодатчиком кресла является комбинированный стреляю-
щий механизм КСМУ-36, который обеспечивает разгон при вы-
ходе кресла из кабины и подъем его на необходимую высоту,
ввод дефлектора системы дополнительной защиты от воздуш-
ного 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 им-
пульса, обеспечивающего безопасную траекторию катапультиро-
вания. Механизм ввода парашюта катапультного кресла
(МВП) — энергодатчик, обеспечивающий отстрел заголовника
при разделении кресла.
На кресле применена спасательная система ПСУ-36, состоя-
щая из спасательного парашюта со щелевым куполом пло-
щадью 60 м2 и 28-ю стропами, соединенными со свободными
концами. Купол укладывается в чехол, закрепляется к его вер-
шине разрывным звеном и размещается в камере контейнера
заголовника.
Подвесная система ПСУ-36 обеспечивает связь летчика с
куполом парашюта, равномерное распределение нагрузок, воз-
никающих как при раскрытии купола парашюта, так и при наг-
рузках от резкого торможения при вынужденной посадке само-
лета, а также для крепления НАЗа.
Подвесная система ПСУ-36 обеспечивает, кроме того, креп-
ление летчика к катапультному креслу. Когда спасательный
парашют вводится в воздушный поток при отстреле заголовника,
резаки системы разделения, перерезая ремни механизмов при-
156
тягивания 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 фик-
сации и пиромеханизма первой ступени КСМ;
электрическое и механическое включение пиромеханизмов
бортовой системы аварийного сброса фонаря самолета;
электрическое включение электропиррпатрона светофильтра
ЗШ (для шлема с автоматическим опусканием светофильтра);
включение части цепей сигнала электропиропатрона пирокла-
пана 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, притя-
гивая плечи, пояс, ноги и ограничивая разброс рук. Эксплуа-
тационная 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 лет-
чика к сиденью кресла. При возникновении перегрузки в нап-
равлении спина — грудь, превышающей единицу, механизм при-
тягивания плечевых ремней автоматически стопорит ремни, удер-
живающие летчика.
При катапультировании система управления включает пиро-
механизм и под действием газов пиропатрона этого пиромеха-
низма срабатывают механизмы подъема ног, механизм притя-
гивания плечевых ремней, ограничители разброса рук и меха-
низм дотяга пояса. Механизмы подъема ног приподнимают ко-
лени 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 по-
ложение при катапультировании с момента отделения от само-
157
лета до ввода спасательного парашюта и разделения. Система
стабилизации состоит из двух телескопических штанг со стаби-
лизирующими парашютами СП-36 площадью 0,06 м2 каждый,
пиромеханизма, привода включения пиромеханизма и трубопро-
вода.
Система ввода парашюта и разделения кресла дает коман-
ду 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, меха-
низм ввода парашюта КСМ, канаты уборки ограничителей разб-
роса рук, левый и правый резаки ремней механизма притягива-
ния поясных ремней, левый и правый резаки притягов ног и демп-
фер. Парашютные полуавтоматы, работая совместно с катапульт-
ным парашютным автоматом, подают команду на отстрел заго-
ловника при достижении креслом скорости и высоты, допусти-
мых для ввода спасательного парашюта и отделения летчика от
кислородной системы кресла, а резаки ремней механизмов при-
тяга плеч, пояса, притяга ног и ограничители разброса рук ос-
вобождают летчика от связи с креслом, используя для сраба-
тывания силу отдачи, возникающую при отстреле заголовника.
Парашютные полуавтоматы ППК-1М-Т и ППК-У-Т одинако-
вы по устройству и состоят из часового механизма со шкалой
времени, анероидного устройства со шкалой высот, вытяжного
устройства с силовым стальным канатом и различаются диа-
пазонами настройки высоты и времени. Каждый прибор вклю-
чается выдергиванием гибкой шпильки и срабатывает в зави-
симости от заданных часовому механизму времени, а анероид-
ному 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, удоб-
ное для работы и обзора размещение в кабине самолета. Поло-
жение члена экипажа в кресле должно быть таким, чтобы поло-
жение его глаз по высоте совпало с линиями визирования, нане-
сенными на мягкой обшивке ложемента заголовника.
Система регулирования сиденья по росту летчика управ-
ляется переключателем, расположенным на правой боковине чаш-
ки сиденья. Диапазон регулирования положений сиденья сос-
тавляет 160 мм. Кислородная система соединяет высотное сна-
ряжение (ВС) члена экипажа с бортовым кислородным обору-
158
дованием, бортовыми системами ППУ и вентиляции снаряжения
и обеспечивает летчика или членов экипажа кислородом ава-
рийного запаса.
Кислородная система состоит из объединенного разъема ком-
муникаций ОРК-11У 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,
автома । ический радиомаяк и ранец НАЗ-7М соединены 13-мет-
ровым фалом и уложены в свободную от кислородной системы
кресла секцию профилированной крышки чашки сиденья.
В ранце НАЗа размещены: продуктовый запас, лагерное сна-
ряжение, средства сигнализации и медицинские средства. При
вводе спасательного парашюта и разделении кресла профилиро-
ванная 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 поки-
дания самолета распространяется на двухместные самолеты, так
же как и на одноместные. Да и статистика покиданий свиде-
тельствовала о большом проценте тяжелых исходов для летчи-
ков, покидавших самолет вторыми. Это объясняется недоста-
точной высотой и нерегламентированным временем между по-
киданием самолета первым и вторым летчиками. Реакция у
разных летчиков не одинакова, и время, затрачиваемое на при-
нятие решения и приведение в действие вторым летчиком своей
катапульты, часто запаздывало. Проблема была решена объеди-
нением двух систем управления катапультированием, их соеди-
нением общей проводкой.
Одним из примеров системы управления сбросом фонарей и
катапультированием из двухместного самолета является центра-
лизованная система покидания самолетов МиГ-21 УМ, в которой,
кто бы ни привел в действие систему катапультирования, после-
довательность ухода фонарей и катапультных кресел остается
неизменной.
159
Перед описанием работы централизованной системы покида-
ния следует отметить одно специфическое обстоятельство, ко-
торое имеет немаловажное значение для благополучного исхода
при катапультировании. Ручки, удерживаемые летчиком в про-
цессе катапультирования, фиксируют руки, предохраняя их от
разброса на больших скоростях. Из опыта эксплуатации ката-
пультных кресел известно, что процесс катапультирования часто
вызывал у летчика столь высокое эмоциональное напряже-
ние, что после приведения системы катапультирования в дейст-
вие он продолжал сжимать свой привод, лишая себя возможности
разделиться с креслом. Пришлось ввести автоматическое отде-
ление ручки. Как только происходило срабатывание системы
открытия замков фиксации летчика в кресле, отсоединялась и
ручка, которую часто можно было впоследствии найти у летчи-
ков дома как реликвию, подтверждающую факт применения
ими катапультного кресла.
В двухместном самолете вопрос удержания ручек имеет
особое значение. Если летчик, не производящий катапульти-
рования, 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 возь-
мется, то все равно он будет катапультирован.
На схеме (рис. 71) изображена последовательность сраба-
тывания системы катапультирования. После принятия решения
о катапультировании и предупреждения друг друга о необ-
ходимости 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 (/), сис-
тема 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), катапультирова-
ние 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 катапультиро-
вался летчик из первой кабины, двигатель его кресла мог бы
обжечь второго летчика.
Катапультирование из двухместного самолета МиГ-29УБ,
так же как и из МиГ-21 УС, производится любым членом экипа-
жа вытягиванием ручек катапультирования. Но затраты времени
на покидание обоими летчиками уменьшены вследствие приме-
нения единого фонаря на обе кабины с сохранением времени меж-
ду выходом кресел в 1 с. После сброса фонаря все системы кресел
160
mH'ogodnuwhu'wm Mhhd pox
Рис. 71. Принципиальная схема аварийного сброса откидных частей фонаря и очередности катапуль-
тирования из двухместного истребителя МиГ-21УМ с креслами КМ-1:
III — откидные части соответственно передней и задней кабин; /II, IV — летчики из задней и передней кабин
6-683
161
162
также срабатывают автоматически вплоть до ввода спасатель-
ных 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 при-
менять на своих креслах пиротехнические системы Фирма «Норт-
Америкен» на кресле LW-2 применила пиротехнику. На схеме
(рис. 73) демонстрируется кресло LW-2 с изображением пиро-
технической системы подготовки к катапультированию фирмы
«Норт-Америкен».
При выдергивании ручки, являющейся приводом катапульти-
рования, срабатывают два пиропатрона. Давление газов от од-
ного 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 эксплуатацион-
ного притягивания плечевых ремней, с помощью которых корпус
Рис. 73. Пиротехническая система подготовки к катапультированию (а)
и схема работы механизма эксплуатационного притягивания плечевых ремней (б):
/ — Д-образный привод катапультирования; — пиропатроны; 3 — пиротехнический механизм притяги-
вания плечевых ремией; 4 — газовый генератор; 5—клапаны, 6 — ракетная камера; 7 — кабина
самолета; 8— возможное положение корпуса летчика в полете; 9—положение корпуса после
срабатывания механизма притягивания
163
летчика мгновенно плотно прилегает к спинке кресла, обеспечивая
правильную позу до катапультирования, и дальше через клапа-
ны включается энергодатчик.
Вполне естественно, что с появлением малых пиропатронов
с временной задержкой, примененных для управления катапуль-
тированием самого кресла, вместо механической была применена
пиротехническая система централизованного управления ката-
пультированием двухместных самолетов.
в)
Рис. 74. Схема последовательности катапультирования в креслах МК-10
фирмы «Мартии-Ъейкер» иа двухместном самолете ВАЕ «Хоук»:
а — катапультирование двух членов экипажа по команде любого летчика; б — катапультирование
летчиков производится ими самостоятельно; в — катапультирование двух летчиков по команде
второго (первый катапультирует только себя); / — привод катапультирования; 2 — СМ; 3 — механизм
эксплуатационного притягивания плечевых ремней; 4 — механизм блокировки; 5 — кран выбора команды
(при катапультировании переднего летчика задний остается в кабине)
164
На одной из машин была создана пиротехническая система
управления покидания двухместного самолета, на котором при-
менен кран переключения с централизованного на изолирован-
ное покидание.
Принцип действия системы катапультирования из двухмест-
ного 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 последо-
вательно отделяются: задний фонарь, заднее кресло, передний
фонарь, переднее кресло.
При положении ручки крана (рис. 74, б) катапультирование
будет происходить раздельно, т.е. каждый летчик катапульти-
руется 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 лет-
чик из передней кабины. В этом случае летчик в задней кабине
остается на месте и принимает самостоятельное решение.
Затрата времени при изолированном покидании увеличивает-
ся, 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 ава-
рийных посадках вертолетов являются чрезмерные ударные пе-
регрузки, 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 раз-
рушению шасси. Основная часть энергии удара воспринимает-
ся 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 разру-
шения кресел и систем фиксации.
В разное время делались попытки создать системы принуди-
тельного покидания из вертолетов, но они, как правило, успе-
ха 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. Несмот-
ря на то что система успешно прошла все испытания, она не
применялась ни на одном серийном вертолете — слишком слож-
ным оказалось взрывное устройство во вращающейся втулке
ротора, а следовательно, и надежность была очень низкой.
В разных странах прорабатывались варианты поворачиваю-
щихся 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 эф-
фективности. «Отстрел» вбок "иногда производился мощными
пружинами, а не пиромеханизмами, как на катапультных крес-
лах. После неудачных опытов с отстрелами кресел вбок спасе-
ние предполагалось обеспечить на новых вертолетах без ката-
пультирования с использованием более прочных кресел, обору-
дованных пятиточечной системой фиксации летчика (двумя пле-
чевыми, двумя поясными и одним межбедерным ремнями) с
применением специальных надувных камер и жилетов с воро-
том.
Система состоит из камер,
вшитых в плечевые ремни, под-
весной системы газогенератора
с твердыми исходными компо-
нентами и датчика, сигнализи-
рующего о пороге перегрузки.
После срабатывания датчика
процесс газификации и запол-
нения камер образовавшимися
газами длится 0,025 с. При этом
выбирается слабина привязных
ремней, фиксируется туловище
и предотвращается «кивок» го-
ловы. Зарубежные обозревате-
ли 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. американ-
ская фирма «Стенли» разработа-
ла и испытала новую систему спа-
сения летчика, которая полу-
Рис. 75. Кресло члена экипажа вер-
толета с аитиударным амортизирующим
устройством (Англия)
166
чила 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 вы-
талкивается стреляющим механизмом катапультного кресла. К
преимуществам такой системы следует отнести небольшую мас-
су кресла, его компактность, исключение травм позвоночника от
действия перегрузок, возможность установки кресла там, где дру-
гие кресла не размещаются, малую высоту безопасного ката-
пультирования, лучшие условия для устойчивости, малое потреб-
ное отверстие для выхода летчика. Летчик вытягивается в по-
ложении стоя (рис. 76).
Основа этой системы — вытяжной ракетный двигатель. Мас-
са его вместе со стреляющим механизмом всего 10 кг. Продол-
жительность работы — 0,57 с. На переднем конце ракеты раз-
мещены два сопла, отклоненные на 30° назад, и скосы для вра-
щения с целью стабилизации.
Получив команду о катапультировании, которая поступает
после отстрела лопастей и сброса фонаря, срабатывает пиропат-
рон стреляющего механизма, выталкивающего ракету с началь-
ной скоростью 35 м/с, с перегрузкой не более 15 ед.
Рис. 76. Система спасения летчика «Янки» (США)
167
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 израсхо-
дования 95% энергии подвесной трос отсоединяется от под-
вески человека и остаток энергии расходуется на удаление ра-
кеты от человека. На высоте менее 5000 м с временной задержкой
1,3 с после отделения летчика от подвесного троса раскрывает-
ся 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 несу-
щий винт, пройти через него невозможно — зарубит. Поэтому
катапультированию летчиков с вертолетов должен предшество-
вать отстрел лопастей несущего винта. Западногерманский науч-
но-исследовательский центр в 1970-х гг. провел испытания систе-
мы вытягивания летчиков из боевого вертолета методом «Янки»
с помощью связки твердотопливных ракет, но практического
применения этот метод не получил.
Результаты многолетней эксплуатации и изучение статисти-
ческих материалов по авариям вертолетов привели зарубежных
специалистов к совсем иному решению, свидетельствующему,
что возможность использования средств аварийного покидания
на вертолетах ограничена особенностями его боевого примене-
ния на предельно малых высотах и сравнительно больших ско-
ростях, а также сложностями принятия летчиком решения на
покидание. В целом эффективность благополучного использова-
ния этих средств будет ниже, чем для самолетов, и составит
примерно 40...60%. Использование же перспективных средств
противоударной защиты вертолетов, рассчитанных на весь диа-
пазон скоростей аварийного приземления, может снизить смерт-
ность практически до нуля и значительно сократить число травм.
Требования к этим средствам были определены из анализа па-
раметров аварийных посадок вертолетов. Их шасси способны
выдерживать, не разрушаясь, приземление с вертикальными
скоростями до 12...15 м/с, при этом за счет срабатывания ава-
рийных камер шасси обеспечивается гашение вертикальной
скорости до 6...8 м/с.
Остальная часть энергии ударного импульса гасится при
срабатывании амортизаторов кресла. Потерянная при этом ско-
рость составляет 8 м/с, а ударная перегрузка уменьшается с
46 до 14,5 ед. Эти требования реализованы фирмами «Худ-
жис» и «Норт» (США) и фирмой «Мартин-Бейкер» при разра-
ботке кресел членов экипажей перспективных вертолетов.
В качестве примера можно привести ударозащитное брони-
рованное кресло HACS (Helicopter Armoured Crashworthy Seat),
168
Рис. 77. Ударозащитиое бронированное
вертолетное кресло HACS фирмы
«Мартин-Бейкер» (Англия)
разработанное фирмой «Мартин-
Бейкер» (рис. 77), которое уста-
навливается на вертолете А-129
«Агу ст а».
Кресло HACS оборудовано
обычным устройством, поглощаю-
щим энергию удара при аварийной
посадке вертолета и состоящим
из пуансона, по которому скользят
с натягом стальные кольца. Ус-
тройство разработано в соответ-
ствии с требованиями американ-
ского стандарта и снижает удар-
ные 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 компо-
зиционного 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 мате-
риала на 50% меньше, чем масса аналогичных стальных плит.
Кресло HACS, его привязная система, подушка, диапазон
регулировки чашки, по мнению специалистов, обеспечивают необ-
ходимый комфорт летчику, уменьшают утомляемость и способст-
вуют надежной фиксации поясничного отдела при ударных наг-
рузках.
К отказу от катапультирования на вертолетах фирмы
пришли в результате глубокого анализа статистических мате-
риалов, которые, как мы уже не раз отмечали, дают возмож-
ность правильного выбора направления конструктивных разра-
боток. 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 исполь-
зованием посадки на авторотации можно приобщить к статис-
тике не в пользу катапультирований с вертолетов:
«Ми-8» шел с одним выключенным двигателем, как и пре-
дусматривала программа тренировочного полета. Летчик-испыта-
тель Государственного научно-исследовательского института
169
гражданской авиации (ГосНИИГА) Провалов «вывозил» эки-
паж другой организации, обучая вести вертолет в такой ситуа-
ции. Внезапно выключился и второй двигатель — выполняя
команду командира, ошибся бортмеханик. До земли чуть боль-
ше 200 метров. Единственный вариант спасения — посадка на
авторотации, т.е. своего рода планировании (парашютировании).
Но одно дело, когда к авторотации готовятся заранее, и сов-
сем 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 поте-
ряна, и все обошлось благополучно. Начни в таких условиях
покидание вертолета прыжками, катапультированием с предва-
рительно отстрелянными лопастями винта, обычными ли ката-
пультными устройствами или системами типа «Янки», не дос-
читались 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 свидетельст-
вуют о том, сколь разнообразны условия, в которых летчику
приходится их применять.
Летчик, пролетая на малой высоте, врезался в провода вы-
сокого 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 невозмож-
но и пришлось совершить вынужденную посадку на ближай-
шую ровную поверхность. Такой поверхностью оказался пирс
кораблестроительного завода. Летчик посадил машину с убран-
ными шасси, скользнул на фюзеляже до края пирса и свалился
в воду. Оказавшись под водой в герметичной кабине, он отсое-
динил подвесную систему и коммуникации, связывающие его с
креслом КМ-1, подготовился к всплытию. После этого, исполь-
зуя аварийную систему сброса фонаря (без катапультирования),
вместе с объемом воздуха, находившимся в кабине, был выб-
рошен на поверхность и спасен находившимся поблизости ба-
кенщиком.
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 автома-
тически 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 ре-
шение катапультироваться, летчик потянул ручку катапульти-
рования кресла КМ-1. Штатной последовательности срабатыва-
ния механизмов сброса фонаря, аварийного притягивания пле-
чевых ремней и выстрела кресла не произошло. Ручки, сдви-
нувшись на величину, необходимую для сброса фонаря, оказа-
лись заклиненными. Оценив обстановку, летчик привел в дейст-
вие специальной ручкой систему открытия замков, фиксирую-
щих его в кресле, для автономного отделения от кресла. После
этого, совершив маневр самолетом, создал усилие, обеспечив-
шее его-~выброс из кабины самолета без кресла. Автомат, нахо-
дящийся нФ\ отделившейся вместе с летчиком спинке, ввел в
действие купол спасательного парашюта, и летчик благопо-
лучно 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 дви-
жению системы.
На одном из аэродромов летчик запустил двигатель, опро-
бовал 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 са-
молета, рулящего к взлетной полосе, отрывается рабочая
лопатка турбины двигателя. Огромные центробежные силы этой
небольшой лопатки, вращающейся до отрыва со скоростью бо-
лее 10 000 об/мин, привели после отрыва к тяжелым последст-
виям. Пробивается стальной корпус двигателя, далее проби-
вается топливный бак. Из пробитого бака топливо попало на
раскаленный корпус двигателя. На самолете возник пожар.
Самолет, полностью заправленный топливом, при пожаре мо-
жет взорваться в любой момент. У летчика остается единствен-
ный шанс спастись, и он катапультируется на кресле КМ-1. В
считанные мгновенья слетает фонарь, вылетает кресло с летчи-
ком, 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 катапуль-
тировавшись, летчик остался невредимым.
Другой летчик спасся при катапультировании с уровня зем-
ли на разбеге, используя кресло КМ-1, при следующих обстоя-
тельствах.
171
Взлетная полоса на одном из зарубежных аэродромов за-
канчивается 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 лет-
чик 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 диа-
пазону 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 диа-
пазон 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 тбт день летчик-испытатель одного из серийных авиаза-
водов А. Коновалов выполнял обычный контрольно-сдаточный
полет по программе на максимальную скорость и потолок. Истре-
битель-перехватчик мчался в стратосфере на высоте 20 000 м
со скоростью 3000 км/ч.
Профессия летчика-испытателя воспитывает в этих людях пос-
тоянную обостренную готовность к чрезвычайным ситуациям в
воздухе. Стать летчиком-испытателем не просто.
Находясь на службе в строевых частях истребительной авиа-
ции, А. Коновалов налетал более 1000 ч, прежде чем ему удалось
поступить в знаменитую школу летчиков-испытателей (ШЛИ).
В формировании летчиков-испытателей в этой школе участвова-
ли 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 ситуа-
ции, из которых он блестяще выходил. Так, например, за год
до этого он сумел посадить самолет в сложнейших метеорологи-
ческих 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 усло-
виях, при которых катапультная установка КМ-1 работала за
пределами разрешенной скорости по числу Маха и не проверя-
лась 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 по-
чувствовал, что машину вращает и она неуправляема.
И тут сказался опыт летчика, его способность быстро оце-
нивать создавшуюся обстановку.
При этих чрезвычайных обстоятельствах, когда взрыв от по-
жара может произойти в любой момент, когда борьба за само-
лет уже бесполезна, летчика может спасти только одно — ката-
пультирование, 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 про-
исходящего на борту.
Испытателя било и вращало, прижимало то к одному борту,
то к другому, однако нужно было владеть собой, сохраняя соз-
нание и быстро принимать решения. И главное — верить в ката-
пульту на своем самолете. В такой ситуации нужно было иметь
большое мужество выстрелиться в воздушный поток. И это му-
жество 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 ре-
жима.
А. Коновалов вспоминал позднее:
«По поведению самолета было понятно, что придется пры-
гать. Под действием перегрузки зрение затуманилось, но успел
еще различить засветившееся на приборной доске табло красно-
го цвета, свидетельствующее о пожаре. Наступило самое важное
мгновение. Решение принято. Катапультируюсь! Левой рукой уби-
раю сектор газа, выключаю двигатель, а правой рукой нащупы-
ваю 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 напо-
ром, будто водопадом, окатило. Одет я был не в какие-нибудь
бронированные доспехи, а в высотно-компенсирующий костюм,
гермошлем, специальные перчатки и высокие ботинки. Все про-
должалось мгновение, а потом была поражающая тишина. Слыш-
но только шипение кислорода в гермошлеме. Оглядываюсь:
Земля освещена солнцем, осенняя и очень далекая. Пытался
как-то поудобнее устроиться в кресле, спускаться долго приш-
лось, стал мерзнуть, затем стал ждать и волноваться: отой-
дет ли кресло, откроется ли парашют. На высоте трех километ-
ров, как и положено, автоматика сработала, еще раз ощутил
крепкую встряску, это наполнился спасательный парашют, пос-
ле 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 уста-
новлен гарантированный диапазон скорости на безопасное по-
кидание до М=2,5.
Однако А. Коновалов был опытнейшим летчиком-испытателем
и потому, не мешкая ни секунды, покинул самолет. Через се-
кунду после его катапультирования самолет взорвался, и малей-
шее промедление стоило бы ему жизни. А чаще всего строе-
вые летчики при возникновении экстремальных ситуаций в воз-
духе не спешат покинуть самолет. Они, как правило, теряют
драгоценное время и высоту на поиски причин отказа.
29 октября 1986 г. «Правда» сообщила об уникальном слу-
чае, когда орел атаковал истребитель-бомбардировщик лейтенан-
та 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 поле-
тами, 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, разум-
ность действия и точность расчета, которые А. Саликов проявил
в критической ситуации. Он мог и уже давно должен был поки-
нуть самолет, ведь в кабине сработал сигнализатор опасной
высоты,» а это свидетельствует, что ограничивается и возмож-
ность 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 доми-
ка, 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 одно-
местным сверхзвуковым истребителем, служившем в этом бою
«целью».
Выполняя один из маневров, «спарка» внезапно резко затор-
мозилась. Скорость мгновенно упала, и машина, став неуправ-
ляемой, свалилась на крыло. Несмотря на то, что В.И. Ново-
селов 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 свалива-
ния 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 борь-
ба, 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 пос-
лушание 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 реше-
ние— катапультироваться. Катапульта КМ-1 сработала безот-
казно, 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 аварий-
ного 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 взры-
ва самолета. Имевшаяся вертикальная скорость снижения само-
лета 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, прш^ем каждый случай имел бы свою ха-
175
рактерную особенность, но во всех случаях общим будет то, что
у летчиков для принятия решения на покидание имеются счи-
танные секунды, часто недостаточные для срабатывания всех
систем кресла. Поэтому конструкторы все время вели поиски по
сокращению числа операций для покидания, доведя их до од-
ной, как для одноместных, так и многоместных самолетов, и
продолжают поиски по сокращению необходимого времени для
срабатывания всех систем кресла, что позволит уменьшить вы-
соту покидания самолета, имеющего вертикальную скорость сни-
жения с различным положением по углам крена, вплоть до 180°.
При создании любых технических средств приходится учиты-
вать, 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 соот-
ношение аварий того или другого вида. Так, например, в книге
[13] предлагается, сравнивая кресло, обеспечивающее 100%
спасения из прямолинейного полета и 50% из фигурного, с крес-
лом, обеспечивающим 75% спасения во всех случаях, дать пред-
почтение 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 приме-
няться к выбору не только диапазона скоростей применения
современных катапультных установок, но и по условиям пере-
носимости человеком эволютивных перегрузок, степени автома-
тизации и т.п. Однако в практике этого часто не учитывают.
Требования по обеспечению спасения на высоких, редко ис-
пользуемых скоростях ухудшают условия для спасения на малых
высотах из кренящегося, а тем более — перевернутого положе-
ния самолета, так как создают предпосылки к увеличению массы
системы, увеличению импульса энергодатчика, усложнению всей
катапультной системы и в результате — понижению ее надеж-
ности, а следовательно, и снижению спасаемости.
Для отработки технических требований и создания высоко-
эффективных средств для спасения экипажей необходима объек-
тивная статистика причин летных происшествий, условий, в ко-
торых они происходят, и их результатов. Должны также прини-
маться во внимание условия, в которых эксплуатируются сов-
176
ременные 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 част-
ности, об ошибках летного состава с целью принятия мер по их
недопущению. Сбор сведений требует четкой организации, обя-
зывающей эксплуатационников проводить тщательный анализ,
представляя полные и объективные данные. Специальные органы
по сбору материалов и исследованию результатов, судя по мате-
риалам открытой печати, за рубежом имеются, и создателям
средств спасения эти данные доступны.
Качественный анализ статистических данных позволяет на-
правлять конструкторские решения на совершенствование соз-
даваемых катапультных кресел с целью повышения спасаемости
и принимать эффективные мероприятия по устранению недостат-
ков на ранее внедренных креслах, снижая число неблагоприят-
ных 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 ока-
залась неудачной. Сложная и недостаточно надежная в эксплуа-
тации система не удовлетворяла требованиям авиации того пе-
риода, 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 Шве-
ции было отмечено значительное число повреждений позвоноч-
ника после катапультирований в креслах фирмы «Мартин-
Бейкер». Аналогичные явления наблюдались и при использова-
нии 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 пере-
грузки, 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 явля-
лись конструктивные недостатки, которые приводили к искрив-
лению 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 ти-
пах кресел несовершенная форма спинки увеличивает изгиб
позвоночника в момент принятия необходимой перед катапуль-
тированием позы. Контур спинки рекомендуется с небольшой
выпуклостью в районе естественного поясничного изгиба позво-
ночника или совершенно плоский.
2.	Неправильная компоновка кресла. Как показали исследо-
вания рентгеновских снимков человека, сидящего в кресле,
нормальное положение позвоночника не нарушается, если угол
между бедром и корпусом летчика составляет 135°. При уве-
личении или уменьшении этого угла происходят перемещение
нижней части корпуса и изгиб позвоночника. Это явление харак-
терно 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 катапуль-
тировании. На некоторых типах кресел точка крепления плече-
вых ремней расположена ниже уровня плеч, что ухудшает фик-
сацию верхней части туловища и одновременно создает допол-
нительные нагрузки на позвоночник при катапультировании.
Теоретически привязная система может обеспечить оптимальную
фиксацию тела, если точка крепления плечевых ремней распо-
ложена на уровне плеч, а нагрузки на позвоночник можно зна-
чительно уменьшить с помощью дополнительного подмышечного
ремня, охватывающего грудную клетку.
4.	Наличие угла между продольной осью позвоночника и
направлением катапультирования. Рентгеновские снимки пока-
зали, что даже в случае правильного положения тела летчика в
кресле естественные изгибы позвоночника приводят к появлению
нежелательного угла с линией действия перегрузок катапульти-
рования, величина которого доходит иногда до значения 15°.
На некоторых катапультных креслах, по конструктивным сооб-
ражениям, уже имеется угол между стенкой кресла и линией
катапультирования. Таким образом, общий угол между осью
позвоночника и направлением действия перегрузок может дости-
178
гать 30°. Наличие такого угла создает значительные попереч-
ные 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, рас-
положенной под летчиком, имеют большое значение, так как эти
факторы влияют на интенсивность динамического удара при ка-
тапультировании. Эффект динамического удара сильнее прояв-
ляется при излишне мягком сиденьи или слишком высокой упа-
ковке 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 резерв-
ного способа принят способ катапультирования через остекле-
ние фонаря. Результаты проведенных в аналогичных условиях
экспериментов не выявили увеличения перегрузки в случае ка-
тапультирования через остекление. Однако из опыта эксплуа-
тации известно, что летчики стремятся во время полета подни-
мать чашку кресла вверх для улучшения обзора, так что в
случае катапультирования через остекление фонаря ЗШ летчика
первым касается остекления и при его разрушении восприни-
мает динамические нагрузки.
Таким образом, катапультирование через остекление фонаря
возможно, если разрушение остекления производится конструк-
тивными 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 за-
рубежные фирмы еще не отказались от применения привода
катапультирования, совмещенного с функцией защиты лица лет-
чика (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 выс-
тупающими частями ЗШ отклоняются вперед, что вызывает
изгиб позвоночника.
8.	Недостатки системы управления катапультированием.
Роль системы управления катапультированием столь ответствен-
на, что эта система должна полностью исключать самопроиз-
вольное срабатывание при любой ситуации. Случайное катапуль-
тирование в воздухе влечет за собой то, что остается неуправ-
ляемым самолет, летящий в дальнейшем без летчика, а это мо-
жет привести к непредсказуемым бедствиям.
Электросистема управления выстрелом катапультного кресла,
включенная в бортовую самолетную электроцепь, постоянно
находящуюся под напряжением, не исключает случайного сра-
батывания кресла. К сожалению, практика свидетельствует о
нередких случаях отказов различных самолетных систем в поле-
те, связанных с отказами электропитания. По этому поводу не-
редко иронически говорят, что в электротехнике, электронике,
радио, телевидении и радиолокации существует два возмож-
ных 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 слу-
чае, если ручка катапультирования не будет иметь блокировки
или она не будет защищена каким-либо иным способом от непро-
извольного, 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 лет-
чика самолет, представляет огромную опасность в секторе воз-
душного 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 бомбар-
дировщик 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 само-
лета произошел такой случай. После закрытия фонарей и за-
пуска 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 сра-
батывание всех систем при катапультировании с уровня зем-
ли 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, темпе-
ратуры заряда, расположения центра массы системы человек —
кресло и т.п.
Самопроизвольное срабатывание произошло на стоянке и осо-
бой угрозы не представляло. Произошел подобный случай на
самолете другого типа. На нем устанавливалось кресло, обору-
дованное специальной системой автоматического катапультирова-
ния, которая применяется в условиях корабельной эксплуата-
ции, на случай сваливания. Летчику, взлетевшему в одном из
городов, вскоре после взлета пришлось катапультироваться и
тут же приземлиться. Самолет, оставшийся без летчика и ката-
пультного кресла, некоторое время летел и по чистой случай-
ности не упал на встретившийся на его пути город, а призем-
лился 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 се-
рийных катапультных кресел различных конструкций. Создавая
новые катапультные кресла, разработчики должны стремиться
избежать уже известных конструктивных недостатков, что являет-
ся 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 необходи-
мость 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 усло-
виях эксплуатации новых поколений самолетов. Однако опыт
создания САПС свидетельствует, что своевременно и обосно-
ванно поставленные технические задачи, как правило, находят
свои решения. А своевременное решение задач особенно актуаль-
но для САПС, которые являются последним шансом для спа-
сения 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 само-
летов, 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, спо-
собные надежно обеспечить спасение на наиболее часто встре-
чающихся режимах покидания самолетов.
182
Усложняется задача создания новых кресел также и тем,
что полеты уже совершаются с большими, длительно действую-
щими 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 катапульт-
ных установок ежегодно в среднем 20% заканчиваются катастро-
фами, 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;
максимально допустимые перегрузки;
условия автоматизации, ее резервирование;
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 без-
опасного катапультирования для создания перспективного поко-
ления катапультных кресел должен предшествовать тщательный
анализ статистических материалов применения катапультных
кресел прошлых поколений, режимов, на которых они
применялись, и их результатов. Всесторонний анализ объектив-
ных материалов позволит разработчикам этих средств выбирать
правильное направление поисков средств для их совершенст-
вования.
Поскольку сбор статистических материалов и их системати-
зация велись, как правило, с большим опозданием, конструк-
183
торам 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 вслед-
ствие слабой защиты летчика от воздушного потока, то в даль-
нейшем на результатах катапультирований все больше сказы-
валась высота, на которой они применялись, и результаты
были отрицательны. Это особенно влияло при наличии у само-
лета скорости снижения и при нахождении его в неблаго-
приятном 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 (ка-
биной 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 Мк.10 американского стандарта по обеспе-
чению необходимой для спасения из перевернутого кабиной
вниз самолета высоты 60 м (на Мк.10 требовалось 107...110 м),
' несущественного, по мнению фирмы, требования, заставило
американские самолетные фирмы самим приступить к изготовле-
нию фирменных кресел.
Фирма «Стенсел», проведя весь комплекс конструкторских
и исследовательских работ, выпустила в 1972 г. кресло S-IH-S-3,
фирма «Дуглас» в 1972 г. — кресло ESCAPAK, а в 1975 г.—
кресло ACES-П. Эти кресла полностью обеспечивали требования
американского стандарта, в том числе и по спасению из пере-
вернутого 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 (Мк.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 Мк.12, в настоящее вре-
мя оно выпускается серийно. Фирма работает и над следую-
щей модификацией с индексом Мк.14.
Приведем некоторые, наиболее характерные, статистические
материалы и по ним попытаемся сделать вывод о целесообраз-
ном 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 зарубеж-
ной 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 катапуль-
тирований, приведенных на рис. 78, а, составляет 896, из них
на скорости до 900 км/ч катапультировались 98,3% и на ско-
рости 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).
ff)
Рис. 78. Графики статистики применения катапультных кресел фирмы «Мартин
Бейкер» за четыре года:
а — по скорости; б — по высоте
185
ВМС США привели сравнительные характеристики числа
катапультирований летчиков ВМС США в боевых и мирных
условиях полетов различных типов самолетов за период
с 1964 по 1972гг. по диапазону скоростей применений (табл. 4.1).
Таблица 4.1.
V, км/ч	В боевых условиях из самолетов				В мирных условиях	
	дозвуковых		сверхзвуковых			
	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
Немаловажную роль играет режим полета самолета (его эво-
люция) 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).
Таблица 4.2
Режим полета самолета в момент катапультирования	Число катапуль- тирований	Доля от об- щего чис- ла ката- пультиро- ваний, %	Режим полета самолета в момент катапультирования	Число катапуль- тирований	Доля от об- щего чис- ла ката- пультиро- ваний, %
Набор высоты	71	9,4	Вираж	39	5,2
Горизонтальный по	265	35,0	Полет по спирали	23	3,0
лет Полет на спине	47	6,2	Бочка	11	1,4
Пикирование	105	13,9	Не известен	112	14,8
Штопор	84	И,1	Всего	757	100,0
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
Таблица 4.3
Таблица 4.4
Результат катапультирования	ВМС	ВВС
Без повреждений	65	42
Легкие травмы	—	21
Тяжелые травмы	15	14
Смертельный исход	16	23
Пропавшие без вести	4	—
Всего	100	100
Параметры режимов катапультирований	ВМС	ВВС
V>927 км/ч	55	70
VC740 км/ч	90	92
//>1500 км/ч	96	—
300<Я< 11600 м	—	92
//<300 м	7	24
Результаты катапультирований летчиков ВВС США за период
с 1976 по 1981 гг. приведены в табл. 4.5.
Таблица 4.5
Год	Число ката- пультировании	С благополучным исходом		Со смертельным исходом		
		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
Сведения об аварийных катапультированиях из разных
самолетов за 1984 г. приведены в табл. 4.6.
Таблица 4.6
Тнп само- лета	Смер- тель- ные исхо- ды	Тяже- лые трав- мы	Не- значи- тель- ные трав- мы	Мини- маль- ные трав- мы н ушибы	Без травм	Всего		Тип само- лета	Смер- тель- ные исхо- ды	Тяже- лые трав- мы	Не- значн- тель- ные трав- мы	Мини- маль- ные трав- мы и ушибы	Без травм	Всего
А-7	2			1	2			5		F-106	—	—	1	—	—	1
А-10	1	—	—	1	1	3		F-111	2	1	—	—	1	4
А-1	1	2	—	—	—	3		Т-34	—	—	2	—	—	2
В-52	1	4	1	—	—	6		Т-38	—	2	—	1	—	3
F-4	1	3	4	11	4	23		ТР-1	—	1	—	—	—	1
F-5	—	—	1	—	1	2		У-2	—	—	—	1	—	1
F-15	—	1	1	—	1	3								
F-16	1	—	1	1	1	4		Всего	9	14	12	17	9	61
187
Из табл. 4.6 видно, что в 1984 г. в ВВС США было зафик-
сировано 61 аварийное катапультирование, из которых в 52 слу-
чаях летчики остались живы, что соответствует 85% выжива-
емости, 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 ию-
ня 1982 г.
Таблица 4.7
Тип самолета	Год выпуска	Число самолетов		Число лет эксплу- атации	Потери самолетов,%	
		поступивших на вооружение	потерянных в летных происше* ствиях		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
Fill	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
Ниже приводятся статистические данные, характеризующие
сравнительную эффективность катапультирования при авариях
за 1984 г.
Исход летного происшествия	Число Относитель-
ное число, %
Спасение при катапультировании	52	58
Гибель при катапультировании	9	10
Спасение без катапультирования	7	8
Гибель без применения катапультных кресел	21	24
Центр безопасности полетов ВМС США провел анализ статисти-
ческих 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 само-
лете. 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» (Мк.5) до самого последнего образца фирмы «Дуглас»
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 са-
молетов различных типов, оборудованных креслами от первого
до последнего поколений, затрудняют поиски правильных конст-
руктивных решений, дающих возможность повысить эффектив-
ность нх функционирования. Отсутствием дифференцированных
данных можно объяснить то, что развитие САПС отстает от
развития истребительной авиации. На протяжении десяти-
летий средний процент выживаемости при авариях боевых
самолетов колеблется в незначительных пределах: гибнет 50% лет-
чиков, не применивших катапультирования, и 20% — применив-
ших 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 ско-
ростях 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 преиму-
щественное 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 свидетель-
ствует о необходимости оказания помощи летчикам в своевре-
менном принятии решения на покидание самолета в аварий-
ной 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 публика-
циях высказывается предположение о том, что имеются лет-
чики, которые могут переоценивать значение характеристики
«кресла спасают с уровня земли», не учитывая при этом нали-
чия 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 при-
нятое 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 устано-
вок по ложным сигналам, когда летчик преднамеренно прибли-
жается к земле, стоят летчикам жизни. В сигнализаторе
можно иметь блокирующее устройство, отключающее его в спе-
циальных полетах.
Следующим направлением работ по повышению спасаемости
является сокращение времени, затрачиваемого на срабатыва-
ние 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 ката-
пультных 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 изготовле-
нием 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 конструк-
ТИВКр1слоРмЖоступило на вооружение в 1956 п
ными истребителями «Лайтнинг», «Си Виксен» и
МВ 326 Новое кресло имело улучшенные характеристики и
было легче предыдущей модели. На нем была применена объе-
диненная система привязных ремней, парашют крепился н
летчике а летчик - к креслу. Парашют был с контактным
датчиком перегрузки в блоке времени раскрытия паРзш®^а;
Он задерживал раскрытие основного парашюта на большой
скорости^ давая креслу время для торможения до без°"зс1“°
скорости раскрытия при помощи стабилизирующего парашю
та.РМк.4 впоследствии строилось по лиц1евзиим®°пя^РуЦ” Су”
устанавливалось на самолетах «Мираж» III «Мираж» V,^«Су
пер Этандар» и некоторых самолетах «Мираж» F-1 (позже
190
Таблица 4.8
Тип кресла, фирма	Год выпуска	Характеристики кресла						
		Безопасная скорость катапуль- тирования		Допустимая высота ката- пультирования, м		Минималь- ная высота, необходи- мая для ка- тапультнро- ваиня из переверну- того поло- жения, м	Время сра- батывания систем с момента включения до напол- нения ку- пола, с	Масса, кг
		макси- мальная	мини- маль- ная	макси- мальная	мини- маль- ная			
Мк.4, Мк.5; «Мартин-Бейкер»	1956	1100	165	15000	0	160	6,5	140
Мк.6, Мк.7; «Мартин-Бейкер»	1961	1100	0	15000	0	160	6,5	140
ESCAPAC-I, ESCAPAC-II; «Дуглас»	1972	1100	0	15000	0	60	—	68
Мк.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	1986 с системой управ- ления вектором тя- ги; «Стенсел», «Грумман»		1150	0	15000	0	20	2,5 и 2,2*	74
ACES-П	1986 1150	0	15000	0	20	2,5 и 1,8*	74
с системой управле-
ния вектором тяги;
«Дуглас»
Мк.12;	1986 1150	0	15000	0	60	2,4 и 1,9*	60
«Мартин-Бейкер»
* Время срабатывания систем при скорости полета до 500 км/ч.
большинстве самолетов F-1 оно было заменено на кресло Мк.10).
Американизированный вариант кресла Мк.4, кресло Мк.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
(Мк.4 и Мк.5) обеспечивают безопасное катапультирование
с уровня земли при минимальной скорости 165 км/ч.
В 1961 г. в ответ на требования заказчика для само-
летов вертикального взлета или с ускоренным разбегом появля-
ются кресла, снабженные твердотопливными двигателями для
катапультирования с нулевой высоты и при нулевой скорости.
Кресла Мк.4 и Мк.5, на которых были установлены твердо-
топливные ускорители, получили индексы Мк.6 и Мк.7. Кресло
Мк.6 обеспечивало требования английского стандарта, а кресло
Мк.7 — американского. Отличались они между собой при-
вязными ремнями и содержимым НАЗа. Креслу Мк.6 устанав-
ливали на самолетах «Пукара» и «Супер Этандар» для
ВМС Аргентины. Кресло Мк.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 Мк.7, а некоторые ВВС, в частности
ФРГ и Италии, переоборудовали свои самолеты F-104 «Старфай-
тер» 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 Мк.9 было снабжено привязной системой с пиротехни-
ческим притягом и совершенно новой системой управления, ра-
ботающей от пиропатрона, включаемого ручкой катапультирова-
ния, установленной на чашке кресла. Мк.9 устанавливалось на
всех самолетах «Харриер» и «Ягуар» ВВС Англии.
В 1971 г. испытания нового кресла с новым контейнером
парашюта подтвердили, что расположение вместе стабилизи-
рующего парашюта и парашюта летчика в верхней части
кресла дает возможность более быстро и плавно раскрыть па-
рашют. Размещенный в верхней части кресла контейнер па-
рашюта уменьшает шансы зацепления парашюта за кресло
во время его раскрытия. Пиротехническая система применяется
для включения пиромеханизма ввода стабилизирующего парашю-
та 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 Мк.З. Значительно модифицированное
кресло получило обозначение Мк.10 (рис. 79). Все системы
кресла Мк.10 срабатывали, и наполнялся спасательный пара-
шют 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, действу-
ющие 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 уско-
рителя 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 Мк.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
стандарта ВВС США, согласно ко-
торому высота безопасного ката-
пультирования из перевернутого
положения не должна превышать
60 м.
По мнению фирмы, принятая
для Мк.10 однорежимная система
ввода парашюта более надежна,
чем многорежимная с неустойчи-
выми областями, возникающими
при переходе с одного режима на
другой. Но надежности спасения
внимание уделялось не только в
этом. На кресле Мк.10 на случай
его неисправности установлена си-
стема ручного отделения летчика
от кресла и ввода парашюта. Та-
кая система на других креслах
только отделяла летчика от кресла,
после чего летчик вводил пара-
шют, выдергивая кольцо.
Для обеспечения безопасности
работы в кабине на земле была
применена система с одной предо-
хранительной чекой вместо имев-
шихся ранее шести, что приводило
к перепутыванию чек и снижению
надежности.
удовлетворял требованиям
Рнс. 79. Катапультное кресло Мк' 10
фирмы «Мартин-Бейкер» (Англия)
7-683
193
В новых условиях самолеты-истребители большое число
полетов (как тренировочных, так и боевых) совершали
на малых высотах с большими скоростями. Поэтому невыпол-
нение 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 само-
летов-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 установ-
лены 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-П. Оно устанавли-
валось 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 нуле-
вой до 1150 км/ч, использующее электронное программи-
рование 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 подлокотни-
ках. 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 осуществ-
ляться посредством микровыключателей, нажимаемых упорами
на рельсах. Электрический сигнал от программного устройства
включает систему STAPAC и, в случае многоместного экипажа,
ракеты отклонения траектории и аэродинамические поверх-
ности. 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 рифо-
вочной стропы, после чего он наполнится полностью. При
втором режиме пилот вместе с креслом затормаживается большим
194
Рис. 80. Катапультное кресло ACES-П ₽ис- 81. Катапультное кресло
фирмы «Макдоннелл-Дуглас» (США) S-III-S-3A фирмы «Стенсел» (США)
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 катапульти-
рования 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 приме-
няют кресла Мк.10 фирмы «Мартин-Бейкер»). Кресло, являющее-
ся дальнейшей разработкой упомянутого кресла и получившее
индекс S-III-S-3ER, установлено на всех самолетах А-4 «Скай-
хоук» и А-7 «Корсар» ВМС США. Кресло S-III-S-3 — много-
режимное, позволяющее катапультироваться от нулевой скорости
и нулевой высоты до скорости 1150 км/ч и высоты 15000 м.
Выбор типа ручек катапультирования предоставляется заказ-
чику. 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 стабилизи-
рующего парашюта.
В процессе движения кресла S-III-S-3 в направляющих
на ходе 500 мм подается давление газов, которым произ-
водится включение механизма отстрела и ввод в поток кон-
тейнера со стабилизирующим парашютом. На ходе 780 мм газы
от СМ кресла поступают в затворы реактивных ускорителей
и к трем пиротехническим инициаторам с различной времен-
ной задержкой, которые определяют режим работы кресла.
По мере работы реактивных ускорителей кресло удаляется
от самолета и стабилизируется системой продольного автома-
тического выдерживания траектории DART (Directional Auto-
matic 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 приемни-
ки воздушного давления, установленные на кресле, определяют
величины скорости и высоты полета в момент катапульти-
рования 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 после-
довательность операций определяется механизмами (инициато-
рами), 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 полю-
сом 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 наполне-
нию парашюта при малых скоростях и на малых высотах.
Механизм расстрела представляет собой пиротехническое
устройство, в котором ряд грузиков, соединенных со стро-
пами в районе кромки, расстреливаются в поперечном направ-
лении, принудительно увеличивая площадь входного отверстия.
При отказе пиропатрона этого механизма грузики расстопо-
риваются 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 привяз-
ной системы летчика с креслом при помощи гильотин,
срабатывающих от пиропатрона.
В дальнейшем кресла S-III-S-3 и ACES-П были использо-
ваны для усовершенствования с целью значительного умень-
шения 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 конст-
рукторов уменьшать время на срабатывание всех систем кресла,
что ведет к уменьшению высоты, необходимой для спасения
при катапультировании. Надо полагать, что статистика послу-
жила 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», удовлет-
ворявших требованиям американского стандарта и улучшенного
кресла Мк.10 фирмы «Мартйн-Бейкер».
Следует отметить, что оба типа кресел, сохранив границу
197
безопасного катапультирования по скорости 1150 км/ч, значитель-
но 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 спасших-
ся, фирма продолжает совершенствовать свои кресла.
Это объясняется тем, что ВВС США ожидают в даль-
нейшем 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 (умень-
шение времени на срабатывание всех систем) и перспектива
усложнения эксплуатационных условий истребителей послужили
основанием для продолжения работ по дальнейшему совер-
шенствованию 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 статисти-
ческие материалы, из которых следует:
отсутствие или очень малое число случаев применения ката-
пультных 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 требо-
ванию 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 направ-
лением вектора тяги, что позволяет значительно повысить эф-
фективность работы кресел;
срывы с головы ЗШ, наблюдавшиеся в 16,9...19,6% случаев
катапультирования, привели к разработке специальных защитных
198
3
Рис. 82. Схема размещения системы MPES на катапультном кресле
S-III-S-3, исследуемая фирмой «Грумман» (а) с изображением ката-
пультирования на нем с «выворачиванием» на малой высоте (б):
/ вертикальная антенна; 2 — горизонтальные антенны; 3 — система микроволновых антенн;
4 — микропроцессор; 5 — преобразователь постоянного тока; 6 — датчик угловой скорости; 7 —
термобатарея; 8 приводы поперечного управления; 9—сервомеханизм продольного управления;
10 приводы продольного управления; 11—карданный подвес; 12 — сервомеханизм поперечного
управления; 13 ракетный ускоритель; 14 — штуцер заправкя системы сжатым азотом; 15—бал-
лон со сжатым азотом; 16— пяроклапан; 17 — трубопровод; 18—никелево-кадмиевый аккумулятор;
19 инвертор постоянного тока; 20—приемник микроволновых аятеин; 21 — переключатель
режимов
средств. Основной причиной срывов шлемов являлась недоста-
точная 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 пе-
регрузками подтверждают необходимость в максимальном сни-
жении 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 возмож-
ность перед взлетом зафиксировать шлем и маску, как это
делается при испытаниях этого снаряжения, исключив возмож-
ность 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, вы-
пускавшаяся из заголовника перед катапультированием и уби-
равшаяся 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 отделя-
емой спинке, что позволяло исключить ранее описанный недоста-
ток. 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 воздуш-
ного потока, кроме того, юна исключала «кивок» головы,
возникающий в момент катапультирования, и должна была
улучшать условия перенесения перегрузок в случае возникно-
вения раскачки на траектории.
В последние годы фирма «Боинг» также проводит исследо-
вания подобной шторки (рис. 84).
Рис. 83. Опытная убирающаяся шторка
на отделяемой спинке катапультного
кресла КМ-1 (СССР)
Рис. 84. Защитная шторка фирмы
«Боинг» (США)
200
Изложенные материалы с учетом перспективы боевого приме-
нения самолетов-истребителей нового поколения позволяют счи-
тать 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
У=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 иссле-
дований 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 повре-
дить летчика.
Для краткости остановимся на максимально допустимых
значениях перегрузок, действующих по четырем направлениям
относительно человека.
При катапультировании вниз действует перегрузка в направле-
нии таз — голова, при катапультировании вверх — в направлении
голова — таз и т.д., т.е. всегда в направлении, противополож-
ном ускорению (рис. 85).
4
а)	®
Рис. 85. Действия сил и векторы перегрузок при катапультировании:
а — основные направления перегрузок; 1 — таз — голова; 2 — голова — таз; 3 — грудь — спина.
4 __ спина — грудь; б - совместное действие линейных и угловых перегрузок (и.м. — центр масс си-
стемы человек — кресло; пх, пу — соответственно горизонтальная и вертикальная составляющие
перегрузки; w2 — угловая скорость; / — расстояние от оси глаз до ц.м.)
201
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 пере-
грузки начиная с головы.
Во всех ранее проводившихся исследованиях определяли
максимально допустимые перегрузки, возникающие от катапульт-
ной установки. На эти перегрузки и ориентировались при создании
катапультных кресел в прошлом.
Значительное увеличение маневренности самолетов-истреби-
телей последних лет, приводящее к повышению перегрузок
при маневрах, и имеющаяся отечественная и зарубежная
статистика о большом проценте вынужденных покиданий, совер-
шенных во время эволюции самолетов (штопор, пикирование,
выход из пикирования, вращение и т.п.), не позволяют ими
пренебрегать, как прежде, так как суммирование перегру-
зок катапультирования с перегрузками эволютивными (самолет-
ными) 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 соверша-
ются с такими перегрузками и скоростями их нарастания,
которые приводят летчиков к потере сознания или к стрессо-
вому состоянию (в этом случае сопротивляемость к пере-
грузкам при катапультировании уменьшается).
Вероятно, повреждения позвоночников при покидании само-
летов 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. Максималь-
но допустимая перегрузка на кресле Мк.10 фирмы «Мартин-
Бейкер» 14...16 ед. со скоростью нарастания 180...210 ед. в се-
кунду. 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 после-
довательность и задержку в срабатывании механизмов кресла по
высоте и скорости самолета в момент катапультирования. При
этом СМ и ускоритель кресла работают на режимах, вызываю-
щих 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 катапультирова-
ния, 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 мероприя-
тием 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 за-
висимости 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 опе-
рации катапультирования и такие же блоки последователь-
ности действия полностью дублированы. Питание автоматики
кресла осуществляется автономным (кресельным) источником
электрической энергии. В Ътличие 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-П 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.
Таблица 4.9
Операция	Время, с			
	Режим 1	Режим 2		Режим 3
		(А-10)	(F-15/F-16)	
Включение стреляющего механизма	0,0	0,0	0,0	0,0
Раскрытие стабилизирующего пара- шюта	—	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 парашю- та от кресла	—	1,12	1,32	*
Отделение кресла от пилота	0,45	1,22	1,42	*
Наполнение парашюта	1,8	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).
В процессе движения кресла по направляющим в воздушный
поток вводятся приемники воздушного давления. Сигналы ско-
рости и высоты поступают к датчикам и от них — к элек-
тронному программному блоку,
который выбирает один из трех
возможных режимов работы
кресла, изображенных на рис 86.
При сходе кресла с направляю-
щих замыкается специальный
микровыключатель и происхо-
дит включение в работу систе-
мы стабилизации DART и (на
многоместных самолетах) реак-
Рис. 86. Режимы Q...3) катапульти-
рования кресел ACES-П с самолета
В-1В
204
тивного двигателя или аэродинамического щитка для разве-
дения траекторий. Дальнейшее выполнение операций зависит от
установленного режима работы (см. табл. 4.9). Отделение лет-
чика от кресла осуществляется при наполнении предваритель-
но зарифованного купола основного парашюта. Во втором режиме
работы катапультируемая система «человек — кресло» стабили-
зируется 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 даль-
нейших операций задерживается до достижения катапультируе-
мой системой границы режима 2 по высоте и скорости.
Фирмой «Стенсел» (США) было создано другое насыщен-
ное автоматикой кресло S-III-S-3. В отличие от кресла ACES-П это
кресло четырехрежимное, оно имеет высокую степень резер-
вирования 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 поврежде-
ния системы катапультирования отделиться от кресла или ввести
парашют, продублировав эту операцию вручную.
Дело в том, что все самолетные системы в процессе экс-
плуатации подвергаются тщательной проверке, как периодической
плановой, так и предполетной, и только кресло, подвер-
гаясь запланированным и незапланированным нагрузкам, практи-
чески контролю не подвергается. А работа этой системы должна
быть надежной, так как в случае аварии или боевого повреж-
дения 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, разу-
меется, снизив при этом скорость или, при сохранившемся управ-
лении самолетом, совершив маневр, создать после сброса фо-
наря и открытия замков отрицательную перегрузку.
Система автономного отделения, естественно, несколько услож-
няет конструкцию кресла, но не настолько, чтобы не учи-
тывать настойчивые требования летного состава. Наличие
такой системы обосновывается не только психологическим фак-
тором, но и реальными случаями ее применения (в совет-
ской авиации, например, систему применили летчики Воронов,
Андреев, Бабицкий, Муравьев, Шипицкий).
1 мая 1960 г. над советской территорией был сбит а мери-
205
канский самолет-шпион У-2 фирмы «Локхид». Его летчик Дж. Па-
уэрс, поняв, что его система катапультирования неработо-
способна, или испугавшись, что она заминирована, сбросил фо-
нарь, 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 следую-
щие 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 гово-
рить 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 испы-
тания 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 соприкоснове-
нии с противником выявляется многое, что в никаких усло-
виях 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 выпол-
нить требования американского стандарта по спасению при по-
кидании из перевернутого положения самолета (кабиной вниз)
с 60 м вместо 107 м, необходимых для спасения на одно-
режимном кресле Мк.10 (см. рис. 80).
Однако фирма вынуждена была изменить свое отношение к
этому вопросу и создала новое кресло Мк.12 (рис. 87). Стремясь
наверстать упущенное и вернуть заказчиков, фирма «Мар-
тин-Бейкер» разослала рекламный проспект своего нового кресла
Мк.12, удовлетворяющего требованиям американского стандарта.
Серийный выпуск нового кресла начался в 1986 г.
Кресло Мк.12 в отличие от однорежимного кресла Мк.10
с постоянной величиной задержки ввода парашюта 2,5 с было
выполнено трехрежимным. Оно было снабжено приемником пол-
ного атмосферного давления для измерения скорости и меха-
низмом согласующего устройства, с помощью которых устанав-
ливается рабочий режим и соответствующая задержка ввода ос-
206
207
новного парашюта. На скоростях менее 500 км/ч парашют вво-
дится через 0,35 с после начала катапультирования. Вытяж-
ной 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 па-
рашюта. При катапультировании на скорости более 520 км/ч че-
хол тормозного парашюта стягивается ракетным двигателем и тор-
мозной 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 воз-
росли, и кресло Мк. 12, не успев дойти до потребителя, потребо-
вало 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 Мк.12. Малотого, кресла ACES-II и S-III-S-3, какнаиболее
доведенные, имеющие малую массу и малый импульс, дора-
ботаны. 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 заклю-
чила контракт с ВМС США на создание кресла Мк.14 по прог-
рамме NACES.
Новому поколению катапультных кресел сегодня уделяют мно-
го внимания. За рубежом создан ряд программ, по которым
продолжают проводить исследования.
4.5.	УСЛОВИЯ РАБОТЫ ЭКИПАЖА В ВЫСОКОМАНЕВРЕННЫХ
САМОЛЕТАХ
Высокоманевренные самолеты нового поколения способны вы-
полнять маневры и фигуры высшего пилотажа на больших ско-
ростях, 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, достигающи-
ми 9... 10 ед. Длительное влияние перегрузок такого порядка ста-
новится физически непосильным для многих летчиков. Решить
эту проблему только занятиями спортом невозможно. Необ-
ходимо создание средств защиты летчиков от больших и длитель-
ных перегрузок. Без этого тактико-техническое преимущество
высокоманевренного самолета в воздушном бою не может быть
полностью реализовано, так как летчики на этих режимах не-
редко теряют работоспособность.
208
Случай потери сознания опытным летчиком и, как резуль-
тат, катастрофы самолета F-16A приведен в журнале «Flying
Safety» № 3 за 1983 г. Во время проведения третьего по-
лета на боевое применение по программе «Один против одного»
на высоте 5500...5800 м над уровнем моря самолет выполнил ча-
стичный 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 сде-
лал 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 утом-
ление;
2)	отсутствие в течение шести предыдущих дней полетов с
высокими уровнями перегрузок, что привело к детренирован-
ности и снижению устойчивости к положительным перегрузкам;
3)	физическое напряжение во время перегрузки при выпол-
нении двух первых заданий привело к утомлению летчика и
снижению его способности эффективно и вовремя осуществлять
противоперегрузочные маневры при выполнении третьего уп-
ражнения.
Этот случай не является единственным. Потеря сознания, выз-
ванная действием перегрузок, была зарегистрирована при по-
летах на самолетах F-15, F-16. Один из случаев потери соз-
нания был зарегистрирован на видеомагнитофон коллиматор-
ного дисплея. В этом случае во время третьего полета курсант
начал выполнять основной маневр — левый разворот с быстрым
нарастанием перегрузки до 7 g, и затем самолет начал падать.
Первый маневр летчика с мышечным напряжением четко за-
регистрирован, в середине второго маневра, когда перегрузка до-
стигла уровня 4,8 g, звуки, издаваемые летчиком при мышеч-
ном напряжении, исчезли. Самолет продолжал падение под уг-
лом 65°, уровень перегрузок достиг 7 g, скорость увеличи-
лась 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 аме-
риканском тренировочном самолете Т-37 отсутствует ППК (про-
тивоперегрузочный костюм*), и курсанты обычно не справ-
ляются с выполнением координированных защитных противо-
209
перегрузочных маневров с мышечным напряжением. В результате
многократно отмечалась потеря сознания.
Один такой эпизод потери сознания привел к летному про-
исшествию с разрушением самолета. Во время выполнения фигу-
ры высшего пилотажа курсант на самолете Т-37 неправильно вос-
принял показания индикатора скорости. Комбинация балансиро-
вания с запланированной низкой скоростью плюс попытка
нормально выполнить маневры привели к перегрузкам и потере
сознания курсантом. Когда курсант начал приходить в себя (соз-
нание оставалось спутанным, дезориентированным), он отчетливо
различал только землю и фонарь. Вместе с этим он почув-
ствовал, что перевернут, вращается и на высокой скорости сни-
жается и что он не способен вывести самолет обратно. Почти одно-
временно 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 едини-
ца 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 оди-
наковом 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 сиг-
налы о нарушении зрения при расслабленном состоянии немед-
ленно заставляют испытуемого прибегать к применению защит-
ных маневров с мышечным напряжением с тем, чтобы восста-
новить 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 произой-
дет. Конечно, повторные воздействия могут истощать запасы кис-
лорода, и проявления сигналов гипоксии мозга и глаза в этом слу-
чае 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 исследова-
ниях на центрифуге.
После потери сознания летчик фиксирует в памяти только на-
чало нарушения функции зрения (серую или черную пелену)
и после некоторого состояния спутанности (дезориентации) может
отметить в памяти потерю некоторого времени, не представ-
ляя причины.
Типичный случай был описан летчиком самолета F-15:
«Выполняя маневр с набором высоты, на высоте 7000 м он во-
210
шел 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 соз-
нания очень мала — только несколько мм рт.ст., характеризую-
щие 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, при-
водящую к потере сознания. Потеря сознания под воздей-
ствием перегрузок является функцией времени воздействия и вели-
чины перегрузки, поэтому человек может переносить воздей-
ствия высоких перегрузок в течение очень короткого проме-
жутка времени. Авиационные медики отмечают, что по резуль-
татам экспериментов на центрифуге средняя продолжительность
нахождения испытуемых в состоянии неспособности управлять
самолетом под влиянием нарастания перегрузок составляет 15 с.
Важным является снижение характеристик работоспособности пи-
лота 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 воздуш-
ного боя летчик неожиданно начал энергичный маневр пере-
хвата. 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 связы-
ваемые с потерей сознания, причем не только в высоко-
маневренных самолетах, но и в тренировочных, не оборудо-
ванных системами противоперегрузочных устройств (на самолете
Т-37 в течение двенадцати лет произошло 110 случаев), за-
ставили ВВС США провести исследования, в результате которых
пришли к следующим выводам:
«Ежегодное увеличение числа летных происшествий в ре-
зультате потери сознания, вызванной действием перегрузок, свя-
зано с созданием высокоманевренных самолетов, способных раз-
вивать 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 по-
терей сознания весьма незначителен;
при быстром нарастании перегрузок потеря сознания может
произойти без предварительных расстройств;
потеря сознания может быть предотвращена соответствую-
щей тренировкой, подготовкой и противоперегрузочными устрой-
ствами».
Приведенные примеры подтверждают большую ценность ста-
тистических материалов, получаемых при тщательном объектив-
ном медицинском и техническом анализах каждой катастрофы,
не только с применением катапультных кресел, но и в которых
средства спасения не применялись. Материалы такого анализа мо-
гут содействовать правильному направлению конструкторских
поисковых работ для снижения потерь летного состава.
В начале 1970-х гг. ВВС США приступили к исследо-
ванию переносимости человеком больших перегрузок на само-
лете F-15. В процессе исследования измерялись характери-
стики состояния человека и предпринимались попытки повыше-
ния выносливости человека к большим, длительно действую-
щим перегрузкам.
Задача исследования состояла в разработке мероприятий по
повышению переносимости таких длительно действующих пере-
грузок для обеспечения использования всех потенциальных воз-
можностей самолета F-15.
Будет целесообразным привести результаты «Исследования пе-
реносимости перегрузок летчиками ВВС США», помещенные в
журнале «Aviat Space and Environ Medicane», 1985, № 8, и
« Inter avia 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 бое-
вых 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 ус-
корениях до 4 ед., причем на самолетах F-15, F-16 и F-4 отмеча-
лось до 30...40 таких случаев. Считается, что два новых само-
лета F-20 потерпели катастрофы также в результате потери соз-
нания 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 самоле-
тов по причине потери сознания летчиками под воздействием
перегрузок привлекли пристальное внимание специалистов авиа-
ционной медицины к вопросам обеспечения безопасности полетов
на самолетах, на которых имеют место значительные и длитель-
ные перегрузки. Да и конструкторы в последнее время стали
212
придавать большое значение средствам противоперегрузочной
защиты.
Наиболее эффективным средством, повышающим устойчи-
вость летчиков к пилотажным перегрузкам, является увели-
чение угла наклона спинки кресла по отношению к вектору пе-
регрузки. Но реализация этого способа защиты связана с ре-
шением ряда труднейших инженерно-конструкторских проблем,
обусловленных изменением геометрии кабины, системы управ-
ления самолетом и двигателями, новым размещением оборудо-
вания и приборов в кабине, а также созданием новой системы
индикации и полной переориентации летного состава на новые
навыки управления самолетами. Процесс изменения навыков лет-
ного состава — длительный и в практике пока совершенно не
изучен.
За рубежом проводится большая работа по изучению воз-
можностей 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 направ-
ляющими кресла и чашкой сиденья расположены два гидро-
цилиндра, включаемые тумблером на ручке управления само-
летом (рис. 88).
Эти гидроцилиндры при работе отодвигают чашку сиденья
от направляющих катапультного кресла и одновременно с этим по-
ворачивают спинку кресла вокруг оси шарнирного соедине-
ния. В положении полулежа спинка кресла составляет с си-
деньем угол в 160° (см. рис. 88, б). Кинематика кресла
Рис. 88. Раскладное катапультное кресло (США)
213
выполнена таким образом, что при любом его положении
ноги пилота находятся на педалях путевого управления. На пра-
вом подлокотнике кресла размещена ручка управления само-
летом (кистевое управление), а на левом — ручка управления
двигателем (двигателями — на многомоторных самолетах). При
всех положениях кресла летчик имеет полный обзор прибор-
ной 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, вызываю-
щей значительный наклон туловища летчика (65° к вертикали),
сохраняя при этом нормальное положение головы летчика для
обзора и возможности боевого маневрирования самолета при боль-
ших 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 напол-
нение надувной подушки от компрессора. В накаченном состоя-
нии наружная поверхность надувной подушки в бедренном сече-
нии 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 огра-
ничительными лентами, проходящими в поперечном направлении.
Рис. 89. Катапультное кресло с надувной подушкой для создания позы
летчику, повышающей переносимость перегрузок
214
Верхняя часть подушки в накаченном состоянии смещается
вверх и назад, образуя опорную поверхность спинки кресла. Лет-
чик при таком состоянии подушки автоматически отклоняется
назад на максимальный угол, принимая лежачее положение. В ре-
зультате этого снижается чувствительность летчика к перегруз-
кам (до 10...12 ед.).
Кроме этого имеется еще ряд опытных и эксперименталь-
ных 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 противопере-
грузочной защиты чаще всего осуществляется методом, не требую-
щим принципиального изменения системы управления самоле-
том и его оборудования.
Традиционно применяемые системы, включающие в себя про-
тивоперегрузочные костюмы (ППК) с существующим автома-
том давления (АД), получившие сегодня широкое примене-
ние в авиационной практике, дальше совершенствовать весьма
трудно. Они применяются теперь в сочетании с системой, обеспе-
чивающей подачу кислорода для дыхания под избыточным дав-
лением, величина которого изменяется в зависимости от вели-
чины действующей перегрузки. Это весьма эффективно, не требует
коренной переделки кабины и переориентации летного состава на
совершенно новые навыки управления самолетом, но требует си-
стематической тренировки органов дыхания летчиков.
В зарубежной печати сообщается также и об исследова-
ниях по улучшению переносимости перегрузок за счет замены
применяемого автомата давления и ППК. Дело в том, что исполь-
зуемые 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 кла-
пана неудовлетворительны.
При перегрузке +4g уменьшение давления крови в голове
летчика в случае, если не используются ППК или брюшные
компенсаторы, вызывает нарушение зрения (снижение поля зре-
ния, серую или черную пелену). Без принятия мер предосто-
рожности в случае резкого нарастания перегрузки до 5...6 g очень
вероятна потеря сознания.
Для исключения такого явления в США разработан электрон-
ный клапан, который позволяет улучшить переносимость быстро-
нарастающих больших перегрузок за счет изменения последо-
вательности наддува ППК и обеспечения улучшения зрения лет-
215
чика с меньшим напряжением при высоком уровне перегрузок.
Проведенные испытания показали, что новый клапан, полу-
чивший название «противоперегрузочного релейного сервоклапа-
на», улучшает переносимость перегрузок на 1 g по сравнению
с существующим.
Во время выполнения маневра с большой скоростью нараста-
ния перегрузки потеря сознания наступает внезапно и продол-
жается примерно 15 с. Восстановление происходит не мгновен-
но, напротив, его сопровождает 10... 15-секундный период амне-
зии (потери памяти), замешательства, апатии и потери ориен-
тировки. Целью разработки нового клапана являлось обеспе-
чение 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 обыч-
ном инерционном режиме.
Специалисты, проводившие исследования работы ППК и
брюшных компенсаторов с новым клапаном, считают, что:
система способна повысить переносимость перегрузки почти
до 9 g;
при резком возрастании перегрузки обеспечивается уско-
ренная защита с возвратом в дальнейшем к пропорцио-
нальному давлению.
Работы по созданию нового клапана проводились в рамках
биотехнологической программы тактики воздушного боя
(ВЮТАС).
Программа помимо создания противоперегрузочного клапа-
на 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 ком-
прессионной секции, а другой — применение микропроцессора для
управления последовательностью наддува секций ППК, начиная
с икроножных секций;
создание системы контроля потери сознания летчиком, кото-
рая представляет собой систему датчиков, определяющих воз-
можность и регистрирующих наступление потери сознания лет-
чиком в процессе и сразу же после выполнения маневра
с высокой перегрузкой.
Результаты предварительных испытаний показали положи-
тельное влияние седалищной компрессионной секции, вмонти-
рованной в стандартный ППК для сжатия кровеносных сосудов
при наддуве костюма. Костюм был доработан на основании тео-
рии, из которой следует, что снижение давления крови, выз-
ванное резким увеличением перегрузки, может быть умень-
шено сжатием этой группы кровеносных сосудов и поддер-
жанием на достаточном уровне объема крови, которая в про-
216
тивном 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 специа-
лист авиакосмической медицины по этому вопросу:
«Основной функцией противоперегрузочного костюма явля-
ется удержание всего, что можно, от опускания вниз, а про-
тивоперегрузочные костюмы в том виде, в каком они вы-
пускаются в настоящее время, наддуваются сверху вниз. Это не-
выгодно. С точки зрения физиологии, целесообразнее произ-
водить наддув костюма в противоположном направлении, вна-
чале икроножные секции, потом — бедренные и, наконец, брюш-
ные. Таким образом, кровь будет выдавливаться в централь-
ную циркуляцию».
В США были проведены испытания специально изготовлен-
ных подобных костюмов, после чего испытатели заявили:
«Мы обеспечили управление каждой секцией с помощью кла-
пана, 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 за-
щиты тщательно изучаются не только в лабораторных условиях,
но и в условиях реальной эксплуатации. По результатам этих
исследований, вероятно, и будет выбрано приемлемое направле-
ние дальнейшего совершенствования средств жизнедеятельности,
расположения летчика с обеспечением комфортности в кабине и
систем аварийного покидания.
Все же зарубежные специалисты авиационной медицины от-
дают предпочтение средствам, повышающим эффективность про-
тивоперегрузочных систем при помощи специального электро-
клапана, регулирующего порядок подачи давления в камеры снизу
вверх, и системам дыхания чистым кислородом под избы-
точным 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 воп-
рос безопасности полетов определяется не только техническими
характеристиками катапультных установок и качеством снаряже-
ния. Обеспечение безопасности полетов — задача комплексная.
Она включает в себя ряд Слагаемых: исправность и надеж-
ность (качество конструкции) материальной части, квалификацию
217
и дисциплину обслуживающего персонала, умелую и грамотную
летную эксплуатацию всесторонне подготовленным летным со-
ставом. Недоработка по каждому из этих слагаемых может
послужить предпосылкой к летному происшествию.
На одной из ежегодных конференций специалистов авиа-
космической медицины был проведен анализ летных происше-
ствий, причиной которых были ошибки летчиков. Выясни-
лось, что за период с 1954 по 1981 гг. 70% летных проис-
шествий были связаны с личным фактором, а непосредствен-
но с ошибкой летчика — от 40 до 50%.
В своей книге «Психология и безопасность» М. А. Котик
(Таллинн: Валгус, 1981) приводит материалы международной ста-
тистики, в которой утверждается, что главным виновником не-
счастных случаев является, как правило, не техника, не орга-
низация 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 неко-
торых источниках указывается и более высокий процент ви-
новности человека в несчастных случаях. При этом, вероятно,
исходят из различных критериев виновности человека (ви-
новником может быть и конструктор, создавший несовер-
шенную технику, и механик, плохо выполнивший ее профилак-
тику, 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 тех-
нику, ошибки, допущенные техником и рабочим-изготовителем,
отнести к неисправности самолета, тогда число восемь значи-
тельно 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 мень-
шее число виновных летчиков, но все же достаточно большое,
близкое к 50%.
Учитывая, что в 50% случаев в авариях обвиняют летчи-
ков, вполне естественно их стремление при обнаружении непо-
ладки найти и устранить ее самостоятельно. При этом они, как
правило, теряют драгоценное время, необходимое для благо-
получного покидания самолета. Пытаясь спасти самолет, лет-
218
чики приступают к катапультированию слишком поздно и поги-
бают вместе с самолетом.
Немалую роль в этих потерях играет стрессовое состояние,
в которое попадают летчики на современных высокоманев-
ренных самолетах, насыщенных сложной техникой. Способ-
ствует таким потерям нежелание летчиков прекращать запла-
нированный полет и тем более катапультироваться, так как такие
действия часто рассматриваются как результат недостаточного
профессионализма, слабой подготовки и имеют неблагоприят-
ные последствия не только для молодых, но и даже для высоко-
квалифицированных летчиков.
Давно следовало бы подойти к этому вопросу с позиций,
поощряющих откровенную информацию о всех случаях вынуж-
денного отступления от выполнения задания, и считать, что
если летчик принял решение прекратить выполнение задания или
даже катапультироваться, то это единственно правильное ре-
шение, в противном случае к потере машины прибавится потеря
летчика.
Стресс может оказывать отрицательное влияние на принятие
летчиком правильного решения по управлению самолетом, бор-
товыми системами и контролю за ними. В условиях стресса
увеличивается число совершаемых им ошибок и значительно ус-
ложняется их исправление.
Следует учитывать, что летчик может оказаться в стрес-
совом состоянии даже в результате кратковременного воздей-
ствия перегрузки с большой скоростью нарастания, приводя-
щей к кратковременной потере зрения, а иногда и сознания,
которое возвращается с некоторой потерей времени.
В печати опубликованы материалы об исследованиях лет-
чиков, подвергавшихся стрессовому состоянию, но предотвра-
тивших возможные летные происшествия, по которым были опре-
делены 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 прояв-
ляется 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 предме-
тов, которые при большой скорости движения самолета ощу-
щаются как движущиеся очень медленно, с заторможенной
реакцией на происходящие процессы.
На современном этапе развития истребительной авиации
потери, связанные со стрессовым состоянием, ощущаются осо-
бенно остро. Но в перспективе с учетом применения истреби-
телей 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 эво-
лютивными, длительно действующими перегрузками) и длитель-
ные по времени полеты при барражировании. Специалисты за
рубежом считают, что в дальнейшем такие полеты приведут к
увеличению числа происшествий.
В усложнившихся условиях эксплуатации высокоманев-
ренных самолетов с практически не уменьшающимися поте-
рями летного состава оправдано стремление улучшить качество
катапультных кресел, обеспечить увеличение стойкости летчиков
к переносимости перегрузок и создать средства, обеспечиваю-
щие своевременное применение катапультных кресел в виде сиг-
нализатора критической высоты самолета по возможностям
катапультного кресла.
Сигнализация имеет первостепенное значение, так как ее на-
дежное функционирование помогает экипажу принять свое-
временное решение на катапультирование.
Отделение фирмы «Линг-Темпо-Воут» заключило контракт сто-
имостью 190 тыс. долл, на разработку системы индикации бе-
зопасного катапультирования. Система предназначена для помо-
щи летчику в оценке ситуации при покидании самолета и обес-
печения безопасного катапультирования. Система работает на ос-
нове микрокомпьютера, который по алгоритмам вычисляет такие
входные (управляющие) параметры, как скорость и высота. Си-
стема оценивает безопасность покидания самолета в каждый мо-
мент времени и представляет летчику информацию на инди-
катор лобового стекла (ИЛС) или на индикатор на приборной
доске.
Работа по контракту состоит из четырех этапов. Первый этап
предусматривает проведение исследовательской и опытно-кон-
структорской разработки системы. После успешного окончания
всех этапов в течение двух лет будут проводиться демонстра-
ционные летные испытания. Считается, что в случае успеха систе-
ма 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 неисправ-
ности инициируются на табло сигнализатора отказов и сопро-
вождаются голосовым сигналом в наушниках летчику.
На некоторых отечественных самолетах имеется сигнализа-
ция об опасной близости земли, которая тоже повышает
безопасность полетов. Эта автоматическая система предупрежде-
ния экипажа не требует дополнительного его внимания. Она
состоит из вычислителя и двух мигающих красных ламп с над-
писью «На себя», расположенных на приборных досках. Полу-
чая информацию от различных самолетных систем (радио-
220
высотомера, системы воздушных сигналов СВС, приемника систе-
мы посадки и т.п.), система сигнализации о близости земли
выдает звуковой и световой сигналы, когда действует один или
несколько следующих факторов: чрезмерная вертикальная ско-
рость сближения с землей; отрицательная вертикальная ско-
рость после взлета или прерванный заход на посадку с не-
правильным 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 аппара-
туру, можно после некоторой доработки дать летчику допол-
нительный предупреждающий сигнал о критическом положении
самолета исходя из возможностей катапультного кресла, спо-
собствующий 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, пере-
грузки, маневренность и усложнились условия применения
на малых высотах, поставила перед создателями средств ава-
рийного покидания весьма сложные проблемы, решение которых
улучшило характеристики новых катапультных кресел. Резуль-
таты этих улучшений прослеживаются по характеристикам кресел
(см. табл. 4.8). Однако достижения в этой области уже не удов-
летворяют потребности современных самолетов и, тем более, ис-
требителей 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 за-
поздалого решения по модернизации своих кресел.
Американские самолетные фирмы «Стенсел», «Дуглас», «Грум-
ман» 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 совершенство-
вание кресла Мк.10. В результате с большим опозданием поя-
вилось кресло Мк.12, удовлетворяющее требованию по спасению
с высоты 60 м из перевернутого положения самолета.
Система определения скорости кресла Мк.12 стала способна
функционировать в трех режимах — на малой скорости и ма-
лой высоте, на большой скорости и малой высоте и на любой
скорости на большой высоте. В качестве повышения надеж-
ности работы системы принята одна из следующих предосто-
рожностей: 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 ре-
жиме. 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 пара-
шют диаметром 1,7 м вводится для того, чтобы стабилизировать
и тормозить кресло перед тем, как введется спасательный пара-
шют. Если катапультирование происходит на большой высоте, тор-
мозной парашют диаметром 1,7 м вводится через 0,3 с, и кресло
вместе с летчиком совершают стабилизированный спуск до вы-
соты 5000 м. На этой высоте автоматически вводится спасательный
парашют. В начале катапультирования включается система запас-
ного кислорода, находящегося в кресле, которая обеспечивает
летчика до ввода спасательного парашюта и отделения
кресла.
Из публикуемых материалов видно, что новые системы крес-
ла Мк.12 обеспечивают лучшую работу, чем кресла Мк.10,
даже в режиме больших скоростей, так как спасательный пара-
шют вводится через 1 с после начала катапультирования, а не
через 1,5 с, как у Мк.10.
Кресло Мк.12 выполнено так, что оно взаимозаменяемо с
креслом Мк.10. Для этого все новые устройства вмонтированы в
кресло Мк.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 катапуль-
тирования трубки механически выдвигаются сразу после сброса
фонаря и измеряют скорость воздушного потока до того, как
кресло отделится от самолета. Такой метод замера скорости са-
молета 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 катапультирова-
ния. В качестве дополнительной меры предосторожности селектор
включает в себя измеритель величины торможения, который реа-
гирует на показатели, регистрирующие величину замедления,
производимую потоком воздуха, действуя на площадь кресла после
отделения от катапульты. Измеритель величины торможения мо-
жет превалировать в выборе порядка работы системы, если
скорость воздушного потока более 550 км/ч.
На кресле применен новый парашют AIM (Automatic In-
flation Modulation) с двойной пористой структурой, имеющий
регулятор автоматического надувания, поэтому он может быть
раскрыт на значительно большей скорости без риска быть слиш-
ком нагруженным.
223
Однако пока фирма «Мартин-Бейкер» решалась на замену
однорежимного кресла на многорежимное, фирма «Стенсел»
нашла пути для создания однорежимного кресла, которое удовлет-
воряло 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 современ-
ных катапультных кресел. Исследования велись с учетом суще-
ствовавшего 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 катапуль-
тировании для уменьшения вероятности получения травм
летчиками;
улучшение характеристик катапультных кресел за счет усо-
вершенствования системы программирования по времени операций
процесса катапультирования;
обеспечение правильной траектории при катапультировании
из двухместного самолета с тандемным расположением и установ-
ленных рядом кресел для уменьшения возможности их столкно-
вения в воздухе при сокращенном интервале времени между
уходом кресел из кабин.
В соответствии с этим предусматривались:
разработка и испытания установленных на кресле склады-
вающихся килей для увеличения устойчивости по рысканию;
оценочные испытания на различных скоростях ввода парашю-
та AIM с автоматической системой раскрытия, установленного
на катапультном кресле;
проектирование и демонстрация улучшенной системы обеспече-
ния правильной траектории кресел при катапультировании из
двухместного самолета;
проектирование, разработка и изготовление опытного програм-
мируемого микропроцессорного блока для катапультного кресла
с целью оптимизации последовательности действий при катапуль-
тировании в экстремальных условиях.
Программируемый блок разрабатывался и испытывался на
воздействие окружающей среды в соответствии с требованиями
ВМС.
В рамках программы S R были проведены испытания модели
кресла SJU-8/A фирмы «Стенсел» в аэродинамической трубе
(АДТ). Целью испытаний была оценка влияния килей с различ-
ной площадью (рис. 90) на устойчивость кресла по рысканию.
Результаты получены положительные.
Кресло без килей было статически неустойчивым при всех усло-
224
Рис. 90. Применение килей на катапультных креслах для обеспечения устойчи-
вости при рыскании:
а — кили большой и малой площади; б — зависимость коэффициента момента рыскания от угла
рыскания для модели кресла с килями малой площади; в, г — сравнение устойчивости кресел
без килей и с килями малой площади (0кр=15°, М=0,75); 1 — исходное кресло без килей;
2, 3 — кресло с килями, углы установки 75, 80, 60° соответственно; о, Д-, * — данные экспериментов
виях проведения испытаний в АДТ. Кресло с килями становилось
аэродинамически устойчивым.
Второй частью исследований по программе S2R была разра-
ботка двух опытных, полностью дублированных программируемых
блоков с размерами 228X127x51 мм каждый и двух приборов
для оценки их работы. Программируемый блок связан с помощью
переходного устройства с системой датчиков полного и статичес-
кого давления, установленных на катапультном кресле. Програм-
ма для микропроцессора составлена с учетом летных характерис-
тик самолета и парашюта и позволяет получить оптимальные по
времени команды для срабатывания отдельных систем кресла.
По результатам исследований сделано заключение, что уста-
новкой стабилизаторов достигнута достаточная устойчивость для
получения правильной траектории.
Ряд технических усовершенствований, полученных по про-
грамме S2R, фирма «Стенсел» применила на разработанном ею
полностью автоматизированном катапультном кресле S4S
(рис. 91). Программа кресла S4S явилась результатом проводив-
шихся исследований, включавших данные большого числа испыта-
8-683
225
Рис. 91. Катапультное кресло S4S фирмы «Стенсел» (США)
ний натурных систем, установленных на катапультных
креслах, и 19 катапультирований с человеком. Фирма «Стенсел»
поставила целью создать, применяя современную технологию,
кресло с максимальной вероятностью успешного катапультирова-
ния с самолетов, которые будут эксплуатироваться до 1995 г.
Разработка велась с учетом обеспечения простой конструкции
небольших размеров и массы, низкой стоимости и хорошей ремон-
топригодности. Высокая надежность кресла достигнута за счет
резервирования его основных систем. Благодаря применению ав-
томатической 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 ос-
новной парашют сразу после того, как скорость полета кресла ста-
новится 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 приве-
дены в соответствие с физическими пределами человека.
Конструкции кресла S4S и отдельные его системы (СМ, ра-
кетные ускорители, РДТТ ориентированной по скоростному напору
226
системы раскрытия основного парашюта, система DART и аварий-
ная кислородная система) остались такими же, как и на выпуска-
ющихся ранее катапультных креслах фирмы «Стенсел».
Характеристики кресла S4S при катапультировании на ма-
лых высотах значительно превосходят требования стандарта
MIL-S-9479 ВВС США (табл. 5.1)
Таблица 5.1.
Пространственное положение самолета,0		V, км/ч	Минимальная высота катапультирования, м	
0	Y		S4S	требование MIL-S-9479
0	60	222	0	0
0	180	277	44,2	61,0
0	0 (снижение со скоростью 50,8 м/с		277	39,6	91,5
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
Ниже приведены преимущества кресла S4S по сравнению с
существующими креслами:
V, км/ч ...	0...460	460...830	Свыше 830
Преиму- __ Значитель- Меньшая требуемая высота катапуль-
щества ных различий нет тирования; меньший динамический удар
при раскрытии основного парашюта;
уменьшение вероятности получения
травм при боковых перегрузках.
Масса полностью автоматизированного кресла S4S состав-
ляет 66 кг. Конструкция кресла S4S состоит из четырех фрезеро-
ванных 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 — перего-
родка.
Верхняя поперечная балка кресла крепится к приводу регу-
лировки кресла по высоте и внешним звеньям двух телескопи-
ческих СМ, что уменьшает нагрузку на чашку кресла при ката-
пультировании и вертикальные нагрузки при аварии; к этой же
балке крепятся кили кресла. Нижняя поперечная балка восприни-
мает 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 ката-
227
пультировании. Аналогичные подушки, установленные на спин-
ке и заголовнике кресла, фиксируют поясную часть туловища
летчика и ослабляют ударные нагрузки на голову при ава-
риях.
3 зависимости от установки кресла на самолете угол ката-
пультирования может достигнуть 35°. Угол между плоскостью ка-
тапультирования и спинкой кресла составляет 4°.
На кресле установлены два телескопических СМ с одним пи-
ропатроном. Внешние звенья телескопических СМ имеют два
выступа: передний крепится к креслу, а задний при катапультиро-
вании до выхода кресла из кабины скользит по направляющим
башмакам, установленным на шпангоуте кабины. Механизм созда-
ет максимальную перегрузку 15g при скорости нарастания менее
200 ед/с. Для безопасных траекторий при одновременном ката-
пультировании двух или четырех кресел на них установлены
РДТТ, воспламеняющиеся одновременно с ракетными ускорителя-
ми. 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 катапультирова-
{	нии на высоте более 4270м и скорости более 550 км/ч вначале вво-
I,	дится тормозной парашют, затем при достижении высоты 4270 м
и скорости 550 км/ч автоматически вводится основной парашют.
3	На высотах менее 4270 м и скорости менее 550 км/ч тормозной и
«	основной парашюты вводятся последовательно сразу после отде-
ления катапультного кресла от самолета.
I	Вместо механизма временной задержки и баростата на кресле
S4S установлены дублированные датчики непрерывного изме-
рения скорости и высоты полета и электронное дублированное
программное устройство для выполнения операций при катапуль-
।	тировании. Приемники давления установлены у контейнера с ос-
!	новным парашютом.
।	Программное устройство обеспечивает безопасный с точки
1|	зрения физических ограничений ввод основного парашюта. Оно
состоит из трех сильфонов (два — для измерения динами-
ческого и один — статического давления), электронного блока
и выключателей. Сильфоны настроены на динамическое давле-
ние при скорости 550 км/ч и статическое давление на высо-
те 4270 м. При понижении давления до величин, соответ-
ствующих указанным скорости и высоте, сильфоны замыкают
контакты и приводят в действие парашютную систему. На рис. 92
показана схема соединения приемников давления с програм-
мными устройствами, а на рис. 93 — схема передачи сигналов
от приемников давления через программные устройства к испол-
нительным пиромеханизмам ввода стабилизирующего и основ-
ного парашютов. Программные устройства питаются от термо-
батареи напряжением 10...30 В, обеспечивающим при сопро-
228
1
Рис. 92. Схема соединения приемников
статического и динамического давления
с программными устройствами:
/ — приемник статического давления; 2 — при-
емннк динамического давления; 3 — сильфон
статического давления; 4 — сильфов динамичес-
кого давления; 5 — программное устройство
Рис. 93. Схема передачи сигналов от
приемников давления через програм-
мные устройства к исполнительным
пиромеханизмам ввода стабилизирую-
щего и основного парашютов:
тивлении проводника более
1 Ом минимальную силу то-
ка 1 А.
На кресле был установлен и
испытан при скоростях от нуля
до 1110 км/ч парашют AIM с
автоматической системой рас-
крытия, изготовленной фирмой
«Ирвин Индастри оф Кэнада».
На рис. 94 показана последовательность этапов катапуль-
тирования 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»
/ — от приемников давления, установленных с
левой стороны кресла; 2— от приемников давле-
ния, установленных с правой стороны кресла;
3—правое программное устройство; 4— левое
программное устройство; 5 — подвод пороховых
газов от пиропатрона левого СМ; 6 — подвод
пороховых газов от пиропатрона правого СМ;
7 — трубки TLX (в системе всего восемь
трубок); 8 — пироустройство ввода стабилизи-
рующего парашюта; 9 — гильотинное устройство
для перерезания привязной системы и отделения
летчика от кресла; 10—пироустройство ввода
основого парашюта; 11 —механическое запальное
устройство трубок TLX; 12 — механическое звено;
13 — ручка аварийного катапультирования
были проведены испытания с одновременным катапультирова-
нием установленных рядом дцух кресел S4S на скорости 550 км/ч
и высоте ноль метров (на уровне земли). Работа систем кресла
229
Рис. 94. Последовательность этапов катапультирования летчика с креслом S4S
(/ — фал системы DART):
1 — обеспечение статической устойчивости кресла, измерение скорости и высота полета, отделе-
ние стабилизирующего парашюта; 2 — ввод основного парашюта (0,4 с); 3 — отделение летчика
от кресла (0,89 с); 4 — снижение на парашюте (2 с); 5 — вытягивание зарифованного основного
парашюта (0,98 с); 6 — ввод основного парашюта (1,2 с); 7 — снижение на парашюте (2,4 с)
и расхождение траекторий подтвердили его работоспособ-
ность и возможности одновременного катапультирования.
Совместное одновременное катапультирование выполнено и
с креслом ACES -II, установленным на новом серийном страте-
230
Рис. 95. Траектории катапультирований членов экипажа бомбардировщика В-1В
при катапультировании на стоянке
гическом бомбардировщике В-1В фирмы «Рокуэлл». На рис. 95
иллюстрируется схема катапультирования из самолета В-1В на
стоянке. Имеются сообщения об успешном применении этой систе-
мы на малых высотах.
По оценке некоторых зарубежных специалистов новое
кресло S4S фирмы «Стенсел» превосходит по своим техни-
ческим характеристикам кресло ACES-II и является в настоя-
щее 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 учеб-
но-тренировочных самолетов (УТС): Мк. 11 и Мк.15 (рис. 96).
Они обеспечивают спасение летчика на земле при скоростях
около ПО км/ч и при индикаторных скоростях до 740 и 650 км/ч
соответственно на высотах до 12 000 м. Кресло Мк.15 (см.
рис. 96, б) допускает катапультирование через фонарь. Масса
кресел 40 кг. Процесс катапультирования мало отличается от про-
цесса катапультирования существующих кресел.
На креслах применены парашюты GQ фирмы «Аэроко-
никал». На них отсутствуют ракетные ускорители и установле-
ны заголовники уменьшенных размеров для лучшего обзора
из задней кабины при расположении кресел «тандем».
Ожидается также, что в период до 1995 г. будут выпол-
231
Рис. 96. Катапультные кресла Mk.ll (а) и Мк. 15 (б) фирмы «Мартин-Бейкер»
няться 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 катапульт-
ных кресел.
Кресло NACES получило индекс Мк.14 и является логи-
ческим развитием кресла Мк.12. Оно также будет иметь элек-
тронное программное устройство, управляющее режимом работы
систем кресла и устанавливающее различное время задержки
ввода основного парашюта, т.е. кресло по своим возмож-
ностям будет близко к поколению кресел ACES-II, S-III-S-3
и Mk.12, эксплуатируемых в настоящее время.
Трудно предположить, что кресло Мк.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 наиболь-
ший процент спасшихся за все годы эксплуатации ката-
пультных кресел. Следует также учитывать, что уже несколь-
ко лет фирма «Грумман», а также фирмы «Стенсел» и «Дуглас»
работают над дальнейшим совершенствованием своих кресел, ос-
нащая их микропроцессорными системами, способными обес-
печить управление величиной и направлением вектора тяги дви-
гателя. Эти кресла позволяют еще снизить необходимую высоту
232
для спасения из перевернутого положения или из снижаю-
щегося самолета, находящегося в неблагоприятных условиях:
крен, тангаж, вращение и др.
Фирме «Мартин-Бейкер» пока остается наверстывать упу-
щенное. Она включилась в объявленный ВМС США конкурс для
американских и иностранных фирм-изготовителей кресел на созда-
ние единого усовершенствованного кресла нового поколения (об-
щего, единого катапультного кресла ВМС).
В конструкции кресла Мк.14 максимально использованы ком-
позиционные материалы, из которых изготовлены ручки и бо-
ковые ограничители разброса ног, спинка кресла изготовлена
из кевлара, чашка — из алюминиевого сплава. На кресле уста-
новлен двухтрубный телескопический СМ, который легче трех-
трубного и имеет такие же характеристики. Основной парашют
располагается в заголовнике, который на 10% меньше и уже,
чем заголовники предшествующих кресел, низкая спинка и доста-
точная свобода движений верхней части тела обеспечивают
летчику хороший обзор задней полусферы.
На рис. 97 изображена компоновочная схема катапульт-
ного кресла Mk.I4. Автоматическая система фиксации рук сраба-
тывает во время движения кресла по направляющим. В случае
отказа автоматического открытия системы фиксации летчика к
креслу можно произвести отсоединение вручную.
На кресле Мк.14 впервые установлена полностью электрон-
ная система управления подсистемами кресла. Установленное
программное устройство на микропроцессорах обеспечивает в
зависимости от скорости и высоты полета выбор соответствую-
щего режима катапультирования и последовательности сраба-
тывания 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 предпола-
гает, что кресло Мк.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 ката-
пультировании на большой высоте.
На рис. 99 представлена диаграмма, имитирующая пред-
полагаемые возможности кресла Мк.14 при катапультировании
у земли, а на рис. 100 — области применения режимов ката-
пультирования.
Следует отметить, что фирма «Мартин-Бейкер», стремясь со-
хранить свое главенствующее положение в создании ката-
пультных кресел, не только совершенствовала характеристики
существующих кресел, но и разрабатывала кресло, способ-
ное повысить переносимости больших, длительно действующих
эволютивных перегрузок. Фирма предполагала провести установку
233
TJ
x
P„. 98.
1 - вытягивание ручки катапультировании, нрннуд	обатареи срабатывание СМ. г
включение аварийном кислородной системы, ера
Ллтываняе системы фиксации ног, отсоединение
объединенного разъема бортовых систем само-
лета срабатывание пушки ввода стабилизирующ
™ пиаита, выдвижение в воздушный поток
приемников статического и динамического дав
^е^м/КчГСЛ:-(оО₽соедЖеИ ” S
креплении ’стабилизирующего парашюта кдеслу,
стабилизированный спуск кресла *5 — отсоед н
^0 TcJS-' Р^т"ХаНо~
1 парашюта,Отсоединение привязкой системы кр
I ела и систем фиксации рук и ног (связь кресла
/ с летчиком осуществляется с помощью пру-
жинных зажимов); 6 - сброс чехла и раскрытие
основного парашюта, отсоединение кресла вклю-
чение аварийного радиомаяка, вытягивание НАЗа,
7_________управляемый спуск на парашюте
Рис. 99. Диаграмма возможностей кресла Мк.14 при катапуль-
Н'М
5000
W00
5000
тировании у земли
2000
Режим 1
(0,55)
Режим 2
(0,9)
Режим 5
(1,2)
1000
_________I-----1------L1____I___1_1_____I______I
О 200 W0 600 в00 1000 vi,km/<4
Рис. 100. Области применения режимов катапультирования
кресла Мк.14 (в скобках — время задержки в сек. до начала
ввода парашютной системы):
/ — иа малых высотах; II — на средних высотах; III — на больших
высотах
236
кресла под углом 25...30°, считая этот угол наиболее прием-
лемым для переносимости перегрузок, не подвергая кресло и каби-
ну существенным переделкам. Предлагаемый самолетными фир-
мами угол установки, равный 65°, по мнению фирмы, мог соз-
дать много проблем, в частности затруднения в считыва-
ниях показаний приборов и ухудшение обзора в задней полу-
сфере. Такое однозначное решение было преждевременным, оно,
так же как и решение по однорежимному креслу, не удов-
летворило самолетные фирмы.
Осознав, что решение этой проблемы остается открытым,
фирма «Мартин-Бейкер» предложила установить на перспек-
тивном истребителе ATF ВВС США шарнирно-сочлененное ка-
тапультное кресло, разрабатываемое этой фирмой на основе
кресла Мк.14. Фирма изготовила макет такого кресла для испы-
таний на центрифуге, предполагая в рабочем варианте его массу
порядка 90 кг.
По мнению фирмы «Мартин-Бейкер» она способна разрабо-
тать такое кресло в короткие сроки, поскольку имеется воз-
можность использовать опыт, накопленный в 1970-х гг. Иссле-
дования катапультного кресла с системой отклонения спинки, про-
веденные 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 разра-
ботана концепция нового шарнирно-сочлененного кресла с уг-
лом наклона его спинки 65°. Однако в этом положении лет-
чику довольно трудно пилотировать самолет, считывать показа-
ния приборов в кабине, а также и производить, в случае необ-
ходимости, катапультирование. Последние усовершенствования в
области системы индикации не изменили этого положения к
лучшему.
Шарнирно-сочлененное кресло, названное Mk.l4L, имеет изме-
няемые положения чашки и спинки, которые с помощью электро-
мотора могут устанавливаться таким образом, чтобы обеспечить
наклонное расположение тела летчика. При горизонтальном по-
лете без перегрузок летчик сидит в обычной позе, но как
только электронные датчики получают сигнал о возникнове-
нии больших перегрузок, кресло с летчиком отклоняется до угла
спинки 65°.
Перед катапультированием чашка и спинка кресла устанав-
ливаются за 0,9 с в первоначальное положение, обеспечиваю-
щее 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-III-S-3, ACES-II и Мк.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 по-
кидания.
Стреляющий механизм и ускоритель кресла работают на ре-
жимах, вызывающих предельно допустимые нагрузки на человека.
Это происходит даже в тех случаях, когда в этом нет необ-
ходимости, например при катапультировании на средних ско-
ростях при достаточном запасе высоты.
Ранее уже отмечалась необходимость создания нового поко-
ления катапультных кресел, принципиально отличающихся от соз-
дававшихся 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 Мк.14, которые должны
поступить на вооружение в начале 90-х гг.
Относительно высокое число (89%) благополучных ката-
пультирований на трехрежимных креслах ACES-II, примене-
ние четырехрежимного кресла S-III-S-3 и кресла Мк.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 активизи-
ровать свои поиски новых конструкторских решений по совер-
шенствованию средств спасения. Был создан ряд программ.
Новые программы ставили своей целью создание кресла, ко-
торое в зависимости от начальных условий катапультирова-
ния управляло бы траекторией движений и оптимизировало ха-
рактеристики СМ и ускорителя в целях снижения перегру-
зок, 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 са-
молет 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 «Грум-
ман». Добиваясь дальнейшего совершенствования средств аварий-
ного покидания, она провела исследования модернизированного
кресла S-III-S-3 фирмы «Стенсел» с размещенной на нем систе-
мой управления вектором тяги ускорителя MPES (Maximum
Performance Escape System), обеспечивающей максимальные ха-
рактеристики катапультирования. Это позволило фирме начать
принципиально новые разработки для решения вопроса по ката-
пультированию 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 ниж-
ней части кресла сферического ракетного двигателя, управля-
емого системой микроволновых антенн с сервоприводами. В за-
головнике кресла установлены четыре антенны, которые измеряют
излучение земли как абсолютно черного тела с температурой
290 К и излучение неба как абсолютно холодного тела с темпе-
ратурой 15 К. Три антенны из четырех ориентированы гори-
зонтально через 120° и определяют положение кресла по тан-
гажу 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 последова-
тельно измеряет разницу в микроволновом излучении «теп-
лой» земли и «холодного» неба. При отклонении верхней антенны
от ее обычно направленного в зенит положения вырабатыва-
ются сигналы рассогласования, которые после отработки подаются
на следящие системы с управлением по тангажу и крену для уп-
равления карданно подвешенным ракетным двигателем.
Положительным фактором настоящего устройства являются
его полная автономность, независимость от бортового радио-
электронного 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 радио-
электронного оборудования. Автономность обладает рядом пре-
имуществ, однако сложность в отработке и отсутствие опыта
работы с антенной такого типа заставляет вести дальнейшие
исследования и накопление опыта по обеспечению ее надеж-
ной работы. Поиски новых путей для решения подобной проб-
лемы продолжаются.
При приведении в действие системы управления ката-
239
пультированием 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. Терми-
ческая батарея включается в работу медленнее и служит резерв-
ным 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 расстоя-
ние, включает пиропатрон, от которого срабатывает маршевый
ракетный двигатель.
Разблокировка карданно подвешенного двигателя происхо-
дит только в том случае, когда микропроцессор получает от ан-
тенн сигналы определенного диапазона (пригодные для управле-
ния ракетным двигателем). В случае, если сигналы, поступаю-
щие от антенн, в силу какой-либо неисправности не соот-
ветствуют установленному диапазону, ракетный двигатель остает-
ся 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-П фирмы
«Дуглас Аэркрафт» (США).
Ввод этого кресла в эксплуатацию приостановил ежегодный
рост неблагополучных исходов катапультирований, рекордно сни-
зив процент потерь летного состава. Поэтому кресло ACES-II
было принято как объект для дооборудования системами управ-
ления вектором по направлению и величине тяги, способными по-
высить разрешающие возможности спасения при аварийном поки-
дании 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 исполь-
зовался принцип, отличный от примененного фирмой «Грумман».
С этой целью фирма «Сайнтифик Системе» (SSI) провела
исследования установленной на кресле электронной системы уп-
равления 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 катапульт-
240
I
Рис. 101. Схема катапультного кресла CREST:
/ — привязная система кресла с одним замком; 2 — объединенный разъем, 3 — конструкция
кресла из композиционных материалов, оснащенная боковыми панелями и обеспечивающая
защиту летчика от травм; 4 — сетка для предотвращения разброса рук; 5 — выдвижной обте-
катель для торможения воздушного потока; 6 — приемники давления; 7—реактивные двигатели
системы газодинамического управления по трем осям; 8—емкости с реактивным топливом;
9 — дВа сопла ракетных ускорителей с системой управления вектором тяги; 10 — выдвижные
панели для предотвращения разброса ног
ным креслом, по мнению исполнителей, вполне разрешима,
а будучи целиком смонтированной на кресле, такая система при
необходимости способна функционировать независимо от самолет-
ных систем и комплексов. Применяемая элементная база соот-
ветствует современному уровню развития электроники. Уже имею-
щиеся легкие и малогабаритные датчики и вычислители делают,
по мнению изготовителей, предложенную схему системы управле-
ния вполне реальной.
В мае 1984 г. фирма «Дуглас Аэркрафт», филиал фирмы
«Макдоннелл-Дуглас-Боинг Миллитари Аэркрафт», заключила
контракт на разработку и демонстрацию новой технологии спасе-
ния экипажа CREST (рис. 101, а).
Фирма «Боинг» предполагает использовать на кресле CREST
стреляющий механизм с одним или двумя пирозарядами и авто-
матической системой отвода излишка пороховых газов (для регу-
лирования тяги) в зависимости от массы летчика и перегрузки,
действующей на самолет, с целью получения стабильных харак-
теристик процесса катапультирования. Работа этой системы была
продемонстрирована в 1985 г.
241
Каждый из двух ракетных ускорителей, установленных в ниж-
ней части кресла, будет иметь свои системы управления тягой
и общую топливную систему с регулируемым расходом. За
спинкой кресла CREST будут установлены семь баков с ракет-
ным топливом, соединенных между собой трубопроводами
(рис. 101, б); запуск ракетных ускорителей может быть осу-
ществлен последовательно или параллельно.
Управление траекторией полета и стабилизация кресла будут
осуществляться с помощью четырех небольших управляющих
РДТТ, три из которых установлены в верхней части заголов-
ника (направление тяги двух РДТТ перпендикулярно вертикаль-
ной оси кресла, а одного — параллельно), а один — под креслом.
Эти РДТТ будут работать только с полной тягой, однако пре-
дусмотрено их индивидуальное включение.
Центральный вычислитель с помощью усовершенствованных
датчиков обеспечит с учетом пространственного положения само-
лета, внешних условий и массы летчика требуемый режим ката-
пультирования и оптимальную траекторию полета кресел. В слу-
чае, покидания самолета при «благоприятных» полетных условиях
(например, при небольшой скорости на достаточной высоте) по
команде от вычислителя будет снижена тяга ракетных уско-
рителей, что уменьшит начальную перегрузку и вероятность
получения травм летчиком при катапультировании. Кроме того,
тяга ракетных ускорителей может быть уменьшена в случае ка-
тапультирования при высокой температуре окружающей среды,
когда повышение температуры пиропатрона и реактивного топлива
может привести к возникновению перегрузок, превосходящих допу-
стимый уровень.
Для управления траекторией полета на кресле CREST будут
установлены акселерометры, которые в настоящее время приме-
няются на управляемых ракетах (УР); кроме того, на кресле
будут установлены датчики скорости и высоты полета, инфор-
мация от которых будет передаваться центральному вы-
числителю.
Для защиты от набегающего воздушного потока и фик-
сации тела летчика на кресле CREST предполагается исполь-
зовать выдвижной тканевый обтекатель, для предотвращения
разброса рук — сетку, разброса ног — выдвижные панели и рем-
ни (см. рис. 101, б).
Таким образом, основной упор в этой программе делается
на адаптивность в следующем:
способности самостоятельно и практически мгновенно опреде-
лять аварийную обстановку, используя данные датчиков, встроен-
ных в кресло или самолет;
автоматически оценивать и устанавливать требуемую тягу ра-
кетных двигателей кресла, продолжительность их работы и направ-
ления вектора тяги с использованием цифрового электрон-
242
ного оборудования управления полетом для стабилизации дви-
жения кресла и управления его траекторией;
регулировать работы системы притяга и защиты от встреч-
ного потока воздуха с учетом расширенного диапазона режимов
и способности изменять параметры системы управления ката-
пультированием применительно к экстремальным условиям (низ-
кая скорость, малая высота, неблагоприятное положение в про-
странстве), чтобы обеспечить переносимость больших пере-
грузок в виде компромисса для повышения шансов на спа-
сение.
Учитывается более простое обслуживание кресла в эксплуа-
тации на самолете и меньшая его стоимость. Повышение спа-
саемости при новой системе основывается на принципиаль-
ном изменении методов, позволяющих решать задачу по ката-
пультированию.
Эти методы заключаются в следующем:
до сих пор управление креслом рассматривалось только для
активного участка катапультирования, т.е. когда система крес-
ло — человек находится вне самолета, на участке работы ракет-
ного ускорителя. В новых условиях система управления свя-
зана с участком движения катапультного кресла в направляю-
щих 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 меха-
низмов и парашютной системы, назначение номинального зна-
чения тяги ракетного ускорителя, выбор или расчет, соот-
ветствующий 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 ускорите-
лями (или ускорителем) обеспечит выполнение нужной траек-
тории;
сразу после включения механизма, совместно с системой
фиксации летчика в кресле должны срабртать устройства для
защиты его от потока (производятся исследования различных
шторок, дефлекторов, надувного воротника, ограничителей для
рук и т.п.).
Стремлением обязательного завоевания превосходства в воз-
духе объясняется планирование многомиллиардных затрат на ис-
следование, проектирование и строительство новых поколений
истребительной авиации.
Уже несколько лет ведутся подготовительные работы по новому
истребителю. ВВС США Предложили американским самолето-
строительным фирмам включиться в конкурсную работу по соз-
243
Данию нового истребителя ATF. В конце февраля 1986 г. ВВС США
были получены технические предложения от семи ведущих авиа-
космических фирм США: «Боинг», «Дженерал Дайнемикс»,
«Грумман», «Локхид», «Макдоннелл-Дуглас», «Нортроп» и «Ро-
куэлл».
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 оцен-
ки 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 пред-
ставителей ВВС, ведущая эту программу, уже имеет ясное пред-
ставление о каждом проекте, но он считает, что реальный са-
молет 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 усовершен-
ствованным бомбардировщиком В-2.
Фирмы, получившие контракты, более трех лет проводят рабо-
ты по этапу демонстрации и оценки, включающие испытания
подсистем, моделирование с человеком и др. В 1991 г. один из
проектов должен быть выбран для полномасштабного проведе-
ния испытаний и серийного производства.
Главными требованиями к проекту ATF являются способ-
ность полета с большой скоростью на малой высоте и обеспе-
чение низкого уровня демаскирующих признаков, или «мало-
заметности». Усовершенствованные электронные системы позволят
истребителям ATF действовать наполовину или полностью авто-
номно, 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 осу-
ществляться 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 ра-
кетные двигатели, регулируемые СМ, систему фиксации и за-
щиты летчика от набегающего воздушного потока, электрон-
244
ное оборудование управления пространственным положением
кресла и т.д.
В дополнение к ранее перечисленным техническим требова-
ниям к креслу добавляется следующее требование: кресло на
90% должно исключать демонтажные операции при работе в ка-
бине, что будет экономить 10 чел/ч по сравнению с тем, когда
демонтаж необходим. Это требование, вероятно, исключит возмож-
ность использования кресла ACES-II, на котором до этого проводи-
лись все работы.
Отдельным пунктом в перечне указана программа технологии
автоматизированной кабины CAT (Cockpit Automation Techno-
logy). Программа направлена на уменьшение рабочей загрузки
экипажа путем оптимальной автоматизации кабины. В тяжелых
условиях полетов с большими перегрузками кресло должно соз-
дать экипажу необходимый комфорт.
Даже частичное внедрение перечисленных мероприятий, не
требующих больших изыскательских работ, способно расширить
возможность по спасению экипажей различных боевых самоле-
тов, а создание систем кресел с управляемым по величине
и направлению вектором тяги двигателей с микропроцессор-
ным управлением позволит еще больше расширить возможности
по спасению экипажей самолетов в усложнившихся условиях ава-
рийного покидания, снизить травматизм и уменьшить число смер-
тельных случаев.
Однако, несмотря на столь широкий фронт работ по совер-
шенствованию 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 ме-
нее 150 м.
Около 12-ти вариантов кресел с разлрйными изменениями ис-
следовано в аэродинамических трубах с измерениями по трем
осям. Варианты изменений предназначены для повышения дина-
мической устойчивости кресел и защиты экипажей от воздей-
ствия воздушного потока.
Другими фирмами-разработчиками катапультных кресел про-
водились исследования устройств, выполнявших одинаковые
функции, но с различными конструктивными решениями. Так на-
пример, фирма «Стенсел» на кресле S4S установила боковые
кили для повышения устойчивости по рысканию; на кресле, вы-
полняемом по программе CI^EST, установлены выдвижные обте-
катели 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 соз-
даются применительно к конкретным летательным аппаратам:
самолетам, планерам, вертолетам, а в последние годы — и к дель-
тапланам. Прежде чем дать путевку в жизнь летательному аппара-
ту, 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 покида-
ние, дают рекомендации, как прыгать.
В реальных условиях возможности средств спасения проверяют
люди редкой и мужественной, но порой и опасной профессии — па-
рашютисты-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 мате-
риалы, разрабатывали технологию производства отдельных узлов
новых парашютов.
Вначале, как правило, новые парашюты «испытывают» с мане-
кенами и только потом прыгают испытатели. Прыжок парашютис-
та-испытателя в отличие от обычного спортивного или тренировоч-
ного прыжка требует большой квалификации, глубоких знаний
конструкции и технологии парашюта. Сам парашютист-испытатель
должен настолько владеть собой, чтобы при самых различных по-
ложениях в воздухе следить за парашютом, анализировать все
происходящее с ним и с парашютом и, если нужно, пойти на извест-
ный риск. Парашютистом-испытателем может быть только мастер
своего дела, безукоризненно знающий технику.
Известный летчик-испытатель Герой Советского Союза гене-
рал Г.А. Седов писал: «Если испытатель идет в полет, как на под-
виг, и считает, что он рискует, то он к испытаниям не готов».
Первые советские парашютисты-испытатели: Гладков, Жуков,
Ровнин, Козуля, Гульник, Зигаев, Лаврентьев, Колосков, Кайта-
нов, 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 вы-
сотах, 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 рас-
крылся купол парашюта. Смельчаком оказался мастер парашют-
ного 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 пара-
шютизма 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 пры-
жок с малой высоты безобиден. Парашютист привык покидать са-
молет с большой высоты, что более удобно и безопасно. При этом
пока падаешь, есть время разобраться в создавшейся ситуации,
предпринять какие-то действия, при необходимости воспользовать-
ся запасным парашютом. На высоте не ощущается скорость само-
лета. Он как бы висит на месте, и земля выглядит с высоты непод-
вижной. На малой же высоте предметы на земле проносятся с ог-
ромной скоростью. Поэтому и с психологической точки зрения пры-
жок с малой высоты труднее. Времени на размышления почти нет,
значит, действия должны быть быстрыми, четкими, доведенными
до автоматизма. Один из прыжков с такбй сверхмалой высоты про-
изводился на воду. От момента покидания самолета до приводне-
ния 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. Мошков-
ского, 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 што-
пор.
Результаты испытаний служили основой для создания ре-
комендаций 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 летчи-
ков. 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, работа-
ют мужчины. Однако случаются и исключения. Заслуженный мас-
тер спорта, судья международной категории, восьмикратная чем-
пионка мира Г.Б. Пясецкая во время Великой Отечественной вой-
ны совершила 221 испытательный прыжок с парашютом. Она про-
водила испытания новых парашютов, десантного военного снаря-
жения, определяла, как лучше крепить различное оружие, радио-
станции, телефоны с проводами, сбрасывать продовольствие и бое-
припасы партизанам. Кром§ 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 со-
здании новых самолетов и планеров рабочие места для членов эки-
пажа располагают таким образом, чтобы в случае необходимости
они смогли быстро и безопасно выпрыгнуть с парашютом.
Испытательные парашютные, а в дальнейшем — и катапульт-
ные прыжки, как правило, сопровождаются киносъемкой для по-
следующего детального разбора и изучения каждого момента эта-
па 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 са-
молетов значительно усложнились и условия покидания их экипа-
жем. Например, длина кабины самолета Ан-22 «Антей» 33 м, а ши-
рина — 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. Кон-
структоры это предусмотрели и сделали туннельный колодец прямо
из пилотской кабины вниз, под фюзеляж самолета. Кабина экипа-
жа на этом огромном самолете размещается на втором этаже.
«Опрыгивание» «Антея» показало, что через туннель можно поки-
нуть самолет даже быстрее, чем традиционным способом.
Первым «Антей» «спрыгивал» известный парашютист Е. Н. Анд-
реев. Впоследствии он же «опрыгивал» и транспортный само-
лет Ил-76. Е.Н. Андреев и П.И. Долгов — единственные в мире па-
рашютисты, которые прыгали с высоты 25,5 км. Если при обычных
прыжках парашют вводится в действие через 1 ...5 с, то в этом небы-
валом прыжке парашют раскрылся с задержкой в 300 с после отде-
ления от аэростата. В числе первых испытателей Е. Н. Андреев
прыгал из реактивных самолетов, еще не оборудованных ката-
пультными установками.
5.3. ИСПЫТАНИЯ КАТАПУЛЬТНЫХ КРЕСЕЛ
С наступлением эры принудительного покидания лучшие пара-
шютисты-испытатели вложили в создание первых отечественных
катапультных кресел много труда. Но всегда их работе предшест-
вовал большой объем всевозможных проверок как наземных, так и
летных.
В дополнение к ранее описанным проверкам, проведенным при
создании первого катапультного кресла, приведем перечень прове-
248
рок, которым подвергается каждое новое кресло, и, в частности,
подвергалось кресло КМ-1.
Испытания проводились:
на натурном аэродинамическом стенде, где оценивалась на-
дежность 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 испытате-
лей, где оценивалась прочность подвесной системы и узлов ее
крепления, определялась степень распределения нагрузки на лет-
чика от ремней подвесной системы на больших скоростях;
отстрелами на большой вертикальной катапульте (БВК), где
определялась величина перегрузок и их переносимость при различ-
ных температурах, работоспособность системы фиксации ног, рук и
корпуса;
проверкой отдельных систем кресла в летных испытаниях пу-
тем сброса с вертолета и транспортных самолетов для определе-
ния величины теряемой высоты при катапультировании на различ-
ных скоростях, проверкой ввода парашюта по штатной схеме и ав-
тономно, отстрелом штанги и вводом стабилизирующего пара-
шюта;
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 работоспо-
собности 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. Кондрашов на опыт-
ном катапультном кресле. В 1948 г. на сборах инструкторов-пара-
шютистов им объяснили принципы процесса катапультирования.
Объяснения давал Р.А. Стасевич — в то время руководитель отде-
ла катапультных установок в ОКБ А.С. Яковлева. В конце сборов
летчик-испытатель М.Л. Галлай на двухместном реактивном само-
лете МиГ-9 продемонстрировал катапультирование манекена. На
высоте 1000 м он катапультировал из второй кабины манекен мас-
сой 80 кг (вместе с креслом).
Вскоре несколько самолетов Ту-2 были оборудованы катапульт-
ными 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 само-
лет МиГ-9 УТИ на скорости 764 км/ч.
Армейские инструкторы-парашютисты, обучая строевых летчи-
ков, сами катапультировались по несколько раз. Испытатель-пара-
шютист Н. Никитин совершил на таких показах более 70 катапуль-
тирований.
В конце 1950-х гг. в нашей стране работало не так уж много ис-
пытателей катапультных кресел: Г.А. Кондрашов, 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 катапульти-
рования, 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 бес-
предельно смелых людей, которые ценой своей жизни борются за
жизнь летчиков и бесстрашными прыжками доказывают, экспери-
ментируют, утверждают и дают путевку в жизнь новому летатель-
ному аппарату. Неизвестно, придется ли летчику вообще когда-
нибудь воспользоваться парашютом, а у парашютиста-испытате-
ля — 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, ис-
пытатель 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 ко-
варная сила, словно жесткой подушкой, безжалостно била в лицо,
сжимала грудь. Но человек сопротивлялся. Через две секунды
поток ослабевал, а раскрывшиеся привязные ремни освобожда-
ли испытателя от кресла.
Падение стало привычным. Небольшая задержка, и рука с си-
лой выдергивает вытяжное кольцо.
Еще не ослабевшее он напряжения тело не почувствовало
динамического удара раскрывшегося парашюта. Снижение на бе-
лом куполе показалось мучительно долгим, словно земля отхо-
дила 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 Гарнае-
ве — испытателе самолетов и самолетных катапульт, который
первым катапультировался на скорости 900 км/ч. Первым ката-
пультировался в скафандре на больших высотах. Первым поки-
нул 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 исто-
рии отечественной авиации на сверхзвуковой скорости ката-
пультировался Е. Н. Андреев.
Конечно, до первого прыжка или первого катапультирова-
ния летчика, как правило, проходят испытания с манекеном, од-
нако 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 «Заслу-
женный парашютист-испытатель СССР». В числе первых это зва-
ние 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 награ-
ды 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 грани-
цей за золото, а люди у нас всегда найдутся, не те, так другие».
Сейчас времена другие, как бы ни был дорог самолет, а че-
ловек бесценен. При этом следует учитывать и то, что сов-
ременная техника столь сложна, что на обучение летчика затра-
чивается много времени, и в военное время быстрое пополне-
ние обученным летным составом становится проблемой, значи-
тельно более сложной, чем пополнить армию материальной ча-
стью. Завоевание превосходства в воздухе требует высококвали-
фицированного летного состава не менее, чем высококачествен-
ной техники. Отсюда и повышенное внимание к спасательной тех-
нике. Несовершенство средств аварийного покидания, приводя-
щее к недостаточно эффективной их работе, может отражаться в
конечном итоге и на завоевании превосходства в воздухе.
Например, с начала эксплуатации катапультных кресел фир-
мы «Мартин-Бейкер» на различных самолетах многих стран к на-
чалу 1980-х гг. ими воспользовались и спасли себе жизнь 5600 лет-
чиков. 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 спасе-
нии этих летчиков с помощью катапультных кресел было сэ-
кономлено 50 млрд, марок!
Создание современных САПС — задача не простая, но крайне
необходимая. Их создание без привлечения высококвалифициро-
ванных научных и конструкторских сил немыслимо. Без науки
нельзя продвигаться вперед, а не продвигаясь вперед, трудно обо-
гащать науку, вооружать ее тем, что необходимо ученым для
обогащения практики.
Очевидно, что в создании технических средств спасения, как
и в любой другой области техники, приходится сложные, много-
гранные задачи расчленять на составные части. При этом можно
использовать специалистов более узких областей, компетентных в
своей конкретной области.
Для создания современных средств спасения необходимо наря-
ду с конструкторами участие специалистов, обладающих опы-
том работы по:
электронной и микропроцессорной технике;
созданию автономных источников питания с малым временем
работы и выведением на полную мощность;
энергодатчиков с твердым топливом;
точным системам наведения, которые до этого времени при-
менялись для пуска ракет и снарядов;
физиологическим исследованиям и анализам летных происше-
ствий, материалов авиационной медицины.
В последнее время за рубежом для решения сложных задач
все чаще стали применять конкурсный метод, который позволя-
ет выбрать из нескольких опытных образцов лучший для се-
рийного производства, затратив несколько больше средств на раз-
работку, получить значительную экономию в серии.
Такой опыт в Советском Союзе был проведен еще в начале
1960-х гг., но, несмотря на положительные результаты, в даль-
нейшем, к сожалению, не применялся.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Арлазоров М.С. Артем Микоян. M.t Мол. гвардия, 1978. 272 с.
2.	Ватуля Н.М., Перепелица Г.Ф., Тихомиров К.Н. Устройство и техничес-
кая эксплуатация парашютов. М.: Военкнига, 1961. 319 с.
3.	Глушков И.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 И.А. Основы- расчета и конструирования парашютов.
М.: Машиностроение, 1965. 365 с.
10.	Пономарев А.Н. Авиация настоящего и будущего. М.: Воениздат,
1984. 256 с.	п
11.	Романюк В.Г. Заметки парашютиста-испытателя. М.: Воениздат,
1953. 132 с.
12.	Нюрнбергский процесс над гитлеровскими преступниками. М.: Госюриз-
дат, 1960. Т. 6. С. 37.
13.	Средства спасения экипажа самолета / С.М. Алексеев, Я.В. Балкинд,
А.М. 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.
20.	Armoured helikopter seat. Jane’s defence weekly, 17 august, 1985.
P. 371.
21.	Bruce Frisch and Victor Wigotsky. Vertical Seeking Ejection Seat Boosts
Pilots Odds // Astronautics, July / August, 1983. V. 21. P. 28—29.
22.	Brian Wanstall. Interavia aerospace review. N. 9. 1984. P. 961, 962.
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.
253
ОГЛАВЛЕНИЕ
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	САНС..............182
4.2.	Диапазон скоростей и высот для безопасного	катапультирования 183
4.3.	Максимально допустимые перегрузки.......................20!
4.4.	Автоматизация и резервирование САНС.....................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
спасаемости при авариях	самолетов..........................222
5.2.	Испытания парашютов.....................................246
5.3.	Испытания катапультных	кресел.......................... 248
Список литературы..................................................253
ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ИЗДАНИЕ
Агроник Александр Григорьевич,
Эгенбург Лазарь Израильевич
РАЗВИТИЕ АВИАЦИОННЫХ СРЕДСТВ СПАСЕНИЯ
Редактор Е.А. Мокринская
Обложка художника С.Н. Голубева
Художественный редактор В.В. Лебедев
Технический редактор Н.Н. Скотникова
Корректор О.Ю. Садыкова
ИБ № 6462
Сдано в набор 24.10.89. Подписано в печать 17,07.90. Т-01875. Формат 60X88 1/16. Бумага
офсетная № 2. Гарнитура литературная. Печать офсетная. Усл.печ.л. 15,68. Усл.кр.-отт.
15,68. Уч.-изд.л. 17,37. Тираж 3500 экз.	Цена 1 р. 20 к.
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
Тип. зак. № 683.