Author: Алексеев С.М.  

Tags: авиация и космонавтика   летательные аппараты   ракетная техника   космическая техника   самолеты   безопасность жизнедеятельности   техника безопасности  

Year: 1975

Similar

Развитие авиационных средств спасения

Основы конструкции самолета

Конструкция и прочность самолетов

Конструкция самолетов.

Text 
                    СРЕДСТВА СПАСЕНИЯ
ЭКИПАЖА
САМОЛЕТА

Л' '/И&'
е т

СРЕДСТВА СПАСЕНИЯ
ЭКИПАЖА
САМОЛЕТА

Издание 2-е, переработанное и дополненное

/ /// • л/
и С. Орджоникидзе
|| БИБЛИОТЕКА |
МАИ

Москва
«МАШИНОСТРОЕНИЕ»

С75

УДК 629.735.33.069.001

Средства спасения экипажа самолета.' М., ^Машинострое-
ние», 1975, 432 с.

Авт.: Алексеев С. М., Балкинд Я. В., Гершкович А. М.,
Еремин В. С., [ Повицкий А. С. |, | Уманский Н. Л. |

В книге приведены сведения об основных средствах спа-
сения экипажа самолета при авариях на различных скоростях
и высотах полета. Дано описание конструкции и отдельных
агрегатов катапультируемого кресла, рассмотрен метод расче-
та его траектории и стабилизации. Приведены формулы для
расчета нагрузок на катапультируемое кресло.

Специальная глава посвящена парашютным системам;
в ней дано описание их конструкции, приведены методы рас-
чета. Большое место отведено защитному и, в частности, вы-
сотному снаряжению летчиков.

Книга рассчитана на широкий круг инженеров авиацион-
ной промышленности, занимающихся проектированием, испыта-
нием и эксплуатацией средств спасения. Она может быть так-
же полезна студентам авиационных вузов.

Табл. 17, ил. 228, список лит. 141 назв.

Рецензент канд. техн, наук А. И. Павленко

31808—187

038(01)—75

187-75

© Издательство «Машиностроение», 1975 г.

ПРЕДИСЛОВИЕ

Современный самолет представляет собой доста-
точно надежную инженерную конструкцию. Однако в полете
всегда может сложиться ситуация, вызванная повреждением или
выходом из строя какой-либо жизненнсгкажной его системы, при
которой дальнейший полет становится невозможным и летчик
должен немедленно покинуть самолет.

Еще совсем недавно единственным средством спасения лет-
чика в случае аварии самолета был личный парашют. При не-
обходимости покинуть самолет летчик должен был открыть фо-
нарь, отстегнуть привязные ремни и через борт кабины, выбро-
ситься из самолета, а затем, выдернув вытяжное кольцо, спу-
ститься на парашюте.

Такой способ покидания самолета возможен лишь при скоро-
стях полета, не превышающих 500 км/ч, при больших скоростях
возможно соударение летчика с частями самолета, расположен-
ными за кабиной пилота (крыло, горизонтальное и вертикальное
оперения), что неминуемо приведет его к гибели.

После многих лет работы ? авиационные специалисты скон-
струровали катапультную установку, которая при необходимости
в течение долей секунды позволяет летчику выброситься из са-
молета вместе с катапультируемым креслом на безопасное рас-
стояние.

Несмотря на то. что в современных катапультируемых крес-
лах использованы далеко не все технические возможности,
можно утверждать, что именно они еще долгое время будут
единственным надежным средством спасения экипажа самолета,
попавшего в аварийную ситуацир.

Как известно, при разгерметизации кабины давление в ней
может упасть до давления окружающей среды за доли секунды.
При атмосферном давлении около 90 мм рт. ст., что соответст-
вует высоте 15 тыс. м, прекращается дыхательная функция чело-
века, дыхание становится невозможным. При давлении 47 мм
рт. ст. — на высоте более 19 тыс. м — в организме человека за-
кипает вода, содержащаяся в тканях-

В таких случаях, чтобы сохранить жизнь летчика и обесПе- ,
чить благополучную посадку самолета, применяется специальное
высотное снаряжение.	:

В настоящей книге описаны средства, обеспечивающие безо- ,
пасность полета.

Во второе издание книги внесены существенные изменения -
и дополнения. В частности, расширены некоторые разделы
о средствах аварийного покидания самолета, а также о защит-
ном, в том числе высотном снаряжении.

Авторы приносят благодарность своим коллега'м по работе
за полезные советы, сделанные ими по содержанию книги.

Все критические замечания- и пожелания просьба направлять
по адресу: Москва, Б-78, 1-й Басманный пер., д. 3, издательство
«Машиностроение».

Глава 1

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О СРЕДСТВАХ
СПАСЕНИЯ ЭКИПАЖА САМОЛЕТА
В АВАРИЙНЫХ СЛУЧАЯХ

, 1.1. КАТАПУЛЬТИРОВАНИЕ КАК СРЕДСТВО СПАСЕНИЯ

Еще сравнительно недавно единственным средством
спасения экипажа самолета в случае аварии в воздухе был лич-
ный парашют. С увеличением скоростей полета такой способ
аварийного покидания самолета оказался невозможным по двум
причинам: во-первых, на индикаторных скоростях более 400 км/ч
давление потока столь велико, что преодолеть его при покида-
нии самолета очень трудно, и, во-вторых, на этих скоростях по-
ток столь интенсивен, что становится неизбежным столкновение
человека, покидающего самолет, с его крылом, горизонтальным
оперением или килем.

Эти обстоятельства и привели к созданию специального
' <устройств*а, снабженного механизмом, который (обычно с помо-
щью пиропатрона) сообщает ему вертикальную скорость, доста-
’ точную, чтобы кресло с летчиком перелетело через киль само-
лета. Так как эту скорость приходится сообщать на сравни-
тельно коротком пути, то во время этого процесса человек испы-
тывает значительную вертикальную перегрузку в направлении
голова — таз.

После отделения кресла от самолета человек испытывает пе-
регрузки, действующие в различных направлениях, а также дав-
ление от набегающего потока, воздействие угловой скорости
вращения кресла, динамические удары от раскрывающихся
парашютов. Далее он совершает продолжительное (если поки-
дание самолета произошло на большой высоте) и быстрое сни-
жение, в процессе которого атмосферное давление возрастает,
затем медленный спуск на основном парашюте и, наконец, при-
земление (или приводнение). *

~~ Человеческий организм не приспособлен к неограниченному
перенесению всех этих воздействий, поэтому задачей конструк-
торов является ослабление этих воздействий до пределов, пере-
носимых человеком.

В процессе разрешения этих противоречий — между требо-
/Ваниями техники и возможностями человеческого организма —

возникли новые направления в авиационной медицине и новые
разделы авиационной техники. К последней относятся высотное
оборудование и снаряжение (герметические кабины, кислород-
ные маски,, компенсирующие костюмы, скафандры, противо-
перегрузочные костюмы) и средства спасения (катапульти-
руемые кресла, капсулы, отделяемые кабины).

Задача эта сложна сама по себе* и дополнительно затрудне-
на тем, что, кроме обеспечения аварийного покидания самолета,
оборудование должно отвечать основному своему назначению —
кресло и снаряжение летчика должны обеспечить необходимые
удобства управления самолетом. Если к этому добавить еще
трудности натурных испытаний такого вида оборудования (ис-
пытания с манекеном не дают исчерпывающих сведений, а испы-
тания с человеком не всегда допустимы), то станет ясной вся
сложность решения этой задачи. Обеспечение спасения экипажа
самолета при аварии предусматривает решение вопросов, отно-
сящихся ко всему комплексу оборудования (кабина — кресло —
парашютная система — высотное снаряжение — носимый ава-
рийный запас).

Катапультирование как средство принудительного покида-
ния самолета может спасти жизнь летчика в самых неожидан-
ных ситуациях.

Известен, например, случай подводного катапультирования
летчика, происшедший при следующих обстоятельствах. У само-
лета при взлете с авианосца заглох двигатель, после посадки на
воду самолет затонул. Так как гидростатическое Давление не-
позволило сбросить фонарь, то летчик катапультировался чер^з
него. Благодаря автоматически наполнившемуся пневматическо-
му жилету он всплыл на поверхность и был спасен [8].	1

/	1.2. НЕКОТОРЫЕ СТАТИСТИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ

ПРИМЕНЕНИЯ КАТАПУЛЬТИРУЕМЫХ КРЕСЕЛ

За время эксплуатации катапультируемых кресел в США
были опубликованы статистические данные о результатах их
применения при возникновении аварийных ситуаций самолетов
[12; 13].

На первом этапе применения катапультируемых кресел
(с 1949 по 1956 гг.) было установлено, что при катапультиро-
вании на скоростях менее 740 км/ч 90% летчиков остались в жи-
вых, на высотах более 1500 м — 96%; из девяти катапультирова-
ний на скоростях более 930 км/ч только пять окончились бла-
гополучно. При покидании самолета на высотах менее 300 м из
14 катапультирований только одно закончилось благополучно
(рис. 1. 1). Из этого следует, что процент несчастных' случаев
резко возрастает на малых высотах и больших скоростях, так
как применявшиеся в ВВС США в то время кресла были плохо

приспособлены для спасения с высот ниже 300 м и на скоростях
более 900 км/ч.

Приведенные данные показывают, что со времени .первого
•катапультирования 80% всех случаев катапультирования закон-
чились успешно. Вместе с тем, особенно в годы второй мировой
войны, число успешных выбросов с парашютом резко снизилось.
Так, в 1943 г- 12,5% случаев аварийного покидания самолета
с парашютом имели смертельный исход и 45,5% закончились
травмами.

Рис. 1.1. Влияние скорости и высоты полета на
результаты аварийного покидания самолета с
помощью катапультируемого кресла (ВМС США,
период с 1949 по 1956 гг. [13])

Из обзора кратких статистических данных следует, что при-'
менение -катапультируемых кресел резко снижает процент гибе-
ли и. травмирований летчиков. Наличие же травм и смертель-
ных исходов при катапультировании указывает на необходи-
мость дальнейшей работы над конструкцией этих кресел:

Анализ статистических данных способствует правильному вы-
бору конструктивных решений, которые исключили бы неблаго-
приятные исходы при катапультировании.

Расследование смертельных исходов показывает, что основной
причиной гибели летчиков является удар о землю с ненаполнен-
ным или частично наполненным парашютом. Это свидетельст-
вует о большом времени ввода в действие парашютных систем,
о недостаточной надежности автоматической системы зарубеж-
ных катапультируемых кресел.

На скоростях более 900 км/ч неблагополучные исходы ка-
тапультирования (смерть и тяжелые травмы) составляют
~50%. Следовательно, с увеличением скорости полета самоле-
та опасность катапультирования возрастает вследствие недоста-
точной отработки системы отделения от кресла, системы иритя-

га летчика к креслу, средств стабилизации кресла и защитных
средств летчика от воздействия воздушного потока.

1.3.	ПРОБЛЕМЫ АВАРИЙНОГО ПОКИДАНИЯ САМОЛЕТА

Трудности в обеспечении безопасности аварийного . покида-
ния современного самолета обусловливаются следующими об-
стоятельствами.

1.	Возможностями человеческого организма, ограничивающи-
ми допустимые величины перегрузки, угловой скорости, скоро-
стного напора и пр. Специальные приспособления позволяют их
увеличить, но конструкция таких приспособлений получается
очень сложной.

2.	Необходимостью применения средств спасения в широком
интервале высот, скоростей и положений самолета в воздухе.

Диапазон применения катапультируемого кресла по скоро-
сти может быть, например, .300—1200 км/ч*. Аэродинамические
силы, действующие на кресло, изменяются в этом диапазоне
более чем в 16 раз. Это затрудняет возможности стабилизации
кресла на указанных скоростях, а также ограничение перегрузок
торможения и угловых скоростей.

Учитывая большой диапазон применения катапультируемого
кресла по высотам (от 0 до 25 км), необходимо разработать
некоторые оптимальные требования к парашютной системе. На-
пример, на малых высотах необходимо как можно скорее ввести
основной парашют, спасающий человека; на больших высотах,
наоборот, надо обеспечить стабилизированный быстрый спуск с
большой высоты и раскрытие основного парашюта по достиже5
нии высоты 3—4 тыс. м.

3.	Необходимостью возможно более полной автоматизации
процесса спасения, учитывая вероятность потери сознания' {хо-
тя бы кратковременной), а также-неправильных действий спа-
саемого. Практически это означает, что, после того как летчик
включит рукоятку катапультирования, все остальные операции
в нужной последовательности, с соблюдением интервалов, зави-
сящих от высоты и скорости полета, должны выполняться авто-
матически.

4.	Необходимостью дублирования (от руки) операций, вы-
полняемых основными механизмами кресла, имея в виду, что
при аварии автоматическая ёистема может выйти из строя.

5.	Требованиями к безопасности экпижа не только в случае
аварии самолета, но и при вынужденной посадке, которая может
сопровождаться большой продольной перегрузкой. Если при этом
человек недостаточно прочно привязан к креслу, он может раз-
биться, ударившись о штурвал или приборную доску.

* Имеется в виду индикаторная скорость.

ШГ-

?	6. Требованиями к средствам спасения не усложнять управле-

_ ние самолетом.

К оценке катапультируемого кресла с точки зрения соответ-
ствия перечисленным требованиям следует подходить, учиты-
вая вероятность аварий того или другого вида. Например, срав-
нивая кресло, обеспечивающее 100% спасения из прямолиней-
ного полета и только 50% из фигурного, с креслом, обеспечи-
вающим 75% спасения во всех случаях, следует отдать пред-
почтение первому, так как примерно 70% катапультирований
происходит из прямолинейного полета. Другими словами, при
массовой эксплуатации первое кресло обеспечит 85% случаев
безопасного покидания самолета по сравнению с 75%*, обеспе-
чиваемыми вторым креслом. Во всех случаях, когда расширение
диапазона применения кресла достигается даже незначитель-
ным ухудшением условий'спасения, нужно внимательно оценить,
не приведет ли такое «улучшение» к увеличению количества не-
счастных случаев.

1. 4. НАПРАВЛЕНИЯ ДЕЙСТВИЯ ПЕРЕГРУЗОК
ОТНОСИТЕЛЬНО ТЕЛА ЧЕЛОВЕКА

Для наших целей достаточно установить максимально допу-
стимые значения перегрузки по четырем направлениям относи-
тельно тела человека (рис. 1.2).

При катапультировании вниз действует перегрузка в направ-
лении таз — голова, при катапультировании вверх — в направ-
лении голова — таз и так далее, т. е. всегда в направлении, про-
тивоположном ускорению.

Следует иметь в виду, что допустимая перегрузка сущест-
венно зависит от продолжительности действия. Чем больше про-
должительность действия перегрузки, тем меньше ее максималь-
но допустимая величина. На рис- 1.3 приведен график макси-
мально допустимых перегрузок в различных направлениях в
зависимости от продолжительности их действия [3].

Кроме предельных перегрузок, необходимо знать предельные
угловые скорости, переносимые человеком. В настоящее время
принято считать, что человек способен переносить угловую ско-
рость до 2 об/с, т. е. до 12,3 рад/с. Под предельной перегрузкой
в том или другом .направлении .понимаем максимальное значе-
« ние перегрузки хотя бы в одной точке человеческого тела. Дру-
гими словами, при одновременном действии линейной перегрузки,
углового ускорения и угловой 'скорости за расчетную величину
принимается максимальное местное значение линейной пере-
грузки, начиная с головы.

Максимальная перегрузка определяется по формулам

<РИС-к4)	«хтах=«х + /,

хтах хТ	,

2 1

Пу шах — Пу-\-1Айх	.

о

Рис. 1.3. Зависимость допустимых перегру-
зок от продолжительности их воздействия
(утолщенными линиями показаны границы
сохранения пилотом сознания при данном
положении).

Рис. 1.4. Совместное дейст-
вие линейных перегрузок,
угловой скорости и углового
ускорения

Рис. ,1.2. Основные направле-
ния перегрузки:

/—таз — голова; 2—голова — таз; 3—-
грудь — спина; 4—спина — грудь

В общем' случае формулы несколько усложняются; Во всех
, сомнительных случаях инженер не должен принимать решения
без консультации с врачом-специалистом.

Под сомнительным случаем понимаем совместное действие
линейной перегрузки и вращения, приводящее к неплавному из-
менению перегрузки.

Для предварительной оценки допустимости того или другого
режима необходимо учитывать еще скорость изменения пере-
грузки. Максимально допустимые значения скорости изменения
перегрузки обычно принимаются равными 250—300 1/с в на-
правлении голова — таз и 500—600 Л/с в направлениях спина —
грудь и грудь — спина.

V 1- 5. АГРЕГАТЫ КАТАПУЛЬТИРУЕМОГО КРЕСЛА

В\ соответствии с назначением катапультируемое кресло со-
стоит цз следующих агрегатов (рис. 1.5).

1.	Собственно кресло, состоящее из чашки, спинки, заголов-
пика и механизма регулировки их относительного положения по
7 росту летчика.

Л 2. Источники энергии движения кресла (стреляющий меха-
низм и реактивный ускоритель), сообщающие креслу началь-
ную линейную скорость, достаточную для устранения возмож-
ности встречи с элементами конструкции самолета.

3.	Агрегаты защиты от скоростного напора: шторка, защи-
щающая лицо .(шторочное кресло), ограничители (фиксаторы)
рук и ног, предохраняющие руки и ноги от «разброса», повреж-
. дений и болевых ощущений, вызываемых прижатием конечно-
стей к креслу скоростным напором. К этим же агрегатам сле-
. дует отнести и защитную (высотную) одежду (в первую оче-
редь шлем).

4.	Агрегаты стабилизации кресла, обеспечивающие правиль-
ное положение кресла после выхода его в поток и ограничива-
ющие угловую скорость его вращения. К ним относятся стаби-
лизирующий парашют (с выдвижной штангой или без нее) и
стабилизирующие щитки (как неподвижные, так и раскрываю-
щиеся).

Современные' катапультируемые крерла отличаются относи-
тельно высоким положением центра тяжести и поэтому без ста-
билизирующих устройств стремятся повернуться своей головной
частью вперед. Такое положение недопустимо вследствие того,
что при этом затруднительно вводить в действие парашютную
систему и перегрузка действует в невыгодном направлении
таз голова. Эти обстоятельства заставили ввести в конструк-
цию кресла специальные стабилизирующие устройства.

5.	Привязная и подвесная системы с быстродействующими
замками, связывающие человека с креслом и парашютной си-
стемой.

Рис. 1. 5. Основные агрегаты катапультируемого кресла МК-УА8:

1—нож, разрезающий вытяжной вал между тормозным и основным парашюта-
ми при отказе автоматической системы отделения сиденья; 2—нож ремней фик-
сации головы; 3—плечевые ремни, натягиваемые давлением газов при. срабаты-
вании стреляющего механизма; 4—^рарийный кислородный баллон; 5—кисло-
родный прибор; 6—разъем коммуникаций (кислородной системы; переговорного-
устройства, линий питания противоперегрузочного и вентилируемого костюмов);
7—сопла реактивных ускорителей'; 8—переключатель кислородных систем; 9 и
11—реактивные ускорители под сиденьем; 10—ремни фиксации ног; 12—спаса-
тельное снаряжение в подушке сиденья; 13—ручка для регулирования натяже-
ния плечевых ремней; 14—ремни фиксации рук; 15—ручка включения аварий-
ного кислородного баллона; /6—рукоятка стреляющего механизма; 17—ручка
отсоединения привязных ремней личного снаряжения и системы фиксации ног„
а также включения ножей 1 и 2; 18—замок привязных ремней; 19—ремни фик-
сации головы, закрепляемые на шлеме; 20—подвесная система парашюта; 21—-
основной парашют в контейнере

6.	Система принудительного подтяга, обеспечивающая пра-
вильность позы, принимаемой при катапультировании, и устра-
няющая опасную слабину привязной системы.

7.	Парашютная система, состоящая в общем случае из трех
парашютов: а) стабилизирующего, обеспечивающего стабилиза-
цию кресла в начальный момент; б) тормозного (раскрываю-
щегося тогда, когда скорость кресла упала до величины, допу-
скающей ввод в действие этого парашюта), обеспечивающего
стабилизированный спуск с большой высоты до высоты, разре-
шающей ввод основного парашюта; в) основного спасательного
парашюта, вводимого^ в действие на относительно небольшой
высоте (допускающей пребывание летчика без- кислородной
аппаратуры). К парашютной системе следует отнести и агрегаты
ввода ее в действие: пушки, вводящие первый и иногда второй
парашюты, фалы, соединяющие парашюты с креслом и летчиком.

- 8. Система управления, состоящая* из автоматической си-
стемы, обеспечивающей нормальную последовательность сраба-
тывания всех агрегатов и своевременный ввод парашютной
’ системы, после нажатия одной ручки, и дублирующей-системы
управления, позволяющей совершать ручной ввод в действие
наиболее ответственных звеньев системы спасения экипажа
(ввод в действие тормозного или основного парашюта, отделение
-человека от кресла и др ).

К системе управления относятся также устройства для бло-
кировки и разблокировки, устраняющие возможные ошибки в
управлении креслом и допускающие в исключительных случаях
необычную последовательность операций (например, катапульти-
рование через фонарь). Для уменьшения усилий на ручки управ-
ления катапультируемым креслом во многих случаях приходится
ставить' усилители — механические или пиротехнические. Они
также должны бытэ отнесены к системе управления.

9.	Система кислбродного питания. Система имеет объединен-
ный разъем, который отключает сначала кресло от самолета, за-
тем человека от кресла и переключает кислородное' питание с
бортовой -системы на аварийную, находящуюся при человеке.
К этой же группе агрегатов следует отнести и щосимый аварий-
ный запас, который должен обеспечить жизнедеятельность чело-
века после приземления (или приводнения).

10.	Вспомогательные агрегаты, обеспечивающие, например,
• перемещение кресла по высоте #(для облегчения входа в^самолет
и выхода из него) или в продольном направлении (для облегче-
ния пользования различными агрегатами управления и связи)
или меняющие углы установки кресла (для придания креслу по-
ложения, удобного для отдыха). В зависимости от летно-техни-
Гчёских данных самолета те или иные агрегаты кресла могу г
Отсутствовать или, наоборот, кресло может быть снабжено до-
полнительными специальными агрегатами.

л / 1.6. СХЕМА ПРОЦЕССА
АВАРИЙНОГО ПОКИДАНИЯ САМОЛЕТА

Процесс спасения летчика в случае аварии самолета схема-
тически показан на рис. 1.6- Летчик, решив покинуть самолет,
должен принять позу, зависящую от типа «катапультируемого
кресла. На рис. 1.7 приведены три наиболее употребительные
позы: «Руки на шторке», «Руки’на поручнях» и «Руки на цент-
ральной ручке». Во всех случаях руки летчика оказываются на
определенной ручке. После ее включения должны автоматически
и в заданной последовательности выполняться следующие опе-
рации и процессы.

1.	Включение принудительного подтяга, исправляющего позу
летчика, если она неверна, и устраняющего слабину привязной
системы.

2.	Сброс фонаря.

3.	Включение ограничителей рук и ног, предохраняющее ко-
нечности от «разброса» под воздействием воздушного потока.

4.	Включение стреляющего механизма-

5.	Ввод в действие первого стабилизирующего парашюта или
раскрытие стабилизирующих щитков в момент выхода кресла иа
направляющих рельсов. (Стабилизирующий парашют вводится
в действие обычно специальным пиротехническим устройством —
«пушкой»).

6.	Стабилизация кресла и гашение его скорости до 500—
600 км/ч.

. Стабилизация в начальный период после выхода кресла в.по-
ток необходима для обеспечения требуемого положения кресла
к моменту ввода следующего парашюта, для предотвращения
недопустимой угловой скорости и для устранения поворота
кресла головой вперед. Необходимую степень стабилизаций*
можно было бы получить и без стабилизирующих устройств,
поместив центр тябести кресла с человеком достаточно низко, но
конструктивно это не всегда удается; поэтому приходится стаби-
лизировать кресло щитками, парашютом или тем и другим
вместе.

7.	Ввод в действие тормозного парашюта (при достижении
скорости 500—600 км/ч), обеспечивающего стабилизированный
спуск до высоты 3—4 км (стабилизация спуска с большой вы-
соты необходима, так как при беспорядочном падении длитель-
ное вращение может привести к вредным для человека послед-
ствиям).

8.	Ввод в действие основного парашюта на высоте 3—4 км,
раскрытие замков привязной системы, связывающей человека
с креслом, отделение летчика от кресла и спуск летчика на этом
парашюте на* землю.

К подвесной системе часто бывает прикреплен НАЗ — носи-
мый аварийный запас (продукты питания, медикаменты, средст-

♦к

Рис. 1.6. Основные моменты спасения при катапультировании:

а—катапультирование (стабилизирующий парашют наполняется в момент выхода
кресла из направляющих рельсов); б—выход тормозного парашюта (освобожде-
ние стабилизирующего парашюта обеспечивается автоматическим замком); в—ста-
билизированный спуск; з,—вытягивание основного парашюта тормозным парашю-
том; б—наполнение купола основного парашюта

Рис. 1. 7. Позы летчика перед катапультированием:
а—руки на шторке; б—руки на поручнях; в—руки на центральной ручке

саторами, и мягкую, когда мягкая капроновая сетка растягивает-
ся по бокам кресла во время катапультирования (рис. 1.8).

По способу защиты головы (лица) от потока. Можно разли-
чать защиту мягкой, шторкой (в этом случае вытягивание штор-
ки дает сигнал на привод стреляющего механизма) и защиту
шлемом (рис. 1.9). Наконец, гипотетически можно представить,
что фонарь, повернутый надлежащим образом, катапультирует-
ся вместе с креслом, а затем отделяется от него.

Рис. 1.8. Мягкая защита (а) и жесткий фиксатор поло-
жения рук (б), предохраняющий разброс рук скорост-
ным напором воздуха

Для защиты лица может быть применено также капсюлиро-
вание, полное или частичное.

По мнению зарубежных специалистов, системы жесткой за-
щиты имеют два существенных недостатка: они затрудняют отде-
ление человека от кресла и усложняют привязную систему. В слу-
чае жесткой защиты лица или человека в целом на него уже не.
будет действовать скоростной напор, прижимающий его к крес-
лу, и, следовательно, под действием перегрузки торможения
человек повиснет на ремнях привязной системы. Так как пло-
щадь привязной системы много меньше площади, обдуваемой
потоком, то удельное давление при этом возрастет. Предохранить
же голову от энергичного кивка вперед в этом случае особенно
трудно.

В случае полета на больших скоростях (при М>2) защитить
человека от воздушного скоростного напора можно путем искус-
ственного образования системы скачков уплотнения воздуха. Впе-
реди кресла (рис. 1. 10) на специальной штанге выносится щи-
ток-дефлектор, создающий систему скачков, позади которых
скоростной напор уменьшается, а статическое давление растет
[14; 18; 19]. Эта схема недостаточно эффективна при малых чис-
лах М и больших скоростных напорах.

Краткий обзор различных конструктивных и принципиальных
решений, возникающих перед проектировщиком катапультируе-
мого кресла, показывает широкий арсенал средств, из кото-
рых конструктор должен выбрать наиболее подходящие. При
этом конструктор должен учитывать:

1)	тип самолета (истребитель, бомбардировщик и т. п.), для
которого предназначается кресло;

Рис. 1.9. Различные способы защиты лица от скоростного
напора

а—шторкой; б—шлемом

2)	условия работы члена экипажа (летчик, штурман и др.);

3)	скорость и высоту, на которых возможно катапультирова-
ние; -

4)	позу, которую может принять летчик перед катапультиро-
ванием;

5)	вес кресла, его центровку, моменты инерции относительно
осей х, у и

6)	регулирование сиденья по росту летчика;

7)	потребную ширину аварийного выхода из кабины;

8)	скорость и перегрузку, сообщаемые креслу стреляющим
механизмом;

9)	средства стабилизации кресла;

10)	жесткую или мягкую защиту рук и ног;

11)	защиту лица (шторка, шлем, жесткая защита);

12)	управление катапультированием (ручное, механическое^
пиротехническое, смешанное, от шторки, от поручней, от цент-
ральной ручки); возможно и ручное дублирование;

13)	парашютную систему (одно-, двух- или трехкупольная
вводится пушкой или фалом);

14)	возможность дублирования ввода (второго или третьего
каскада);

ва связи, лодка, лыжи, охотничьи и рыболовные принадлежно-
сти и пр.) для обеспечения, первой медицинской помощи и жиз-
недеятельности в течение нескольких дней. НАЗ должен обеспе-
чить существование человека в самых различных условиях —
в тайге, пустыне, море и пр.

В каждом конкретном случае приведенная выше схема спа-
сения может быть несколько изменена, но в общем случае все
указанные выше элементы системы спасения должны содержать-
ся в конструкции современного катапультируемого кресла.

В идеальном случае процессы спасения должны происходить
автоматически в заданной последовательности. Обычно наиболее
ответственные звенья этой схемы дублируются ручным управле-
нием. Чаще всего дублируются освобождение человека от кресла
(ручное открытие замков) и ввод тормозного или основного па-
рашюта. Система дублирования позволяет члену экипажа само-
лета ввести в действие тормозной парашют при отказе стабили-
зирующего парашюта или его замков или ввести в действие
основной парашют при отказе всех элементов схемы спасения,
срабатывание которых предшествует вводу основного парашюта.

Наиболее надежным является дублирование ввода основного
парашюта, т. е. заключительного звена системы спасения.

1.7.	КЛАССИФИКАЦИЯ КАТАПУЛЬТИРУЕМЫХ КРЕСЕЛ

Классификация современных- катапультируемых кресел еще
не установилась, поэтому в настоящей книге она носит условный
характер.

Современные катапультируемые кресла можно классифициро-
вать- по следующим признакам.	'

По типу самолета и назначению рабочего места — катапуль- •
тируемые кресла истребителя, бомбардировщика, а также кресла
летчика, штурмана и т. д.

Кресло истребителя наиболее просто, так как оно предназна-
чено для сравнительно короткого пребывания в нем. В конструк-
ции кресел бомбардировщика,, где члены экипажа должны про-
водить много часов, следует предусматривать положение для
отдыха, т. е. возможность изменять установочный угол кресла,
а для некоторых членов экипажа (штурмана, стрелка, радиста),
кроме того, должна быть предусмотрена возможность переме-
щения кресла в продольном направлении или его вращения отно-
сительно вертикальной оси. В некоторых случаях кресло должно
служить одновременно и лифтом, т. е. иметь возможность пере-
мещаться в вертикальном направлений.

По направлению катапультирования (вверх или вниз). Ката-
пультирование вниз требует большей высоты для безопасного
катапультирования и делает невозможным спасение при аварии
на взлете. Однако бывают случаи (при большой длине фюзеляжа

I й большой скорости полета), когда катапультирование вниз
является наиболее простым.

1г По позе, принимаемой членом экипажа перед катапулътиро-
г ванием.

До последнего времени применялись позы «Руки на поручнях»
или «Руки на шторке», теперь также встречается поза — «Руки
Г на центральной ручке».

На скоростных высотных самолетах экипажи летают в гермо-
к шлемах, и при наличии глубокого заголовника защита лица
Г и головы обеспечивается без шторки. По защите рук шторочное
кресло уступает другим; поэтому на новых креслах шторку не
" применяют. Поза «Руки на центральной ручке» уменьшает габа-
риты кресла и улучшает переносимость скоростного напора.

По применяемым парашютным системам: многокаскадным,
двухкаскадцым (без стабилизирующего или тормозного пара-
шюта) или даже однокаскадным.

Наиболее распространенные укладки парашюта:

а)	в чашке сиденья;

б)	мягкая — непосредственно на спинке кресла;

в)	в жестком контейнере за спинкой кресла;

г)	наспинный парашют летчика.

Встречаются также комбинированные укладки, когда, напри-
мер, часть системы находится в жестком контейнере, а часть —

в чашке сиденья и т. п.

По системам управления. Управление креслом может быть
ручное, когда все приводы действуют от мускульной силы чело-
века, механическое, когда мускульной силой приводятся в дейст-
вие пружинные (заранее взведенные) бустеры, которые и произ-
водят необходимые операции, и пиротехническое, когда человек
только подрывает пиропатрон, а всю работу совершает система

пиромеханизмов.

Часто встречается комбинированная система, в которой име-

ются и пиротехнические механизмы, и ручные приводы.

По системе стабилизации. Встречается стабилизация кресел
неподвижными и раскрывающимися щитками (неподвижные
щитки увеличивают габарит, не всегда помещаются в кабине и
затрудняют обзор назад) и стабилизация специальным парашю-
том, устанавливаемым как непосредственно на спинке кресла, так
и на выдвижной штанге (для увеличения момента).

По привязным системам. Существуют два вида привязных си-
стем — объединенная и раздельная. При объединенной привяз-
ной системе одни и те же ремни служат для крепления человека
к креслу (привязная система) и к парашюту (подвесная систе-
ма). Несмотря на преимущества объединенной системы, раздель-
ные системы продолжают существовать.

По типам защиты конечностей от разброса скоростным напо-
ром; Различают жесткую защиту, осуществляемую твердыми фик-

15)	размещение парашютов в контейнере, в чашке, на чело-
веке;

16)	принудительный подтяг;

17)	наличие и продолжительность работы парашютного кисло-
родного прибора;

18)	наличие и размещение носимого аварийного запаса
(в ч^шке или за спиной);

Рис. 1. 10. К влиянию защитного дефлектора на обтекание
кресла модели Д:

а—без дефлектора; б—с дефлектором

19)	высотное снаряжение летчика (скафандр, компенсирую-
щий костюм, летная одежда);

20)	дополнительные механизмы (для блокировки, для пере-
мещения кресла внутри самолета).

Катапультируемое кресло, применяемое на малых и больших
высотах при индикаторных скоростях полета от 0 до 1000 км/ч
и более представляет собой один из наиболее сложных агре-
гатов современного самолета. Отказ в работе любого элемента
кресла, начиная со стреляющего механизма и кончая любым зам-
ком привязной системы, может привести к смертельному исходу.
Каждый элемент кресла, каждый узел его должны быть прове-
рены расчетом и испытаны в лаборатории, а все кресло должно
быть испытано на специальных стендах, имитирующих условия
полета.

1.8. ИСПЫТАНИЯ КАТАПУЛЬТИРУЕМОГО КРЕСЛА

Если по всем агрегатам самолета в процессе эксплуатации
мы получаем 'сведения о дефектах их работы и, следовательно,
о необходимости доводки и ремонта этих агрегатов, то катапуль-
тируемое кресло может быть либо совсем не использовано, либо
использовано один раз. Причем этот единственный случай ис-
пользования кресла как средства спасения может произойти не-
задолго до окончания его ресурса. Поэтому конструктор должен

[ предусмотреть надежную работу всего кресла, а также-всех его
I элементов, что достигается проведением большого комплекса
наземных, а затем и летных4испытаний.

Описание всех видов испытаний и стендов для проверки и от-
| работки катапультируемого кресла может составить самостоя-
| тельную монографию. Поэтому мы ограничимся лишь кратким
| обзором наиболее важных видов испытаний.[1; 2; 3; 5].

I В практике разработки катапультируемых кресел установи-

I лась следующая последовательность их испытаний.

|	1. «Функциональные» испытания. Цель этих испытаний — про-

I верка срабатывания всех агрегатов или, иначе .говоря, работы
? всех агрегатов кресла и высотного снаряжения, которую они
I должны выполнять в кабине самолета во время полета и при
аварии вплоть до момента выстрела стреляющего механизма.
Подобные испытания проводятся как в обычных условиях, так и
|й при вибрациях и в диапазоне температур и давлений, соответст-
Ц вующих условиям эксплуатации кресла.

К:	2. Прочностные испытания. Статические испытания ничем не .

отличаются от испытаний любого агрегата, но на кресло и вы-

ЕГ. сотное снаряжение действуют также динамические нагрузки (при
г’ раскрытии стабилизирующих щитков и парашютов, при выстреле
I пушек, вводящих в действие парашюты, при выходе кресла в
| поток и др.). Для воспроизведения этих нагрузок в лаборатории
[ необходимы специальные установки.

!3. Проверка работоспособности кресла в процессе выхода его

>( из кабины. Эти испытания проводятся на так называемой верти-
< калькой катапульте (рис. 1.11). Вертикальная катапульта пред-
ставляет собой слегка наклоненную ферму длиной 25 м и более,
вдоль которой установлены рельсы, являющиеся продолжением
/рельсов, находящихся в кабине. После выстрела стреляющего
(^механизма кресло скользит вдоль этих рельсов, торможение осу-
ществляется силой тяжести и специальным тормозным устройст-

Г вом. На такой катапульте можно точно воспроизвести все про-
• цессы до момента отделения кресла от самолета.

4.	Проверка воздействия воздушного потока. Целью этих ис-
> пытарий является проверка эффективности всех “агрегатов, за-
щищающих человека от скоростного напора (защитная одежда,
&•: - фиксатор рук и ног, жесткая защита и пр.). Одновременно при
|г этих испытаниях проверяются прочность кресла (в первую оче-
I* редь прочность мелких агрегатов, нагрузки на которые расчет-
| ным путем определены быть не могут) и срабатывание замков в
условиях аэродинамической нагрузки. Испытания эти проводятся
в аэродинамических трубах. Если они проводятся в трубах с за-
' крытой рабочей частью, то перед креслом ставится быстродейст-
' . вующая заслонка для имитации аэродинамического удара при

4 выходе кресла в поток. При подобных испытаниях в трубах с
открытой рабочей частью кресло вводится в поток специальным
механизмом.

5.	Проверка воздействия на кресло перегрузок торможения.
Целью этих испытаний является в первую очередь проверка пере-
носимости человеком в исследуемом кресле инерционной нагруз-
ки, т. е. проверка прочности и удобства привязной системы. Одно-
временно проверяется прочность кресла на этот вид нагружения
и на недопустимость срабатываний замков и механизмов управ-

Рис. 1.11. Вертикальная катапульта и сетка-улавливатель
(ВМФ США)

ления под действием силы инерции. Испытания эти проводятся
на тележке, которой с помощью реактивного ускорителя, пиро-
механизма или пневматического устройства сообщается потреб-
ное ускорение.

6.	Проверка на высокоскоростных реактивных тележках. Це-
лью проверки является совместное действие скоростного напора
и перегрузки торможения на кресло. Тележки, приводимые в
действие реактивным ускорителем, движутся на полозьях по рель-
совому пути, достигая скорости 2000 км/ч. Такие испытания по-
зволяют наиболее точно воспроизвести условия полета. Когда
рельсовый путь расположен около глубокого обрыва, удается при
катапультировании с такой тележки испытать и парашютную
систему. Если же обрыва нет, то воспроизвести можно только
первый участок траектории кресла после катапультирования.

Ж

7.	Проверка на воздействие длительно дёйствующих перегру-
т/зок. Целью этих испытаний является проверка переносимости че-
/ ловеком в исследуемом кресле длительно действующих перегру-
зок, проводимая на больших центрифугах.

8.	Определение аэродинамических характеристик катапульти-
руемого кресла. Эти испытания проводятся в аэродинамических
трубах, где на весы устанавливается либо натурное кресло, либо
модель. Аэродинамические характеристики необходимы для рас-
четов траекторий, стабилизации, перегрузок, аэродинамических
нагрузок.

• 9. Испытания парашютной системц/Целью этих испытаний
является проверка вытягивания строп, срабатывание замков, на-
полнение купола при различных укладках парашютной системы.
Обычно эти испытания проводяется при сбрасывании макетов
кресел с самолетов, воздушных шаров.

10. Летные испытания. Целью летных испытаний катапульти-
руемого кресла с манекеном является проверка работы всех его
звеньев в полной их взаимосвязи на всех режимах полета само-
. лета. После окончания летных испытаний с манекеном проводят
контрольные летные испытания с человеком.

1.9. КАТАПУЛЬТИРУЕМЫЕ КАПСУЛЫ
7 И ОТДЕЛЯЕМЫЕ КАБИНЫ

Увеличение скорости и высоты полета самолетов и соответ-
ствующие изменения температур и давлений (как динамических,
так и статических) ограничивают область применения обычных
. открытых катапультируемых кресел.

По исследованиям фирмы Стэнли [7], предельная скорость са-
молета для применения открытых катапультируемых кресел мо-
жет достигать порядка 1100—1200 км/ч на уровне моря. Неко-
 торых улучшений можно ожидать при увеличении массы кресел
и применении специальных стабилизирующих и защитных
устройств, но уже при этих скоростях необходимо разрабаты-
вать принципиально новые способы аварийного покидания само-
летов типа закрытых катапультируемых кресел-капсул и отде-
ляемых кабин.

Катапультируемые капсулы разрабатываются в
негерметическом и герметическом * вариантах. В первом случае
капсула способна защищать летчика от воздействий скоростного
напора, кинетического нагрева и частично от перегрузок тормо-
жения (за счет увеличения массы и снижения сх). Герметическая
капсула выполняет все функции первой капсулы и, кроме того,
упрощает высотнор снаряжение и может быть исполь-
зована в качестве спасательной лодки (с применением надувных
поплавков). ,

* См. сноску на стр. 265.

Размеры капсулы практически не должны превышать разме-
ров катапультируемого кресла,, а ее оболочка — не должна огра-
ничивать поле зрения летчика. Первая из известных капсул была
разработана фирмой Гудьир в 1950-х годах для ВМФ США, но
не нашла применения'.

Следующая капсула (в герметичном исполнении) была разра*
ботана для первого сверхзвукового бомбардировщика ВВС США
В-58. Закрывается капсула в течение ~1 с. Давление воздуха

Рис. 1. 12. Катапультируемая капсула для самолета- В-70:

/—нормальное положение сиденья в полете; 2—положение сиденья, заклю-
ченного в капсулу, перед катапультированием

от окружающего до величины, соответствующей высоте не более
5 км, повышается в течение 2—3 с.

Несколько иная конструкция катапультируемой капсулы раз-
работана для самолета В-70 [И] (рис. 1.12). Предусмотрена
возможность изменения тФаклона и положения кресла. Ширина
капсулы внутри между боковыми стенками 0,54 м. В случае ава-
рийной ситуации покинуть самолет можно на всех режимах по-
лета, начиная с Уг=150 км/ч до М>3 (последнее на высоте
2Гкм и выше). Спустя 0,1 с после катапультирования, выдвига-
ются длинные цилиндрические штанги, создавая устойчивость
капсуле, а еще через 1,5 с раскрываются парашюты (прикреплен-
ные к концам штанг), обеспечивая стабилизацию при малых ско-
ростях и спуске.

Отделяемые к а б и н ы. являются наиболее перспектив-
ным средством аварийного покидания самолета при индикатор-
ных скоростях больше 1300 км/ч.

К отделяемой кабине сверхзвукового истребителя предъяв-
ляются следующие основные требования, разработанные ВВС
США [10]:

4"	1. Кабина должна быть рассчитана на спасение экипажа при

? покидании самолета на скоростях до Уг=1660 км/ч на высотах
V до 16 км и при М = 4 в диапазоне высот 16—32 км.

Г 2. Кабина должна обладать плавучестью и' обеспечивать на-
Г, дежное укрытие летчику после приземления или приводнения
в любых метеорологических условиях.

\	3. Снаряжение летчика в кабине должно состоять из стан-

дартного противоперегрузочного костюма, защитного шлема п
г облегченного высотного снаряжения.

4.	Летчик не должен выполнять никаких операций по' уп-
5- равлению этапами катапультирования. Он должен ввести в дей-
ствие только механизм срабатывания системы^.

5.	Должна быть предусмотрена возможность спасения лет-
чика на старте, взлете и рулежке.

6.	Кабина должна обеспечивать спасение летчика из-под
воды при погружении на глубину до 5 м.

7.	Внутри кабины должно размещаться спасательное снаря-
жение: радиостанция, средства аварийной сигнализации, вода,
пища, одежда, принадлежности для охоты и рыболовства и др.

Отделяемые (катапультируемые) кабины конструктивно вы-
полняются как отделяющаяся носовая часть фюзеляжа
(рис. 1. 13) или в виде вставной герметической кабины
(рис. 1. 14).

Недостатки отделяемых кабин — большая масса кабины и
увеличение объема фюзеляжа для размещения парашютов. Для
применения отделяемой кабины требуется серьезное изменение
конструкции самолета, которое должно осуществляться на ста-
у дии его проектирования.

Одноместная отделяемая кабина увеличивает массу самоле-
.. та примерно на 370 кг.

Фирма Локхид по заданию ВВС США разработала отделяе-
; мую кабину в виде носовой части фюзеляжа самолета Е-104 (см.
>' рис. 1. 13). Эта кабина способна, выдерживать воздействие вы-
соких температур, перепадов избыточного давления, инерцион-
ных нагрузок и аэродинамических сил, возникающих при ката-
пультировании [10]. Ддя того чтобы предотвратить сильную не-
устойчивость этой кабины, перед катапультированием выпуска-
ются стабилизирующие поверхности. Кабина отделяется от
Г самолета под действием порохового ракетного двигателя с мак-
симальной дягой порядда 200 кН и продолжительностью дейст-
вия 0,5 с (импульс /=100 кН* с). Вектор тяги проходит через
центр тяжести кабины под углом-35° к ее горизонтали. Когда
кабина затормаживается до 1^ = 550 км/ч, вводится первый
парашют диаметром 22 м [22].	.	' '

Для спасения экипажа самолета Р-111 разработана двухме-
стная отделяемая кабина [20], которая позволяет летчикам осво-
// бодиться от части снаряжения (скафандров, личных парашютов).
; Схема спасения летчиков в отделяемой кабине Р-111 показана на

Рис. 1. 14. Отделяемая кабина фирмы Стэнли для истребителя

Р-102А

Рис. 1. 15. Схема спасе-
ния летчика в отделяе-
мой кабине самолета

Р-111:

/—отделение кабины с эки-
пажем; 2—ввод стабилизиру-
юще-тормозного парашюта;
3—начало ввода основного
парашюта

рис. 1. 15. В случай аварийной ситуации любой из двух летчиков
может потянуть соответствующую ручку и тем самым ввести в
действие систему спасения. После этого все последующие опера-
ции осуществляются автоматически. Кабина обеспечивает спасе-
ние на старте. Полная тяга двигателя‘составляет 113 кН и на-
правлена через центр тяжести кабины. После отделения кабины
принудительно вводится стабилизирующий — тормозной пара-
шют диаметром 1,83 м, а при уменьшении скорости ниже 550 км/ч
и высоте ^4500 м вводится основной парашют диаметром
21,3 м. Кабина снабжена емкостью для амортизации уд^.ра при
посадке и емкостями, обеспечивающими плавучесть. В случае
вынужденной посадки самолета на воду кабина автоматически
отделяется при погружении самолета в воду глубже 4,5 м.

В 1967 г. два члена экипажа самолета Р-111 катапультиро-
вались при Рг = 450 км/ч на высоте 9 км и благополучно призем-
лились в отделяемой кабине,
к

' / 1. 10. СИСТЕМА СПАСЕНИЯ «ЯНКИ»

Фирма Стэнли [22] разработала новую систему спасения лет-
чика, которая получила название «Янки».

Основное отличие этой системы от всех указанных выше за-
ключается в том, что здесь летчик вытягивается из кабины само-
лета ракетным двигателем, а не выталкивается стреляющим ме-
ханизмом.

По мнению фирмы, к преимуществам такой системы следует
отнести: меньшую массу кресла, его компактность, исключение
травм позвоночника от действия перегрузок, возможность уста-^
новки кресла там, где не могут быть установлены катапультируем-
ое кресла других типов, малая высота безопасного катапульти-
рования, лучшие условия-для устойчивости, малое потребное
отверстие для выхода летчица (летчик вытягивается в положе-
нии стоя).	'	Гт//

• Основным элементом системы «Янки» является вытяжной ра-?
кетный двигатель. Двигатель и его стреляющий механизм смон-
тированы в один блок массой 10 кг. Импульс двигателя 4,5 кН-с,
продолжительность работы 0,57 с. Скорость отстрела двигателя
35 м/с. На переднем конце ракеты размещены два сопла, откло-
ненные назад на 30° от оси двигателя, и имеют скос, обеспечива-
ющий вращение ракеты с целью придания ей устойчивости дви-
жения.

Получив команду о катапультировании, которая поступает
после сброса фонаря, срабатывает пиропатрон стреляющего
механизма, выталкивающего ракету с начальной скоростью,
35 м/с, с перегрузкой не более 15 единицу После полногд выхода^
буксировочного фала/ воспламеняется ракетный двигатель, кото-
рый вытягивает человека с креслом из кабины самолета. Как
только летчик выйдет\ полностью из кабины, он отделяется от

кресла, которое остается в кабине самолета, а летчик продолжа-
ет движение под действием тянущей силы ракеты (рис. 1. 16).
После израсходования 95% энергии подвесной трос отсоединяет-
ся от подвески человека, и остаток энергии расходуется на уда-
ление ракеты от человека.

Рис. 1. 16. Спасение летчика по схеме «Янки»

На высоте ниже 5000 м с временной задержкой ~1,3с пос-
ле отделения летчика от самолета раскрывается парашют. Пара-
шют находится на спинке кресла, которая вместе с заголовником
остается с человеком после катапультирования до тех пор, пока
летчик не освободится от парашюта после приземления.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1.	Армстронг Г. Авиационная медицина. Пер. с англ. М., ИЛ, 1947, 522 с.

2.	Вопросы авиационной медицины. М.. ИЛ, 195.4, 283 с.

3.	Гератеволь 3. Психология человека в полете. М., ИЛ, 1956, 357 с.

4.	Космическая техника. Под ред. Г. Сейферта. Пер. с англ. М., «Наука»,
1969, 728 с,

5.	Платонов. К. Человек в полете. М., Воениздат, 1957.

6.	АегопаиНса1 Еп^теепп^ Неухечу, уо1. 14, Ио. 9, 8ер1. 1955, рр. 35—45.

7.	Аего-Кеуие, ЕеЬг. 1959.

8.	Аегозрасе Еп^теегт^, 1960, I, уо1. 19, Ио. 1, рр. 42—45.

9.	Аегозрасе Еп^теегт^, 1961, III, уо1. 20, Но. 3, рр. 14—15, 38—42,
44-48,50.	•

10.	Аегозрасе МеШсШе, 1962, уо1. 33, Мо. 8, рр. 951—957.

/.•	11. Ау1аНоп МесПсше, 1957, уо1. 28, Мо. 1, рр. 69—73.

!	12. Ау1аНоп МесНсше, 1957, II, уо1. 28, Мо. 1.

У 13. Ау1аНоп №еек, Ос1., 1956, уо1. 65, Мо. 15.

14.	Ау1аНоп \Уеек, Арг. 1969, уо1. 90, Мо. 15.

ги 15. Веапз РИ. М. Ьаипск Езсаре 8уз1ет, Маппеб 8расесга!1 Еп§рпеегт§
Оезт^п апб ОрегаНоп, 1964, рр. 315—325.	.

- 16. Е$$1ез1оп 1. М. 8оте АЬог1 Тесктдиез апб Ргосебигез !ог Мапре<1
ЗрасесгаЛ, РгосеесНп^з о! 1ке МаНопа! МееНп^ оп Маппеб 8расе ЕК^Ы,
Арг. 30, Мау 2, 1962, рр. 167—175.

>	17.	ГКяЫ. Моу. 1956, уо1. 70, Мо. 2497.

Ц	18.	1п1егау1а, ЕеЬг. 1957, Ио. 2.

Ь	19.	МасЫпе Вез1^п, 14 8ер1. 1967, уо1.	39, Мо.	21,	ррУ	64—66.

I*	20.	Рори1аг Мескатсз, 8ер1. 1969, уо1. 132, Мо. 3.

Ку	2Г.	ЗсЬтаШоТег 1. Е. апб УУЬИе В. 1.	РеНогтапсе	ЕуаШаНоп о! а Мозе

|Ь*Сар5и1е Сгету Езсаре 8уз1ет, А1АА Аегобупагтс Весе1ега1юп 8уз1етз Соп!е-
Ц- гепсе, 1)8А, Техаз, 1966, рр. 122—126.

22. 81ап1еу АутаЕоп СогрогаНоп (РО Вох 20308, Вепуег, Со. 80220,
^Х4967).

Глава 2

ОСНОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ
КАТАПУЛЬТИРУЕМЫХ КРЕСЕЛ

2.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Многолетние опытно-конструкторские и научно-ис-
следовательские работы по созданию катапультируемых кресел,
проводимые во многих странах, показали, что для решения про^
блемы катапультирования необходимо изучать и умело сочетать
ряд факторов: скорость полета и конструкцию самолета, ско-
рость, сообщаемую креслу стреляющим механизмом, массу и
форму кресла, тип органов управления, тип и конструкцию спа-
сательных парашютов, способ отделения летчика от кресла
И т. д.

Для того чтобы энергично и быстро отделить кресло от са-
молета и перебросить его вместе со спасающимся через киль,
необходимо было прибегнуть к стреляющим механизмам, сра-
батывающим при взрыве пиропатрона. Именно это обстоятель-
ство первое время во многих странах мешало внедрению ката-
пультируемых кресел, так как летчики опасались несвое-
временного и самопроизвольного взрыва пиропатрона. Однако
после того как в управление выстрелом были введены две сбло-
кированные рукоятки — первая рукоятка, служащая для сбрасы-
вания фонаря, одновременно освобождала вторую рукоятку,
действием на которую осуществлялось само катапультирование
(подрыв пиропатрона стреляющего механизма), — стреляющий
механизм стал надежным средством в системе катапультиро-
вания.

Созданная несколько позже система привода.катапультиро-
вания от шторки, защищающей лицо, значительно упростила
управление выстрелом. Необычная операция натягивания штор-
ки на лицо не могла вместе с тем являться следствием ошибоч-
ного действия летчика, желающего совершить какую-либо дру-
гую операцию, например, связанную с управлением самолетом.

Преимущества приведения в действие стреляющего механиз-
ма с помощью лицевой шторки заключаются не только в удоб-
стве этого способа управления. При применении шторки летчик
сохраняет положение, удобное для катапультирования, шторка
30

Ц- поддерживает верхнюю часть туловища, приближая его к заго-
* , ловнику и спинке кресла; кроме того, шторка позволяет вклю-
чать стреляющий механизм как одной, так и двумя руками и
предохраняет лицо летчика от воздействия скоростного напора
до индикаторных скоростей 800—900 км/ч. _

Нужно отметить, что после тщательного изучения пользова-
ния лицевой шторкой большинство кресел было оборудовано
системой, где все управление сосредоточивалось на вытягива-
нии этой шторки. Немного потянув за шторку, летчик сбрасы-
вал фонарь, а вытянув шторку на всю длину — приводил в дей-
ствие стреляющий механизм и производил катапультирование.

В описанной системе принцип блокировки сохранялся, не-
смотря на максимальную простоту управления.

Затем возник вопрос, как быть в случае, если фонарь закли-
нило, а блокировка не позволяет произвести катапультирование.
Решение этого вопроса свелось к тому, что заголовнику и верх-
ней части кресла была придана форма, позволяющая катапуль-
тироваться через фонарь, и введена специальная ручка разбло-
кировки выстрела.

' Статистика катапультирования показывает, что следует стре-
миться к наибольшей автоматизации всего процесса спасения,
начиная от подготовки позы и кончая приземлением. Поэтому
современные катапультируемые кресла оборудуются устройст-
вами для автоматического открывания замков привязных ремней,
приводимыми в действие пиропатроном замедленного действия
или баровременным автоматом.

Имеется много кресел с фиксацией ног на подножках. Од-
нако были случаи, когда летчики не успевали или забывали
, ставить перед катапультированием ноги на подножки. При ка-
тапультировании с самолетов, летящих на скоростях менее
. 800 км/ч, в большинстве случаев это не приводило к увечьям,
но при покидании самолетов, летящих на больших скоростях,
это становится опасным.

Английская фирма Мартин — Бекер выпускает кресла без
подножек, в которых ноги принудительно подтягиваются к пе-
редней стенке чашки сиденья с помощью ножных ремней и зам-
ками фиксируются в этом положении.

Специальные исследования, проведенные в последнее время,
показали, что принудительный подтяг ног при катапультирова-
нии вверх не обязателен, так как под влиянием вертикальной
перегрузки во время выстрела «стреляющего механизма ноги са-
ми принимают должное положение, и их нужно только в этом
положении зафиксировать. При достаточно глубоких ложемен-
тах (опорах) для задней поверхности ноги и для предохранения
от разворота ступни фиксация ног с помощью ремней может
быть удовлетворительной и при покидании самолета на скоро-
. стях, значительно превышающих 1000 км/ч.

Как уже отмечалось, шторка не может предохранить летчика
от травм при катапультировании на скорости свыше 900—
1000 км/ч; это объясняется главным образом тем, что руки сры-
ваются с поручня шторки. При катапультировании на больших
скоростях требуются специальные ограничители рук. Во время
нормального полета эти ограничители должны быть убраны,
чтобы не мешать управлению самолетом, а перед катапультиро-
ванием они должны выдвигаться, в этом сложность их конст-
рукции. Ограничители делаются как жесткой конструкции в ви-
де локтевых щитков и упоров, так и мягкой, в виде эластичной
сетки, уменьшающей влияние скоростного напора и ограничива-
ющей движения рук.

В последнее время стали пользоваться центральной ручкой
управления катапультированием [5; 6; 7; 11], что не только улуч-
шает позу летчика, но и позволяет сделать кресло меньшей ши-
рины; это очень важно для уменьшения миделя фюзеляжа ско-
ростных самолетов.

Центральная ручка катапультирования также предохраняет
руки от разброса на скоростях, значительно превышающих
1000 км/ч, при этом не требуется каких-либо специальных
устройств.

Поза, которую принимает летчик или другой член экипажа
при катапультировании, совершенствуется по мере изучения ус-
ловий катапультирования и физиологических возможностей
человека. Принятие позы связано не только с предохранением
рук и ног от разброса скоростным потоком, но, главным образом,
с тем, что от позы человека во многом зависит величина допу-
стимой предельной перегрузки. Поза человека в известной мере
влияет и на аэродинамическую характеристику системы чело-
век — кресло.

Обзор катапультируемых кресел

В настоящее время наиболее широко во многих странах при-
меняются катапультируемые кресла с каскадной парашютной
системой, подобной принятой английской фирмой Мартин —
Бекер.

Первое покидание самолета, находившегося еще на взлетной
дорожке, было произведено 8 сентября 1955 г. в Англии на аэро-
дроме Чельграв (испытатель Файфилд). Катапультировалось
кресло фирмы Мартин — Бекер модели МК-3, при этом самолет
«Метеор» развил скорость 222 км/ч. Скорость, сообщенная креслу
стреляющим механизмом, составила 24,4 м/с. Этого оказалось
достаточно, чтобы полностью ввести в действие основной спаса-
тельный парашют фирмы 1гуш§ модели МК-9 с диаметром ку-
пола 7,3 м.

Следует отметить, что для этого испытания на обычное серий-
ное кресло МК-3 был установлен опытный временной прибор,
32

настроенный на срабатывание парашютной пушки спустя.0,5 с
после катапультирования, что позволило через 1 с после этого
ввести в действие основной парашют. Такая настройка времен-
ного прибора обеспечила через 4—5 с после начала катапульти-
рования благополучное приземление испытателя /

Рис. 2. 1. Кресло фирмы Мартин-Бекер (модель МК-4)

В 1956 г. фирма начала серийное производство кресел более
совершенной модели МК-4 (рис. 2. 1), снабженных приборами,
позволяющими автоматизировать процесс катапультирования. На
рис. 2.2 показано катапультирование манекена с этим креслом
на взлетной дорожке. Катапультирование проводилось с двухме-
стного самолета «Метеор-7» на скорости 185 км/ч. Стандартный
2	1947	&	оо

Рис. 2.2. Катапультирование на взлетной Дорожке кресла
МК-4:

а—первый момент после катапультирования; б—спуск манекена на трех-
каскадной парашютной системе

Рис. 2. Катапультирование на взлете

ашют фирмы 1гутд полностью раскрылся на высоте 6 м от

Жф'емли.	•-

В октябре 1956 г. в испытательном центре в Англии состоя-

МК-4 летчика-испытателя

лось катапультирование на кресле

Турнье. Он покинул самолет «Ме-
теор-7» на высоте 520 м при ско-
рости 777 км/ч.

28 августа 1957 г. в США де-
монстрировалось катапультирова-
ние капитана Сиднея Хьюджеса с
двухместного самолета «Грум-
ман» модели «Кагуар» на взлете
при скорости 230 км/ч. Автомати-
ческое кресло фирмы ‘ Мартин —
Бекер модели МК-А5 было обору-
довано для катапультирования на
нулевой высоте при малой гори-
зонтальной скорости. Выстрели-
валось кресло механизмом с тремя
пиропатронами.

После отделения от самолета
автоматически был введен в дей-
ствие стабилизирующий парашют,
а на. верхней точке траектории —
тормозной, который не задержи-
вался замком и сразу вытянул ку-
пол основного спасательного па-
рашюта (фирмы 1гутд диаметром
7,5 м). Весь процесс катапульти-
рования (рис. 2.3) прошел удов-
летворительно. Летчик отделился
от самолета на высоте около 30 м.

По данным фирмы Мартин —
Бекер, новейшие модели ката-
пультируемых кресел МК-4 и
МК-5 (рис. 2. 4) позволяют поки-
дать самолеты при индикаторных
скоростях до 1000 км/ч на практи-
чески достижимых высотах,

а также на взлете И посадке. Рис. 2. 4. Катапультируемое кресло
.Приведенный выше экспери- фирмы Мартин — Бекер, МК-5
мент свидетельствует о довольно

высоком качестве описанных средств спасения. Кресло МК-4 яв-
ляется образцом облегченного, полностью автоматического крес-
ла, производимого серийно для морской авиации и ВВС Англии
и военной авиации более 28 стран мира.

Катапультирование кресла МК-4 на нулевой высоте оказалось
возможным благодаря большой начальной скорости катапульти-

рования, сообщаемой телескопическим стреляющим механизмом,
и быстрому вводу в действие спасательного парашюта. При поки-
дании самолета на большой скорости ввод в действие -парашюта
задерживается при помощи специального устройства до скорости,
не представляющей опасности для его прочности. На кресле
имеется баростатический регулятор, который задерживает рас-
крытие основного парашюта и отделение кресла от летчика на
большой высоте. Таким образом, летчик осуществляет спуск че-
рез разреженную атмосферу и область низких температур, будучи
прикрепленным к креслу и поддерживаемым стабилизирующим
парашютом. Достигнув высоты, где условия жизнедеятельности
гарантированы, автоматический механизм срабатывает, основной
парашют раскрывается, и кресло отделяется от летчика. •

Кресло МК-4 сделано из легких сплавов чрезвычайно ком-
пактно. Отличается это кресло от предшествующих моделей тем,
что его направляющие и стреляющий механизм объединены, что
позволило облегчить и упростить всю установку. Установлено
кресло на стреляющем механизме с помощью направляющих, ко-
торые скользят по небольшому рельсу, смонтированному с каж-
дой стороны стреляющего механизма на внутренней стороне глав-
ных,балок.

Скорость, сообщаемая креслу стреляющим механизмом (на-
чальная скорость катапультирования), 25,3 м/с позволяет уда-
литься креслу с человеком на безопасное расстояние от самолета.
Максимальная перегрузка при этом достигает 20, что не превы-
шает предельно допустимой нормы.

Чтобы получить при заданной предельно допустимой пере-
грузке скорость катапультирования приблизительно 25 м/с, уве-
личили рабочий ход стреляющего механизма. Мощность стреля-
ющего механизма увеличена за счет использования трех пиро-
патронов: одного «первичного» и двух «вспомогательных»
(дополнительных).

Когда первичный патрон воспламеняется, нижняя труба стре-
ляющего механизма под давлением газов поднимается, увлекая
за собой среднюю трубу. При подъеме обе трубы встречают
«дополнительный» патрон, который воспламеняется горячими га-
зами. Трубы, продолжая двигаться выше, встречают второй вспо-
могательный патрон, который также воспламеняется. Эти трубы
двигаются до тех пор, пока промежуточная труба не будет оста-
новлена в конце пути двенадцатью амортизационными коль-
цами. Нижняя труба, поднимаясь под действием газов, увлекает
кресло и летчика, удаляя их от самолета.

Кресло МК-4 оборудовано системой ограничения . ног (см.
рис. 2.2), которая состоит из двух нейлоновых ремней, проходя-
щих через удерживающие гнезда спереди чашки кресла, а затем
через кольца на ремнях, укрепленных на ногах летчика. Один
конец ремня прикрепляется к полу кабины специальными креп-

биениями, другой — к привязной системе парашюта. При нормаль-
ном полете эти ремни допускают движение ног, необходимое для
управления самолетом. Но во время катапультирования ноги
притягиваются к чашке кресла. В притянутом положении ноги
удерживаются до того момента, когда привязная система пара-
шюта освобождается и летчик отделяется от кресла.

После катапультирования, перед отделением и раскрытием
основного спасательного парашюта, необходимо замедлить и ста-
билизировать движение кресла с помощью каскадной парашют-
ной системы, включающей сначала маленький вытяжной («ста-
билизирующий») парашют, а затем и второй • вытяжной («тор-
мозной»). Оба эти парашюта находятся в контейнере в верхней
части кресла.

Ввод в действие каскадной парашютной системы происходит
так, как это показано на рис. 1. 6. Через 0,5 с после катапульти-
рования выстреливает пушка стабилизирующего парашюта, пол-
ностью вытягивая стабилизирующий парашют и стренгу,соеди-
няющую его с тормозным парашютом. Стабилизирующий пара-
шют наклоняет кресло так, что оно ложится заголовником вдоль
потока. Затем освобождается замок, стабилизирущий парашют
становится вытяжным и вытягивает тормозной парашют. Процесс
замедления, осуществляется на горизонтальном участке траекто-
рии, так как в этом положении потеря высоты уменьшается до
минимума. Стренга, соединяющая стабилизирующий парашют с
тормозным, позволяет стабилизирующему парашюту выйти за
пределы спутной струи (затененной зоны), создаваемой движе-
нием кресла. Ввод в действие тормозного парашюта влечет за
собой интенсивное торможение всей системы-

Время, потребное для уменьшения скорости кресла, естест-
венно, зависит от скорости самолета в момент катапультирова-
ния, оно определяет и минимальную высоту, на которой возмож-
но катапультирование. При небольшой скорости время для ката-
пультирования на нулевой высоте принято 1,5 с. Если потребное
время должно быть большим, оно может быть отрегулировано
на 2—3 с.

Чтобы обеспечить нормальное катапультирование на любой
высоте, включая и нулевую, и на скоростях от 250 км/ч до ско-
рости М=1, на кресле установлен специальный и автоматически
механизм. Этот механизм измеряет нагрузки и автоматически
останавливает счетное устройство, если эти нагрузки слишком
велики, для ввода в действие основного спасательного парашю-
та. Посланный автоматическим механизмом импульс через систе-
му пружин и рычагов расцепляет привязную систему и в то же
время освобождает тормозной парашют от замка, укрепленного
в верхней части кресла. Тормозной парашют, в свою очередь, ос-
во ождает шторку и открывает клапан основной парашютной
укладки, а затем вытягивает основной парашют и ускоряет его

раскрытие. Раскрывшись, основной парашют поднимает летчика
с кресла и позволяет ему спуститься на землю.

Если катапультирование производится на высоте более
3000 м, то баростатическйй регулятор, прикрепленный к автома-
тическому счетному устройству, блокирует замок тормозного
парашюта, и летчик, пользуясь аварийным кислородным запа-
сом, быстро вместе с креслом, стабилизированным тормозным
парашютом, спускается до высоты 3000 м. На этой высоте авто-
матическое устройство открывает замок тормозного парашюта»
после чего вытягивается основной парашют-

На кресле имеется вспомогательное ручное управление на слу-
чай, если не сработает автоматическое устройство.

Чтобы автоматически раскрылся основной парашют, необхо-
димо иметь наспинный парашют, который позволит вытянуть ку-
пол основного парашюта без помех в то время, когда летчик еще
сидит в кресле. На кресле МК-4 для этой цели предназначена
специальная подковообразная парашютная укладка, 'которая
имеет различную толщину в соответствии с линией изгиба плеча
летчика. Такая форма укладки была принята для того, чтобы
верхняя лямка привязной системы могла быть присоединена к
креслу ниже парашюта. Форма, придаваемая этой укладке, по-
зволяет летчику глубоко сидеть в кресле.

Привязная и подвесная системы в кресле МК-4 объединены
в одну привязную систему.

Положение по высоте чашки на кресле может быть изменено
в полете при помощи рычага на поручне.

Кресло оборудовано спасательной лодкой и снабжено носи-
мым аварийным запасом, который служит сиденьем. В верхней
части этой укладки имеется маленькая подушка, которая помо-
гает амортизировать действие ускорений во время катапультиро-
вания. Подушка наполнена легким пластическим материалом»
принимающим свою первоначальную форму после снятия на-
грузки.

Кресло оборудовано системой катапультирования от шторки.
Эта система позволяет осуществить все действия, необходимые
для катапультирования за одну операцию (опускание шторки).
Автоматическое устройство обеспечивает промежуток времени в
1 с между выдергиванием шторки и выстреливанием первичного
патрона стреляющего механизма. За это время летчик должен
принять необходимую позу. Шторка полностью закрывает лицо
и удерживает голову в первый момент катапультирования. Уси-
лие, которое может преодолеть рука, удерживая шторку, являет-
ся основным фактором, лимитирующим максимальную скорость,
при которой возможно спасение.

Вспомогательная рукоятка (центральный привод) монтирует-
ся впереди чашки кресла и должна применяться только в том
случае, если невозможно дотянуться до шторки (вследствие ра-
38 '

'

КЖния действия значительных перегрузок в кабине еще до ката-
 пультирования, если поврежден фонарь самолета и врывающийся
в кабину воздух не позволяет использовать шторку).

Анализ случаев катапультирования, закончившихся смертель-
ным исходом, показал, что 2/з из них произошли на режимах
планирования самолета с достаточно большой вертикальной ско-
ростью и значительным углом пикирования. В этих условиях ми-
нимальная высота безопасного катапультирования резко возра-
стает и парашютная система кресла не успевает полностью срабо-
тать даже при нормальном ее функционировании. Для решения
этой проблемы, а также для обеспечения спасения на режимах
разбега и пробега необходимо было увеличить высоту подброса
кресла над уровнем земли. С этой целью фирма Мартин — Бе-
кер провела комплекс экспериментальных работ с использова-
нием в качестве дополнительного источника энергии ракетных
 двигателей на твердом топливе (РДТТ).

Два РДТТ располагались за спинкой кребла и объединялись
коллектором, из которого пороховые газы поступали в сопло,
установленное таким образом, чтобы тяга РДТТ проходила па-
раллельно спинке кресла через центр тяжести катапультируемой
массы. В этом случае импульс РДТТ практически полностью
использовался для увеличения высоты подброса [3; 12; 15; 16; 17].
В другом варианте тяга РДТТ направлена под углом около 45°
К" спинке кресла._В этом случае часть импульса, особенно при на-
Л&ичёрси угла планирования, реализуется в горизонтальном направ
’Леййи й не увеличивает высоту подброса траектории [3]. В даль-
йёййем блок РДТТ был доработан с целью размещения его на
;«кфпультируемых креслах, находящихся в эксплуатации.

-Разработанный фирмой Мартин — Бекер ракетный энер’годат-
Жк» предназначенный для установки на катапультируемые си-
Располагается на наружной поверхности чашки кресла и
Цбстцит из 11 трубок небольшого диаметра (шесть длинных и
коротких), в которых размещается пороховой заряд. Все
ввинчиваются в центральную панель коллектора, прохо-
'Нта?0 вдоль задней крышки чашки. На концах панели преду-
’^^>еН0 П° ОДНОМУ С0ПЛУ> оси которых располагаются под углом
^Йрсдтельно боковин и спинки кресла. Ракетный блок крепится
. Л^ёслу с помощью двух болтов и одного фиксатора, что обес-
вечивает быстрый монтаж и демонтаж блока без использования
специального инструмента. Установка блока на все существую-
|Кие модификации катапультируемых кресел фирмы Мартин —
Ябкер не требует значительного изменения его конструкции.

Ракетный ускоритель прошел обширную программу наземных
зЬлетных испытаний. Экспериментальные катапультирования с
Жмощью ракетного ускорителя проводились во всем диапазоне
•^Ростей полета: 0, 70, 160, 450, 810 и 1080 км/ч. Испытания на
скор'остях полета производились на специально приспо-

собленной летающей лаборатории; на средних скоростях — на
самолете «Метеор» МК-7, на больших скоростях — на самолете
«Хантер» МК-7. При катапультировании испытателя на скорости
450 км/ч с высоты 75 м была зарегистрирована максимальная
перегрузка в 15 единиц [2].

Аналогичные испытания с манекеном были проведены в США.
Новые катапультируемые сиденья фирмы Мартин — Бекер, осна-
щенные РДТТ, внедрены в эксплуатацию на СВВП Вакас'
Р. 1127, У1-101С и самолете Т8К-2. Эффективность нового ката-
пультируемого кресла была проверена во время аварии СВВП
У1-101С на режиме обычного взлета. Летчик.успешно катапуль-
тировался от рукоятки, расположенной на чашке кресла, когда
угол крена составлял 40° к вертикали, угол кабрирования 18^
и самолет находился на высоте 3 м над взлетно-посадочной
полосой.

Всего фирма Мартин — Бекер выпустила пять новых модифи-
каций автоматических катапультируемых кресел, оборудованных
РДТТ (МК-6НА, МК-СЭО-5, МК-Эр-7, МК-8УА и МК-9). Каж-
дая модификация имеет свои особенности [2; 3; 4; 9; 12; 15;
16; 17].

Кресло МК-6НА

Катапультируемое кресло МК-6НА с реактивным ускорите-
лем является дальнейшим развитием автоматического кресла
МК-4 (см. рис. 2. 1), на котором реактивный двигатель твердого
топлива (РДТТ) установлен под Дашкой. В конструкцию этого
кресла введены дополнительно следующие усовершенствования.

1.	Установлен механизм подтяга с инерционным стопорением
плечевых ремней [3].

2.	Установлен гильотинный .механизм для ликвидации свя-
зи между основным и тормозным парашютами.

3.	В чашке кресла в специальном контейнере из стеклопла-
стика укладывается носимый аварийный запас. Кресло устанав-
ливается на самолетах ВВП Р. 1127 и Дассе «Мираж-1У». Мас-
са кресла с летчиком 205 кг.

Следует отметить, что установка ракетного ускорителя по-
зволила уменьшить скорость в конце хода стреляющего меха-
низма с 24,4 до 21,35 м/с.

Кресло МК-06-5

Катапультируемое кресло МК^О-5 полностью автоматиче-
ское с ракетным ускорителем. Опытный образец кресла МК^О-5
был разработан в 1959—1960 гг. для ВВС ФРГ.

В США это кресло прошло испытания на ракетной тележке,
включая отстрел кресла • на скорости тележки свыше
1200 км/ч [9].

Кресло МК-В07

Полностью автоматизированное кресло МК-ОР7 является
дальнейшим развитием кресла МК-<ЭС5. В конструкцию кресла
введен новый усиленный контейнер для парашюта и установлен
дополнительный ракетный ускоритель [9]. Упаковка надувной
лодки выполнена по-новому.

Испытания на взлете показали, что парашют полностью рас-
крывается на высоте порядка 50 м при массе кресла 200 кг.
Кресло МК-И<27 предназначено для самолетов ВР-Ю4О ВВС
Дании и обеспечивает спасение экипажа этого самолета на всем
диапазоне его летных характеристик [2].

Кресло МК-8УА

Катапультируемое кресло МК-8УА (рис. 2.5), предназначен-
ное для самолета Т8К-2, — наиболее современное из кресел фир-
мы Мартин — Бекер. Система аварийного покидания самолета
Т8К-2 включает механизм сброса фонаря кабины и два ката-
пультируемых кресла МК-8УА. Энергодатчик кресла состоит из
телескопического стреляющего механизма и ракетного блока,
установленного под чашкой кресла. Максимальная тяга РДТТ
23—27 кН, а время действия 0,23 с.

На двухместном самолете Т8К-2 предусмотрена строгая по-
следовательность катапультирования, причем сидящий сзади
штурман покидает, самолет первым. Он может сам включать
стреляющий механизм своего кресла или автоматически выбра-
сываться, когда летчик в передней кабине включает механизм
своего кресла.

Время подготовки к катапультированию сведено до миниму-
ма в результате установки механизма принудительного катапуль-
тирования второго члена экипажа при включении привода ката-
пультирования командира экипажа [3]. '

Большое внимание уделяется фиксации летчиков в кресле пе-
ред катапультированием. Автоматическая система подтяга и фик-
сации головы в заголовнике и туловища срабатывает непосред-
ственно перед катапультированием. После нажатия поручней щс
ходу в, направляющих происходит подтяг и фиксация плечевых
ремней и ремня, фиксирующего голову в заголовнике по принци-
пу механизма подтяга ног [3}.

Парашют располагается в заголовнике, выполненном из стек-
лотекстолита. Заголовник и контейнер стабилизирующих пара-
шютов соединены с креслом быстросъемным соединением, что
облегчает обслуживание кресла при снятии парашютной

Рис. 2.5. Катапультируемое кресло МК-8УА

Катапультируемое кресло позволяет катапультироваться при
всех скоростях и высотах, соответствующих характеристикам са-
молета Т8К-2, в том числе на уровне земли и на стоянке.

Кресло МК-9

Катапультируемое кресло МК-9 с комбинированным стреля-
ющим механизмом разработано на базе кресла МК-8УА. Оно-
удовлетворяет требованиям летных характеристик последних -
военных самолетов [4].

При разработке кресла учтен опыт, накопленный при экс-
плуатации кресла МК-8УА для британского' самолета Т8К-2.
Масса кресла была уменьшена согласно требованиям к верти-
кально взлетающим самолетам.

Для получения удовлетворительной позы при катапультиро-
вании (особенно существенной для штурмана, который может
быть катапультирован летчиком без соответствующей подго-

‘товки) до момента катапультирования автоматически при-
водятся в действие привязная система и система фиксации
головы.

При выполнении продолжительных полетов привязная систе-
ма может быть ослаблена при помощи регулятора на чашке
кресла для создания максимальных удобств для работы
экипажа.

Кресло может также отстреливаться непосредственно через
фонарь. Для этого летчик должен вытянуть ручку для катапуль-
тирования. Автоматика кресла выполняет все остальное с уче-
том высоты и скорости вплоть до автоматического раскрытия
парашюта [8; 13; 14].

Рис. 2.6. Катапультируемое кресло фирмы КериЬПс:

а—положение кресла при катапультировании; б—положение кресла в
нормальном полете

Кроме описанных кресел фирмы Мартин — Бекер, в ВВС
США нашли применение кресла фирмы КериЬПс модели 1955 г.
весьма простой конструкции (рис- 2.6).

ял ФР.анций с 1956 г. производятся серийные кресла фирмы
оиа АухаНоп. Шведская фирма Зуепзка Аегор1ап в 1957 г. изго-
Тов?дла полностью автоматизированное катапультируемое крес-
ло МК-1У для сверхзвукового истребителя.

Заслуживает внимания катапультируемое кресло Езсарас-П
фирмы Дуглас (США) с ракетным ускорителем, предназначен-
ое для самолетов вертикального взлета и посадки (рис. 2.7).
роцесс катапультирования полностью автоматизирован. Им-

пульс, сообщаемый креслу ПРД, равен 9 кН-с. Высота подъе-
ма при катапультировании 75—120 м.

Фирма Норт Америкен (США) разработала кресло ЫУ-2 с
комбинированным стреляющим механизмом для спасения эки-
пажей самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП).
Кресло полностью автоматизировано и обеспечивает спасение
экипажа в диапазоне скоростей 0—925 км/ч. На высотах менее

Рис. 2. 7. Катапультируемое кресло Езсарас-П фирмы Дуглас

3000 м и скоростях менее 370 км/ч работа парашютной системы
проходит по однокаскадной схеме. На высотах более 3000 м
независимо от скорости всегда происходит ввод стабилизирую-
щего парашюта.

Установленный на кресле ракетный ускоритель имеет им-
пульс около 4,3 кН-с, максимальную тягу не более 30 кН, вре-
мя работы 0,24 с. Угол наклона сопла по отношению к линии
катапультирования 55°. Тяга ракетного двигателя проходит всег-
44

дагда ниже центра тяжести системы кресло — человек с максималь-
3" ным эксцентриситетом 38 мм. Кресло установлено на самолетах
\ УАТ, Х-19 (СВВП). Кроме того, этим креслом предполагается

Рис. 2. 8. Катапультируемое кресло с ракетным ускори-
телем фирмы 8ААВ для многоцелевого истребителя
8ААВ *< Дракон»

оборудовать самолеты вертикального взлета и посадки ХУ-4А
и ХУ-5А.

Фирма Локхид разработала катапультируемое кресло С-2с
ПРД, которое установлено на самолете Р-Ю4О «Сунер Старфай-
тер».

Шведская фирма 8ААВ разработала катапультируемое крес-
ло с ракетным ускорителем для многоцелевого истребителя
8ААВ Я35Е и 835Е «Дракон» (рис. 2.8). Полностью автомати-
зированное кресло обеспечивает безопасное катапультирование
на скоростях с нулевой до М=1,7 на высоте 23000 м. При ката-
пультировании на высоте ниже 300 м и скорости порядка
500 км/ч основной парашют раскрывается полностью в течение
4 с.

2. 2. ОСНОВНАЯ КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМА
КАТАПУЛЬТИРУЕМОГО КРЕСЛА

Хотя конструкции кресел, изготовленных различными фир-
мами, весьма разнообразны, основная конструктивная схема для
большинства типов кресел имеет много общего. Так, например,
большинство кресел имеет каркас, являющийся основным сило-
вым элементом кресла. Часто каркас включает в себя две основ-
ные вертикальные балки с укрепленными на них роликами и
сухарями, которыми кресло фиксируется в направляющих само-
лета. Эти же ролики облегчают выход кресла из направляющих
во время катапультирования. Каркас имеет форму рамы со вто-
рой силовой поперечной балкой, к которой обычно крепятся чаш-
ка сиденья и ограничители рук. Сама чашка сиденья вмонтиро-
вана в нижнюю -часть каркаса. В наиболее механизированных
креслах сиденье перемещается вверх и вниз специальным меха-
низмом, что позволяет летчику самому регулировать его положе-
ние во время полета. На простых креслах чашку регулируют по
росту путем ослабления крепления и перемещения фиксатора
в иное положение.

На чашке кресла с обеих сторон обычно устанавливают боко-
вые ограничители колен. На ограничителях часто монтируют по-
ручни, а на поручнях — рукоятки управления. Иногда органы
управления катапультированием монтируют на передней стенке
чашки-. На передней же стенке чашки монтируют подножки или
другие устройства для фиксации ног. В средней части каркаса
над сиденьем крепят спинку кресла, а иногда и защитную броню.
В верхней части каркаса к креслу крепят заголовник, под заго-
ловником также устанавливают броню. На некоторых креслах
пространство между заголовником и каркасом кресла исполь-
зуется как контейнер для защитной шторки лица или для стаби-
лизирующего и вытяжного парашютов.

С боков на каркасе устанавливают устройства для ограниче-
ния положения рук и защиты их от разброса и увечья во время
аварийного покидания самолета на больших скоростях. Вблизи
заголовника крепят открывающиеся стабилизирующие щитки,
а иногда и фиксаторы головы, которые в сочетании с аварийным
подтягом и боковыми замками составляют привязную систему.

Ивановной спасательный парашют в большинстве случаев поме-
ВВпают в чашке сиденья или на спинке кресла в специальном кон-
ИР^ипррр- в чашку сиденья в этом случае укладывают аварийный
Нрзапас. Если на кресле имеются- пушки для принудительного вво-
Ж да в действие парашюта или другие силовые устройства, то и их
обычно крепят к силовому каркасу кресла.

III' Катапультируемые кресла на больших самолетах перемеща-
Ж ются внутри фюзеляжа с помощью специальных лифтов и сала-
Ц? зок> представляющих собой обычные средства механизации пере-
йК мещения. •

2.3. КАРКАС

Рис. 2. 9. Каркас
кресла:

Как силовая конструкция каркас (рис. 2.9) является одним
основных узлов катапультируемого кресла. Форма и конструк-
Каркаса во многом определяют фор-
конструкцию кресла,в целом. Во
я катапультирования кресло подвер-
большим силовым нагрузкам, и,
того чтобы им противостоять, каркас
ен быть не только прочным, но и
ь достаточную жесткость. Нужно
пт^что нагрузки, которым подверга-
/кресло при аварийном покидании
Ш1ета> несмотря на их кратковремен-
Ь,.могут достигать больших величин и
Йть свое направление. Все это необхо-
Йщ учитывать, рассчитывая различные
каркаса для обеспечения равно-
^йости конструкции. Конструкция кар-
Й^^ожёт быть самой разнообразной,
В^^аюсновные. конструктивные элемен-
"ь Должны соответствовать более или ме-

/—вертикальные силовые
балки-, 2—верхний упор- ‘
ный кронштейн; 3—ниж-
няя силовая поперечная
балка; 4—направляющие
ролики; 5—направляющие
сухари

| одинаковым техническим требовани-
/'Направляющие ролики и сухари на
должны быть выполнены так, что-
х кресло'всегда прилегало к направляю-
щим четырьмя точками, как это показано
на рис. 2. 10. Сухари должны изготов-
ляться из текстолита или другого анти-
фрикционного материала и хорошо приго-
Няться по направляющим. Основное назначение сухарей — улуч-
*яать фиксацию кресла во время нормальных полетов. Устанав-
°НИ должны в симой верхней части вертикальной сило-
и балки, чтобы при катапультировании возможно быстрее вый-
щих3 зацепления и этим уменьшить силы трения в направляю-

Ролики желательно ставить на подшипниках качения. Во из-
бежание заеданий и задиров поверхностей обкатки необходимо
обеспечить соответствующее соотношение их твердостей и доста-
точные закругления на краях роликов. Ширина роликов должна
выбираться из соображений допустимости удельных давлений
в местах контакта.

Конструкция верхнего упорного кронштейна должна быть же-
сткой, особенно в гнездах под цапфы стреляющего механизма.
Вместе с тем в гнезде должен поворачиваться стреляющий меха-
низм на цапфах в пределах 5—7°. Такой же поворот должен быть

Рис. 2. 10. Схема расположения роликов и сухаря
обеспечен (без заклинивания) и в нижней упорной пяте стреля-
ющего механизма.

Нижняя силовая поперечная балка не должна упираться в
трубу стреляющего механизма даже при повороте оси стреляю-
щего механизма относительно оси направляющих на угол не-
сколько более 7°.

Как уже говорилось, каркас кресла во время катапультирова-
ния испытывает большие силовые и вибрационные нагрузки, ко-
торые возрастают по мере увеличения скорости и высоты полета.
Во время нормальных полетов кресло также испытывает пере-
грузки, вызванные маневрами самолета. Однако в этих случаях
действуют сравнительно малые силы. Наибольшим нагрузкам
подвергаются вертикальные балки, которые во время катапуль-
тирования вначале под действием стреляющего механизма рабо-
тают на растяжение и изгиб, а затем под влиянием аэродинами-
ческих нагрузок — в основном на изгиб.

Как пример рассмотрим элементарную наиболее часто встре-
чающуюся схему сил, действующих на каркас условно простей-
шей формы. На рис. 2.11 показан случай максимальных изгибаю-
щих нагрузок, когда в направляющих осталось по два ролика,
а плечо действия аэродинамической силы, изгибающей верти-
кальные балки/ наибольшее. Следует при этом учесть и изгиба-
ющий момент от эксцентриситета центра тяжести системы крес-
ло — человек по отношению к оси направляющих. В конструкции

ИЕйедует предусматривать и поперечную прочность, чтобы она
^^воспринимала поперечные силы, возникновение которых возмож-
Ц$но после отделения кресла от самолета и поворота его вокруг
вертикальной оси в результате какой-либо асимметричности.

\' Силы, нагружающие каркас в поперечном направлении, могут

возникнуть как составляющие

от силы отдачи пушек и других

ростного напора)

Направление ско-
ростного напора
(прогиб мягкого

Рис. 2. 11. Схема нагружения кар-
каса:

/—каркас ' кресла; 2—вертикальные
швеллеры — направляющие; 3—стреля-
ющий механизм; 4—нижняя пята задел-
ки стреляющего механизма; 5—крон-
штейн крепления к каркасу фюзеляжа

Рис. 2.12. Схема действия аэродина-
мических компенсаторов на стабили-
зирующих щитках:

1—заголовник; 2—жесткий стабилизирую-
щий щиток; 3—вертикальные силовые бал-
ки каркаса; 4—верхний упорный кронштейн;
5—шарнир; 6—аэродинамический компенса-
тор

подобных агрегатов, обычно прикрепляемых к каркасу под неко-
торым углом к вертикальной оси кресла, или от срабатывания
стабилизирующего парашюта, введение которого возможно прак-
тически под любым углом к вертикальной оси кресла.

На многих креслах для улучшения устойчивости применяют
. жесткие стабилизирующие щитки. С помощью таких горизонталь-
ных или установленных под некоторым углом атаки щитков мож-
но также увеличить подъемную силу. Такие щитки размещаются
возле заголовника. Они обычно имеют довольно большой мидель,
поэтому во избежание помех при обзоре их делают открываю-

Рис. 2. 13. Кресло модели В (США) для катапультирО’
„ вания при сверхзвуковых скоростях

а—нормальное рабочее положение кресла; б—положение кресла
перед катапультированием

г -



Рис. 2. 14. Вариант кресла модели В (США) с телескопи-
ческими штангами

а~положение в момент катапультирования; б—положение после ка-
тапультирования

щимися только во время аварийного покидания самолета
(в обычном полете они сложены и вплотную подходят к заголов-
нику). В связи с тем, что щитки открываются на больших ско-
ростях полета, при их открытии, помимо аэродинамического
момента, возникают большие динамические нагрузки в местах
заделки этих щитков. Эти пиковые нагрузки, сильно закручи-
вающие вертикальные силовые балки, будут, тем больше, чем

жестче упоры, воспринимающие эти на-

Рис. 2. 15. Схема действия
сил после выхода систе-
мы кресло — человек в
поток

грузки, и поэтому в этих местах устанав-
ливают амортизаторы или аэродинамиче-
ские компенсаторы, как это схематически
показано на рис. 2. 12. Конструкция щит-
ков во многом зависит от конфигурации
верхней части кресла, которая бывает
различной, как различны и материалы, из
которых изготавливаются такие щитки.
Конструкция, щцтков должна быть легкой
и достаточно надежной, так как отказ их
в работе приводит к нарушению стабили-
зации кресла.

На рис. 2. 13 показано эксперименталь-
ное кресло для катапультирования при
сверхзвуковых скоростях полета (США).
Основная защита от скоростного потока
заключается здесь в том, что кресло бы-

стро принимает положение вдоль оси потока и своей нижней ча-
стью заслоняет человека. Чтобы обеспечить быстрый поворот и
достаточно устойчивое положение кресла вдоль оси потока, на
нем вдоль вертикальных балок каркаса установлены большие

аэродинамические щитки, выдвигающиеся и поворачивающиеся
перед катапультированием (в нормальном полете они убраны и
работе летчика не мешают).

На рис. 2. 14 приведен вариант этого кресла с маленькими
щитками, выдвигающимися на телескопических штангах. На-
ружные трубы телескопических штанг являются здесь верти-
кальными балками силового каркаса кресла.

После отделения от самолета и выхода в поток на кресло и
находящегося в нем человека действуют одновременно скорост-
ной напор и перегрузки (рис. 2. 15).

Обозначим через — массу человека; т2 — массу кресла;
Р1— силу, действующую на человека; Ръ — силу, действующую
на кресло; Р — силу взаимодействия кресла и чело-
века.

Перегрузка, воспринимаемая человеком,

Р1 + Р

п

Перегрузка, воспринимаемая креслом,

ГП2

Так как эти перегрузки одинаковы, то

Ш\	ГП2

п=Р' + Р?- 

тх + т2

< ' Реакция кресла, действующая на человека, выразится фор-
!'мулой

V	о __Р2Ш1—Р1т2

&). * --------------------- »

&и реакция человека, действующая на кресло, /?2 = —

| Если 7?1>0, то это означает, что «кресло тянет человека»,
е. величина 7?! равна суммарному давлению ремней на чело-

? века. Если же 7?1<0, то это значит, что «человек давит на крес-
ло», т. е. величина 7?! равна суммарному, давлению человека на
р крчесло. Расчет и испытания кресел проводятся для трех слу-
чаев. X

1-й случай — обдув неподвижного кресла с человеком ско-
’ ростным потоком. В этом случае п=0 и /?=—А, т. е. на че-
ловека со стороны груди действует скоростной напор, уравнове-
шиваемйй силой — Рг кресла, приложенной к спине-

А 2-й случай — катапультирование на горизонтальной ката-
ЯГ пульте без скоростного напора. В этом случае Р=пт^ Р1 —О,
ф’ т. е. на человека действует реакция Ц = прижимающая его
к привязной системе. На кресло эта нагрузка передается через
Цзамки привязной системы.

3-й случай — натурные испытания или испытания на реактив-
ной тележке. В этом случае

’	р = тхп — Л-

4	Г)

Во всех трех случаях на человека и кресло действуют различ-
- ные системы сил.

Наивыгоднейшим, по-видимому, следует считать случай, когда
реакция мала или отрицательна. В этом случае она распре-
деляется по поверхности спины/что вызывает меньшие удельные
. 'Давления, чем при распределении ее по привязной системе.

2.4. ЧАШКА СИДЕНЬЯ И ФИКСАЦИЯ НОГ

у Чашка сиденья представляет собой простой узел клепаной
4 или литой из легкого сплава конструкции. ЧаЩка делается глубо-
для Размещения в ней парашюта или носимого аварийного

запаса. В задней части чашки имеются кронштейны для креп-
ления к каркасу кресла. Иногда чашка (как, например, в кресле
фирмы Мартин — Бекер) делается за одно со спинкой. Как уже
было сказано, в механизированных креслах чашка перемещается
на каркасе с помощью специального механизма. В этом случае
на вертикальных балках каркаса монтируются специальные на-
правляющие, а кронштейн чашки заканчивается подшипниками
качения, как это схематично показано на рис. 2. 16.

На чашке кресла обычно монтируются боковые замки подвес-
ной системы летчика. На передней стенке чашки сиденья или по
бокам передней части кресла укреплены ручки регулирования
подтяга привязной системы, управления для сбрасывания фона-
ря и для катапультирования. На чашке сиденья часто монтирует-
ся рукоятка ручного раскрытия привязной системы. На передней
стенке чашки сиденья имеются специальные приспособления для
фиксации ног. Таким образом, относительно простой узел чашки
сиденья очень усложняется тем, что на нем-монтируются органы
управления и замки привязной системы и фиксации ног.

Простейшим средством фиксации ног является применение
запирающихся подножек (рис. 2. 17). Этот простой механизм на-
дежно работает, а нога, ограниченная подножкой и запертая
рычагом, достаточно зафиксирована. Однако, как показал опыт,,
многие летчики перед катапультированием не успевают или за-
бывают принять нужную позу и поставить ноги на подножки.
Это привело к тому, что вместо подножек теперь часто приме-
няется принудительная фиксация ног, как это, например, показа-
но на рис. 2. 18.

Особенность этой системы заключается в том, что нога, сво-
бодно лежащая на педали управления, во время катапультиро-
вания под влиянием перегрузки прижимается к передней стенке
чашки кресла и в этом положении фиксируется специальными
шнурками, прикрепленными к полу кабины и подтягивающимися
при движении кресла вверх. Шнурки эти подтягиваются до тех
пор, пока сила подтяга не превысит прочность слабого элемента,
размещенного между местом крепления к полу кабины и самим
шнурком, и не разорвет его. Обратно шнурок втянуться не может,
так как он вытягивается через самозапирающийся замок. Таким
образом, нога остается подтянутой до тех пор, пока не откроется
специальный замок, освобождающий второй конец шнурка и но-
гу от фиксации. Этот способ обеспечивает безопасное покидание
самолета при скорости полета до 1000 км/ч. Для кресел, ката-
пультирующихся вниз, совершенно необходимо применение при-
нудительного подтяга ног до начала движения кресла, поэтому
подобная система для этого случая непригодна. В этих креслах
обычно применяют специальные прижимные фиксаторы, прину-
дительно подтягивающие ноги и фиксирующие это положение,
или такие же шнурки, как это показано выше, которые, однако*

~ 2. 18. Принудительная фиксация .
' . (подтяг) ног:

Йа» 2—фиксирующие шнурки; 3—сла-
/Жемент; 4—кронштейн крепления к по-
>$~~самозапирающийся замок; 6—замок
рвения ног; 7—ремень; 8—чашка кресла

Рис. 2. 19. Механизм (фирмы Стэнли)
принудительного подтяга ног:

1—маятник; 2—чашка кресла; 3—ось; 4—ци-
линдр; 5—рычаг; 6— опора ног; 7—диск ма-
ятника; 8—центральная ручка катапульти-
рования; 9—пиромеханизм; 10—трубка; 11—
трубка отвода газов

в этом случае подтягиваются не движением кресла, а предва-
рительным срабатыванием специальных пружинных или пиротех-
нических бустеров.

В конце 1956 г. работникам американской фирмы Стэнли был
выдан патент на новый механизм для принудительного подтяга
ног. Механизм (рис. 2. 19) состоит из маятника Л укрепленного
в чашке кресла 2 на оси 3. При подаче сжатого газа или воз-
духа в цилиндр 4 поворачивается рычаг 5, и маятник приподни-
мается кверху. Так как на маятнике имеются опоры ног 5, то
при подъеме маятника приподнимаются и ноги, что позволяет
спасающемуся принять наиболее приспособленную к катапуль-
тированию позу. Диск 7 маятника предохраняет ногу от попе-
речного перемещения. Маятник приподнимается после того, как
летчик подтянет центральную ручку катапультирования 5 и этим
взорвет пиропатрон, помещенный в пиромеханизме Р; при этом
газы пойдут по трубке 10 и заставят двигаться поршень цилинд-
ра маятника. По трубке 11 газы поступают на привод механиз-
ма, выдергивающего чеку стреляющего механизма, и на другие
механизмы, которые должны срабатывать перед катапультиро-
ванием.

Однако это устройство вряд ли сможет обеспечить фиксацию
нижней части ног и ступней. Сочетание же маятникового меха-
низма с принудительной фиксацией ступней ног, по-видимому,
может создать хорошие условия для обеспечения безопасной по-
зы нижней части тела и ног при катапультировании.

2. 5. СПИНКА КРЕСЛА, ЗАГОЛОВНИК,
ОГРАНИЧИТЕЛИ ПОЛОЖЕНИЯ РУК

Конструкция спинки и заголовника почти у всех кресел оди-
наковая. Оба элемента конструкции предназначены для удобного
расположения летчика, а во время аварийного катапультирова-
ния к ним плечевыми ремнями подтягиваются и прижимаются
спина и затылок летчика. В основном конструкция как спинки,
так и заголовника состоит из двух частей: каркасов спинки и
заголовника, обычно штампованных или выдавленных из дуралю-
минового листа, и мягкой подушки из эластичного пенопласта
или губчатой резины, обтянутой дерматином или подобным ему
материалом. Часто под спинку кресла и под заголовник устанав-
ливают броню, предохраняющую летчика от пуль и осколков
снарядов. В верхней части спинки (в пространстве между спин-
кой и заголовником) обычно встраивают верхний замок привяз-
ной системы и механизм аварийного подтяга плечевых ремней.
V катапультируемых кресел, предназначенных для аварийного
покидания скоростных и сверхскоростных самолетов, с обоих бо-
ков спинки устанавливают ограничители для рук. Во время обыч:
ного полета эти ограничители должны быть убраны, чтобы не
стеснять движений летчика при управлении самолетом, а перед
56

катапультированием они должны принять положение, предохра-
няющее руки от разброса скоростным напором. Конструктивно
ограничители положения рук могут быть выполнены в виде мяг-
кой сетки, которая, натягиваясь вдоль боков спинки, кНк бы
улавливает руки, или в виде жестких маятников различной фор-
мы, служащих опорами и ограничителями для рук (см. рис. 1.8).

Механизм ограничителей положения рук обычно приводится в
действие при движении кресла по направляющим или пружиной,
спущенной движением рычага, соединенного с ручкой сброса
фонаря.

2.6. ФИКСАЦИЯ ПОЛОЖЕНИЯ ЛЕТЧИКА В КРЕСЛЕ

Для нормальных условий полета на современных самолетах
необходимо, чтобы летчик был прикреплен к сиденью. Это креп-
ление должно допускать некоторую подвижность верхней части
туловища, свободное движение конечностей и головы. Вместе с
гем должно обеспечиваться быстрое (поворотом одной рукоят-
ки) подтягивание плеч летчика к креслу при резком торможе-
нии самолета.

Во время аварии перед катапультированием летчик должен
принять требуемую позу и надежно прикрепиться к сиденью.
Эта поза предусматривает жесткое крепление корпуса тела к
сиденью, крепление ног, подтянутых к чашке кресла, определен-
ное положение рук и головы на заголовнике.

В настоящее время применяются три различные позы летчи-
ка перед катапультированием (см. рис. 1.7).

1-я поза — руки на рукоятке шторки. Поза используется толь-
ко в случае полета без специальные шлемов.

2-я поза — руки на поручнях. Эта поза широко распростра-
нена, особенно для случаев полета в защитных и герметических
шлемах.

3-я поза — обе руки соединены на центральной ручке. Эта
йтоза более удобная и в последнее время широко распростра-
няется.

При катапультировании на скоростях самолета до 700—
$00 км/ч по прибору специальных фиксаторов для рук летчика
требуется, при катапультировании же на больших скоростях
необходимы специальные ограничители для рук.

У Принять ту или иную из перечисленных выше поз необходи-
мо для того, чтобы легче перенести перегрузки при катапульти-
ровании, а также противостоять воздействию скоростного напо-
)а. В случаях, когда возникающие при катапультировании пере-
'рузки торможения превышают 30, необходимо, кроме корпуса и
^вечностей, принудительно фиксировать голову или шлем, а в
Шучае полета в скафандре, шлем которого имеет больший внут-
ренний объем, и голову летчика относительно шлема.

Тело летчика фиксируется специальными устройствами —
привязными системами на замках, являющимися частью конст-
рукции кресла. Конструкция замков должна быть надежной —
замки должны безотказно закрываться, выдерживать большие
нагрузки, а также безотказно и быстро открываться под воздей-
ствием определенного импульса.

При создании системы фиксации необходимо иметь в виду,
что если не принять специальных мер, то при отрицательной
перегрузке самолета между сиденьем'и телом летчика может воз-
никнуть зазор. Если катапультирование произойдет при наличии
зазора, то кресло, выбирая этот зазор, приобретет скорость, и со-
прикосновение сиденья с телом летчика будет сопровождаться
ударом, который может оказаться болезненным. Чтобы устранить
возможность такого удара, привязная система должна надежно
притягивать таз летчика к сиденью. Это может быть обеспечено
различными средствами. Упомянем здесь, например, о пятиточеч-
ной привязной системе, когда, кроме описанных ниже двух пле-
чевых и двух поясных ремней, вводится еще пятый ремень, про-
ходящий'между ног летчика и притягивающий таз к сиденью
[1]. Естественно, возможны и другие решения.

2.	7. ПРИВЯЗНАЯ СИСТЕМА

Привязная система, с помощью которой корпус летчика кре-
пится к каркасу кресла, состоит из пары плечевых и пары пояс-
ных ремней, соединяющихся в области живота быстродействую-
щим замком (рис. 2. 20).

Плечевые ремни перекинуты через ролики, прикрепленные к
кронштейну заголовника, и соединены через пряжку с механиз-
мом подтяга. Эти ремни можно по желанию оттягивать вперед
на 200—250 мм, что позволяет летчику относительно свободно
перемещать верхнюю часть тела.

Поясные ремни прикреплены к каркасу с правой и левой сто-
рон чашки кресла. На поясных ремнях располагаются замок и
хомуты шланга временного автомата, управляющего быстродей-
ствующим замком. Быстродействующий замок (рис. 2.21) рас-
положен на правом поясном ремне и состоит из основания
(пряжки), на котором имеются запирающий крючок, скоба с
пружиной и тросик с деревянной выкрашенной в красный цвет
грушей для открытия запирающего крючка.

На левом поясном ремне находится пряжка . с отверстием
для замка. Концевые пряжки плечевых ремней надеваются на
пряжку поясного ремня и в этом положении запираются зам-
ком.

Чтобы .отстегнуть привязные ремни, нужно потянуть грушу
вправо. При этом тросик, соединяющийся со скобой, выведет
пряжку из зацепления с крючком, замок откроется, и набор пря-
жек разъединится. Возможно и автоматическое открытие этого
58

Рис. 2.20. Привязная система на кресле

Рис. 2.21. Схема быстродействующего замка
' привязной системы:

/—поясная пряжка с за.мком^ 2—кожаная подшивка;
/—плечевая пряжка; 4—поясная пряжка; 5—груша, рас-
крывающая замок; 6—запирающий крючок

замка. В этом случае при освобождении летчика от кресла пос-

ле катапультирования автомат времени, срабатывая, тянет трос,
который соединен у груши с тросом предохранителя замка при-
вязных ремней, и открывает замок.

На поясные ремни привязной системы надеты регулируемые
пряжки, соединенные с петлями, прикрепленными к боковым

2

Рис. 2. 22. Механизм под-
тяга:

/—пружина стопорного устройст-
ва; 2—скользящая труба; 3—
грубка направляющего винта;
4—пружина; 5—пряжка; 6—ре-
мень; 7—балка кресла; 8—палец
стопора; 9—винт

фермам сиденья, шарнирно (при по-
мощи валиков), благодаря чему
ремни могут занимать необходимые
для летчика положения. Пряжки
позволяют также регулировать дли-
ну ремней, подгоняя их по росту лет-
чика.

Механизм подтяга (рис. 2.22)
представляет собой трубу 2, сколь-
зящую во втулке, вваренной в попе-
речную балку 7 спинки. На трубу
постоянно действует усилие пружи-
ны 4, оттягивающей ее’вниз. Труба
имеет с одной стороны ряд отверс-
тий с шагом 20—30 мм, служащих
гнездами для пальца стопора 5.
Чтобы .труба не поворачивалась вок-
руг оси, с противоположной сторо-
ны отверстий для стопора имеется
длинная прорезь, в которую вводят
направляющий винт 9-

При оттянутом пальце стопора
труба под воздействием пружины
подтягивает плечевые ремни. Отпус-
кая палец стопора, можно остано-
вить подтяг в любом промежуточном
положении, вплоть до максимально-
го хода.

Для оттягивания пальца на ле-

вом поручне кресла предусмотрена
ручка управления стопором. Ручка действует через качалку на
тросовую проводку, соединенную с пальцем стопора. При подня-
тии ручки вверх вытягивается фиксатор, отключается стопор, и
летчик, отклоняясь вперед, вытягивает плечевые ремни. Затем,
опуская ручку вниз, он фиксирует ремни (трубу подтяга) в но-
вом вытянутом положении. Если летчик хочет снова подтянуть
ремни, то он отключает фиксатор, подает корпус назад, а пружи-
на подтяга выбирает слабину в ремнях. В этом случае при опус-
кании ручки фиксатора стопорится подтянутое положение летчи-
ка. Плечевые ремни могут регулироваться и по росту при помо-
щи квадратных регулировочных пряжек.

Для лучшего распределения давления, вызванного перегруз-

гками, под плечевые и поясные ремни привязной системы при-
1.ШИТЫ кожаные подкладки или подложены специальные кор-
|1с,еты.

Подобная привязная система довольно проста, имеет всего
один замок, удовлетворительно работает. Однако, так как эту
привязную систему летчику приходится надевать поверх подвес-
Г ной системы парашюта, она стесняет его движения.

Рис. 2.23. Автоматические замки
привязных ремней:

I—чека автоматического открытия; 2—
зека открытия парашюта; 3—привод за-
щелки замка; 4—рукоятка открытия

Привязная система, применяемая на различных отечествен-
ных и иностранных креслах, принципиально не отличается от
дописанной, выше, за исключением конструкции быстроразъемных
|замков. Изготовляются и другие автоматизированные замки
|йривязных ремней. Некоторые из них — автоматические — пока-
заны на рис. 2. 23 [10].

2.8.	ОБЪЕДИНЕННАЯ ПОДВЕСНАЯ СИСТЕМА

Объединенная подвесная система связывает тело летчика со
расательным парашютом и катапультируемым креслом. Она с
успехом заменяет две системы — подвесную (рис. 2. 24) и при-
вязную.

Основой конструкции является каркас, сшитый из хлопчато-
бумажных или капроновых лент шириной 40—50 мм и плотно
облегающий корпус летчика. Каркас состоит из главной круго-
вой лямки, наспинно-плечевых, поясного и ножных обхватов.
Главная круговая лямка с помощью двух замков соединяется

с лямками основного спасательного парашюта. При парашюти-
ровании летчик сидит на главной круговой лямке, как на си-
денье. На нижней части главной круговой лямки, примерно на
уровне поясного обхвата, прикреплены специальные петли-пряж-

ки, сквозь которые проходят поясной
обхват и свободные концы ножных
обхватов. Эти петли-пряжки выпол-
нены целиком из металла или имеют
металлический каркас, обшитый тка-
невым чулком.

Для регулирования лямок по
росту летчика в соответствую-

Рис. 2. 24. Подвесная система:

Г—главная круговая лямка; 2—наспинно-плечевые
эбхваты; 3—поясной обхват; 4—5—свободные концы
лямки; 6—соединительный легкоразъемный замок;
7—прямоугольная регулировочная пряжка; 8—пётля-
лряжка; 9—полукольцо подсоединения строп; /0—пряж-
ка концевая; //—ножной обхват

щих местах каркаса.предусмотрены . регулировочные пряжки.
Свободные концы наспинно-плечевых и ножных обхватов закан-
читаются концевыми пряжками, запирающимися соединитель-
ным легкоразъемным замком на груди летчика. Замок наиболее
распространенной конструкции состоит из корпуса, имеющего че-
тыре штыря, на которые надеваются концевые пряжки, и крыш-
ки, соединяющейся с корпусом при помощи шарнира. Запирает-
ся замок защелкой с предохранителем. Снимается с предохрани-
теля замок легко. Все части замка' выполнены из термически
обработанной высокосортной стали и имеют антикоррозионное
покрытие.,

К наспинно-плечевым обхватам пришито по одному сво-
бодному концу лямки, к ним в свою очередь крепится пряж^
ка замка подтяга — верхняя точка крепления летчика к/
креслу.

к креслу одним верхним

Рис. 2. 25. Объединенная под-
весная система:

/—главная двойная круговая лямка;

2—мягкая спинка; 3—поясной об-
хват; 4—легкоразъемный замок; 5—.

двойные ножные обхваты

к главной круговой лямке несколько выше поясного обхвата
>> с обеих сторон пришито по одному свободному концу лямки, а к
'. этим лямкам прикреплены пряжки боковых замков крепления
летчика к сиденью.

Р г Таким образом, летчик крепится
^замком подтяга и двумя боковыми,
расположенными на каркасе с пра-
1|йрйилевой сторон кресла на уровне
Кашки сиденья или <с боков на самой

||к\ Объединенная подвесная система
||Ш$ет две точки крепления к спаса-
||^льному парашюту и ' три точки
|эдепления к креслу. Максимальные
~ эксплуатационные нагрузки на зам-
ки соответствуют перегрузкам в нап-
равлении грудь —спина, равным 40.
< " Для того чтобы при таких наг-
? рузках не превышать допустимых
/удельных давлений .лямок на тело
Человека, в соответствующих местах
под лямки подложены войлочные
или кожаные подкладки или сде-
ланы корсеты с мягкими подкладка-
ми.

г При' раскрытии купола спаса-
| тельного парашюта также могут воз-
I никать большие перегрузки (дости-
гающие 20). Зная эксплуатационные
^нагрузки, точки их приложения и

^направления, нетрудно простым разложением сил определить на-
грузку на каждый из элементов объединенной подвесной сис-
таЬмы.

ЦТ. На рис. 2. 25 приведена схема объединенной подвесной систе-
»ы.В конструкцию системы введены дополнительные ремни, сое-
диненные с главной круговой лямкой, чем значительно увеличе-
на площадь ремней ножных обхватов. Нижняя часть круговой
Итаки тоже расширена за счет дополнительного ремня.

И- Каркас имеет мягкую матерчатую спинку, сквозь которую
Мроходят наспинно-плечевые обхваты, поясной обхват и нижняя

®сть главной круговой лямки. Соединительный легкоразъемный
|Мок описанной ранее конструкции помещается на груди. Эта
Втема может иметь два легкоразъемных замка, запирающих
рбодные лямки, расположенные по бокам на главной круговой
|мке. Ножные обхваты пропускаются через петли (треугольные
Йталлические пряжки) и присоедицяются к легкоразъемным
Шкам.

В эксплуатации описываемая объединенная подвесная систе-
ма оказалась удобной в условиях нормального полета и во вре- ч
мя катапультирования.

2.9.	СПЕЦИАЛЬНАЯ ОДЕЖДА С КРЕПЛЕНИЕМ
К КРЕСЛУ И ПАРАШЮТУ

Специальная верхняя одежда, хорошо пригнанная по тулови-
щу и бедрам, может быть использована для крепления летчика к
креслу и спасательному парашюту. В такой одежде с вделан4- '

Рис. 2. 26. Объединен-
ная подвесная систе-
ма, вшитая в летный
комбинезон (для на-
глядности к пряжкам
прикреплены лямки
белого цвета)

ными в нее элементами крепления повыша-
ются пределы переносимых перегрузок тор-
можения. Кроме того, уменьшается масса
снаряжения и улучшаются условия пилоти-
рования по сравнению с тем, когда поверх
одежды надевается объединенная подвесная
система, не говоря уже об одновременном
применении раздельных — подвесной и при-
вязной систем-

Бюро авиации военно-морского флота
США занималось исследованием летного
снаряжения, в результате чего разработана
специальная одежда летчика со вшитой в
нее объединенной подвесной системой. На
рис. 2.26 приведена разработанная этим
центром объединенная подвесная система,
вшитая в комбинезон, которым можно поль-
зоваться на всех современных креслах, при-
способленных под объединенную подвесную
систему.

Эта одежда испытывалась на одной из
американских авиабаз при воздействии пе-
регрузок спина—грудь, достигающих 60
единиц, и оказалась более эффективной, чем
отдельная объединенная подвесная система,
надетая поверх летной одежды.

2.10.	ЗАМКИ ОТСОЕДИНЕНИЯ СПАСАТЕЛЬНОГО
ПАРАШЮТА

Если летчик опускается на воду, то лучше всего полностью
освободиться от парашюта, так как в нем легко запутаться. Если
летчик опускается на снег, он предпочитает отсоединить одну из
двух лямок парашюта, так как при этом купол быстро погаснет
и парашют перестанет тащить за собой летчика, что при сильном
ветре особенно важно.

Если к подвесной системе прикреплен кроме парашюта <
и носимый аварийный запас, то освободиться нужно только
купола, а подвесную систему оставить на себе. Следовател!
необходимо иметь замки в месте присоединения каждой ляк

Конструкция замков должна обеспечивать быстрое отсос
нение от купола парашюта. Замок должен быть очень прочн

Рис. 2.27. Замок отсоединения спасательного парашюта

и стадии

открывания замка

но легким и негромоздким. На рис: 2. 27 показана констру]
такого замка, применяющегося в ВВС США для снаряж
летчиков-истребителей. Замки устанавливаются на верхней ч
подвесной или объединенной привязной системы с обеих ст
под ключицами во впадинах плеч.

Чтобы открыть замок и освободить лямку парашюта, нес
димо откинуть крышку, освободив предохранитель, как этс
 казано на рис. 2. 27. Затем, нажав большим и указатель
' пальцами кнопки, открыть запорное устройство, после чего
: ка парашюта отделится от корпуса замка.
> 

2.11.	БОКОВЫЕ ЗАМКИ КРЕПЛЕНИЯ ЛЕТЧИКА
К КРЕСЛУ И СИСТЕМА БОКОВОГО ПОДТЯГА

Боковые замки — очень ответственные элементы системы
> ,сения. Обычно механизмы боковых замков и управления ими
тируются на кресле, а пряжки замков прикрепляются к гла
круговой лямке подвесной системы.

3	1947

Механизмы этих замков бывают самой различной конструк-
ции, поэтому описывать их отдельно от кресла в деталях трудно
и в этом нет необходимости. Следует, однако, указать общий для
всех типов замков принцип действия.

Летчик должен иметь возможность легко вставлять пряжку в
надежно автоматически запирающийся замок. При тряске и под '
влиянием перегрузки замок не должен самопроизвольно откры-
ваться. Вместе с тем необходимо, чтобы летчик, не затрачивая
больших физических усилий, легко открывал эти замки.

Принципиально конструкция бокового замка может быть та-
кой же, как* и автоматических замков привязных ремней.

В аварийных случаях после катапультирования все замки,
получив силовой импульс от баровременнбго датчика, должны
легко и по возможности одновременно отсоединять летчика от
кресла. Отказ в автоматическом срабатывании замков может
привести к тяжелым последствиям, поэтому автоматическую си-
стему открытия замков часто дублируют системой, срабатываю-
щей «от руки» (с помощью специальной ручки).

2.12.	ВЕРХНИЙ ЗАМОК КРЕПЛЕНИЯ
И СИСТЕМА АВАРИЙНОГО ПОДТЯГА

Для объединенной подвесной системы (или объединенной си-
стемы, вшитой в специальную одежду) корпус в верхней точке,
так же как и в боковых замках, должен фиксироваться специ-
альным легкоразъемным автоматически действующим замком,
в принципе аналогичным боковым замкам. Однако одного замка
и простейшей системы регулируемого подтяга недостаточно, не-
обходим аварийный принудительный подтяг, автоматически дей-
ствующий перед катапультированием.

Такой подтяг необходим до начала катапультирования, так
как в противном случае сила подтяга должна противостоять-
перегрузкам катапультирования, которые при отстреле кресла
вверх очень велики. Чтобы надежно подтянуть летчика к спинке
кресла, нужно быстро, плавно, без рывков приложить усилие, для
чего может быть применен пиротехнический подтяг (рис. 2.28).
Собственно механизм подтяга представляет собой замкнутый
объем, состоящий из наружного и внутреннего цилиндров. Под
действием пружины ролик 6, укрепленный на пироцилиндре,
стремится отодвинуться вправо, действуя при этом как силовой
элемент подтяга. Когда поворотом чеки в корпусе спускается
боевая пружина, бойки, ударяясь о капсюли пиропатрона, взры-
вают его, и газы от сгорающего пороха, заполняя полость цилин-
дра и действуя в том же направлении, что и пружина, обеспечи-
вают быстрый и сильный подтяг. Упорная пята пружины предо-
храняет калиброванное отверстие от попадания в него пыжа
пиропатрона или частичек пороха, что может изменить характе-
ристику работы механизма, регулируемую подбором величины

отверстия, соединяющего полость цилиндра с окружающей атмо-
сферой. Чтобы на земле во время регламентных работ или стоян-
ки самолета не мог произойти самопроизвольный выстрел, затвор

Рис. 2. 28. Механизм пиротехнического подтяга и схема
управления им:

/—верхний замок привязной системы; 2—пряжка;	3—пряжка

подтянутая; 4—барабан; 5—стопорные рычаги; 6—ролик

даиромеханизма снабжен наземным предохранителем, который
|йеред посадкой летчика в самолет снимается с кресла.

При аварийном пироподтяге, в то время когда срабатывает
Пиропатрон, стопор обычного механизма подтяга автоматически
Йтстопоривается, и вновь фиксирует только полностью под-
Жнутое положение летчика. На рис. 2.28 показано примерно
ргакое управление подтягом. Ролик пироподтяга под воздействи-
ем пружины всегда стремится натянуть трос подтяга и повер-
нуть барабан по часовой стрелке. При стопорении барабана
||етчик с помощью пряжки подтяга фиксируется в притянутом
|| спинке кресла положении. Если надо уменьшить .степень под-
ИВга, то поворотом рукоятки на левом поручне кресла оттяги-
вают второй храповик-рычаг и затем через кулачок храповика,
преодолев пружину внутри пироподтяга, отводят плечи от спин-
ет и, опустив ручку, застопоривают это положение.

В з*	67

Таким образом, летчик по своему усмотрению может уста-
новить любое промежуточное положение (от полностью подтя-
нутых к спинке сиденья плеч до максимального зазора между
ними и спинкой). Перед катапультированием одновременно со
сбросом фонаря поворачивается поводок сброса боевой пружи-
ны и оттягивается рычаг стопора. Таким образом, спускается
боек, взрывается пиропатрон, давлением газов выдвигается
внутренний цилиндр, подтягивая плечи летчика, а храповик под
влиянием пружины не позволяет барабану повернуться обратно
и ослабить аварийный подтяг летчика.

Описанный механизм крепления летчика в верхней точке
кресла в сочетании с системой аварийного подтяга обеспечивает
фиксацию, позволяющую производить катапультирование вверх
с перегрузками до 20 при покидании самолета на скоростях по-
лета, соответствующих М=С 1..

Аварийное покидание скоростного самолета путем катапуль-
тирования требует еще более жесткой фиксации положения лет-
чика. Это вызванб в основном дву-

Рис. 2. 29. Схема улучшенного
подтяга:

/—чашка кресла; 2—чашка пропор-
ционального механизма;	3—трос;

4—вертикальные балки	каркаса

кресла; 5—ролики; 6—верхняя точ-
ка фиксации; 7—заголовник

мя обстоятельствами.

Во-первых, достаточно неболь-
шой асимметрии в положенияголо-
вы летчика на заголовнике, чтобы «
силы скоростного напора оказались
большими, чем физические возмож-
ности 'человека удержать голову в
нужном положении. А без надеж-
ной фиксации головы при покидании
самолета возможно повреждение
шейных позвонков.

Во-вторых, для перелета через
киль современных сверхзвуковых са-
молетов необходимо сообщить ка-
тапультной системе кресло — чело-
век большие вертикальные скоро-
сти путем сообщения ей большой
(но не превышающей предельной *
величины, равной 20) кратковре-
менной перегрузки или путем прод-
ления времени действия приемле-
мой перегрузки.

Физиологические испытания по-
казали, что улучшение фиксации на
жресле позволяет, человеку перено-

сить перегрузки в направлении голова — таз более 20.

Можно привести пример улучшения верхней точки фиксации
на кресле американской фирмы Конвэр (рис. 2.29). Для увели-
чения силы подтяга в верхней точке применен так называемый
пропорциональный механизм, действие которого основано на

принципе использования давления тела летчика на сиденье, вы-
званного перегрузкой при катапультировании; чем сильнее тело
летчика будет давить на чашку сиденья, тем, очевидно, будет
больше сила дополнительного подтяга в верхней точке фиксации.
По мнению фирмы, сочетание этого механизма с улучшенной объ-
единенной подвесной системой обеспечивает переносимость боль-
ших (на 60%) перегрузок в направлении голова — таз, чем с
помощью ранее применявшихся подвесных систем. Фирма про-
водила эти испытания в условиях, когда подвесная система на-
девалась поверх различной применяемой в современной летной
практике одежды летчика, включая скафандр и высотно-компен-
сирующий костюм. Описываемая подвесная система хорошо
облегает корпус человека, так как она зашнуровывается под
мышками и стягивается ремнями на груди, животе и бедрах.

2.13.	СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ КАТАПУЛЬТИРУЕМЫМ
КРЕСЛОМ

Под такой системой понимается вся система механизмов,
приводящая в действие отдельные элементы кресла в определен-
ной последовательности от начала катапультирования до при-
земления. Поскольку кресло эксплуатируется в широком диапа-
зоне скоростей и высот, то процесс последовательного ввода в
действие различных, звеньев системы должен изменяться в зави-
симости от условий полета.

При катапультировании в аварийных случаях на малых вы-
сотах необходимо, чтобы на операции, предшествующие введе-
нию в действие спасательного пар-ашюта, уходило минимальное
время. Потеря лишней секунды или даже доли ее может явить-
ся причиной гибели летчика. Поэтому управление современных
кресел полностью автоматизировано. Автоматический процесс
спасения является надежным средством и в случаях, когда лет-
чик травмирован. После нажатия рычага катапультирования
процесс спасения будет осуществлен даже в том случае, если
летчик во время катапультирования потеряет сознание. Однако
в условиях аварии на самолете возможно повреждение самого
кресла или органов управления креслом, и в этом случае авто-
матическая линия управления может полностью или частично
отказать. Чтобы спасти человека, часто автоматическое управле-
ние дублируют ручным с приводом на каждую операцию в от-
дельности.

Рассмотрим процесс управления катапультированием.

Первая операция заключается в прийятии летчиком позы. От
принятой позы во многом зависит исход катапультирования
и обычно в тем большей степени, чем больше скорость, при ко-
торой производится аварийное покидание самолета. Летчик
должен: 1) прижаться спиной к креслу и подтянуть плечевые

ремни привязной системы; 2) снять ноги с педалей и поставить
их на подножки или, если подножек нет, а есть подтяг ног, по-
ставить ноги в правильное положение. Лучше, если прп этом
колени будут больше поджаты к животу, а каблуки прижаты
к передней стенке чашки кресла и несколько развернуты в сто-
роны боковых ограничителей ног. И, наконец, летчик должен
руками вытянуть и натянуть на голову защитную шторку или
взяться за поручни и включить имеющиеся там ручки привода

Рис. 2. 30. Схема управления агрегатами кресла:

/—головка стреляющего механизма; 2—стреляющий механизм; 3—головка
механизма аварийного подтяга; 4—рычаг включения механизма сброса
фонаря; 5—рукоятка управления, выстрелом; 6—рукоятка управления сбро-
сом фонаря и аварийного подтяга

катапультирования. Обычно в управлении креслом во избежа-
ние ошибочных действий и непроизвольных катапультирований
для привода предусматриваются два движения. Первым движе-
нием катапультируемый только сбрасывает фонарь кабины и
снимает предохранитель и лишь вторым движением — в большин-
стве случаев механическим выдергиванием чеки стреляющего
механизма (рис. 2.30)—осуществляет катапультирование.

Если привод катапультирования производится от шторки,
первая часть хода шторки используется для сброса фонаря, вто-
рая— для выдергивания чеки стреляющего механизма. Так как
при аварии самолета возможно заклинивание фонаря, часто на
креслах предусматривается дополнительная рукоятка, с помощью
которой летчик может разблокировать систему катапультирова-
ния и нажатием на рычаг выстрела катапультироваться через фо-
нарь. По ходу движения привода на сброс фонаря осуществля-
ется несколько операций. В начале хода приводится в действие
аварийный подтяг, чтобы растерявшийся летчик не смог ката-

пультироваться с неподтянутыми ремнями привязной системы.
Одновременно с подтягом часто включаются и приводятся в ра-
бочее положение средства защиты от разброса рук при катапуль-
тировании, и, наконец, срабатывает механизм сброса фонаря.

Иногда механизм защиты рук срабатывает от вытягивания
тросов или стренг по мере движения кресла по направляющим,
однако это, несомненно, менее удачно, так как при этом фонарь
сбрасывается до фиксации рук и, следовательно, скоростной на-
пор может помешать принятию правильной позы.

В начале катапультирования, еще во время движения кресла
по направляющим, срабатывает пушка принудительного ввода
парашюта, включаются автоматы времени и открываются жест-
кие стабилизирующие щитки. На креслах же, где нет комбини-
рованной стабилизации, вводится в действие только пушка или
открываются только щитки. За первые 500 мм хода кресла по
направляющим обычно механическим путем приводятся все
устройства, связанные с фиксацией и ограничением движения
летчика, вводятся все. стабилизирующие устройства и включают-
ся автоматы времени, датчики скорости и баростатические авто-
маты, которые выдают команды на последующих операциях.
Этим завершается управление первым этапом катапультирова-
ния. Для его осуществления требуется только первичный им-
пульс, выполняемый или самим летчиком, или поступающий изв-
не. Последующие этапы уже не требуют вмешательства человека
и происходят автоматически.

Второй этап начинается после отделения кресла от самолета,
когда скоростной напор уменьшится настолько, что можно безо-
пасно отделить летчика от кресла и ввести парашют спасения.
Эти две операции не должны протекать одновременно. Последо-
вательность их выполнения диктуется следующими соображе-
ниями.

При катапультировании вблизи земли необходимо как можно
быстрее ввести в действие спасательный парашют. В этом случае
импульс на ввод исходит от датчика скорости, настроенного на
максимальную допустимую скорость ввода парашюта (роль дат-
чика скорости может выполнять также временной механизм —
механизм задержки времени). Если по конструкции кресла для
ввода парашюта требуется предварительное отделение летчика
от кресла, то для быстрейшего ввода в действие парашюта целе-
сообразно настроить датчик на скорость, позволяющую летчику*
отделиться от кресла, т. е. несколько большую скорость ввода в
действие парашюта, с тем чтобы время, необходимое на гашение
скорости до величины, позволяющей ввести в действие парашют,
было рационально использовано на отделение летчика от кресла.

При катапультировании на средних высотах нецелесообразно
быстро отделять летчика от кресла, а при катапультировании на
больших высотах нельзя сразу вводить в действие основной спа-
сательный парашют. Поэтому в датчик (временной или скорост-

'Автомат
скорости
не включен

Пуля
Закрытые .
стабилизи-
рующие
щитки

Направляющие

\ж^иФала

-^ти/чеки
Т^Мпушки

Стабилизирующий
парашют

Замок ста-
билизирующего
парашюта

, Фала
автомата

Малая Высота

Баростат сработал одновременно с автоматом скорости и открыл замки
стабилизирующего и тормозного парашютов и отсоединил привязную систему

Стабилизирующий
\парашют

Чехол основного
парашюта

Тормозной парашют

Пуля оторвана
Стабилизирующий
парашют ложится
по потоку и начинает
наполняться-^

Стабилизирующий
парашют начал
работать^

Открытие

А в том ат вре-1 \стабилизиру -
мени включен ЦюФих щитков

^Фала авто-^^Фала вырвала
мата времени чеку пушки •

Погашена большая горизонталь-
ная скорость, и автомат,
разъединив замок, отсоединил
стабилизирующий парашют,
который' вытягивает тормозной

^Отделение кресла
от самолета

Линия полета

кресло спускается
на тормозном
парашюте.

Баростат авто-
мата держит
закрытым зош
мок тормозного
парашюта
Хвостовое оперение
самолета

Летчик
опускается
' на основном
' парашюте

Кресло
падает
быстрее

Рис. 2.31. Процесс управления катапультированием при трехкаскадной парашютной
,	системе

ной) необходимо с помощью баростата ввести блокировку по
высоте. Однако по мере потери горизонтальной скорости первич-
ные средства стабилизации теряют свою эффективность, и крес-
ло с человеком начнет беспорядочно падать, а при этом возмож-
но превышение переносимых человеком-скоростей вращения,
поэтому при катапультировании на большой высоте после гаше-
ния скорости датчик дает импульс на ввод средств стабилизи-
рованного снижения. В настоящее время наиболее эффективным
средством стабилизированного снижения принято считать тор-
мозной парашют из редкой капроновой ткани, который не толь-
ко уменьшает скорость снижения, но и упорядочивает его (стаби-
лизирует движение). Описанный выше процесс управления ката-
пультированием с введением парашютной системы схематически
показан на рис. 2. ЗГ.

Здесь нужно оговориться, что эта схема пригодна лишь для
кресла с трехкаскадной парашютной системой, применяемой на
многих современных креслах, например, на новейших английских
креслах фирмы Мартин — Бекер.

.Как упоминалось выше, автомат на открытие замков стабили-
зирующего или тормозного парашюта может отказать, может так-
же оказаться поврежденной линия автоматического отсоедине-
ния привязной системы, но если летчик *в сознании, он может
воспользоваться ручной дублирующей системой открытия замков.

Рукоятка дублирующей системы обычно помещается на сере-
дине передней части кресла. По мере ее открытия приводятся
в действие тяги, механически воздействующие на отдельные зам-
ки привязной системы.

В приведенной выше схеме рассматривался вариант управ-
ления с помощью мягких тросов, так как таким способом легче
изобразить универсальную схему. В действительности управле-
ние при помощи стальных тросов трудно поддается точной регу-
лировке, а вытяжка тросов часто приводит к нарушению ее.

Несколько более четкой, но и более сложной является систе-
ма жестких тяг и поворотных рычагов. Такая система приемле-
ма лишь тогда, когда все кресло имеет жесткую конструкцию с
минимальной деформацией от воздействия нагрузок на те эле-
менты кресла, где смонтированы органы управления.

В последние годы, особенно в американской практике, стали
отходить от чисто механического управления и применяют пиро-
техническое.

2.14	РАЗЪЕДИНЕНИЕ КОММУНИКАЦИЙ
ПРИ КАТАПУЛЬТИРОВАНИИ

По мере роста высоты и скорости полета самолетов и услож-
нения высотного снаряжения увеличивалось число необходимых
коммуникаций (шлангов и электропроводов), соединяющих лет-
чика с приборами и агрегатами, установленными в кабине.

Если раньше для полетов на высоту до 12 км летчика связы-
вал -с бортом 'самолета один кислородный шланг и один четырех-
жильный электрошнур, то в настоящее время для полетов на вы-
сотном сверхзвуковом истребителе устанавливают следующие га^

зовые и электрические коммуникации:

1)	шланги бортового кислородного прибора....................... 1—3

2)	воздушные линии:
для противоперегрузочного костюма . . '........................ 1

для вентилируемого костюма................................... 1

3)	электрические линии:
для связи (телефон и микрофон)................................. 4

для обогрева стекла с регулятором температуры................ 4

Всего требуется до пяти газовых и восьми электрических ком-
муникаций.

, Для безопасного катапультирования необходимо обеспечить
мгновенное разъединение всех перечисленных коммуникаций с
умеренными усилиями, порядка 400—500 Н. Одновременно дол-
жны герметически закрываться (со стороны летчика) те газовые
коммуникации, по которым подавались от бортовых приборов
.кислород в гермошлем и натяжные камеры компенсирующего
костюма или кислород и воздух — в скафандр. Если этого не
сделать, то на большой высоте летчик не будет иметь необходи-
мого для организма давления и может погибнуть.

Перекрытие коммуникаций осуществляется автоматически
с помощью обратных клапанов.

На сухопутном самолете воздушные линии противоперегру-
зочного и вентилируемого костюмов могут не иметь обратных
клапанов. Однако если это снаряжение используется в сочета-
нии с 'морским костюмом для полетов над морем, то очевидно,
что обратные клапаны в этих коммуникациях необходимы для
предохранения от попадания в костюмы\оды.

Применяемые на самолетах быстродействующие разъемы
коммуникаций мож.но разделить на два вида:

1)	муфты с тарированным усилием (в дальнейшем именуе-
мые просто «муфты»);

2)	. разъемы с механическими замками, открываемыми с по-
мощью фала, закрепленного на борту самолета.

Муфты целесообразно применять только для тех видов сна-
ряжения, нарушение герметичности которых на большой высоте
не вызывает потерю сознания у летчика. Сюда относятся проти-
воперегрузочный и отдельный вентилируемый костюмы (если по-
следний применяется без высотного скафандра).

От разъемов для кислородных коммуникаций требуется мак-
симальная надежность. Случайные движения и рывки летчика
в кабине (например, вследствие отрицательных перегрузок) не
должны вызывать «их разъединения или нарушения герметично-
сти. В то же время разъем должен просто и быстро соединяться

Рис. 2. 32. Конструкция объединенного разъема коммуникаций:

I—верхняя колодка; 7/—средняя колодка (крепится на кресле); III— нижняя колодка;
1—линия противоперегрузочного костюма; 2—линия вентиляции; 3, 4 и 5—кислородные
коммуникации; 6—проводка связи и обогрева стекла шлема; 7—крючок для выдерги-
вания чеки парашютного кислородного прибора; 8—механизм замка разъема; 9—коль-
цо для крецления фала; 10—рукоятка замыкания верхней колодки; И—быстроразъем-
ная муфта

и разъединяться при повседневной эксплуатации, например, при
снятии кресла.

Для удобства обслуживания, сокращения времени подготов-
ки к вылету и одновременного разъединения при катапультиро-
вании все коммуникации пропускаются через один агрегат, так
называемый объединенный разъем коммуникаций. С помощью
этого же агрегата автоматически включается в работу пара-
шютный кислородный прибор при катапультировании.

Объединенные разъемы выпускаются с различным числом
коммуникаций в зависимости от типа снаряжения, с которым они
применяются.

Принцип действия и конструкция
объединенных разъемов

Разъем состоит из трех основных частей (рис. 2.32): двух
колодок I и III со штуцерами и средней колодки //, соединя-
емых между собой механическим замком, входящим в конструк-
цию разъема. Средняя часть разъема постоянно закреплена на
кресле. В момент катапультирования фал, прикрепленный к по-
лу илй к другому элементу конструкции кабины, открывает за-
мок разъема и последний распадается на три части. При этом
колодка III (которую условимся называть нижней) вместе с
присоединенными к ней бортовыми шлангами и проводами оста-
ется на самолете, средняя часть разъема II — на кресле, а ко-
лодка I (верхняя), соединенная со шлангами и проводами лич-
ного снаряжения, — на летчике.

Избыточное давление в кислородной системе компенсирую-
щего костюма или в скафандре после катапультирования сохра-
няется при помощи обратных клапанов, установленных в штуце-
рах верхней колодки. При размыкании эти клапаны автомати-
чески закрываются пружинами. Обратные клапаны всех линий
(за исключением линии вдоха) имеют сильные* пружины и рези-
новые прокладки. Штуцер лишпГкМпана вдоха имеет слюдяной
обратный клапан с очень слабой пружиной. В случае израсходо-
вания запаса кислорода из парашютного прибора при спуске на
парашюте летчик может подсасывать атмосферный воздух при
вдохе через слюдяной клапан.

Замок разъема сделан таким образом, что допускает размы-
кание не только от фала, но позволяет летчику дри необходимо-
мости самому отсоединять верхнюю колодку.

Парашютный кислородный прибор при катапультировании
автоматически включается с помощью специального крючка 7\
установленного на нижней колодке. Этот .крючок захватывает
ушко тросика — разъединителя парашютного кислородного
прибора при начальном отклонении рычага замка еще до полно-
го разъединения верхней и нижней частей разъема.

В других типах конструкций, где летчик на земле, не выходит
с парашютом и кислородным прибором из кабины, тросик разъ-
единителя непосредственно прикрепляется к нижней колодке
разъема, например, с помощью «морского» болта (болт с чекой
на шарнире).

Монтаж объединенного разъема на кресле

На рис. 2.33 показана типовая установка объединенного разъ-
ема на кресле и крепление фалы замка разъема. Разъем I уста-
навливается на боковой поверхности чашки кресла горизонталь-
но либо с подъемом до 20° в сторону замка разъема. Плоскость,
проходящая через оси штуцеров разъема, должна быть верти-
кальной. Вплоть до полного разъе-

динения разъема его колодки не
должны задевать за элементы крес-
ла. Фал (трос) 2 для включения,
разъема в работу располагается по
вертикали либо с отклонением от
нее не более 15° вперед или назад и
не более 5—7° во внешнюю сторону
кабины. Отклонение фала в сторо-
ну кресла не допускается.

При установке объединенного
разъема на новое кресло всю систе-
му обязательно проверяют путем от-
стрела на наземной катапульте, про-
таскиванием кресла из кабины и лет-
ными испытаниями с манекеном.

Рис. 2.33. Типовая установка
объединенного разъема на
кресле:

Г—разъем; 2—фал для размыкания
разъема

При протаскивании кресла проверя-
ют слабину шлангов, которая не
должна превышать длину фала.

Собственную слабину фала берут
по возможности минимальной, т. е.

она может превышать диапазон ре-

гулировки чашки кресла по высоте не более чем на 20—30 мм.

Чтобы верхняя колодка разъема не могла ударить летчика
при катапультировании, ее прикрепляют тесьмой или резинками
к подвесной системе парашюта или к его ранцу.

В ряде случаев, особенно когда парашют постоянно располо-
жен в контейнере на спинке крёсла, пользоваться объединенным

разъемом при посадке летчика в кабину самолета не особенно
удобно. Поэтому на'шлангах коммуникаций устраивают допол-

нительные эксплуатационные групповые и одиночные разъемы.
Для противоперегрузочных костюмов применяют муфты, а для
кислородных шлангов — ручные групповые разъемы на 2—3
шланга или одиночные байонетные замки.

Этими разъемами летчик пользуется при нормальной эксплу-
атации. При аварийной же ситуации в момент катапультирова-
ния срабатывает объединенный разъем, освобождая летчика от
всех связей с бортом самолета.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1.	Аегозрасе МесНсше, 1963, уо1. 34, Мо. 7, рр. 618—621.

2.	А1гсгаН Еп^теепп^, Зипе 1965, уо1. 37, Мо. 6.

3.	АисгаН Еп^теепгцг, Мау 1965, уо1. 37, Мо. 5, рр. 140—152.

4.	А1гсгаН Еп^теегт^, 8ер1. 1966, уо1. 38, Мо. 9, р. 10.

5.	Аманом Шеек, Ос1. 1956, уо1. 65, Мо. 15.

6.	Моу. 1956, уо1. 70, Мо. 2497.

7.	Мау 1957, уо1. 71, Мо. 2523.

8.	Р1и§ Кеуие, 1966, Мо. 5, р. 22.

9.	Пи^дУеИ, Аи^. 1964, Мг. 8.

10.	Р1у1п§ 8а1е1у, Мау, 1957.

11.	1п1егаУ1а, РеЬг. 1957.

12.	ЬиШаЬгЙесИтк. КаитГакгИесктк, 1966, Мг. 4, 8. 97.

13.	ЬиШаЬгииЬеИбг, 1966, Мг. 4, 8. 105.

14.	1п(егау1а А1г ЬеЦег, 1965, Мо. 5828, рр. 10—11.

15.	КеесГз^АИсгаН апб Ецшртеп! Ме\уз, 1965, уо1. 7, Мо. 4, р. 8.

16.	ШеИг ипб ШШзскаН, 1965, 9, Мг. 6, 8. 336—337.

17.	ШогШ Аегозрасе 8уз1ет, 1965, 1, Мо. 8, рр. 384—386/

Глава 3

ЭЛЕМЕНТЫ ДВИЖЕНИЯ ПАРАШЮТИСТА
И РАСЧЕТ ПАРАШЮТА

3.1.	ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ СПАСАТЕЛЬНОГО ПАРАШЮТА

Парашют как средство спасения экипажа самолета
(такие парашюты называют спасательными) является чрезвы- ♦
чайно важным устройством в общем комплексе средств спасения;

В случаях когда катапультируемое кресло не применяется,
парашют является самостоятельным средством спасения, одна-
ко с появлением катапультируемых кресел, особенно полностью
автоматизированных, парашют (вернее, парашютная система,
состоящая из серии куполов) все в большей степени становится
составной частью кресла, органически связанной с его конструк-
цией.

В этой связи необходимсгознакомиться с основными принци-
пами работы спасательных парашютов и краткими сведениями
об основных элементах их расчета и конструирования.

Прыжок с парашютом может быть разбит на .следующие эта-
пы (рис. 3.1)^

1-й этап — свободное падение парашютиста с момента его
отделения от самолета до введения парашюта в действие;

2-й этап — выход вытяжного парашюта из ранца и его на-
полнение;

3-й этап — вытягивание купола и строп на всю их длину и
стягивание чехла с купола;

4-й этап — наполнение купола парашюта;

5-й этап — снижение на раскрытом куполе и приземление..

На первОлМ этапе скорость парашютиста изменяется от скоро-
сти самолета до .скорости в момент введения парашюта в дейст-
вие. Это изменение происходит за счет .сопротивления свободно
падающего парашютиста. г

Продолжительность первого этапа называется временем
свободного падения и обозначается

При .обычных прыжках парашют вводится в действие через
1—5 с, а при так называемых затяжных прыжках, или прыжках
с задержкой раскрытия — через десятки или .даже сотни секунд
(например, при рекордном прыжке Е. Н. Андреева в 1962 г. с



Рис. 3.2. График-изменения времени раскрытия
вытяжного парашюта в зависимости от скорости

2,0

2,4

2,0

1,8

7,2
о,8
0,4

О 200	400 000	000	1000 1200 1400 1600д,кгс/м1

О	5	10	15 д,кПг

Рис. 3. 3. График изменения времени вытягивания спаса-
тельного парашюта в зависимости от скоростного напора:
1—ПЛ-ЗМ; 2—ленточный парашют

Рис. 3.4. График изменения времени стаскивания чехла в
зависимости от скоростного напора

высоты 25 500 м парашют был введен в действие через ~300 с
после отделения от аэростата).

В течение второго этапа скорость парашютиста и длина прой-
денного им пути изменяются (как и в течение первого этапа) по .
законам падения в воздухе тела без парашюта.

Время раскрытия вытяжного парашюта 12 зависит от его кон-
струкции, веса и размеров, от скорости парашюта к концу пер-
вого этапа и других факторов. На рис. 3.2 показано изменение
времени раскрытия вытяжного парашюта в зависимости от ско-
рости.

Наполненный воздухом вытяжной парашют, быстро теряя
скорость, вытягивает из ранца чехол с куполом основного пара-
шюта, стропы из сот чехла и стаскивает чехол с купола. При
этом купол основного парашюта вместе со стропами вытягивает-
ся на всю длину.

В течение третьего'этапа, если пренебречь трением купола
при стаскивании чехла и усилиями, возникающими при выхо-
де строп из сот чехла, скорость падения парашютиста и длина
пройденного им пути изменяются по законам падения тела в
воздухе без парашюта.

Продолжительность третьего этапа /3 зависит от размеров
вытяжного парашюта и его веса, от длины • купола и строп, от
длины чехла и его конструкции, скорости падения парашютиста
к концу второго этапа и других факторов.

В ^течение первых трех этапов, с момента отделения парашю-
тиста от самолета до полного вытягивания купола и строп на всю
их длину, парашют как тормозное устройство не работает. Ско-
рость падения парашютиста от скорости Ус до Уо изменяется
за счет сопротивления самого парашютиста.

Время с момента введения парашюта в действие до вытяги-
вания купола и строп на всю их длину называется временем вы-
тягивания и обозначается /в; /в=^ + ^з.

На рис. 3.3 приведен график изменения времени вытягива-
ния /в спасательного парашюта (для двух видов парашютов) в
зависимости от скоростного напора на рис. ^ЗТТ^х-график из-
менения времени стаскивания чехла также в зависимости от
скоростного напора д.

В конце третьего этапа, после вытягивания купола и строп на
всю их длину, начинается наполнение купола парашюта. Ско-
рость в момент начала наполнения купола парашюта обознача-
ется через время /о, соответствующее этой скорости, /о=
= /в + /ч.

В течение четвертого этапа купол наполняется, причем ско-
рость системы резко уменьшается от Уо до Ун — скорости конца
наполнения купола. Резкое уменьшение скорости за сравнитель-
но небольшой отрезок времени приводит к тому, что на купол па-
рашюта в процессе его наполнения действует значительная на-

грузка, достигающая максимального значения,' которое в не-
сколько раз может превосходить вес системы.

Время наполнения купола парашюта /н зависит от скорости
системы к моменту начала наполнения Уо, конструкции купола,
воздухопроницаемости его ткани, длины и количества строп и
других факторов.

Время с момента введения парашюта в действие до полного
наполнения купола парашюта называется временем раскрытия
парашюта. Это время обозначается через /р и выражается сум-
мой

— ^в + ^ч + ^н ИЛИ — А) + ^н-

В конце четвертого этапа, в момент полного наполнения ку-
пола, скорость системы Ун значительно отличается от устано-
вившейся скорости снижения с наполненным куполом парашюта
?сн.	.	_

В течение пятого этапа скорость системы гасится от Ун до
Усн. Если купол парашюта наполнился полностью непосредст-
венно вблизи земли, то безопасное приземление не всегда гаран-
тировано, так как при достаточно большой Уо скорость Ун в
несколько раз может превосходить установившуюся скорость
вертикального снижения УСн-

При раскрытии на большой высоте установившаяся ско-рость
вертикального снижения -системы Есн постепенно уменьшается
вследствие увеличения плотности воздуха по мере уменьшения
высоты и перед землей достигает величины, которую обычно на-
зывают скоростью приземления Епр:

^сн—^пр 1У д ,

где Д = рн/ро — относительная плотность воздуха.

В действительности при приземлении -скорость системы отно-
сительно земли Усум имеет, кром-е вертикальной составляющей
скорости УПр, также горизонтальную — скорость ветра Ев.

Таким образом, скорость относительно земли



Только в безветренную погоду (при штиле) Ев = 0 и

^СуМ = Лр.

3.2.	ВЕРТИКАЛЬНОЕ ПАДЕНИЕ

После отделения парашютиста от самолета до начала-напол-
нения купола парашюта скорость тела изменяется от Ус до Уо
по закону свободного падения тела в воздухе.

Рассмотрим случай, когда начальная скорость направлена
вертикально вниз (прыжок или сбрасывание с вертикально пи-
кирующего самолета) или равна нулю (прыжок или сбрасыва-
ние с аэростата или вертолета на режиме висения).

При движении на тело действуют две силы: сила тяжести О и
сила сопротивления воздуха ф:

2

(3.1)

где ^н — плотность воздуха на высоте падения тела в кг/м3;

V—скорость падения тела в м/с;

сг — коэффициент сопротивления тела (груза);

/г—площадь миделева сечения тела (груза) в м2.

Скорость, при которой сила сопротивления становится
равной весу (силе тяжести) системы, называют обычно крити-
ческой скоростью. Так как

Рис. 3. 5. График изменения крити-
ческой скорости парашютиста по
высотам

рость тела у земли Укро, то для

рости на высоте Н служит формула

О=^сг/Т, (3.2)

ТО

(3>3)

У §Нсг/г

На рис. 3. 5 показано изме-
нение критической скорости
падения парашютиста по высо-
там при условии, что у земли
критическая скорость падения
парашютиста равна 60 м/с.
Если известна критическая ско-
определения критической -ско-

Где А = рн/ро — относительная плотность воздуха.

При вертикальном падении уравнение движения записывает-
ся следующим образом:

Ш

(11

где т — масса груза вместе с парашютом в кг;
О — гравитационная сила в Н.

Разделив обе части нат, находим

— = Я ( 1 —— ,
м 6 V о

перемен-

откуда после замены С} и О на соответствующие выражения сог-
ласно (3.1) и (3.2) получаем

Г1	/ V VI

Н1 и₽) ]

Преобразуем это уравнение, введя в качестве новой
ной путь Я, который тело проходит за время I.

Используя очевидное равенство

ду дУ ан __у
д1 ~~ дн д1~ дн ’

из (3.5) находим

ан ан \ 2 I 5 [ V гкр) ]

Входящая в правую часть уравнений (3.5) и (3.6)

ская 'скорость УКр зависит от высоты. Для приближенного реше-
ния задачи весь путь разбивают на 'равные участки и на каждом
из них полагают Укр=соп81:. При этом допущении переменные
разделяются и уравнения легко интегрируются. Интегрирова-
ние -соотношения (3.6) дает	\

у2 у/2 — У2	'

Я = Янач + -^ 1п—(3.7)
нач“ 2$ г|р-Г2 ’

(3. 5)

(3.6)

критиче-

где Я — путь, пройденный телом;

ЯНач — путь, пройденный телом к моменту начала движения
на рассматриваемом участке;

1/кр— критическая скорость -на |раосматриваемом участке
(по допущению постоянна);

V — скорость, которую тело имеет в данный момент.

Из уравнения (3.5) находим

. ^кр	04р + Ю(^кр ^нач)

----1П ------------------- ,

4	2$	(^кр-И)(^р + ^нач)

(3.8)

где I — время, прошедшее с начала падения;

^нач — время в момент начала движения на рассматривае-
мом участке.

Решая (3.8) относительно V и исключая V из (3.7), получаем
еще две формулы:



^С-'нач)

(^кр + ^„ач)е Ккр -(Укр-Инач)

^С-'нач)

(^кр + ^нач) е У“Р + (Гкр - Унач)

(3.9)

^е-'нач)

уу __ уу । % ]п (Ур + Уач) е Кр + (Уср— Унач)

НЭЧ^ § ~	ЗС-'нач)

2Икре У*Р

Данные соотношения полностью решают задачу о движении
вертикально падающего тела.

На практике формулами (3.7) — (3.10) пользуются только до
тех пор, пока скорость значительно отличается от критической.
Когда же разница между этими скоростями становится доста-
точно малой (1—3% от V), ею пренебрегают и полагают, что
груз падает «с критической скоростью.

Отметим также, что чем меньшей выбирают длину каждого
участка пути, на каждом из которых критическая 'скорость счи-
тается постоянной, тем с большей точностью определяются эле-
менты движения падающего тела.

. (3.10)

3. 3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ТРАЕКТОРИИ
СВОБОДНОГО ПАДЕНИЯ ТЕЛА, СБРОШЕННОГО
С ГОРИЗОНТАЛЬНО ЛЕТЯЩЕГО САМОЛЕТА

Для определения траектории 'свободного падения манекена

или парашютиста после отделения от горизонтально летящего

самолета необходимо

Рис. 3. 6. К определению
траектории свободного
падений тела

проинтегрировать известные уравнения
движения, что позволит определить ско-
рость V, потерю высоты у и снос по го-
ризонтали х для любой точки траекто-
рии [1].

Пусть в момент I центр тяжести сбро-
шенного объекта находится на криволи-
нейной траектории в точке, касательная
в которой составляет с горизонталью
угол ф (рис. 3.6). На падающий объект
действует сила аэродинамического сопро-
тивления набегающего потока /?, направ-
ленная по касательной к траектории, и
сила тяжести О. Уравнения движения за-
пишутся в виде

— -----]=т§ 81п ф— си2;

с1$ \ 2 /

т!/2 тё С08 Ф,

(3.11)

где т — масса груза;

V — скорость тела в данной тючке траектории;
ё — гравитационное ускорение;

ф— угол касательной в данной точке траектории с горизон-
том;

с — коэффициент, травный	;

Ри — плотность воздуха на высоте //•

В общем случае, когда по траектории движется -система
груз — парашюты:

где сг/г — условная площадь лобового сопротивления груза;
— характеристика парашюта.

Еслй положить а=с!т, то уравнения движения (3.11) запи-
шутся следующим образом:

ф — 2аV2,

аз .	(3.12)

V2 -^8‘П	= § СО82 ф = § (1 — 81П 2 ф).

с1з

После замены переменных по формулам V2=г, 81п гр=т]
уравнения (3.12) перепишутся в виде

— = 2§т]—2аг,

,	(3.13)

г 4^(1-Л2).
аз

Решая уравнения (3. 13), получим

. г=Уо со82%5-(3.14)

1 -7]^

й=й0+л(е2^-1),	(3.15)

где

*=—2-т1 + 1п;-±Л,	(3.16)

1 - 7]2	1 -7]

*	_Цт)о+1п^,	(3.17)

1—1)$	1—1)

Х=—Д----------------	(3.18)

аУ% соз2 ф0	сУ% соз2ф0

или

У = У0с05Фо-—(3.19)

СО8 ф

ь- ЬЛ

—1п( 1 +

2а \

(3. 20)

Последние уравнения представляют собой уравнения годо-
графа скоростей.

На основании соотношения (3.16) построим график зависимо-
мости 6 = ^(ф), приведенный на рис. 3.7.

Задаваясь различными значениями величины участка траек-

Рис. 3.7. Зависимость д=}($))

м соответствующее значение о
и по графику (см. рис. 3. 7) —
значение угла ф. Зная ф и 5, по
формуле (3. 19) находим зна-
чение скорости V в различных
точках траектории. Значения
х, у и I могут быть найдены
приближенным интегрирова-
нием.

Как видно из изложенного,
при расчете элементов траек-
тории падения парашютиста
определяющей характеристи-
кой является величина услов-
ной площади лобового сопро-
тивления ст}Г.

Парашютист при падении
в воздухе может принимать

различные положения по отношению к направлению потока,
в связи с чем коэффициент сопротивления сГ и площадь лобо-
вого сопротивления /г меняются в очень широких пределах.
Это подтверждается результатами экспериментов в аэродинами-
ческой трубе, при которых коэффициент сопротивления модели

парашютиста сГ в зависимости от ее положения по отношению к
направлению потока менялся от 0,182 до 1,176.

Изменение значения сг в широких пределах в зависимости от
положения парашютиста по отношению к потоку вызывает необ-
ходимость вводить в расчеты среднюю условную площадь
лобового сопротивления.

Для определения сг^г, если известны результаты эксперимен-
та, можно воспользоваться приведенными выше формулами, не-
сколько преобразовав их.

Формула (3.18) после подстановки в нее значения с может
быть записана следующим образом:

1^0 $/7сг/г СО82 ф0 •	(3. 21)

На основании выражения (3.19) можно записать

е2а$= / Ур СОЗ Фо у
\ V соз Ф /

(3. 22)

Из уравнения (3.15) следует

’ (3-23)

что после подстановки значения е2аз из (3.22) может быть пред-
ставлено в виде

X —	~ со§2	(3. 24)

Уц СО82 фо — У2 СО82 ф

Сравнивая выражения (3.21) и (3.24), после некоторых пре-
образований получим

Сг/г = Г--------!------5-2---1.	(3. 25)

^2соз2<р ^СО82ф0

Для начального участка траектории в случае сбрасывания
парашютиста с горизонтально летящего самолета (хро=О; &о=
= 0) формула (.3.25) имеет вид

Сг/г=^/_2—_ц.	(з.2б)

^нЬ ^2 СО82 Ф	1^0 /

Формула (3.25) позволяет определить величину сг?г для ма-
лого участка траектории падающего объекта, если известны ве-
личина и направление скорости объекта на границах участка.

Обычно при расчетах траектории вынужденного прыжка лет-
чика условная площадь лобового ‘сопротивления принимается

сг^г=0,40 м2.

3.4. НАПОЛНЕНИЕ КУПОЛА

Приведенные соотношения, определяющие элементы траекто-
рии свободно падающего тела при вертикальном падении и в
случае падения тела, сброшенного с горизонтально летящего са-
молета, дают возможность описать движение тела на первых
трех этапах работы спасательного парашюта. Расчет этапа вы-
тягивания -строп и основного купола и стаскивания с него чехла
несколько осложняется тем, что при развертывании системы дви-
жущиеся с грузом и вытяжным парашютом массы изменяются.
Учитывая это, при приближенно^ решении задачи, которое в ос-
новном используется в расчетной практике, массу груза и вы-
тяжного парашюта увеличивают на половину массы основного
купола, чехла и строп и полагают, что они движутся независи-
мо. При этом считают, что в начальный момент вытяжной пара-
шют и груз имеют одинаковые скорости.

Время, затрачиваемое на вытягивание строп и основного ку-
пола, определяется графически.

Пользуясь формулой (3.10) или решениями уравнений (3.11),
строят графики пути, проходимого грузом и вытяжным парашю-
том- Время, необходимое для того, чтобы груз опередил вытяж-
ной парашют на длину строп и вытянутого основного купола
(чехла), и является временем вытягивания строп и основного
купола.

При вытягивании системы вытяжной парашют, чехол и ос-
новной купол отстают от груза. Это приводит к тому, что после
вытягивания системы на полную длину происходит рывок. Па-
рашют почти мгновенно приобретает скорость, равную скорости
груза, и в дальнейшем начинает двигаться так же, как и груз.
Возникающие при этом нагрузки зависят от разности скоростей
груза и парашюта, их масс, жесткости строп и последователь-
ности работы парашюта.

В большинстве современных конструкций парашютов основ-
ной купол помещается в чехол, который не позволяет ему напол-
няться до полного 'вытягивания системы.

После расчековки фартука чехла (вытягивание строп из
съемных резиновых сот) вытяжной парашют стаскивает чехол с
основного купола. При стаскивании груз с основным куполом и
вытяжной парашют с чехлом представляют собой две независи-
мые системы, их движение описывается уравнениями, приведен-
ными в предыдущих разделах. Время стаскивания чехла оп-
ределяется периодом, необходимым для того, чтобы первая сис-
тема продвинулась относительно второй на длину чехла. После
выхода из чехла основной купол готов к наполнению. Но, как
показывают эксперименты, иногда наполнение начинается не
сразу, а в некоторых случаях парашют вообще не раскрывается.
Установлено, что купол наполняется только при соблюдении оп-
ределенных условий. Наполняемость купола зависит от скоро-
сти, при которой парашют вводится в действие, конструктивных
особенностей купола, воздухопроницаемости ткани купола и
других факторов/

При малой скорости сила, действующая на купол со стороны
потока, невелика, и он не наполняется. С ростом скорости сила
давления увеличивается и, когда /)на становится равной весу
строп и купола, последний начинает наполняться. Скорость, при
которой купол начинает наполняться, называется минимальной
скоростью наполнения и обозначается Уппп.

3. 5. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МИНИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ
НАПОЛНЕНИЯ

При введении в действие парашюта на малой скорости его
наполнение начинается только после того, как скорость системы
достигает значения Ущщ, т. е. когда сила сопротивления уравно-
весит силу тяжести купола и строп:

где Ок — вес купола и строп;

Сшш — сопротивление ненаполненного купола.

Обычно принимают, что -сопротивление ненаполненного купо-
ла равно-1/10—1/16 сопротивления полностью раскрытого ку-
пола:

<з-28)

Из соотношений (3.27) и (3.28) определяем минимальный
скоростной напор <7пип=—при котором купол начинает
наполняться:

<7т.п= —----уг-------,	(3.29)

(То " 1б) Сп/?п

а также минимальную скорость наполнения

-I I 2?х	•	<3- 3°)

у (.То * Тб) -ес"/?п

3. 6. ОПРЕДЕЛЕНИЕ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ
НАПОЛНЕНИЯ КУПОЛА ПАРАШЮТА

Другой очень важной характеристикой наполняемости купо-
ла является понятие критической скорости наполнения УОк.

Если купол изготовлен из ткани
с достаточно большой воздухопро-
ницаемостью или повышенная воз-
духопроницаемость его достигнута
конструктивным путем (созданием

Рис. 3.9. Схема осесиммет-
ричного купола, принятая
для расчета

Рис. 3.8. Схема купола парашю-
та в процессе наполнения

в нем системы отверстий), то купол на большой скорости не на-
полняется, и только после того как скорость уменьшилась до
Уок, начинается наполнение купола.

Таким образом, критическую скорость наполнения Уок
можно рассматривать как минимальную скорость, при которой
в процессе замедленного движения купол еще не наполняется.

Остановимся вкратце на основных геометрических соотноше-
ниях, характеризующих ненаполненную форму равновесия ку-
пола, с целью нахождения формулы для определения критиче-
ской скорости наполнения УОк-

Как уже было сказано, купол парашюта, начав наполняться
(после вытягивания купола и строп на всю их длину и снятия
чехла), принимает форму, близкую к форме усеченного конуса с
полусферической шапкой (рис. 3.8).

Введем следующие обозначения:

1У — объем купола;

50—	радиус купола в раскрое;

г — радиус входного отверстия;

— радиус полусферической шапки;

I — длина стропы;

Н — высота усеченного конуса;

Го— радиус полюсного отверстия;

п_— число строп;

2<р — угол между двумя соседними стропами.

Для упрощения исследований рассмотрим осесимметрич-
ный купол, имеющий в раскрое формужруга (рис. 3.9).

Объем купола равен сумме двух объемов: — объем усе-
ченного конуса и Г2— объем полусферы:

^=^+^2 = — л//(г2+^г + /?2) + -|- л/?3.	(3.31)

3	3

Выразим объем № через одно переменное г — радиус входно-
го отверстия. Имеем

—=~, но СС' = /?-г и ЛС=50-^-.

г СС9	2

Следовательно,

л/?

1	^0—9

2-'=-----(3.32)

г Н — г

На основании (3.32) получим

^ = г(50+/) .

Высота усеченного конуса

Подставляя из (3.32) значения /?—г в равенство (3.34), полу-
чим

Н=(80-^	~	(3-35)

Разложим выражение 1— в ряд и ограничимся толь-
ко двумя первыми членами разложения (законность разложе-
ния в ряд 'следует из того, что даже при наполненном куполе в
силу его конструктивных особенностей г]1<Л, не говоря уже
о форме равновесия ненаполненного купола):

лг(50 + /) 'I Л

2/ + яг ]	2/2 ] *

Тогда

или на основании (3.33)

/7 = |$0

Отсюда объем купола

Г = — л 5,
з ‘

(3. 36)

__ лг (5р + /) 1

21 + яг ]

о

Г2($о + 0
яг

1+Т

г2 ($0 + /)2< ~

г3(50 + 03

(3.37)

г2 4

Таким образом, объем купола выражен в функции одной не-
зависимой переменной г:

№=№(г).

Составим уравнение баланса объема воздуха

^К=п1лг2^-(2л/?2-л^)И/-п2лг2о1/,	(3.38)

где V — скорость потока воздуха;

7г — скорость протекания воздуха через ткань купола;

п,1 — поправочный коэффициент, учитывающий изменение
средней скорости воздушного потока при входе в ку-
пол через его основание;

п2 — поправочный коэффициент, учитывающий изменение
средней скорости потока при истечении через полюс-

ное отверстие.

Протекание воздуха через боковую поверхность купола не
учитываем. Так как ТГ= 1Г(г), то
аж аж аг , .аг
--------------------—--- 	—	(Г)	 ,
сП с1г сП---------------------------сП

и выражение (3.38) примет вид

Г' (г) —=ПулгV - (2л/?2 - лго) V; - «2лгоИ.	(3. 39)

сП

В случае если .купол парашюта, приняв форму усеченного ко-
нуса с полусферической шапкой, не наполняется, то б/г/б/^О,
и условие ненаполнения будет иметь вид

п^г^У —-(2л/?2— лго) V 1~ /г2лгоУ ^0.	(3.40)

Формула для определения критической
скорости наполнения купола парашюта

Как уже указывалось, критическая скорость наполнения УОк
выражает собой наименьшую скорость, при которой купол пара-
шюта не наполняется, а поэтому ее значение может быть найде-
но из условия ненаполнения (3.40). Имеем

Ирпт2!/^ — (2л/?2 — лго) У [ — п2лго1Лж = О-	(3-41)'

Подставляя в данное выражение /? из (3.33), получим

т^лг2!/,, - Г 2л г2(5о + <>-

I (/+т

21	«

—лго (/._л2лго1/Ок = О.

(3.42)

Чтобы исключить из этого уравнения значение Уг-, будем ис-
ходить из следующих соображений. .

Известно [2], что скорость протекания воздуха через ткань
Уг- связана с перепадом давления Др соотношением

др=а1/г + ^,

(3.43)

где а и Ь — размерные коэффициенты, характеризующие воз-
духопроницаемость ткани купола.

С другой стороны, экспериментально установлено, что

' У^2

(3.44)

На 1рис. 3.10 дан график зависимости_коэффициента давле-
ния п0 от воздухопроницаемости ткани РИ, выраженной в л/м2с
при стандартных условиях опыта (Др = 5 кгс/м2 = 49 Па). Из гра-
фика следует, что коэффициент и0 для куполов, изготовленных из
малопроницаемых тканей (РИ^бОО л/м2с), равен 1,6, для .купо-
лов, изготовленных из тканей с большой воздухопроницаемостью
(РИ>1600 л/м2с), п0 близок к единице.

На.основании соотношений (3.43) и (3.44) имеем
аУ ^ЬУ]—?^—-

(в наших обозначениях У=уОк).

(3.45)

Рис. 3. 10. Зависимость коэффициента давления
от воздухопроницаемости ткани купола

Из уравнения (3.45) находим

Обозначая— ~ = к,	^=<о, получим

У[ = к+ }/к2-\-<*У1К.	(3.46)

Подставляя в уравнение (3.42) значение из (3.46) полу-
чим	’ у

— Г2л --(5° + 1)2 _ д 21 (к , • ]/, 2 .	,/2 ч	2..

/	лг° [к± у к -\-шУ0к)=п2лг0У0к

I Г + 2) : _

ИЛИ

^0к (т г‘-у '|" («1Г2— «2Го) =

+	(/+=^г](4± /Д+Д7Ц

Разделив левую и правую части последнего уравнения на
во, получим	*

Введем безразмерные параметры

^- = г. = +=>•	<ЗЛ8)

г>0 до до

Тогда уравнение (3.47) примет вид

= ^2Х2(1 + у)2-₽2 (4+	Х)2](^± /&2 + ^ок)

ИЛИ

(у+-^- Х^ (п№ — п$2)	----------

УОк —X-----— ---------------2-Л= + VА2 +Жк-	(3. 49)

2X2(1 +7)2-32	+ ±- х)

Обозначим

(т+— х («1X2—п2₽2)

V----±---------------— А,

/ Я \2
2Х2(1+у)2-32/7+— XI

тогда в соответствии с введенным обозначением уравнение
(3.49) примет вид

И^Д - к = + ]А2 + соУ^к.	(3. 50)

Возведя в квадрат обе части уравнения (3.50), получим

1/20к(Д2-«>) = 2Ы1/0к.	.	(3.51)

Разрешая уравнение (3.51) относительно РОк, получим два
значения для Рок- Одно из них тривиальное Рок=О- Второе реше-
ние имеет вид

^ок = -^-.	(3.52)

А2 — со

С целью установления области применимости формулы (3.52)
для определения критической скорости наполнения купола пара-
шюта построим график зависимости УОк=^(А).

Из формулы (3.52) следует, что при Д = 0 Уок = О. При А,
стремящемся к У<о_снизу (т. е. когда А стремится к У<в, остава-
ясь меньше, чем У со), УОк стремится к +оо.

Действительно, в этом случае знаменатель становится сколь
угодно малой отрицательной величиной, числитель — также ве-
личина отрицательная (&<0,так как к =——, а>0 и &>0).Если
2Ь

Д=Усо, то Уок=°°, т. е. получаем бесконечно большую критиче-
скую скорость '.наполнения. Если А имеет значение большее, чем
Усо, то получаем отрицательное значение УОк, причем при А,
• стремящемся к ]/(о сверху (т. е. когда А стремится к У<о, остава-
ясь больше, чем У со), УОк стремится к —оо.

При Л, стремящемся к бесконечности, УОк стремится к нулю,
так как

..	2А& п 2к п

11Ш -----= 11Ш -------= 0.

А->оо	ш А->оо / ш

а~1

Изложенное выше иллюстрируется рис. 3.11.

Из приведенного анализа следуем, чтд*найти значение Уок из.
формулы (3.52) можно в том случае, когда выполнено условие

А ]/ак	(3. 53)

Если условие (3.53) выполняется, то можно указать вполне
определенную критическую скорость наполнения. Если же усло-
вие (3.53) не выполняется, т. е.

А >	(3. 54)

то получим бесконечно большие или отрицательные значения
критической скорости наполнения. Это означает, что купол па-
рашюта будет наполняться всегда.

Определение площади входного отверстия
неполностью наполненного купола

В принятой геометрической 'схеме (усеченный конус с полу-
сферической шапкой) предполагалось, что входное отверстие ку-

пола имеет форму круга с радиусом г, т. е. по существу рассмат-
ривался купол с бесконечно большим количеством строп. В дей-
ствительности же у входного отверстия образуются «розы» и
складки. Поэтому при анализе зависимости критической скоро-
сти наполнения от количества строп, который приведен ниже,
должно быть учтено изменение формы входного отверстия купо-
ла в связи с изменением числа строп. С этой целью введены не-
которые поправки к рассматриваемой величине.

Как показали киносъемки во время экспериментов в аэроди-
намической трубе с моделями куполов парашютов, а также ки-
носъемки натурных объектов, ненаполнившийся купол парашю-
та выглядит следующим обра-

зом: часть купола,* близкая . к
полюсному отверстию, пол-
ностью наполнена, в остальной
же части имеются складки,
причем эти складки направ-
лены внутрь купола, сокращая
этим радиус входного отвер-
стия -купола парашюта (рис.

3. 12).

Граница образования на-
правленных внутрь складок
купола по мере наполнения
его опускается к кромке купола
и на полностью наполненном
куполе Отсутствует вообще.

Подсчитаем площадь вход-
ного отверстия не полностью
наполнившегося купола пара-
шюта, чтобы найти г* (и соот-
ветствующее ему значение V),
понимая под последним радиус
круга, площадь которого рав-

новелика площади входного
отверстия купола парашюта
с учетом-образования «роз» и
складок, направленных к оси
купола.

Рис. 3. 12: Процесс наполнения купола,
по данным киносъемки (снимки от-
дельных фаз наполнения расположе-
ны последовательно снизу вверх)

При подсчете исходим из*схемы (рис. 3.13), где дана часть
входного отверстия, заключенная между двумя соседними стро-
пами.

Если обозначить через е длину соприкасающихся участков
ткани купола, а через — радиус «розы», то получим

’ '3'55)

так как длина дуги АА' СВ'В равна •
п

Ввиду того, что

г — е = ——
л/п

имеем

ё=г-/?л—.	(3.56)

Л

Решая совместно уравнения (3.55) и (3.56), находим значе-

ния и е:	,	(3. 57)  п (2п — л2)  е=-?л5°~гя2- .	(3. 58)  2л—л2	'

Площадь элемента входного отверстия I, заключенная между
двумя соседними стропами:

Рис. 3. 13. Схема входного отверстия не полностью напол-
нившегося купола, принятая для расчета "

Отсюда на основании (3.57) и (3.58) получаем

/•_лг2___ л (2л50 — л^г) (4лг — 2л50 — гл2)

п п	* (2п — л2)2

__2л3 (гп — л50)2

п2 (2п— л2)2

(3. 59)

Общая площадь входного отверстия Р с учетом образования
«роз» и складок, направленных к оси купола:

Р=фг.

Подставляя сюда / из (3.59), после алгебраических преобра-
зований получим

р 2л (пг — л50)2	(3 Здч

п (2п —л2) ’	1	;

и, следовательно, радиус круга г*, площадь которого равновели-
ка площади.Р, будет

(3.61)

или в безразмерных величинах

Х*=^— = (пк— л) 1 /---------.	(3.62)

50 к 7 у п(2п — л2)

Определение площади входного отверстия Р с учетом образо-
вания «роз» и складок не изменяет формулу (3.52) для скорости
Уок, но изменяет выражение для величины А, входящёй в эту
формулу:

/ л \2

(у + — X

А = ^——-—<---------------.

/ л \2

2X2(1 +у)2-р2/у + —Й

О коэффициентах щ и п2

В уравнение баланса расхода воздуха, из которого следует
формула (3.52) для определения критической скорости наполне-
ния купола парашюта, входят коэффициенты «1 и п2.

 Как уже указывалось, коэффициент щ определяет поправку
к скорости набегающего потока V при входе в купол через его
основание, т. е.

У^ПгУ,

где У1 — скорость потока во входном сечении купола.
Следовательно,

=	(3.63)

Рассмотрим схему, представленную на рис. 3.14, где
/ — площадь сечения струи;

Рь У1 — соответственно площадь и скорость потока в сече-
нии, соответствующем входному отверстию купола

Р2, Уг — соответственно площадь и скорость потока в сече-
нии, соответствующем точке перехода от конической
части к полусферической.

В силу уравнения неразрывности имеем

У/=РУ1=Р1п1У.

Следовательно,

(3. 64)

т. е. коэффициент п1 определяет поджатие струи.

Рис. 3. 14. К выводу формулы для коэффициента 1Ц

С другой стороны, опять-таки в силу уравнения неразрывно-
кости имеем

ру^Р'Уъ Р2У2=2П^У(.

Следовательно,

ру^л/^Ус; У1=2-у~У1=^-^-У1-

Согласно (3.63) имеем

2/?2 У,-

1 г2 V

(3. 65)

Воспользовавшись соотношениями (3.33) и (3.46), получим

 2г2 (50 + О2 и ±	+ <^2)

(3. 66)

Для .удлиненной формы ненаполнения 7?^ г, и тогда из
(3.65) следует, что

Таким образом, располагая экспериментальными данными
по определению скорости протекания воздуха через различные
ткани, можно оценить коэффициент пх. Оценка коэффициента п,\
может быть получена и на основании теоретических соображе-
ний при рассмотрении некоторых задач аэродинамики проницае-
мых тел.

Не останавливаясь на этом вопросе подробнее, укажем, что
коэффициент для куполов из тканей с повышенной воздухо-
проницаемостью близок к единице.

Коэффициент п2, который -определяет поправку к средней
скорости воздушного потока при истечении через полюсное отвер-
стие, на основании теоретических соображений равен 0,5. Экспе-
риментальная проверка подтвердила, что коэффициент п2 бли-
зок к 0,5.

Воздухопроницаемость парашютных тканей

Воздухопроницаемость парашютной ткани ТУ определяет ос-
новные показатели парашюта и является поэтому одной из наи-
более важных характеристик. В частности, для получения кри-
тической скорости наполнения по формуле (3.52) требуется знать
величины к и ю, которые определяются через коэффициенты воз-
духопроницаемости а и й, входящие в зависимость (3.43). Воз-
духопроницаемость парашютных тканей ТУ определяется опыт-
ным путем при помощи специального прибора, позволяющего
измерять объем протекающего воздуха. Но так как объем, а сле-
довательно, и воздухопроницаемость зависят от перепада давле-
ний, то для того, чтобы сделать эту характеристику однозначной,
ее находят при определенных условиях.

В СССР стандартная воздухопроницаемость определяется
при перепаде давлений в 5 мм бод. ст. (49 Па) и рыражается в
л/м2с, т. е. количеством литров воздуха, прошедшего через 1 м2
ткани за 1с.

Воздухопроницаемость тесно связана со скоростью_Уг (м/с),
с которой воздух протекает через ткань. Связь между ТУ и У* оп-
ределяется соотношением

Ту=1000Уг-л/м2с.

Необходимость изучения процесса раскрытия куполов с уче-
том воздухопроницаемости ткани, а также увеличение скоростей,
при которых парашюты вводятся в действие, потребовали зна-
ния воздухопроницаемости ткани не только при разности давле-
ний Ар = 5 кгс/м2 (49 Па), которая примерно соответствует ре-
жиму установившегося снижения системы парашютист — ку-
пол парашюта при полном наполнении последнего, но и при
значительно больших разностях давлений.

В 1939 г. были проведены работы по определению воздухо-
проницаемости различных парашютных тканей при разности дав-
лений Ар до 60 кгс/м2 (588 Па). Испытания проводились в аэро-
динамической трубе: сопло трубы затягивалось испытуемой тка-
нью, создавался поток и замерялось давление перед тканью рг и
за тканью р2. Чувствительным анемометром определялась ско-
рость потока за тканью при данной (разности давлений Ар.

Было подтверждено, что аналитическая зависимость разно-
сти давлений Ар от скорости протекания воздуха через ткань
Уг- имеет вид

В 1947—1948 гг. под руководством проф. X. А. Рахматулина /
на специально сконструированной установке были проведены эк-
спериментальные исследования по определению воздухопрони-
цаемости парашютных тканей при изменении разности давлений
на ткань в диапазоне 10—5000 кгс/м2 (0,1—49 кПа) (рис. ,3.15).

Рис. 3. 15. Экспериментальные зависимости скоро-
сти протекания воздуха через ткань от разности
давлений для различных парашютных тканей:

/—перкаль облегченный; 2—эластичная шелковая ткань;
3—хлопчатобумажная для грузового парашюта; 4—экс-
цельсиор; 5—майя; 6—АХКР;	перкаль Б; 8—миткаль;

9—полотно капроновое каркасное арт. 56008П; 10—по-
лотно капроновое арт. 56004П; //—шелк арт. 16004; 12—
перкаль А-85;	13—АСТ-100;	/4-ААСТ-28;	/5—шелк

арт. 16003

Полученные в результате экспериментов кривые Ар=/(Уг-)
могут быть аппроксимированы параболической зависимостью
вида (3.43), причем коэффициенты а и 6, отображающие особен-
ности испытанных парашютных тканей, сохраняют достаточное

постоянство для каждой отдельной ткани при изменении разно-
сти давлений в диапазоне 10—5000 кгс/м2 (0,1—49 кПа), кото-
рый охватывает практически все перепады давлений, действую-
щие на ткань куполов спасательных парашютов.

Формула Лр = аУг + ЬУг2 описывает физическую картину те-
чения воздуха через ячейки ткани [4]. В самом деле, промежуток,
ограниченный со всех сторон нитями ткани, может рассматри-
ваться как отрезок круглой трубы. Тогда скорость и разность
давлений на концах этой трубы могут быть связаны между со-
бой известной зависимостью Пуазейля:

где ц — коэффициент вязкости воздуха;

I — толщина ткани;

г — радиус отверстия, ограниченного нитями ткани.

С другой стороны, тот же промежуток может рассматривать-
ся как диафрагма, в связи с чем к нему может быть применена
формула Борда — Карно

\	7 2

где сг — площадь одной клетки ткани;

О1 — площадь отверстия;

к — коэффициент сжатия струи (к ж 0,6).

В общем виде

Г1	\^а1	/2

Приведенные соображения дают до некоторой степени воз-
можность оценить физическую сущность коэффициентов а и Ь.

3.7.	ЗАВИСИМОСТЬ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ
НАПОЛНЕНИЯ КУПОЛА ПАРАШЮТА
ОТ РАЗЛИЧНЫХ ПАРАМЕТРОВ

Формула (3.52), определяющая критическую скорость
наполнения купола КОк, выведена из условия (3.40), которое
физически означает, что при определенных условиях, характери-
зуемых достаточно высокой скоростью протекания воздуха через
ткань купола и полюсное отверстие, и определенных геометриче-
ских размерах купола, характеризуемых параметрами -у, р и X,
количество воздуха, поступающего под купол, равно количеству
воздуха, выходящего из него, что и определяет условие ненапол ♦
нения.

Формула (3. 52) включает в себя параметры у, |3, к, о, что
дает возможность провести анализ зависимости Уок от этих па-
раметров.

1.	В самом деле, задаваясь определенной формой ненапол-
ненного купола, характеризуемой параметром X и определенны-
ми значениями параметров р, к и со, и меняя параметр у,4 можно
получить зависимость критической скорости наполнения УОк от у,
т. е. определить, как влияет длина стропы на критическую ско-
рость наполнения УОк-

2.	Задаваясь определенными значениями параметров у, к и со
и изменяя параметр р, можем получить зависимость Уок от р,
т. е. определить, как влияет радиус полюсного отверстия на УОк«

3.	Изменению параметров к и со при заданной плотности воз-
духа р соответствует изменение коэффициентов а и Ь, т. е. изме-
нение_характериетики ткани по показателю воздухопроницаемо-
сти ТУ. Следовательно, при определенной конструкции купола
парашюта, т. е. при конкретных у и_р, можно найти зависимость
Уок от воздухопроницаемости ткани ТУ.

4.	При определенных а и &, т. е. при заданной воздухопрони-
цаемости ткани купола, параметр к является величиной посто-
янной, а со меняет свое значение с изменением массовой плот-
ности воздуха р, т. е. высоты Н.

Следовательно, зная конструктивные параметры р и у и из-
меняя р, иначе'—рассматривая различные высоты Н введения
парашюта в действие, можем получить зависимость Уок-от вы-
соты Н.

5.	С изменением числа строп п меняется площадь входного
отверстия, т. е. параметр X*, а изменение последнего приводит
к изменению Уок, что дает возможность получить зависимость
Уок от количества строп п.

При анализе зависимости УОк от различных параметров рас-
сматриваем парашют с круглым куполом, характеризуемым сле-
дующими данными: радиус купола в раскрое 50=4,4 м, длина
стропы /=6,55 м (у= 1,49), п=28, полюсного отверстия нет.
'Там, где исследуются зависимости Уок=Уок(у), У0к=Уок(я),
УОк=УОк(Р), рассматриваем различную длину строп, различное
их количество, а также различные радиусы полюсного отверстия.

Итак, пользуясь формулой (3. 52), рассмотрим влияние основ-
ных факторов на критическую скорость наполнения.

Воздухопроницаемость

Из рис. 3. 16 следует, что с увеличением воздухопроницаемо-
сти критическая скорость наполнения резко уменьшается, при-
чем расчеты'показывают, что для плотных тканей (например,
шелк Г, АСТ-100 и др.) условие (3.53), являющееся критерием
применимости формулы (3.52), не выполняется. Это означает,

Рис. 3. 16. Зависимость критической скорости
наполнения _И0 к от воздухопроницаемости
ткани купола 1Г (купол круглой формы; у =1,49;
(3 = 0; п = 28)

Рис. 3. 17. Зависимость критической скоро-
сти наполнения Уо к от параметра у для
разных тканей:

/—перкаль А-85; 2—шелк арт. 16004; 3—перкаль Б;
4—миткаль; 5—АХКР; 6—полотно капроновое кар-
касное арт. 56008П; 7—облегченный шелк арт.
16004; 8—эластичная шелковая ткань; 9—перкаль
облегченный

что купола парашютов, изготовленные из этих тканей, будут на-
полняться всегда.

Полученный результат замечателен тем, что каждому куполу
определенной конструкции, изготовленному из определенной тка-
ни, индивидуальные особенности которой характеризуются коэф-
фициентами а и Ь, ставится в соответствие критическая скорость
.наполнения, т. е. указывается скорость, выше которой купол
парашюта не наполняется, а ниже — наполняется. С этой точки
зрения верхняя часть графика рис. 3. 16 — это область ненапол-
нения, нижняя часть — область наполнения.

Длина строп

Параметр у, выражающий отношение длины стропы купола I
к радиусу купола в раскрое 5о, является конструктивным и для
обычных конструкций купола парашюта

у= 1,44-1,6,

что соответствует изменению длины-стропы в пределах
/= (0,74-0,8)/)о,	'

где До —диаметр купола в раскрое.

Из рис. 3.17 следует, что с увеличением длины стропы
парашюта для всех рассматриваемых тканей критическая ско-
рость наполнения возрастает. Отсюда следует важный вывод о
том, что с увеличением длины строп раскрываемость куполов
улучшается. Особенно интенсивно возрастают скорости Уок Для
куполов из таких тканей, как перкаль А-85 и шелк арт. 16004.
При параметрах у, равных 1,8 и 2,0, для куполов из этих тканей
не выполняется условие (3.53), т. е. всегда будет иметь место
наполнение. С другой стороны, при уменьшении параметра у до
у= 1 критическая скорость наполнения УОк для куполов из этих
тканей значительно уменьшается, т. е. характеристика их рас-
крываемости ухудшается и можно добиться ненаполнения купо-
лов при сравнительно небольших скоростях.

Количество строп

Из формулы (3. 60), определяющей общую площадь входного
отверстия Р с учетом образования «роз» и складок, следует, что
при увеличении числа строп п значение Р стрмеится к лг2, т. е.
г*—>г, Л*—Полагая К известным, по формуле (3. 62) опре-
деляем V для различного числа с'фоп п.

Зная %*, можем определить критическую скорость наполне-
ния Уок Для куполов из различных тканей с одинаковыми гео-
метрическими размерами, но" имеющих разное количеств^
строп п.

Результаты расчетов иллюстрируются графиком рис. 3. 18, по-
строенным по формулам (3.52) и (3.62). Из графика следует,

что для куполов, изготовленных из всех рассмотренных тканей,
с увеличением числа строп п критическая скорость наполнения
Уок возрастает. Следовательно, для лучшей наполняемости ку-
полов, изготовленных из тканей с повышенной воздухопроницае-
мостью, необходимо увеличивать число строп купола парашюта.
Такое увеличение в определенных пределах вполне оправдано'и,
как показали эксперименты, действительно улучшает характери-
стику наполняемости купола. Однако увеличение числа строп
приведет к увеличению веса и объема парашюта. Кроме того,
значительное увеличение числа строп, особенно в том случае,
когда они изготовляются из лент, может привести к ненаполне-
нию купола, так как входное отверстие в начале наполнения
будет перекрыто конусом из лент.

Рис. 3. 18. Зависимость кри-
тической скорости наполне-
ния Уо к от количества
строп п для разных тканей:

/—перкаль Б; 2—миткаль; 3—
АХКР*; 4—облегченный шелк арт.
16004 ; 5—эластичная шелковая
ткань; 6—перкаль облегченный

Представленный на рис. 3. 18 график с этой точки зрения но-
сит условный характер, так как при расчетах толщина строп не
учитывалась.

Величина полюсного отверстия

Из формулы (3. 52) следует, что для подсчета Л, а следова-
тельно, и Уок требуется знать коэффициент п^.

При увеличении параметра [3 естественно ожидать и увеличе-
ния %*; зависимость X* от (3 в первом приближении может быть
принята линейной (рис. 3. 19).

Проведем расчеты по формуле (3. 52) и построим график за-
висимости Уок от (3 для куполов из различных тканей (рис. 3. 20)
(коэффициент п2 на основании экспериментов примем равным
0,49). Этот график показывает, что по мере увеличения полюсно-

го отверстия критическая скорость наполнения уменьшается.
Аналогичный качественный результат был получен при рассмот-
рении зависимости Уок от воздухопроницаемости ткани купола.

Следовательно, по мере увеличения параметра [3 раскрывае-
мость купола парашюта ухудшается, поэтому купола из тканей

Рис. 3.19. Характер изменения
параметра %* в зависимости
от (3

Рис. 3. 20. Зависимость критической ско-
рости наполнения Уо к от (3 для различ-
ных тканей:

1—шелк арт. 16004; 2—перкаль Б; 3—эластич-
ная шелковая ткань

с большой воздухопроницаемостью изготовляются без полюсного
отверстия. Для куполов, изготовленных из плотных тканей, нали-
чие полюсного отверстия желательно, так как оно до некоторой
степени уменьшает УОк, т. е. купол начнет наполняться на не-
сколько меньшей скорости, что уменьшит перегрузки, действую-
щие в системе парашют — груз в процессе наполнения.

Высота введения парашюта в действие

В формулу (3.52), определяющую критическую скорость на-
полнения, входит величина со, равная п^12Ь. где $ — массовая
плотность воздуха.

Естественно, что с изменением 9, т. е. высоты Н введения па-
рашюта в действие, будет меняться и критическая скорость на-
полнения Уок-

Результаты расчетов иллюстрируются рис. 3.21, из которого
следует, что с увеличением высоты Н введения парашюта в дей-
ствие критическая скорость наполнения УОк возрастает тем энер-
гичнее, чем меньше воздухопроницаемость ткани купола.

Увеличение скоростей Уок с возрастанием высоты Н введения
парашюта в действие обусловливает и рост нагрузок на систему
парашют — груз в процессе наполнения с увеличением высоты.
Даже купола из тканей с большой воздухопроницаемостью, обес-

печйвающие малые нагрузки на малых высотах, на больших вы-
сотаз^ролучат большие нагрузки, так как скорости, на которых
они начнут наполняться, значительно возрастут. Поэтому изуче-
ние зависимости перегрузок от высоты и установление пределов

Рис. 3. 21. Зависимость критиче-
ской скорости наполнения Уо к
от высоты Н введения парашю-
та в действие:

/—перкаль Б; 2—миткаль; 3—АХКР;

-/—майя/ 5—опытный перкаль; 6—
эластичная шелковая ткань; 7—пер-
каль облегченный

скоростей и высот, на которых перегрузки не превзойдут допусти-
мые, необходимы даже для конструкций куполов, имеющих боль-
шую воздухопроницаемость (очевидно, этот вывод справедлив и
для куполов, у которых достаточно большая воздухопроницае-
мость достигнута конструктивным путем — созданием системы
отверстий по куполу).

Особенности наполнения куполов с малой Уок

Выше было указано, что наполняемость купола зависит рт
скорости системы в момент, когда купол вышел из чехла и го-
тов к наполнению.

Если эта скорость, называемая скоростью начала наполнения
Уо, удовлетворяет условию Ут1п<Уо<Уок, то наполнение начи-
нается сразу и купол раскрывается быстро и энергично. В этом
случае, как правило, выполняется соотношение (3.54), когда
значения Уок будут очень большими (ткань купола имеет малую
воздухопроницаемость — до 500 л/м2с).

Если же парашют вводится в действие на скорости, меньшей
Утш, то наполнение возможно только после разгона системы до
этой скорости.

При введении парашюта в действие на достаточно большой
скорости, когда Уо>Уок, купол также раскрывается не сразу, но
в этом случае наполнение начинается только после торможения
системы до скорости УОк. Если значение скорости 1/Ок мало, то
купол раскрывается медленно и плавно, обеспечивая сравнитель-
но небольшие перегрузки в системе груз — парашют.

Время наполнения купола /н при введении его в действие на
скорости, большей УОк, складывается из времени ^нЬ затрачи-
110

ваемого на гашение скорости от Уо до Уок, и времени наполнения
/нп, в течение которого купол наполняется и скорость уменьша-
ется от Уок ДО Ун — скорости конца наполнения купола:

^Ц=^Н1 + 4ш-

3.8.	СПОСОБЫ УЛУЧШЕНИЯ НАПОЛНЯЕМОСТИ КУПОЛА
ПАРАШЮТА

В некоторых случаях требуется повысить критическую .ско-
рость наполнения. Если значение Уок близко к скорости падения
груза с ненаполненным куполом и только немного его превышает,
то купол наполняется вяло.

Для активизации наполнения купола, а также для создания
парашютов, имеющих малое время наполнения, применяют по-
люсные уплотнения, размещают карманы по нижней кромке ку-
пола, увеличивают длину строп и их количество" (в разумных пре-
делах), ставят по нижней кромке купола стягивающие ленты,
применяют центральные стропы.

Применение центральной стропы

Центральная стропа (рис. 3.22,а) ставится, напри-
мер, на вытяжном парашюте спасательного парашюта с целью
наибольшей активизации вытяжного парашюта при его наполне-
нии, быстрого вытягивания купола и строп на всю длину и стаски-
вания чехла.

Центральная
стропа

Рис. 3.22. Способы улучшения на-
полняемости купола парашюта:
а—применение центральной стропы; б—раз-
мещение карманов на нижней кромке ку-
пола парашюта

Наличие центральной стропы приводит к увеличению вход-
ного отверстия купола. Кроме улучшения наполняемости купола,
центральная стропа приводит к увеличению коэффициента сопро-
тивления купола парашюта.

Размещение карманов по нижней кромке купола [5]

По нижней кромке купола, между узлами крепления строп,
пришиваются карманы (рис.-3. 22, б). В момент полного вытяги-
вания строп купола на всю их длину и снятия чехла с купола
(если он применяется) карманы быстро наполняются воздухом,
помогая растаскиванию кромки купола и быстрому образованию
входного отверстия. Система гасит скорость до критической Уок,
при которой купол способен наполняться полностью.

Стягивающие ленты

Применение стягивающих лент (рис. 3. 23) [6] является эффек-
тивным способом улучшения наполняемости купола парашюта;
стягивающие ленты, кроме того, уменьшают длину нижней кром-
ки купола, что уменьшает количество случаев перехлестывания
купола стропами вследствие попадания части нижней кромки
купола между соседними или противоположными стропами.

Длина стягивающих лент выбирается такой, чтобы не умень-
шить мидель целиком наполненного купола.

Рис. 3.24. К выводу формулы, определяю-
щей длину стягивающей ленты

Рис. 3. 23. Схема входного отверстия купо-
ла парашюта со стягивающими лентами’ в
процессе его наполнения

Нижняя кромка купола, выпучиваясь между соседними стро-
пами, образует кривую линию, близкую к полуокружности, с
центром на прямой, соединяющей эти стропы (рис. 3.24).

Обозначим радиус этой полуокружности через г0, длину стя-
гивающей ленты расстояние между точками крепления стяги-
вающей ленты по нижней кромке /2 и угол между двумя прямы-
ми, проведенными из центра полуокружности, из которых одна
проходит через точку крепления стропы, другая — через точку
„	„ /о 2лг0 1

крепления стягивающей ленты, а. Тогда~-== —а или /2=—а.
ал	ООО	УО

Так как длина полуокружности с радиусом г0 равна расстоя-
нию между точками крепления соседних строп, то

250

Го = — ,

п

где 50 — радиус купола.в раскрое, а п — число строп купола.

Тогда

7 __л56а

2~ 45и~

Из треугольника АВС имеем

1\

—^- = СО5

2ЛС

НО

ДС = 2г051п — =^51п— и /р=90
. 0	2 п. 2

тогда
1	8$п . а / п — 2

/, =—2 8Ш  СОЗ 90-------

1 п 2 I 2

Применение стягивающих лент позволяет уменьшить длину
нижней кромки на п(/2—/1), а расстояние между соседними стро-
пами — на 4 — А.

Приведенные формулы позволяют определить оптимальный
угол а, соответствующий минимальному расходу материала на
стягивающие ленты. При условии, что стягивающие ленты не
уменьшают мидель полностью наполненного купола, можно зна-
чительно сократить длину.нижней кромки купола.

Радиус входного отверстия купола со стягивающими лентами
определяется по формуле

Г*=--Г*4" — п л/------------

01 2 у п(2п—л2)	2

где Го* — радиус круга, площадь которого равновелика началь-
ной площади входного'отверстия равной

Р =	2^пЛ2

0 п (2п + л?)

Приведенный анализ и вывод соответствующих формул вы-
полнен инж- В. Т. Шмаковым.

3.9.	ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАКСИМАЛЬНОЙ НАГРУЗКИ,
ДЕЙСТВУЮЩЕЙ НА КУПОЛ ПРИ ЕГО НАПОЛНЕНИИ

Известно, что при установившемся движении сопротивление
‘парашюта определяется следующим образом:

О -^-сР

Ч:п— 2 п’

(3. 67)

где сп — коэффициент сопротивления парашюта, отнесенный к
площади купола в раскрое;

Ра — площадь купола в раскрое в м2.

Это сопротивление определенным образом связано с дейст-
вующей на купол при его наполнении максимальной нагрузкой
в кгс (Н), которая может быть выражена формулой

оУ2

(3.68)

где Ун — скорость системы в момент полного наполнения
купола в м/с.

Соотношение (3.68), однако, задачу не решает, так как вхо-
дящая в правую часть скорость Ун неизвестна. Для полного
решения задачи необходимо найти еще одно уравнение, связы-
вающее 7?птах и Ун, в качестве которого используют уравнение
движения системы в момент полного наполнения купола. При
этом для упрощения вывода полагают, что система падает вер-
тикально и максимальная нагрузка действует в момент полного
раскрытия купола. Присоединенную массу в явном виде не учи-
тывают. Имея в виду принятые допущения, запишем уравнение
движения в виде

....	(3.69)

где У — скорость снижения системы;

(б/У/б//)н — ускорение в момент полного наполнения купола, точ-
нее, замедление, так как обычно

(б/УМ/)н<0.

В уравнение (3.69) Ун явно не входит, и поэтому его пре-
образовывают, выражая	через среднее ускорение

( —= к У»~У°
\ сП / н	' /н

где к — коэффициент, численно равный отношению минималь-
ного ускорения к его среднему значению.

В соотношении (3. 70) заменяем /н, используя при этом связь
между пройденным расстоянием, скоростью и временем.

Известно [3], что путь 5Н, проходимый системой за время на-
полнения купола, пропорционален его линейному размеру

(3. 70)

8я=сУРп,

(3.71)

где с — коэффициент пропорциональности, зависящий от конст-
рукции купола и его воздухопроницаемости (для квад-
ратных куполов из шелка арт. 16003 с=4,0, из шелка
арт. 16004 с = 6,15, из каркасного капрона арт. 56008П
с = 7,5).

С другой стороны, путь можно выразить через среднюю ско-
рость и время наполнения

5н=а +	(3.72)

где а — коэффициент, введением
которого исправляется ошибка,
допускаемая при вычислении пути
по средней скорости; он равен от-
ношению плош.ади 5Н к плош.ади
трапеции (рис. 3.25).

Из (3.71) и (3.72) находим

2с

« (^о + ^н) *

Используя это выражение и
(3. 7С), получаем

(—) =	(3.74)

И 4 2с	)/7п к

Рис. 3.25. Изменение скорости
в процессе наполнения купола
парашюта

На основании (3.74) уравнение (3.69) запишется в виде

Я|1гаах=-^ к (И*-^)],	(3. 75)

г ' п

где К —	— коэффициент, определяемый экспериментально;

его величина зависит от конструкции купола,
типа ткани и ее воздухопроницаемости; для
квадратных куполов из шелка, арт. 16004
/С = 0,01, для куполов типа С-3 из каркасного
капрона арт. 56008П /<=0,0056.

Решая систему уравнений (3. 68) и (3.75) относительно Ун2
И /?птах, ПОЛучИМ

ку* + у гп

О

^'птах ~	,_

(3.76)

(3. 77)

Так как 0 = спРп—то после некоторых преобразований
уравнение (3.77) можно записать в виде

О _9Г	+	,~77,

^птп 20	2	>	(3.77а)

к-^ + 2/т;

А

где А = р/ро — относительная плотность воздуха.

Формулами (3. 76) и (3.77) пользуются в тех случаях, когда
удельная нагрузка О/Рп лежит в пределах 1—40 кгс/м2
(9,81—392 Н/м2).

Если 6/77п>40 кгс/м2 (392 Н/м2), то /?Птах находят из соот-
ношения .

Яитах=*д^.Л»	'(3.78)

I/ х

. где кд— коэффициент динамичности, определяемый эксперимен-
тально; обычно кд— 1,754-2.

Коэффициент динамичности можно существенно снизить,
применяя метод конструктивной воздухопроницаемости.

3.10.	ЗАВИСИМОСТЬ МАКСИМАЛЬНОЙ НАГРУЗКИ,
ДЕЙСТВУЮЩЕЙ НА КУПОЛ ПАРАШЮТА
ПРИ ЕГО НАПОЛНЕНИИ, ОТ РАЗЛИЧНЫХ ФАКТОРОВ

Если рассматривать купола парашютов одной формы, вы-
полненные из одной и той же ткани, то Л=соп81, сп=соп8к
Тогда, как это следует из формулы (3.77), максимальная на-
грузка будет зависеть от четырех параметров:

янтах=/(^; е; О; О

Проанализируем влияние каждого из этих параметров.

Зависимость /?Птах от скорости начала
наполнения

Если Ктш<Ко<Кок, то купол, как уже указывалось, будет
наполняться без задержки.

Анализ формулы (3.77) показывает, что при постоянных р,
О и Рп с увеличением скорости начала наполнения макси-
мальная нагрузка /?Птах быстро возрастает (рис. 3.26).

При Ко>^ок наполнение купола начнется только после
уменьшения скорости системы до КОк, которая и будет в данном
случае скоростью начала наполнения.

Зависимость 7?п шах от высоты введения
в действие Н

Если предположить, что при увеличении высоты, т. е. умень-
шении массовой плотности воздуха, скорость начала наполне-
ния, вес системы и площадь купола остаются неизменными
(]/0=соп81, 6 = сопз1, 77п=сопз1), то из формулы (3.77) сле-
дует, что в этом случае Апшах уменьшается (рис. 3. 27).

Если же наполнение купола начинается на разных высотах
/ Д
при одном и том же скоростном напоре =	= сопзт I и со-

храняется условие постоянства веса системы О и площади ку-
пола Еп, то с ростом высоты /?Пшах увеличивается (рис. 3.28).

Зависимость /?п шах от веса системы С

Анализ формулы (3.77 а) показывает, что при постоянных
значениях Уо, р и /^п с ростом веса системы С увеличивается
^птах (рис. 3.25).

Если сохранять постоянную скорость приземления, т. е. при
увеличении веса системы пропорционально увеличивать пло-
щадь купола (С/77п=соп8(), то и в этом случае, т. е. при неиз-
менных Упр, Уо и р, как показывает анализ формулы (3.77 а),
увеличение веса также сопровождается ростом #Птах
(рис. 3.30). -

Зависимость /?п шах от площади купола Рп

В процессе наполнения купола парашюта скорость системы
меняется от Уо — скорости в момент начала наполнения до
Ун — скорости в момент полного наполнения купола.

Очевидно, что при данном весе системы О изменение скоро-
сти будет в процессе наполнения купола тем эффективнее, чем
больше будет площадь купола парашюта. Благодаря изменению
скорости Ун будут также изменяться нагрузки, действующие на
купола разных размеров. На рис. 3.31 показано изменение ско-<
рости Уо до Ун для куполов больших (с малой удельной весовой
нагрузкой) и малых размеров (с большой удельной весовой,
нагрузкой). Из рис. 3.31 следует, что в первом случае скорость
системы Ун значительно меньше Уо, во втором случае скорость
Ун уменьшается по сравнению с Уо незначительно. Но макси-
мальная нагрузка, действующая ла купол парашюта, пропор-
циональна квадрату скорости Ун и площади Рп:

^птах

Из этой формулы следует, что 7?Птах зависит от произведе-
ния ЕпУн2. Очевидно, когда Ун мало отличается от Уо, увеличе-
ние Еп приведет к увеличению произведения РцУн2 и, следова-

грузки от скорости начала наполнения па-
рашюта [@ = 0,113 кгс-с2/м4 (1,11 кг/м3), 0 =
= 100 кгс (981 Н), ^ = 56 м2, сп = 0,8; к =
= 0,006]

Рис. 3. 27. Зависимость максималь- Рис. 3.28. Зависимость максималь-
ной нагрузки ст высоты при Уо =	ной нагрузки от высоты

= сопз1, 6 = сопз1, Гп = сопз1: [Уо =	прй <7=сопз1; О = сопз1:, /?п = сопз1:

= 139 м/с; 6=100 кгс (981 Н); Рп—

= 56 м2; Сп = 0,8; & = 0,006]	[-2“ =625 кгс/м2 (6,14 кПа); О —

— 100 кгс (981 Н); к=0,006; /?п =

.	=56 м2, Сп = 0,8)]

Рис. 3. 29.	Зависимость макси-	Рис. - 3.30. Зависимость	макси-
мальной нагрузки от веса системы	мальной нагрузки от веса	системы

при 1/0 = соп81;	о = сопз1:; /?п = сопз(	при постоянной удельной	нагрузке

[Уо=1ОО м/с,	/?п=56 м2; о=	[6/77гг=сопз1:= 1,63 кгс/м2 (16 Н/м2),

=0,113 кгс-с2/м4 (1,11 кг/м3); сп=	УпР = сопз1:, У0 = сопз1:, о=сопз1]

= 0,8; /г = 0,006]

тельно, Яптах- При дальнейшем увеличении Ри (при постоянном
весе системы) Ун уменьшается настолько быстро, что и произ-
ведение РпУп2, достигнув максимума, начинает уменьшаться.
На рис. 3.32 показан график изменения нагрузок, действующих
на купола разных размеров.

Рис. 3.31. Изменение скорости от Уо до Ун для куполов
с различной удельной весовой нагрузкой:

а—при наполнении купола парашюта больших размеров (с малой удель-
ной весовой нагрузкой); б—при наполнении купола парашюта малых
размеров (с большой удельной весовой нагрузкой)

Рис. 3.32. Изменение максимальных нагрузок для купо-
лов разных размеров при 1^ = 54 м/с (нижняя кривая) и Уо =
= 90 м/с (верхняя кривая)

• — экспериментальные точки при Уо=9О м/с; 4-экспериментальные

точки при У0=54 м/с

3.11.	СПОСОБЫ УМЕНЬШЕНИЯ МАКСИМАЛЬНОЙ НАГРУЗКИ,
ДЕЙСТВУЮЩЕЙ ПРИ НАПОЛНЕНИИ КУПОЛА ПАРАШЮТА

Уменьшение скорости начала наполнения

Существенно снизить скорость а следовательно, и макси-
мальную нагрузку, действующую на купол при его наполнении,

можно при введении парашюта в действие с необходимой за-
держкой.

Другой способ уменьшения Ко заключается в применении тор-
мозного парашюта малой площади или целой серии таких
парашютов, вводимых последовательно (с определенными интер-
валами) перед раскрытием основного купола и обеспечивающих
уменьшение скорости системы парашют — груз до такого значе-
ния, при котором возможно введение в действие основного ку-
пола по условиям допустимых для человека перегрузок.

Уменьшить скорость начала наполнения можно также путем
снижения Уок за счет применения более воздухопроницаемой
ткани на куполе.

Метод конструктивной воздухопроницаемости

Применяются конструкций куполов с так называемой кон-
структивной воздухопроницаемостью, в которых повышенная
воздухопроницаемость по куполу создается не путем применения
ткани с 'большой воздухопроницаемостью, а созданием системы
отверстий по куполу, в основном в его центральной части. При
методе конструктивной воздухопроницаемости значительно сни-
жаются максимальные нагрузки, возникающие в процессе на-
полнения купола парашюта, и тем самым повышается запас
прочности конструкции при тех же затратах материала. Кроме
того, метод конструктивной воздухопроницаемости, позволяя
варьировать коэффициент заполнения, а также место распо-
ложения системы отверстий в зависимости от удельной весовой
нагрузки, приходящейся на купол парашюта, дает возможность
значительно снизить ассортимент парашютных тканей по воз-
духопроницаемости.

3.12.	СНИЖЕНИЕ СИСТЕМЫ

ПОСЛЕ НАПОЛНЕНИЯ КУПОЛА ПАРАШЮТА

После наполнения купола его сопротивление увеличивается,
и скорость системы быстро уменьшается. Через короткий проме-
жуток времени скорость становится близкой к критической или,
как иногда говорят, к установившейся скорости снижения.

В первый период после наполнения. купола движение яв-
ляется неустановившимся. На систему действуют две силы: вес
системы и сопротивление воздуха. Сила сопротивления в дан-
ном случае будет

Рп.неуст = (?,1+/Ппр^=4	’	(3- 79)

где (?п — сила сопротивления при установившемся движении;
тпр — присоединенная масса (фиктивная масса, введением
которой учитывается изменение сил, действующих

при неустановившемся движении, -по сравнению с си-
лами, действующими при установившемся движении).
Полагая, что система снижается вертикально, уравнение
движения можно записать следующим образом:

(IV п

1Т1 —— — С/ Фп.неуст*

Подставляя в это соотношение значение (Зп.неуст, после не-
сложных преобразований находим

г 1 _ / у \2

^пр |_	/

т

(3. 80)

где 1/кр=1/сн=1 /-------установившаяся скорость снижения

V	системы на раскрытом парашюте.

Полученное уравнение с точностью до множителя повторяет
рассмотренное ранее соотношение (3.5). Учитывая, что неуста-
новившееся движение является кратковременным, приведенный
выше множитель, так же как и величины р и УКР, можно счи-
тать постоянными. Это позволяет в качестве решения уравнения
(3.80) использовать полученное ранее решение уравнения (3.5),
р’
заменив в нем § на —2-----.

....	ягпр	4

При практических расчетах движение системы считают не-
установившимся только до тех пор, пока ее скорость сущест-
венно отличается от критической. Когда же разница между дей-
ствительной и критической скоростями становится равной 1—3%
от их величины, ею пренебрегают и полагают, что с этого мо-
мента система движется с критической скоростью.

Используя формулы (3.7) и (3.8), получаем следующие со-
отношения, позволяющие найти время, в течение которого ско-
рость системы уменьшается от Кн до 1,01 УСп, и путь, проходи-
мый за это время:

/ =	+	1п201 ^н-^сн	(3.81)

2^ \ т ) V* + 1/сн

У*

сн

V

у2___у2

и и и сн

0,0201	’

Н

(3. 82)

Обычно при определении I и к изменением аэродинамических
сил, возникающих в результате нестационарности движения,
пренебрегают (полагают тПр = 0) и применяют формулы

1=?^ 1п 201 ^2—

2^ Гн + Усн

(3.81а)

у2	1/2 _ [/2

— 1П------------

2§	0,02011^

(3. 82а)

Выясним величину допускаемой при этом погрешности. Для
оценки величины присоединенной массы воспользуемся значе-
нием тпр, применяемым при расчете движения системы во время
наполнения, и значением тпр для случая движения шара. '

Можно полагать, что действительное значение тпр для рас:
сматрйваемого случая является промежуточным.

В работе О’Хара [7] приводится следующее значение тпр
при движении системы в конце наполнения:

4

т„р=— л7?3о,	(3.83)

О

где /?~0,7 50 — радиус входного отверстия купола парашюта.

Известно, что для шара

9

т„р=4л/?зе.	(3.84)

О

Используя формулу (3.83), получаем

4
тпр о л(О,7$о)3$	~

---= ~—ъ9	•	(3. 85)

2^

Если использовать соотношение (3.84), то отношение тир!т
будет вдвое меньше:

^^4,5^0	(3.86)

т	с.^сн

Для спасательного парашюта, имеющего площадь ^=56 м2,
сп = 0,8 и Йен = 6 м/с, по формулам (3-85) и (3.86) находим со-
ответственно тпр/т=1,31 и тпр/т = 0,65.

Подставляя полученные крайние значения в формулы (3.81)
и (3.82) и сравнивая их после подстановки с соотношениями
(3.81а) и (3.82а), видим, что без учета присоединенной массы
Ли К оказываются заниженными на 65—130%- Поэтому форму-
лами (3.81а) и (3.82 а) можно пользоваться только при усло-
вии введения соответствующих поправок.

3.13.	КОЭФФИЦИЕНТ СОПРОТИВЛЕНИЯ
КУПОЛА ПАРАШЮТА

Коэффициент сопротивления сп является основной характе-
ристикой купола парашюта.

Перед конструкторами парашютов стоит задача создания

таких куполов, которые обеспечивали бы максимальное лобовое
сопротивление системы парашют — груз, т. е. имели бы наи-
больший коэффициент сопротивления, что может быть осущест-
влено применением, специальных форм купола и ткани с мини-
мальной воздухопроницаемостью.

Удовлетворение этого требования обеспечивает минималь-
ный объем и вес парашютной системы, что очень важно для экс-
плуатации.

Однако к парашютной системе предъявляются и другие не
менее важные требования, как, например, обеспечение мини-
мальных нагрузок, возникающих в системе парашют — груз
в процессе наполнения купола парашюта, или требование повы-
шенной устойчивости снижения, что заставляет конструктора
заведомо идти на некоторое уменьшение коэффициента сопро-
тивления купола парашюта, применяя ткани с повышенной воз-'
духопроницаемостью или метод конструктивной воздухопрони-
цаемости.

Выбор формы, ткани и размеров купола и строп при кон-
струировании парашютных систем должен вестись с учетом всех
требований и базироваться на .опыте экспериментальных иссле-
дований различных парашютов и их эксплуатации.

Коэффициент сопротивления зависит от таких факторов, как
форма и размер купола парашюта, воздухопроницаемость, ку-
пола, скорости-потока, длина строп и их количество.-

Коэффициент сопротивления купола парашюта определяется
либо при продувке купола в аэродинамической трубе, либо при
натурных испытаниях путем сбрасывания парашюта с грузом *
с различных летательных аппаратов.

При продувке купола в аэродинамической трубе опреде-
ляется сила лобового сопротивления купола парашюта <2 на
различных скоростях потока трубы V. Эта сила сопротивления
может быть измерена с помощью аэродинамических весов или
датчиков.

Проволочные датчики обычно наклеиваются на динамомет-
рическое кольцо, которое крепится одним концом к стойке аэро-
динамических весов, другим — к коушу парашюта.

Под влиянием нагрузки* на парашют кольцо с проволочными
датчиками деформируется, длина и сечение проволочек ме-
няются. Величина этого изменения фиксируется гальваномет-
ром, включенным в схему мостика Уитстона.

Предварительной тарировкой кольца с проволочными датчи-
ками устанавливается соотношение между величиной деформи-
рующей силы и показаниями гальванометра.

Если — сила лобового сопротивления купола парашюта,
V — скорость потока, р — плотность воздуха, Рп — площадь по-
верхности купола, то коэффициент Сопротивления сп, отнесенный
к площади поверхности купола Гп, будет

с _<?-<?
п б^2 „ дРп
Т п

Можно, вообще говоря, относить коэффициент сопротивле-
ния к миделю купола Рх.

или к площади входного отверстия:

Однако удобнее относить коэффициент сопротивления к пло-
щади поверхности купола в раскрое Гп, так как в процессе про-
дувок площадь поверхности купола Рп не изменяется, в то время
как площадь входного отверстия Рвх или площадь миделя Рх
в процессе продувок изменяются.

Кроме того, измерение площади миделя при данной скорости
представляет некоторые трудности в силу неустойчивости ку-
пола парашюта в потоке, что особенно характерно для куполов
с малой воздухопроницаемостью.

Зная коэффициент сопротивления сп, конструктор может под-
считать площадь поверхности купола парашюта Рп (площадь
раскроя ткани купола), обеспечивающую требуемую скорость
снижения:

Р 20
П ’

Коэффициент сопротивления сп характеризует и экономиче-
скую целесообразность данной формы купола, так как чем
больше сп, тем меньше требуется ткани на купол для обеспече-
ния заданной скорости снижения или приземления.

При использовании для вычисления коэффициента сопротив-
ления натурных испытаний измеряют среднюю вертикальную
составляющую скорости снижения на последних 35 м перед при-
землением Кпр или определяют КПр по данным обработки кино-
пленки, или пользуются материалами кинотеодолитной съемки.

Зная КПр, вес груза Ог, вес парашюта 6П и площадь поверх-
ности купола парашюта в раскрое Гп, вычисляем коэффициент
сопротивления системы по формуле

п	+ С?п

сист Г2

У ПР Р

——г..

где Ог+ Сп — вес снижающейся системы.

В случае снижения системы с малой скоростью сп практиче-
ски совпадает с сСИст- В самом деле,

/	О г + = Рг +

оУ2

. ог+оп=-^^ЛсгГг),

с —с I Ст?г

иСИСТ И I Е»

* II

При снижении системы с малой скоростью ст}т<^Рп (напри-
мер, для манекена сг/г = 0,23 м2, а Рп спасательного купола
~60 м2), поэтому
г	с

исист п'

Зависимость сп от воздухопроницаемости
ткани купола

В первом приближении воздухопроницаемость ткани купола
парашюта при определении коэффициента сопротивления купола
может быть учтена с помощью зависимости коэффициента дав-
ления Ио от воздухопроницаемости ткани купола ЯК в л/м2с (см.
рис. 3. 10):

0^2

Зная воздухопроницаемость ткани купола РЙ (л/м2с), по гра-
фику зависимости По = /(РИ) находим коэффициент давления и0,
который будет тем меньше, чем больше воздухопроницаемость
ткани купола.

Из рис. 3. 12 следует, что коэффициент давления п0, сохраняя
постоянное значение 1,6 для плотных тканей (с воздухопрони-
цаемостью до 400—500_л/м2с), при увеличении воздухопрони-
цаемости падает'и при РИ= 16004-1800 л/м2с равен ~1.

При дальнейшем увеличении воздухопроницаемости ткани
коэффициент давления_По продолжает уменьшаться, но уже ме-
нее интенсивно и при РИ = 3200 л/м2с достигает .0,8.

Значения коэффициента давления для тканей с различной
воздухопроницаемостью получены^ в результате продувки моде-
лей куполов круглой формы в аэродинамической трубе.

При продувках таких моделей осуществлялся дренаж, т. е.
по куполу ставились приемники давления (ниппели), соединен-
ные при помощи тонких резиновых трубок с батарейным мано-
метром, по показаниям которого определялась разность давле-
ний в различных точках купола парашюта.

График изменения коэффициента давления п0 в зависимости
от воздухопроницаемости дает возможность оценить, как изме-

няется коэффициент сопротивления сп купола парашюта в зави-
симости от воздухопроницаемости ткани, так как между коэф-
фициентом сопротивления сп и коэффициентом давления
существует определенная связь.

Известно, что

Са=-дк'

Но сила лобового сопротивления <2 равна разности давлений,
умноженной на площадь миделева сечения купола:

Следовательно,
с„=«о^.	(3-87)

В зависимости от отношения Рх/Рп получаем различные зна-
чения сп в функции п0.

Если принять, что раскрывшийся купол имеет полусфериче-
скую форму, то Рп=2Рх и сп = Ио/2.

Из графика следует, что в этом случае при изменении воз-
духопроницаемости от 0 до 3200 л/м2с коэффициент сопротивле-
ния сп будет меняться от 0,8 До 0,4.

Соотношение (3. 87) дает возможность высказать следующие
соображения о возможных границах значений ,сп для куполов
разной формы:

1.	Пластинка из- ткани с малой воздухопроницаемостью.,
Рх = Рп И Сп= 1,6 - 1 = 1,6.

2.	Полусферический купол из плотной ткани. Рх = Рп]2 и сп=
= 1,6-0,5=0,8.

Купол представляет собой плоский круг в раскрое, в воздухе
он принимает форму, близкую к полусферической, а поэтому для
него также сп=0,8.

3.	Ленточный купол полусферической формы (рис. 3.33).

Поверхность такого купола составлена из взаимно пересека-
ющихся лент одинаковой ширины. Наибольшая плотность запол-
нения поверхности купола лентами у полюсной его части и наи-
меньшая — у нижней кромки. Коэффициент заполнения
купола по поясам равен от 0,6 у нижней кромки, до 1 —у по-
люсной части купола.

Сравнительно низкий коэффициент сопротивления этого па-,
рашюта приводит к тому, что скорость приземления на нем не-
сколько повышена. Другим недостатком является то, что пара-
шют при снижении вращается.

Ценным свойством ленточного парашюта является то, что он
обеспечивает относительно небольшие нагрузки при раскрытии
на больших скоростях.

4,	Конусные купола (рис. 3.34) имеют сп=0,ЗЧ-0,6.

При снижении в воздухе купол принимает форму усеченного
конуса с полусферической шапкой. Ценным качеством конусного
купола является то, что он обеспечивает устойчивое (без враще-
ния и раскачивания) снижение груза, и поэтому конусные купо-
ла широко применяются как стабилизирующие.

Рис. 3. 33. Ленточный .купол
полусферической формы

Рис. 3.34. Конусный

купол

5.	Купола современных спасательных парашютов летчика
плоской формы в раскрое обладают достаточно высоким коэффи-
циентом сопротивления. Так, например, среднее значение коэффи-
циента сопротивления спасательного парашюта С-3 из каркасной
капроновой ткани равно 0,9.

При увеличении длины стропы купола коэффициент сопротив*
ления возрастает. На рис. 3. 35 представлен теоретический гра-
фик зависимости с^п^ в функции у=//50, подтвержденной про-
дувками моделей парашютов ]з аэродйнамических трубах.
Отсюда следует, казалось бы, что купола парашютов надо изго-
тавливать с длинными стропами. Но применение очень длинных
строп невыгодно, так как большое количество шнура увеличивает
вес и объем купола. Поэтому практически длину строп-принима-
ют равной 0,8—1,0 диаметра купола в раскрое, т. е. изменение
параметра у находится в пределах 1,6—2,0.

При увеличении количества строп купола коэффициент сопро-

тивления сп увеличивается (на 10—15%), что объясняется тем,
что мидель купола с увеличением числа строп несколько увели-
чивается.

от у

С увеличением скорости коэффициент сопротивления сп
незначительно уменьшается, если купола изготовлены из доста-
точно плотных тканей и их критическая скорость складывания
является высокой. ‘

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1.	Некрасов А. И. Курс теоретической механики, ч. II, М., Гостехиздат
1953, 456 с.

2.	Рахматулин X. А. Аэродинамика проницаемого тела. — Вестник МГУ,
1949, № 3, с. 41—54.

-- 3. Лобанов Н. А. Нагрузки на парашют. — «Легкая промышленность»
1945, № 6, с. 18—22.

4.	Попов С. Г., Палазов С. П. Об определении воздухопроницаемости
тканей. — «Измерительная техника», 1941, № 5, с. 27—32.

5.	Ткачев Ф. Д. Использование в парашютостроении тканей с максималь- *
ной и минимальной воздухопроницаемостью. — «Легкая промышленность»,
1946, № 2, с. 28—33.

6.	Вгоууп XV. В. РагасИи1ез, Ьопдоп, 1951.

7.	О’Нага Е Ио1ез оп 1Ье Орепш^ ВеИауюг апб 1Ье Орешп^ Рогсез о!
РагасЫЛез, Лоигпа1 о! 1Ье Коуа1 АегопаиНса! 8ос1е1у, Ьопбоп, Иоу. 1949,
рр. 1053—1062.

Глава 4

СТРЕЛЯЮЩИЕ МЕХАНИЗМЫ
И ПИРОТЕХНИЧЕСКИЕ УСТРОЙСТВА

4.1.	ОБЩИБ ЗАМЕЧАНИЯ

Для спасения летчика в случае аварии скоростного
самолета применяются специальные стреляющие механизмы, ко-
торые силой пороховых газов катапультируют кресло с летчиком
из кабины самолета (рис. 4. 1). Наружная труба 1 скреплена с

корпусом самолета, упор осу-
ществляется на пяте стреляю-
щего механизма 2, В наружной
трубе может передвигаться
внутренняя труба 3, несущая
кресло с летчиком. Гайка с осе-
выми упорами 4 также шар-
нирно упирается в упорный
кронштейн кресла 5. Пиропат-
рон 6 помещен внутри трубы 3
При выстреле пороховые газы
заполняют сначала внутреннее
пространство трубы 3. Затем
через отверстие в дне этой тру-
бы газы проникают внутрь
внешней трубы, которая явля-
ется как бы «стволом». Эта тру-

Рис. 4.1. Схема-стреляющего меха-
низма

1—наружная труба; 2—пята стреляющего
механизма; 3—внутренняя труба; 4—осевые
упоры; 5—упорный кронштейн кресла; 6—
пиропатрон; 7—головка стреляющего меха-
низма; в—стреляющий механизм; 9—крес-
ло; 10—опорная пята самолета

ба не может двигаться относи-
тельно самолета, поэтому внут-
ренняя труба начинает переме-
щаться вместе с креслом. Дей-
ствие пороховых газов на внут7
реннюю трубу 3 практически
прекращается в тот момент,

когда задний срез этой трубы выйдет из наружной трубы.

Процесс катапультирования летчика, следовательно, аналоги

чен обычному явлению выстрела, только в отличие от артилле-
рийских систем в нашем случае «снаряд» (т. е. кресло с летчи-
ком) движется вместе с камерой и зарядом в сторону, противо-
положную истечению газов из камеры. Кроме того, при ката-
пультировании практически отсутствует давление форсирования

ро, при котором начинается движение «снаряда». В принятой си-
стеме катапультирования кресло с летчиком начинаем движение
в тот момент, когда давление достигнет величины ро, достаточной
для преодоления сил кресла, т. е. при р^Р^О созх. Как показы-
вают расчеты, это давление в стреляющих механизмах намного
меньше максимального. Таким образом, с точностью, достаточ-
ной для практики, можно считать, что в стреляющих механизмах
для катапультирования летчика ро = О. Максимальная скорость
движения кресла с летчиком, характер нарастания скорости, за-
кон развития давления пороховых газов, перегрузки, действую-
щие на летчика, рассчитываются по законам внутренней балли-
стики [1].* Поэтому здесь приведены только основные понятия
и расчетные формулы для определения перегрузки, испытывае-
мые катапультной установкой и человеком, и скорости движения
кресла.

Хотя явление выстрела — очень сложный процесс, зависящий
от многих, факторов и характеризуемый небольшой продолжи-
тельностью (тысячные или сотые доли секунды), причем созда-
ваемые при этом давления и температуры очень велики, тем не
менее процесс выстрела стабилен, закономерен и управляем.
В основе этой закономерности и стабильности лежит свойство
современных коллоидных порохов гореть закономерно парал-
лельными слоями со сравнительно небольшой скоростью. Ис-
пользуя это свойство, можно управлять явлением выстрела, т. е.
так регулировать приток газов при горении пороха в канале ство-
ла в зависимости от условий заряжания, чтобы получить нужный
закон развития давления и требуемую начальную скорость. Это
особенно важно, так как при катапультировании необходимо
обеспечить достаточное превышение траектории движения кресла
над килем самолета, а возникающая при выстреле перегрузка,
зависящая от давления пороховых газов, и скорость нарастания
перегрузок не должны превосходить величин, предельно допусти-
мых для человека.

4.2.	УРАВНЕНИЯ КАТАПУЛЬТИРОВАНИЯ

Пусть т — масса катапультной установки, / — ускорение цент-
ра тяжести кресла, Р — результирующая давления пороховых
газов.

Спроектируем действующие силы на ось, параллельную гео-
метрической оси стреляющего механизма. Получим ,

т]1 = Р~ О соз х.	(4. 1)

Величину Р — силу пороховых газов — можно выразить как
произведение давления на площадь:

Р = рР,
где р — давление газов на единицу площади;

Р — площадь поперечного сечения стреляющего механизма,
на которую1 в данный момент действуют газы.

Так как угол наклона направляющих рельсов, по * которым
движется кресло, к вертикали невелик (15—20°), то созх^1.

В нашем случае мы пренебрегаем силами трения, так как они
малы по сравнению с рассматриваемыми.

Ускорение	где V — скорость движения кресла по

рельсам. Тогда уравнение можно записать в следующем виде:

т М_=рр-О

01	

ИЛИ

Если обозначить чёре'з п перегрузку, действующую на кресло
и равную рР/О, то получим уравнение движения кресла

4^=г(»-1).	(4.2)

(11

Можно исключить из уравнения (4. 2) время /, умножив и
разделив левую часть уравнения на (11, где I — путь, проходимый
центром тяжести кресла. Тогда

V =	(4.3)

сП

Скорость движения кресла определится из приведенного урав-
нения’ если предварительно найти давление пороховых газов,
действующих на поршень стреляющего механизма. Будем счи-
тать, что при выстреле основная часть энергии пороховых газов
превращается в кинетическую энергию движения кресла.

Если обозначить среднюю теплоемкость пороховых газов .при
постоянном объеме для температуры горения пороха Л через
то внутренняя энергия пороховых газов выразится формулой:

Такое количество энергии перешло бы в работу целиком, если
бы температура газов понизилась до абсолютного нуля. В дейст-
вительности же газы по мере движения снаряда или кресла ох-
лаждаются до температуры Т<ТГ и, следовательно, содержат
запас неизрасходованной энергии, равный

Е2—Ас^ТО3,

Здесь Ст — средняя теплоемкость при постоянном объеме для
температуры Т. Теплоемкость меняется незначительно в зави-
симости от температуры, и мы можем принять ее постоянной для
всего процесса выстрела.

Следовательно, энергия, затраченная к моменту времени I на
приращение кинетической энергии кресла, будет равна разности
энергий:

АстТ) 03	, (Л - Т).	(4.4)

Из термодинамики известно, что

Л'-=ГГ7'	<4-8>

л'де- к — показатель адиабаты;

Я —газовая постоянная;

0=6—1.

В баллистических расчетах обычно принимают 0=0,2.

Для исключения из выражения (4. 4) температуры восполь-
зуемся уравнением состояния пороховых газов для данного мо-
мента, соответствующего сгоревшей части заряда 03г:

р^ = ХГ0зЬ	(4.6)

где сог — свободный объем стреляющего механизма в рассмат-
риваемый момент времени:

(0<=соо + ^<»

<о.о — свободный объем стреляющего механизма в начальный
момент времени;

РЦ — приращение объема стреляющего механизма по мере
движения кресла.

Пользуясь уравнениями (4.5) и (4.6) и положив
получим основное уравнение пиродинамики

А =-----------(4.7)

(О/

Это уравнение учитывает изменение давления газов в каме-
ре сгорания по мере движения трубы стреляющего механизма. .

Если обозначить поверхность пороха 5, а плотность у, то на
основании геометрического закона горения можно написать вы-
ражение для секундного сгорания пороха:

°сек = 5Т«/,	(4-8)

где щ — скорость горения пороха в данный момент, определяе-
мая формулой

=	(4-9)

V — постоянная величина.

Поверхность горения трубчатого пороха, который применяет-
ся в основном в стреляющих механизмах, можно считать посто-
янной, /гак как она убывает только за счет горения пороховой
трубки с торцов, но это уменьшение поверхности составляет при-
близительно 1,0—1,5% первоначальной поверхности горения.

Уравнения (4. 8) и (4. 9).представляют собой уравнения газо-
образования.

Таким образом, мы получили четыре уравнения (4.3), (4.7),
(4. 8) и (4. 9), характеризующие явления выстрела при катапуль-
тировании, с четырьмя неизвестными: 7, рг, Сзг и

Следовательно, задаваясь значениями времени, можно опре-
делить все искомые величины.

4. 3. ДАЛЬНЕЙШЕЕ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ
СТРЕЛЯЮЩИХ МЕХАНИЗМОВ.

РЕАКТИВНЫЕ УСКОРИТЕЛИ

Как уже говорилось, расширение области применения ката-
пультируемых кресел требует кардинального изменения конст-
рукции стреляющих Механизмов.

Для спасения на малых высотах, при взлете и посадке, необ-
ходимо увеличить начальную скорость. Перелет через киль на
больших скоростях также требует больших значений вертикаль-
ной составляющей начальной скорости. Увеличение начальной
скорости без увеличения пути разгона невозможно, так как это
приведет к нёдопустимо большим перегрузкам. Действительно,
начальная скорость катапультируемого кресла связана с макси-
мальной перегрузкой и путем разгона (длиной стреляющего ме-
ханизма) соотношением

1/0 = У 1)%

где ф — так называемый коэффициент полноты.

В большинстве стреляющих механизмов ф^0,75—0,80. Дру-
гими словами, улучшая качество стреляющего механизма, т. е.
, повышая коэффициент полноты его диаграммы, можно увели-
чить начальную скорость не более чем на 10%. По этому пути
идут конструкторы многозарядных стреляющих механизмов, на-
шедших широкое применение в Англии, В таком стреляющем
механизме срабатывают последовательно три пиропатрона. Пер-
вый срабатывает от импульса на катапультирование, второй вос-
пламеняется от нагретых газов, когда первая труба телескопа,
выдвинувшись, открывает специальное отверстие для газов. Ана-
логично второму пиропатрону срабатывает третий, когда откры-
вается канал, перепускающий горячие газы от второго пиропатро-
на. Такой стреляющий механизм сообщает начальную скорость
порядка 24 м/с, обеспечивающую подъем кресла на взлете на
высоту 25—28 м.

Другой способ повышения начальной скорости состоит в уве-
личении пути действия перегрузки в результате применения мно-
готрубных телескопических стреляющих механизмов. Однако это
также не дает удовлетворительного решения.

Дело в том, что по мере выдвижения кресла в поток длинный
стреляющий механизм поворачивается или изгибается (рис. 4. 2),
и, следовательно, рост вертикальной составляющей начальной
скорости не соответствует росту начальной скорости.

Кардинальное решение задачи о повышении начальной верти-
кальной скорости состоит в применении реактивного ускорителя
[2; 3], установленного на кресле. Применение реактивных уско-
рителей вызывает ряд затруднений, главные из которых состоят

в следующем.

1.	Опасность применения реактивного ускорителя, начинаю-
щего работать в кабине самолета.

В настоящее время применяются системы, состоящие из обыч-

ного стреляющего механизма

Рис. 4. 2. Схема изгиба и поворота
стреляющего механизма

через центр тяжести кресла,

и реактивного ускорителя. В этом
случае сначала работает стреляю-
щий механизм, выбрасывающий
кресло из кабины, а затем вклю-
чается реактивный ускоритель.

Такая система дает возмож-
ность направить тягу ускорителя
под произвольным углом к креслу.
Горизонтальная составляющая тя-
ги, направленная вперед по поле-
ту (против действия силы лобо-
вого сопротивления), позволяет
снизить перегрузку торможения,
повысив тем самым максимально
допустимую индикаторную ско-
рость катапультирования.

2.	Трудность стабилизации
кресла с реактивным ускорителем.
Если тяга ускорителя не проходит
то во время работы ускорителя

кресло повернется на некоторый угол и приобретет угловую
скорость, которую затем надо гасить какими-либо стабилизи-
рующими устройствами. Обеспечить точное прохождение линии

тяги через центр тяжести практически невозможно, так как при
смене летчиков или изменении позы центр тяжести переме-
щается. Возможные решения сводятся к индивидуальному
регулированию угла установки ускорителя (принципиально та-
кое регулирование не сложнее регулирования чашки сиденья
по росту летчика), к выбору установочного угла таким образом,
чтобы при допускаемых изменениях центровки направление вра-
щения не изменялось, и, наконец, к созданию дополнительных
стабилизирующих устройств.

3.	Сложность своевременного включения ускорителя. Если
включение произойдет преждевременно, то перегрузки от ускори-
теля сложатся с перегрузками от стреляющего механизма и сум-
марная перегрузка может оказаться недопустимой.

В качестве примера приведем описания двух типов комбини-
рованных механизмов, в которых ускоритель и стреляющий ме-
ханизм объединены.

Реактивный стреляющий м-е ханизм фирмы

Тако Еп^теегт^ (США). В этом механизме (рис. 4. 3) реактив-
ный ускоритель размещался внутри стреляющего механизма для
обеспечения как достаточной высоты катапультирования на ма-
лых высотах полета, так и для уменьшения перегрузки торможе-
ния, создаваемой набегающим потоком при больших скоростях.

Рис. 4.3. Реактивный стреляющий механизм фирмы Та1со Еп^шеепп^:

/—ударник; 2—патрон с зарядом; 3—камера, заполняемая газами от воспламенения за-
ряда (2); 4—замок; 5—захваты; 6—промежуточный цилиндр; 7—втулка; 8— сопло; 9—реак-
тивный заряд

В стреляющем механизме с реактивным ускорителем, когда
летчик нажимает на рычаг, приводящий в действие стреляющий
механизм, воспламеняется первоначальный заряд. Пороховые га-
зы расширяются в нижней трубе, вследствие чего реактивный
ускоритель выталкивается наподобие поршня, как это имеет
место в механизме М-3. Как только кресло с летчиком сходит с
направляющих рельсов, воспламеняется заряд ускорителя.

Реактивная тяга, направленная вдоль линии, проходящей че-
рез центр, тяжести системы летчик — кресло, способствует
удалению летчика от потерпевшего аварию самолета.

Рис. 4. 4. Реактивный стреляющий механизм фирмы РооИоп:

/—заряд с бикфордовым шнуром; 2—запорные рычаги; 3—пиропатрон; 4—сопло; 5—
клапан отвода газов; 6—воспламенитель реактивного заряда; 7—основной реактивный
заряд; 8—диафрагма

Реактивный стреляющий механизм фирмы
ВауШ РооИоп (рис. 4.4). Основное различие между системами
фирм Та1со и РооИоп заключается в методах воспламенения вто-
рой части реактивного заряда в заданное время и в соответству-
ющем месте по ходу стреляющего механизма.

Фирма РооИоп стремится использовать микропереключатель,-
который установлен на направляющих рельсах в соответствую-

Рис. 4. 5. Многокамерный реактив-
ный ускоритель фирмы Мартин —
Бекер

тем месте. Фирма Тако использует ударную силу промежуточ-
ного цилиндра, когда он ударяется об ограничитель на внешней
трубе, прикрепленный к ферме, чтобы срезать выступающую го-
ловку небольшой втулки, отделяющей камеру цилиндра от каме-
ры реактивного ускорителя. Затем горячие газы поступают через
сопло в отсек реактивного ускорителя и воспламеняют его порох.

Наряду с комбинированными механизмами широкое распро-
странение получили системы, в которых стреляющий механизм и
.ускоритель представляют собой два^раздельных агрегата. Собст-
венно реактивный ускоритель
применяется как однокамерный,
так и многокамерный.

Однокамерный вариант пред-
ставляет собой цилиндрическую
камеру, в которой находятся твер-
дое топливо и запальное устрой-
ство. Внутренняя полость кам’еры
соединена с соплом (одним или
несколькими).

В многокамерном варианте ре-
активный ускоритель (рис. 4. 5)
состоит из нескольких цилиндри-
ческих камер с твердым топливом,
и газы попадают в одно или нес-
колько сопел через коллектор, с
которым соединены все камеры.
Выбор того или другого типа ус-
корителя определяется главным
сбразо_м располагаемым объемом.

В октябре 1956 г. на авиацион-
ной базе Эдвардса со скоростной
ТЕ-102 с расположенными рядом

креслами было произведено катапультирование двух манекенов.
Один манекен катапультировался на кресле, оборудованном
обычным стреляющим механизмом М-3, другой — на кресле с но-
вым стреляющим механизмом с реактивным ускорителем фирмы
Та1со. Наблюдатели фирмы Конвэр сообщили, что высота траек-
тории манекена на кресле, снабженном стреляющим механизмом
фирмы Та1со, было больше, чем у манекена на кресле со стреля-
ющим механизмом М-3, и превышала ее в 1,5—2 раза. Вследст-
вие этого для раскрытия парашюта времени было вполне доста-
точно.

Это испытание, произведенное на скорости, соответствующей
М=0,3, доказало возможность безопасного спасения на взлете
и посадке, т. е. именно в тех случаях, когда чаще всего происхо-
дят смертельные случаи при катапультировании.

Проверка действия отработанных газов реактивного заряда
на остающийся манекен показала, что эти газы начинают исте-

тележки из кабины самолета

кать после того, как кресло с реактивным стреляющим механиз-
мом оставляет кабину. Термоэлементы, расположенные на остав-
шемся манекене, не зафиксировали опасного повышения темпе-
ратуры.

4.4. ПУШКИ И ДРУГИЕ ПИРОТЕХНИЧЕСКИЕ МЕХАНИЗМЫ,
ПРИМЕНЯЕМЫЕ В СИСТЕМАХ СПАСЕНИЯ

Как в Советском Союзе, так и за рубежом в системах спа-
сения широко применяются пиротехнические механизмы для вво-
да в действие парашюта — так называемые пушки.

На рис. 4.6 показана пушка, запатентованная английской'
фирмой Мартин — Бекер. Сверху в корпус пушки 1 вмонтирован
на резьбе магазин 2, в котором запирается пиропатрон 3. Про-
должением магазина является ствол 4, внутрь которого вставле-
на пуля 5, имеющая на конце наконечник 6 с отверстием, к кото-
рому привязывается вытяжная стренга парашюта. Пуля удер/
живается в стволе, работающем на срез, шплинтом 7. Взрыв
пиропатрона осуществляет ударник 5, вмонтированный в нижнюю
часть корпуса 1. Ударник сильной пружиной 9 все время подпи-
рается кверху, но удерживается от движения вверх стопором 10,
который в свою очередь фиксируется шариковым замком 11. Ког-
да кресло после срабатывания катапультной установки начинает
двигаться по направляющим самолета вверх, с большой силой
оттягивается чека 12, при этом открывается шариковый замок//
-и оттягивается стопор 10, а шариковый замок, попав в новое
гнездо, фиксирует открытое положение стопора. После расстопо
рения ударник 8 под влиянием пружины начинает двигаться в
направлении пиропатрона, при этом скорость срабатывания за-
висит от регулирования временного механизма 13, также смон-
тированного в корпусе /.

По фирменным данным, для новейших кресел МК-4 и МК-5
временной механизм регулируется на 0,5 с задержки, считая от
начала движения кресла по направляющим рельсам. С внешней
стороны корпуса имеется стопорный винт 14, который служит
предохранителем, удерживая ударник в нужном положении^ Пе-
ред полетом этот винт снимается.

Пушка описанной конструкции оригинальна тем, что времен-
ной механизм встроен непосредственно в корпус самой пушки.
Все остальные элементы принципиально не отличаются от конст-
рукций, принятых в других пушках.

На рис. 4.7 показан запатентованный фирмой Мартин — Бе-
кер пиротехнический механизм на привод катапультирования.
Этот механизм уменьшает количество действий, производимых
летчиком перед капатультированием, и упорядочивает их по вре-
мени. Механизм дает два импульса — первый на сброс фонаря
самолета и второй — на выдергивание чеки стреляющего меха-
низма, т. е. на собственно катапультирование. Это приспособле-

ниё,- срабатывая от шторки (во. время вытягивания шторки),
облегчает усилие, прикладываемое летчиком при вытягивании
шторки с одновременным перемещением рычагов сброса фонаря
и выдергиванием чеки на выстрел, а также позволяет полностью

Рис. 4.6. Пушка фирмы
Мартин — Бекер

/—корпус пушки; 2—магазин; 3—
пиропатрон; 4—ствол; 5—пуля;
6—наконечник; 7—шплинт; 8—
ударник; 9— пружина; 10—стопор;
//—шариковый замок; 12—чека,
13—временной механизм; 14—сто-
порный винт

/—боек; 2—пиропатрон; 3—временной механизм

Рис. 4. 7. Пиротехнический механизм на привод
катапультирования фирмы Мартин — Бекер:

вытянуть шторку до начала сбрасывания фонаря и этим облег-
чает принятие позы. В устройстве, кроме обычного ударного ме-
ханизма — бойка 1 и пиропатрона 2, заключен временной меха-
низм (с запаздыванием по времени) 5, так что при вытягивании

лицевой шторки и воспламенении пиропатрона под. давлением
газа срабатывают цилиндры управления сброса фонаря. Одновре-
менно со сбросом фонаря срабатывает механизм замедления,
отсчитывая время, на которое он настроен, а затем механизм вы-
таскивает чеку стреляющего механизма и дает импульс на ката-
пультирование.

Стреляющих механизмов — пушек и других механизмов с пи-
ротехническим усилителем — в современных катапультируемых
креслах может применяться большое количество. Конструкция их
может изменяться в зависимости от назначения, однако прин-
ципы, на которых построена работа пушки или пиротехнического
ускорителя, подобного ускорителю описанной выше конструкции,
остаются неизмененными, и метод расчета работы пороховых га-
зов. описанный выше, может быть использован также и для этих
конструкций.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1.	Серебряков М. Е. Внутренняя баллистика. Оборонгиз, 1949, 703 с.

2.	Ау1а1юп \Уеек. 1956, уок 65, Ыо. 2, рр. 71, 72, 74, 77.

3.	АисгаП Еп^шеепп^, Магск 1960, р. 90.

Глава 5

РАСЧЕТ ТРАЕКТОРИИ ДВИЖЕНИЯ
КАТАПУЛЬТИРУЕМОГО КРЕСЛА

5.1.	ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ

. Наиболее простой способ покидания самолета через
борт кабины возможен лишь в небольшом (до 400 км/ч) диапа-
зоне скоростей полета. С увеличением скорости полета траекто-
рия движения тела человека после покидания им самолета ста-
новится более пологой, вследствие чего не исключена возмож-

Рис. 5. 1. Относительные траектории центра тяжести летчика при
покидании кабины самолета

рис. 5. 1 показаны относительные траектории центра тяжести
летчика при покидании им кабины на различных скоростях гори-
зонтального полета самолета. С другой стороны, при больших
скоростях полета аэродинамические силы, действующие на чело-
века, так возрастают, что силы летчика не хватает, чтобы преодо-
леть их-и нормально выйти из кабины самолета.

На рис. 5. 2 приведена диаграмма возрастания силы лобового
сопротивления по мере выхода летчика из кабины. На рис. 5. 3
дана кривая сил лобового сопротивления, действующих на тело
летчика в зависимости от скорости полета самолета.. Следова-
тельно, для обеспечения покидания летчиком самолета на скоро-
стях выше 400—500 км/ч необходимо принудительное выбрасы-
вание его из кабины.

Большие скорости полета требуют и большой скорости выбро-
са катапультируемого кресла для перелета его через киль, т. е.

установки мощного стреляющего механизма. Возникающие при
этом максимальные перегрузки не должны, однако, превышать
предельно допустимые для человеческого организма. Известны и
другие обстоятельства, ограничивающие возможности широкого
применения катапультирования как метода принудительного от-
деления экипажа от самолета. Воздействие скоростного потока

Рис. 5. 2. Диаграмма возрастания
силы лобового сопротивления, дей-
ствующей на летчика по мере вы-
хода его из кабины самолета при
скорости полета Ус г=400 км/ч

Рис. 5. 3. Силы лобового сопротив-
ления, действующие на летчика в
момент покидания им кабины са-
молета

.вызывает повреждение шлемов, козырьков, разрыв шлангов, рем-
ней, повреждение мягких тканей тела, разброс рук, ног, удары
головы о конструкцию кресла. Катапультирование на больших
высотах требует обеспечения летчика соответствующим высотным
снаряжением — компенсирующим костюмом или скафандром с
аварийным кислородным питанием. В зависимости от типа вы-
сотного снаряжения ограничивается и максимальная высота
полета/с которой обеспечивается спасение экипажа. Спасение
с больших высот накладывает, кроме того, и дополнительные ус-
ловия на стабилизацию кресла при спуске.

5.2.	ВЫБОР РАСЧЕТНЫХ РЕЖИМОВ КАТАПУЛЬТИРОВАНИЯ

Параметры катапультируемого кресла должны выбираться
так, чтобы выполнялись следующие условия:

высота траектории центра тяжести кресла должна обеспечи-
вать безопасный перелет через киль самолета;

перегрузки, действующие в любом направлении на катапуль-
тируемое кресло в процессе катапультирования и в свободном
полете, не должны превышать величин, допускаемых физиологи-
ческими возможностями человека.

Вследствие этого при исследовании движения кресла с лет-
чиком после катапультирования весьма важными задачами яв-

ляются определение относительной траектории движения крес-
ла и вращения его в пространстве относительно центра тяжести
в свободном полете.

Рассмотрим первую задачу (вторая, связанная с проблемой
стабилизации кресла, рассмотрена в гл. 6).

Очевидно, что на относительную траекторию движения кресла
в общем случае будут оказывать существенное влияние аэроди-
намические характеристики самолета после аварии, аэродинами-
ческие характеристики кресла, баллистические характеристики
стреляющего механизма, режим полета самолета после катапуль-
тирования и др. Понятно, что решение поставленной задачи в са-
мом общем случае практически не представляется возможным.
Ввиду этого для целей практики целесообразно проводить иссле-
дование относительных траекторий движения кресла только для
некоторых режимов полета самолета и при определенных допу-
щениях.

Для получения некоторого представления о выборе расчетных
режимов полета самолета при катапультировании обратимся к
статистике случаев аварийного покидания самолета в ВВС США.

По данным ВВС США, в практике эксплуатации военных са-
молетов зарегистрировано 757 случаев катапультирований в воз-
духе. Распределение этих катапультирований по режимам полета
самолета в момент его покидания летчиком приведено в табл. 5.1.

Таблица 5. 1

Режим полета самолета в момент катапультирования	Количество катапультиро- ваний	Общее количество катапультиро- ваний в %
Набор высоты	71	9,4
Горизонтальный полет	265	35,0
Полет на спине	47	6,2
Пикирование	105	13,9
Штопор	84	11,1
Вираж	39	5,2
Полет по спирали	23	3,04
Бочка	Л1	1,4
Неизвестен	112	14,8
Всего	757	100

Из таблицы следует, что количество катапультирований на ре-
жиме прямолинейного полета самолета (набор высоты, горизон-
тальный полет, полет на спине и пикирование) составляет

488 случаев, т. е. 64,5%' от зарегистрированных случаев катапуль-
тирования. Если исключить из этого числа случаи покидания са-
молета, в которых не удалось установить режимы полета, то
катапультирований на режиме прямолинейного полета самолета
будет 75,5%.

В среднем можно считать, что случаи катапультирования из
прямолинейного полета составляют 70%. Это одновременно сви-
детельствует о том, что самолеты находятся в прямолинейном
полете примерно 70% всего времени полета.

К такому же выводу приходят’И. В. Остославский и Г. С. Ка-
лачев, которое считают, что основным режимом полета, в кото-
ром самолет находится наибольшую часть всего времени своего
пребывания в воздухе, является режим прямолинейного полета
по определенному курсу. Даже для истребителя прямолинейный
полет занимает примерно не менее 70% общего полетного вре-
мени [2].

Из сказанного следует, что практически для исследования
относительной траектории движения катапультной установки
наиболее важным является режим прямолинейного полета само-
лета.

Нетрудно убедиться, что расчетным случаем для безопасного
перелета кресла через вертикальное оперение из всех режимов
установившегося прямолинейного полета является горизонталь-
ный полет на максимальной скорости и заданной высоте. Что ка-

сается расчетного случая для катапультирования на режимах
криволинейного полета самолета (выход из пикирования, вираж,
спираль, штопор и т. д.), то на-

иболее опасными режимами яв-
ляются вертикальный маневр и
вираж. В дальнейшем будем
рассматривать случаи ката-
пультирования на режимах го-
ризонтального полета самолета
с максимальной скоростью на
заданной высоте и при верти-
кальном маневре.

Ниже показано, что для
заданной катапультной уста-
новки (т. е. для заданных аэро-
динамических характеристик,

Рис. 5.4. Максимальные скорости по
высотам для трех типов самолетов

начальной скорости катапуль-
тирования, угла наклона на
правляющих рельсов и др.) вы-

сота траектории кресла при перелете через киль самолета на ре-
жиме горизонтального полета будет зависеть от скоростного
напора и коэффициента учитывающего влияние числа М в
момент катапультирования. Траектория будет тем ниже, чем
больше величина произведения &сждс-

Так как значения ус и &Сж зависят от скорости и высоты полета
самолета, то для расчета траектории нужно выбрать ту высоту
и скорость полета, где указанное произведение имеет наиболь-
шую величину.

На рис. 5. 4 приведены кривые максимальных скоростей по-
лета в зависимости от высоты для трех типов самолетов. Если
подсчитать произведения &Сж<7с, то увидим; что для самолетов
№ 1 и 2 расчетной является высота Н=0, в то время как для
самолета № 3 расчетной будет //=5000 м.

5. 3. ВЫБОР СИСТЕМЫ ОСЕЙ КООРДИНАТ

Будем считать, что кресло симметрично относительно про-
дольной плоскости. Движение в плоскости симметрии определя-
ется только аэродинамическими силами и моментами, действу-
ющими в этой плоскости.

Для решения нашей задачи рассмотрим следующие системы
координат: неподвижную (земную) прямоугольную систему коор-

динат Оху, расположенную в плоскости движения центра тяже-
сти кресла, начало координат совпадает с точкой, где находился
центр тяжести катапультной установки в момент отделения ее
ют самолета (рис. 5. 5). Ось Ох направлена вперед (по скорости
движения самолета) и лежит в горизонтальной плоскости. Ось
Оу направлена вертикально вверх.

Для изучения относительной траектории движения центра тя-

жести кресла будет рассматривать подвижную систему прямо-
угольных осей координат	связанную с самолетом, нача-

ло которой выберем так, чтобы в начальный момент /=0 оно
совпадало с началом неподвижной системы координат Оху.

Ось О1%1 параллельна оси Ох и направлена назад. Ось 0{у\
направлена вертикально вверх и в начальный момент совпадает
с осью Оу.	.	‘

При исследовании моментов, действующих на катапультную
установку, и вращения ее вокруг поперечной оси, проходящей
через центр тяжести, будем пользоваться жестко связанной с
.креслом системой осей координат О2*2//2. Начало координат этой
системы поместим в центре тяжести кресла. Ось Оъу2 располо- -
жена в плоскости симметрйи и направлена параллельно плоско-
сти, проходящей через оси роликов к заголовнику (направление
таз — голова), ось О2х2 перпендикулярна оСи О2у% и направлена
вперед (направление спина — грудь). Ось О2^2 перпендикуляр-
на двум первым осям.

В соответствии с этим моменты относительно оси О2^2 и, угло-
вая скорость будут положительными, если они. стремятся увели-
. чить угол атаки кресла, т. е. повернуть его головой назад. Поло-
жение связанной с креслом системы координат относительно
неподвижной (земной) системы координат определяется углом
-й — углом между О2х2 и горизонтом.

В аэродинамике при изучении движения тела часто пользу-
ются так называемой скоростной системой координат О2хсус,
- связанной с траекторией полета. Ось О2*с направлена по каса-
тельной к траектории, положительное направление вперед; ось
О2ус — по перпендикуляру к оси О2хс в вертикальной плоскости,
положительное направление вверх. Так как направление каса-
тельной к траектории. изменяется, то эти оси при движении
кресла будут поворачиваться. Положение скоростной системы
координат относительно неподвижной (земной) системы
координат определяется углом 0, т. е. углом между вектором
скорости и горизонтальной плоскостью.

Угол между осями О2х2 и О2хс, связывающий скоростные оси
координат с осями, жестко связанными с креслом, называется
углом атаки « катапультной установки. Из рис. 5. 5 следует, что"

а=0—0.

На катапультируемое кресло^ снабженное, только стреляю-
щим механизмом, в свободном полете действуют следующие
внешние силы: аэродинамические силы, которые обычно
задаются в проекциях на скоростные оси координат, и сила
тяжести, направленная вертикально вниз. Схема приложения
действующих на кресло сил показана на рис. 5. 6.

Чтобы определить положение центра тяжести катапультной
установки в плоскости симметрии, необходимо знать две коор-

динаты— х и у*. Скорость кресла определяется производными
от этих координат по времени.	•

Пусть V — скорость центра тяжести кресла, а 0 — угол меж-
ду осью отсчета (ось х) и касательной к траектории центра
тяжести, тогда будем иметь

х== V сов 6

у = У зш 9

Чтобы знать положение кресла в плоскости симметрии, нуж-
но задать угол Ф между'продольной осью кресла и осью х. Ско-
рость вращения кресла определяется производной от угла 'О’ по
времени.

Рис. 5. 6. Схема сил и моментов, действующих на катапульт-
ную установку

Рассмотрим случай катапультирования на режиме горизон-
тального полета самолета с постоянной скоростью Ус.

Система координат, связанная с самолетом движется
относительно неподвижной (земной) системы Оху прямолинейно
и равномерно. В этом случае координаты у и у{ центра тяжести
катапультной установки в любой момент времени соответствен-
но равны в обеих системах координат, т. е. в любой момент вре-
мени

У=У1.	(5. 1)

Координаты х и х, в любой момент времени связаны соотно-
шением

* В вертикальной плоскости за ось х берут горизонтальную прямую, на-
правленную в сторону движения кресла. Ось у направляют вертикально вверх.

Х — Хо 1—%1

где %о1 — координата точки Оь в неподвижной системе коорди-
нат в рассматриваемый момент времени.

В нашем случае равномерного й прямолинейного полета са-
молета со скоростью Ус можно записать

х01=Ус1.

Абсцисса х1 представляет собой суммарный путь, проходи-
мый катапультируемым креслом от момента катапультирования,
т. е. от точки 01, к хвостовому оперению под влиянием силы со-
противления воздуха и горизонтальной слагающей скорости
катапультирования. Если обозначить через х/ путь, который
проходит кресло только под влиянием сиды сопротивления воз-
духа, и через х" — путь, который проходит кресло под дейст-
вием горизонтальной слагающей скорости катапультирования, то
х^—х'х Х1.

- Путь х" можно записать в виде

Х1 =	81П х,

и, следовательно,

х = 1/с/—1/0/81п х —Хь	(5.2)

Равенства (5.1) и (5.2) выражают переход от подвижной
системы координат к неподвижной, когда первая движется отно-
сительно другой прямолинейно и равномерно вдоль оси х.

Дифференцируя равенства- (5.1) и (5.2) по времени, полу>
чим связь между компонентами скоростей в обеих системах ко-
ординат:

- V	Ух = Ус-У^1п*-У'х1,

Уу-Ууг

Следовательно, составляющие скорости в неподвижной систе-
ме координат равны сумме соответствующих скоростей движе-
ния центра тяжести кресла относительно подвижной системы
координат и скорости «переносного» движения подвижной систе-
мы координат относительно неподвижной (земной) системы.

Обратный переход от скоростей Ух и Уу относительно непо-
движной системы координат к соответствующим скоростям Ух 1
и УУ1 относительно самолета в случае горизонтальногр устано-
вившегося полета производится по формулам

У*1 = У'х1 + Уо 5П1 X = Ус — Ух,

Уух=Уу.

Интегрирование величин Ух± и УУ1 дает возможность опре-
делить зависимость от времени координат центра тяжести ката-
пультной установки Х{ и у1 относительно самолета.

5.4.	АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ,
ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КАТАПУЛЬТНУЮ УСТАНОВКУ

В свободном полете на кресло в плоскости симметрии дейст-
вуют следующие аэродинамические силы и моменты.

1.	Сила лобового сопротивления

0=^^,	(5.3)

где сх — коэффициент лобового сопротивления;

5 — площадь миделя кресла с летчиком;

р — массовая плотность воздуха;

У — скорость движения кресла.

Эта сила проходит через центр тяжести кресла и направлена
в сторону, противоположную движению кресла.

2.	Подъемная сила

.Р=су8-^,	(5.4)

где су — коэффициент подъемной силы.

Она проходит через центр тяжести кресла и направлена пер-,
пендикулярно скорости его движения.

3.	Продольный момент

'	Мг=тг81^-,	(5.5)

где тг — коэффициент момента;

I — характерный линейный размер.

Положительный момент стремится повернуть кресло на спи-
ну, головой назад,

Коэффициент лобового сопротивления сх не зависит от пло-
щади миделя кресла 5 и плотности воздуха р, но он, естествен-
но, зависит от формы кресла.

Для небольших скоростей движения кресла коэффициент сх
не зависит от скорости У кресла, однако с увеличением скоро-
сти (при М>0,6) и дальнейшем приближении скорости движе-
ния кресла к скорости звука картина усложняется, и коэффи-
циент сх сильно возрастает.

Коэффициент лобового сопротивления зависит также от угла
атаки кресла а. Максимальное значение коэффициента сх5
обычно имеет место в диапазоне углов атаки Он—30°, наимень-
шее значение сх8 соответствует примерно углам атаки ±90°.
Вследствие того, что туловище летчика, сидящего в кресле, обра-
зует прямой угол с бедрами, обычно коэффициент подъемной си-

лы Су имеет отрицательное значение при углах атаки от —20 до
+60°. Коэффициент подъемной силы су, так же как и сх не за-
висит от плотности воздуха р и площади^ миделя кресла 5, но за-
висит от формы кресла и положения летчика в нем.

Практически су можно считать не зависящим от скорости
движения кресла V.

Главный вектор всех сил, приложенных к креслу, и результи-
рующая пара сил лежат в плоскости симметрии. А всякая систе-
ма, состоящая из силы и пары, лежащих в одной плоскости, мо-
жет быть сведена к о^нбй равнодействующей силе, которая уже
не будет проходить через центр тяжести.

Точка на вертикальной оси у2 кресла, через которую проходи!
эта равнодействующая, называется центром давления. Таким об-
разом, продольный момент, сила лобового сопротивления и подъ-
емная сила, приложенные в центре тяжести кресла, могут быть
заменены силой лобового сопротивления и подъемной силой, при-
ложенными в центре давления. Центр давления расположен та-
'ким образом, что момент силы лобового сопротивления и подъем-
ной силы относительно этого центра равен продольному моменту,
взятому с обратным знаком.

Обозначим расстояния центра тяжести кресла до линии дей-
ствия результирующей аэродинамической силы через е и усло-
вимся считать его отрицательным, когда линия действия аэро-
динамических сил проходит ниже центра тяжести, т. е. аэроди-
намическая сила стремится повернуть кресло головой вперед;
приложенная в центре давления равнодействующая аэродинами-
ческих силТ? дает относительно центра тяжести продольный мо-
мент М2=#е. Сравнивая это выражение с формулой (5.5), по-
лучим

тг81 = ~е ]/(сх5)2+(^5)2.	(5.6)

Зная аэродинамические характеристики кресла, можем опре-
делить по формуле (5. 6) величину е.

Обычно аэродинамические характеристики катапультируемых
установок определяются в результате продувок полноразмер-
ного кресла с манекеном или модели в аэродинамических трубах
и задаются в виде отношений сил и моментов к скоростному
напору:

г» Р	0 Р

сх8 ,	Су8 =	,

я	я

- (5-7)
тг=тг81 =—- .

Я

На рис. 5. 7 показаны примерные кривые аэродинамических
характеристик кресла с манекеном.

Выше было сказано о качественной стороне влияния числа М
на коэффициент лобового сопротивления кресла; указывалось,

что при М^0,6 сх8 существенно возрастает. Поэтому для уточ-
нения расчетов надо иметь графики продувок модели данной
катапультируемой установки по числам М.

В приближенных расчетах при отсутствии данных продувок
модели в скоростной аэродинамической трубе по числам М с
достаточной степенью точности можно пользоваться поправоч-



Рис. 5. 7. Примерные кривые аэродинамических характе-
ристик кресла с манекеном

ным коэффициентом на влияние сжимаемости по данным про-
дувок одного из плохообтекаемых тел. Это вполне допустимо,
так как закон изменения лобового сопротивления по числам М
мало меняется для различных плохообтекаемых тел.	।

Рис. 5.8. Зависимость сх = /(М) для шара Рис. 5.9. Зависимость сопро-
(б/ = 22 мм), полученная баллистическим тивления шара от числа М
методом

На рис. 5. 8 даны результаты испытаний на определение ко-
эффициента лобового сопротивления шара и осредненная кривая
коэффициента сх для шара в зависимости от числа М [1].

На основании этого графика на рис. 5.9 построена зависи- !
мость величины к = сх1сх® от числа М для шара, которую можно /
использовать для учета влияния сжимаемости на лобовое сопро- /
150

тивление катапультируемой установки в случае отсутствия спе-
циальных продувок. Таким образом, коэффициент лобового со-
противления кресла с учетом числа М будет

где (сх5)о — коэффициент лобового сопротивления кресла при
малых числах М;

к — поправочный коэффициент, учитывающий влияние
сжимаемости на сопротивление кресла.

5.	5. НАЧАЛЬНЫЕ УСЛОВИЯ

Все движение катапультируемой установки с момента вклю-
чения стреляющего механизма можно разделить на три части-

1.	Движение по рельсам и вдоль ствола стреляющего меха-
низма. В этом случае кресло с летчиком связ.ано с конструкцией
самолета и движется вместе с ним.

2.	Свободное движение с момента отделения кресла от само-
лета в непосредственной близости от него.

3.	Движение с момента включения основного или тормозно-
го парашюта до спуска на землю.

Исследуем движение катапультируемой установки на втором
его участке, т.-е. с момента отделения кресла от самолета и до
включения в действие парашютов.

Будем считать, что движение кресла по направляющим или
вдоль трубы стреляющего механизма заканчивается в точке,
совпадающей с положением центра тяжести кресла в момент
прекращения связи между креслом и самолетом. Эту точку при-,
нято считать началом координат для траектории движения
центра тяжести катапультируемой установки рассматриваемого
участка. Очевидно, движение креслом на этом участке будет
определяться начальными величинами Ун, Он, ан, <он, которые
определяются как конечные значения движения кресла в конце
первого участка.

Для предварительных расчетов траектории при катапульти-
ровании на режиме горизонтального полета самолета обычно
принимают, что угловая скорость вращения кресла вокруг по-
перечной оси отсутствует и угол наклона кресла к вертикали
равен углу наклона направляющих рельсов к этой вертикали.

В этом случае начальная скорость катапультируемой уста-
новки в момент отделения кресла от самолета определяется
двумя, составляющими:

—	скоростью катапультирования кресла Уо, зависящей от
энергии, пиропатрона стреляющего механизма и направленной
вдоль направляющих рельсов;

—	скоростью самолета Ус, направленной вдоль оси самоле-
та (рис. 5. 10).

Обычно полагают, что в горизонтальном полете строитель-
ная горизонталь самолета направлена по направлению его дви-
жения, так что угол наклона кресла к вертикали в начальный
момент времени 4 будет равен х.

Рис. 5. 10. Параллелограмм скоростей

Однако при исследовании вопросов стабилизации кресла при-
ходится учитывать и начальные значения (он и Фи, которые бу-
дут различными для различных случаев катапультирования (под-
робно об этом см. гл. 6). Определим начальную скорость дви-
жения катапультной установки Ун, угод атаки ан и начальный
угол наклона вектора начальной скорости к горизонту Вн.

Пусть кресло катапультируется из кабины самолета и в мо-
мент отделения его от самолета имеет скорость 14, направлен-
ную под углом х относительно вертикали. Тогда составляющие
скорости движения кресла в неподвижной системе координат в
начальный момент будут:

. по оси х

Кс— Ко 81П

по оси у

Ко СОЗ X.

Следовательно, результирующая начальная скорость опреде-
ляется по формуле

= У (Кс-1/051п х)2 +1/о СО52 X	(5.8)

или приближенно

1

Ин.^1/С- 1/081П X 4—!- -Уо 81П X..
н см	2 V с

Угол наклона вектора скорости Уп к горизонту в начальный
момент времени /=0 определяется из соотношения

Л	Уо соз х

ЗШ 6Н= —------ .

н Ун

Так как скорость катапультирования кресла 14 значительно
меньше скорости полета самолета 14, то угол 6Н составляет ма-,
лую величину и можно положить зш Он~0н. Тогда

л __ Ур 005 х
Н” Ун

(5.9)

Угол атаки кресла в начальный момент времени определится
из геометрического соотношения

ан=$н— 9Н.

Если положить '&н=Х, то

аи=,.-6=х-^.	(5.10)

У н

На рис. 5. 11 построены кривые начальных скоростей движе-4
ния кресла Ун, углов наклона вектора скорости к горизонту 9Н и
углов атаки ан в зависимости от скорости полета самолета Ус в

момент катапультирования с
начальной скоростью Уо =
= 20 м/с. Угол наклона направ-
ляющих рельсов х = 20°. .

Ввиду незначительной отно-
сительной разницы начальной
скорости движения кресла и
скорости самолета, особенно
при больших скоростях полета,
часто принимают Ун=Ус.

Угол наклона вектора на-
чальной скорости движения
кресла к горизонту 9Н практи-
чески изменяется обратно про-
порционально скорости самоле-
та. Угол атаки кресла в началь-
ный момент ссн с увеличением
скорости Ус изменяется в не-
большом диапазоне.

Рис. 5. 11. Зависимость начальной ско-
рости кресла Ун, угла атаки ан и угла
наклона вектора скорости к горизонту
Он от скорости полета самолета в мо-

Так как аэродинамические	мент катапультирования

характеристики кресла сх5 и

су8 незначительно изменяются в этом диапазоне углов атаки, то
без большой погрешности в приближенных расчетах можно при-
нимать ан~ан.ср= 15°. Угол наклона вектора скорости кресла к

горизонту 9Н существенно влияет на высоту траектории, несмотря
на его малую абсолютную величину, и поэтому его желательно

определять в каждом отдельном случае.

5. 6. УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ
КАТАПУЛЬТИРУЕМОЙ УСТАНОВКИ

катапультируемое кресло вместе с летчиком будем рассмат-
ривать как твердое тело, симметричное относительно вертикаль-
ной плоскости. В этом случае его движение будет состоять из
перемещения центра тяжести в этой плоскости и вращёния во-

круг горизонтальной оси, перпендикулярной к плоскости симмет-
рии, проходящей через центр тяжести. Математически это дви-
жение будет описываться системой трех дифференциальных
уравнений, из которых два представляют собой суммы проекций
на координатные оси всех сил, включая силы инерций, действу-
ющих на кресло; третье уравнение связывает моменты, действую-
щие на кресло. Рассмотрим силы и моменты, действующие на
кресло после его катапультирования из кабины самолета.

На катапультируемую установку будут действовать следую-
щие внешние силы (см. рис. 5.6): сила тяжести О кресла с лет-
чиком и снаряжением, направленная вертикально вниз и прило-
женная в центре тяжести; аэродинамическая сила, которую
можно представить двумя составляющими по осям поточной
системы координат Охс и Оус, т. ег подъемной силой Р, направ-
ленной перпендикулярно к скорости движения вверх, и лобовым
сопротивлением <2, направленным по скорости набегающего по-
тока; обе эти силы приложены в центре тяжести кресла. Кроме
того, на кресло будет действовать момент от аэродинамических
сил М2 относительно поперечной оси Ог, проходящей через центр
тяжести.

Обозначим через 0 угол между направлением скорости дви-
жения кресла V и осью Ох, тогда составляющие аэродинамиче-
ских сил и силы тяжести по осям неподвижной системы коорди-
нат соответственно будут:

по оси Ох

— фсозб; — Рмпб; О,

по оси Оу

— фзшб; Рсозб; — О.

Составим дифференциальные уравнения движения катапуль-
тируемой установки в проекциях на оси неподвижной системы
координат. Очевидно, что сумма проекций всех внешних сил на
любую ось должна равняться силе инерции, т. е. произведению
массы кресла на проекцию ускорения, действующего вдоль этой
оси.

Обозначим через Ух и Уу проекции скорости движения ката-
пультируемой установки V на осях Ох и Оу неподвижной си-
стемы. Тогда, суммируя все силы, действующие вдоль оси Ох,
получим первое уравнение движения

ГП	СО,8	81П 9.

сП

Аналогично, суммируя все силы, действующие вдоль оси Оу,
получим второе уравнение

пг ^ = р С05 д —р щп 9 —<7,
сП

где т — масса катапультной установки.

Третье уравнение получим из условия, что произведение мо-
мента инерции катапультируемого кресла на его угловое ускоре-
ние равно моменту всех внешних сил относительно оси 0^2, т. е.

К этому следует добавить кинематическую связь

и геометрическое соотношение

а=Ф — 0,

где Ф — угол между осью Ох2, связанной с креслом системы ко-
ординат и горизонтом.

Таким образом, имеем следующую систему дифференциаль-
ных уравнений, определяющих движение катапультируемой
установки в вертикальной плоскости относительно неподвижной
системы координат:

— ф СОЗ 9 — /*81П 9,

Рсоз9 —ф81П 9 — 0,

(5.11)

В последние годы стали появляться катапультируемые кресла
с комбинированными энергодатчиками, состоящими из стреляю-
щих механизмов и дополнительных пороховых реактивных дви-
гателей (ПРД). Установка ПРД позволяет уменьшить макси-
мальную перегрузку от стреляющего механизма в процессе ката-
пультирования и существенно повысить высоту траектории, что
особенно важно при аварийном покидании самолета на малых
высотах и режимах разбега, пробега, взлета и захода на по-
садку.

В самом общем случае тяга от реактивного двигателя может
проходить под некоторым углом к связанной оси О2у2 кресла и с
эксцентриситетом относительно центра тяжести катапультируе-
мой установки.

Обозначив тягу ПРД через. Т, угол, образуемый этой тягой с
осью О2у2 через кр и эксцентриситет тяги через е2, получим сле-
дующие дополнительные составляющие, которые необходимо вне-
сти в уравнения (5.11).

В первое уравнение системы добавится член	'

Т 81П (<?—$),
во второе соответственно

Г сов (<?•—$)	.	.

и в третье уравнение моментов выражение для момента от реак-
тивной тяги

Тег.

При этом величина эксцентриситета ег принимается положи-
тельной, если момент, создаваемый тягой, имеет положительное
направление, т. е. стремится повернуть кресло заголовником на-
зад.	1

Тогда система уравнений (5. 11) примет вид

т = —(2	9 —Рзш 9-]-Т ^Тп (<?—$), \

т^^ = Рсоз 9 —ф зт 9 —04-7" со8(ср—$),

/г^ = ^+^г,	(5.11а)

аг

Действие ПРД ограничивается долями секунды (~0,3—
0,5 с), и по истечении этого времени расчет ведется без учета
этих дополнительных членов. Поскольку эти дополнительные
члены не вносят принципиального различия в методы решения
систем уравнений (5. 11) и (5. На), то дальнейшие рассуждения
будем вести применительно к системе без учета тяги ПРД
с целью сохранения последовательности изложения материала
первого издания настоящей книги.

В аэродинамике обычно составляют уравнения движения' в •
скоростной системе координат, где компонента ускорения в на-
правлении касательной к траектории равна

аУ
(11 ’
компонента ускорения в направлении нормали к траектории
равна ’

7? ’

где 7? — радиус кривизны-траектории.

Так как элемент длины дуги траектории и ее радиус кри-

'визны связаны соотношением <18=^с1®, а------------= У,

(11
то

у _08_

% (II (18	(11

Тогда 'уравнения движения в скоростной системе запишутся
в виде

т — О— О 81п 9,

' (11

тУ =	(5.12)

I 1^ = М2,
г (11 г 

Таким образом, рассматривая движение катапультируемого
кресла как плоскопараллельное, можно представить его
четырьмя дифференциальными уравнениями (5.11) или
(5. 12), содержащими четыре искомых параметра продольного
движения: скорость полета кресла V, угол атаки а, угловую ско-
рость врагцения кресла со2 и угол тангажа О. Этих уравнений до-
статочно -ввиду существующего геометрического соотношения
между тремя переменными

$ = 9-|- а.

При аэродинамическом расчете кресла возникают две задачи:
определение траектории кресла относительно самолета и опре-
деление угла поворота крёсла в любой точке траектории. При
сделанных допущениях о плоскопараллельном движении кресла
обе эти задачи решаются путем интегрирования системы уравне-
ний с пятью неизвестными.

Для определения траектории достаточно проинтегрировать
первые два уравнения, что, очевидно, возможно только в том Слу-
чае, если принять сх8, су8 независимыми от угла атаки а (или
принять угол атаки постоянным).

Известно, что сх8 изменяется примерно от 0,3 до 0,7 и сред-
нее значение его ~0,5±0,2; су8 изменяется от —0,15 до ±0,2
на углах атаки кресла от нуля до 200° и среднее значение его
близко к нулю.

В первой части расчета определяется высота траектории над
килем. Так как положительное значение су8 повышает траекто-
рию, а отрицательное — понижает, то естественно упростить за-

дачу, приняв осредненное значение су5=сопз1<0, тем самым
создавая некоторый запас высоты над килем.

В этом случае, полагая сх8 и су8 не зависящими от угла
атаки, получаем следующую систему уравнений:

аУ (сх8)ок	.

	_	-2--Я81П 9,
с11------------------т 2

(5.13)

где (сх5)0 — значение сх8 на малых скоростях;

к — коэффициент, учитывающий влияние числа М на
сопротивление катапультируемой установки.

Для интересующих нас случаев катапультирования на режи-
мах, близких к максимальным скоростям горизонтального поле-

Рис. 5. 12. Сравнительные траектории катапультируемого
кресла, определенные по уравнениям (5. 14) — 1 и
(5.15)—2 [Н=О, Ус = 1000 км/ч, т=160 кг (6 =
= 160 кгс), Уо = 2О м/с; х=20° (сх5)о=О,7, сё8 — —0,1]

та, когда угол наклона траектории полета кресла может всегда
считаться достаточно малым (не превышающим 5—8°), можно
принять зш 0=0, а СО8 0=1.

Тогда уравнения запишутся так:

т---= —О — ОП

<и

<70 ___ гл

т]/

(11

(5. 14)

Сравнение двух членов правой части первого уравнения
показывает, что второй член (Сб) составляет малую величину

от первого, поэтому вполне допустимо им пренебречь и записать
упрощенные уравнения в виде

т----= — О,

41

(5. 15)

ту^-=Р-О. 
(И

На рис. 5. 12 построены сравнительные траектории катапуль-
тируемого кресла, подсчитанные по уравнениям (5. 14) и (5. 15).
Уравнения (5. 13) и (5. 14) практически не дают^ расхождений в
траекториях. Что касается уравнений (5. 13) и (5. 15), то соот-
ветствующая уравнению (5. 15) траектория идет несколько выше,
примерно на 0,1 м. Такую погрешность можно считать допу-
стимой.

Таким образом, упрощенные уравнения (5. 15) вполне до-
статочны для исследования влияния различных параметров на
траекторию движения катапультируемого кресла.

5. 7. ЧИСЛЕННОЕ ИНТЕГРИРОВАНИЕ УРАВНЕНИЙ
ДВИЖЕНИЯ КАТАПУЛЬТИРУЕМОЙ УСТАНОВКИ

Основная задача аэродинамического расчета катапультируе-
мой установки заключается в определении траектории центра
тяжести кресла с летчиком\И других кинематических параметров
движения в зависимости от внешних сил и моментов, действую-
щих на кресло:

Для построения траектории движения кресла необходимо
прежде всего иметь следующие исходные данные: аэродинами-
ческие характеристики кресла сх5, су8, баллистические характе-
ристики стреляющего механизма, скорость самолета в момент
катапультирования и масса катапультируемой установки. Имея
эти данные, можно перейти к интегрированию дифференциаль-
ных уравнений движения катапультируемой установки.

Подставив в уравнение (5. 14) вместо ($ и Р их выражения по
формулам (5. 3) и (5. 4), получим

лу	еУ2 9 *

сП	т 2	'

(5. 16)

уМ Су8
т * 2

Решение этих уравнений аналитическим методом не представ-
ляется возможным, поэтому приходится прибегать к численному
методу интегрирования, который дает возможность вычислять
частные решения дифференциальных уравнений с достаточной
точностью.

Ход решения сводится к следующему. В начальный момент
времени при 1=0 кресло движется с заданными начальными
значениями Ун, Он- Пользуясь этими значениями и кривыми за-
висимости аэродинамических характеристик от угла атаки а
и числа М, определяют величины аэродинамических сил, кото-
рые и вставляют в уравнения системы (5. 16). Из этих уравнений
находят мгновенные значения производных

ду аъ
м 9 м '

Выбирая настолько малый промежуток времени ДА чтобы
можно было предположить, что величины* производных остаются,
постоянными в этом промежутке, можно подсчитать приращения
параметров ДУ, ДО за выбранйый достаточно малый промежуток
времени. Новые значения У< 9 в конце этого промежутка будут
равны сумме этих значений в начале промежутка и приращений,
которые получают эти величины за данный промежуток времени.
Эти значения принимаются как начальные данные следующего
промежутка времени, и так этот процесс повторяется сколько
угодно раз.

Точность метода численного интегрирования тем больше, чем
меньше принятые промежутки времени.

Рис. 5. 13. Траектории движения центра тяжести ката-
пультной установки, полученные методом численного ин-
тегрирования для различных интервалов времени по фор-
мулам (5.14) [//=0; Ус = 1000 км/ч; т=160 кг ((?«
«160 кгс); Уо = 2О м/с; х = 20°; (сх5)о = О,7; су8 —

/	~	=—0,1]

Для предварительных расчетов обычно пользуются самым
простым из известных методов численного интегрирования — ме-
тодом Эйлера.

На рис. 5. 13 приведены траектории движения центра тяже-
сти кресла, подсчитанные этим методом с различными проме-
жутками времени: Д/ = 0,01; 0,03; 0,05 с. Из графика следует, что

на расстоянии *! = 104-15 м от начала выброса кресла уменьше-
ние промежутка времени на 0,02 с дает понижение траектории
примерно на 0,2 м. Поэтому в расчетах траекторий следует счи-
тать допустимым интервал А/ не более 0,02—0,03 с.

Рис. 5 14. Влияние интервала интегрирования на изме-
нение скорости кресла по времени [7/==0; Ус =
= 1000 км/ч; т=160 кг (6«160 кгс); Уо = 2О м/с; х =
= 20°; (с*х5)о = О,7; су8 = — 0,1]

На рис. 5. 14 показано влияние интервала времени интегри-
рования Д/ на изменение скорости кресла.

5. 8. ПРИБЛИЖЕННЫЕ ФОРМУЛЫ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ
ТРАЕКТОРИИ ДВИЖЕНИЯ КАТАПУЛЬТИРУЕМОЙ УСТАНОВКИ

Приведенные в предыдущем разделе уравнения, вообще го-
воря, можно интегрировать лишь методом численного интегриро-
вания,-имея заданные зависимости изменения коэффициента сх8
и су8 по скорости (по числам М).

Однако, если взять уравнения в упрощенном виде

ду сх8

т 2	’

(5.17)

(11 т 2.

и принять, что коэффициенты аэродинамических сил, действую-
щих на кресло, не изменяются по числам М (что, очевидно, пол-
ностью будет справедливо при катапультировании на малых ско-
ростях полета самолета) и в процессе движения кресла по траек-
тории его угол атаки не изменяется, то уравнения могут быть
проинтегрированы аналитическим методом, и можно получить

6	1947	1б1

простые выражения для зависимости координат центра тяжести
кресла относительно неподвижной системы осей координат.

Как указывалось ранее, изменение скорости,движения кресла
по траектории приведет к изменению коэффициента сопротивле-
ния сх8. Значения коэффициента подъемной силы су8 в меньшей
степени зависят от числа ’М, и его влиянием в предварительных
расчетах можно пренебречь.

В приведенных уравнениях движения не учитывается враще-
ние катапультной установки вокруг поперечной оси, которое в
действительности имеет место. Вследствие вращения изменяются
аэродинамические характеристики кресла в процессе его движе-
ния по траектории.

При больших скоростях полета участок траектории от кабины
летчика до киля стабилизированное кресло проходит в весьма
малый промежуток времени. За это время угол атаки кресла
изменяется в небольшом диапазоне. Это позволяет во многих слу-
чаях проводить расчеты, основываясь на величинах сх8 и су8
лишь в момент катапультирования при данном числе М или не-
которых их средних значениях. Таким образом, положив сх8 и
су8 не зависящими от скорости (числа М) и времени, нетрудно
проинтегрировать уравнения движения центра тяжести ката-
пультной установки и получить аналитические выражения для
координат центра тяжести в зависимости от времени.

Степень точности полученных формул существенно зависит от
выбранных, постоянных по времени, значений аэродинамических
характеристик кресла сх8 и су8.

Расчеты показывают, что выбор средних значений сх8 и су8
на интересующем нас участке кривой траектории может приве-
сти к существенным ошибкам. Осредненные значения сх8 и су8
на рассматриваемом интервале траекторий могут оказаться мень-
ше тех, которые определяют траекторию движения кресла. Поэто-
му для получения удовлетворительной для практических целей
точности расчета в небольшом интервале траектории достаточно
принять постоянные по времени значения сх8 и су8, соответству-
ющие их величине в момент катапультирования кресла.

Введем обозначения для постоянных величин

2т

(5-18)

Тогда уравнения (5. 17) примут вид

У^=куУ*-ё.	(5.19)

Первое уравнение системы является уравнением с разделя-
ющимися переменными и легко интегрируется:

(IV , ,,
•--

уъ х

отсюда

I

О

1

V

н -

и окончательно получим

где Ун — результирующая скорость центра тяжести кресла в мо
мент его отделения от самолета.

Подставив выражение для кх в формулу (5. 20), получим

ли

V



У. Ок

где пх^=— —перегрузка

{5.21)

ката-

пультной установки
в начальный момент
времени в направле-
нии спина — грудь.

Формулы (5.20) и (5.21) опреде-

Рис. 5. 15. Изменение скорости кресла по
времени для различных скоростей полета
самолета в момент катапультирования у
земли [//=0; т=160 кг (О«160 кгс);
Уо = 2О м/с; х = 20°; (сх5о)=О,7; су'5 = -0,1].

ляют абсолютную скорость движения кресла. На рис. 5. 15 пост-
роены графики изменения скорости кресла по времени, подсчи-
танные по формуле (5. 20).

Относительная скорость движения кресла

Так как

то

V , = 1/ — У = У--------------

У Х1 У С У У С 1	। д.

пили

у	51П х

•Г1	1 I К УГ М

Представим относительную скорость кресла как состоя-
щую из двух частей:

XV

где У'х1— скорость кресла под воздействием на него аэродина-
мических сил;

УХ1— скорость кресла под воздействием слагающей скоро-
сти катапультирования:

= V» 31П X. -

Тогда

У = У х1- Уо 51П Х=8!.?._Х_+.^Ь^с- V 51-п х
Х1	1+кхУя/	°	,

или

Определим расстояние по оси пройденное креслом .в отно-
сительной системе осей координат, проинтегрировав относитель-
ную скорость кресла Ух 1 по времени:

/	I	I

•4=^	= \	(У08Ш	+

0	о	о

+ С —— (Ус-1/0 81П х) сП,

откуда

х1 = (1/081п х) I (Ус — У о зт	И

1п(1ч+^н0]

&хУ и

(5. 22)

Перейдем к определению ординаты у. Составим выражение
для ускорения катапультной установки по оси у\

дуу
(И

\ л । ду • л
У----- СО8 (М-------81П 9.

\ д1 )	1 д1

Так как без существенной погрешности можно принять
соз 9^1 и 81П0 ~0, то последнее уравнение можно записать

ау« =у^.-1гВ—=— (У9).

а; а( а; м

Тогда после интегрирования

^ = 1/0.

Выражение для 0 найдем из второго уравнения (5. 19):

Л=куУ-^..

Л1 у V

Подставляя в это выражение значение для V по формуле
- (5.20) и интегрируя по I в пределах от 0 до I, получим

I	I

Л 1 + кхУ^1 Ун Л
О	О

или

9 = 9н + Щун--«-У-^УнН1----1п(1+уУнО ]_&

(5.23)

Выражение, стоящее в квадратных скобках, как показано в
работе Н(. С. Строева [3], с достаточной степенью точности мож-
но записать так:	•

[1 - 1п	~ 0,4^ У Л

у Тогда выражение для 0 будет .

К . е=^+^н-^-М0’4^н-?А/2-	(5-24)’

Для предварительных расчетов это выражение можно еще
более упростить, отбросив последний член:

\	0=0и + (^н--^-)/.	(5.25)

На рис. 5. 16 приведены графики величин 9, подсчитанные по
формулам (5.23) — (5.25). Приближенные значения 0, подсчи-
танные по формуле (5.24), полностью совпадают с точным ре-
- шением, а по формуле (5. 25) имеется незначительное расхожде-
. ние, увеличивающееся по мере возрастания времени.

Подставив полученные для. V и 0 выражения по формулам
(5. 20) и (5. 23) в равенство для Уу, получим формулу для опре-
деления вертикальной скорости

1	__ I ।

1 + кхУп1 ё 1 + кхУяР

Рис. 5. 16. Углы наклона траекторий катапультирования, опреде-
ленные по формулам (5. 23) — (5. 25)

Интегрируя выражение для Уу по времени и принимая во вни
мание, что

( ---^— = —!—1п(1 + ^17/);

3 к 4-	н

о

I

Г* Ш1 ____ I Г । __1п(1 4-	.

1 + кхУкхУн I,	к-х^и?	_1

. с 1п (1 4- ’кху^) М | [1п (1 + МЛА]2 .

14" к-х^н
о

♦

г 141 У I П	1п(14-^н0

л 1 4-^х^н^	2^УН	$У^ I.	&х^у$

о	х н

для определения координаты у получим формулу

172	Л/ I ё \' I Г 1	1П(14-&аУнО 1 I

!, = 1/0(сО5«-^0са3«+^к)/[1--------------] +

+ —'"О+^.Л	.	(5.26)

2 У Н1 I кхУ^1 II 4	К 7

Выражения, стоящие в скобках, могут быть заранее опре-
делены, тогда расчет траекторий будет сведен к весьма про-
стым операциям.

Если выражения для 9 взять по формулам (5. 24) или (5. 25),
то соответствующие выражения для ордийат траектории у будут
иметь вид

1/ = ^0/СО8х-(1/0Сб5х-1,4^-Ун + -1- -^-)Х

X 4 1 - — - +	— (0,4^У2+ —} /2;	(5.27)

I ' кхУн( ]	2 \ у н 2 / к

г/= 1/0/сое х — Уо соз х — — Ун-|—— Н1 - 1п(1+^н0 ..

0	\ 0	кх н кхУа \	кхУн( ]

(5. 28)

Так как ординаты у в абсолютной и относительной системах
координат равны, то уравнения (5.22), (5.26), (5.27), (5.28)
описывают траекторию движения центра тяжести катапультной
установки относительно самолета.

Расчеты показывают, что высота траектории, подсчитанная по
приближенным уравнениям при х=10 м, отличается от траек-
тории, подсчитанной методом численного интегрирования урав-
нений с Д^=0,01 с, не более чем на 0,15 м. Уравнения траекто*
рии (5. 22) и (5. 28) можно еще упростить,, если выражение

1п(1 +

представить в виде ряда

1п(1 +	+...

и ограничиться его первыми тремя членами. Тогда

1 _ 1п(1-НА-ЛЛМ /05 _ У<нЛ ку {
кхУа1 \ .	3 / х н

и уравнения для определения траектории будут

^-\-кхУп(Ус — Уо 81П х) (0,5 —	/2,

	1^)

У1 = V IСО8 X + I/------%-----Уо СО8 -й /гхУя (0,5 -	А2.

и* кхУ„ ‘ 0	)	\	3 ] )

На рис. 5. 17 пунктирной линией построена траектория, полу-
ченная по приближенным формулам (5.29). Там же сплошной
линией нанесена траектория, определенная численным интегри-
рованием уравнений. Как видно, расхождение траекторий весьма
незначительное.

5. 9. ВЛИЯНИЕ РАЗЛИЧНЫХ ПАРАМЕТРОВ

НА ТРАЕКТОРИЮ ДВИЖЕНИЯ

КАТАПУЛЬТИРУЕМОГО КРЕСЛА

Хотя решения, полученные в предыдущем разделе, нельзя на-
звать простыми, все же ими удобнее пользоваться, когд% нужно
определить общий характер траектории и выявить влияние
отдельных параметров на траекторию полета кресла.

Из приведенных выше формул следует, что траектория дви-
жения центра тяжести катапультируемого кресла зависит от ско-
рости полета самолета в момент катапультирования Ус, началь
ной скорости катапультирования кресла 1/0, аэродинамических
характеристик кресла су8, сх8, массы катапультируемой уста-
новки и угла наклона направляющих рельсов.

Рис. 5. 17. Траектории движения катапультируемой • установки,
полученные методом численного интегрирования и по приближен-
ным формулам [Н=0; Ус = 1000 км/ч; т= 160 кг (0= 160 кгс);

У0 = 20 м/с; су8=— 0,1 (сл:5)о=|О,7]

. Все эти величины для различных кресел даже одного и того
же типа не остаются постоянными. Например, вследствие незна-
чительных изменений состава пороха и его температуры изме-
няется начальная скорость катапультирования. Аэродинамиче:
ские силы и силы тяжести катапультной установки не остаются
постоянными хотя бы вследствие различной массы и роста лет-
чиков.

Конструктору важно знать, как влияют различные парамет-
ры, определяющие траекторию движения кресла, на ее высоту,
когда кресло пролетает над* килем самолета. При этом важно
не только знать качественную сторону, но и уметь оценить .быстро
и с достаточной степенью точности и количественное изменение
высоты траектории. Рассмотрим влияние этих параметров на тра-
екторию движения кресла.

Влияние скорости полета самолета

Очевидно, с увеличением скорости полета самолета при ка-
тапультировании сопротивление катапультируемой установки бу-
дет интенсивно возрастать пропорционально увеличению квадрата
скорости и коэффициенту к, учитывающему влияние числа М.
Следовательно, с увеличением скорости полета самолета при ка-
тапультировании для одного и того же момента времени переме-
168

щение кресла в сторону киля самолёта будет увеличиваться, вре-
мя прохождения дистанции от точки выброса кресла до киля
уменьшаться; а высота траектории кресла при перелете через
киль — понижаться.

Кроме того, при отрицательном коэффициенте подъемной си-
лы кресла увеличение скорости полета самолета будет способст-
вовать увеличению отрицательной подъемной силы и, следова-
тельно, существенно понижать траекторию, несмотря на умень-
шение времени действия указанных,сил, в течение которого крес-
ло долетает до киля.

На рис. 5. 18 показаны графики траекторий, катапультируе-
мого кресла при скоростях полета самолета Ус = 800; 900; 1000;
1100 и 1200 км/ч, из которых можно составить представление о
степени понижения траектории с изменением скорости полета са-
молета Ус при катапультировании.

кресла для различных скоростей полета самолета (Н=0)

На рис. 5. 19 приведены высоты траекторий в зависимости от
скорости полета самолета при различных расстояниях от каби-
ны до киля.

Анализ приведенных зависимостей показывает, что если при-
нять высоту траектории при скорости полета самолета 1000 км/ч
за единицу (или 100%), то степень изменения высоты траекто-
рии с изменением скорости полета самолета может быть пред-
ставлена в виде графика (рис. 5.20), где по оси абсцисс отло-
жены скорости полета самолета, а. по оси ординат — относитель-
ная высота траектории при исходной скорости Ус=Ю00 км/ч.

Из графика следует, что с увеличением скорости полета са-
молета степень понижения траектории уменьшается. Если при
уменьшении скорости полета самолета на 200 км/ч, т. е. Ус =

— 800 км/ч, высота траектории увеличивается примерно на 35%
(относительно высоты траектории при 7С= 1000 км/ч), то при
увеличении скорости на 200 км/ч, т. е. при Ус= 1200 км/ч, высота
траектории уменьшается только на 20%.

Влияние массы катапультируемой установки

С изменением массы катапультируемой установки соответст-
венно изменяется его кинетическая энергия в начальный момент

Рис. 5. 19. Изменение высоты тра-
ектории центра тяжести катапуль-
тируемого кресла от скорости
полета самолета' при различные
значениях абсциссы траектории
СЯ=0)

Рис. 5.20. Степень изменения
траектории кресла с изменени-
ем скорости полета самолета

Рис. 5.21. Влияние изменения массы катапультируемой уста-
новки на высоту траектории (//=0; Ус = 1000 км/ч)

времени при условии сохранения начальной скорости катапуль-
тирования. Поэтому для одной и той же начальной скорости ка-
тапультирования кресло с большей массой будет иметь более

высокую траекторию. Кроме того, вследствие увеличения инерции
кресла увеличивается время прохождения креслом пути до киля
самолета.

Рис. 5.22. Степень изменения вы-
соты траектории движения кресла
с летчиком при изменении массы
катапультной установки (//=0;

Ус = 1000 км/ч)

На рис. 5.21 приведены траектории для различных значений
массы катапультируемой установки для скорости полета
самолета Ус= 1000 км/ч у земли.

Из графика видно, например, что кресло массой 120 кг про-
летает до киля дистанцию 15 м за 0,3 с, а кресло массой 200 кг
эту же дистанцию пролетает примерно за 0,36 с.

Однако, несмотря на увеличение времени прохождения крес-
лом пути до киля примерно на 0,06 с и вследствие этого боль-
шего действия отрицательной подъемной силы и силы тяжести
кресла на понижение траектории,
высота траектории с увеличением
массы кресла увеличивается.

Анализ кривых показывает
также, что при уменьшении массы
катапультируемого кресла на
20 кг высота траектории соответ-
ственно изменяется' примерно на
0,3 м. При* этом следует иметь
в виду, что по мере дальнейшего
увеличения массы кресла прирост
высоты траектории не остается
постоянным, а несколько умень-
шается.

Если за исходную траекторию
взять траекторию, соответствую-
щую массе кресла 160 кг, то сте-
пень .изменения высоты траекторг

нении его массы можно представить в виде кривой на рис. 'Ш.

Из графика видно, что при увеличении массы кресла на 40 кг,
т. е. на 25%, высота траектории увеличивается примерно на 14%,
а при уменьшении массы на 40 кг траектория понижается при-
мерно на 16%.

движения кресла при изме-

Влияние коэффициента
лобового сопротивлений кресла

На рис. 5. 23 приведены траектории движения кресла для
трех значений коэффициентов лобового сопротивления при ско-
рости полета самолета Ус= 1000 км/ч у земли. Из графика сле-
дует, что коэффициент сопротивления сх8 оказывает существен-
ное влияние на высоту траектории центра тяжести катапульти-
руемого кресла лишь при достаточном его изменении. Так, напри-
мер, если принять за исходную траекторию соответствующую
гх5 = 0,7, то уменьшение коэффициента сопротивления на

А(сх5) =0,2, т. е. на 28,5%, повышает траекторию на 0,35 м, т. е.
на 9,6% при XI—10 м.

При больших значениях абсолютные значения приращения
высоты траектории Ауг незначительно уменьшаются.

Увеличение коэффициента сопротивления на 0,2 понижает
траекторию на 0,3 м, т. е. на 8,25%. Следовательно, при ката-
пультировании на скорости полета самолета 7С= 1000 км/ч уве-
личение (или уменьшение) коэффициента лобового сопротивле-
ния на 10% понижает (или повышает) высоту траектории при
Х\ = 10 м примерно на 3%.

Рис. 5. 23. Зависимость траектории движения кресла' от
изменения коэффициента лобового сопротивления
[Я = 0; т=160 кг (0=160 кгс); Ус = Ю00 км/ч; Уо =
= 20 м/с; х-=20°; су8 = — 0,1]

При увеличении скорости полета самолета высота траектории
при одинаковом изменении коэффициента лобового сопротивле-
ния несколько уменьшается. Анализ влияния изменения коэффи-
циента лобового сопротивления на траекторию движения ката-
пультируемой установки при различных изменениях ее массы
показал, что масса кресла в диапазоне возможного ее изменения
практически не влияет на характер изменения высоты траекто-
рии при изменении сх8.

Из изложенного следует, что изменение коэффициента лобово-
го сопротивления кресла в диапазоне возможных ошибок при его
определении не существенно при оценке высоты траектории.
Вследствие этого для вывода приближенной формулы поправки
на высоту траектории Ау, вызванной изменением сх8, можно
воспользоваться самым упрощенным уравнением траектории

---2—(5,зо)

Ус V сЛ5С \ ^5	1/с2 '

\ сх8й—1

' Дифференцируя это уравнение по сх5, получим

_^1_==П 1/_1_ 5)_3/2------------------1_Г 5--------о_

д(сх8) Ус V е 2 1 х	(Сх5)2 у у2

или, переходя к конечным приращениям,

Д*71 _~^о

А (сх5) Ус

1
(сх8У

(5. 31)

Это выражение представляет собой приращение высоты тра

. ектории на единицу изменения коэффициента сопротивления.

Из формулы (5. 31) видно, что величина поправки——— име-
д (сх5)

ет максимум при определенном значении Хь

Дифференцируя правую часть уравнения (5.31) по хх и при-
равняв полученное выражение нулю, получим

2_ _Ио_ (с '5)-3/2
2 ус е [ х

*1	(Сх5)2

с„5——\=0,

' 2 /

откуда

хг=— УЪп

1	8	0

9^

Сх3 2.

с еИс

^5—-

- е„

8	(Рн-О)2

1

1

2

или

21 с»/0

8^ (Рн/С-1)2 ’

(5.34)

Из формулы. (5.31) видно, что при увеличении Х1 величина

Д//	 т-г

----— медленно уменьшается. При уменьшении скорости полета
А (сх5)

самолета |/с значение ^-увеличивается.

Влияние коэффициента подъемной силы

При отрицательной подъемной силе увеличение коэффициента
су8 вызывает увеличение абсолютной величины этой силы, что
ведет к понижению траектории движения кресла'.

На рис. 5. 24 даны траектории для трёх значений су8: су8=0\
су8 = —0,05; су8=— 0,1. Так как путь, проходимый креслом по
оси х, в первом приближении не зависит от подъемной силы, то

время I, в течение которого кресло пролетит заданную дистан-
цию при различных значениях коэффициента подъемной силы,
остается неизменным. Вследствие этого подъемная сила, направ-
ленная по оси у, практически вызывает смещение траектории
только по этой оси.

Из графика видно, что смещение траектории при изменении
су8 сильно зависит от расстояния, на котором находится кресло
в данный момент времени от места катапультирования. Напри-
мер, на расстоянии 5 м понижение высоты траектории вследствие

	
	
	
	
	Л = 0,21с
	
	

О	5	10	15

	Су6=0
	^^~0,05
	
	0,36с
	
	
	

Рис. 5. 24. Зависимость траектории движения катапульт-
ной установки от изменения коэффициента подъемной си-
лы [// = 0; т = 160 кг (0^160 К1С); Ус = 1000 км/ч; Уо =
= 20 м/с; х=20° (сх5) 0 = 0,7]

увеличения отрицательного значения су8 на 0,05 равно прибли-
зительно 0,23 м, а на-расстоянии 15 м Дг/=0,65 м.

В предварительных расчетах при изменении коэффициента
подъемной силы поправку к траектории Аг/ для заданного мо-
мента времени, что соответствует заданной абсциссе можнс
получить из приближенной формулы для высоты траектории

у = соз х — (1/0 соз х	I [ 1 — 1п	1

ъ [ »п(1. + ^н0_ 12_35)

У 2 I кхУн( ]	4	к

Дифференцируя по су8, получим

дг/ 1	,,

или, переходя к конечным приращениям,

+	-±- .	(5.36)

^су8 2^	2/п

Сопоставление величин Ду, полученных по приближенной
формуле и методом численного интегрирования уравнений дви-
жения для Су8 = 0; су8 = —0,05; су8=—0,1, показывает, что фор-
мула (5. 36) дает вполне достаточную точность.

Если р.азложить 1п (1 +кхУн1) в ряд

1п (1 +	= кх Уп1 - -1. к\У^ + 4 к*У з/з +...

2	о

и ограничиться первыми двумя членами ряда, то будем иметь ч

. [Щ\ + кхУ^=к\У^{\-кхУЛ

Подставляя в уравнение (5.36), получим

-^/2[1-^1/и/] — .	(5.37)

Д(^5)	2	2	1 х н] т	7

Из этого выражения следует, что поправка на высоту траек-
тории при изменении су8 в первую очередь зависит от скорост-
ного напорам времени (т. е. абсциссы %1) и во вторую очередь —
от

Влияние угла наклона направляющих рельсов

На рис. 5. 25 приведены траектории для трех различных уг-
лов х. Из графиков следует, что увеличение угла х вызывает по-

Рис. 5.25. Влияние угла наклона направляющих рельсов к
вертикали на траекторию движения кресла [Ус = 1000 км/ч;
Уо = 2О м/с; (схЗ)о = О,7; (^5) ср = —0,1; т=160 кг (С =
= 160 кгс); А/= 0,03 с]

нижение высоты траектории, причем при возрастании угла х сте-
пень понижения высоты траектории не остается - постоянной,
а существенно возрастает..

В практических расчетах поправку к траектории Ду, вызван-
ную изменением угла х, можно получить из приближенного урав-
нения траектории кресла, вычитая из одного значения ординаты
Другие.

Обозначим через ух высоту траектории, соответствующую пер-
воначальному углу Х1, а через у% — соответствующую изменен-
ному углу Х2. Тогда разность этих ординат и будет составлять
искомую поправку Ду=у4 — у2 для заданного значения времени.

△У = У1 — У 2 =	(соз Х1 ~ С(>5 Ч) “’

1

т. е.

1п (1 4-	1 /

---!—х	(СОЗ — СОЗ Х<

кхУ^1	Г	1

△У — V

1п (1 + кхУнО 1 /

----—•— •-- ( СОЗ — СОЗ

кхУ^ Г 1

Разлагая выражение —1------- - в ряд и ограничиваясь пер-

кхУ

выми двумя членами ряда, получим-

△у = Уо/ Г1 —	1 (соз — соз х2).	(5. 38)

Разность косинусов можно записать в виде

соз — соз х2 = — 2зт х~+ Х2- зт

_  2%1 + %2 Х1~~Х2

~	2	2

1

2

Таким образом, приближенное выражение для Ду будет иметь
вид



(5. 39)

Влияние начальной скорости катапультирования

С изменением начальной скорости катапультирования меняет-
ся начальный импульс кресла. Поэтому при неизменной массе
кресла траектория его движения при увеличении начальной ско-
рости катапультирования будет повышаться.

Кроме того, так как составляющая начальной скорости ката-,
пультирования по оси х практически меняться не будет, то, сле-
довательно, изменение начального импульса кресла не приведет
к изменению времени, в течение которого кресло долетит до киля.
Эти выводы подтверждаются рис. 5. 26, где даны относительные -

Г траектории движения кресла для грех значений начальной ско-
рости катапультирования.

I Анализ кривых показывает, что изменение высоты траектории
существенно зависит от расстояния, пройденного креслом вдоль
' оси х. На расстоянии 10—15 м изменение начальной скорости ка-
| тапультирования на 2 м/с вызывает соответственно изменение
высоты траектории на 0,5—0,6 м.

Рис. 5. 26. Влияние начальной скорости катапультирова-
ния на траекторию движения кресла [1/с = 1000 км/ч; х=
=20°; т=160 кг (0 = 160 кгс); (сх5)о=О,7; ^5=—0,1;

Д/=0,03 с]

к-

Для предварительной оценки изменения ординаты траектории,4

< вызванного уменьшением или увеличением начальной скорости
ь катапультирования, можно воспользоваться приближенной фор-

мулой, которую легко получить из уравнения (5.35).

Продифференцировав по Уо уравнение (5.35), при
постоянства всех других параметров получаем

условии

дц ,

} созх

1П(1 Н-^нО '



(5. 40)

Разлагая выражение, заключенное .в квадратные

скобки,

в ряд.и ограничиваясь первыми двумя членами ряда, получим



-^- = /СО8Х [1

. аУ0	[	2

или, переходя к конечным приращениям,





= / СОЗ X 1г

2

(5*40')

Результаты вычислений по этой формуле

с достаточной сте-

|кпенью тонкости совпадают со значениями, которые могут быть
II получены на основании численного интегрирования уравнений
^.движения кресла.

Влияние сжимаемости воздуха

Как указывалось ранее, коэффициент лобового сопротивления
катапультной установки вследствие сжимаемости воздуха увели-
чивается. Поэтому увеличивается и полное лобовое сопротивле-
ние кресла на той части траектории, где скорость движения крес-
ла достаточно велика.

Влияние увеличения лобового сопротивления на траекторию
сводится к уменьшению времейи, за которое кресло пролетает
над килем. Следовательно, высота траектории катапультируе-
мого кресла понижается, когда кресло находится на нисходящей
ветви.

Таким образом, сжимаемость воздуха, как и всякий другой
путь увеличения сопротивления катапультной установки, может
оказать как отрицательное, так и положительное влияние на вы-
соту траектории при перелете через киль самолета.

Рис. 5. 27. Влияние сжимаемости воздуха на траекторию
кресла [77 = 0; Ус = 1000 км/ч; т=160 кг (6=160 кгс);

х = 20°; 17о = 2О м/с; (схЗ)о = О,7; су8 = —0,1]

На рис. 5. 27 приведены для сравнения траектории движения
центра тяжести катапультируемой установки при Ус= 1000 км/ч.
Как видно из графика, на. участке траектории до %1 = 37 м сжи-
маемость оказывает отрицательное влияние, понижая траекто-
рию, причем наибольщее понижение при %1 = 10ч-12м равно
0,3 м. На дальнейшем участке траектории, в нашем случае при
х>37 м, сжимаемость воздуха оказывает уже положительное
влияние — повышает траекторию. Таким образом, для больших
самолетов, где расстояние от кабины до киля примерно 35—40 м
и более, влияние сжимаемости к на высоту траектории мало.

На перегрузки торможения влияние сжимаемости воздуха
только отрицательное. Перегрузки торможения увеличиваются
пропорционально увеличению коэффициента к, учитывающего
влияние сжимаемости.

5. 10. ЛИНЕЙНЫЕ УСКОРЕНИЯ И ПЕРЕГРУЗКИ

После катапультирования, т. е. после отделения от самолета,
кресло продолжает свое движение с большими отрицательными
ускорениями. Если в первом приближении пренебречь вращением
кресла и допустить, что катапультируёмая установка стабилизи-
рована так, что после катапультирования она движется поступа-
тельно с ускорением /, направленным по касательной к траекто-
рии, то в этом случае кресло и человек будут испытывать уско-
рения, равные ускорениям центра тяжести кресла с человеком.
Тогда на каждую часть тела человека массы пц в направлении
действия ускорения / будет действовать сила, равная произведе-
нию массы на ускорение тг/.

С точки зрения переносимости человеком различных видов
ускорений представляют существенный интерес составляющие
> ускорения, направленные по осям х2 и г/2, связанным с ката-
пультируемой установкой.

Ускорения по оси уъ определяют ускорения в направлении
, голова — таз или таз — голова. Ускорения по оси х2 определяют
I. ускорения в направлении спина — грудь или грудь — спина. Как
• указывалось ранее, наиболее опасны перегрузки в направлении
таз — голова. В этом направлении предельно допустимые пере-
грузки из условий их переносймости человеческим организмом
наименьшие.

В рассматриваемом упрощенном случае отсутствия враща-
тельного движения кресла вокруг поперечной оси г2 на кресло
( действуют аэродинамические силы

2

I или

I

направленные по касательной к траектории и по нормали к ней.

Очевидно, наибольшие аэродинамические силы при заданном
V. значении сх8 и су8 будут соответствовать максимальному скоро-
I' стному напору или для заданной высоты полета самолета макси-
, мальной скорости V кресла, что соответствует начальному мо-
менту движения кресла после катапультирования.

Если кресло летит с углом атаки а, то составляющие аэро-
динамических сил по осям связанной системы координат соот-
ветственно по оси у2

>5:

\	2 = Р СО5 а + Ф 814 а,

' ПО ОСИ х2

~	2 x2=^ соз а— Р зш а.

' 179

ВЕК. ,

Я®-*”

Эти составляющие аэродинамических сил вызывают ускорения в
направлениях таз — голова или голова — таз

.Р соз а + (2 81п а

и спина — грудь или грудь — спина

.  фсоза— Р 51п а

Для оценки ускорения обычно применяется термин «перегруз-
ка», которая представляет собой ускорение, выраженное в еди-
ницах и определяется отношением всех внешних сил, действу-
ющих на кресло в заданном направлении, кроме силы тяжести,
к силе тяжести этого кресла.

Следовательно, перегрузки в направлении осей у2 и х2 полу-
чим из предыдущих выражений, поделив их на

Р соз а + О зт а
пи2 =-------—------,

о

О соз а — Р зт а
:------------- •

0

При положительном угле атаки составляющая силы лобового
сопротивления по оси у2 направлена в сторону таз — голова,
а следовательно, вызывает перегрузки в направлении голова —
таз. Составляющая подъемной силы обычно для кресла имеет
отрицательное направление, т. е. в сторону голова — таз, и вы-
зывает перегрузки в направлении таз — голова. Тал как указан-
ные составляющие аэродинамических'сил направлены в разные
стороны, то перегрузки иу2, вызываемые ими в начальный момент
после катапультирования, и при отсутствии вращения не состав-
ляют большой величины. В этом случае представляют существен-
ное значение перегрузки в направлении спина — грудь, так как
перегрузки в этом направлении от силы лобового сопротивления
и отрицательной подъемной силы складываются.

Перегрузка действует в направлении, противоположном дей-
ствию ускорения. Вследствие этого если после катапультирова-
ния кресло испытывает отрицательное ускорение (торможение)
в направлении грудь — спина, то на человека будут действовать
перегрузки в направлении спина — грудь.

Рассмотрим величины перегрузок в начальный момент време-
ни после катапультирования в направлении спина — грудь. На
рис. 5. 28 приведены две кривые, соответствующие перегрузкам
в направлении спина — грудь от составляющей силы лобового
сопротивления п'х2 и составляющей подъемной силы в зависи-
мости от скорости полета самолета.

Из рисунка следует, что даже при больших скоростях полета
перегрузка от составляющей подъемной силы равна примерно
2—3% от составляющей перегрузки за счет воздействия лобо-
вого сопротивления. Ввиду того, что погрешность в определении

Рис. 5. 28. Изменение перегрузок в направлении спина —
грудь в зависимости от скорости полета самолета в мо-
мент катапультирования

аэродинамических коэффициентов кресел превышает 2—3%,
обычно перегрузку в направлении спина — грудь определяют
просто как отношение силы лобового сопротивления кресла в
начальный момент к силе тяжести катапультируемого кресла

п —

На рис. 5.29 показаны кривые перегрузок катапультируемой
установки в зависимости от скорости полета самолета для кре-
сел с различной массой.

Рис .5.29. Изменение перегрузок катапультируемой
установки в направлении спина — грудь для различ-
ных масс (//=0; Ус = 1500 км/ч)

Запишем выражение для перегрузки в направлении спина —
грудь в развернутом виде

Отсюда видно, что перегрузка пропорциональна коэффициенту
аэродинамического сопротивления катапультируемой установки
и обратно пропорциональна ее силе тяжести- Следовательно,
с целью уменьшения перегрузки можно идти по пути увеличения
массы катапультируемой установки.

Этого можно достигнуть путем компоновки к креслу некото-
рых агрегатов самолета. Однако следует иметь в виду, что зна-
чительное увеличение массы катапультируемой установки требует
более мощного стреляющего механизма с увеличением его габа-
ритов, массы и т. д. Кроме того, вследствие увеличения массы
катапультируемой установки увеличивается ее инерция, и, следо-
вательно, падение скорости движения кресла будет более медлен-
ным. Кривая перегрузок в зависимости от времени будет более
пологой, т. е. продолжительность действия больших перегрузок
в этом случае существенно увеличивается, что нежелательно
для организма человека.

Возьмем для примера случай катапультирования при скоро^
сти полета самолета Ус= 1500,км/ч у земли. Масса катапульти-
руемой установки т=135 кг. Перегрузка в начальный момент
времени Пх2=100- Через-Д/ = 0,05 с скорость кресла уменьшается,
и перегрузка к этому моменту становится равной 61, т. е. сни-
жается примерно на 40%. Пусть масса катапультируемой уста-
новки увеличена в 1,5 раза, т. е. т~200 кг, что соответствует
наиболее тяжелым американским креслам- В этом случае пере-
грузка в начальный момент будет 67, а через Д/ = 0,05 с Пх2 = 49,
т. е. перегрузка падает на 26%.

Другой метод уменьшения перегрузок путем придания крес-
лу более обтекаемой формы также приводит к увеличению дли-
тельности воздействия перегрузок на организм человека. Кро-
ме того, существенное уменьшение коэффициента лобового
сопротивления кресла, являясь довольно трудной задачей, при-
водит к усложнению конструкции кресла и увеличению егс.
массы.

В качестве третьего способа уменьшения перегрузок может
быть рекомендована установка на кресле дополнительного ра-
кетного ускорителя с составляющей тяги вперед по оси х. Одна-
ко в этом случае к проблеме увеличения длительности воздей-
ствия перегрузок на организм человека добавляются значитель-
ные конструктивные трудности осуществления и самое
главное — усложняется проблема стабилизации кресла.

Таким образом, торможение кресла, вызываемое лобовым

сопротивлением, накладывает на характеристики катапульти-
руемого кресла, т. е. на его массу и аэродинамические коэффи-
циенты, вполне определенные соотношения.

Обычно представляет интерес максимальная скорость полета
самолета в зависимости от силы тяжести катапультируемого
кресла при предельно допустимой перегр'узке, переносимой чело-
веком. Эта скорость может быть определена по формуле

2пХ2<ь

Пусть перегрузка, переносимая человеком в направлении спи-
на— грудь, составляет 40, что согласно данным Гератоволя (см.
рис. 1.3) допустимо. Тогда при заданном отношении силы тяже-
сти к коэффициенту сопротивления

— ^2000 Па

можно получить предельные скорости полета самолета, при кото-
рых обеспечивается спасение летчика с точки зрения переноси-
мости перегрузок в указанном направлении. Для /7=0

Ц.пред=11°0 КМ/Ч.

Рис. 5.30. Предельные скорости полета самолета при
катапультировании в зависимости от отношения
6/(сх8)0 катапультируемой установки из условия мак-
симальной величины переносимых человеком перегрузок
в направлении спина — грудь (пх = 40)

На рис. 5. 30 приведены предельные скорости полета самоле-
та в зависимости от отношения 01сх8 для различных высот ка-
тапультирования с точки зрения переносимости перегрузки орга-
низмом человека (пх=40).

5.14.	КАТАПУЛЬТИРОВАНИЕ НА РЕЖИМЕ
ВЕРТИКАЛЬНОГО МАНЕВРА САМОЛЕТА

Рассмотрим изменение траектории движения центра тяжести
кресла в случае катапультирования на режиме вертикального
маневра самолета, т. е. когда во время катапультирования,
а также в некоторый промежуток времени после катапультиро-
вания на самолет воздействует перегрузка.

Для упрощения расчетной схемы будем предполагать, что из-
менение абсолютной скорости движения кресла по времени при
катапультировании на заданной скорости полета самолета Ус
практически не зависит от режима полета самолета. После ка-
тапультирования, в течение небольшого промежутка ‘ времени,
когда кресло пролетит над самолетом, последний совершает кри-
волинейный полет с той же перегрузкой и той же постоянной
скоростью по времени, которые он имел в момент катапультиро-
вания. Из этого следует, что угол атаки самолета в криволиней-
ном полете в этот период времени сохраняется также посто-
янным.

Будем предполагать, что время, в течение которого кресло .
достигает препятствия (вертикального оперения самолета) при
катапультировании как в горизонтальном, так и в криволиней-
ном полете при одной и той же скорости полета самолета, при- 'ч
мерно одно и то же.

Исследовать относительную траекторию движения кресла для
различных случаев движения самолета после катапультирова-
ния практически невозможно. Ограничимся указанным выше
характером движения самолета и кресла. Такая схема при всей
ее приближенности может представить интерес с точки зрения
общей задачи теоретического анализа реальных условий ката-
пультирования при оценке степени понижения траектории крес-
ла при перелете через киль самолета.

Тогда схема расчета представится в следующем виде. Строит-
ся относительная траектория движения кресла для катапульти-
рования в случае горизонтального полета самолета при той же
скорости, с которой самолет может совершать рассматриваемый 4
вертикальный мдневр с заданной перегрузкой.

Затем вносится поправка на высоту траектории вследствие
криволинейного характера движения самолета с заданной пере-
грузкой. Основными факторами, влияющими на изменение отно-
сительной траектории кресла при катапультировании в криво-
линейном полете самолета по сравнению с траекторией кресла
в горизонтальном полете, являются:

1)	изменение наклона оси самолета вследствие изменения
угла атаки в криволинейном полете относительно угла атаки в
горизонтальном полете;

2)	изменение наклона оси самолета вследствие криволиней-
ной траектории полета;

3)	криволинейный характер движения центра тяжести само-
лета; -

4)	изменение начальной скорости катапультирования за счеу
влияния инерционных сил кресла от перегрузки самолета на
баллистические характеристики стреляющего механизма.

Согласно принятому предположению о постоянстве скорости
самолета в скоростных осях координат остается только центро-
стремительное ускорение. Уравнение движенгТя самолета по нор-
мали к траектории будет

. -2с.у	-О Соз9с,	(5.41)

где Ос — сила тяжести самолета;

Ус — скорость самолета;

Рс — подъемная сила самолета;

9с — угол наклона траектории к горизонту.	V

Принимая во внимание, что Рс=ПусСс, уравнение (5.41),
можно записать х

Пу — СО5 0с

__— а	Ь	
(11________Ус

Рассматривая незначительные изменения наклона траекто-
. рии от режима горизонтального полета, вследствие малого -про-
межутка времени мож^м принять

соз 9С ~ 1.

Тогда ввиду принятого положения о постоянстве перегрузки
и скорости полета самолета после катапультирования можно за-
писать

=	(5.42)

Следовательно, зная время /, в течение которого кресло до-
летает до киля, по формуле (5.42) определим, на какой угол
изменится наклон траектории центра тяжести самолета.

• Поправка на относительную высоту траектории центра тяже-
* -сти кресла вследствие изменения угла наклона оси самолета за
г счет криволинейной траектории полета будет

С. Подставляя сюда выражение для 9С по формуле (5.42), по-
г -лучим

^ .где I — расстояние по оси х центра тяжести катапультируемой
установки в момент катапультирования от центра тяже-

сти самолета (положительно, если кресло помещено
впереди центра тяжести самолета);

х1 — расстояние от центра тяжести кресла в момент отделе-
ния от самолета до киля.

Вертикальная скорость самолета может быть записана в виде

^с=1/с81П0с

или вследствие малости величины 0С

^е=^Л-

Тогда поправка на относительную высоту траектории движе-
ния центра тяжести кресла вследствие перемещения центра тя-
жести самолета в криволинейном полете будет

у..= - 5 у^=-ус рсл.
о	о

Заменив 0С его выражением по формуле (5. 42) и проинте-
грировав, получим

у^=—(5.44)

Знак минус взят потому, что при положительной перегрузке
самолета поправка на относительную высоту траектории отрица-
тельная.

Определим величину поправки на высоту траектории вслед-
ствие изменения угла атаки самолета. В горизонтальном полете
самолет летит на заданном угле атаки, который обеспечивает со-
ответствующий коэффициент подъемной силы Су^. п. Величина
су п может быть определена по формуле

_ 6'с
^*/сг.п
с 3С<1С

При полете самолета с перегрузкой пс соответственно изме-
нится Су^:

пусОс

5с9с

Величина изменения угла атаки Дас, очевидно, может быть
выражена формулой

Тогда поправка на относительную высоту траектории центра
тяжести кресла вследствие изменения угла атаки самолета на
Дас будет

У«=х11ддас^х1Дас

или

а. —О

^а~ 5 а <?а°57 3 Хг
^сЯс

\

(5.45)

Поправку на относительную высоту траектории центра тяже-
сти кресла вследствие изменения начальной скорости катапуль-
тирования в криволинейном полете самолета можно записать

Уу0 = ^У0(.

(5.46)

где АУо — величина изменения начальной скорости катапульти-
рования вследствие перегрузки самолета:

д1/0=(У0)^с-(1/0)^с^1.

Окончательная формула для поправки на относительную вы-
соту траектории центра тяжести кресла будет

ду =-^-(хх—/)(Л?С- 1)/- -^(«с-1)/2+
И с	2

Ос
5с^с

0Ч-1)
^57,3

(5.47)



При катапультировании вверх и положительной перегрузке са-
молета Пус >1 поправки //9, уа —положительные, т. е. они уве-
личивают высоту относительной траектории кресла, а уц. т— от-
рицательная, т. е. она уменьшает высоту относительной траекто-
рии кресла. Величина уУо может быть как отрицательная, так и
положительная, это зависит от типа стреляющего механизма.

При катапультировании вверх и отрицательной перегрузке
самолета ^<1 поправки у в и уа отрицательные, а уц.т — поло-
жительная.

При катапультировании вниз и положительной перегрузке са-
молета Пус>1 поправки у в и г/а отрицательные, т. е. они умень-
шают высоту относительной траектории кресла, а уц. т— поло-
жительная, т. е. она увеличивает* относительную траекторию
кресла.

При катапультировании вниз и отрицательной перегрузке са-
молета пу<^1 поправки у$ и уа положительные, а уц. т — отри-
цательная.

- Пример. Пусть самолет при скорости горизонтального полета Ус=800 км/ч
у земли совершает вертикальный маневр с перегрузкой пу = 2,5. Расстоя-

пие от центра тяжести самолета до киля х=8 м. Расстояние от центра тя-
жести самолета до центра тяжести катапультируемого кресла I——2 м. Мас-
са самолета (7 = 6000 кг. Площадь крыльев самолета 5С—25 м2.

Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки с “=0,065.
Сначала строим траекторию движения центра тяжести кресла для горизон-
тального полета при скорости полета самолета Ус = 8Э0 км/ч на высоте Н = §,
для массы кресла с летчиком т=160 км ((7« 160 кгс), скорости катапульти-
рования Ую = 20 м/с, х = 20э (эта траектория построена на рис. 5.20).

Находим время /, в течение которого кресло достигает киля (т. е. прохо-
дит расстояние от точки отделения кресла от самолета до киля). Это время
равно 0,3 с. Теперь по приведенным выше формулам найдем поправки на вы-
соту траектории вследствие вертикального маневра самолета. По формуле
(5.43) находим поправку на высоту траектории за счет изменения угла на-
клона оси самолета вследствие йСкривления траектории полета самолета

^(8+2) (2,5-1) .

\
у = 0,665/= 0,20 м.

°с

По формуле (5.44) находим поправку на высоту траектории кресла за
счет перемещения центра тяжести самолета вверх:

— -|-(2,5 — 1)/2 = —7,35/2 = —0,665 м.

По формуле (5.45) находим поправку на высоту траектории кресла за
счет изменения угла атаки самолета в криволинейном полете

6000-16-(2,5 — 1) п
у =-----------------------8 = 0,2о м.

2,5-2232.0,065.57,3

Наконец, по формуле (5.46) определим поправку на высоту траекторий
центра тяжести кресла*за счет изменения начальной скорости катапультиро-
вания при наличии перегрузки самолета.

Пусть при Пус =2,5 по данным эксперимента или расчета ДУ0 = —1 м/с,
тогда

^о= -1-/ = -0,3.

Таким образом, общая поправка на высоту траектории будет

Д# = 0,2— 0,665 4-0,25 — 0,3 = —0,515 м.

Чтобы построить траекторию движения центра тяжести кресла при ка-
тапультировании в криволинейном полете самолета, нужно аналогичные под-
счеты произвести для ряда значений х1.

5.12. СПАСЕНИЕ ЭКИПАЖА САМОЛЕТА
ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

В связи с созданием самолетов вертикального взлета и по-
садки (СВВП) возникла проблема обеспечения средствами спа-
сения экипажа этих самолетов.

Особенность спасения СВВП заключается в том, что, помимо
обычных для всех самолетов аварийных ситуаций, для этого
класса самолетов следует учитывать возможную аварию в ре-
жиме взлета и посадки, наиболее вероятными причинами кото-
рых следует рассматривать отказ одного или группы двигателей,
а также отказ системы управления самолетом.

Отказ двигателей СВВП может вызывать интенсивные вра-

5 щения самолета в зависимости от их расположения, а также вер-
' • тикальное снижение. Вследствие этого спасение члена экипажа
I необходимо рассматривать в сочетании с движением самолета,
* которое он получает после возникновения аварийной ситуа-
. ции.

Поскольку величины угловой скорости самолетов, угла накло-
* на и вертикальной скорости, которые самолет приобретает к мо-
[ менту отделения кресла от самолета, являются начальными усло-
5 виями катапультируемой установки, то спасение экипажа СВВП
непосредственно связано с конструктивными параметрами дан-
; ного конкретного самолета.

! В зависимости от расположения двигателей и момента инер-
I ции самолета параметры вращения самолета — угловая ско-
|- рость, угол наклона и степень нарастания этих параметров — мо-
| гут изменяться довольно в широком диапазоне.

I Первоочередной задачей при спасении экипажа самолета на
| режимах вертикального взлета и посадки является быстрое поки-
| дание самолета после момента возникновения аварийной ситуа-
ции, что связано с сокращением времени на подготовительные

I операции с их максимальной автоматизацией.

! Для того чтобы убедиться, насколько важно сократить время
I. покидания самолета даже на 0,1 с, произведем относительную
оценку кинематических параметров самолета в момент отделе-
р ния кресла, если подготовительные операции занимают 0,3 и 0,4 с,
? включая и время работы стреляющего механизма. Очевидно, при
грубой оценке можно полагать, что угловая скорость увеличится
; примерно по линейному закону, т .е. на 30—35%, а угол тангажа
| увеличится пропорционально квадрату времени, т. е. на 75—
* 80%. Это значит, что если в первом случае при времени на под-
готовтительные операции 0,3 с угол наклона самолета будет 40°,
Ето во втором случае при времени на подготовительные операции
0,4 с этот угол будет 70°. Если учесть и угловую скорость само-
лета к моменту отделения кресла, то нетрудно представить слож-
ность проблемы спасения экипажа указанных типов само-
летов.

Ввиду недостаточности высоты и возможной вертикальной
скорости ^падения самолета в случае аварийной ситуации весьма
^ важным фактором при спасении экипажа является быстрый ввод
| основного парашюта.'Обычно применяемый способ ввода при
^помощи тормозного парашюта с диаметром купола 2 м может за-

нимать время до 0,3—0,4 с. Поэтому здесь возникает проблема
принудительного и быстрого ввода основного парашюта.

Следующим важным этапом в процессе спасения летчика яв-
ляется наполнение купола основного парашюта. Время наполне-
ния купола может составлять 3—4 с и зависит от конструкции
парашюта. Для ускорения процесса наполнения парашюта могут
быть также применены различные методы его принудительного
раскрытия.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1.	Закс Н. А. Основы экспериментальной аэродинамики. М., Оборонгиз.
1953, 371 с.

2.	Остославский И. В., Калачев Г. С. Продольная устойчивость и управ-
ляемость самолета. М., Оборонгиз, 1951, 367 с.

3.	Строев Н. С. Выбор параметров катапультируемых сидений для ско-
ростных самолетов. — «Техника воздушного флота», 1947, № 2, с. 15—24.

Глава 6

РАСЧЕТ СТАБИЛИЗАЦИИ ДВИЖЕНИЯ
КАТАПУЛЬТИРУЕМОГО КРЕСЛА

6.1. ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ

В предыдущей главе было рассмотрено движение
катапультируемого кресла как материальной точки. При этом
главным, образом определялась траектория, центра тяжести крес-
ла на основании первых двух уравнений общей системы диффе-
ренциальных уравнений движения.

Это может, быть достаточным-для обеспечения высоты траек-
тории. Однако для решения задачи, связанной с динамикой ка-
тапультируемого кресла (обеспечением стабилизации его движе-
ния), необходимо рассматривать более полную систему диффе-
ренциальных уравнений его движения.

В задачу стабилизации движения катапультируемого кресла
входят: исследование положения кресла после катапультирова-
ния и нахождение средств, исключающих положение кресла,
опасное для жизни летчика; исследование вращений кресла, чтобы
не допустить таких угловых скоростей, которые человек не может
перенести или при которых могут запутаться парашютные стропы.
' Как известно, наиболее опасным для летчика является поло-
жение головой вперед по полету. Если после катапультирования
не будет обеспечена надлежащая стабилизация кресла, то лет-
чик может занять такое положение в первые же доли секунды
после него. Так как скорость полета кресла в этот-момент может
быть велика, то перегрузки в направлении таз — голова смогут
превзойти предельно допустимые для человеческого организма.

Так же недопустимы для человеческого организма большие
угловые скорости вращения вокруг оси г, так как они вызывают
головокружение и увеличивают перегрузку в области головы.
Поэтому в задачу конструктора входит обеспечение хотя бы ча-
стичной стабилизации кресла до момента отделения от него лет-
чика, т. е. уменьшение вращения кресла до допустимой угловой
скорости. При этом вращение кресла должно иметь заданное
направление.

Остановимся сначала на причинах, вызывающих вращение
катапультируемой установки вокруг поперечной оси. Рассмотрим
процесс движения кресла по рельсам от момента схода с направ-
ляющих рельсов предпоследней пары роликов до прекращения
действия сил пороховых газов на поршень стреляющего механиз-
ма, т. е. до отделения кресла от самолета. В этом случае в мо-

мент отделения от самолета обычно вследствие непрохождения
через центр тяжести кресла силы, развиваемой стреляющим ме-
ханизмом, кресло получит начальную угловую скорость. В это
время, т. е. в процессе движения кресла вдоль направляющих
р-ельсов или вдоль ‘ствола стреляющего механизма, на кресло
уже действуют аэродинамические силы и момент, которые также
способствуют созданию начальной угловой скорости. После пол-
ного отделения кресла от самолета аэродинамический момент,
действующий на кресло, также остается неуравновешенным и
продолжает вызывать вращение кресла при его свободном дви-
жении. Если кресло снабжено реактивным ускорителем, тяга ко-
торого в общем случае не точно проходит через ЦТ, то момент
от тяги ускорителя может также способствовать вращению
кресла.

Так как начальная угловая скорость, которую приобретает
кресло к моменту полного его отделения от самолета, существен-
но влияет на характер дальнейшего движения кресла в свобод-
ном полете, а следовательно, в значительной степени определяет
выбор средств стабилизации, то следует рассмотреть приближен-
ные способы определения начальных угловых скоростей кресла в
момент его отделения от самолета и изложить методы решения
задачи стабилизации кресла. '	х

6 2. УГЛОВАЯ СКОРОСТЬ И УГОЛ НАКЛОНА
КАТАПУЛЬТИРУЕМОГО КРЕСЛА В МОМЕНТ
СХОДА ЕГО С НАПРАВЛЯЮЩИХ РЕЛЬСОВ

Рассмотрим простейший случай, когда в^ момент схода с на-
правляющих рельсов кресло отделяется от стреляющего меха-
низма. В этом случае начальное значение угловой скорости крес-
ла (01 и начальный угол наклона кресла к горизонту -От опреде-^
ляются из рассмотрения движения кресла по направляющим
рельсам за' промежуток времени А/ после схода предпоследней
пары роликов с направляющих рельсов до схода последней пары
роликов.

После того как предпоследняя-пара роликов сойдет с направ-
ляющих рельсов, кресло получит возможность вращаться вокруг
оси последней пары роликов.

Выберем систему осей координат Ох2у2 с началом, совпада-
ющим с осью последней пары роликов. Ось уг направлена вверх
и является линией пересечения плоскости, проходящей через оси
роликов и плоскости симметрии кресла.'

Ось х2 перпендикулярна оси у2 и направлена вперед
(рис. 6. 1). Пусть момент инерции кресла относительно попереч-
ной оси, проходящей через его центр тяжести, будет /2, тогда мо-
мент инерции кресла относительно оси последней пары роликов
(точки С) будет

ЛС=Л+^2,	1

где г — радиус-вектор центра тяжести кресла;

т — масса катапультируемой установки;

Рассмотрим силы в моменты, действующие на кресло за вре-
мя прохождения креслом пути, равного расстоянию между по-,
следними парами роликов. Так как движение кресла происходит
с ускорением /, то на кресло действует момент

М]=Опх.у,

где О — сила тяжести кресла;

п — перегрузка, создаваемая стреляющим механизмом’на
• данном промежутке времени;

хТ — плечо силы инерции относительно оси вращения по-
следней пары роликов.

Сила тяжести создает момент,  который можно записать
в виде

Мо = О^1,

ь . где ДЛ — плечо силы тяжести.

; Обозначив через р угол между радиусом-вектором г и осью
у2, а через О, как и раньше, угол тангажа кресла, по рис. 6. 1
V имеем

;	к!г = г 81П (8 — $).

:	Угол р может быть определен по формуле

р = агссО8^/т/г.

По мере входа кресла в поток на него будут действовать аэро-
^ . динамические силы, создающие момент относительно оси, про-
? ходящей через точки С (рис. 6. 2).

Строго говоря, в рассматриваемом случае момент от аэроди-
намических сил будет изменяться по мере выхода кресла из ка-
бины самолета. Однако ввиду того, что к моменту схода пред-
последней пары роликов с направляющих рельсов' кресло будет
находиться в потоке примерно на 80%, а также, учитывая невоз-
можность определения точных аэродинамических характеристик
кресла в процессе его выхода из кабины, для настоящего рас-
* чета без существенной погрешности можно принять аэродинами-
ческие характеристики, соответствующие изолированному
? . креслу.

г Завышение действующих на кресло аэродинамических сил
частично компенсируется принятым заниженным положением
- центра давления.	&

Обычно аэродинамические характеристики кресла задаются в
;; виде момента относительно центра тяжести и составляющих
г аэродинамических сил вдоль осей скоростной системы коорди-
нат Охсус, приложенных в центре тяжести.

Обозначим через хТ и уТ координаты центра тяжести кресла
Г? относительно принятой системы координат Ох2у2, тогда моменты
I 7 1947	193

подъемной силы и силы лобового сопротивления относительно
оси вращения С будут

дсу8 (хг соз а — у1 зт а)

и	(6. 1)

(#т сов а хг эта).

Угол атаки а в процессе движения кресла на этом участке
вследствие малости промежутка времени изменяется незначи-
тельно. Поэтому с достаточной степенью точности можно при-

Рис. 6. 2. Схема движения кресла по на-
правляющим рельсам на последней паре
роликов (с' — положение оси последней
пары роликов до катапультирования;
сс' — 1\ — максимальный ход стреляющего
механизма при движении кресла по
рельсам)

Рис. 6. 1. Силы, действующие на
катапультируемое кресло при
движении по направляющим рель-
сам

нять угол атаки а постоянным, равным углу атаки кресла в мо-
мент схода с направляющих рельсов предпоследней пары роли-
ков, т. е.

а = ан=х —9Н.	(6.2)

Итак, суммарный момент от аэродинамических сил относи-
тельно точки С будет

М,= Л1гц.т+Р(ХтСО8Дн— ут 81П ан) +

+ <2(г/тсо8ан+хг81п <хн).	(6.3)

Уравнение движения кресла на рассматриваемом участке
запишется в виде

1с^_^ма-м)-м0,
сП

(6.4)

откуда угловая скорость вращения кресла

Ма-М^-Мо

(6. 5)

Вследствие принятого постоянства угла атаки в настоящей
задаче можно принять (в малом промежутке времени) аэроди-
намические характеристики кресла постоянными и равными их
значениям при начальном угле атаки ан.

Тогда подынтегральное выражение в формуле (6.5) будет
величиной постоянной, и для угловой скорости вращения крес-
ла получим формулу

_Ма-М]-М0
со1 —-----------I С.

' с

Так как до схода предпоследней пары роликов с рельсов
кресло не вращалось, то, следовательно, в начальный момент вре-
мени угловая скорость ш = 0, откуда постоянная интегрирования
С равна нулю.

Окончательная формула для угловой скорости кресла в про-
цессе движения его по рельсам на одной, последней, паре роли-
ков будет ‘

Ма — М] — Мо

0)х =------------ I.	(6.

Угол поворота кресла ДО за этот промежуток времени опре-
делится формулой

Ма — М1 — Мо

=	= —----------°-±-.	(6.7)

' /с 2	к 7

В дальнейшем для «определения угловой скорости кресла при
наличии стреляющего механизма с большим ходом необходимо
знать угол отклонения и угловую скорость ствола стреляющего
механизма в момент схода последней пары роликов с направля-
ющих рельсов, т. е. значения ф1 и

Для определения этих величин обратимся к кинематической
схеме нашей системы при движении кресла по направляющихм
рельсам на одной последней паре роликов (см. рис. 6.2).

Стреляющий механизм шарнирно связан с креслом в верхней
точке А и с самолетом^точке Ло. Угол V между направляющи-
ми рельсами и оськуштанги стреляющего механизма при вра-
щении кресла очень мал и обычно не превышает 3—5°.

7*	'	195

Вектор абсолютной скорости точки А будет представлять гео-
метрическую сумму вектора скорости катапультируемой уста-
новки вдоль рельсов и вектора скорости от вращения кресла
вокруг оси последней пары роликов:

С другой стороны, вектор скорости этой же точки определяет-
ся геометрической суммой вектора скорости поршня стреляющего
механизма и вектора скорости от вращения трубы стреляющего
механизма, т. е.

Вследствие малости угла V можно принять, что вектор скоро-
сти движения кресла вдоль рельсов равен вектору скорости дви-
жения поршня стреляющего механизма:

Ук = Уп.	(6'. 8)

Таким образом, сравнивая соотношения для Уд, получим

ср1/ = ш1/к	(6.9)

или

1К

Так как к моменту схода кресла с рельсов величина /к, т. с.
расстояние от последней пары роликов до точки крепления крес-
ла к стреляющему механизму, становится меньше величины I
(расстояния от точки крепления ствола стреляющего меха-
низма к самолету до точки 4, связывающей кресло со стреляю-
щим механизмом), то угловая скорость трубы стреляющего меха-
низма будет меньше угловой скорости кресла пропорционально
отношению этих величин.

Если отношение /к// незначительно отличается от единицы, то
в предварительных подсчетах можно принять

= =

И

Весь расчет для различных скоростей полета самолета обыч-
но ведут в следующем порядке.

1.	Определяют начальные значения скорости кресла Ун, угла
наклона вектора скорости 0Н и угла атаки ан по формулам

' Ин = ]/(1/с- |/081П х)* + (И0СО8хЛ

51П 0Н = УоС052_ ,	(6> 10)

ан=х — 6Н-

2.	Определяют коэффициент момента аэродинамических сил
относительно последней пары роликов.

Аэродинамические характеристики катапультируемой уста-
новки обычно задаются относительно оси, проходящей через
заданное положение центра тяжести, в виде коэффициентов

сх8, су8 и (т25/)ЦфТ

как функции угла атаки кресла.

Для заданных координат центра тяжести кресла относитель-
но системы координат с началом в точке С (оси вращения по-
следней пары роликов), а также для полученных выше значений
углов атаки ан и числа М=Ун/а находим аэродинамические ко-
эффициенты сх8, су5 и (тг8!) Ц'Т.

Коэффициент момента относительно оси, проходящей через
точку С, определяется по формуле

(тг5/)с = (тг5/)ц.т + сй5(лгтсозан —утзт ан) +

сЛ5 (л:т 81П ан-|-//т соз ан).	(6.11)'

Как указывалось выше, диапазон изменения угла атаки ан
очень мал. Поэтому допустимо в этом диапазоне углов атаки
аэродинамические коэффициенты кресла принимать постоян-
ными.

3.	Определяют момент инерции кресла относительно оси вра-
щения С, моментов от инерционных сил, силы тяжести кресла
и аэродинамических сил.

Расстояние центра тяжести кресла от начала координат:

. Г = КХ? + //т- '

Угол |3, образуемый* прямой г = еС1 с осью у2*

8= аге соз — .
г

Тогда плечо силы тяжести будет

ДЙ = Г 51П (8—х).

Если момент инерции кресла'с человеком относительно по-
перечной оси г2, проходящей через центр тяжести (ЦТ), /ц.т, то
момент инерции катапультируемого кресла относительно попе-
речной оси, проходящей через ось*последней, пары роликов, будет

/с=/ц.т + ^2-

Так как кресло движется с ускорением, то на него будет дей-
ствовать инерционная сила, приложенная в центре тяжести ката-
пультируемой установки и направленная в обратную сторону
паоаллельно направляющим рельсам.

Для силы тяжести кресла О и перегрузки, действующей на
рассматриваемом участке движения, п получим

М] = Опх.с

Момент от силы тяжести

мо=о^.

Момент от аэродинамических сил равен произведению коэф-
фициента момента (т281) относительно принятой оси на скоро-
стной напор. *

Определение начальных угловых скоростей
и углов отклонений кресла (и ствола
стреляющего механизма) в момент
отделения кресла от направляющих рельсов

Вследствие незначительного изменения угла наклона кресла
в процессе его движения по направляющим рельсам после схода
с рельсов предпоследней пары роликов можно принять все дей-
ствующие на кресло моменты относительно оси вращения С в
рассматриваемом промежутке хода кресла постоянными. Тогда
угловая скорость кресла будет линейной функцией времени и
может быть выражена формулой

м = 4 =	'	,(6.12)

'с

Если, например, расстояние между двумя последними па-
рами роликов 150 м, то по графику хода стреляющего меха-
низма по времени можно найти тот промежуток времени, в те-
чение которого кресло проходит это расстояние.

Для нашего примера допустим, что это время составляет
~0,01 с. Изменение угла наклона кресла (в градусах) опреде-
ляется соотношением

д»0 = В° — х = 57,з2-^- — .	(6.13)

/с 2

Угловая скорость кресла и приращение его угла наклона в
момент схода последней пары роликов с направляющих рель-
сов определяются весьма просто по приведенным формулам.

На рис. 6.3 построены отдельные составляющие • угловой
скорости кресла в момент схода его с направляющих рельсов
в зависимости от скорости полета самолета в момент катапуль-
тирования.

Здесь (оа — составляющая угловой скорости кресла в момент
его отделения от самолета за счет аэродинамических сил;

со; — то же за счет инерционных сил;

сое — то же за счет силы тяжести кресла.

Из анализа формул (6.10), (6.11) можно сделать следую-
щие выводы.

Во-первых, подтвердить справедливость допущения о мало-
сти изменения угла атаки кресла на рассматриваемом участке
его движения.

Во-вторых, момент подъемной силы кресла, особенно при ка-
тапультировании на больших скоростях полета самолета, состав-
ляет примерно 3—5% суммарного момента, и поэтому, учитывая

Рис. 6. 3. Составляющие угловой скорости кресла в мо-
мент схода с направляющих рельсов в зависимости от
скорости' полета самолета в момент катапультирования
((1) = (1)а + (1); + (1)о)

неточность в определении самих аэродинамических коэффици-
ентов, можно упростить формулу для определения коэффициен-
та момента тг81 относительно точки С и записать ее в виде

(тх81\^ = \тг81\1Л4г сх8{х^зт ан + у{ соз ан). (6. 14)

В-третьих, из сравнительной оценки всех моментов, действу-
ющих на кресло в процессе его движения по рельсам, можно
Л заметить, что момент от силы тяжести составляет ничтожную
долю суммарного момента и им можно пренебречь. Тогда фор-
- мула для угловой скорости кресла примет упрощенный вид

Ма~ М;

;	(6.15)

или в развернутом виде

+ Р (г/т 81п ан + г/тсоз ан) —
	СО1 - 	—	—------------------д

/ где I определяется из графика хода стреляющего механизма.

199
&

(6.16)

6.3.	УГЛОВАЯ СКОРОСТЬ И УГОЛ НАКЛОНА
КАТАПУЛЬТИРУЕМОГО КРЕСЛА В МОМЕНТ
ОТДЕЛЕНИЯ ЕГО ОТ СТРЕЛЯЮЩЕГО МЕХАНИЗМА

механизма и

Рис. 6.4. Схема
осей координат

Рассмотрим случай, когда катапультируемое кресло имеет
стреляющий механизм с большим ходом. В этом случае после
схода последней пары роликов с направляющих рельсов кресло
продолжает двигаться вверх, оставаясь связанным с самолетом
до выхода поршня из ствола стреляющего механизма.

Так как обычно имеется зазор между трубой стреляющего
линкой кресла, то последнее имеет возможность
вращаться (вокруг точкой А крепления кресла к
стреляющему механизму.

Кроме того, кресло, мбжет вращаться вокруг
точки Ло крепления стреляющего механизма к са-
молету (цапфы стреляющего механизма). Следо-
вательно, мы имеем систему, состоящую из двух
звеньев — кресла и стреляющего механизма.

Свободнее вращение (кресла вокруг точки А
крепления кресла к стреляющему механизму воз-
можно лишь в малом диапазоне изменения угла
поворота кресла, так как при больших углах по-
ворота кресло ударится о ствол и труба стреляю-
щего механизма будет оказывать враш(енмю соп-
ротивление, создаваемое силами упругости ство-
ла при изгибе.

В первом приближении мы не будем рассмат-
ривать влияние сил упругости при изгибе стреля-
ющего механизма, т. е. будем предполагать, что
за этот промежуток времени (0,02—0,03 с) кре-
сло не успеет повернуться так, чтобы его спинка
ударилась о трубу стреляющего механизма.

Чтобы определить положение системы, необходимо знать три
величины: угол О’7, образованный спинкой кресла с вертикальной
осью, угол <р, образованный осью ствола стреляющего механиз-
ма с вертикальной осью, и длину хода стреляющего механизма
/с. м. Величины 'У, <ри/с м являются независимыми друг от дру-
га, следовательно, рассматриваемая нами система имеет три сте-
пени свободы и может вращаться в вертикальной плоскости под

влиянием силы тяжести, аэродинамических сил и сил инерции
вследствие ускоренного движения кресла вдоль ствола стреля-
ющего механизма.

Для того чтобы вывести уравнения движения системы, состоя-
щей из кресла и трубы стреляющего механизма, шарнирно скреп-
ленных между собой в верхней точке Д, составим уравнения Лаг-
ранжа. Чтобы получить работу сил, выберем систему координат-
ных осей так, чтобы при возможных перемещениях кресла и
стреляющего механизма координатная’ система оставалась непо-

движной относительно системы координат, связанной с самоле-
том. Для этого возьмем прямоугольную систему осей координат
А&су (рис. 6. 4) и поместим начало координат на оси вращения
стреляющего механизма. Ось А$у направим вертикально вверх,
а ось — горизонтально.

Примем за обобщенные координаты углы <р и О', которые
образуют ствол стреляющего механизма и спинка креслане вер-
тикалью. Угол О' будет отличаться от угла О на некоторую по-
стоянную величину А. В дальнейшем для упрощения записей
будем опускать знак штриха.

Уравнения Лагранжа в общем виде имеют вид

а / дТ \ дТ

--- I  • I ---- -С/СО,
с№ \ ду ) - ду

(6:17)

М \ дй ) дй *	7

где Т — кинетическая энергия системы;

(2<ри СЬ—обобщенные силы;

<р — угол оси стреляющего механизма с осью Лоу;

О — угол спинки кресла с вертикальной осью 4оУ;

Ф и О — соответствующие угловые скорости;

АоА = 1 — величина .переменная;

ЛВ = а = сопз1.

К этой системе двух уравнений следовало бы добавить третье
уравнение, определяющее движение кресла вдоль ствола стре-
ляющего механизма, принять за третью обобщенную координату
длину ствола I как функцию времени и включить в число внеш-
них сил результирующую давления пороховых газов. Но чтобы
не усложнять нашу частную задачу, примем, что длина стреляю-
щего механизма является известной функцией времени. Соста-
вим выражение для кинетической энергии нашей системы, кото-
рая будет состоять из кинетической энергии стреляющего меха-
низма и кинетической энергии кресла.

Ввиду того что масса стреляющего механизма составляет не
более 5—6% массы катапультируемой установки, для упроще-
ния вычислений не будем учитывать кинетическую энергию стре-
ляющего механизма.

Для нашего случая уравнения Лагранжа будут иметь вид

т~~	—	соз (В--|— у — ср)} =

=/(? соз р— та№ соз ($-ру — <?),	(6. 18)

т \а1 81п (&-Ру~ср)--а/срсо8(& + 'у —ср)Д-
с№

-|--^-41 = Л4г—а(± соз ($ + ?) + та1& соз($-|- у — <?)• (6. 19)

Углы ср и изменяются в небольших пределах, поэтому три-
гонометрические функции от углов соз(О’+ у—ср), соз ср, со8(-0 + у)
можно принять постоянными так же, как мы принимаем посто-
янными аэродинамические характеристики кресла в этом диапа-
зоне изменения углов атаки. Интегрируя эти уравнения, полу-
чим

т [/2ср — а1Ъ соз (&ф-у — ср)] соз ср ^1(11 —

— та соз (В- ф- у — ср) • С/М/ф-С,	(6.20)

т а! зт (Яф-у—ср) —а/срсоз(Яф-у--ср)ф--^- $1 =

т

=	—^соз($ф-у)]/ф-тасоз($ф-у—ср) |/М/ф-С2. (6. 21)

Пользуясь правилом интегрирования по частям, интеграл
У /М/ можно записать в виде

После введения обозначений

= Я соз($ф-у—ср),
а2 = а зш ($ф-у — ср),
М = [Мг — фа соз (В- ф- у)]

предыдущие уравнения примут вид

т [/2ср — аф&] соз ср 1<И — та^-}-

-фт^ рМ/ ф-Сь	(6.22)

т [а21 — афер] ф-1АЪ = М1та±1^ ~ та1 1^сИ-\-С2.	(6. 23)

Постоянные интегрирования С4 и С2 определяются из началь-
ных условий. При ^=0 угловые скорости и углы наклона кресла
и стреляющего механизма для нашей задачи соответствуют их
значениям в момент схода последней пары роликов с направляю-
щих рельсов. Пусть при ^=0

—$1,	^-=о —

Подставляя эти значения в уравнения (6.22) и (6.23), полу-
чим следующие выражения для постоянных интегрирования:

Сг = т [/^ - афЛ ф- афД],	(6. 24)

С2 = т [а2ф — аф1ср1 — афД] ф- /л$-х.	(6. 25)

Теперь уравнения для определёния Ф и ср можно записать в виде

/.	/2 . \	/ . I . \

т/2 *1<?---— I — та{1 —

= соз <р у Ш-\- тах у

(6. 26)

та211 1 — —
\ I

I

— та21 (О-

- тах С Ш/+ М1.	' (6. 27)'

/ / л

Умножив уравнение (6. 26) на а^1 и сложив с уравнением
(6.27), получим уравнение для определения угловой скорости
вращения кресла

[/А-та1] & =	+

(6. 28)

Обычно на концевом участке хода стреляющего механизма
движение кресла очень близко к равноускоренному, поэтому без
большой погрешности величину I в рассматриваемом диапазоне
хода стреляющего механизма можно принять постоянной. Тогда
угловая скорость вращения кресла из формулы (6.28) будет

— т1{ 1 — — |а2!.	(6. 29)

\	I' / )

Члены, заключенные в квадратные скобки, и множители при
и «2 являются известными функциями времени. Запи-
шем уравнение (6. 29) в виде

2 {^1(0 +Л(0& —	\ М/—/^(г).^),

л	•)

Л(0 ==[(/д—1——

• / а, \

— та^ / 1-у~ ) $1 + О.а1саз ? ~1-Ь ,

Ръ(1} = та±1 1 —-у-),

Р ^[1)=т[( 1-— \

\	I /

Угол наклона кресла к горизонту найдем путем интегрирова-
ния кинематического соотношения

(11

Определив зависимость угловой скорости 4 и угла наклона
кресла $ по времени, можно перейти к определению угловой ско-
рости и угла наклона трубы стреляющего механизма. Для этого
нужно подставить найденные зависимости # и Ф в уравнение
(6.26) или (6.27).

Первое из этих уравнений можно записать в виде

I Р-С05?	,	«1 I

' т1 I ' I I

Так как все члены правой части этого уравнения при наших
допущениях являются известными функциями времени /, то
искомая величина ср определяется весьма просто. Используя со-
отношение	найдем изменение угла наклона оси стре-

а
ляющего механизма.

6.4. ЧИСЛЕННОЕ РЕШЕНИЕ УРАВНЕНИЙ
ДВИЖЕНИЯ КАТАПУЛЬТИРУЕМОЙ УСТАНОВКИ
В ПЛОСКОСТИ СИММЕТРИИ

Определив начальные значения угловой скорости и угла на-
клона кресла в момент отделения от самолета, можно перейти к
анализу движения катапультируемого кресла в свободном полете.

Для этого будем рассматривать полную систему дифферен-
циальных уравнений движения катапультируемой установки в

плоскости симметрии, составленных в предыдущей главе. Выпи-
шем эти уравнения в скоростной системе координат:

т аУ_ _ — □ — О 81П 9

а1

тУ	О шъд,

сП

1г^ = Мг,	(6.30)

& = 9 + а.

Решать эти уравнения можно лишь методом численного ин-
тегрирования, который, хотя и не представляет теоретического
интереса, поскольку сводится к простой вычислительной работе
по вполне определенной схеме, но имеет важное практическое
значение, так как только в результате решения этих уравнений
можно сделать заключение о степени стабилизации кресла.

При интегрировании уравнений (6.30) указанным методом
входящие в расчет параметры принимаются постоянными на
протяжении выбранного промежутка времени А/ и равны значе-
ниям этих параметров в начале промежутка.

Приращения определяемых параметров за рассматриваемый
промежуток времени подсчитываются по формулам

т7 дУ	—0}— О зш 9	,	' •

△1/ =---- △/ =-------------А/,

д1	т

А	аь	Р-ОызЪ	.

д1	тУ

дыг .	2 .7

. Дсо~ =--- м = М,

д1	I г

Д^ = согД/.

Значения параметров в конце заданного промежутка времени
определяются жак сумма значений соответствующего параметра
в начале интервала и его приращения за рассматриваемый про-
межуток. Полученные конечные^значения являются начальными
для следующего промежутка времени.

Скорость движения центра тяжести кресла V, угол наклона
вектора скорости к горизонту 0, угловая скорость вращения
кресла вокруг центра тяжести (о2, угол тангажа Ф и угол атаки
кресла а определяются* для каждого промежутка времени по
формулам

^/+1—+0/+1—б/ + д^-;

°Ч-+1 = (% +	А+1 = $; + △$<;

а.~&г—0/ф

Скорости кресла, полученные с учетом его вращения, прак-
тически незначительно отличаются от значений, полученных без
учета вращения. Параметры 0 и а являются скорее вспомога-
тельными для определения угла тангажа $ и угловой скорости
сог=Ф, необходимых для определения перегрузок.

Рис. 6. 5. Изменение угла тангажа кресла в процессе сво-
бодного движения при различных скоростях самолета в
момент катапультирования (катапультирование вверх)

На рис. 6. 5 построены кривые изменения угла наклона ус-
ловного кресла к горизонту Ф в процессе свободного движения
на первом участке траектории, т. е. с момента отделения кресла
от самолета до момента пролета его над килем (катапультиро-
вание вверх).

Из рисунка следует, что при катапультировании на малых
скоростях полета самолета угол наклона кресла к горизонту
вследствие преобладающего влияния начального импульса от
стреляющего механизма имеет большие отрицательные значе
ния. Кресло наклоняется заголовником вперед на угол порядка
90° при Ус = 400 км/ч. Затем кресло, достигнув максимума по-
ворота, поворачивается в обратную сторону. Тот факт, что угол
наклона Ф при этой скорости достигает 90°, не имеет существен-
ного значения, так как скорость мала и возможные перегрузки
в направлении таз —голова будут невелики.

При катапультировании на больших скоростях полета само-
лета поворот («кивок») кресла заголовником вперед уменьшает-
ся вследствие возрастающего влияния аэродинамического момен-
та. При катапультировании на-скорости полета Ус= 1000 км/ч
максимальный «кивок» заголовником вперед оказывается всего
порядка 5—6°. Очевидно, можно ожидать, что при скоростях по-

20б

лета больше 1000 км/ч катапультируемое кресло практически не
будет поворачиваться заголовником вперед.

На рис. 6. 6 построены кривые угловых скоростей кресла при
катапультировании вверх. При малых скоростях полета вслед-

Рис. 6. 6. График изменения угловых скоростей кресла в
свободном движении при различных скоростях полета са-
молета в момент катапультирования (катапультирование
вверх)

ствие незначительного аэродинамического момента в первые доли
секунды после катапультирования угловая скорость медленно
уменьшается.

С увеличением скорости самолета наблюдается более резкое
торможение угловой скорости вращения кресла, а затем направ-
ление вращения изменяется, причем угловая скорость быстро на-
растает и может превзойти предельно допустимую величину.

Определив все кинематические параметры движения кресла,
можно перейти к расчету перегрузок, воздействующих на чело-
века.

6. 5. РАСЧЕТ ТРАЕКТОРИИ ДВИЖЕНИЯ

КАТАПУЛЬТИРУЕМОГО КРЕСЛА С УЧЕТОМ ВРАЩЕНИЯ

Получив зависимости скорости кресла V и угла наклона век-
тора скорости к горизонту 0 из решения полной системы диффе-
ренциальных уравнений движения кресла, т. е. с учетом измене-
ния аэродинамических характеристик катапультируемой уста-
новки при вращении кресла-вокруг поперечной оси г, проходя-
щей через центр тяжести,'можно перейти к расчету относитель-
ной траектории движения центра тяжести кресла.

Для этого определяют составляющие абсолютной скорости
кресла по осям х и у по формулам

1/^=1/соз 6,
У„=У 81П 6. .

(6.31)
(6. 32)

Составляющая скорости кресла по оси Х1 относительно само-
лета определяется на основании равенства

^Х1 = ^С-УЛ.	(6.33).

Интегрируя численно или графически равенства (6.31) и
(6. 32) по времени, получим координаты относительной траекто-
рии центра тяжести кресла по формулам

I

О

I

Рис. 6. 7. Траектории кресла без учета и с учетом вращения
кресла в свободном движении

На рис. 6. 7 приведена траектория кресла с учетом вращения.
Там же пунктиром показана траектория, определенная при ос-
редненн-ых значениях аэродинамических характеристик кресла
(без учета вращения).

Как видно из графика, для конкретного кресла в качестве
первого приближения вполне достаточно ограничиться расчетом
траектории без учета вращения.

Изменение траектории вследствие влияния вращения кресла
может быть различным в зависимости от характера изменения
аэродинамических характеристик (главным образом су8 и тг81)
по углу атаки кресла.

6. 6. ПРИБЛИЖЕННОЕ ВЫЧИСЛЕНИЕ
УГЛОВОЙ СКОРОСТИ ВРАЩЕНИЯ И УГЛА НАКЛОНА
КАТАПУЛЬТИРУЕМОГО КРЕСЛА

В предварительных расчетах можно ограничиться интегриро-
ванием одного уравнения моментов

Закон изменения скорости в зависимости от времени можно
определить по приближенной формуле

1 4" кхУ

Так как нам нужно знать изменение по времени скоростного
напора, то получим

__ еУ2 = 6 ун _ ди	х

4	2	2 (1 +йЛУ„02	(1+^н02‘

Следовательно,

Ян тг81

(И ~~ (1 + ^н02’
откуда

Пользуясь соотношением

найдем положение кресла в потоке, т. е. его' угол наклона ф к го-
ризонту:

[ где о)21 и — угловая скорость и угол наклона кресла в началь-
Г ный момент времени, т. е. в момент отделения кресла от само-
\ лета, определяемые из предыдущих расчетов начальных значе-
ний.

х Коэффициент момента т2=т25/ представляет собой функцию
угла атаки а, который может быть найден из геометрического
соотношения

а = $ 6.

Угол 0, образуемый вектором скорости кресла с горизонтом,
с достаточной степенью точности определяется по приближенной
> формуле

...

• Для катапультирования на больших скоростях полета угол 0
Г представляет малую величину; в первом приближении можно по-
| дожить

|	$ ~ а.

Зависимость т2 = /(а) обычно задается графически по дан-
ным продувок модели или натуры в аэродинамических трубах,

Рис. 6. 8. Диаграммы величин (о2 и О, подсчитан
ные по приближенному и точному методам

поэтому уравнение решается методом численного интегрирова-
ния.

На рис. 6. 8 приведены кривые угловых скоростей и углов тан-
гажа, подсчитанные по приближенному и точному методам.

6.7. ПЕРЕГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ЛЕТЧИКА
ПРИ СЛОЖНОМ ДВИЖЕНИИ
КАТАПУЛЬТИРУЕМОГО КРЕСЛА

При движении кресла в^ свободном полете перегрузки, дейст-
вующие нй человека, определяются аэродинамическими силами,
угловой скоростью вращения и угловым ускорением. При этом
перегрузки в отдельных частях установки могут существенно от-
личаться от перегрузок в ее центре тяжести.

Пусть кресло с человеком, кроме поступательного движения,
вращается вокруг своего центра тяжести с угловой скоростью
(о2. Определим суммарные перегрузки, действующие в области
головы летчика.

Перегрузки торможения от воздействия аэродинамических
сил определены ранее. Они равны:
по оси х

п,г= —— (сг8 сов а — си8 81П а),
по оси у

^уу = -^-(Ъх881п а-|-Су8 соз а).

При вращении кресла с угловой скоростью со2 в области голо-
вы будет иметь место тангенциальное ускорение

сП

и центростремительное

направленное всегда к центру тяжести катапультируемого кресла.

Здесь /т — расстояние от центра тяжести катапультируемой
установки до центра тяжести головы.

При положительном ускоренном вращении тангенциальное
ускорение вызывает перегрузку, действующую в направлении
спина — грудь. При вращении в любом направлении центростре-
мительное ускорение вызывает всегда перегрузки в области го-
ловы

'	'	_ 1-^г 

Муса-

8
в направлении таз'— голова.

Таким образом, перегрузки, действующие на отдельные ча-
сти человека, складываются из двух частей: перегрузок тормо-
жения и перегрузок от вращения.

При повороте заголовником вперед, когда составляющие
аэродинамических сил, т. е. силы лобового сопротивления и отри-
цательной подъемной силы, создают перегрузку в направлении
таз — голова, легко могут возникнуть перегрузки, превышающие
в этом направлении предельно допустимые для человека- Это
накладывает ограничение на максимально допустимый «кивок»
головой вперед, а следовательно, и на выбор ' стабилизации
кресла.

В принятой нами системе координат, связанной с креслом,
ось направлена вверх, т. е. от таза к. голове. Силы, действую-
щие в положительных направлениях, создают положительные
ускорения. Вследствие этого сила, действующая на кресло в за-
данном направлении, вызывает равную силу, действующую на
человека, находящегося в кресле, в обратном направлении. Если
приложенные силы действуют в направлении от. таза к .голове
и вызывают в этом же направлении ускоренное движение крес-
ла, то сила инерции 'тела человека действует в обратном на-
правлении, т. е. в направлении от головы к тазу.

Чтобы не было путаницы в знаках, будем считать, что и пере-
грузки, действующие на человека и вызванные воздействием на
кресло указанных выше положительных сил, положительны.
Если составляющие аэродинамических сил, действующие на крес-
ло с человеком в направлении от головы к тазу, создают отри-
цательное ускорение, то и вызванные этйм отрицательным уско-

рением перегрузки, действующие в направлении от таза к голове,
будем считать также отрицательными.

В соответствии с этим суммарные перегрузки, действующие
на летчика в области головы, очевидно, будут определяться фор-
мулами

п. = — —?—(сг8 соз а— си8 8Ш а) — —----,

х 6 '	У 7	§ сП

пу = (сх8 зш а -|- су8 соз а) —	а)$,

из которых видно, что для определения величин перегрузок, дей-
ствующих на человека в процессе движения кресла, необходимо
знать скорость движения кресла (или скоростной напор), угол
атаки кресла в любой момент времени или углы # и 9, угловую
скорость и угловое ускорение. Все эти величины определяются в
результате решения полной системы дифференциальных уравне-
ний, и дальнейшее вычисление перегрузок не вызывает затруд-
нений.

6. 8. ВЛИЯНИЕ ПОЛОЖЕНИЯ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ

НА ВЕЛИЧИНУ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО МОМЕНТА
КАТАПУЛЬТИРУЕМОЙ установки

Применяемые в последнее время катапультируемые кресла в
связи с увеличением габаритов летного обмундирования (ска-
фандров, противоперегрузочных костюмов) имеют большую ши-
рину. Увеличивается и площадь проекции кресла на вертикаль-
ную плоскость ху. При этом увеличиваются в основном габариты
нижней части кресла, в связи с чем центр площади миделя
катапультируемой установки, а следовательно, и центр давле-
ния аэродинамических сил понижаются. При применении на-
спинных парашютов, а также бронезащиты летчика (броне-
заголовника, бронеспинки) на самом кресле значительно
повышается положение центра тяжести катапультируемой
установки.

Если кресла первого периода имели положение центра тяже-
сти примерно на расстоянии 0,4—0,5 м от горизонтальной пло-
скости, касательной к чашке, то в связи с применением наспин-
ного парашюта и установкой бронезащиты летчика на самом
кресле центр его тяжести повысился до 0,6 м. Это значительное,
на первый взгляд, перемещение центра тяжести вверх приводит
к весьма существенному изменению момента действующих на
кресло аэродинамических сил.

На рис. 6. 9 построена диаграмма, где по оси абсцисс отло-
жены положения центров тяжести для известных английских и
американских катапультируемых кресел в процентах от средней
высоты кресла (средняя высота катапультируемого кресла Лср
определяется нами как отношение площади миделя 5 при а = 0

к максимальной ширине атах), а по оси ординат — коэффициен-
ты аэродинамических моментов (тг81 при углах атаки а=
= 104-20°).

Из рисунка следует, что по мере увеличения высоты положе-
ния центра тяжести величина аэродинамического момента резко
уменьшается и переходит в область отрицательных значений.

Рис. 6.9. Зависимость коэффициента момента тг
от положения центра тяжести катапультируемой
установки

(в %)=	100;

%Р

• В среднем при изменении центровки на 10%, что соответст-
вует примерно 0,100—0,110 м, коэффициент момента изменяется
на 0,1. , Это значит, что при катапультировании на скорости по-
лета 1000 км/ч создается дополнительный аэродинамический
момент порядка 4000 Нм. Следовательно, перемещение центра
тяжести вверх влечет за собой увеличение отрицательных момен-
тов, что может привести к вращению кресла вокруг центра тя-
жести с большой угловой скоростью заголовником вперед.

Центр давления аэродинамических сил при углах атаки а=
= 10-4-20° находится примерно в области 40% средней высоты.
Поэтому, если катапультируемая установка имеет центровку
в диапазоне 38—42% от /гср, то, очевидно, не будет надобности
в применении специальных стабилизирующих устройств.

Пользуясь этим графиком, при отсутствии специальных про-
дувок кресла с манекеном, можно в первом приближении опре-

делить необходимую площадь стабилизирующих щитков или па-
рашютов.

6. 9. СРЕДСТВА СТАБИЛИЗАЦИИ
КАТАПУЛЬТИРУЕМОЙ УСТАНОВКИ

Наиболее благоприятным режимом движения стабилизиро-
ванного кресла можно считать следующий.

Кресло катапультируется в потоке с нулевой начальной угло-
вой скоростью, затем под действием небольшого положительного
аэродинамического момента плавно поворачивается на 80—100°

Рис. 6.10. Диаграмма т2=(а), удовлетво-
ряющая требованиям стабилизации кресла

Для того чтобы обеспечить указанный режим движения крес-
ла после катапультирования, очевидно, необходимо иметь кри-
вую моментов, приведенную на рис. 6. 10.

При угле атаки а~90° кривая моментов должна переходить
в область отрицательных значений, чтобы не допустить дальней-
шего вращения заголовником вниз.

Некоторое увеличение положительного коэффициента момента
при переходе к отрицательным углам атаки весьма желательно
на случай, если не будет полностью ликвидирована начальная
отрицательная угловая скорость. Однако для современных ката-
пультных установок без специальных средств задать указанный
режим движения кресла практически невозможно из-за ряда при-
чин.

Во-первых, стреляющий механизм обычно располагают за
спинкой кресла, вследствие чего создается момент, вызывающий
вращение кресла заголовником вперед.

Во-вторых, аэродинамика обычного катапультируемого
кресла с летчиком такова, что при углах атаки кресла, соответ-
ствующих вылету из кабины самолета, центр давления кресла
расположен ниже центра тяжести. Вследствие этого и в первый
момент после освобождения кресла от стреляющего механизма
также создается аэродинамический момент, поворачивающий
кресло заголовником вперед. Таким образом, кресло в первый
214

момент времени после катапультирования обычно получает на-
чальную угловую скорость и вращается в нежелательном направ-
лении, т. е. заголовником вперед.

Большой диапазон скоростей полета современных самолетов,
при которых необходимо обеспечить спасение летчика, также со-
здает значительные трудности в стабилизации кресла. Поэтому
почти все катапультируемые кресла современных самолетов
снабжены различными видами стабилизации.

В качестве средств стабилизации обычно применяют стабили-
зирующие щитки и стабилизирующие парашюты *.

Стабилизирующие щитки целесообразно устанавли-
вать как можно выше над центром тяжести кресла, чтобы полу-
чить больший момент при малой площади щитка, например, по
бокам заголовника кресла или над заголовником.

Большие размеры щитков неудобны в конструктивном отно-
шении. Если щитки жесткие, то их размеры ограничены разме-
рами кабины и фонаря. Для складывающихся щитков большие
размеры накладывают дополнительное требование, чтобы щитки
открывались (в противном случае они могут заклинить кресло
или сломаться). Эго значит, что необходимо ввести дополнитель-
ный механизм, препятствующий открытию щитков, когда кресло
еще находится в кабине.

При выходе в поток щитки под действием скоростного напо-
ра открываются и фиксируются специальными замками.

При выборе средств стабилизации следует внимательно рас-
смотреть их влияние на аэродинамические характеристики
кресла.

Рассмотрим влияние стабилизирующих щитков на лобовое
сопротивление, подъемную силу и продольный момент относи-
тельно центра тяжести кресла.

На рис. 6. 11—6. 13 построены графики аэродинамических ха-
рактеристик кресла без средств стабилизации и со стабилизи-
рующими щитками, установленными по бокам заголовника.

Если взять разности коэффициентов сопротивления кресла со
щитками и без щитков при разных углах атаки кресла, то полу-
чим зависимость коэффициента сопротивления щитков А(сг5)ш
о‘т угла атаки с учетом интерференции.

Характер изменения коэффициента сопротивления щитков по-
казан на рис. 6. 14, пунктирной линией проведена кривая, опре-
деленная по формуле

Д(сх5)щ=д(сх5)щтахсоза.	(6.31)

Достаточно хорошее совпадение этих кривых подтверждает
возможность пользоваться этой простейшей'формулой в прибли-
женных расчетах.

* Можно отметить разобранный в предыдущем разделе третий вид стаби-
лизации — выбор соответствующей центровки кресла.

Рис. 6. 11. Влияние стабилизирующих щитков на коэффици-

Рис. 6. 12. Влияние стабилизирующих щитков на коэффи-
циент подъемной силы кресла

Рис. 6. 13. Влияние стабилизирующих щитков на коэффи
циент продольного момента кресла

Рис. 6. 14. Сопротивление стабилизирующих щитков
Д(сх3)щ = ?(а)

Численное значение приращения коэффициента лобового со-
противления за счет установки щитков А(сх5)щ можно опреде-
лить из соотношения

где 5Щ — площадь щитков;

сХщ — коэффициент сопротивления щитков.

Величина схщ зависит от конфигурации’щитков и их располо-.
жения. Влияние стабилизирующих щитков на величину подъем-
ной силы показано на рис. 6. 12, где приведены крйвые коэффи-
циентов подъемной силы кресла без стабилизирующих щитков и
со щитками.

Рис. 6. 15. Зависимость А (су8) щ = |(а)

- Из рисунка видно, что одни вертикальные щитки не изменяют
максимального значения отрицательного коэффициента подъем-
ной силы. Это объясняется гем, что максимальный отрицатель-
ный коэффициент подъемней силы креола соответствует углам
атаки близким к нулю, когда вертикальные щитки не дают подъ-
емной силы.

При повороте кресла заголовником назад составляющая по
оси у аэродинамической силы, действующей на щитки, будет со-
здавать отрицательную подъемную силу. И, наоборот, при пово-
роте кресла заголовником вперед стабилизирующий щиток будет
способствовать увеличению подъемной силы катапультируемой
установки.

На рис. 6. 15 построена зависимость А(су5)щ от а как раз-
ность коэффициентов подъемной силы со щитками и без щитков.

Большие значения приращений Л(су5)щ при отрицательных
углах атаки кресла вполне объяснимы. На этих режимах стаби-
лизирующие щитки не затенены корпусом человека и креслом,
поэтому они работают в лучших "'условиях, чем при отклонении
кресла заголовником назад.

Перейдем к рассмотрению коэффициентов аэродинамических
моментов. На рис. 6. 13 приведены кривые моментов кресла со
щитками и без щитков, по'которым видно, что наиболее сущест-
венное влияние на момент щитки оказывают в диапазоне углов
атаки—704-4-70°.	.	‘

На рис. 6. 16 построена кривая, полученная из сравнения за-
висимостей коэффициентов моментов для кресел со щитками и
без щитков. .

Если обозначить расстояние от центра тяжести кресла до
центра давления щитков через /щ, то момент от силы сопротив-
ления щитков можно записать в виде

 Д(/пг$/)ш=сА/щсо52а.

Приведенная на рис. 6. 13 кривая моментов катапультируемой
установки со стабилизирующими щитками отличается от жела-

Рис. 6.16. Зависимость &\тг31) щ = /(а)

тельной, во-первых, тем, что на углах атаки 50—130° положитель-
ный момент несколько велик и, во-вторых, угол балансировки ра-
вен 130°.

Первое обстоятельство наиболее неблагоприятно, так как в
этих углах атаки кресло может развить большую угловую ско-
рость, которая может не погаситься на участке отрицательных
значений моментов._В этом случае кресло начнет вращаться,
и вполне возможно, что его угловая скорость превысит допусти-
мую для человека. Кроме того, не исключена возможность запу-
тывания парашюта. Что касается большого угла балансировки,
то это обстоятельство, хотя и нежелательно, но и не опасно для
жизни летчика. Следовательно, добиться идеальной стабилиза-
ции одними вертикальными шитками не всегда представляется
возможным. Очевидно, необходимо на углах атаки кресла
« = 50-4130° включать дополнительный щиток, создающий на
этих углах атаки небольшой отрицательный момент.

Ввиду сложности обеспечения достаточной стабилизации
кресла при помощи стабилизирующих щитков на всем диапазоне
скоростей полета самолета во многих случаях для этих целей
применяются специальные стабилизирующие парашюты.

Стабилизирующий парашют укладывают в чехол и
помещают в специальную камеру за заголовником кресла.

Ввод стабилизирующего парашюта в поток может быть осу-
ществлен выстрелом небольшой пушки, к пуле которой прикреп-
218

лен посредством разрывной тесьмы (стренги) купол парашюта.
Во избежание попадания в зону возмущенного потока за крес-
лом парашют прикрепляют к креслу соединительной фалой дли-
ной 3—4 м.

Площадь стабилизирующего парашюта подбирают так, что-
бы момент, создаваемый парашютом, был примерно равен мак-
симальному отрицательному моменту кресла или несколько

Рис. 6. 17. Аэродинамические характеристики крес-
ла со стабилизирующим парашютом

больше его, т. е. должно быть выполнено соотношение Л/п+Л12^
>0.

Если коэффициент аэродинамического сопротивления пара-
шюта схп известен, то, обозначив через /п расстояние от центра
тяжести до точки крепления парашюта к креслу, получим

=	-тг81д,

откуда

—тг81
;—•

Например, для тг81^—0,10 м3, схп~1,0, /п~0,65 м стабили-
зирующий парашют должен иметь площадь

На рис. 6. 17 показаны аэродинамические характеристики ка-
тапультируемого кресла со стабилизирующим парашютом. Там
же для сравнения нанесены кривые .аэродинамических характе-
ристик кресла без парашюта. Из графика видно, что прираще-
ние коэффициента лобового сопротивления при. всех углах атаки
не одинаково. На углах атаки, близких к нулю, приращение ко-
эффициента лобового сопротивления парашюта меньше, чем при

углах атаки до 100°. Это объясняется Тем, что за креслом, когда
оно занимает положение, соответствующее углу атаки а = 0, об-
разуется область разрежения.

При углах атаки 90—100° эта область значительно умень-
шается и эффективность парашюта увеличивается. На коэффи-
циент подъемной силы кресла стабилизирующий парашют не
влияет.

Кривая моментов кресла со стабилизирующим парашютом в
диапазоне углов до 80—90° имеет положительные значения и
плавно переходит в отрицательные, т. е. после катапультирова-
ния кресло поворачивается заголовником назад.

При углах атаки а>90° благодаря наличию отрицательного
момента кресло будет возвращаться обратно, т. е. будет коле-
баться вокруг балансировочного угла атаки. Как видно, диаграм-
ма изменения моментов кресла со стабилизирующим парашютом
в большей степени соответствует диаграмме, приведенной на
рис.-6. 10.

Казалось бы, можно ограничиться одним стабилизирующим
парашютом. Однако опыт показывает, что после катапультиро-
вания, т. е. с момента отделения кресла от самолета до Момента
ввода в действие стабилизирующего парашюта, иначе говоря, до
момента, когда парашют вытянется в полную длину соединитель-.
ной фалы и наполнится его купол, проходит около 0,1 с. В тече-
ние этого времени под действием начальной угловой скорости и
отрицательного момента аэродинамических сил кресло успевает
развить достаточно большую угловую скорость, которая может
превысить предельно допустимую для человека. Кроме того, крес-
ло может за это время повернуться заголовником вперед на
большой угол, при котором плечо' силы сопротивления стабили-
зирующего парашюта будет составлять малую величину. Вслед-
ствие этого момент стабилизирующего парашюта будет недоста-
точен для возвращения кресла заголовником назад, и дальней-
шее вращение кресла в сторону отрицательных углов может
привести к наматыванию фалы стабилизирующего парашюта на
кресло.

Подобные явления вполне возможны, особенно при катапуль-
тировании н*а малых скоростях полета самолета, когда аэроди-
намическая сила стабилизирующего парашюта невелика, а на-
чальная отрицательная угловая скорость кресла (заголовником
вперед) может иметь большие значения. Таким образом, не всег-
да можно ограничиться одним типом стабилизации.

Следует заметить, что обеспечение стабилизации кресла на
первом участке траектории до ввода в действие' тормозного или
основного парашюта является одной из самых трудных аэроди-
намических задач, возникающих при проектировании катапуль-
тируемого кресла.

Глава 7

I

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ДЕЙСТВУЮЩИХ
НА КАТАПУЛЬТИРУЕМОЕ КРЕСЛО
АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ НАГРУЗОК

7.1.	ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ

• Для расчета на прочность отдельных частей кресла
и направляющих рельсов необходимо установить наиболее тяже-
лые случаи нагружения различных агрегатов кресла при его ис-.
пользовании как средства спасения.

По мере выхода кресла в -поток по направляющим рельсам
на кресло действуют давление набегающего потока и инерцион-
ная сила вследствие ускоренного движения кресла. Эти нагруз-
ки, изгибающие спинку кресла и направляющие рельсы, действу-
ют в разные стороны *.

. При катапультировании на малых скоростях, когда момент от
аэродинамических сил составляет небольшую величину, прева-
лирующей нагрузкой является момент от инерционных сил.
В этом случае следует вести расчет только на инерционные си-
лы, пренебрегая действием аэродинамических сил, что идет в за-
пас прочности.

При катапультировании на больших скоростях полета самоле-
та превалирующими являются нагрузки от аэродинамических
сил. В этом случае в зависимости от соотношения действующих
моментов расчет ведут либо только на воздействие аэродинами-
ческих сил, пренебрегая действием инерционных сил, либо на
суммарную нагрузку с учетом разгружающей нагрузки от инер-
ционных сил.

Для стабилизации движения кресла применяются стабилизи-
рующие щитки и парашюты. Стабилизирующие ш.иткй могут быть
двух типов: жестко установленные и складывающиеся. Щитки
второго типа сложены, когда кресло находится в кабине само-
лета, и открываются под действием аэродинамических сил после
катапультирования по мере выхода кресла в поток. На стабили-
зирующие щитки первого типа действуют установившиеся аэро-
динамические силы. На стабилизирующие щитки второго типа по
мере их открытия действуют переменные аэродинамические силы.

* Здесь рассматриваются случаи катапультирования лицом к потоку.



Угловая скорость вращения щитка все время возрастает, увели-
чивая тем самым его кинетическую энергию. Эта кинетическая
энергия, равная работе аэродинамических сил на пути ра-
скрытия щитка, должна быть поглощена работой аморти-
зации.

В случае-применения стабилизирующего парашюта нагрузка
на узлы его крепления должна определяться не только в соот-
ветствии с величиной установившейся аэродинамической силы,,
действующей на парашют, но также и в соответствии с динами-
ческим (ударным) характером'ее приложения (конструкция дол-
жна поглотить кинетическую энергию, приобретенную парашю-
том на пути его раскрытия и выхода в поток).

Нагрузка на чашку и спинку кресла, а также боковая нагруз-
ка на кресло определяются исходя из реальной возможности за-
нятия креслом того или иного положения. Например, нагрузка
на чашку должна быть определена при движении кресла чашкой
к потоку. Время поворота кресла чашкой ж потоку может быть
определено из максимально допустимой угловой скорости враще-
ния кресла вокруг поперечной оси.-

Для определения нагрузок, действующих на ограничители и
захваты рук и ног, необходимо рассчитать аэродинамические си-
лы, действующие на конечности. Ввиду сложности точного опре-
деления этих нагрузок, вследствие того что они сильно изме-
няются даже при незначительном изменении положения человека
в кресле, указанные нагрузки следует считать весьма прибли-
женными и в каждом конкретном случае проверять натурными
испытаниями кресла с манекеном под действием скоростного на-
пора.

7. 2. ВЫБОР РАСЧЕТНОЙ ВЫСОТЫ

Аэродинамические нагрузки, действующие на катапультную
установку, зависят от скоростного напора, числа М. и распреде-
ления давлений по креслу (с человеком).

Скоростной напор и число М. определяются в зависимости от
высоты полета самолета Я и скорости полета Ус в момент ката-
пультирования по формулам

7	2

МС = ^Ц
а

где а — скорость звука на высоте;

р — плотность воздуха;

Ус — скорость полета самолета.

Расчетную скорость и высоту катапультирования для каждо-
го самолета выбирают из условия максимального скоростного
напора, действующего на кресло с учетом сжимаемого воздуха.
При определении скоростного напора для больших скоростей по-

лета самолета влияние сжима-
емости воздуха на скоростной
н апо р учитыв а ется 1паир а в сч -
ным коэффициентом

Зависимость коэффициента
^сж, учитывающего сжимае-
мость воздуха при определении
скоростного напора, от числаМ
показана на рис. 7. 1.

Величина поправки &Сж

Рис. 7. 1. Зависимость коэффициента
^сж от числа М

представляет собой отношение
прироста давления в точке ну-
левой скорости к скоростному
напору #с- Поверхность ката-
пультируемой установки не и^еет строгой теоретической формы,

и, следовательно, распределение давления по ее поверхности
имеет самый разнообразный характер. Строго говоря, поправки
на влияние сжимаемости для различных точек поверхности ката-
пультируемой установки будут различны. Но ввиду отсутствия



теоретических и экспериментальных данных для определения
этих поправок в точках, давление в которых меньше давления в
критической точке, можно принять для всех точек поверхности
кресла один и тот же характер изменения коэффициента &сж от
' числа М полета самолета.

7. 3. РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ

|	ПО КРЕСЛУ С МАНЕКЕНОМ

&

( Аэродинамическая нагрузка на кресло складывается из нагру-

> зок давления на переднюю его сторону, передаваемых телом
летчика, и нагрузок от раэрежения, возникающего за спинкой
кресла.

[Для определения характера распределения аэродинамической
нагрузки по поверхности кресла с летчиком необходимо знать
распределение давлений по данным продувок в аэродинамиче-
ской трубе. Конфигурация катапультируемых установок не силь-

I но изменяется для разных самолетов*, поэтому характер распре-
г деления нагрузок с достаточной степенью точности может быть
| принят на основании продувок какого-либо одного кресла с ма-
некеном.

[ На рис. 7. 2 приведена эпюра распределения давления по мо-
* дели одного типа кресла для продольного сечения по оси сим-
> метрии кресла при малом числе М.

Г	.	223

На рис. 7.3 приведена эпюра распределения давления по
поперечному сечению кресла примерно по линии талии мане-
кена для той же модели кресла.

осевому сечению кресла

Рис. 7. 3. Распределение дав-
ления по поперечному сече-

нию модели кресла

На основании приведенных эпюр распределения давления
характер аэродинамической нагрузки, действующей на манекен,
можно принять таким, как показано на рис. 7. 4.

На верхней части кресла аэродинамическая нагрузка рас-
пределена по закону четверти эллипсоида с полуосями а, /гв,

Рис. 7.4. Характер распределения аэродинамической
нагрузки на кресло

Рдин с центром, расположенным на уровне локтей сидящего в
кресле летчика, на нижней части — по закону половины эллип-
тического цилиндра с полуосями а и Рдин.

Здесь а — половина ширины кресла;

Лв — высота верхней части, равная расстоянию \от ли-
нии талии до верхней точки кресла;

Рдин — динамическое давление, равное максимальному;

Лн — высота нижней части кресла, равная расстоя-
нию от линии талии летчика до нижней точки
кресла.

Значения динамического давления можно взять для угла ата-
ки, равного углу наклона направляющих рельсов. Динамическое
давление (^дин) определяется по формуле

Р ДИН —— Р(] •

Разрежение по спинке кресла принимается равномерно рас-
пределенным.

7.4.	АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ НАГРУЗКА НА КРЕСЛО
ПО МЕРЕ ВЫХОДА ЕГО В ПОТОК

ПРИ ДВИЖЕНИИ ПО НАПРАВЛЯЮЩИМ РЕЛЬСАМ

Катапультирование вверх

Если начало координат поместить в точке О в вертикальной
плоскости симметрии кресла на уровне локтей летчика
(рис. 7.5), то уравнение эллипсоида можно записать в виде

где Рдин — максимальное динамическое давление;

йв — расстояние от точки О до верхней точки кресла;

а — половина ширины кресла.

1.	Определим нагрузку на кресло по мере выхода в поток
верхней части кресла, где эпюра распределения давления имеет
вид четверти эллипсоида. Пусть выступающая часть кресла над'
фонарем кабины будет й =	Сечение эпюры давления

плоскостью #=сопз1 будет представлять собой полуэллипс,✓ урав-
нение контура которого

у-2	^2

Площадь полуэллипса выражается формулой

Л. /А2_ „2)

2 й’ 1 в 7

Произведение площади сечения на элемент высоты будет
представлять собой элементарную нагрузку. Тогда элементарная
нагрузка от давления выразится формулой

арг=—р.та( 1-^-\ау.

1	2 I лИ у

Рис. 7.5. Схема выхода кресла в поток (катапультиро-
вание вверх)

Элементарную нагрузку от разрежения можно записать в
виде

4/Р2— 2Рразрл д / 1

— с1у.

Суммарная элементарная нагрузка на кресло от аэродина-
мических сил выразится суммой двух указанных выражений:

Чтобы получить полную аэродинамическую нагрузку на вы-
ступающую в поток часть кресла, нужно проинтегрировать вы-
ражение для элементарной нагрузки дСРЭ1 по длине вышедшей
в поток верхней части кресла, т. е. от до Лв:

(' (1 -	ау~2Р™аУ и 1 ~^у'

Ах

Произведя интегрирование, получим

«_^±Г2_Аз_М2+_1_Аз1 ^_АвРраз₽а+

и I «	О

^к)/А’-й?+Л’агс5т А-

% I	"в

(7.1 ’

2.	При выходе в поток нижней части кресла, где эпюра дав-
ления имеет вид половины эллиптического цилиндра с высотой
йе, нагрузка на эту часть кресла будет состоять из нагрузки от
давления

+ ^2

Р\=*- Р.та \ ау= — Р,таК2

*	1	2 дин \	2 дин

о

и нагрузки разрежения

+Л2

2^/^ра3р с1у= 2л/^разрЙ2*
о

Суммарная нагрузка на вышедшую в поток нижнюю часть
кресла будет равна сумме нагрузок от давления и разрежения:

РЭ2~—

разр р

(7. 2)

’С. где Л2 — высота нижней части кресла, вышедшей в поток.

• Полная нагрузка на вышедшую часть кресла будет состоять
? из нагрузки на верхнюю часть, которую определяют по форму-
' ле (7. 1), положив в ней Л1=0, и нагрузки на нижнюю часть
кресла, определяемой по формуле (7.2):

'	Р=лРина('—йв+ — йЛ-Рразра(— йв4-2й2\	(7.3)

р	»	ДИН I 3 В 1 2 “ /	раЗр \ 2 ”	“ I '

3.	Для кресла, находящегося в потоке полностью, аэроди-
" намическую нагрузку определяют по формуле (7. 3) путем заме-
ны Л2 на Лн, где Лн — высота нижней части кресла:

а(— йв+—йЛ-Л>аз^— йв + 2йн V	(7.4)

х	ДИН I	В |	2 В 7	раор I 2 В | Н I	\	'

7.5.	ЦЕНТРЫ ДАВЛЕНИЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ НАГРУЗОК
НА ВЫСТУПАЮЩИЕ ЧАСТИ КАТАПУЛЬТИРУЕМОГО КРЕСЛА

Катапультирование вверх

( Для определения центра давления от аэродинамической на-
грузки, действующей на выступающую -часть кресла при ката-
пультировании вверх, следует найти момент от элементарной
: аэродинамической нагрузки относительно нижней плоскости вы-
?: ступающей части.

Б

1.	Выпишем выражение для элементарной нагрузки, где эпю
ра распределения давления имеет вид четверти эллипсоида:

<1Рл=а

— р / 1

2 дин1

У1_\2Р

н2в ) ₽аз₽

АВ

Плечо этой нагрузки будет у — Следовательно, выраже-
ние для момента от элементарной нагрузки запишется в виде

йМ.=а

я р I 1 __ У2 \_____9Р

2 'дин I 1	разр

1—е

(у-н^ау.



Чтобы получить полный момент, создаваемый аэродинамиче-
ской нагрузкой на выступающую часть кресла высотой Л=
= ЛВ — Ль нужно проинтегрировать выражение от до Лв:

Произведя интегрирование, получим выражение для момента:

МР	Г	2

яаРлин------в----2_н н ------1------1_ _

2	[ 4	3	1 вТ2	12Л2

/	д2	\	3/2

“4^разр

\	«	/

^ра^р [

»*в	Лв

В случае когда выступающая в поток часть кресла равна Лв,
т. е. /г± = 0, формула для момента Л11 будет

]\л —ГлЛхин _* 2_ р 1

/Н1— а/гв 8	$ 'разр •

2. Если выступающая в поток часть кресла больше чем Лв,
то момент от аэродинамических сил будет состоять из трех ча-
стей:

1) момента Л41 от аэродинамических сйл, действующих на
верхнюю часть кресла относительно плоскости, проходящей через
точку О;

2) дополнительного момента от нагрузки на верхнюю часть
вследствие увеличения плеча на 7^;

3) момента от аэродинамических сил, действующих на вы-
ступающую нижнюю часть кресла* высотой Л2.

Так как аэродинамическая нагрузка на верхнюю часть крес-
ла высотой /гв выражается формулой

РЭ

Р разр

то дополнительный момент от этой силы за счет увеличения пле-
ча на величину /г2 будет

&Э1^2—	[	1 и

к

Элементарная аэродинамическая нагрузка на выступающую
нижнюю часть кресла равна

а ^дин 2Рразр^ йу.

Тогда элементарный момент от этой силы

4Ш2=^[-^Рлин-2Рразрр</.

Момент от этой нагрузки получим интегрированием этого вы-
ражения от нуля до /г2:

Гл	1

М2 = а Ар 2РразРр.

л	I 2 ДИН	раор1	2

Полный момент от аэродинамических сил, действующих на
выступающую часть кресла, будет равен сумме трех моментов

2	м2.

Зная аэродинамическую нагрузку и момент, нетрудно полу-
чить центр давления.

7.6.	НАГРУЗКИ НА ЗАМОК
СТАБИЛИЗИРУЮЩЕГО ПАРАШЮТА

Для расчета нагрузок на замок стабилизирующего парашюта
примем, что после ввода в поток купол парашюта мгновенно на-
полняется и отбрасывается назад действующей на него аэроди-
намической силой. Мгновенное наполнение купола парашюта
можно вполне допустить для малых размеров стабилизирующих
парашютов с площадью купола 5П порядка до 0,3 м2:

Скорость парашюта Уп, которою он приобретает при движе-
нии под действием воздушного потока, определяется из урав-
нения	ч _

(7.5)

сП

О.
где тп= —

Я

Аэродинамическая сила фп, действующая на парашют, оп-
ределяется произведением коэффициента сопротивления пара-
шюта схп, его площади 5П и скоростного напора д. Так как па-
рашют движется относительно кресла со скоростью Уп, то ско-
рость потока, набегающего- на парашют, будет определяться
разностью

^К-Ю,	(7.6)

где Ук — скорость движения кресла.

Учитывая, что в первые сотые доли секунды, когда прсисхс,-
дит процесс ввода стабилизирующего парашюта, скорость крес-
ла незначительно отличается от скорости полета самолета УСг
в дальнейшем можно- рассматривать скорость набегающего на
парашют потока как разность Ус— Уп. Тогда скоростной напор,
действующий на парашют, будет определяться формулой

»(ГС-Уг,)2

4	. 2

(7. 7)

.Таким образом, уравнение (7.5) можно написать в виде

=	(7.8)

п Л хп "	2	к 7

Для решения этого уравнения заменим переменную I, поль-

зуясь соотношением	=	(7.9)  сП
и, введя обозначение	=Х)	(7.10)  2тп

получим интеграл уравнения (7. 8)

1п(Ис-^п)+т^—=х/+С,	(7. 11)

V С ‘'П?

где С — произвольная постоянная интегрирования.

Зададим следующие начальные условия движения: в на-
чальный момент ввода стабилизирующего парашюта в поток
(^—0) его скорость относительно кресла и пройденный им путь
равны нулю.

Постоянная интегрирования при этом получает значение

	С=1п 1/с+ 1,

и из уравнения (7. 11) будем иметь

1п|	Г 1--МН—(7. 12) <	} ' 1-^с

Величина I может изменяться ст нуля до длины соедини-
тельного звена (фалы) /ф.

На рис. 7.6 показана зависимость величины Уп/Ус
от I для значений %=0,525; 0,05; С,075; 0,1; 0,15; 0,2; 0,25; 0,3 1/м.

Определив скорость парашюта Уп в конце пути /, равного дли-
не соединительного звена /ф, можно перейти к определению ди-
намических напряжений, возникающих в соединительном звене.
В связи с большими скоростями полета современных самолетов

Рис. 7. 6. Зависимость относительной скорости стаби- *
лизирующего парашюта от длины соединительного
звена для различных значений х

напряжения от гашения кинетической энергии могут играть
существенную роль даже при небольшой массе парашюта.

Таким образом, мы имеем следующую задачу. Парашют мас-
сой тп, прикрепленный к соединительному звену длиной /ф с ко-
эффициентом жесткости к, под действием воздушного потока, рав-
ного скорости полета самолета, движется ускоренно, набирая в
конце пути скорость Ул- Следует определить наибольшие растя-
гивают,ие натяжения в соединительном звене.

Коэффициент к представляет собой ту силу, которую надо
приложить к растягиваемому элементу, чтобы получить удлине-
ние этого элемента на единицу длины. Пусть парашют вытянет
соединительное звено на полную длину. Конечную точку,* где кре-
пится стабилизирующий парашют, примем за начало координат,
ось х направим по ходу движения парашюта. При даль-
нейшем движении парашюта на него будут действовать растяги-
вающая сила в соединительном звене, равная кх, сила инерции,
равная и постоянная сила аэродинамического сопротивле-
ния стабилизирующего парашюта Р.

Следовательно, дифференпиальное уравнение движения пара-
шюта под действием упругой силы и постоянной силы Р запи-
шется в виде

= -кх+Р	(7.13)

ё ар

или

-----—=0.	(7.14)

с№ тп тХ1

При /=’О принимаем

х = 0
х=Уп.

Общий интеграл уравнения (7. 14) будет

х=С181П'|/ —С2 соз 1—— 1^—.	(7.15)

у тп	|/ ти к

Для определения произвольных постоянных С4 и С2 восполь-
зуемся указанными выше начальными условиями:

С2+т=0’

И

Отсюда находим, что

С = — ——
2 к

Тогда уравнение (7. 15) можно записать так:

х = ]/и 1	1 —I--------1— соз 1.	(7.16)

|/ к |/ т„ к |/	»г„	' к	.

Очевидно, максимальное натяжение в соединительном звене
будет при наибольшем его растяжении. Для того чтобы найти
Хтах, возьмем произвсднук: по времени от (7. 16) и приравняем
полученное выражение нулю. Получим

соз 1 /~ — / 4- —51П 1 /—0.	(7.17)

У	У тпк	у

откуда

р

Так как величины и —- положительны, то выражения

/ ~Е~

	/ и соз 1 / -1 нужно брать с разны-
тхх----------------у тп

ми знаками. Подставив эти выражения в формулу (7. 16), полу-
чим величину максимального растяжения соединительного звена:

(7. .18)

(7. 19)

Принимая во внимание, что
4=^,

получим максимальное динамическое натяжение в соединитель-
ном звене

/ т^ЕРУ*

Тта^кхтах = Р+ 1/ РН-2:-------1

Отсюда коэффициент увеличения нагрузки

Т	/ тпЕРУ„

11 = 2111^^1 I 1	14--2----

Р 1 V 1	/ф^2

(7. 20)

(7.21)

Здесь Е — модуль упругости;

Е — площадь поперечного сечения соединительного зве-
на в м2.

Влияние массы соединительного звена можно учесть прибав-
лением части его массы к массе парашюта *.

* С. П. Тимошенко и Д. Лессельс. Прикладная теория упругости. Л., Гос-
техйздат, 1930, с. 241.

Силу аэродинамического сопротивления стабилизируюШ.егз
парашюта в развернутом виде можно записать в виде

Так как при бесконечно малой длине соединительного звена
(/ф—>3) скорость парашюта также стремится к нулю, то
7тах = 2Р и коэффициент Т) = 2.

7.7.	НАГРУЗКИ НА ТЕЛО ЧЕЛОВЕКА
И НА ПРИВЯЗНУЮ СИСТЕМУ

Рассмотрим влияние параметров кресла на характер дейст-
вующих на человека нагрузок.

При свободном полете кресла летчик, находяшийся в нем, ис-
пытывает два вида нагрузок:	’	7

1)	непосредственное воздействие скоростного- напора;

2)	перегрузку торможения.

Эти нагрузки действуют в различных направлениях — скоро-
стной напор прижимает человека к креслу, а перегрузка тормо-
жения, наоборот, отталкивает его от кресла.

Лля оценки поведения и самочувствия человека в кресле не-
обходимо всегда учитывать их силовое взаимодействие. Воздей-
ствие этих нагрузок на голову, конечности {в первую очередь на
ноги)' И на туловище следует рассматривать раздельно в силу
различных требований, предъявляемых к нагрузкам, приложен-
ным к этим частям тела.

Воздействие сил на голову и ноги

На рис. 7. 7 приведена схема сил, действующих на человека,
находящегося в кресле. В обеих случаях (полагая для просто-
ты, что центр тяжести и центр давления совпадают, и считая, что
шейное и коленное сочленения не нагружены) можно- написать

где М— реакция кресла (в данном случае действующая
на голову или голень>;

ф — сх8д — результирующая аэродинамического давления на
х ,	голову или голень.

Если ^>0, то голова или голень прижимаются к креслу. Если
М<0, то голова или голень отходят от кресла. Если ноги при-
вязаны к креслу, то в случае М<0 значение М определяет на-
грузку на связь.

Если голова не подтягивается к заголовнику, то М<0 озна-
чает отрыв головы от заголовника, а Ы в этом случае определяет
нагрузку на шею. Для оценки действующих сил можно рассмат-
ривать голову как сферу массой 7—8 кг, а ногу (голень) как

цилиндр массой 8 кг. Таким образом, результирующая сила, дей-
ствующая на конечности и голову, зависит от соотношения меж-

ду (инерционными и аэродинамическими
силами. При (вычислении перепрузки мож-
но учесть упругие силы стреляющего ме-
ханизма, которые несколько уменьшают
ее.

Трудаэ опред едать наи1выгоднейшее
соотношение между и Оп, но во (всяком
случае необходимо’, .чтобы О>0п,, т. е.
чтобы и голова и ноги прижимались к
креслу, так как в этом случае поза летчи-
ка становится определенной и ноги пре-
дохранены от разброса. С другой сторо-
ны, это прижимающее усилие не должно
вызывать болевых ощущений и препятст-
вовать покиданию кресла (учитывая, что
покидание кресла должно происход|ить
на малых скоростях, т. е. при сильно
уменьшенных нагрузках).

Рис. 7. 7. Схема сил, дей-
ствующих на летчика в
кресле

Воздействие сил на корпус (туловище)

Туловище летчика всегда прикреплено к креслу привязной
системой. В зависимости ст соотношений масс кресла и летчика
и аэродинамических сил, действующих на них, реакция кресла
будет иметь различные значения и направления.

Другими словами, летчик будет прижиматься или к спине
кресла или к привязной системе.	\'

Реакция кресла определяется тем же уравнением

— Оп.

Рассмотрим предельные случаи:

• 1) п = 0, что соответствует креслу бесконечной массы;

, 2) М=0, что соответствует отсутствию силового взаимодейст-
вия между креслом и человеком;

3)	(2 = 0, У=—и О, что соответствует катапультированию в
закрытом контейнере или капсюле (или в отделяемой кабине),
когда на человека не действует скоростной напор.

Реакция кресла А^=—пО в этом случае означает нагрузку на
Привязную систему. ,

Увеличение массы кресла эффективно снижает нагрузки, дей-
ствующие на привязную систему, одновременно увеличивая их
продолжительность.

Трудно сказать, насколько эти виды нагружения отличаются
по переносимости их человеком. Все же можно предположить, что
чем меньше деформация человеческого тела, тем<легче переносит-
ся нагружение.

Если представить корпус человека как однородный упругий
стержень, то получим, что в первом случае (п = 0) стержень ста-
тически нагружен постоянной силой, приложенной к одному
концу и уравновешенной реакцией опоры (спинки).

Во втором случае (М=С) аэродинамическая нагрузка уравно-
вешивается инерционными силами, и, следовательно, для эквива-
лентного стержня эпюра сжимающих сил имеет вил треуголь-
ника.

Привязная система

Рис. 7. 8. Эпюры сжимающих сил для различных случаев
нагружения (для различных соотношений между
О и пв)

Третий случай (ф=0) соответствует катапультированию в
закрытом контейнере, при этом сосредоточенная нагрузка при-
ложена к привязной системе и уравновешивается инерционными
силами.

В общем случае, когда Л^О, п=^Ъ, эпюра, если
имеет вид трапеции и, если ^<0, — вид треугольника.

В последнем случае внешние силы — аэродинамическая сила
С) и реакция кресла (натяжение привязной системы) — направ-
лены в одну сторону.

На рис. 7. 8 приведены эпюры сжимающих сил для всех слу-
чаев. Если принять деформацию однородного стержня, эквива-
лентного корпусу человека, за меру переносимости человеком
нагрузок, то получим, что при одинаковых значениях С} наимень-
шая деформация будет при Л/ = 0 (в этом случае деформация
в 2 раза меньше, чем при М = С{).

Другими словами, наименьшее сжатие человеческого тела
возникает при отсутствии силового взаимодействия между’ крес-
233

лом и человеком. Таким образом, можно сделать вывод, что
со всех точек зрения наилучшим является кресло, в котором
отсутствует силовое взаимодействие между человеком и креслом.

7. 8. ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА КРЕСЛА НА ПРОЧНОСТЬ

Не касаясь способов расчета нагрузок, испытываемых крес-
лом в процессе нормального полета, отметим две особенности
расчета кресла на случай аварийного покидания.

Первая особенность — кресло должно рассматриваться в этом
случае как агрегат одноразового применения, т. е. запас проч-
ности у кресла может быть минимальным. Нагрузки, действую-
щие на кресло, можно разбить на две группы: вызванные 'рабо-
той стреляющего механизма и вызванные аэродинамическими
силами. Первая группа нагрузок не изменяется при изменении
скорости, вторая — целиком зависит от скорости полета.

Минимальный запас прочности в соответствии с нагрузками,
вызванными аэродинамическими силами, соответствует ката-
пультированию на предельней скорости, т. е. случаю маловероят-
ному. Поэтому целесообразно' выбирать различные запасы проч-
ности в соответствии с этими группами нагрузок, с тем чтобы, на-
пример, в 9С% случаев катапультирования кресло оказывалось
равнопрочным.

В процессе выхода из кабины в поток кресло подвергается
совместному .действию обеих нагрузок, причем для некоторых
элементов кресла эти нагрузки частично' уравновешивают друг
друга. Поэтому для инерционных нагрузок расчетным случаем
является катапультирование на малых скоростях, а для аэроди-
намических — на больших.

Вторая особенность — динамический характер приложения
нагрузок. Здесь следует отметить очень быстрое приложение
аэродинамических нагрузок в процессе выхода кресла в поток.
Для расчета на прочность такое приложение нагрузок можно
принимать за мгновенное и учитывать его введением коэффи-
циента .динамичности.

Иначе обстоит дело, с нагрузками при вводе в действие па-
рашютов и при раскрытии щитков. В этом случае парашюты или
шитки в процессе ввода их в действие приобретают кинетиче-
скую энергию, которая также должна быть поглощена конструк-
цией. Расчетные формулы для определения возникающих при
этом усилий приведены выше. Наконец, особым случаем дина-
мического нагружения является выстрел пушек, вводящих в
действие парашюты.

С некоторым запасем за расчетную силу отдачи принима-
ется мгновенное приложение силы, вызванной максимальным
давлением пороховых газов. В большинстве случаев ее можно
принимать равной усилию, срезающему шайбу или шпильку.

Если шайба и шпилька очень слабы или их нет вовсе, для опрег
деления максимального давления необходимо выполнить пиро-
технический расчет пушки.

Динамический характер нагрузок следует учитывать не толь-
ко при расчете на прочность, но и при выборе материалов для
элементов кресла.

Принципиально, кроме расчета на прочность, следовало бы
расчетом определить деформации, чтобы быть уверенным, что
деформированное состояние кресла не вызовет отказов в системе
управления, заклинивания или ложного срабатывания замков,
чрезмерной деформации труб стреляющего механизма и пр.
Ввиду сложности подобного расчета обычно ограничиваются
проверкой этих факторов при испытаниях.

Отдельно стоит вопрос о расчете привязной системы. Мак-
симальная нагрузка на привязную систему в процессе аварий-
ного покидания определяется максимальней перегрузкой тормо-
жения. Распределение этой нагрузки между отдельными элемен-
тами (замками, ремнями) зависит от многих случайных причин.

Кроме того, по нашему мнению, расчетным случаем для при-
вязной системы .должна являться аварийная посадка, кратко-
временные перегрузки при которой могут достигать очень боль-
ших величин. По-вид,имому, правильно требовать, чтобы при-
вязная система выд.ерживала те перегрузки, которые может
выдержать человек, т. е. примерно 100 единиц продолжитель-
ностью 0,01 с-

Глава 8

СПАСЕНИЕ НА БОЛЬШИХ СКОРОСТЯХ
С МАЛЫХ И БОЛЬШИХ ВЫСОТ

8.1. СПАСЕНИЕ С МАЛЫХ ВЫСОТ

V

Минимальная высота, на. которой возможно безо-
пасное покидание самолета, в основном зависит от:

1)	маневра самолета;

2)	скорости полета во время аварии;

3)	времени, необходимого для подготовки к катапультиро-
ванию;	!

4)	высоты подъема кресла при катапультировании;

5)	скорости, на которой возможно введение в действие купо-
ла спасательного парашюта;

6)	времени полного наполнения купола спасательного пара-
шюта;

7)	потери высоты до достижения установившейся расчетной
скорости приземления.

Естественно, что для удобства подсчета все перечисленные
факторы должны быть выражены в единицах потери высоты.

Приведенный на рис. 8. 1 график характеризует области воз-
можного спасения в зависимости от маневра самолета при всех
прочих равных условиях.

Скорость полета сказывается двояко: большая горизонталь-
ная компонента скорости, во-первых, уменьшает высоту траек-
тории (см. график траекторий катапультирования) и, во-вторых,
увеличивает время торможения горизонтальной скорости с мо-
мента катапультирования до достижения скорости, на которой
возможно введение в действие купола спасательного парашюта.
Это значит, что чем больше скорость полета, тем более пологой
будет траектория катапультирования и тем больше времени и,
следовательно, высоты нужно терять, чтобы погасить скорость
до приемлемой для раскрытия парашюта.

Интенсивность торможения при катапультировании зависит
от аэродинамических характеристик катапультируемого тела.

Графики торможения, рассчитанные на типовую катапульт-
ную установку (рис. 8.2), показывают, что время, необходимое
для снижения скорости до величины, допустимой при ввсде ос-

новного купола, достигает 1—2 с, а отсюда определяется и поте-
ря высоты.

Время, необходимое для подготовки к катапультированию,
определяется главным образом не из технических, а- из психо-
логических соображений, и составляет доли секунды.

Потеря времени с момента введения в действие основного
купола до его полного наполнения обычно составляет ст 2 до

Набор высоты Щ9

5:

<3

со

\ \ Горизонтальный^/*ч
'	полет '

4Пикирование 20°	4

Пикирова- \	\	\

ние Н5°	\ л	/и	\

'  —„Ь.	—а х-	-----\



Время, недостаточное для спасения
\777/77Л Время, достаточное для спасения
ЕЕЖ1 Время, вполне достаточное для
благополучно20 спуска

Рис. 8. 1. Влияние маневра самолета на возможность спасе-
ния экипажа

5 с и зависит в основном от конструкции парашюта, скорости
введения его в действие и индикаторной скорости полета.

Обычно, чем меньше скорость, при которой возможно введе-
ние в действие парашюта, тем его конструкция легче и эластич-
нее, следовательно, Тем быстрее он наполняется. Кроме того,
- чем меньше скорость полета, тем больше время, потребное на
наполнение купола. Скорость введения в действие парашюта во
многом зависит от метода введения (например, принудительный
ввод значительно быстрее, чем ввод вытяжным парашютом, и
требует в основном только времени на наполнение купола)..

Для современных парашютов, обеспечивающих спасение при'
аварийном катапультировании, установившаяся скорость сниже-
ния составляет 6—7 м/с. Обычно от полного раскрытия купола
до достижения установившейся скорости снижения таких пара-
шютов проходит от 1 до 2 с. Следовательно, минимальная высо-
та катапультирования зависит в основном ст способа введения
в действие купола основного парашюта, конструкции этого купо-
ла и высоты, на которую способен поднять кресло стреляющий
механизм.

Известны два способа ввода в действие основного парашюта:
принудительный — при помощи специального устройства, в то
время когда летчик еще находится в кресле, и ввод в действие

Рис. 8. 2. . Время торможения катапультируемой
установки до скорости Ц = 600 км/ч в зависимости
от скорости самолета в момент катапультирова-
ния для различных " отношений 6/сх 8 (Й—0;

Уо = 2О м/с)

парашюта, уложенного в чашке кресла, после того как летчик
покинет кресло, вытянет из чашки парашют и удалится от кресла
на расстояние, достаточное для безаварийного ввода в действие
парашюта.

4	8. 2. СПАСЕНИЕ С БОЛЬШИХ ВЫСОТ

В основном парашюты, применяемые для спасения летного
состава, могут вводиться в действие на высотах до 10 ОСО м.
В случае ввода в действие на больших высотах они разрушают-
ся. Катапультирование на высотах, больших, чем потолок безо-
пасного ввода в действие купола основного парашюта, вызывает
дополнительные трудности: во-первых, кресло должно быть обо-
рудовано специальным барометрическим устройством, предохра-
няющим летчика от несвоевременного ввода в действие купола
основного парашюта, и, во-вторых, средствами для стабилизиро-
ванного спуска с больших высот. В случае беспорядочного паде-
ния после катапультирования на больших высотах человек
может погибнуть вследствие недопустимо больших угловых ско-
ростей вращения.

В большинстве стран мира для стабилизированного спуска с
больших высот применяется специальный тормозной стабилизи-
рующий парашют. Купол парашюта для стабилизированного спу-
ска с больших высот обычно имеет площадь от 1 до 3 м2- Изго-
товляется он из легкой воздухопроницаемой ткани и имеет конус-

ную форму. Купол • такого парашюта создает торможение и
обеспечивает достаточную стабилизацию при спуске катапульти-
руемого кресла с высот в несколько десятков километров.

Тормозной парашют — не единственное средство стабилиза-
ции спуска. Можно добиться достаточно стабилизированного спу-
ска с больших высот и в случае, если система кресло—-человек
будет иметь низко расположенный центр тяжести и относи-
тельно уравновешенные при спуске моменты от аэродинами-
ческих сил.

' 8. 3. РАСЧЕТ СПУСКА ЛЕТЧИКА

Спасение летчика при катапультировании с больших высот
связано прежде всего с обеспечением быстрого стабилизирован-
ного спуска.

Рассмотрим характер изменения скорости, ускорения, пере-
грузок и времени падения при катапультировании с больших вы-
сот летчика с креслом и тормозным парашютом и для сравне
ния — летчика без тормозного парашюта.

Введем обозначения:

О л— сила тяжести летчика с полным снаряжением;

Ол

т = —г--масса летчика;
' §

(2 = сх8д — сопротивление воздуха;

<7 = -^--скоростной напор;

р — плотность воздуха;

V — скорость падения;

/— ускорение;

п = — перегрузка торможения;

Но — начальная высота;

И — путь падения с высоты Яо;

I— время;

а — скорость звука;

Т — абсолютная температура воздуха.

Для упрощения анализа будем рассматривать движение вниз
вдоль прямой линии с начальной скоростью Уо= О*.

В случае свободного падения летчика или летчика с креслом
после катапультирования на систему летчик — кресло действуют
силы:

1)	сила тяжести системы (О);

2)	сопротивление воздуха (<Э = сх5^).

Дифференциальное уравнение движения при принятых обо-
значениях принимает вид

' (8Л)

или

(IV	О—ф	/	/о

(11	О

Чтобы определить зависимость скорости V от времени, необ-
ходимо проинтегрировать уравнение (8.2):

V = &----— С сх8дсИ.	(8. 3)

о

Величины сх8, р не имеют аналитического выражения, поэто-
му осуществить прямое интегрирование равенства невозможно.

Определение скорости падения, системы сводится- к численно-
му интегрированию уравнения (8- 3).

Зависимость скорости от времени определена для двух слу-
чаев:

1) сила тяжести летчика со снаряжением без кресла Ол —
= 1100 Н;

2)сила тяжести летчика вместе с креслом 0 = 2000 Н, при
этом падение рассматривается с тормозным парашютом, кото-
рый одновременно играет роль стабилизатора.

Для случая падения кресла с тормозным парашютом урав-
нение движения принимает вид

(8.4)
я/

т. е. добавляется сила сопротивления тормозного парашюта.

На рис. 8. 3 построены кривые скоростей падения летчика без
тормозного парашюта в функции высоты. Вследствие малой плот-
ности воздуха на больших высотах скорость падения сначала
очень быстро нарастает. По мере снижения падающего тела
плотность воздуха возрастает, следовательно, возрастает и ско-
ростной напор. Наконец, наступает момент, когда аэродинамиче-
ское сопротивление падающего тела становится больше его силы
тяжести. На летчика будет действовать отрицательное ускорение,
начинается торможение.

Максимальная скорость, которую может развить система при
свободном падении, для разных начальных высот различна. Чем
больше начальная высота падения, тем больше максимальная
скорость снижения.

Лобовые сопротивления сх8 иеолированного летчика и летчи-
ка с креслом незначительно разнятся между собой. Поэтому до-
статочно близкое совпадение кривых максимальных скоростей
падения для силы тяжести летчика 6л=1Ю0 Н и летчика в
кресле 0 = 2000 Н (см. рис. 8.4) можно объяснить только нали-
чием тормозного парашюта, сила аэродинамического сопротив-
ления которого, уравновешивает дополнительную силу тяжести

порядка 1000 Н системы летчик — кресло. Нетрудно заметить,
что высота, на которой постигается максимальная скорость, со-
ставляет примерно 0,85 начальной высоты падения.

На рис. 8.4 приведены графики, иллюстрирующие зависи-
мость времени свободного падения от высоты. Из графиков сле-

Рис. 8. 3. К изменению скорости падения летчика бе?
тормозного парашюта по высотам

дует, что время падения летчика меняется не пропорционально
изменению начальной высоты. Так, при изменении начальной вы-
соты падения с Яп=15 км до Ио—30 км, т. е. в 2 раза, время
падения изменяется примерно в 1,35 раза.

Спуск летчика с основным парашютом на малых высотах
можно рассматривать как установившееся движение, при этом
за силу лобового сопротивления <2 следует принимать силу, дей-
ствующую на купол парашюта.

Уравнение (8.4) в этом случае'принимает вид,

*	(IV г-у	л

т----=	— ()~0.

(И

Скорость снижения летчика при этом приближенно опреде-
ляется формулой

Если скорость снижения летчика с основным парашютом со-
ставляет 6—7 м/с, то время снижения с высоты Я=40ЭС м равнс
примерно 10—11 мин.

На рис. 8. 5—8. 8 приведены зависимости времени спуска лет-
чика без парашюта с различных начальных высот до Н= 10 0Э0,
8000, 6000 и 4000 м, а затем спуск на основном парашюте.

е	Рис. 8. 4. Время падения летчика и летчика с крес-

>	' лом и тормозным парашютом с различных высот:

--------сила тяжести летчика 0 = 1100 Н (без тормозного

?	парашюта;----------сила тяжести летчика 0=2000 Н

>	(с креслом и тормозным парашютом)

Этими графиками можно пользоваться для расчета времени
пребывания летчика в разреженней атмосфере с целью опреде-
ления необходимого запаса кислорода. Аналогичный вид имеют
кривые спуска летчика с креслом и тормозным парашютом (до
открытия основного). Ввиду небольшой разницы между указан-
ными сериями кривых кривые спуска с тормозным парашютом
не приводятся.

На рис. 8.9 показана зависимость скоростного напора от вы-
соты, из которой видно, что с увеличением начальной
высоты падения ^Ыах меняется незначительно. Следовательно,
. и сопротивление воздуха при падении летчика с разных высот
(без парашюта) меняется несущественно и с некоторого момента
становится одинаковым независимо от начальной высоты паде-
; ( ния.

I:	245

I-

Рис. 8.5. Время падения летчика с высоты /70=15 км:
/—без парашюта; 2—с парашютом

Рис. 8. 6. Время падения летчика с высоты Яо=20 км:
1—без парашюта; 2—с парашютом

Рис. 8.7. Время падения летчика с высоты Я0=25 км:
1—без парашюта; б—с парашютом

Рис. 8.8. Время падения летчика с высоты Но = ЗО км:
1—без парашюта,; 2— с парашютом

Рис. 8.9. Кривые скоростных напоров при падении
летчика с различных высот. (Сила тяжести летчика
без парашюта С?л==1100 Н)

Рис. 8. 10. Перегрузки, испыты-
ваемые летчиком при падении^ с
различных высот. [Сила тяже-
сти летчика 6л=1100 Н (паде-

> ние без парашюта)]

На рис. 8. 10 представлена зависимость перегрузок, действу-
ющих на летчика при падении с различных начальных высот.
Максимальная перегрузка торможения при падении с высот по-
рядка Но = ЗО км не превышает 1,3.

8. 4. СПУСК ЛЕТЧИКА С КРЕСЛОМ
С ОЧЕНЬ БОЛЬШИХ ВЫСОТ

Исследования возможности спасения летчика с очень боль-
ших высот (порядка ЮЭ—2С0 км) * представляют интерес в свя-
зи с возможным использованием ракетопланов.

При падении с таких выест сильно растуг скорости снижения
катапультной установки. Если при падении с высоты Н0 = 25 км
скорость Етах достигает 180—200 м/с (см. рис. 8.3), то с высо-
ты Яо = ЮС км сна достигает уже 95С—ЮСО м/с- Это объясняется
резким падением плотности воздуха с увеличением высоты. Так,
если на высоте 30 км плотность воздуха в 100 раз меньше, чем у
земли, то на высоте 1 СО км она меньше примерно в 1 00С ОСО раз.

В соответствии с изменением скорости падения и плотности
по высоте меняется и скоростной напор, а вместе с ним и пере-
грузки, действующие на организм летчика.

При падении катапультной установки с высот до ЗЭ км пере-
грузки не превышают 1,3, а для начальной высоты Яо—
= 100 км они достигают 5. Хотя эти перегрузки невелики, но про-
должительность их действия составляет 5—10 с, и это может
оказаться труднопереносимым для человека.

На рис. 8. 11 представлена зависимость перегрузок по време-
ни для летчика, падающего на тормозном парашюте с высоты
Яо=Ю0км.

Очевидно, что с увеличением начальной высоты падения
обычные методы спасения летчика, т. е. катапультирование с
вводом малого стабилизирующего парашюта и дальнейший
спуск на тормозном парашюте могут сказаться недостаточными.

Для качественного сопоставления всех факторов, характери-
зующих особенности падения с очень больших высот, на
рис. 8. 12 приведены зависимости скоростного напора, числа М,
скорости падения и перегрузок для начальной высоты падения
Яо=200 км по времени.

Максимальная скорость падения Утах по теоретическим рас-
четам достигает уже примерно 17ЭС—1600 м/с, а число М=5.

Изгиб кривой М=/(Я) в диапазоне высот 50—70 км объяс-
няется своеобразным изменением температуры воздуха по вы-’
соте, так как температура воздуха является определяющей для
скорости звука.

При движении в потоке на движущемся теле появляются об-
ласти; где происходит полное торможение потока. Последнее со-

* АК8, 1959, уо1. 29, Мо. 6.

п

Рис. 8.11. Перегрузки, дей-
ствующие на летчика при па-
дении с высоты 77= 100 км

Рис. 8. 12. Характеристики падения ката-
пультной установки на тормозном парашюте
с высоты //=200 км

прсвождается местным нагревом до очень высоких температур.
При падении тела с очень больших выест торможение потока
может вызвать повышение температуры до величины, не перено-
симой человеком. В этом случае необходимо применять специ-
альные термостойкие костюмы, способные оградить человека от
действия высоких температур.

^8. 5. СПАСЕНИЕ НД БОЛЬШИХ СКОРОСТЯХ ПОЛЕТА

В связи с ростом скоростей полета возникли дополнительные
проблемы: стабилизация кресла на больших скоростях, ввод в
действие основного спасательного парашюта и защита летчика
от влияния скоростного напора *.

При катапультировании на больших скоростях с момента ка-
тапультирования до момента, когда скорость кресла погашена
настолько, что1 возможно безопасное введение в действие основ-
ного или тормозного парашюта (при больших высотах катапуль-
тирования), проходит время, измеряемое несколькими секунда-
ми. Это время будет тем большим, чем больше скорость,, при ко-
торой совершалось катапультирование. Так, например, при ско-
рости полета самолета в момент катапультирования 1030 км/ч и
введении в действие спасательного парашюта при скорости
600 км/ч время торможения составляет около 2 с. Обеспечить
стабилизацию^ кресла в течение нескольких секунд задача труд-
ная. Пока наиболее удовлетворительно' она решается введением
стабилизирующего парашюта, который должен быть очень проч-
ной конструкции, так как ему приходится работать на больших
скоростях. Кроме того, чтобы такой парашют был эффективен,
он не должен попадать в затененную зону. Обычно стабилизиру-
ющий парашют вводится принудительно. Размеры его малы, так
как при больших скоростях и при площади в несколько десятых
долей квадратного метра он создает достаточно большие стаби-
лизирующие моменты.

Для эффективного спасения летчика в широком диапазоне
высот и скоростей используют три типа парашютов: стабилизи-
рующий — для стабилизации кресла в первые секунды после ка-
тапультирования, до тех пор пока уменьшенная скорость не по-
зволит ввести в действие тормозной парашют; тормозной—для
дальнейшего торможения скорости до величины, позволяющей
ввести основной парашют, и для стабилизированного спуска с
больших высот, и основной—спасательный, обеспечивающий
снижение летчика со средних высот и приземление с заданной
скоростью.

Первый — стабилизирующий парашют, уложенный в заголов-
нике кресла, как в контейнере, конусного типа, площадью 0,1 м2,
прочной каркасной конструкции. Прочные, стропы его переходят
в стренгу длиной около 1,5 м. Стренга заканчивается коушем,

* РН^Ы, 1956, уо1. 70, Ыо. 2497, р. 856:

закрепленным в специальном замке в верхней части заголовни-
ка. Вершина купола парашюта при помощи вытяжной стренги
соединена с пулей специальной пушки, укрепленной на каркасе
кресла. Этой же стренгой вытягиваются и чеки в клапанах
ранца.

После выстрела этой пушки пуля с помощью вытяжной стрен-
ги расчекует клапаны и вытянет стабилизирующий парашют на-
столько, насколько позволит коуш, запертый в замке стабилизи-
рующего парашюта. После того как вся цепочка от пули до зам-
ка стабилизирующего парашюта вытянется в одну линию, вытяж-
ная стренга, как наиболее слабое звено, порвется, парашют
ляжет вдоль потока, наполнится и вступит в работу как стаби-
лизатор движения кресла.

Под влиянием сил торможения скорость кресла будет умень-
шаться. Через 1,5—2 с после катапультирования временной ме-
ханизм автоматически откроет замок стабилизирующего пара-
шюта и освободит его. Под влиянием аэродинамических сил, дей-
ствующих на парашют, и большой массы кресла последнее будет
отставать от парашюта, и- вытяжная стренга, привязанная с од-
ной стороны к конусу стабилизирующего парашюта, с другой —
к вершине тормозного' парашюта, расчекует вторые клапаны и
начнет вытягивать из контейнера тормозной парашют со стро-
пами и стренгами настолько, насколько это позволит замок тор-
мозного парашюта, укрепленный в верхней части кресла.

1ормозной парашют круглой формы и сравнительно большой
площади (1 м2) имеет стропы, переходящие в две стренги, за^
крепленные в двойном замке тормозного парашюта.

Пока катапультируемый объект спускается на больших высо-
тах, работает тормозной парашют. Вначале, когда горизонталь-
ная компонента скорости еще велика, тормозной парашют дейст-
вует так же, как и стабилизирующий, но по мере снижения гори-
зонтальной скорости кресло переходит в вертикальное положение
и начинает снижаться на тормозном парашюте. В этом случае
плечи, образуюшиесд разнесенным замком и двумя стренгами,
будут облегчать стабилизированное вертикальное снижение.

По достижении высоты 3—4 тыс. м в соответствии с настрой-
кой срабатывает комбинированный баростатический и временной
механизм на открытие-замка тормозного парашюта, и кресло на-
чинает падать быстрее парашюта. При этом вытяжная'стренга,
прикрепленная к стренгам тормозного парашюта, расчекует ра-
нец основного спасательного купода, расположенного на спинке
кресла, и начнет вытягивать этот парашют.

К моменту выхода всего парашюта и наполнения его купола
автоматически открываются все замки привязной системы, крес-
ло отходит, и летчик снижается на основном спасательном па-
рашюте.

Если катапультирование произошло.на малых высотах и в
стабилизированном спуске нет необходимости, бароврёменнбй

механизм, воздействуют,ий на замок тормозного парашюта, сра-
батывает одновременно с открытием замка стабилизирующего
парашюта или с незначительным опозданием, и тормозной пара-
шют в таком случае срабатывает как вытяжное звено, быстро
вводя в действие основной парашют. В трехкаскадной схеме всё
парашюты активно и своевременно вытягиваются и немедленно
вводятся в действие, поэтому такая схема действует безотказно
как на минимальных, так и на больших высотах. Первые секунды
работает при этой схеме только один малый стабилизирующий
парашют. Его можно сделать достаточно прочным для введения
в действие на больших индикаторных скоростях.

В США в последнее время в широком масштабе проводятся
эксперименты над, креслом с жесткой аэродинамической стаби-
лизацией и вводом в действие основного спасательного парашю-
та после того, как горизонтальная скорость снизится до вели-
чины, допускаемой прочностью купола.

Глава 9

ЗАЩИТНОЕ СНАРЯЖЕНИЕ ЛЕТЧИКА

9.1.	НАЗНАЧЕНИЕ И КЛАССИФИКАЦИЯ
ЗАЩИТНОГО СНАРЯЖЕНИЯ

Индивидуальное защитное снаряжение летчиков
и космонавтов, как это следует из самого названия, предназна-
чается для защиты человека:

1)	от недостатка кислорода и пониженного барометрического
давления атмосферы;

2)	от скоростного напора воздуха при катапультировании;

3)	от действия низких Фемператур;

4)	от действия лучистой энергии, солнечного света и высоких
температур воздуха;

5)	ст действия ускорений (перегрузок)., возникающих в кри-
волинейном полете при маневрах самолета;

6)	от случайных ударов головы при маневрах самолета, при
вынужденной или грубой посадке;

7)	от шума двигателей.

Кроме того, комплект индивидуального снаряжения в случае
необходимости должен обеспечивать спасение на море и защиту
от переохлаждения'в воде; в нем должен содержаться запас пи-
тания и средств сигнализации при аварии над морем или пусты-
ней.

В сочетании с кислородно-дыхательной и специальней аппа-
ратурой перечисленным основным, требованиям в той или иной
степени удовлетворяют следующие виды индивидуального сна-
ряжения, применяемые в различных комбинациях:

1)	высотно-компенсирующие костюмы;

2)	высотные скафандры;

3)	защитные шлемы, гермошлемы* кислородные маски;

4)	вентилируемые костюмы;

5)	костюмы с жидкостным охлаждением;

6)	противоперегрузочные устройства;

7)	морские спасательные костюмы;

8)	носимый аварийный запас.

Л,ля защиты от вредного действия низкого барометрического
давления и кислородного голодания применяются кислородные

маски, высстно-компенсиругрщие костюмы и скафандры. Эти ви-
ды защитного снаряжения принято называть высотным снаряже-
нием. Оно используется экипажем, когда парциальное давление
кислорода в окружающем воздухе недостаточно или возможна
разгерметизация кабины.

Вентилируемые костюмы, питаемые кондиционированным
воздухом, служат для защиты тела человека от низких и высо-
ких температур. Противоперегрузочные устройства уменьшают
вредное влияние длительно действующих перегрузок в направ-
ленйи голова — таз. Защитные шлемы (так же, как и гермошле-
мы скафандров и компенсирующих костюмов) предохраняют го-
лову летчика от скоростного напора и случайных ударов. Кроме
того, защитные шлемы ослабляют действие лучистого тепла.

Назначение морского спасательного костюма понятно из его
названия (отметим, что и высотный скафандр обеспечивает спа-
сение на море).

Носимый аварийный запас может содержать различный набор
продуктов, пресней воды, средств сигнализации и связи, меди-
каментов, рыболовных или охотничьих принадлежностей в зави-
симости от, географического района эксплуатации самолета.

Для удовлетворения всем эксплуатационным требованиям не- '
обходимо одновременное пользование несколькими‘видами сна-
ряжения, например скафандром, противоперегрузочным костю-
мом и носимым запасом. Выбор того или иного типа снаряжения
зависит от конкретных условий эксплуатации, от высоты, скоро-
сти, продолжительности и назначения полета.

Общие тактические требования, предъявляемые ко всем ви-
дам защитного снаряжения, могут, быть сформулированы так:

1)	снаряжение не должно усложнять управление самолетом,
или снижать боеспособность экипажа;

2)	специальные виды снаряжения (противоперегрузочнее,
высотное) должны помогать выполнению и завершению полет-
ного задания;

3)	снаряжение должно обеспечивать спасение экипажа в рас-
четных аварийных случаях.

Ниже кратко освещено влияние больших высот полета на ор-
. ганизм человека. Действие ускорений, температур и скоростного
напора рассмотрено при описании и оценке соответствующего
защитного снаряжения.

9. 2. ВЛИЯНИЕ ВЫСОТНЫХ УСЛОВИЙ
НА ОРГАНИЗМ ЧЕЛОВЕКА *

Кислородное голодание

Содержание кислорода в атмосфере составляет 21% по объе-
му и остается постоянным до высоты 70—90 км. Давление воз-

* Составлено по материалам работ [5; 18; 19; 41; 56].

духа быстро убывает с высотой и составляет по отношению к на-
земному:

на ^высоте 5500 м..........1/2

«	»	8400	м.............1/3

«	» ,12000 м............1/5

Выше 15 км с физиологической точки зрения условия полета
по парциальному давлению кислорода практически эквивалент-
ны полету в межпланетном пространстве.	_	>

Организм человека нуждается в непрерывном снабжении кис-у
лородом. Кислород поступает в кровь через легкие, одновременно (
из крови удаляется углекислота. В состоянии покоя человек дела-
ет 14—16 циклов дыхания в минуту, засасывая при каждом вдо-
хе около 0,5 л воздуха. При физической работе в зависимости от
ее интенсивности число вдохов увеличивается до 20—25, а сред-
ний объем вд,оха достигает 1,5—2 л. Общий объем воздуха, вды- .
хаемого в течение 1 мин (равный произведению числа вдохов на I
объем одного вдоха), носит название легочной вентиляции. Взаи-^]
мозависимость между легочной вентиляцией, интенсивностью
работы, количеством потребляемого кислорода*, выделением
углекислого газа (СО2), тепла и влаги приведена на рис. 9.1.

Полезная мочцность (интенсивность механической работы)
дана по результатам испытаний на велоэргометре. Кривая тепло-
продукции рассчитана исходя из допущения, что внешняя работа
составляет до 20%» общих энерготрат **.* В зависимости от
индивидуальных свойств организма (имеются в виду здоровые
мужчины 20—40 лет) эти характеристики могут иметь отклоне-
ния ±25%, а водопотери организма (при работе) —до 50%.

В нормальных условиях человек дышит относительно поверх-Л
ностно и после обычного выдоха в легких остается около 2,5 л
воздуха. Этот воздух, называемый альвеолярным, содержит кис-
лорода 14,5+0,5% и углекислого газа 5,6+5,7% (указанные до-
пуски обусловлены индивидуальными различиями и интенсив-^
ностью работы; концентрации замерены в сухом состоянии).

Еш,е во второй половине прошлого века физиологи Поль Бер ,
и И: М. Сеченов установили, что решающее значение для состоя- \
ния организма и самочувствия человека на высоте имеет насы- /
щение крови кислородом, зависящее ст парциального давления \
кислорода в альвеолярном воздухе. Такие факторы, как общее <
барометрическое давление и процентное содержание кислорода, \
влияют лишь постольку, поскольку Ът них зависит парциальное )
. давление кислорода в альвеолах [см. формулу (9.2)].	<

* Количество поглощаемого кислорода и выделяемой углекислоты выра-
жают в нормальных литрах в 1 мин (нл/мин), т. е. приводят объемный расход
к стандартным условиям: давлению 101, 325 кПа, температуре 0° С и сухому
состоянию. Объем легочной вентиляции приводят к условиям внутри легких.

** Подробнее о теплопродукции и энерготратах см. разд. 9. 7.

г/ч

1000

1200

Полезная мощность

200 П,Вт

150

50

100

О

800

600

ООО

200

20

00

Вт
1000

7*4 §

Со Ь

0	8

& т.п,

Вт

1000

0

60	\/л у л'/мин

1000
Со

5 •

800

<ъ

0)

Ч
съ



600

ООО

200

о
§
,<ъ

нл/мин
6

кз 2

II

<3 съ
ъ 4

1

Ле г о чная 6 ен тал я и, а я

Рис. 9. I. Взаимозависимость между легочной вентиляцией, напряженностью
работы, количеством потребляемого кислорода, выделением углекислоты,
влаги и тепла. Для летного состава принимают, что средняя работа соот-
ветствует легочной вентиляций 15 л/мин, а тяжелая работа—30 л/мин.

I и ф — температура и относительная влажность окружающего воздуха

Кислород поступает в кровь путем диффузии через стенки ле-
гочных альвеол, покрытых густей сетью кровеносных капилля-
ров, где соединяется с гемоглобином красных кровяных телец и
разносится током крови ко всем клеткам организма. Установле-
но, что удовлетворительная работоспособность человека обеспе-
чивается лишь в том случае, если насыщение артериальной кро-
ви кислородом составляет не менее 8Э%.

В верхней части рис. 9. 2 приведены результаты опытов фи-
зиолога Дж. Баркрофта (подтвержденные и другими исследова-
телями), показывающие зависимость насыщения гемоглобина
кислородом ст парциальных давлений кислорода и углекислоты
в альвеолярном воздухе. Из этих графиков видно, что при пар-
циальных давлениях кислорода 14 кПа (105 мм рт. ст.) и угле-
кислоты 5,3 кПа (~40 мм рт. ст.) насыщение артериальной
крови кислородом составляет 96%, а при давлении кислорода
6,7 кПа (~5С мм рт. ст.) —только 80%. При дальнейшем пони-
жении парциального давления кислорода насыщение крови кис-
лородом резко падает.

Пары воды всегда насыщают легкие с постоянным парциаль-
ным давлением 6,3 кПа (~47 мм рт. ст.) при температуре тела
37° С, так как упругость водяных паров является функцией толь-
ко температуры и не зависит от давления.

На уровне моря (стандартное абсолютное давление
101,3 кПа) парциальное давление углекислого газа в легких при
его средней концентрации 5,6%

(101,3 — 6,3).5,6 г о гл , ли	а

рСо2 = ----—-до ---—-— = 5,3 кПа (—40 мм рт. ст.).

С подъемом на высоту эта величина у большинства индиви-
дуумов постепенно снижается до 4,7—2,7 кПа (см. нижнюю часть
рис. 9.2). Причиной этого снижения является увеличение легоч-
ной вентиляции, так называемая гипервентиляция, приводящая
к вымыванию углекислоты с одновременным увеличением парци-
ального давления кислорода в альвеолярном воздухе. При гор-
ных восхождениях парциальное давление углекислоты в легких
уменьшается в большей мере, чем при обычных полетах, чго объ-
ясняется действием фактора времени. Это подтверждается тем,
что длительное пребывание в барокамере (до 24 ч) дает такую
же картину, как и пребывание в горах.

Умеренная работа на средних высотах (4—6 км) способству-
ет увеличению легочной вентиляции и кровообращения, что яв-
ляется приспособительной (компенсаторной) реакцией организ-
ма на недостаток кислорода. Однако уменьшение углекислоты в
организме действует угнетающе на дыхательный центр, и легоч-
ная вентиляция вновь уменьшается. Таким образом, при полете
па самолете, где отсутствует эффект высокогорной акклиматиза-
ции, приспособление организма к высотным условиям может быть
только кратковременным и весьма ограниченным.

Рис. 9. 2. Взаимозависимость между
парциальным давлением кислорода и
углекислоты в альвеолярном воздухе,
насыщением крови кислородом и высо-
той полета. Пунктирные кривые на
нижнем графике соответствуют режи-
му'гипервентиляции

В нижней части рис. 9. 2 показана зависимость парциально-
го давления кислорода в альвеолярном воздухе (при дыхании
чистым кислородом и атмосферным воздухом) от высоты поле-
та. Сопоставляя эти кривые с изображенным над, ними графиком,
видим, что 80%-му насыщению крови кислородом, являющемуся
границей удовлетворительней работоспособности человека, соот-
ветствует при дыхании воздухом высота 4,5 км, при дыхании
чистым кислородом —12 км.

Высота 12 км и является физиологической границей, до кото-
рой летному составу разрешается совершать полеты с обычны-
ми кислородными приборами (которые обогащают вдыхаемый
воздух кислородом, нс не создают в легких повышенного давле-
ния).

Снижение парциального давления кислорода во вдыхаемом
воздухе вызывает у человека ряд функциональных расстройств,
объединяемых общим названием — высотная болезнь. До высоты
1,5—2 км организм человека не реагирует на понижение содер-
жания кислорода в атмосферном воздухе. На высоте около 2 км
вследствие уменьшения парциального давления кислорода пер-
выми начинают страдать клетки головного мозга, что прояв-
ляется в ослаблении глубинного и ночного зрения. Поэтому при
ночных полетах дополнительным кислородом следует пользо-
ваться с высоты ниже 1,5 км и до захода на посадку, при днев-
ных — с 3,5 км.

На высотах от 3,5 до 5 км, особенно при полетах продолжи-
тельностью более 3—4 ч и при физической или нервной нагруз-
ке, кислородное голодание проявляется рядом расстройств, при-
чиной которых является нарушение баланса между реакциями
торможения и возбуждения в мозговой коре. У одних лип (с нерв-
ной системой тормозного типа) в первую очередь развиваются
усталость, угнетенйссть, сонливость, головная боль; замедляются
ответные реакции. У других (с нервней системой возбудимого
типа) появляются приподнятое настроение, тенденция к повы-
шенной активности — двигательной и речевой — и в то же время
притупляется анализ явлений внешнего мира, нарушается коор-
динация движений, и человек не отдает себе отчета, что находит-
ся в ненормальном болезненном состоянии.

При увеличении высоты или продолжительности пребывания
эти два комплекса расстройств усиливаются и могут переходить
один в другой. Главная опасность и коварство высотной болезни
заключаются в том, что все перечисленные симптомы слабо вы-
ражены, не осознаются данным лином, переход от слабых степе-
ней расстройств к более тяжелым происходит незаметно, и на
высоте 7,5—8 км, несмотря на кажущееся хорошее самочувствие,
человек теряет сознание. Если немедленно не дать ему кисло-
рода или не снизиться, то наступают паралич дыхания и
смерть.

В табл. 9. 1 и 9.2 приведено резервное время *, в течение ко-
торого человек сохраняет активное сознание и минимальную
работоспособность, если мгновенно окажется на некоторой высо-
те (например, в результате разгерметизации кабины самолета)
или прекратится подача кислорода из прибора.

Таблица 9.1

Средние значения резервного времени при дыхании атмосферным воздухом
(по данным Штрухгольда)

Высота, км	7	8	9	10	12	14  1	15	16
Резервное время, с	300	160	80	50	26	20	15	9

На высоте 15 км даже при дыхании чистым кислородом ре-
зервное время равно всего 15 с. В случае разгерметизации ка-
бины самолета на высоте выше 15 км этого совершенно недоста-
точно, чтобы летчик успел снизить самолет до безопасной высо-
ты порядка 12 км- Так, например, для снижения с горизонталь-
ного полета на высоте 15 км до 12 км со скоростью, соответст-
вующей 0,95 М, требуется ~50 с. Поэтому для самолетов, имею
ших потолок выше 13 км, оказался необходимым кислородный
прибор, обеспечивающий дыхание кислородом под избыточным
давлением.

Таблица 9.2

Средние значения резервного времени
при дыхании чистым кислородом без избыточного давления
(по данным В. А. Скрыпина и др.)

Высота, км	13,5	14	14,5	15	16
Резервное время, с	300	50	30	15	9

Действие низкого барометрического давления

Независимо от кислородного голодания на организм человека
оказывает вредное действие пониженное барометрическое давле-
ние, проявляющееся в следующих формах:

* Резервное время определяется экспериментально — от момента прекра-
щения подачи кислорода (или быстрого подтема на заданную высоту) до пер-
вых проявлений потери работоспособности, выражающихся в нарушении по-
черка.

1)	боли в суставах и окружающих их тканях (так называе-
мые декомпрессионные расстройства или аэроэмбслизм);

2)	боли в желудочно-кишечном тракте (высотный метеоризм);

3)	аэроэмфизема (вздутие) подкожных тканей *.

Боли в суставах возникают на высоте 8—13 км. У одно-
го и того же человека боли могут быть при одном подъеме и от-
сутствовать при другом. Чаще всего поражаются плечевой и ко-
ленный суставы. Интенсивность суставных болей различна: от
терпимой ломоты до приступов острых болей, вынуждающих к
немедленному спуску с высоты. При снижении до 7 км боли,
как правило, исчезают. Суставные боли обычно появляются че-
рез 10—2С мин после подъема на большую высоту или в течение
первого часа, однако могут наступить и позже. При быстром
подъеме боли возникают чаще, чем при медленном. Причиной
заболевания считается переход избыточного азота из растворен-
ного состояния (в котором он находится в клетках тканей) в га-
зообразное- Газовые пузырьки оказывают механическое давление
на нервные окончания, что и создает болезненное ощущение.

В табл. 9. 3 приведены экспериментальные данные о частоте
возникновения декомпрессионных расстройств в зависимости от
высоты подъема и времени пребывания на высоте (при дыхании
чистым кислородом); эти данные получены на 2273 испытате-
лях [67].

Таблица 9.3

Количество декомпрессионных расстройств (в про-
центах к числу подъемов) в зависимости от времени
пребывания на высоте
(по данным Фрейера и Роксбурга)

Высота (км) и время пребывания на высоте			Количество декомпресси- онных расстройств, %
8,5 в	течение 2 ч (двукратно)		1 ,65
8,5	«	»	1 ч, затем 11,3	
		еще 1 ч	6
10,7	в	течение 1 ч	8
11,3	«	»	1 ч	13
12,2	«	»	1 ч	20
11,3	«	»	2 ч	21
10,7	«	»	4 ч	45

Физическая нагрузка усиливает декомпрессионные расстрой-
ства; так, при работе средней интенсивности тот же процент рас-

* Употребляется также термин «высотная тканевая эмфизема».

стройств соответствует высоте примерно на 1,5 км ниже, чем
указано в табл. 9. 3.

Для профилактики суставных болей желательно перед, высот-
ным полетом в течение 45—60 мин дышать чистым кислородом —*
при этом происходит процесс «освобождения» (десатурации) ор-
ганизма ст азота.

Из общего количества азота, растворенного в тканях, при ды-
хании чистым кислородом 7з азота уходит в течение первых
15 мин, затем процесс десатурации постепенно замедляется. При
проведении десатурации нельзя прерывать процесс и снимать-
маску, так как иначе эффект будет потерян и десатурацию при-
дется начинать заново.

Экспериментально установлено, что десатурация в течение
45 мин перед подъемом на высоту 12,2 км уменьшает количестве
декомпрессионных расстройств до 7% вместо 2Э% без предвари-
тельной десатурации. Таким образом, для профилактики сустав-
ных болей целесообразно при высотных полетах на самолете ды-
шать чистым кислородом (без подсоса воздуха) начиная с
земли.

Высотный метеоризм обусловлен расширением газов»
в желудке и кишечнике. Если при подтеме на высоту газы не ус-
певают отходить по естественным путям, то объем газов и их дав-
ление на стенки желудочно-кишечного канала увеличиваются, что
может вызвать болевые ощущения, подъем диафрагмы, умень-
шение емкости легких и ряд других расстройств, нарушающих
нормальное состояние организма.

В частности, возможно, что метеоризм содействует появлению
суставных болей на высотах, так как при ослаблении дыхания
уменьшается выведение избыточного азота из организма через,
легкие.

На больших высотах (10—13 км) метеоризм может быть при-
чиной приступов схваткообразных труднопереносимых болей. Эти
приступы в свою очередь могут вызывать ряд вегетативных рас-
стройств (потоотделение, сердцебиение и др.).

Для предупреждения высотного метеоризма необходимо со-
блюдение диеты, исключающей образование кишечных газов и
обеспечивающей нормальное функционирование кишечника.

Аэроэмфизема подкожных тканей наблюдается
при подъемах выше 19 км на тех участках тела человека, кото-
рые не подвергаются противодавлению. Так, например, если под-
няться в высотном костюме без соответствующих перчаток выше
указанной высоты, то через 5—1С мин после подъема начинается
вздутие незащищенных кистей рук, и примерно через 15 мин
пальцы настолько увеличиваются в объеме, что работа кистью
руки становится невозможной [2].

Непосредственной причиной «распухания» кисти руки явля-
ется образование между мышцами и кожным покровом газовых
пузырьков, вызывающих расслаивание подкожной клетчатки. Это
262

явление обусловлено главным образом физическими причинами.
Известно, что при давлении внешней среды 6,3 кПа, соответст-
вующем высоте 19,2 км, вода закипает при 37° С. Так как чело-
веческий организм содержит около 73% воды, а температура
тела 37° С, то, естественно, что на высотах более 19,2 км проис-
ходит интенсивное испарение жидкости из тканей человеческого
тела. Пары воды скапливаются под. кожей и оттягивают ее от
мышц. После спуска ниже ~17 км подкожные вздутия доволь-
но быстро и бесследно исчезают.

Солнечная радиация

Поверхность Солнца имеет температуру около 6000° С и ши-
рокий спектр радиации, начинающийся с коротковолновых рент-
геновских и ультрафиолетовых лучей и охватывающий обширную
область видимого1 света и инфракрасных (тепловых) лучей
вплоть до радиоволн большой длины.

Энергия солнечных лучей распределяется следующим обра-
зом (в %):

Ультрафиолетовые Видимые Тепловые

У поверхности Земли (в ясную по-	1	40	59

году)

На границе атмосферы	5	52	43

Энергия остальных лучей составляет малые доли процента
и в таблице не указана.

Лучистая энергия Солнца на верхней границе атмосферы
считается величиной постоянной и в среднем составляет
1,36 кВт/м2. На уровне Земли в ясную погоду эта энергия не
превышает 1,37 кВт/м2. Над облаками с высоты 10—12 км энер-
гия солнечной радиации равна 1,25 кВт/м2 и далее постепенно
повышается до своего предела. В течение дня интенсивность
солнечной радиации увеличивается от нуля до максимума и
вновь падает до нуля к наступлению темноты.

Тепловое действие солнечной радиации обусловлено главным
образом инфракрасной частью спектра. Инфракрасные лучи ак-
тивно поглощаются водяными парами. Поэтому с подъемом на
высоту параллельно с уменьшением влажности возрастает ин-
тенсивность инфракрасных лучей.

Интенсивность ультрафиолетовой радиации в среднем повы-
шается на 3—4% на каждые 100 м подъема по сравнению с ее
значением на уровне Земли. Это происходит вследствие умень-
шения рассеивания этой части спектра молекулами газов, коли-
чество которых в единице объема сокращается по мере подтема
на высоту. Ультрафиолетовая радиация с длиной волны от 20С
до 290 мкм совсем не доходит до Земли, так как она поглош.ается
в слое озона на высоте около 40 км.

Солнечная радиация обусловливает почти все процессы, про-
текающие в земной атмосфере, в том числе изменение темпера-
туры по высоте. В тропосфере (до высоты 9—11 км) тепловое
равновесие в основном регулируется перемещением и состоянием
водяных паров. С 11 до 32 км температура атмосферы почти
постоянна (—56,5° С). Выше 32 км вследствие поглощения озо-
ном лучистой энергии температура атмосферы растет и на вы-
соте 50—55 км достигает + 60н-83°С. Эта температура сохра-
няется до высоты около 65 км, затем снижается до —33° С на
высоте 80 км, после чего непрерывно увеличивается вследствие
ионизации воздуха, сопровождающейся выделением тепла.

На высоте 200 км температура молекул достигает 400—
500° С. Однако в верхних слоях атмосферы вследствие малой
плотности воздуха и отвода тепла излучением температура те-
ла, находящегося на этой высоте, будет значительно ниже.

Особым видом солнечного излучения является «солнечный
ветер», обнаруженный с помогцью первых искусственных спутни-
ков Земли. «Солнечный ветер» представляет собой поток заря-
женных частиц, главным образом протонов, летящих от Солнца
по радиальным направлениям. Этот «ветер» очень разрежен-
ный— около 103 атомов на кубический сантиметр. Энергия ча-
стиц низкая — от нескольких сотен до нескольких тысяч элек-
трон-вольт. Скорость солнечного ветра может изменяться от 320
до 800 км/с за несколько дней, что сопровождается увеличением
плотности и температуры плазмы, а на Земле — возникновением
магнитных бурь.

Время от времени на Солнце происходят так называемые
солнечные вспышки, некоторые из которых сопровождаются вы-
бросом протоков высокой энергии. Во время таких вспышек кос-
монавт можег получить опасную или смертельную дозу радиа-
ции. Прогнозирование вспышек и зашита от них — одна из важ-
ных проблем космонавтики.

Озон

Высокое содержание озона (О3) в верхних слоях атмосферы
представляет опасность для жизни человека. По данным ряда
исследований [47; 50], основная часть озона расположена на вы-
соте 15—35 км. Выше 53 км озона почти нет. Максимальная кон-
центрация озона (по весу) встречается на высотах 21—26 км, где
она достигает 0,0305 мг/л. При концентрации озона 0,0002—
0,001 мг/л наблюдается раздражение слизистых оболочек носа,
горла и глаз. Дыхание воздухом в течение 1 ч при содержании
Оз в количестве 0,002—0,01 мг/л вызывает кашель, усталость,
головную боль и ощущение ожога желудка. Концентрация
0,02 мг/л приводит к пневмонии и необратимому отеку легких.

Предельно допустимой концентрацией озона в воздухе для
дыхания считается О,СОЭ 1 мг/л.

Если взять атмосферный воздух на высоте 2С км, где содер-
жание озона в среднем составляет 0,02 см/км *, и сжать его до
давления в кабине, соответствующего высоте 8 км, то содержание
озона (при его удельном весе 2 г/л) составит около С,0Э26 мг/л,
что значительно превышает допустимые нормы.

Таким образом, на высотах 20—30 км сжатый атмосферный
воздух не может быть использован для дыхания людей. Необхо-
димо изолировать человека от озона или создать установки, ко-
торые превращают озон в кислород (О2). В частности, обна-
ружено, что при нагреве воздуха, содержащего озон, до 300° С и
выше озон превращается в кислород.

Попутно отметим, что озон активно окисляет все резиновые
изделия, резко сокращая срок их службы [44].

9.	3. ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ СПОСОБЫ

И ТЕХНИЧЕСКИЕ СРЕДСТВА ЗАЩИТЫ ЧЕЛОВЕКА
ОТ ВЛИЯНИЯ АТМОСФЕРЫ БОЛЬШИХ ВЫСОТ

Физиологическое обеспечение высотных полетов в первую
очередь сводится к созданию во вдыхаемом воздухе необходи-
мого парциального давления кислорода. Этого можно достигнуть
двумя способами: увеличением общего давления окружающего
воздуха и повышением процентного содержания кислорода вс
вдыхаемом воздухе- Для технического обеспечения высотных по-
летов применяются:

1)	герметические** кабины;

2)	кислородно-дыхательная аппаратура;

3)	высотное снаряжение (высотно-компенсируюшие костю-
мы, скафандры).

В современной авиации, как правило, используются оба спо-
соба повышения парциального давления кислорода путем одно-
временного применения герметической кабины, высотного снаря-
жения и кислородной аппаратуры.

Такой комплекс обеспечивает безопасность полета и нормаль-
ную работоспособность человека на любой высоте полета при
минимальней общ,ей массе этого оборудования на самолете.

Герметическая кабина является наиболее радикальным сред-
ством защиты человека от вредного влияния высоты (гипоксия,
появление суставных болей, высотный метеоризм, холод и др.).
Идея создания герметической кабины была высказана еще в
1872 г. Д. И. Менделеевым.

* По данным Регенера [47], толщина слоя озона, содержащегося на дан-
ной высоте в слое воздуха толщиной 1 км, приведена к нормальным условиям.

** Термин «герметический» употребляют в отношении кабин, шлемов и т. п.,
которые обладают герметичностью (воздухонепроницаемостью) и эксплуати-
руются с внутренним избыточным давлением относительно окружающей атмо-
сферы

Современные герметические кабины самолетов, вентилируе-
мые сжатым атмосферным воздухом, служат для общего повыше-
ния давления. Процентное содержание кислорода во вдыхаемом
воздухе повышается индивидуальными кислородными приборами..

Герметические кабины космических кораблей оборудованы
системой регенерании воздуха. Для орбитальных полетов при-
меняются кабины с нормальными земным давлением и составом
воздуха (корабли «Восток», «Восход», «Союз»)-

В кабинах кораблей «Аполлон», предназначенных для лун-
ных экспедиций, поддерживается абсолютное давление 35 кПа
(~0,36 кгс/см2) и чисто кислородная атмосфера. Это предъяв-
ляет высокие требования к пожаробезопасности всех систем ко-
рабля, но снимает проблему десатурации и защиты от высотных
болей при нахождении внутри корабля, а также при выходе
человека в скафандре в космос или на Луну.

В настоящее время все самолеты (за исключением спортив-
но-тренировочных и местных транспортных) снабжены гермети-
ческими кабинами, в которых осуществляется кондиционирова-
ние воздуха. Однако внезапная разгерметизация кабины на боль-
шой высоте вследствие, например, разрушения остекления,
срыва фонаря или люка, приводит к мгновенному (менее 0,5 с)
падению давления в кабине. Этот процесс носит название взрыв-
ной декомпрессии и может сказаться роковым для здоровья и
жизни экипажа, если последний не пользуется индивидуальным
защитным снаряжением.

На основании исследований физиологов считается, что взрыв-
ная декомпрессия безопасна, если

^к0-6,3 <3	(9

Рк $ , 3

где рко и рк — давление в кабине до и после декомпрессии в кПа.

Обычно рк_равно атмосферному давлению ря, однако, если
потеря давления вызвана разрушением шланга герметизации
фонаря, то на самолетах, где фонарь кабины выступает над фю-
зеляжем, рн<рн на 23—35% скоростного напора за счет аэро-
динамического разрежения в зоне фонаря. Поэтому в дальней-
шем под допустимой высотой применения кислородной аппара-
туры следует понимать «высоту» в кабине, определяемую с
учетом возможного разрежения (см. примечание к табл. 9.14).

При разгерметизации кабины обычный кислородный прибор,
даже при подаче чистого кислорода, не сохраняет жизнь челове-
ка на высоте свыше 12 км.

На высотах свыше 14 км взрывная декомпрессия влечет за
собой потерю сознания и смерть, и зашитой от нее может слу-
жить только специальное высотное снаряжение. Поэтому для
безопасности полета и спасения летчика в случае нарушения гер-
метичности кабины на больших высотах применяются компенси-
266

руюшие костюмы и высотные скафандры. В скафандре

(как и в

герметической кабине) на человека действует равномерное повьг

шенное давление воздуха, который свободно циркулирует меж

ду герметичной оболочкой и поверхностью тела.

При

пользовании

компенсирующим костюмом под повышенным давлением кисло
рода находятся только легкие и голова. Уравновешивающее дав-
ление на тело обеспечивается механически путем натяжения обо

плотно обтягивающей

лочки

костюма,

все части тела

(см. разд. 9. 5).

На рис. 9.3 показаны компенсирующий костюм и скафандр
Первый имеет несколько меньшие габариты, чем скафандр.

Когда герметическая кабина исправна и в ней поддерживает-
ся заданное избыточное давление воздуха («высота» в кабине,
как правило, не превышает 8 км), летчик получает кислород че-
рез шлем костюма или скафандра от соответствующего кисло*
родного прибора. При этом оболочка как костюма, так и ска-
фандра не сказывает давления на тело и практически не стесняет
движений летчика. В случае когда герметическая кабина вне-
запно теряет избыточное давление воздуха, немедленно вступает
в действие автоматика кислородного оборудования и высотного
снаряжения, и летчик получает кислород с необходимым для
данной высоты парциальным давлением.

Если летчик одет в скафандр, то оболочка последнего ав-
томатически надувается (при условии, что иллюминатор шлема
был загерметизирован).

Если летчик пользуется компенсирующим костюмом, то сна-
чала (с упреждением в 0,5—1,5 с) надуваются камеры натяж-
ного устройства, а затем создается давление в шлеме. Такая по-
следовательность предохраняет легкие от механического повреж-
дения некомпенсированным давлением кислорода.

Следует иметь в виду, что скафандр не только обеспечивает
спасение, но и позволяет завершить выполнение полета без сни-
жения высоты. Компенсирующий костюм в основном является
средством спасения, так как время пребывания на больших высо-
тах в костюме с гермошлемом составляет от нескольких минут
до 1 ч в зависимости от высоты полета, типа компенсирующих
устройств, индивидуальных особенностей организма и степени
десатурации и тренировки.

Абсолютное давление воздуха как для кабины, так и для
высотного снаряжения выбирают исходя из физиологических
требований, максимальной высоты полета, соображений проч-
ности и минимальной массы конструкции. Чтобы в нормальном
полете пассажирских самолетов не пользоваться кислородом,
«высоту» в кабине поддерживают не более 3 км, что соответст-
вует избыточному давлению 46 кПа (0,47 кгс/см2) на высоте
10,5 км. В мировой практике приняты следующие максимальные
значения избыточного давления или безопасной «высоты» [32]:

Рис. 9. 3. Общий вид типового компенсирующего костюма в
скафандра:

а—компенсирующий костюм типа Т-1 (США); б—высотный скафандр
МК-1У фирмы Гудрич (США)

—	для герметических кабин бомбардировщиков 39—
44 кПа (0,4—0,45 кгс/см2);

—	для герметических кабин истребителей	24,5—

29,5 кПа (0,25—0,3 кгс/см2);

—	для высотных скафандров 7,5—11 км;

—	для гермошлемов компенсирующих костюмов 12 км;

—	для масок с избыточным давлением, применяемых в ком-
плекте с компенсирующим костюмом, 13 км.

С точки зрения безопасности действия взрывной декомпрес-
сии безопасную «высоту» в герметической кабине самолета
можно определить по формуле (9. 1). Поясним это на примере.
Примем

А<о 6,3 __

Рк~ 6,3

В данном случае рк0, как и в формуле (9.1), — давление
в кабине и в легких человека до декомпрессии, а рк— в снаря-
жении после декомпрессии, складывающееся из избыточного
давления в гермошлеме и давления окружающей атмосферы.

Найдем безопасную начальную «высоту» в кабине для ска-
фандра с «внутренней высотой» 11 км (абсолютное давление
22,7 кПа) при нулевом давлении наружной атмосферы:

Рко = 3(рк—6,3) + 6,3 = 3(22,7—6,3) +6,3 = 55,5 кПа,
что соответствует «высоте» в герметической кабине 4,8 км.

После аналогичных подсчетов для других видов высотного
снаряжения получим, что безопасная «высота» в герметической
кабине в зависимости от типа снаряжения не должна быть ниже

следующих величин:
для маски с избыточным давлением.................................7,5	км

для компенсирующего костюма с гермошлемом......................6,3	„

для скафандра с «внутренней высогсГ» 11СС0 м.................. 4,8	„

для скафандра с «внутренней высотой» 7500 м...................0	(т. е.

земное

давление)

В действительности скафандры с «внутренней высотой»
11 км обеспечивают защиту от взрывной декомпрессии и при
более высоком давлении в кабине, чем получено из расчета
(55,5 кПа), так как вследствие ограниченной пропускной спо-
собности регулятора давления в скафандре в течение первых
секунд сохраняется более высокое давление и процесс деком-
прессии удлиняется. Это хорошо, если запас прочности ска-
фандра допускает повышение давления.

9.4. КИСЛОРОДНО-ДЫХАТЕЛЬНАЯ АППАРАТУРА

Общие сведения и основные требования

Кислородно-дыхательная аппаратура в авиации и космонав-
тике служит для обогащения кислородом вдыхаемого воздуха

с целью поддержания в нем необходимого парциального давле-
ния кислорода при понижении барометрического давления.

Как уже указывалось (см. рис. 9.2), без применения избы-
точного давления в легких кислородные приборы обеспечивают
полеты до высоты 12 км; в отдельных (аварийных) случаях и
очень кратковременно возможен полет до 13 км.

Потребное содержание кислорода во вдыхаемом воздухе ^о2>
обеспечивающее заданное парциальное давление кислорода
в альвеолярном воздухе роа, определяется по теоретическому
уравнению *

Реек
РО2 + к
----------------------100%,	(9. 2)
РН — Рн2о + ^СО-2 О

где	ро г — содержание кислорода во вды-

хаемом воздухе (сухом);

рн — общее барометрическое дав-
ление;

Рн2о = 6,3 кПа (47 мм рт. ст.) —парциальное давление водяно-
го пара в альвеолах легких
(постоянное при постоянной
температуре тела);

ро2 и рСо2 — парциальное давление О2 и
СО2 в альвеолярном воздухе;
^д=^со2/^О2—коэффициент дыхания, равный
отношению объемов выделен-
ной углекислоты и поглощен-
ного кислорода (&д=0,74“1).

Уравнение (9.2) основано на том, что сумма объемного со-
держания О2, П2 и СО2 при измерении в сухом виде равна
100% и что азот не участвует в обмене.

Если принять дыхательный коэффициент ^д=1, то можно вы-
вести формулу для определения ^о2 из простого равенства, где
общее барометрическое давление равно сумме парциальных
давлений всех газов, находящихся в легких:

1.01	, Г (^“6,3).(100-еО2) 1

Р/у^^о. + б^+^со, + ----------—--------- •	(9.3)

Выражение в квадратных скобках представляет собой пар-
циальное давление азота в альвеолах, так как при &д=1 объем-
ное содержание азота (отнесенное к сухому воздуху) одинаково
как во вдыхаемом, так и в альвеолярном воздухе.

* Вывод этого уравнения изложен в работе [38].

Из уравнения (9.3) получаем

=	+	-100%,	(9. За)

Р/у-6,3

где парциальное давление газов выражено в килопаскалях.

Очевидно, что формула (9.3 а) является частным случаем
уравнения (9.2) при /?д=1.

Результаты подсчета потребного содержания кислорода
в маске для рсо2=5,3 кПа (40 мм рт. ст.) и ро2 = 14 кПа
(105 мм рт. ст.), т. е. для парциального давления кислорода
в альвеолах, соответствующего земным условиям, сведены
в табл. 9. 4.

Таблица 9.4

Потребное содержание кислорода в маске, соответствующее земным условиям

Высота полета, км	0	2	4	6	8	9	10
Потребное	содержание  кислорода, %:  при &д = 1	20,4	26,4	35	47,2	66	79	95,7
при &д=О,8	21,4	27,7	36,5	48,9	67,5	80	96

На высоте 10 км дыхание чистым кислородом эквивалентно
дыханию атмосферным воздухом на уровне моря.

Кислородное оборудование самолета включает в себя источ-
ники кислорода, бортовой и парашютный кислородные приборы,
кислородную маску, коммуникации, контрольные приборы, тру-
бопроводы и арматуру. Здесь кратко рассмотрены только собст-
венно кислородно-дыхательные приборы, к которым предъяв-
ляются следующие основные требования:

1)	автоматическое регулирование процентного содержания
кислорода по высоте ^согласно заданному закону (см. табл. 9.4)
как при медленном, так и при быстром подъеме;

2)	минимальное сопротивление вдоху;

3)	минимальный расход кислорода;

4)	простота в эксплуатации;

5)	безотказность в работе в условиях самолетных вибраций
и при температуре от —50° до +60° С (верхний предел темпе-
ратурных требований из года в год повышается в связи с ро-
стом аэродинамического нагрева и трудностями охлаждения
кабины).

По принципу действия кислородные приборы разделяются на
два основных типа: приборы с непрерывной подачей кислорода
и с периодической, так называемые легочные автоматы.

У первых кислород подается непрерывной струей, а у легоч-
ных автоматов — периодически только во время фазы вдоха.

Легочные автоматы более экономичны по расходу кислорода, но
обычно уступают приборам с непрерывной подачей по габари-
там и простоте.

Сопротивление вдоху характеризуется максимальным разре-
жением, которое человек создает своим вдохом в кислородной
маске (гермошлеме) для получения вдоха необходимого объема.
Желательно, чтобы при всех условиях сопротивление вдоху не

Рис. 9.4. Типовая зависимость сопротивления
вдоху от высоты полета Н и легочной венти-
ляции Ул

превышало 0,15—0,2 кПа (~15—20 мм вод. ст.). Однако это
требование в техническом отношении противоречит требованию
минимального расхода кислорода (для приборов с непрерывной
подачей) либо приводит к необходимости увеличивать диаметры
клапанов и шлангов у легочных автоматов.

У современных кислородных приборов указанное сопротив-
ление вдоху обеспечивается при легочной вентиляции 7,5—
15 л/мин. При большой легочной вентиляции (~30 л/мин) со-
противление вдоху на уровне земли достигает 0,6—0,7 кПа
(60—70 мм вод. ст.). Это вызывает некоторую затрудненность
дыхания и постепенно утомляет летчика. На рис. 9.4 показана
типовая зависимость сопротивления вдоху от величины легочной
вентиляции и высоты полета. С увеличением высоты за счет
уменьшения плотности газа сопротивление вдоху понижается,
что является благоприятным. Следует заметить, что из общей
величины сопротивления вдоху на долю маски (клапан вдоха
плюс гофрированный шланг с замком) приходится до 55—70%,
остальное падает на бортовые шланги, их разъемы, арматуру и
кислородный прибор. Сопротивление вдоху собственно кисло-
родного прибора составляет незначительную часть общего
сопротивления, так как порог чувствительности легочного авто-
мата составляет всего 0,05—0,07 кПа (~5—7 мм вод. ст). По-

этому в развитии кислородно-дыхательной аппаратуры наблю-
дается тенденция приблизить легочный автомат к лицу летчика,
т. е. создать малогабаритные приборы и устанавливать их не-
посредственно на маске, гермошлеме или снаряжении летчика.

Сопротивление выдоху обусловлено характеристикой кла-
пана выдоха маски, зависит от величины легочной вентиляции
и при средней работе составляет 0,3—0,4 кПа (30—40 мм
вод. ст.).

Определим потребный расход кислорода прибором типа ле-
гочного автомата исходя из необходимого процентного содер-
жания кислорода.

Концентрация кислорода во вдыхаемой смеси ^о2равна отно-
шению объема всего кислорода к общему объему смеси, равному
сумме подаваемого прибором кислорода Оо2, и объема подсо-
санного воздуха Кв. При постоянной температуре

Оо ~^ + 0,21Кв

?о2 =-----,	(9. 4)

где 6о2 — расход кислорода в нл/мин *;

Ро и рн — давление атмосферного воздуха соответственно на
уровне моря и на высоте.

Объем подсосанного прибором воздуха (в л/мин):

Ув = Уд-ООг-^-,	(9.5)

Рн

где Ул — легочная вентиляция в л/мин при давлении рн.

Из выражений (9.4) и (9.5) следует

Оо2=Кл(^-^)^.	(9.6)

\	79	] Ро

Результаты расчета по формуле (9.6) изображены пунктир-
ными линиями в нижней части рис. 9.5. На этом же рисунке
сплошными линиями показаны типовые характеристики совре-
менного кислородного прибора легочно-автоматического дейст-
вия. Расход кислорода у реального прибора несколько выше,
чем по теоретическому расчету, вследствие того, что точно вы-
держать заданное содержание кислорода в газовой смеси техни-
чески трудно и современные приборы дают завышенный про-
цент кислорода в смеси, особенно при большой легочной венти-
ляции (см. сплошные линии в верхней части рис. 9.5).

* См. сноску на стр. 255.

Таким образом, принципиально возможно дальнейшее повыше-
ние экономичности кислородных приборов.

Расход кислорода у прибора с непрерывной подачей зави-
сит от конструкции кислородной маски и системы ды-

хания.

В первых кислородных приборах подача была непрерывной,
маска была открытого типа. Кислород подавался из баллона
через понижающий редуктор и

Рис. 9. 5. Зависимость содержа-
ния кислорода в газовой смеси
и его расхода от высоты поле-
та и легочной вентиляции.
Пунктирные линии — расчет-
но-теоретические. Сплошные
линии — осредненные характе-
ристики современных приборов
типа легочного автомата

дозирующий механизм в маску,
имевшую небольшое калиброван-
ное отверстие, открытое в атмо-
сферу. Во время выдоха кислород
бесполезно расходовался, а во
время вдоха происходил подсос
атмосферного воздуха, и содер-
жание кислорода во вдыхаемом
воздухе уменьшалось. Высотность
этих приборов в среднем равня-
лась 8 км и не превышала 10 км
(без физической нагрузки). К та-
ким приборам, в частности, при-
надлежал хорошо зарекомендо-
вавший себя в период Великой
Отечественной войны прибор
КПА-Збис. При открытом кране
аварийной подачи кислорода
(т. е. при резком увеличении рас-
хода его) с этим прибором про-
изводились полеты на высотах до
12 км и выше.

Для уменьшения расхода кис-

лорода и повышения его содер-
жания во вдыхаемом воздухе
в комплекте прибора с непрерыв-
ной подачей применяют дополни-
тельную емкость, которая напол-
няется кислородом во время фа-
зы выдоха. При вдохе этот объем
кислорода складывается с непре-
рывной подачей прибора. Конст-

руктивно дополнительная емкость
выполняется в виде мешка на маске или в форме резинового
мешка в жестком корпусе (так называемого экономайзера),
устанавливаемого на борту самолета последовательно в линии

шланга вдоха.

В табл. 9. 5 приведен расход кислорода на одного человека
при пользовании прибором с непрерывной подачей для маски
открытого типа и маски с дополнительной емкостью.

Таблица 9.5

Нормы расхода кислорода для одного человека
приборами с непрерывной подачей

Высота полета, км	0	2	3	4	6	8	10	12
Расход кислорода при- бором КП-22 с маской открытого типа, нл/мин	0	0-2	1-3	2-4	3,5-6	6-7	Прибор не при- меняется	
Расход кислорода при- бором КП-32 с маской с мешком, нл/мин	0	0	0-2	1-3	2-4,5	3-5,5	4-6,5	4,7-7

Кислородные маски

Кислородные маски служат для подвода кислорода (или кис-
лородно-воздушной смеси) непосредственно к органам дыхания
и изоляции их от окружающей атмосферы.

Кислородная маска должна обладать следующими каче-
ствами:

1)	прикрывать одновременно нос и рот, не создавая затруд-
нений для дыхания;

2)	герметично прилегать к лицу и не сдвигаться даже при
перегрузках;

3)	не смещаться и не терять герметичность при действии
скоростного напора во время катапультирования из кабины;

4)	удерживать избыточное давление (для масок с повышен-
ным давлением);

5)	не мешать разговору и связи по радиотелефону;

6)	не ухудшать обзора и не стеснять движений головы;

7)	надевание и закрепление маски должно быть быстрым,
удобным и надежным, а ее снятие — легким и быстрым;

8)	длительное ношение маски не должно вызывать болезнен-
ных ощущений от давления маски или раздражения кожи лица;

9)	клапаны маски (вдоха и выдоха) должны работать без-
отказно, иметь малое сопротивление, быть герметичными и не
обмерзать при низких температурах наружного воздуха (на со-
временных самолетах в связи с кондиционированием воздуха
в кабинах требование предохранения от обледенения имеет
смысл только на случай аварии или спуска на парашюте);

10)	материалы, применяемые "'для изготовления масок и
шлангов, не должны иметь никакого запаха.

Герметичность маски — основное условие, необходимое для
•обеспечения требуемого содержания кислорода во вдыхаемом
воздухе.

Многие катастрофы, происшедшие на больших высотах, при-
чины которых остались неизвестными, вероятно, были вызваны

потерей сознания летчиками в результате кислородного голода-
ния. Это предположение подтверждается следующим фак-
том [78].

* В частях американских ВВС была проведена проверка в по-
летах состояния кислородного снаряжения на самолетах с гер-
метическими кабинами и двойным управлением. Летчик-инспек-

Рис. 9.6. Кислородная маска КМ-19
с дополнительной емкостью:

/—корпус маски; 2— проволочная дужка; 3—
клапан выдоха; -/—патрубок; 5—дыхатель-
ный мешок; 6—трубка; 7—шланг подачи

кислорода; 8—тесьма крепления

прилегание ее к лицу и хорошую

тор незаметно для контро-
лируемого летчика еще до
запуска двигателя открывал
кран сброса давления воз-
духа из кабины. Затем осу-
ществляли полет на высоту
9150 м и пребывание на ней
до 30 мин. При этом 10,5%
летного состава, подвергше-
гося проверке, испытывали
кислородное голодание, в
том числе 7% — с кратковре-
менным обмороком. Глав-
ной причиной послужило
небрежное отношение к со-
держанию в чистоте кис-
лородной маски, следствием
чего была негерметичность
клапана выдоха. В других
случаях негерметичность ма-
ски была вызвана непра-
вильным выбором размера
маски и невниманием к ее
подгонке и креплению на
чице.

Современные маски для
летчиков обычно выпускают-
ся нескольких размеров, что-
бы обеспечить равномерное
герметичность для различных

антропологических типов и размеров головы. Герметичность
< маски характеризуется величиной подсоса воздуха, которая дол-
? жна быть минимальной.

~~ Речь по радиотелефону может передаваться с помощью
обычных ларингофонов или микрофона, смонтированного внутри
маски. Микрофон дает лучшую разборчивость речи в высотных
условиях; его следует предпочесть еще потому, что, не запросив
по радио разрешения, летчик не вылетает с аэродрома и, следо-
вательно, исключается возможность подъема на высоту без кис-
лородной маски.

Для того чтобы уменьшить силы, действующие на маску
при перегрузке, ее масса должна быть минимальной. Кроме

того, легкая маска меньше давит на лицо. Сдвига маски при ка-
тапультировании и обдуве можно избежать соответствую-
щими креплением и конфигурацией ее корпуса. От сдвига маски
вниз предохраняет верхняя центральная струна. Сдвигу вверх
и вбок, помимо боковых тесемок, препятствует нижняя часть
маски, облегающая подбородок. От нарушения герметичности
при, обдуве хорошо защищает жесткий накладной корпус маски.

 К маскам и кислородным приборам, предназначенным для
| пассажирских самолетов, не предъявляется специальных требо-
ваний, связанных с катапультированием и обдувом потоком.
Для них главным является требование экономии в расходе кис-
лорода и простоты обращения с маской. На рис. 9.6 показана
схема отечественной кислородной маски КМ-19 с дополнитель-
ной емкостью, применяемой в комплекте с кислородным прибо-
ром коллективного пользования КП-32 (для 20 человек) на
а пассажирских самолетах.

Маска КМ-19 работает следующим образом.

Кислород подается непрерывным потоком по тонкому
шлангу 7 и перфорированной трубке 6 в дыхательный (резино-
вый) мешок 5. Последний широким патрубком 4 соединен с кор-
пусом маски 1.

При выдохе первая порция воздуха, более богатая кислоро-
дом, наполняет мешок 5; остальной выдыхаемых воздух, насы-
щенный углекислотой, выпускается через два пористых кла-
пана 3. В момент вдоха человек всасывает все содержимое
мешка плюс кислород, подаваемый прибором. Таким образом,
мешок уменьшает сопротивление вдоху и позволяет сократить
норму расхода кислорода (см. табл. 9.5).

Для подгонки корпуса маски по переносице служит прово-
лочная дужка 2, а для крепления маски на голове — тесьма 8.

На современных пассажирских самолетах возможно быст-
рое надевание маски, так как в случае падения давления в ка-
бине маска автоматически выбрасывается из ячейки, располо-
женной под потолком кабины, и повисает на своем шланге пе-/
ред лицом пассажира.

Принципиальная схема маски с избыточным давлением изо-
бражена вместе с кислородным прибором на рис. 9.9. Общий
вид маски, применяемой в сочетании с компенсирующим костю-
мом, показан вместе с защитным шлемом (см. рис. 9.62). Кор-
пус маски состоит из монолитной резины с мягким обтюрато-
ром для герметичного прилегания к лицу. В корпусе имеется
фигурная стальная скоба, на которой монтируется тесьма креп-
ления маски. Скоба, кроме того, предохраняет маску от дефор-
мации под действием внутреннего избыточного давления или
внешнего потока.

Принципиальная схема клапана выдоха маски, работающей
с избыточным давлением, приведена на рис. 9.7. Кислород по-

ступает в маску во время вдоха через гофрированный шланг и
клапан вдоха. Последний состоит из собственно резинового кла-

пана тарельчатой формы и пластмассового седла.

Клапан выдоха предназначен для удаления выдыхаемой га-

зовой смеси как при отсутствии, так и при наличии избыточного

Рис. 9. 7. Клапан выдоха маски

с избыточным давлением:

/—направляющая втулка; 2—лепест-
ковый клапан; 3—гайка; 4—корпус
клапана выдоха; 5—клапан-мембра-
на; 6—кольцевой амортизатор; 7—
накидная гайка; 8—крышка; 9—
пружина

давления в маске. Для этого ле-
пестковый клапан выдоха 2 под-
жимается через пружинку 9
к своему седлу резиновым клапа-
ном-мембраной 5, внутренняя по-
лость которого трубочкой соеди-
няется с линией вдоха или с ре-
гулятором давления маски. Когда
на высотах более 12 км в маску
поступает кислород с избыточ-
ным давлением, то же давление
действует изнутри клапана-мем-
браны 5, уравновешивает давле-
ние в маске, и клапан не может
самопроизвольно открываться.
Тем более он будет закрыт во
время вдоха, когда в маске пони-
жается давление. При выдохе

ствует герметизации клапана

давление в маске повышается,
лепестковый клапан 2 и клапан-
мембрана 5 отходят от седла, и
выдыхаемая смесь через окна
в корпусе клапана удаляется
в атмосферу. Пружина 9 способ-
2 при вдохе и устраняет возмож-

ность прилипания его к клапану-мембране.

Для более герметичного прилегания маски к лицу служит
компенсатор натяга, закрепленный на шлемофоне. При созда-
нии избыточного давления в маске резиновые камеры компен-

сатора раздуваются и натягивают тесьму крепления маски.

Кислородные маски, применяемые с легочными автоматами
для полетов до высоты 12 км, отличаются от описанной тем, что
имеют простой клапан выдоха, состоящий из тонкого слюдя-
ного диска, поджатого к пластмассовому седлу пружинкой.

Современные маски имеют следующую массу:

Маска для полетов до 12 км.............................

Маска с избыточным давлением (без регулятора давления) .

Маска с избыточным давлением (включая регулятор давле-
ния и компенсатор натяга) ...............................

0,35—0,5 кг
~0,6 кг

1,2—1,7 кг

Для того чтобы вес регулятора и шлангов не передавался на
голову летчика, регулятор прикрепляют к ремню подвесной си-
стемы парашюта быстроразъемным замком.

Маски для скафандров аналогичны маскам для высот до
12 км, но более облегченные, так как они не должны противо-
стоять воздушному потоку. Для уменьшения габаритов маски,
надеваемой внутрь шлема, клапаны вдоха и выдоха переносят
иногда с маски на соответствующие шланги.

Особо следует остановиться на проблеме приема воды лет-
чиком, пользующимся кислородной маской. По литературным
данным *, летчик стратегического самолета теряет вследствие
испарения в течение 8—9 ч несколько килограммов своей массы.
Для сохранения умственной и физической работоспособности
ему необходим прием воды и пищи. Кратковременное снятие
маски разрешается при «высоте в кабине» не более 6 км. Для
питания летчика на больших высотах применяются маски
(шлемы), в передней части которых на уровне рта установлен
специальный герметичный клапан. Этот клапан принудительно
открывается пластмассовым мундштуком, соединенным трубкой
с термосом, содержащим чай, кофе, молоко, воду, питательные
жидкие смеси.

Бортовые (стационарные) кислородные приборы

Основным и наиболее распространенным типом бортовоп>
кислородного прибора являются приборы с периодической пода-
чей. В чистом виде принцип легочного автомата, т. е. подача
по потребности во время фазы вдоха, применяется только до тех
пор, пока «высота» в кабине не превышает 12 км и кислородная
маска герметично прилегает к лицу. В остальных случаях борто-
вой прибор с помощью дополнительных механизмов непрерывно
подает кислород. Это повышает надежность питания кислоро-
дом и обеспечивает безопасность высотного полета.

Типовая принципиальная схема кислородного прибора типа
легочного автомата приведена на рис. 9.8.

Прибор действует следующим образом. Разрежение, возни-
кающее в маске при вдохе, распространяется по шлангу в кор-
пус прибора, эластичная мембрана 1 прогибается и нажимает
на рычаг 2 легочного автомата. Рычаг 2 через звенья передачи
открывает клапан 4, и кислород проходит к соплу инжектора 6
и одновременно к штуцеру индикатора. Струя кислорода, выте-
кающая из сопла 5, создает в корпусе инжектора разрежение
и через обратный клапан 8 подсасывает наружный воздух, обра-
зуя кислородно-воздушную смесь. Состав смеси регулируется
автоматически клапаном 9, связанным с пакетом анероидов 10.
При увеличении высоты анероиды расширяются и уменьшают
площадь проходного сечения для воздуха. На высоте около 9 км
клапан 9 полностью закрывается, и в маску поступает чистый
кислород.

* Р1у1п^, 1957, уо1. 61, Мо. 1, рр. 31, 84—89.

Рис. 9. 8. Принципиальная схема кислородного при-
бора типа легочного автомата:

1—мембрана; 2—рычаг; 3, 5, 7, /5—пружины; 4—клапан; 6—
сопло инжектора; <§—обратный клапан; 9—клапан подсоса
воздуха; 10— пакет анероидов; //—ручной выключатель
подсоса воздуха; /2—диффузор инжектора; 13— пакет
анероидов механизма избыточного давления; 14—колпачок;
16—штуцер (сообщается с атмосферой или соединяется с
оболочкой скафандра); 17—кислородная маска; 18—клапан

вдоха (резиновый); 19—клапан выдоха (слюдяной)

При желании летчик может прекратить подсос воздуха, по-
вернув рукоятку Это может понадобиться для десатурации
или при появлении в кабине вредных примесей.

При выдохе давление в рабочей камере прибора увеличи-
вается, мембрана 1 и рычаг 2 отклоняются влево (по рис. 9.8),
клапан 4 закрывается и подача кислорода прекращается до сле-
дующего вдоха.

Сопло инжектора имеет очень малое отверстие и может легко
засориться. Для того чтобы не прекратилась подача кислорода
и не разрушился индикатор, сопло выполняется в виде предо-
хранительного клапана, закрываемого пружиной 5.

Сопло срабатывает как клапан также и в тех случаях, когда
потребный объем кислорода превышает пропускную способность
дюзы сопла.

Чтобы уменьшить опасность кислородного голодания при
негерметично надетой маске, прибор имеет дополнительный
механизм, состоящий из анероидов 13, колпачка 14 и пружины
15. На высотах более 5—6 км анероиды расширяются и через
колпачок 14 и пружину 15 начинают давить на мембрану. Если
маска герметична и в ней на выдохе поддерживается подпор
0,35—0,40 кПа (35—40 мм вод. ст.), то сила внутреннего давле-
ния на мембрану превышает силу пружины 15, и во время фазы
выдоха клапан 4 будет закрыт. Если же маска негерметична, то
прибор обеспечит непрерывную подачу кислорода как на фазе
вдоха, так и на фазе выдоха, что видно по показаниям индика-
тора кислорода.

По описанной схеме выполняются бортовые кислородные
приборы, предназначенные для полетов на высоту до 12 км.

Для получения необходимого парциального давления кисло-
рода при полетах на большие высоты необходимо создать в лег-
ких избыточное давление кислорода.

Без уравновешивающего противодавления на грудную и
брюшную области разрешается иметь избыточное давление
в маске до 3,5 кПа ( — 26 мм рт. ст.), что обеспечивает пребыва-
ние на высотах до 15 км столько времени, сколько требуется для
снижения де безопасной высоты 12 км.

Для полетов до высоты 16 км абсолютное давление в маске
должно соответствовать высоте не более 13 км, а вся поверх-
ность тела должна подвергаться противодавлению, равному
разности давлений на высоте 13 км и на данной высоте полета.
Если этого не сделать, то выдох станет непереносимо тяжелым,
а кровообращение нарушится вследствие отлива крови от туло-
вища к конечностям.

На рис. 9.9 приведена схема английского кислородного при-
бора МК-17, аналогичного американскому прибору П-2, снаб-
женного механизмом повышенного давления. Прибор имеет ре-
дуктор, понижающий давление кислорода на входе до 206 кПа

Кислород от парашютного прибора.

Рис. 9. 9. Схема кислородного прибора с избыточным дав-
лением:

/—запорный вентиль; 2—фильтр; 3—манометр; 4—пружина; 5—
впускной клапан редуктора; 6—сильфон редуктора; 7—клапан ле-
гочного автомата; 8—пружина легочного автомата; 9- мембрана
легочного автомата; 10— сопло инжектора; //—мембрана индикатора
потока; 12—смигалка» индикатора; 13—сильфон автомата подсоса
воздуха; 14—клапан автомата подсоса воздуха; /5—обратный кла-
пан; 16—сильфон малого избыточного давления; /7—пружина; 18—
толкатель; 19—сильфон повышенного давления; 20— предохранитель-
ный клапан; 21—ручное включение избыточного давления; 22—бы-
строразъемная муфта; 23—регулятор давления в маске; 24—компен-
сированный клапан выдоха; 25—клапан вдоха

(2,1 кгс/см2), и механизм автоматического подсоса воздуха,
аналогичный описанному выше (см. рис. 9.8).

При «высоте» в кабине от нуля до 3 км кислород или смесь
кислорода и воздуха поступает из полости В легочного авто-
мата в маску под давлением, равным давлению воздуха в ка-
бине. Когда «высота» в кабине достигает 3 км, сильфон малого
избыточного давления 16 начинает расширяться, и центральная
пружина 17, находившаяся в сжатом состоянии, освобождается
и через толкатель 18 и систему рычагов воздействует на клапан
легочного автомата в направлении его открытия.

Усилия пружин 8 и 17, площадь большой мембраны и пере-
даточные числа рычагов подобраны так, что на высоте 3,6 км
в рабочей полости прибора устанавливается подпор 0,25 кПа
(~25 мм вод. ст.). Этот подпор предотвращает подсос воздуха
в маску из окружающего воздуха и облегчает вдох.

При «высоте» в кабине более 12 км сильфон повышенного
давления 19 расширяется, в результате чего центральная пру-
жина 17 сжимается и усилие, прилагаемое к центру мембраны
легочного автомата, увеличивается по мере падения давления
в кабине, приоткрывая клапан 7. Вследствие этого кислород
поступает для дыхания под избыточным давлением по сравне-
нию с окружающей средой. У прибора МК-17 избыточное дав-
ление изменяется от 0,5 кПа на высоте 12 км до 4 кПа при «вы-
соте» в кабине 15 км.

Обратный клапан 15 в автомате подсоса воздуха препятст-
вует утечке кислорода, когда давление в рабочей полости В
выше давления воздуха в кабине.

Предохранительный клапан 20, установленный на корпусе
прибора, предотвращает повышение давления в его рабочей
полости более 10 кПа (~ 1000 мм вод. ст.).

Для проверки избыточного давления в маске перед полетом
служит аварийная кнопка, которая через пружину связана
с рычагами легочного автомата и имеет два положения: в пер-
вом положении (поворот кнопки) создается избыточное давле-
ние 0,5 кПа, во втором (нажим кнопки) —2,5 кПа.

В случае катапультирования включается подача кислорода
от парашютного прибора и разъединяется быстроразъемная
муфта, после чего избыточное давление в маске поддерживается
регулятором, установленным на конце ее шланга.

Кроме описанного непосредственного (механического) спо-
соба создания избыточного давления в кислородном приборе,
применяется также пневматическое регулирование. В этом слу-
чае небольшое дополнительное количество кислорода подается
в надмембранную полость, давление в которой регулируется
в зависимости от высоты анероидными и пружинными предо-
хранительными клапанами. Это давление создает такой же
эффект, как и прямое воздействие сильфонов и пружин на мем-
брану легочного автомата.

У приборов с избыточным давлением непрерывная подача
кислорода, включающаяся автоматически на высоте 11,5—
12,5 км, обычно составляет 17—23 л/мин (приведенных к зем-
ным условиям). Выключаться подача может с запаздыванием
на высоте около 8—10 км. Об этом следует помнить при расчете
потребного запаса кислорода.

Контрольные приборы

Контроль и наблюдение за исправной работой бортовых кис-
лородных приборов производятся с помощью манометров и так
называемых индикаторов потока кислорода. Для приборов с не-
прерывной подачей кислорода индикатор по принципу дейст-
вия аналогичен поплавковому ротаметру (газомеру) или осно-
ван на принципе замера перепада давлений в узком и широком
сечениях трубки Вентури. Для легочных автоматов устанавли-
ваются качественные индикаторы потока в виде двух мигающих
«глазков» (флажков), реагирующих на изменение давления
в момент вдоха на входе в инжектор легочного автомата. В слу-
чае непрерывной подачи кислорода глазки индикатора остаются
постоянно открытыми.

Для контроля давления в скафандрах и шлемах компенси-
рующих костюмов применяется комбинированный прибор, так
называемый указатель высоты и перепада давлений. Основная
шкала прибора показывает, какой высоте соответствует давле-
ние в шлеме (маске). Кроме того, прибор измеряет перепад
давлений между шлемом и кабиной.

Парашютные кислородные приборы

Общие сведения, требования и принцип действия

Парашютные кислородные приборы (ПКП) являются при-
борами индивидуального пользования и служат для питания
летчиков кислородом при покидании самолета (катапультирова-
нии) и спуске на парашюте. Кроме того, ПКП в случае отказа
основной кислородной системы может быть использован для пи-
тания при снижении самолета до безопасной высоты (порядка
4 км, ниже которой питание кислородом не обязательно).

По принципу действия ПКП обычно относятся к приборам
с непрерывной подачей кислорода. Запас кислорода содержится
под высоким давлением порядка 15 МПа (~150 кгс/см?) в ба-
тарее баллончиков или в одном баллоне. В нормальных усло-
виях полета этот запас не расходуется, и летчик дыши г кисло-
родом, поступающим от бортового прибора.

Основные требования к ПКП можно свести к следующим:

1.	В случае покидания самолета подача кислорода должна
включаться автоматически абсолютно надежно и безотказно.

2.	При компоновке прибора должно быть учтено его разме-
щение на человеке или парашюте. Прибор не должен мешать
летчику в полете и при катапультировании.

3.	Нормы подачи кислорода и его запас должны быть согла-
сованы с режимом и временем спуска на тормозном и основном
парашютах при катапультировании (см. рис. 8.4—8.8), а также
с временем снижения самолета с максимальной до безопасной
высоты при отказе бортовой кислородной системы.

Физиологические нормы подачи кислорода парашютным
прибором в маску могут быть приняты в соответствии с дан-
ными табл. 9. 6.

Таблица 9.6

Физиологические нормы подачи кислорода ПКП

Высота, км	12 и выше	11	10	9	8	7	6	5
Норма подачи О2 в нл/мин, не менее	14	12	9,5	7,5	6	4	3	2

По способу регулирования подачи кислорода парашютные
приборы можно разделить на редукторные и безредукторные.
В приборах с редуктором давление кислорода, поступающего из
баллона, снижается с 15 до 0,4—1,0 МПа (у приборов различ-
ных фирм). На выходе из редуктора помещена дюза (сопло).
Адиабатическое истечение кислорода через сопло со звуковой
критической скоростью и постоянным давлением перед соплом
обусловливает в таких приборах постоянный расход кислорода.
Этот расход обычно устанавливают в пределах 6—8 нл/мин.
Применяют эти приборы для полетов
с масками до высоты порядка 10 км.

В безредукторных парашютных КП
кислород из баллона непосредственно че-
рез сопло или капиллярную трубку по-
ступает в шланг вдоха маски. В обоих
случаях расход кислорода является наи-
большим в момент включения прибора
и уменьшается по мере снижения давле-
ния в баллоне (рис. 9.10). Такая харак-
теристика в основном соответствует по-
требным физиологическим нормам - (см.
табл. 9. 6) и режиму спуска с высоты.

У безредукторных приборов с соплом
диаметр последнего весьма небольшой
(менее 0,15 мм) и его трудно изготовить.
В приборах с капилляром применяют
медную трубку внутренним диаметром
0,35 мм и длиной 4500 мм. Необходимый

Рис. 9. 10. Зависимость
расхода кислорода от
времени работы прибора
КП-23. Емкость 0,83 л;
начальное давление
15 МПа ( — 150 кгс/см2)

расход кислорода достигается калибровкой внутреннего канала
трубки путем химического травления. Указанные диаметр и
длина трубки исключают возможность замерзания в ней влаги,
которая в незначительном количестве может содержаться в кис-
лороде. У приборов с соплом замерзание более вероятно, так как
процесс адиабатического истечения из сопла сопровождается
значительным понижением температуры *.

В случаях когда отделение летчика от катапультируемого
кресла предусмотрено на высотах только ниже 5 км, аварийный
запас кислорода может быть размещен на кресле. В этом слу-
чае расход дозируется единым регулятором подачи кислорода,
установленным в кресле или на летчике и выполняющим свои
функции как в штатном полете, так и при катапультировании.

В настоящее время в основном применяются безредукторные
парашютные кислородные приборы, размещаемые на летчике
или подвесной системе парашюта, а также кислородные си-
стемы с размещением аварийного запаса кислорода на кресле.

Компоновка и конструкция
парашютных кислородных приборов
и их работа при катапультировании

Парашютные КП компонуются или с одним баллоном, или
с батареей баллончиков, смонтированных в плоской коробке.

Первый вариант компоновки осуществлен в англо-американ-
ских приборах. На горловине баллона, имеющего водяную ем-
кость 0,4—0,7 л, устанавливаются запорно-пусковое устройство,
малогабаритный манометр, дозирующее сопло с фильтром перед
ним и расходный и зарядный штуцера. Такой парашютный при-
бор помещают в мягкий чехол, который пристегивается ремнями
к подвесной системе парашюта около пояса или непосредст-
венно к бедру летчика (см. рис. 9.3,а). Крепление баллона дол-
жно быть достаточно прочным и исключать возможность его
срыва при катапультировании.

Прибор включается автоматически барометрическим датчи-
ком при давлении, соответствующем высоте около 13 км. Пред-
усмотрено также ручное включение прибора (см. на рис. 9. 3, а
трос с шариком около левой руки).

Вторая компоновка применена для отечественных парашют-
ных приборов КП-23 и КП-27М. Принципиальные схемы этих
приборов приведены на рис. 9. И. Кислород содержится в бата-
рее из последовательно соединенных мельхиоровых баллончи-
ков общей емкостью около 0,83 л с наружным диаметром
20,5 мм и толщиной стенки 1,25 мм. Рабочее давление 15 МПа.
Весь прибор смонтирован в дуралюминиевой коробке высотой

* ПКП полагается заряжать осушенным кислородом с точкой росы не вы-
ше минус 55° С.

Рис. 9. 11. Принципиальные схемы парашютных кислородных приборов
КП-23 (а) и КП-27М (б):

*1—зарядный штуцер; 2—обратный клапан; 3—батарея баллончиков; 4—фильтр; 5—ма-
нометр; 6—капиллярная трубка; 7—запорный клапан; 8—переключатель; 9—баллончик
для быстрого наполнения пневмокамер ВЦЦ; 10—пускатель; //—бортовой (стационар-
ный) кислородный прибор; 12— маска; 13—редуктор давления в маске; 14—боуденов-
ская оболочка, в которой проходит трос включения прибора КП-27М в работу; /5—
ручное включение; 16—фал (цепочка или трос); /7—объединенный разъем

23 мм, которая крепится к ранцу «сидячего» парашюта или
(в случае наспинного парашюта) к подвесной системе.

С одной стороны к батарее присоединен зарядный штуцер 1,
а с другой — манометр 5 и капиллярная трубка 6 (ее пара-
метры приведены выше). Через капиллярную трубку батарея
соединена с запорно-пусковым устройством. Прибор включается
в работу автоматически при катапультировании.

Приборы КП-23 и КП-27М имеют некоторые конструктивные
различия в основном в системе запорно-пускового устройства
(переключателя), обусловленные тем, что первый из них приме-
няется на креслах, не имеющих объединенных разъемов комму-
никаций, а второй для кресел, снабженных объединенными
разъемами.

Второе принципиальное отличие прибора КП-27М от КП-23
заключается в том, что у первого имеется дополнительный бал-
лончик объемом 0,046 л, соединенный напрямую с пускателем
и предназначенный для быстрого заполнения камер натяжного
устройства компенсирующего костюма в момент катапультиро-
вания.

В верхней части рис. 9. 11 показано присоединение парашют-
ных кислородных приборов к бортовой системе.

У прибора КП-23 кислородный шланг, соединяющий борто-
вой прибор с кислородной маской, проходит через переключа-
тель, снабженный запорным клапаном и быстроразъемным
замком (рис. 9.12). В момент покидания летчиком самолета
отсоединение бортового шланга и переход на питание от пара-
шютного прибора осуществляется одновременно и автоматиче-
ски. При начальном движении кресла натягивается фала 16
(цепочка или трос), шпильки разъединителя 14 выдергиваются
из отверстий, пластинчатые пружины 12 освобождают кониче-
ские выступы И переключателя и под действием пружины 5,
рычага 6 и штока 10 шланг бортового прибора отбрасывается.
Одновременно пружина 5 нажимает на толкатель 4, открывает
запорный клапан 5, и кислород устремляется из батарей через
капиллярную трубку в шланг маски. Обратный клапан 9 пре-
пятствует утечке кислорода из корпуса переключателя в атмо-
сферу. По мере израсходования запаса кислорода и уменьшения
его подачи, когда во время вдоха в маске может возникнуть
разрежение, необходимый для дыхания воздух подсасывается
через слюдяной клапан 9.

Кислородный шланг при соединении двух частей переключа-
теля герметизируется резиновой прокладкой 13, которая под-
жимается винтом-муфтой 15 после того, как шпильки 14 будут
вставлены в конусы 11.

В отличие от КП-23 у КП-27М отсутствует замок для разъ-
единения бортового кислородного шланга (последний проходит
в стороне от прибора) и имеется только пускатель для автома-
тического или ручного включения подачи кислорода. Бортовые

шланги разъединяются специальным механизмом, так называе-
мым объединенным разъемом коммуникаций, устанавливаемым
на кресле. При катапультировании летчика объединенный
разъем автоматически раскрывается при помощи фала, при-

Рис. 9. 12. Переключатель прибора КП-23:

1—фильтр; 2, 5, 8—пружины; 3—запорный клапан; 4—толкатель; 6—рычаг; 7—поводок;
9—обратный клапан; 10—шток; //—втулка с конусообразным выступом; /2—пружина;
13—резиновая прокладка; 14—шпилька разъединителя; /5—винт-муфта; /6—цепочка
разъединителя (фал)

крепленного к полу кабины. При этом нижняя колодка разъема,
с которой связан тросик включения КП-27М в работу, остается
на самолете, а верхняя часть разъема «уходит» вместе с летчи-
ком. Расположенные в штуцерах верхней колодки обратные
клапаны перекрывают все коммуникации, изолируя органы ды-
хания от атмосферы. Шланг для подачи кислорода от КП-27М

Рис. 9. 13. Принципиальная схема пускателя прибора КП-27М:
/—фильтр; 2, 5, 9—пружины; 3—клапан; 4, 5—толкатель; 7—прокладка;
8—кронштейн; 10—шток; //—рычаг; 12—шпилька; /3—чека; 14—трос, при-
соединяемый к бортовой колодке объединенного разъема; /5—ручное
включение

в маску и компенсирующий костюм непосредственно присоеди-
няется к соответствующим коммуникациям с помощью трой-
ника на участке между верхней частью объединенного разъема
и индивидуальным снаряжением (см. рис. 9.24 и 9.25).

Пускатель прибора КП-27М (рис. 9.13) работает следующим
образом. При выдергивании троса 14 вытаскивается чека 13 из
шпильки 12. Вследствие этого шток 10, который удерживался
через рычаг 11 шпилькой 12, под действием усилия сжатой пру-
жины 9 нажимает на толкатели 6 и 4. Последний открывает
запорно-пускойой клапан 3. При дальнейшем перемещении
шток 10 прижимает имеющуюся в нем прокладку 7 к крон-
штейну 8, герметизируя этим полость ’Л. Воздух, необходимый
при уменьшении подачи кислорода, подсасывается через слюдя-
ной обратный клапан, помещенный в кислородном штуцере ли-
нии вдоха на верхней колодке объединенного разъема.

Масса КП-23 4,9 кг и КП-27М 5,3 кг.

Размещение парашютных приборов КП-23
и КП-27М на парашюте и в кресле

Приборы КП-23 и КП-27М применяются с парашютами,
ранцы которых имеют специальный карман для размещения
этих приборов. При полетах с носимым запасом, располагаемым
в чашке кресла, карман для парашютного прибора помещают
между носимым запасом и летчиком, прикрепляя его к подвес-
ной системе парашюта. Как правило, КП-23 и КП-27М вклады-
вают в карман парашюта с передней стороны, т. е. пускателем
в сторону лица летчика. Однако допустимо и противоположное
расположение приборов. В случае укладки КП-23 шлангами
в сторону спинки кресла необходимо иметь в чашке-сиденья до-
статочно большое отверстие для выхода отсоединяемого шланга
при катапультировании и проверить это путем отстрела на
наземной катапульте.

Шланг КП-27М должен быть направлен в сторону объеди-
ненного разъема коммуникаций. Для самолетов с катапультиро-
ванием вверх объединенный разъем принято устанавливать на
левой стороне кресла.

\/ » ! ВЫСОТНО КОМПЕНСИРУЮЩИЕ КОСТЮМЫ

___I Общие сведения и принцип действия

Высотно-компенсирующие костюмы (ВКК) служат для без-
опасности полета и спасения летчика в случае разгерметизации
кабины на высотах более 12—15 км и применяются в комплекте
либо с кислородной маской с избыточным давлением, либо
с герметическим шлемом (см. рис. 9.3,а). В первом случае пре-
дельная высота полета равна 16—17 км, а во втором может
290

достигать 40—50 км, правда, на весьма ограниченное время,
исчисляемое немногими минутами *.

Для дыхания под избыточным давлением, превышающем
3,5 кПа (26,2 мм рт. ст.), необходимы дополнительные средства,
облегчающие дыхание и кровообращение, а именно:

1)	компенсация дыхательных мышц грудной клетки и жи-
вота, обеспечивающая выдох, а следовательно, и сохранение
ритма дыхания;

2)	компенсация системы кровообращения, обеспечивающая
возврат венозной крови из конечностей и головы и отсутствие
в них застоя крови.

Для спасения с высот до 16 км можно ограничиваться ком-
пенсацией только грудной клетки и живота (с помощью компен-
сирующего жилета с маской, в которой поддерживается абсо-
лютное давление кислорода около 17 кПа (~127 мм рт. ст.);
для спасения с больших высот необходимо одновременное при-
менение обоих видов компенсации, что обеспечивается ВКК
с гермошлемом.

На высотах до 12 км абсолютное давление кислорода в гер-
мошлеме равно наружному. Выше 12 км в гермошлеме.автома-
тически поддерживается постоянное абсолютное давление, соот-
ветствующее этой высоте, т. е. 19,4 кПа. Поэтому при подъеме
выше 12 км избыточное давление в шлеме, по условиям стан-
дартной атмосферы, должно достигать величин, указанных
в табл. 9.7.

Таблица 9.7

Зависимость избыточного давления в гермошлеме ВКК от высоты полета

Высота полета в км	12	15	18	21	25	30	50 и выше
Избыточное давление в шлеме:  • • в мм рт. ст.  в кПа	0  0	54  7,2	88  11,7	109  14,55	125  16,7	136,5  18,2	145  19,4

Компенсирующий костюм должен обладать следующими
основными качествами:

1)	оказывать на всю поверхность'тела человека равномерное
противодавление, равное давлению газа в легких;

2)	не нагружать дыхательную мускулатуру грудной клетки
и .живота при дыхании без избыточного давления и разгружать
этц мышцы при дыхании под избыточным давлением;

* Предельная высота и особенно продолжительность полета в ВКК зави-
сят от многих факторов: типа и размеров дыхательной камеры, подгонки ко-
стюма, физической и эмоциональной нагрузки на летчика, предварительной
десатурации, от соблюдения режима отдыха и питания перед подъемом и пр.

3)	не стеснять движений летчика;

4)	быть воздухе- и паропроницаемым;

5)	надеваться и сниматься без посторонней помощи;

6)	не затруднять ведения радиосвязи при дыхании под избы-
точным давлением;

7)	быстро приводиться в состояние готовности.

Принцип действия высотно-компенсирующего. костюма за-
ключается в том, что поверхность тела подвергается механиче-
скому обжатию с удельным давлением, равным давлению газа

Рис. 9. 14. Принципиальные
схемы натяжных устройств
для механического обжатия
поверхности тела (попереч-
ный разрез):

а—с круглыми цилиндрически-
ми пневмокамерами; б—с пло-
скими пневмокамерами. Жир-
ная линия — контур пневмокаме-
ры; двойные тонкие линии — обо-
лочка костюма; рк—давление
внутри пйевмокамеры; удель-
ное давление костюма на тело

в легких, с помощью специальных натяжных устройств, внутрь
которых заложены пневматические камеры.

На рис. 9. 14 показаны принципиальные схемы действия двух
типов натяжных устройств.

Силовая схема устройства, изображенного на рис. 9.14, а,
представляет собой как бы петлю в форме восьмерки, у которой
в малый круг вставлена пневмокамера. При наполнении газом
камера распрямляется, увеличивается в диаметре и стягивает
-большой круг, т. е. уменьшает периметр костюма.

В схеме рис. 9. 14, б при создании избыточного давления ка-
мера раздувается и одной своей стороной давит на поверхность
тела, а другой натягивает оболочку костюма. Если камера охва-
тывает не менее половины периметра, то на поверхности тела
создается равномерное давление по всему периметру (7~/7к).

Натяжные устройства ВКК в основном выполняются по
схеме рис. 9. 14, а, так как в этом случае поверхность тела со-
вершенно не закрывается резиновой камерой, препятствующей
естественной вентиляции тела. Устройства, выполненные по
схеме рис. 9. 14,6, удобны и применяются для компенсации обла-
сти живота, груди, межлопаточной впадины, а также кистей рук
и ступней ног (в последних двух случаях камеру располагают
на тыльной стороне).

“^ Рассмотрим некоторые вопросы, лежащие в основе проекти-
рования ВКК:

т

основных

типов

Рис. 9. 15.' К расчету давления
костюма на тело человека

1)	чему равно истинное давление костюма на туловище и ко-
нечности;

2)	каково необходимое давление газа в пневмокамерах на-
тяжного устройства по отношению к давлению газа в гермо-
шлеме (т. е. в легких);

3)	каким должно быть натяжное устройство, чтобы не за-
труднять дыхания под избыточным д<

4)	каковы достоинства и не^
компенсирующих натяжных уст-
ройств.

Определим -давление, создавае-
мое костюмом, выполненным по
схеме рис. 9.14, а. Будем учитывать
только трение между бельем и ко-
стюмом (трением в натяжной ка-
мере пренебрегаем).

 Введем следующие обозначения
(рис. 9.15): •
— радиус-вектор - [7? =
= /?((р)—уравнение кон-
тура поперечного сечения
тела];

ср — угол между направлени-
ем радиуса-вектора и по-
лярной осью, совпадаю-’

щей с положительной осью х;

(1 — диаметр пневмокамеры натяжного устройства;

рк — давление в пневмокамере;

Т — натяжение в материале на .единицу длины обра-
зующей;

д — давление на тело;

к — коэффициент трения;

5 —длина дуги.

> В системе полярных координат

1г	аз= / я2+(—V а^.

I:	у \	/

При <р = 0 натяжение костюма

Т=Т0=-^.	.	(9.7)

В произвольной точке контура
<р

Т=^-—к{ д-^-а<?.	1	(9.8)

2	3	д'?

0

Одновременно натяжение костюма

Так как тесьма натяжного устройства и ткань оболочки ко-
стюма представляют собой последовательно соединенную сило-
вую систему, то мы имеем право приравнять друг другу уравне-
ния (9.8) и (9.9). Получим

2 Л
о

дифференцируя по ф-, будем иметь

Ла . дГо	, 0,8

-у-^ + ^~Я=--кд —

бЛр (к?	ау

или

(9. 10)

(9. 10а)

, , о'	к	аз

я +-я=-—я-—-
е	е

Решение этого уравнения имеет вид

ч>

Л 1 ^«5 .

—к I —---г/ср

па о
д==_Р^е а

или, обозначая радиус кривизны при ф = 0 через $0 и соответст-
р\{(1

венно —— = #0, получаем

2$0

<р

й/„ о

(9.И)

Эта формула определяет относительное изменение удельного
давления на поверхность тела.

Частные случаи

1.	Контур тела — окружность:

—=е=бо=^;

ау

а)	при отсутствии трения (& = 0) удельное обжатие тела
в любой точке

_ Рка '
2/? ’

б)	то же, но при наличии трения

<7=^-4

(9. 12)

(9. 13}

Формула (9.13) справедлива, если обжимаемую часть тела
считать круглой и не -изменяющейся в процессе обтяжки. В дей-
ствительности небольшая деформация мышц конечностей чело-
века частично компенсирует силу трения и приводит к почти
постоянному давлению на их поверхность.

Туловище человека неспособно к подобной деформации,
поэтому удельное давление на грудную клетку будет пере-
менным.

2.	Контур тела — эллипс (поперечное сечение туловища мо-.
жет быть уподоблено эллипсу). На рис. 9. 16 приведены вычис-
ленные по уравнению (9. 11) на ЭЦВМ «Наири» кривые относи-
тельного удельного давления Для эллипса * в функции ,х
(где х — безразмерная декартова координата точки х=созф).
Как видно из рис. 9. 16, удельное давление изменяется главным
образом из-за переменности радиуса кривизны. Приведенный
график свидетельствует, что с помощью цилиндрического натяж-
. кого устройства невозможно получить равномерное давление
по всей поверхности туловища. Отсюда вытекает необходимость
дополнительной компенсации туловища, например, с помощью
плоских пневматических камер.

Для дыхания на больших высотах удельное давление на
тело 9 должно быть равно избыточному давлению кислорода
в гермошлеме.

Определим (без учета трения) потребное давление в камерах
натяжного устройства. Из формулы (9. 12) следует^, что

Л =	(9. 12а)

а

Выражение (9.12 а) показывает, что давление в натяжной
камере должно быть больше потребного противодавления на
: тело во столько раз, во сколько эквивалентный диаметр соответ-
; ствующей части тела больше диаметра камеры.

Примем, что все части тела человека в сечении имеют форму
V круга и средний диаметр грудной клетки равен 32 см, а диа-
< метр камеры — 6 см. Для выбранных исходных величин
| получаем

32

т. е. потребное соотношение избыточных давлений между гермо-
шлемом и натяжными камерами туловища примерно 1 :5. С уче-
том сил трения необходимо несколько повышать давление
в камерах.

* Для простоты исследования было принято, что натяжные камеры распо-
ложены на концах большого’ диаметра эллипса. Программирование и расчет
на ЭВМ выполнены В? И. Денисовым.

Так как все натяжные камеры ВКК удобно наполнять от
однЪго автомата, то очевидно, что во всех камерах должно быть
одинаковое давление. Следовательно, для равномерного удель-
ного давления силовые чехлы натяжных камер конечностей
надо делать несколько меньшего диаметра в соответствии с фор-
мулой (9.12). С другой стороны, следует принять во внимание,

Рис. 9. 16. к изменению относи-
тельного давления на тело с эл-
липтическим контуром для двух
значений коэффициента тре-
ния к

и и Ъ—большая и малая полуоси
эллипса (см. рис. 9.15)

Рис. 9. 17. Зависимость давле-
ния д на тело от давления в
камерах натяжного устройст-
ва рк:

/—расчетная величина по формуле
(9.12) (без учета трения); 2—Давле-
ние на тело реального костюма пр» ••
правильной подгонке; 3—то же при-
неправильной, излишне свободной'
подгонке костюма. Индексы: а—
прямой ход, б—обратный ход на-
тяжного устройства

что ВКК не обеспечивает полной компенсации абсолютно всей
поверхности тела. Такие участки, как подмышечные и межлопа-
точные впадины, пдховая область, локтевые и коленные суставы,,
не получают достаточного противодавления, что может вызвать
отлив крови к конечностям. Для предотвращения этого ногам
дается повышенное обжатие. Для рук диаметр камер стараются
сильно не повышать, чтобы не стеснять движений и не увеличи-
вать габариты. Окончательные параметры натяжных устройств
отрабатываются экспериментально на опытных образцах.

У различных типов ВКК, выпускаемых иностранными фир-
мами, соотношение давлений между гермошлемом и натяжными
камерами выдерживают от 1 :5 до 1 :10.

Окончательный выбор соотношения давлений между гермо-
шлемом и камерами зависит еще от габаритов кабин, люков
и кресел.

На рис. 9.17 показано качественное отличие фактического
сбжатия тела от теоретического при повышении и снижении

давления в натяжных камерах. Пунктирная прямая 1 отвечает
формуле (9.12). Ввиду наличия трения между ВКК и бельем

летчика, а также в складках чехла натяжной камеры давление

на тело отстает от расчетного при повышении давления в каме-
рах (кривая 2а), а при снижении давления, наоборот, имеет
более высокое давление, чем при его повышении (кривая 26).
Кривые За и 36 на том же рисунке соответствуют случаю, когда
ход тесьмы натяжного, устройства меньше слабины костюма
- (например, вследствие слишком свободной подгонки). В этом
«7? случае происходит недостаточное обжатие тела (недокоменса-
ция). Чтобы уменьшить опасность недокомпенсации, выгодно
иметь по возможности максимальный ход натяжного устройства.
| Этого можно достигнуть увеличением диаметра или числа на-
тяжных камер. В самом деле, если в контур силовой схемы
включить два или три последовательно соединенных натяжных
' устройства одинакового .диаметра, то согласно формуле (9.7)
обжатие тела (без учета трения) не изменится, однако значи-
: тельно увеличится суммарный ход натяжных устройств. Поэтому,
чтобы не увеличивать габариты костюма, вдоль корпуса ВКК,
как правило, устанавливают две продольные натяжные камеры
На рукавах и штанинах ограничиваются одной камерой. Распо-
ложение натяжных камер видно из рис. 9. 18.

Рассмотрим вопрос о нагружении дыхательной мускулатуры.
Заменив в формуле (9. 13) величину ? ее значением из формулы
(9.9) и учитывая зависимость (9.7), получим

Г=Гоё~Ч	(9.13а)

| Если контур грудной клетки рассматривать как окружность,
то из формул (9. 13 а) и (9. 13) следует, что чем дальше распо-
ложена точка контура от натяжной камеры, тем меньше натя-

Ь жение костюма и давление на тело. В уравнении (9.13 а) Тц
Ж., соответствует ведущей, а Т — ведомой «нити».

Поставим обратную задачу? где расположить натяжную ка-
||у меру, чтобы при заданном нагрузка на дыхательную муску-
р латуру была минимальной. В этом случае и Т в формуле
Ж"’ (9.13 а) поменяются местами, и мы получим известную формулу
Ц? Эйлера, связывающую натяжение ведущей (Г*) и ведомой (То)
Й? ветвей нити при трении по неподвижному валу:

/	Т* = Т^.	(9.136)

Из формулы (9.13 6) следует, что сила, которую должна
развивать дыхательная мускулатура при вдохе, будет тем
I меньше, чем ближе расположено натяжное устройство к зоне
максимальной подвижности грудной клетки.

К Другой путь уменьшения нагрузки на дыхательную муску-
латуру — установка на все туловище под костюмом пневмо-

камеру, сообщающуюся с линией подачи кислорода в герметиче-
ский шлем. Установка дыхательной пневмокамеры решает одно-
временно несколько задач:

—	обеспечивает хорошую компенсацию относительно плоских
и вогнутых частей тела;

Рис. 9. 18. Типовое расположение натяжных камер на
компенсирующем костюме. (Обжатие каждой руки и но-
ги создается одной пневмокамерой, обжатие туловища —
двумя):

/—натяжное устройство; 2—застежка «молния»; 3—комбинезон;

4—резиновый шланг натяжного устройства; 5—штуцер натяжного
устройства; 6—штуцер противоперегрузочного костюма

—	уменьшает нагрузку на дыхательную мускулатуру;

—	обеспечивает свободное ведение радиосвязи;

—	уменьшает габариты поперечного сечения корпуса (так
как позволяет отказаться от натяжных устройств с продольными
цилиндрическими камерами на туловище).

Недостатком костюмов с плоскими пневмокамерами, закры-
вающими все туловище, является то, что при высокой окружаю-
щей температуре они могут применяться только при наличии
эффективной системы вентиляции с подводом воздуха под ка-
меры, т. е. непосредственно к телу летчика.

При оценке качества компенсирующего костюма наряду
<с проверкой давления на тело измеряют разность периметров
грудной клетки при вдохе и выдохе. Очевидно, что костюм,
обеспечивающий большую экскурсию грудной клетки при за-
данном давлении и одинаковом усилии мышц, обладает более
высоким качеством.

Конструкция высотно-компенсирующего костюма

Компенсирующий костюм состоит из комбинезона с натяж-

ным устройством и пневмокамер. Комбинезон может изготавли-

ваться из хлопчатобумажной,
Ткань должна быть проч-
ной, легкой, воздухо- и па-
ропроницаемой и иметь ми-
нимальный коэффициент
трения.

Раскрой костюма про-
изводится для положе-
ния сидя и таким образом,
чтобы удлинение ткани в на-
правлении действия натяж-
ного устройства было мини-
мальным. Спереди на ком-
бинезоне сделан распах, за-
крывающийся застежкой
«молния». Для облегчения
надевания и снятия подо-
гнанного костюма (т. е. за-
шнурованного по фигуре
летчика) на рукавах и шта-
нинах имеются разрезы
с застежками «молния».

Натяжное устройство со-
стоит из пневматической

льняной или нейлоновой ткани.

/—шнуровка; 2—оболочка костюма; 3—тесь-
ма натяжного устройства; 4—пневмокамера

камеры и тесемок, охватывающих камеру по всей ее длине,
с шагом, равным ширине тесемок. Принципиальная схема на-
тяжного устройства приведена на рис. 9. 14, а; элемент натяж-
ного устройства — на рис. 9.19. Пневматическая камера изго-
тавливается из прорезиненной ткани либо представляет собой
резиновую камеру, вложенную в капроновый или нейлоновый
чехол. При подаче кислорода камера расправляется и через
тесьму натягивает ткань комбинезона. На костюме установлено

по одной камере вдоль каждого рукава и штанины и по две ка-
меры на туловище. Для лучшей подвижности в самолете каме-
рам придается форма, соответствующая сидячему положению
летчика. В случаях прямых камер в местах расположения ко-
ленных и локтевых суставов камера перевязывается лентой так.
чтобы в данном сечении диаметр уменьшился в 3—4 раза (но
сохранился проход для кислорода).

Для компенсации области живота применяется плоская ка-
мера, помещенная в капроновый чехол; установленный под
оболочкой костюма. Брюшной компенсатор может быть выпол-
нен либо в виде изолированной камеры, заправленной строго
нормированным количеством воздуха (обычно 150 см3, приведен-
ных к земным условиям), либо соединен с системой дыхания
(см. рис. 9.26).

Высотно-компенсирующие костюмы выпускаются 12 ростовок
(четыре размера по обхвату груди и по три ростовки в каждом
размере). Компенсирующие перчатки изготавливаются 10 раз-
меров и компенсирующие носки — четырех. Масса костюмов .
составляет от 2,8 до 3,4 кг каждого. Костюм должен плотно
и равномерно прилегать ко всей поверхности тела. Для инди-
видуальной подгонки костюма по периметру служит шнуровка,
состоящая из отдельных участков, расположенных вдоль туло-
вища, рук и ног. В результате подгонки слабина костюма дол-
жна быть несколько меньше хода натяжного устройства.

Окончательная подгонка костюма производится
во время тренировки дыхания под избыточным давлением в на-
земных условиях о прибором КП-Т. Давление в натяжных каме-
рах поднимают постепенно. На каждой ступени давления про-
веряют, чтобы костюм равномерно прилегал к телу, отсутство-
вали необтянутые участки, тесьмы натяжного устройства
выбирались равномерно и одновременно на всем их протяжении,
не было местных болевых ощущений или стесненных движений.

Тесьмы должны выбираться полностью при достижении
в гермошлеме (маске) 75—100% максимального рабочего
давления.

Подгонка ВКК считается удовлетворительной, если при ды-
хании на земле под избыточным давлением нет существенных
затруднений в течение не менее 5 мин. При этом общее самочув-
ствие и речеобразование также должны быть удовлетворитель-
ными-(допускается незначительное затруднение выдоха).

Неправильная (слишком плотная или излишне свободная)
подгонка костюма приводит к перекомпенсации или недокомпен-
сации давления в системе дыхания. То и другое недопустимо, так
как сокращает возможное время пребывания на высоте. В част-
ности, слишком свободная подгонка костюма при подъеме на
высоту может привести к внезапной потере сознания.

Под компенсирующий костюм надевается трикотажное шер-
стяное или шелковое белье (обязательно без пуговиц и штри-

пок), обладающее минимальным трением с тканью костюма ка*с
в сухом, так и во влажном состоянии.

Поверх компенсирующего костюма в зависимости от време-
ни года и района эксплуатации надевается обычное летное об-
мундирование.

Компенсирующие костюмы могут применяться также в соче-
тании с морскими (водонепроницаемыми) спасательными костю-
мами.

Морской, теплозащитный и вентилирующий костюмы могут
быть объединены в единый костюм, который обладает преиму-
ществом в отношении времени его надевания.

| Конструкция герметических шлемов *

Для полетов выше 15—17 км компенсирующий костюм при-
меняется вместе с гермошлемом, который полностью изолирует
рголову человека от наружной атмосферы. Герметизируется шлем
*по шее с помощью лепесткового резинового клапана и как уже
сказано, выполняет все функции кислородной маски и защит-
ного шлема. Кроме того, он создает идеальную компенсацию
давления на поверхность головы. Гермошлем защищает также
лицо и голову человека от действия скоростного напора при ка-
тапультировании и от случайных ударов.

Потребное избыточное давление кислорода в гермошлеме
приведено в табл. 9.7.

В отличие от кислородной маски к гермошлему предъявля-
ются следующие дополнительные требования:

1.	Свободный объем ГШ не должен быть слишком велик,
чтобы обеспечивались нормальная работа легочного автомата и
низкая концентрация углекислоты во вдыхаемом воздухе (при
большом свободном объеме разрежения, создаваемого при вдо-
хе, может не хватить, чтобы привести в действие легочный ав-
томат).

2.	Шлем должен удовлетворять гигиеническим требованиям
в отношении вентиляции и защиты от лучистого тепла.

3.	Шлем не должен уменьшать обзора, запотевать, стеснять
движения головы.

4.	Шлем должен иметь минимальную массу (это особенно
важно в момент действия перегрузки при выстреле кресла, ког-
да летчик делает кивок головой; шлем большой массы может
при этом повредить шейные позвонки).

,5. Шлем должен И1\?еть подвижный светофильтр на сличай
пблета против солнца.	*	'

6.	Стекла шлема должны обладать высокими оптическими
свойствами и не давать искажений (угловое смещение при нор-
мальном падении луча не более 5х).

* Ау1аНо$ Магнате, Г РеЬг., 1960, Ыо. 292; РН^Ы, 22 Липе, 1956; РН&Ы»
6 8ер1. 1957; Р1ут§ 8а1е1у, МагсЬ 1957.

7.	Смотровой щиток шлема должен открываться и закры-
ваться одной рукой.

Средняя концентрация углекислого газа в гермошлеме пря-
мо пропорциональна количеству выделяемой СОг и обратно
пропорциональна фактическому объему вентиляции [см. форму-
лу /Эффективность вентиляции гермошлема зависит от
-©РбНГбнструктивных параметров, в первую очередь от величины
перемещения шейного клапана при вдохе и объема вредного
пространства.

Снижению концентрации углекислого газа во вдыхаемом воз-
духе способствуют следующие факторы:

1)	уменьшение подвижности шейного клапана при вдохе;

2)	уменьшение вредного пространства шлема;

3)	расположение клапана выдоха напротив рта;

4)	подвод свежей кислородно-воздушной смеси непосредст-
венно к органам дыхания;

5)	уменьшение гидравлического сопротивления клапана вдо-
ха и линии вдоха (поскольку оно влияет на величину переме-
щения шейного клапана);

6)	вентиляция шлема непрерывным потоком кислорода;

 7) снижение порога чувствительности легочного автомата.

На рис. 9.20 показан один из распространенных гермошлем
мов, состоящий из трех основных узлов: лицевой рамки с под-
шлемниками /, каски 2 и смотрового щитка 3. На лицевой рам-
ке герметично закреплен тонкий резиновый подшлемник 4, снаб-
женный клапаном для герметизации шлема по шее. Сверху
резиновый подшлемник прикрыт силовым матерчатым подшлем-
ником 5, закрепленным в той же лицевой рамке. Матерчатый
подшлемник имеет шнуровку для первоначальной подгонки и за-
стежку «молния» для быстрого надевания. Снизу подшлемник
заканчивается пелеринкой, которая заправляется под компен-
сирующий костюм, препятствующий ее выползанию при избыточ-
ном давлении в шлеме. Жесткая каска закрепляется на лицевой
рамке в трех точках: в центре сверху и по бокам. В каске имеется
регулируемое мягкое дно для изменения глубины каски при ее
подгонке на человеке. Смотровой щиток крепится к лицевой
рамке в двух точках — сверху подвешивается на крючке, а сни-
зу притягивается замком.

На нижней части смотрового щитка устанавливаются ком-
пенсированный клапан выдоха (такой же, как на рис. 9.7) и
клапан вдоха, к корпусу которого присоединяется гофрирован-
ный шланг, связанный с бортовым кислородным прибором.

Герметизация щитка осуществляется либо по принципу «нож
по резине», либо за счет прижатия внутреннего клапана к по-
верхности щитка, либо с помощью резиновой трубки, заложен-
ной в паз каски, к которой поджимается щиток.

Другой широко применяемый гермошлем приведен на рис.
9.21. В комплект этого гермошлема входит шейный разъем, сос-
302

тоящий из двух колец, вращающихся на специальном шарико-
подшипнике одно относительно другого. На верхнем кольце ус-
тановлена эластичная шторка, герметизирующая голову по шее.

Рис. 9. 20. Конструкция гермошлема со съемным смотровым щитком:

1—лицевая рамка с подшлемниками; 2—каска; 3—смотровой щиток; 4— резино-
вый подшлемник; 5—силовой подшлемник; 6—жгут проводов связи; 7—Микро-
фон; 8—кислородный шланг; 9—жгут* обогрева стекла; 10—ролик натяжного
устройства шлема; 11—замок каски; 12—замок смотрового щитка; 13—свето-
фильтр

На этом же кольце имеются седло герморазъема и замок; с по-
мощью последнего шлем соединяется с подвижным кольцом
шейного разъема. На нижнем кольце установлена пелеринка,
заправляемая под компенсирующий костюм, и ролики для натя-

Рис. 9.21. Легкосъемный гермошлем с откидным смотровым
щитком (а); б — шейная часть гермошлема:

/—смотровой щиток; 2—каска; 3-—замок закрытия смотрового щитка;
4—байонетный замок шланга вдоха; 5—клапан выдоха; 6—электроразъем
обогрева стекла; 7—механизм управления светофильтром; 8—гофриро-
ванный шланг; 9—лямка для закрепления шланга; 10—коллектор клапа-
на вдоха; 11—шейный разъем; 12—шейный клапан; 13—шторка; 14—вВод
связи; 15—трос натяжного устройства; 16—замок шейного разъема; 17—
самотормозящаяся пряжка; 18—тесьма с пряжкой для регулирования
диаметра шторки по шее; 19—застежка «молния»

жной системы шлема. Легкосъемный шлем удобен в эксплуа-
тации, так как позволяет летчику в жаркое время года ожидать
вылета с открытой головой.

Гермошлем малого объема (см. рис. 9.20) имеет внешний
светофильтр, у гермошлемов большего объема светофильтр уби-
рается внутрь каски.

Рис. 9. 22. Характеристики электрообогреваемых стекол гермошлемов:

а—зависимость перепада температур Д/ между внутренней поверхностью
стекла и наружным воздухом от удельной мощности обогрева и скорости
внешнего обдува V; б—время нагрева стекла в спокойном воздухе при раз-
' личной удельной мощности

| Органическое стекло смотрового щитка склеено из двух сте-
кол, между которыми помещены нагревательные элементы из
^проволоки диаметром 0,03 мм. Шаг проволоки около 1 мм. Эле*'
Ектрообогрев обеспечивает на внутренней поверхности стекла
Йгемпературу выше температуры точки росы и полностью предо-
храняет стекло от запотевания и обмерзания. Удельная мощ-
|йость электрообогрева у шлемов различных типов 0,10—
К), 15 Вт/см2. На рис. 9.22, а приведена зависимость потребной
Отдельной мощности от перепада температур между внутренней
поверхностью стекла шлема и наружным воздухом, рассчитан-
ная по обычным формулам теплопередачи с учетом свободной и
|Йынужденной конвекции с обеих сторон стекла и нагрева воз-
Шуха внутри шлема.

ж- Время нагрева стекол при отсутствии обдува в зависимости
|&т удельной мощности .показано на рис. 9.22, б. *

К: Температура внутренней поверхности стекла регулируется
Автоматически в пределах 30—37° С электронным регулятором
||^мпературы. Датчиком этого регулятора служит -миниатюрный
Полупроводниковый термистор, вклеенный в стекло. В случае
Атка за автоматики температуру стекла можно регулировать руч-
ИКм реостатом. Автоматический регулятор температуры и реос-

тат устанавливаются на борту самолета и соединяются с шле-
мом проводами через объединенный разъем коммуникаций (см.,
рис. 2.32).

При создании в гермошлеме избыточного давления газа Др
на шлем действует довольно большая сила, направленная вверх.
Максимальная величина этой силы теоретически равна произве-
дению площади основания шлема на Др. Однако замеры пока-
зывают, что у гермошлемрв с шейным кольцом большого диа-
метра (см. рис. 9.21) неуравновешенная площадь составляет
около 70% общей площади шейного разъема, в среднем равной
400 см2. Таким образом, при избыточном давлении 18,2 кПа
(~0,185 кгс/см2), соответствующем полету на высоте 30 км, этаь
сила составляет

400 0,7-18200 С1П тт/ г-о \
Атат=-------------= 510 Н (~52 кгс).

При катапультировании к этой силе добавляется вертикаль-
ная составляющая аэродинамической силы.

Натяжное устройство для удержания гермошлема на голове
и предотвращения его смещения вверх выполнено следующим
образом. По бокам каски (рис. 9.23, а) или по бокам нижнего
кольца шейного разъема (рис. 9.23, 5) установлены ролики, под-
вешенные на ориентирующемся шарнире. Через ролики переки-
нут трос. Концы троса, идущие за спину,, крепятся карабинами
к кольцам, прикрепленным к компенсирующему костюму или к
силовым лентам оболочки морского спасательного костюма.
Спереди на тросе установлена подвижная серьга с самотормо-
зящейся пряжкой (см. рис. 9.21). Длина натяжного устройства
шлема может регулироваться путем подтяга свободного конца
лямки, пропущенной через самотормозящуюся пряжку. Второй
конец лямки закрепляется: в полете (в сухопутном варианте) —
к центральному замку подвесной системы парашюта (замок
ТП), а при тренировках и при полетах в морских костюмах —
к кольцам, пришитым спереди на компенсирующем костюме или
на силовых элементах морского костюма.

Вследствие трения сила, потребная для подтяга в исходное
положение гермошлема, находящегося под избыточным давле-
нием, в среднем на 40% больше статического усилия в тросах
подтяга. Таким образом, чтобы подтянуть гермошлем при избы-
точном давлении 18,2 кПа, летчику надо приложить силу

р = ^ат.1>4=._510_ 1>4 = 357 ЩЗбД КГС).

Установлено, что физически здоровый человек, находясь в
сидячем положении, развивает одной рукой (в направлении от
груди к животу) усилие порядка 20 кгс, двумя руками — 40—
50 кгс. Отсюда следует, что натяжное устройство шлема, необ-
ходимо регулировать до начала полета.

Рис. 9.23. Зарубежные
герметические шлемы,
применяемые в комплекте
г компенсирующими ко-
стюмами:

а—серийный	шлем ВВС

США; б—шлем с пришиты-
ми двойными стеклами и
лючком против рта; в и г—
шлемы (английских летчи-
<» ков-испытателей) со сдвиж-
ными стеклами и лючками
цля приема пищи; д—шлем
на вращающемся подшипни-
ке (США)

При надетом шлеме связь осуществляется с помощью теле-
фонов и микрофона, смонтированных обычно на, легком матер-
чатом шлемофоне, надеваемом непосредственно на голову. Ка-
чество связи в сильной степени зависит от расстояния между
микрофоном и ртом. При креплении микрофона на специальном
кронштейне на шлемофоне положение его практически не зави-
сит от положения ГШ, который может смещаться кверху под
действием избыточного давления.

Полужесткий гермошлем, приведенный на рис. 9.23, б, снаб-
жен постоянно закрепленным смотровым стеклом. Для предуп-
реждения запотевания стекло сконструировано из двух панелей
с зазором между ними (создан ли между ними вакуум, сведений
нет). В нижней лицевой части шлема имеется отверстие с кры-
шкой для дыхания на земле и принятия пищи.

Гермошлем, изображенный на рис. 9.23, г, имеет жесткую
каску из пластмассы (например, из фиброгласа или стеклотек-
столита), закрывающую всю голову, и стекло, которое сдвигает-
ся по радиусу кверху и может быть зафиксировано в таком по-
ложении. Светофильтр монтируется внутри шлема. Эта схема
дает возможность автоматизировать закрытие смотрового
щитка.

Некоторые- из изображенных на рис. 9.23, б, в, г гермошле-
мов имеют встроенную в конструкцию маску (такие шлемы рас-
пространены в Англии). Назначение маски — уменьшать объем
вредного пространства и тем самым понижать содержание уг-
лекислоты во вдыхаемом воздухе, а также уменьшать влажность
воздуха в зоне стекла. Такая маска, закрепленная не на лице,
а в передней части шлема, малогерметична, но это безопасно,
поскольку весь шлем заполняется кислородом.

Для уменьшения нагрева головы, вызванного солнечной ра-
диацией и лучеиспусканием стенок кабины, шлемы покрывают
светлой краской с низким коэффициентом поглощения инфра-
красных* лучей. С внутренней стороны шлема устанавливают
теплоизоляцию.

Кислородная система
высотно-компенсирующего костюма

При разгерметизации кабины на высотах более 12 км избы-
точное давление в легких и уравновешивающее его противодав-
ление компенсирующей одежды на тело должны создаваться ав-
томатически и без запаздывания в течение не более 3,5 с. При
этом, чтобы не повредить легкие, нарастание давления в каме-
рах костюма должно опережать появление избыточного давле-
ния в легких на 0,5—1,5 с. В этом заключается главная особен-
ность кислородной системы высотно-компенсирующего костюма.

Кислородные системы для ВКК имеют некоторые различия,
обусловленные величиной свободного объема гермошлема, тре-
308

бованиями к экономии кислорода и компоновкой кислородных
приборов на самолете. В частности, легочный автомат может
быть расположен на борту самолета, на человеке или в кресле.

Если применяется гермошлем с малым свободным объемом
(см. рис. 9.20), то блок-схема кислородной системы может быть
такой, как показано на рис. 9.24. Если шлем с относительно

Рис. 9. 24. Блок-схема кислородной системы ККО-3 высотно-компенсирую-
|	щего костюма с гермошлемом малого объема:

| /—кислородный баллон; 2—бортовой зарядный штуцер; 5—тройник с обратным клапа-
& ном; 4—запорный вентиль; 5—редуктор; 6—индикатор потока кислорода е маномет-
& . ром; 7—манометр давления в дыхательной системе; 8—бортовой кислородный прибор;

9—регулятор соотношения давлений; 10—ручное включение парашютного прибора;
//—парашютный кислородный прибор; 12—объединенный разъем

I большим объемом (см. рис. 9.21), то в схему добавляется специ-
I альное устройство для вентиляции (рис. 9.25), без которой не-
| возможно поддерживать в шлеме концентрацию СОг на доста-
| точно низком уровне.

Любая кислородная система для ВКК обеспечивает также
| полет с кислородной маской до высоты 12 км без компенсирую-
Рщего костюма.

К Блок-схема отечественного комплекта кислородного оборудо-
Ввания ККО-3 (см. рис. 9.24), предназначенного для полетов в
Евьтсотно-компенсирующем костюме с гермошлемами малого объ-
Кема, помимо источников кислорода, собственно костюма и гер-
Шмошлема, включает бортовой кислородный прибор с ускоритель-
Йю-блокирующим механизмом 8, объединенный разъем 12, пара-

плотный кислородный прибор 11, регулятор соотношения давле-
ний 9 и соответствующие коммуникации (шланги). Штуцера,
расположенные по линии А—А, служат для присоединения гер-
мошлема и костюма при посадке летчика в кабину. По линии
Б—Б происходит разъединение всех шлангов и проводов, свя-
занных общим разъемом 12, в случае катапультирования.

Рис. 9. 25. Блок-схема кислородной системы комплекта кислородного обору-
дования с ВКК, гермошлемом большого объема и вентиляционным устрой-
ством шлема:

/—кислородные баллоны; 2—зарядный штуцер; 3—кислородный вентиль КВ-2МС; 4—
кислородйый редуктор КР-26А; 5—регулятор подачи кислорода РПК-52; 5а—кнопка
для ручного включения непрерывной -подачи О2; 6—индикатор кислорода с манометром
высокого давления; 7—манометр для измерения давления в шлеме; 8—дистанционное
управление ДУ-7; 9—вентиляционное устройство шлема (БУШ); 10—объединенный
разъем коммуникаций; //—парашютный кислородный прибор КП-27М; /2—ручное вклю-
чение КП-27М; 13—кислородный прибор КП-52М; 14—кольцо замка для разъедине-
ния шлангов по линии С—С; А—кран «смесь» или «100% О2»; Б—кран аварийной по-
дачи О2; В—кран включения БУШ; ОК—обратный клапан высокого давления

До высоты 12 км летчик получает кислород от бортового кис-
лородного прибора, принцип действия которого аналогичен при-
бору с избыточным давлением (см. рис. 9.9). На высотах более
12 км анероидные клапаны, установленные в блокирующем меха-
низме, обеспечивают заполнение кислородом камер костюма
(за 2—3 с), с последующим автоматическим переключением на
непрерывную подачу в количестве 15—20 нл/мин для компен-
сации утечек, создания избыточного давления и дыхания.

Регулятор соотношения давлений 9 состоит- как бы из двух
регуляторов, соединенных в одном корпусе: регулятора давле-
ния в шлеме и регулятора давления в натяжных камерах кос-
тюма. Этот регулятор предотвращает преждевременное нараста-

е ние избыточного давления в маске или шлеме в период перво-
I начального наполнения камер, а в дальнейшем поддерживает
I заданное соотношение давлений между шлемом и камерами.
• При катапультировании и переходе на питание кислородом от
I парашютного прибора он же обеспечивает заданный режим дав-
|. ления в шлеме и костюме. Регулятор соотношения давлений
| обычно размещается на шлангах между парашютным прибором
? и костюмом.

С Блок-схема другого отечественного комплекта кислородного
>' оборудования, предназначенного для работы с шлемами боль-
шого объема, приведена на рис. 9.25.

* Этот комплект выполняет все функции комплекта ККО-3 щ
г кроме того, имеет отдельное устройство для вентиляции шлема
(БУШ), которое содержит кислородный инжектор, подсасываю-

л щий воздух из кабины в заданной пропорции. БУШ включается
в работу краном В. Необходимое процентное содержание кисло-

I; рода во вдыхаемой смеси по высоте получают изменением пода-
I чи кислорода в зависимости от абсолютного давления в кабине
с помощью анероидного устройства, смонтированного в регуля-

[ торе подачи кислорода РПК-52 (5), и работой клапанов под-
< соса воздуха приборов КП-52М (13) и БУШ (9). С высоты 8 км
БУШ подает чистый кислород в количестве около 8 нл/мин.

Кислородный прибор КП-52М с легочным автоматом разме-
щается на летчике, что способствует низкому сопротивлению
вдоху при полетах с кислородной маской.

V Регулятор соотношения давлений в гермошлеме и камерах

[ костюма выполнен в одном корпусе с легочным автоматом.

В случае быстрой разгерметизации кабины на высотах свыше
I; 12 км специальный клапан этого регулятора (управляемый ане-
роидным устройством и пневматическим реле времени) в пер-
вые 1,5—3,0 с остается- открытым и обеспечивает выпуск рас-
ширяющегося газа через себя и через клапан выдоха на шлеме,.

 защищая легкие от повреждения некомпенсированным избыточ-
ным давлением.

’ Одновременно камеры натяжного устройства костюма быст-
ро наполняются от прибора РПК-52, в котором для этой цели

I имеется анероидный пускатель подачи кислорода с ускоритель-

I ным механизмом и пневматическим реле времени, прекращаю-
щим большую подачу О2 примерно через 5—7 с. Затем вступает
в работу регулятор соотношения давлений между гермошлемом
и камерами ВКК.	,

р При необходимости перейти на питание чистым кислородом
1на малой высоте (ниже 8 км) следует переклк^чить рукоятку А
(на кране дистанционного управления 8 или на приборе РПК-
52) в положение «100% О2». При этом под давлением кислоро-
да, поступающего из редуктора 2-й ступени (встроенного в при-
бор РПК-52), закроются клапаны подсоса воздуха приборов
КП-52М и ВУШ. На случаи выхода из строя редуктора в РПК

52 или легочного автомата предусмотрен кран аварийной подачи
кислорода Б, подающий кислород в шлем через дюзу непосред-
ственно от редуктора 1-й ступени 4. При включении этого крана
также закрываются все клапаны подсоса воздуха.

На рис. 9.26 приведена другая возможная схема кислород-
ной системы высотного компенсирующего костюма французской

Рис. 9. 26. Блок-схема кислородной системы высотного
компенсирующего костюма (Франция):

/—бортовой кислородный баллон; 2—бортовой кислородный при-
бор (легочный автомат); 3—вентиль; 4—редуктор; 5 и 6—разъем-
ные муфты с обратными клапанами; 7—баллон с аварийным за-
пасом кислорода; 8—легочный автомат; 9—барометрический ре-
гулятор аварийной кислородной системы; 10—натяжные камеры
костюма; //—дыхательная камера; 12— кресло; 13— гермошлем;
14—регулятор давления в системе дыхания; 15—распределитель-
ный клапан

фирмы 1п1ег1ес11П1дие ВоЫодпе-ВШапсошЧ *. В этой системе па-
рашютный кислородный прибор имеет легочный автомат 8 и
барометрический регулятор 9, который автоматически включает
подачу чистого кислорода из аварийного баллона 7, если высо-
та в кабине превысит 12,2 км. Для отделения от бортовой сис-
темы при катапультировании кресла предусмотрены разъемные
соединения (муфты) 5.и 6 с запорными (обратными) клапа-
нами.

Недостатками обычного компенсирующего костюма при ды-
хании на больших высотах под избыточным давлением являют -

* 1п1егау1а, 1957, уо1. 12, Ыо. 7, р.. 688.

ся дополнительные мышечные усилия на вдохе и недокомпен-
сация грудной клетки при выдохе. Это вызывает быстрое утом-
ление летчика и может привести к нарушениям в системе кро-
вообращения и снабжения организма кислородом. Для облегче-
| ния дыхания с избыточным давлением под оболочку костюма и
области груди закладывается пневматическая камера И (см.
; рис. 9.26), соединенная с линией вдоха кислородного прибора..

При наличии такой дыхательной камеры человек во время вдоха
* засасывает кислород из камеры, и противодавление на грудную
I клетку уменьшается, а при выдохе камера, наоборот, наполни-
;	ется кислородом за-счет непрерывной подачи из прибора, и дав-

>	ление в ней возрастает, облегчая выдох. Возможное время пре-

г бывания на больших высотах в компенсирующем костюме с до-
полнительной дыхательной камерой увеличивается в несколько
?	раз по сравнению со временем полета в костюме без камеры,

г	Недостатком камеры является некоторое ухудшение гигиениче-

к ских условий — прекращается вентиляция тела в области груди.
В Натяжные камеры компенсирующих перчаток соединяются с ды-
хательной камерой тонкими трубочками, положенными вдоль
К рукавов.

В ' Так как в полете аварийная обстановка возникает внезапно,
то летный состав должен пройти предварительную подготовку
К	и ознакомиться с пользованием комплектом ВКК и кислородной

1-	аппаратурой на земле и в барокамере. Для тренировки дыхания

К под повышенным давлением в наземных условиях используется
К специальный тренировочный кислородный прибор (КП-Т), кото-
К	рый позволяет точно регулировать избыточное давление в си-

В	стеме дыхания (на этом же приборе определяются утечки из кис-

В дородных масок). Достоинством КП-Т является то, что он обес-
В печйвает малые колебания избыточного давления в шлеме (или
В маске) во время вдоха и выдоха, чего нельзя получить в назем-
К ных условиях при пользовании ручным регулятором повышен-
В ного давления бортовых кислородных приборов.

К Перед каждым высотным полетом после, посадки в .самолет
В; летчик должен-создать рабочее избыточное давление в системе
В: дыхания и в костюме и тем самым лично убедиться в исправно-
к. • сти всего комплекта.

9. 6. ВЫСОТНЫЕ СКАФАНДРЫ *

—) Общие сведения и классификация

Высотный скафандр — это герметический костюм с шлемом,
снабженный шарнирами в местах расположения основных суста-

* Ау^аНоп МесПсше, уо1. 30, Арг. 1959, Мо. 4.

Мауа! Ау1аНоп Медуз, Аи^. 1958.

Ау1а1юп ХУеек, Липе 22, 1959.

АутаЦоп ХУеек & 8расе Тес1шо1о^у, уо1. 90, Мо. 1, 8, 9, 15, 1969.

вов, полностью изолирующий человека от окружающей среды и
обеспечивающий при этом нормальную жизнедеятельность и не-
обходимую подвижность при наличии в скафандре избыточного
давления воздуха.

В случае разгерметизации кабины летательного аппарата на
больших высотах (свыше 8 км) длительное продолжение полета
без снижения высоты и завершение задания могут быть осуще-
ствлены только в высотном скафандре. Кроме того, скафандр
служит для спасения летчика при катапультировании из само-
лета на больших скоростях и высотах. Скафандр также защи-
щает человека от действия низких и высоких температур и на
море.

Для космонавтов скафандр является единственным видом
индивидуального снаряжения для выхода в с/ткрытый космос
или на другие планеты.

При разгерметизации кабины летательного аппарата абсо-
лютное давление воздуха в скафандре обычно поддерживается
равным давлению на высоте 10—11 км. В условиях полного ва-
куума это соответствует избыточному давлению 26,5—22,6 кПа
(0,27—0,23 кгс/см2), вполне достаточному при дыхании чистым
кислородом. Выбор «высоты» в скафандре в пределах 10—11км
объясняется стремлением извлечь наибольшие преимущества из
компромисса между недостаточной подвижностью оболочки при
значительном избыточном давлении и условиями возникновения
высотной болезни *.

Однако в случае появления у человека высотных болей в сус-
тавах желательно снизиться до высоты порядка 8—7 км,, что
эквивалентно созданию в скафандре избыточного давления 34--
39 кПа (0,36—0,4 кгс/см2). В загерметизированной кабине из-
быточное давление в скафандре не превышает 2 кПа (~200 мм
вод. ст.).

Помимо удовлетворения указанных требований в отношении
абсолютного и избыточного давления скафандр должен иметь
следующие основные характеристики:

1)	быть легко подвижным, не стеснять необходимых движе-
ний летчика;

2)	создавать достаточный обзор и защищать глаза летчика
от слепящих лучей;

3)	быть прочным (запас статической прочности около 3), лег-
ким, газонепроницаемым и озоностойким;

4)	обеспечивать гигиенические условия в отношении венти-
ляции, удаления влаги и углекислоты и регулирования темпе-
ратуры;

5)	легко надеваться и подгоняться по росту и не создавать
болезненного давления на тело;

* «Ау1аНоп МесПсше», 1959, уо1. 30, Мо. 4.

6)	обладать плавучестью и водонепроницаемостью и сохра-
нять жизнь летчика в холодной воде (для авиационных ска-
фандров).

В зависимости от способа вентиляции и питания кислородом
высотные скафандры подразделяются на вентиляционные и ре-
генерационные. Каждый из этих двух типов скафандров может
быть выполнен с кислородной маской на лице (внутри гермо-
шлема) или без маски.

Скафандры вентиляционного типа применяются в основном в
авиации, регенерационные — используются для выхода в кос-
мос и на Луну.

---Н"й?це рассмотрены принципиальные схемы систем жизнеобес-
печения авиационных скафандров.

Принципиальные схемы скафандров *

Принципиальная схема вентиляционного скафандра с маской
приведена на рис. 9.27, а. Воздух для вентиляции скафандра от-
бирается от компрессора турбореактивного двигателя, проходит
через агрегаты регулирования расхода и температуры и посту-
пает в оболочку, где по специальным трубкам и панелям расп-
ространяется по всей внутренней полости скафандра. При этом
удаляются водяные пары и углекислота, выделяемые человеком.

Питание летчика кислородом осуществляется через маску от
бортового кислородного прибора типа легочного автомата, ана-
логичного изображенному на рис. 9.8. Единственное отличие ле-
гочного автомата, предназначенного для работы в комплекте со
скафандром, от обычного прибора заключается в том, что внеш-
няя полость мембраны загерметизирована и соединена трубкой с
оболочкой скафандра. Если этого не сделать, то при создании
в скафандре избыточного давления мембраны не будут пере-
мещаться от разрежения, создаваемого вдохом, впускной клапан
легочного автомата не откроется и кислород не будет поступать
в маску.

При снижении на парашюте питание кислородом осущест-
вляется от парашютного прибора, который автоматически вклю-
чается в работу в момент катапультирования. В случае оста-
новки двигателя аварийный наддув скафандра производится ав-
томатически от специального бортового баллона. В качестве
датчика используется анероидное устройство с контактами,
включающее соленоидный кран. Воздух, вентилирующий обо-
лочку и шлем скафандра, а также кислород выходят в атмосфе-
ру через регулятор давления, устанавливаемый на оболочке.
Этот регулятор свободно выпускает весь газ до высоты 8—11 км,
а выше поддерживает в скафандре постоянное абсолютное дав-
ление. Кроме того, на скафандре устанавливается предохрани-

* См. сноску на стр. 313 и работы [31; 55].

Рис. 9.27. Принципиальная схема скафандра вентиляционного типа (а — с ма-
ской; б — без маски):

4—кислород из бортовых баллонов с давлением до 15 МПа (150 кгс/см2); 5—подача
воздуха от бортовой системы кондиционирования; В—воздух из бортового -аварийного
баллона; М—кислородная маска; /—шлем; 2—оболочка; 3—герметическая перчатка; 4—

тельный клапан, отрегулированный на максимальное избыточное
давление, допускаемое прочностью данной оболочки. Чтобы не
запотевали стекла, выдыхаемый воздух отводится через шланг
выдоха под мягкую тканевую шейную шторку, разделяющую
шлем и корпус скафандра.

Безмасочный скафандр вентиляционного типа (см. , рис.
9.27, б) отличается от описанного тем, что на больших высотах
в шлем подается чистый кислород, а воздухом вентилируются
только туловище и конечности. Шлем отделен от корпуса гер-
метичной шторкой из тонкой резины.

Если на таком скафандре применяется шлем большого объ-
ема, то для удаления углекислоты требуется непрерывная вен-
тиляция шлема кислородно-воздушной смесью или чистым кис-
лородом. Шлем вентилируется кислородным прибором с непре-
рывной подачей, от которого достаточно подвести к шлему
скафандра довольно тонкий шланг.

Для шлема малого объема (например, поворотного шлема,
' приведенного на рис. 9.3, б) и шлема с лицевым обтюратором
возможно применение легочного автомата либо комбинирован-
ного прибора, сочетающего в себе легочный автомат с механиз-
мом непрерывной подачи.

Относительная влажность воздуха в шлеме безмасочного
скафандра выше, чем масочного, так как воздух выдыхается в
шлем. Поэтому для защиты от запотевания шлем безмасочного
скафандра изготавливается из двойных стекол с воздушным за-
зором или из одинарного стекла с электрообогревом. В осталь-
ном обе схемы вентиляционных скафандров одинаковы.

Следует отметить, что гигиенические условия для-головы че-
ловека в отношении вентиляции и температурного режима у
безмасочного скафандра несколько хуже, чем у масочного. Пов-
реждение безмасочного шлема- и нарушение его герметичности
могут вызвать кислородное голодание, но наряду с этим шлем
имеет следующие преимущества: .

1)	отсутствует маска, которая может давить на лицо и раз-
< дражать кожу;

2)	рвотные массы не представляют опасности (при наличии
г маски они могут закупорить ее клапаны).

Г Чтобы закончить сравнение схем масочного и безмасочного
; скафандра вентиляционного типа, подсчитаем расход кислорода
для безмасочного скафандра исходя из двух условий:

•	1) суммарная подача кислорода и воздуха в шлем равна

I 40 л/мин:

1	аО1^.+ ^в=40 л/мин;	(9.14)

_______________________Рн_________________,_________________

I- регулятор давления в скафандре; 5—запорный вентиль; 6—редуктор; 7—индикатор потока
р с манометром; 8—указатель высоты и перепада давления; 9—сигнализатор опасной высо-
ты; 10—соленоидный кран; //—указатель расхода воздуха; 12— мерная трубка; 13—обрат-
| ные клапаны; 14—штуцер наземной вентиляции; /5—автомат давления противоперегру-
В зочного устройства; 16—воздушный фильтр; /7—бортовой кислородный прибор; 18—объ-
кр единенный разъем; 19—парашютный кислородный прибор; 20—сигнальная лампа

2) содержание кислорода в газовой смеси соответствует за-
данному проценту его:

( 0,211,, +Оо, —) Ю0

Ео, =	----% •	(9.15)

Решая совместно уравнения (9.14) и (9.15), получим

Рис. 9. 28. Средний расход кислорода для масочного и безмасоч-
ного скафандров вентиляционного типа:

а—массовый расход кислорода Од2; б—объемный расход кислорода Уд и
соответствующее ему среднее парциальное давление углекислоты рдд 2 в
шлеме при легочной вентиляции 15 л/мин; 1—безмасочный скафандр при
питании шлема чистым кислородом; 2 и 3—то же при питании до 9—10 км
кислородно-воздушной смесью (2—средний ожидаемый расход; 3—мини-
мальный теоретический расход); 4—масочный скафандр при легочной вен-
тиляции 15 л/мин

Результаты расчета по формуле (9.16) представлены на рис.
9.28 (кривые 2 и 3). Потребный расход кислорода подсчитан для
двух концентраций кислорода: минимально потребной (согласна
средним значениям по табл. 9.4) и соответствующей реальньш
приборам (см. верхнюю часть рис. 9.5, кривая для Ул =
= 15 л/мин). Кислородный прибор с такой расходно-высотной
характеристикой возможен, еслц для приготовления кислород-
но-воздушной смеси использовать воздух от системы кондицио-
нирования' кабины со стабилизированным давлением. Этот воз-
дух должен пропускаться через фильтр, исключающий проскок,
дыма и паров масла.

Обычно ради упрощения системы и предупреждения декомп-
рессионных расстройств шлем безмасочного скафандра вентили-
318

руют чистым кислородом. В таком приборе к непрерывной по*
даче кислорода при глубоком вдохе добавляется периодическая
подача его от легочного автомата. Средний расход кислорода в
основном обусловлен непрерывной подачей, которую выбирают
такой, чтобы при легочной вентиляции 15—20 л/мин при «высо-
те» в кабине 5 км и более парциальное давление С02 в шлеме
не превышало 1,6 кПа (12 мм рт. ст.),а на малых (нерасчет-
ных) высотах было ниже 3 кПа [~3% на уровне земли, см.
формулу (9.26)].

Расход кислорода, соответствующий этому прибору, пред^
ставлен на рис. 9.28 кривыми 1. На этом же рисунке (кривая 4)
показан расход кислорода прибором с периодической подачей,
работающим в комплекте с масочным скафандром. В последнем
случае объемный расход кислорода равен легочной вентиляции,
так как при наличии в скафандре хотя бы небольшого избыточ-
ного давления обратный клапан, установленный в автомате под-
соса воздуха, закрывается и подсос из атмосферы кабины от-
сутствует.

Кривая 4 получена при условии, что легочная вентиляция
равна 15 л/мин с добавлением к теоретическому расходу незна-
чительного расхода О2 на компенсацию утечек через клапаны
кислородного прибора. Из рис. 9.28, (кривые 1 и 4) видно, что
на высоте 7—8 км при легочной вентиляции 15 л/мин расход
кислорода у безмасочного скафандра выше, чем у скафандра с
маской, примерно в 2 раза.

Скафандры регенерационного типа обычно' применяются без
кислородных масок. Выдыхаемый воздух очищается от углекис-
лоты и паров воды в поглотительных патронах, через которые
непрерывно прогоняется газ, заполняющий свободный объем
скафандра. Источником циркуляции служит инжектор, исполь-
зующий энергию сжатого в баллоне кислорода, или вентилятор
•с электроприводом.

Принципиальная схема регенерационной . системы питания
скафандра изображена на рис. 9.29. Газ отсасывается из ска-
фандра инжектором 2, проходит через патрон с поглотителем
углекислоты 9, затем через патрон с поглотителем влаги воз-
вращается в шлем и оболочку скафандра. В качестве поглотй-
теля углекислоты может быть использован специально обрабо-
танный гидрат окиси кальция (ХПИ), а для поглощения паров
воды — силикагель. Максимальная поглотительная способ-
ность 1 кг этих веществ соответственно составляет 120—150 л
углекислоты и 350—400 г паров воды.

Имеются химические вещества, способные выделять кисло-
род, одновременно поглощая углекислоту (СО2) и влагу. Сле-
дует подчеркнуть, что известные для поглощения СОг вещества
работоспособны только при положительной температуре и на-
личии в газовой смеси паров воды.

При необходимости регулирования температуры на пути цир-
кулирующего по замкнутому контуру газа могут быть установ-
лены теплообменники для его подогрева или охлаждения.

Для создания в регенерационном скафандре давления и ком-
пенсации утечек оболочка непрерывно подпитывается кислоро-
дом из баллона через редуктор и калиброванное отверстие.
Этим отверстием может служить сопло инжектора.

Рис. 9. 29. Принципиальная схема скафандра регене-
рационного типа:

/—редуктор; 2— инжектор; 3—кран; 4—манометр; 5—шланг
подачи кислорода; 6—регулятор перепада давлений; 7—рас-
пределительные трубки; 8—шланг отсоса отработанного кис-
лорода; 9—поглотительные патроны

Поскольку в скафандре регенерационного типа весь внутрен-
ний объем заполнен чистым кислородом, особое значение при-
обретает пожарная безопасность всех систем. Для исключения
возможности возникновения пожара принимаются следующие
конструктивные меры:

1)	двигатель вентилятора выполняется бесколлекторным
(бесщеточным);

2)	все электрические элементы, имеющие подвижные контак-
ты, способные создавать искру, выносятся за пределы 100%-ной
кислородной атмосферы;

3)	провода, подающие напряжение на двигатель вентилято-
ра, дублируются;

4)	все паяные соединения тщательно защищаются от механи-
ческого нагружения;

5)	электрические системы защищаются от коротких замыка-
ний автоматами защиты сети;

6)	ткани, применяемые для белья и одежды (внутри ска-
фандра), при трении не должны создавать статического элект-
ричества;

7)	материалы, используемые в конструкции, выбираются по
возможности негорючими или с высокой температурой разложе-
ния и воспламенения.

Скафандры с регенерационной системой жизнеобеспечения
применяются для исследования космического пространства и
Луны *.

Возможно применение регенерационных ’ скафандров и для
авиации — на больших высотах (свыше 25 км) или при боль-
шой продолжительности полета. В последнем случае могут при-
- меняться комбинированные схемы, например регенерационная
система для шлема и вентиляция туловища и конечностей сжа-
тым атмосферным воздухом. Такая комбинация может дать
существенное уменьшение массы бортовых систем (за счет эко-
номии массы источников кислорода), но мало удобна для летчи-
ка вследствие громоздкости.

Конструкция скафандров **

Собственно скафандр состоит из двух основных частей: гер-
метической оболочки и шлема (рис. 9.30). Оболочка, как пра-
вило, имеет съемные герметические перчатки, а иногда и съем-
ные герметические сапоги-

Оболочка скафандра. Создание подвижной, проч-
ной, герметичной, удобной и легкой оболочки является одной из
основных проблем скафандростроения.

Принцип конструирования мягкой оболочки скафандра осно-
ван на том, что любая мягкая оболочка под действием внутрен-
него избыточного давления стремится принять форму тела вра-
щения. Поэтому целесообразно представить тело человека
состоящим, из пересекающихся тел вращения: туловище — ци-
линдр, таз и ягодицы — полушарие, бедра, голени и пред-
плечья — усеченные конусы и т. д. Исходя из конкретных пери-
метров частей человеческого тела, учитывая толщину внутренней
одежды и небольшие воздушные зазоры, вокруг такой идеали-
зированной формы описывают оболочку и строят точные раз-
вертки всех элементов оболочки, рассматривая ее как твердое
тело. Отступление от этого принципа приводит к возникновению

* Подробные сведения о конструкции скафандров см. кн. С. М. Алексеева
и С. П. Уманского «Высотные и космические скафандры»-. М.г «Машинострое-
ние», 1973.

** АутаНоп ХУеек, Липе 22, 1959.

М18811е8 ап(1 Носке1з, Поу. 16, 1959.

Ау1аНоп ХУеек & 8расе Тес1шо1о&у, 1968, уо1. 88, По. 23.

повышенных местных напряжений в местах соединения отдель-
ный частей оболочки, к уменьшению ее запаса прочности и к
причудливым отклонениям от ожидаемой формы.

В местах, соответствующих расположению суставов челове-
ческого тела, на оболочке устанавливают шарниры (см. рис.
9.3, б и 9.30), в результате получается удовлетворительная под-
вижность как без избыточного давления, так и с рабочим пере-
падом давлений между оболочкой и атмосферой.

Рис. 9.30. Общий вид скафандров фирмы Гудрич из прорези-
ненной ткани с шарнирами типа гармошки. Шлем поворачи-
вается на гермоподшипнике:

 	.	а—скафандр образца 1956 г.; б>— скафандр образца 1958 г.

Одной из существенных особенностей тканевой оболочки (в
отличие от металлов) является ее значительное удлинение под
действием внутреннего давления. Если не ограничить это удли-
нение, то шлем скафандра значительно поднимется над головой
человека, а проймы рукавов будут резать под мышками. Поэто-
му каждая оболочка имеет регулируемую по длине силовую си-
стему из тонких шнуров, которая препятствует «вырастанию»
скафандра и служит для индивидуальной подгонки оболочки па
росту и длине конечностей.'

<' Существуют два основных типа мягких конструкций оболоч-
ки скафандра:

1)	единая оболочка из герметичной (обычно прорезиненной)
двух- или трехслойной ткани с наложенной поверх нее силовой
системой и '	..,

2)	скафандр с раздельными оболочками, у которого внутрен-
няя резиновая оболочка обеспечивает герметичность, а внешняя
оболочка является силовой и защитой от случайных механиче-
ских повреждений. Эта внешняя оболочка может быть объеди-
нена с подвесной системой парашюта, а в случде изготовления
из негорючей алюминированной ткани дополнительно защищает
человека от лучистого тепла в сверхзвуковом полете и огня при
возникновений пожара.

При изготовлении оболочки первого типа — из прорезинен-
ной ткани —. поверх скафандра во всех случаях целесообразно
надевать легкую одежду для 'защиты его от случайных царапин
и надрывов.

Герметичная оболочка многослойного скафандра должна об-
ладать высоким относительным удлинением, так как в этом слу-
чае неопасны местные защемления, обусловленные монтажом
арматуры или образованием складок при надевании. Под дейст-
вием избыточного давления такая эластичная оболочка полно-
стью опирается на силовую. Ёполне надежной является оболоч-
ка из тонкой резины (толщиной 0,4—0,5 мм), имеющая относи-
тельное удлинение до 500—800,%.

Возможно также применение прорезиненного трикотажа или
других герметичных материалов при обязательном условии, что
в местах сгибов, шарниров и установки фланцев вставлены ком-
пенсаторы, ,т. е. участки герметичной оболочки из эластичной
резины/

Иногда в качестве силовой оболочки используют тканую сет-
ку (из нитей, подвергнутых предварительной вытяжке), ориен-
тированную таким образом, что отдельные нити совпадают с
'направлением линий неизменной длины на теле человека. Такая
конструкция улучшает подвижность скафандра и частично
уменьшает продольное «вырастание» оболочки под действием
внутреннего давления {72]. В случае применения сетчатого слоя
между ним и герметичной оболочкой устанавливают защитный
трикотажный слой из растягивающегося материала, который
предохраняет оболочку от защемлений и надрывов; поверх
' сетки надевается защитная одежда.

Существует много конструктивных решений и способов наде-
вания скафандра. Наиболее распространен для этой цели перед-
ний распах, как у обычного комбинезона, что дает возможности
летчику самому надеть и снять скафандр. Герметизируется рас-
пах обычно с помощью вшитой в него широкой цилиндрической
горловины (так называемого аппендикса) из тонкой газонепро-
ницаемой ткани, которая скручивается и перевязывается после
надевания оболочки. Такие же распахи применяются для гер-
метизации морских спасательных костюмов.

Существуют конструкции герметичных и силовых застежек
типа «молния», которые устанавливаются спереди или сзади на
. корпусе скафандра. Иногда скафандр надевается через жесткий
•11*	323

разъем, делящий оболочку на две части: это может быть пояс-
ной разъем, разъем типа «манишки», как у водолазных ска-
фандров, или грудной (по диагонали от плеча к поясу). Все это
делает конструкцию более громоздкой и тяжелой, чем распах
типа «аппендикс» или герметичная застежка «молния». Жесткие
элементы на груди могут быть оправданы только с точки зре^-
ния дополнительной защиты человека от очень больших ско-
ростных напоров при катапультировании.

Рис. 9. 31. Схема ширнира типа
«апельсинные корочки»:

а—выпрямленное положение*, б—со-
гнутое положение; /—оболочка; 2—
Продольный силовой шнур; 3—на-
правляющие шнура, закрепленные
па оболочке; 4—элемент оболочки
ларнира в форме «апельсинной ко-.

рочки»

Шарниры скафандра являются наиболее трудными
элементами его конструкции. Проще других выполняются лок-
тевые и коленные шарниры, сгибающиеся в одной плоскости
на угол не более 120—160° С. Изгиб достигается с помощью до-
полнительной слабины оболочки, образующей гофры. Выполне-
ние шарниров с гофрами возможно несколькими способами:
вставкой клиньев — «апельсинных корочек», как это схематич-
но показано на рис. 9.31, либо путем пришивки к'силовой обо-
лочке системы кольцевых поперечных шнуров и продольных
лент (вдоль двух образующих) с определенной посадкой мате-
риала по этим шнурам и лентам. Возможно изготовление гоф-
рированных шарниров в прессформах. Во всех случаях силовые
продольные элементы прокладываются строго по нейтральным
образующим, длина которых не изменяется при сгибе.

Обеспечение подвижности плечевых и тазобедренных суста-
‘вов, имеющих вращательные и поступательные движения во
всех плоскостях,— наиболее сложная задача, так как центр
этих естественных, созданных природой шарниров лежит внутри
-тела.

Соответствующие этим суставам шарниры большей частью
представляют собой «гармошки», снабженные дополнительными
тяжами, скользящими по роликам или направляющим (см.
рис. 9.30).

На рис. 9.32 приведены осредненные экспериментальные дан-
ные (по американским скафандрам МК-1У, АХ-9 и др. [80]) о

величине моментов для сгибания конечностей и работы, потреб-
ной для движений в этих скафандрах, при различном избыточ-
ном давлении. Величина работы подсчитана как площадь, огра-
ниченная кривой Л1ш=/(ф) и осью абсцисс в пределах заданного
угла сгиба конечности (при расчете значение угла ф переводится
в радианы).

Рие. 9. 32. Потребные моменты и работа, необходимые для сги-
' бания гофрированных мягких шарниров скафандра:

а—потребные моменты Мш в зависимости от угла сгиба *ф0 при
Лр=26,5 кПа (0,27 кгс/см2); б—работа Лш в диапазоне углов 4—90°
для коленного (локтевого) шарнира и 10—45° для тазобедренного

Для лучшей подвижности рук на скафандрах дополнительно
устанавливаются гермоподшипники в плечевом и локтевом (или
предкистевом) шарнире (см. рис. 9.3, б). Плечевой гермопод-
шипник обеспечивает свободное движение руки в вертикальной
плоскости. Подшипник, установленный выше или ниже локтя
или между кистью и предплечьем, обеспечивает подвижность
руки относительно ее продольной оси, что необходимо для управ-
ления многочисленными агрегатами, приборами и тумблерами
самолета.

Гермоподшипник должен одновременно обладать высокой
степенью герметичности и малым моментом, потребным для его
вращения. Легкость хода достигается при применении радиаль-
но-опорного подшипника, а герметичность — скользящими кла-
панами. Внутренний клапан обеспечивает герметичность по газу,
а внешний — предотвращает попадание воды внутрь оболочки.

Дляиюнременных гермоподшипников требуется момент порядка
1,6—2,5 Н-м при Ар = 304-40 кПа.

Плечевые подшипники дают хорошую подвижность рукам
при работе в скафандре с избыточным давлением, однако при
длительном полете могут вызывать местные болевые ощущения
на плечах и грудных мышцах даже при отсутствии давления в.
оболочке.

Конструктор, удовлетворяя многочисленные требования*
предъявляемы^ к скафандру, стремится прежде всего обеспечить
летчику нормальную работоспособность в исправной' герметиче-
ской кабине. Потому в развитии авиационных скафандров наб-
людается тенденция ограничиться, где возможно, мягкими шар-
нирами, чтобы масса оболочки была минимальной и чтобы в ней
было удобно работать в основном эксплуатационном режиме*
т. е. в загерметизированной кабине.

Для лучшей подгонки скафандра по фигуре сидящего чело*
века и облегчения передвижения по аэродрому на силовой обо-
лочке поперек живота (на фальшбортах) устанавливается зас-
тежка «молния» (см. рис. 9.3, б). Эта застежка раскрыта при
ходьбе и запирается после того, $ак летчик сядет в свое кресло.
Если такое устройство отсутствует, то раскрою скафандра при-
дается «сидячее» положение.

Для уменьшения диаметра рукавов и штанин на них иногда
ставят шнуровку. Уменьшение диаметра способствует уменьше-
нию усилия, потребного для сгибания шарнира, а наличие шну-
ровки облегчает надевание оболочки.

Наиболее «неприятным» габаритом скафандра с точки зре-
ния конструктора кабины самолета и катапультируемого крес-
ла является ширина в плечах. Для скафандра с мягкими плече-
выми шарнирами, соответствующего гражданскому размеру
костюма 52—54, эта ширина равняется .660—685 мм. Для ска-
фандров с плечевыми подшипниками ширина в плечах достига-
ет 750 мм *. Поэтому ширина кабины должна быть не менее
800 мм. Потребные габариты кабины по высоте увеличиваются
на 30—40 мм.

Шлемы скафандров, как мы упоминали при рассмот-
рении принципиальных схем, делаются большого или малого
объема. Для дыхания на земле и на малых высотах в передней
части шлема, как правило, делается иллюминатор, отбрасываю-
щийся вниз или сдвигающийся вверх. В некоторых конструкци-
ях с мягкой задней стенкой (не рассчитанных на большие ско-
ростные напоры) вся передняя часть шлема откидывается вверх
и назад. Шлемы большого объема крепятся к оболочке скафанд-
ра неподвижно разъемным кольцом с замками. В таком шлеме
летчик может свободно поворачивать голову в нужном направ-

* ЭеУе1ортеп1 Налогу оГ 1йе ау1а1ог’з Ги11 ргеззиге зиНе т 155 Мауу.
«Ау1аНоп МеФсте», 1959, уо1. 30, Ыо. 4.

лении даже при надетой на лицо маске. Шлемы малого объема
(рис. 9.33) устанавливаются на разъеме с гермоподшипником й
вращаются при повороте головы летчика.

Эти шлемы имеют смотровые стекла, сдвигающиеся вверх.
Подвижные светофильтры шлемов расположены над смотровы-
ми стеклами. У шлема фирмы Гудрич стекло убирается внутрь
каски; мягкий шарнир в зоне шеи позволяет немного наклонять
голову вперед — назад.

Рис. 9. 33. Вращающиеся шлемы зарубежных скафандров:

а—шлем скафандра фирмы АггохуИеас! КиЬЬёг Со; б—шлем скафандра
фирмы Гудрич

При проектировании шлема для безмасочного скафандра кон-
структор сталкивается с теми же противоречиями, что и для
герметических шлемов ВКК. Их сущность в том, как совместить
малый расход кислорода и низкое содержание углекислоты во
вдыхаемом воздухе с хорошей вентиляцией и охлаждением го-
ловы. На рис. 9.33, б показан один из авиационных америкаш
ских шлемов, в конструкции которого сделана попытка решить
эти противоречивые требования. Шлем разделен внутри лице-
вым уплотнением на два отсека. Передний отсек всегда напол-
няется кислородом, а задний — сообщается с оболочкой ска-
фандра и вентилируется воздухом. Шлем имеет смотровой щи
ток, втягивающийся внутрь каски. Герметизируется он надувной
камерой. Так как считается, что скафандр предназначен^ для
скороподъемных самолетов, то добавление ко вдыхаемому кис-
лороду воздуха было исключено, что сделало возможным при-
менение упрощенного миниатюрного кислородного прибора. Пос-
ледний устанавливается на левой стороне шлема. Кислородный
клапан «включено — выключено» и кнопка разгерметизации
смотрового щитка смонтированы на кислородном приборе. Кис-
лород подается через перфорированную трубку, установленную
около стекла, что уменьшает его запотевание. На правой сторо-

не шлема помещена ручка, с помощью которой регулируют внут-
ренние ремни и мягкие подушки, позволяющие изменять размер
и удерживать лицо против уплотнения.

В лицевом отсеке поддерживается малое избыточное давле-
ние, равное 25 мкг вод. ст. (0,25 кПа), относительно давления в
оболочке, чтобы предотвратить подсос воздуха по краю лицево-
го уплотнения. Выдыхаемый воздух проходит через клапан выдо-
ха внутрь скафандра.

В случае аварийного приводнения лицевое уплотнение хоро-
шо защищает от проникновения воды внутрь скафандра и обес-
печивает свободное дыхание.

Удельные мощности электрообогрева для предупреждения
запотевания стекол такие же, как и для гермошлемов высотных
компенсирующих костюмов (см. рис. 9.22). Радиотелефонная
связь из шлема осуществляется с помощью телефонов и микро-
фона. В масочном скафандре микрофон монтируется в маске.
Для безмасочных скафандров микрофон устанавливается на
кронштейне, прикрепленном к шлемофону или каске.

Нагрузки, действующие на гермошлем, установленный на
мягком шейном шарнире (см. рис. 9.33, б), такие же-, как для
гермошлемов ВКК (см. разд. 9.5).

Герметические сапоги и перчатки для ска-
фандра делаются съемными, чтобы летчик мог подобрать их
по своим размерам. Кроме того, это создает ряд эксплуатацион-
ных удобств: упрощается надевание скафандра, при ожидании
вылета на аэродроме возможна некоторая естественная венти-
ляция, оболочку и ее элементы легче просушить.

Замки перчаток должны быть такими, чтобы летчик мог
снять и надеть перчатку в полете. Это может понадобиться для
каких-либо тонких манипуляций по управлению приборами.
Подвижность пальцев в перчатках достигается применением
тонкой ткани, полусогнутой формы пальцев и шарниров.

Перчатки для космонавтов КК «Аполлон» имеют единую
гермосиловую оболочку, которая выполнена как одно целое ме-
тодом макайия в сырую резину тонкой сетчатой перчатки, на-
детой на модель, изготовленную по слепку руки каждого космо-
навта; Такая перчатка дает хорошую тактильность (осязае-
мость) .

Давление газа в скафандрах регулируется авто-
матически двумя способами:

1)	регулированием выпуска газа из скафандра в зависимости
от давления до регулятора;

2)	изменением величины подачи кислорода в скафандр в за-
висимости от давления после регулятора.

Первый способ применим к скафандрам любого типа и обя-
зателен для вентиляционных скафандров.

Для регенерационных скафандров предпочтительнее второй
способ, так как экономится газ (в данном случае кислород),
расходуемый в первом случае на устойчивую работу выпускно-
го клапана.

При первом способе регулятор абсолютного давления уста-
навливают на оболочке скафандра в зоне, доступной для уп-
равления. Характеристика регулятора такова, что до «высоты»
в кабине порядка 10 км клапан регулятора свободно выпускает
воздух из оболочки и в ней сохраняется подпор не более 2 кПа
(~0,02 кгс/см2), способствующий свободному облеганию обо-
лочки вокруг тела летчика. Если «высота» в кабине превысит
указанные ~10 км, то анероид регулятора прикрывает выпуск-
ной клапан и дальше на любой высоте внутри скафандра под-
держивается постоянное абсолютное давление.

Кроме того, на оболочке скафандра установлен пружинный
предохранительный клапан, рассчитанный на избыточное давле-
ние около 40 кПа (~0,40 кцс/см2). Если у летчика возникнут
высотные боли, то он имеет возможность вручную закрыть ре-
гулятор абсолютного давления и тем самым переключить ска-
фандр на режим ~40 кПа. Оба регулятора — абсолютного и
избыточного давления — конструктивно могут быть выполнены
в одном корпусе..

Для регулирования давления в регенерационном скафандре
вторым способом в системе кислородного питания устанавлива-
ют так называемый компенсатор утечек, подпитывающий ска-
фандр в случае понижения в нем давления. Для получения двух
режимов давления ставят два компенсатора параллельно, один
из которых, рассчитанный на повышенное давление, включается
и выключается вручную (при этом давление второго режима
должно быть ниже срабатывания предохранительного клапана).
’ Два режима давления необходимы для скафандров, в кото-
рых до разгерметизации кабины осуществлялось дыхание воз-
духом или смесью воздуха и кислорода, чтобы предупредить
(или снять) декомпрессионные расстройства.

Вентиляция всей поверхности тела и сохранение нор-
мального теплового режима обеспечиваются соответствующей
разводкой воздуха по оболочке и ее теплоизоляцией.

В авиационных скафандрах вентиляционного типа воздух по
гибким трубопроводам подается к конечностям и частично на
туловище, а затем выходит наружу через регулятор давления.

В космических скафандрах регенерационного типа весь кис-
лород обычно поступает в шлем, проходит вдоль тела и затем
возвращается в общий коллектор от конечностей. Такая схема
вентиляции обеспечивает минимальное содержание углекислого
газа в шлеме.

.Устройство для плавания и поддержания головы
над водой обычно располагают на ремнях объединенной подвес-
ной системы парашюта.

Масса полного комплекта скафандра (оболочка, шлем, са-
поги и верхняя одежда), рассчитанного на рабочее давление
25 кПа, может составлять 12—16 кг.

Герметичность скафандра.

Определение величины утечки газа

Основными элементами скафандра, через которые возможна
утечка газа, являются: распах для надевания скафандра, разъеАм
гермошлема, открывающийся иллюминатор, разъемы гермопер-
чаток, гермоподшипники шарниров и клапаны, регулирующие
давление в скафандре.

Газонепроницаемость гермооболочки и ее швов проверяют за-
ранее как на образцах материала, так и в окончательном виде
на готовом изделии.

Допустимые утечки газа из скафандра не должны превы-
шать минимальной подачи кислорода от кислородно-дыхатель-
ной аппаратуры за вычетом некоторого расхода газа, обеспечи-
вающего стабильную работу выпускного клапана — регулятора
давления в скафандре. При выполнении этого требования дав-
ление в скафандре сохраняется в случае останова двигателя
или прекращения подачи воздуха по какой-либо другой причине.

Кроме того, утечки должны быть небольшими, чтобы в слу-
чае отказа основной кислородной системы в распоряжении лет-
чика оставалось время для ручного включения аварийного за-
паса кислорода.

В современных скафандрах допускается утечка газа при из-
быточном давлении 27—40 кПа (0,27—0,4 кгс/см2):

Скафандры вентиляционного типа...............2—4 нл/мин

Скафанры регенерационного типа............ 0,2—0,5	нл/мин

Для решения ряда инженерных вопросов необходимо знать
аналитическую взаимосвязь между временем и скоростью изме-
нения давления в скафандре и степенью его негерметичности.

Найдем эту зависимость. В каждый момент времени пара-
метры газа, заключенного в свободном объеме скафандра, со-
ответствуют уравнению состояния идеального газа:

рУ=О#Т,	(9,17)

где О — масса газа, содержащегося в объеме V при давлении
р и абсолютной температуре Т;

7? — удельная газовая постоянная* (для воздуха /? = 287
Дж/(кг*К); для кислорода 7?=260 Дж/(кг-К).

* Удельная газовая постоянная определяется путем деления универсаль-
ной газовой постоянной [8314 Дж/(кмоль • К)] на величину молярной массы.

Температуру газа Т можно считать постоянной (для проме-
жутков времени, измеряемых несколькими минутами). Диффе-
ренцируя уравнение (9Д7) по времени т, получим

.	(9.18)

сТй	б/Т

В случае когда отсутствует приток газа в скафандр, мгно-
венное изменение массы в скафандре равно утечке, т. е.

д,0 п

аЪ

и уравнение (9,18) приобретает вид

V -^-=-яточ,.

(9. 18а)

Величина утечки Оут может быть рассчитана по формулам
адиабатического истечения газа из отверстий. В‘ эти формулы
входят площадь отверстия 7 и коэффициент истечения струи ц.
Микроскопические щели скафандра не могут быть непосредст-
венно измерены, и поэтому мы будем подразумевать под / сум-
марную площадь всех отверстий, а под Дкв — произведение ц/.

При закритическом истечении двухатомных га-
зов, когда отношение -^—^1,89, -

Ра

ОуТ.зак=-9^экв/> кг/с,	. (9.19)

где /экв — выражено в см2; р — в паскалях (Н/м2); Т — в К;
—в Дж/(кг-К)-

При докритическом истечении двухатомных га-
зов, когда <4,89,
Ра	__________

лок ~ 0,98/экв 1 /	кг/с, (9. 20)

ут.док * оКВ 1/	рт	4

где ра — давление окружающей атмосферы в паскалях.

Формула (9.20) полностью применима к испытаниям ска-
фандра на герметичность на земле, так как отношение
(Ра+Др)/ра всегда меньше 1,89.

Подставляя в уравнение (9.18а) значение Сут.зак по формуле
(9.19) и интегрируя его от Р1>1^89ра до рг^1,89ра, получим вы-
ражение для времени изменения давления в закритической об-
ласти:

" 1Л104	. рх

Т. =----------—=. 1п ,

1	0,685/эквК/?Г р2

(9.21)

где р[>р2^ 1,89ро и время п выражено в с.

Интегрирование уравнения (9.18а) от р1=^1,89ра до
ръ^ра после подстановки в него величины 6ут.док по формуле
(9.20) дает зависимость для времени изменения давления в до-
критической области:

2.104У
о,98/экв/2у7'

(V Р1~ Ра~У Рг~ Ра)

(9. 22)

Рис. 9.34. Возможный ха-
рактер зависимости эквива-
лентной площади щелей /ЭКв
от 1 убыточного давления Др:
/—допустимо; 2—недопустимо

где 1,89ра^р1>р2^ра и время т2 выражено в с.

Формулы (9.21) и (9.22) используются для расчета допусти-
мого времени падения давления в скафандре по известным /Экв
и V. Величина /экв определяется
расчетным путем по формуле (9.20)
на основании замера величины
утечки в наземных условиях.

При испытаниях нового образца
скафандра рекомендуется опреде-
лять /экв для нескольких значений
избыточного давления и строить гра-
фик /экв = /(Ар).

На рис. 9.34 изображен такой
график для трех возможных слу-
чаев. Прямая 1 допустима и соот-
ветствует хорошо выполненной кон-
струкции. Кривые 2 свидетельст-
вуют о ненормальностях: правая
часть парабол а и б говорит о не-
достаточной жесткости разъемных
соединений, так как площадь отвер-
стий резко возрастает при увеличе-
нии Др. Левая часть кривой 2а по-
казывает, что какой-то лючок, от-

крывающийся внутрь, недостаточно прижат в начальный момент
создания избыточного давления.

Зная /экв=/(Др) по формулам (9.19) и (9.20), легко подсчи-
тать величину утечки для любой высоты полета. Пересчитать
утечки, замеренные в наземных условиях, на различную высоту
можно и без вычисления /Экв следующим образом. Возьмем на-
иболее типичный случай, когда на уровне земли отношение
—<1,89 и на большой высоте —>1,89. Заменим в формулах
Ра	Ра

(9.19) и (9.20) абсолютное давление в скафандре р выраже-
нием

р=ра+\р

и обозначим утечку и атмосферное давление на земле индек-
сом 1 и на высоте — индексом 2.

Разделив уравнение (9.19) на (9.20), получим

Сут2
^ут!

Рд, +

2УРа^Р

(9. 23)

Формула (9.23) справедлива при условии одинакового избы-
точного давления Др на земле и на высоте и одинакового ко-
эффициента истечения ц.

Для глубокого вакуума, где ра2 =0, а также принимая ра, =
= 101 кПа и 7’1=7,2л вместо выражения (9.23) получим простую
приближенную зависимость

о^=^-УГр,

справедливую при Др<90 кПа.

Проверять герметичность любой емкости, в том числе ска-
фандра, можно несколькими способами. Из уравнения (9.18а)
следует, что при постоянной температуре в скафандре утечка
газа, выраженная в нормальных литрах, будет

^уто _ т0 ар __ г0 у
V рот ал рйт

(9. 24)

где у=—--------удельный вес воздуха в скафандре в Н/м3;

с1п

т т &Н	д.	/

и=---------скорость изменения высоты в скафандре в м/с;

Ро— давление в Па и То — температура в К при
стандартных земных условиях.

, По выражению (9.24) возможны три способа определения
герметичности:

1)	прямым методом — методом компенсации утечки;

2)	по времени падения давления от р1 до р2 (при котором
оболочка скафандра еще полностью сохраняет свою форму и
объем);

3)	замером скорости изменения «высоты» в емкости с по-
мощью вариометра.

г Для получения простой приближенной формулы, связываю-
( щей утечку и время изменения давления, заменим в выражении
(9.24) производную йр1йх конечными разностями и‘величины р»
и То их значениями. Вместо первых двух членов равенства
(9.24) получим

у ___ 288 у Ар единиц приведенного объема	25^

ут0 ’ 101Г Ат	единицу времени .	’

у где Ар — выражено в килопаскалях (кН/м2).

* Величина Ууто в формуле (9.25) соответствует среднему дав-
лению в интервале Ар = Р1—р2.

Свободный объем скафандра V можно определить путем вы-
пуска газа из оболочки через газовые часы либо расчетом, заме-
рив герметичность двумя способами — прямым (замер утечки)
и по'времени падения давления. Свободный объем мягкого ска-
фандра равен 40—80 л.

В связи с некоторой сложностью точной оценки свободного
объема скафандра утечку газа из него в производственных усло-
виях, как правило, определяют прямым методом, т. е. замером
подачи газа, уравновешивающей утечку при заданном избыточ-
ном давлении. Индикатором равенства подачи и утечки служит
вариометр, присоединенный к проверяемому объекту.

В условиях эксплуатации на летательном аппарате летчики
(перед полетом) оценивают герметичность скафандра по време-
ни падения давления от уровня на 10% ниже начала открытия
выпускного предохранительного клапана до некоторого задан-
ного давления. Эта проверка производится при полностью вы-
ключенной подаче кислорода обычно в течение 30 с; за это время
падение избыточного давления (Др) не должно превышать 2—
3 кПа (~0,02—0,03 кгс/см2).

Эксплуатация скафандра *

Для того чтобы скафандр был удобным и усилия, потребные
для движений, были невелики,, скафандры шьются различных
размеров для индивидуального подбора. Полное надевание ска-
фандра обычно требует помощи одного человека и занимает око-
ло 10 мин.

Для нормальной эксплуатации скафандра необходимо иметь
специальное оборудование: систему кондиционирования воз-
духа на борту самолета или космического корабля и наземные
кондиционеры для вентиляции снаряжения летчика во время на-
хождения в скафандре на земле.

Прежде чем совершить полеты в-скафандре, летчики должны
тщательно изучить его устройство и пройти тренировку в баро-
камере. Каждый летчик обязан отработать полный автоматизм
действий, необходимых для закрытия и открытия смотрового
щитка, для управления давлением в скафандре, для снятия и
надевания перчаток и пр.

Выбор величины вентиляции скафандра

Потребная вентиляция скафандра зависит от допустимой
концентрации углекислого газа и паров воды и температурного
режима в оболочке и шлеме.

По допустимой концентрации углекислоты определяют объ-
ем кислородно-воздушной смеси, которую необходимо подавать

* Ыауа! АутаНоп №ау5, Аи^« 1958.

за 1 мин в шлем безмасочного скафандра (имеется в виду не-
подвижный шлем с большим свободным объемом).

По физиолого-гигиеническим нормам при большой продол-
жительности полета парциальное давление’ СО2 во вдыхаемом
воздухе допускается не более 1,6 кПа (12 мм рт.ст.) на любой
высоте. Расчет производится по формуле*

р т

УЛ-^—(ёЛ^,	(9.26)

/’СОаДОП

где Ув— потребная объемная вентиляция шлема в л/мин;

рс^доп— допустимое парциальное давление СО2 в Па;

—масса углекислоты, поступающей в шлем в 1 мин
вместе с подаваемым в него газом, в г/мин;

й’и — масса углекислоты, выделяемой человеком, г/мин;
Т — температура газа в шлеме °К.

В нашем случае ^=0. Удельная газовая постоянная для
углекислоты /?со2=189 Дж/(кг-К). Примем, что при умеренной
работе один человек выделяет 0,6 нл/мин СО2 (см. рис. 9.1).
Плотность СО2 при 0° С равна 1,977 г/л. Следовательно, потреб-
ная вентиляция, при которой парциальное давление СО2 не бу-
дет превышать 1,6 кПа, составит

г7	189-273.0,6.1,977 л ,

V п =--------------= 38,4 л/мин-

в	1,6-103

Эта величина (округленная до 40 л/мин) принималась выше
при расчете потребного расхода кислорода в безмасочном ска-
фандре.

В действительности же в шлеме, отделенном от корпуса
шторкой, не существует постоянной и одинаковой по всему объ-
ему концентрации углекислоты. Эта концентрация различна в
разных точках шлема и изменяется по фазам дыхания. Поэтому
коллектор для впуска кислорода отрабатывается эксперимен-
тально для каждого типа шлема.

Потребная вентиляция скафандра (в м3/ч) в зависимости от
заданной относительной влажности воздуха определяется по из-
вестной формуле»

I/ — ^О

Е уВ-Еа

- где (?н2о — количество паров воды, выделяемых человеком, в
г/ч;

; . <р — желательная относительная влажность в долях еди-
-	ницы;

V Е — абсолютная влажность при насыщении воздуха при
Й	заданной температуре в г/м3;

Еа — абсолютная влажность подаваемого воздуха в г/м3.

(9. 27)

* Вывод формулы (9. 26) изложен в работе [14].

Формулу (9.27) можно применить к скафандру, если допус-
тить, что вентилирующий воздух испаряет всю выделенную че-
ловеком влагу.

Примем, что летчик в покое выделяет влаги около 50 г/ч и
при средней физической работе 150 г/ч. Для удаления водяных
паров и создания под оболочкой нормальных гигиенических ус-
ловий предлагается иметь относительную влажность воздуха в
первом случае не ниже 20% и во втором -- не выше 60%. Аб-
солютная влажность воздуха, насыщенного парами воды при
температуре 20° С, составляет 17,8 г/м3. При полете выше 7 км
абсолютная влажность сжатого атмосферного воздуха, исполь-
зуемого для вентиляции авиационного снаряжения,- практически
равна нулю.

Подставив эти исходные данные в формулу (9.27), получим
для Он2о = 50 г/ч и <р=0,2

УЕ =——------=14 м3/ч = 233 л/мин;

Е 0,2-17,8

для ОН2о=150 г/ч и ср = 0,6	УЕ также равно 14 м3/ч.

Окончательно потребный объем вентиляции скафандра опре-
деляется на основании теплового расчета. В разд. 9.7 показано,
что для сохранения теплового баланса и комфортабельных усло-
вий в скафандр вентиляционного типа следует подавать 250—
350 л воздуха каждую минуту (приведенных к земным услови-
ям). Для нормального теплоощущения температура подаваемого
воздуха непосредственно на входе в оболочку должна соответ-
ствовать кривой, изображенной на рис. 9. 57. При температуре
в кабине +50-4-60° С необходим воздух с температурой
+ 10-4-5° С; при снижении температуры в кабине до —50° С тем-
пература подаваемого воздуха должна возрасти до +604-80° С.
Не следует думать, что воздух с такой температурой коснется
тела человека. Пока этот воздух войдет в соприкосновение с
кожей, его температура снизится за счет теплообмена с поверх-
ностью трубопроводов и панелей системы вентиляции.

9.7.	ЗАЩИТА ЧЕЛОВЕКА ОТ ДЕЙСТВИЯ НИЗКИХ
И ВЫСОКИХ ТЕМПЕРАТУР, ЛУЧИСТОЙ ЭНЕРГИИ
И ПЕРЕОХЛАЖДЕНИЯ В МОРЕ

Условия эксплуатации и крайние
температурные режимы

Экипаж самолета подвергается действию самых различных,
зачастую крайне противоположных климатических условий, так

как в течение одного вылета возможны следующие эксплуатаци-
онные этапы и ситуации:

1)	ожидание вылета на аэродроме;

2)	полет в загерметизированной или разгерметизированной
кабине;

3)	спуск на парашюте из верхних слоев атмосферы;

4)	аварийное приводнение в открытом море с температурой
воды около 0°С или посадка в. арктическом районе.

Первые два этапа летной работы являются обычными. Могут
быть южные и полярные аэродромы с температурой воздуха у
земли от +50 до —60° С.

В период взлета температура в кабине многоместного само-
лета близка к температуре на земле вследствие тепловой инер-
ции кабины.

В загерметизированной кабине самолета с дозвуковой ско-
ростью при нормально работающей системе кондиционирования
температура воздуха обычно, находится в пределах 15—25° С.
Однако в связи с переходом на сверхзвуковые скорости полета
основным источником тепла в кабине становится аэродинамиче-
ский нагрев поверхности самолета.

Солнечные лучи вносят в кабину через верхнее прозрачное
остекление до 900 Вт на каждый квадратный метр горизонталь-
ной проекции фонаря.

Температурные условия в разгерметизированной кабине мо-
гут зависеть от высоты и скорости поледаГПри дозвуковой ско-
рости полета и отказе в работе системы кондиционирования на
высоте 10—20 км температура в кабине может снизиться до
минус 40° С и ниже. По расчетам при скорости, соответствую-
щей М = 3, в тех же условиях температура обшивки достигнет
400° С, а температура воздуха, в кабине может увеличиться до
+704-80° С [14].

Температурные условия при спуске на парашюте общеизве-
стны. В случае попадания в холодное море человеку грозит
смерть от. переохлаждения. При температуре воды 0—5° С у лю-
дей, не тренированных в плавании в холодной воде, уже через
несколько минут наступают явления -холодового шока с потерей
сознания. Люди сильные и приученные к холоду теряют созна-
ние через 20—25 мин при температуре воды 0° и через 40—
50 мин при температуре 10° С.

Особенно пагубно действует переохлаждение головы, и в ча-
стности, затылка. Биологическая смерть наступает при сниже-
нии температуры, тела до 25—22° С. Даже при температуре во-
ды порядка 15° С организм охлаждается, хотя и медленно, одна-
ко через 3—5 ч наблюдаются головная боль, сонливость,
судороги и, наконец, потеря сознания.

Принципиальные способы и средства
регулирования теплового режима человека
в защитном снаряжении

Процесс теплообмена организма человека с окружающей сре-
дой осуществляется теми же физическими способами, которые
присущи распространению тепла в природе, а именно теплопро-
водностью при непосредственном соприкосновении (кондукцией),
переносом при перемещении частиц газа или жидкости (конвек-
цией) и тепловым излучением.

Кроме того, организм отдает теплоту при испарении пота
(влаги) с поверхности кожного покрова и легких, расходуя
энергию на фазовый переход жидкости в пар.

Методы регулирования теплового режима человека в защит-
ном снаряжении можно разделить условно на пассивные, актив-
ные и смешанные.

К пассивным методам относятся:

—	вцбор оптимального термического сопротивления тепло-
изоляции;

—	выбор коэффициентов поглощения и излучения внешней.
поверхности снаряжения;

— способы оперативного изменения термического сопротив-
ления и коэффициентов лучистого теплообмена.

Активные методы терморегулирования заключаются в ох;
лаждении или обогреве человека с помощью газовых или жид-
костных хладагентов (теплоносителей) или, иначе говоря, в
применении вентилируемых костюмов и костюмов с жидкостным
охлаждением и обогревом.

Особое место занимает охлаждение человека за счет испа-
рения пота.

На испарение воды затрачивается тепла в кДж

Сисп = Г^исп,

где г — удельная теплота парообразования в кДж/кг;

^исп — масса испарившейся воды в кг.

При температуре /=04-100° С с погрешностью не более
+0,3%’	*

г=2510—2,4/.	(9; 28)

В нашем случае пот испаряется при температуре поверхнос-
ти человеческого тела в среднем 33° С. Поэтому в дальнейших
расчетах будем считать величину г постоянной и равной 2430
кДж/кг (580 ккал/кг).

Сложность разработки индивидуального снаряжения летчи-
ков заключается в том, что необходимо в одном и том же полете
защитить человека как от самых низких, так и от самых высо-
ких температур. Эту проблему нельзя решить только подбором
оптимальной теплоизоляции, так как человеку неизбежно будет
338

слишком жарко в одних условиях и слишком холодно
в других.

Тепловой режим человека в авиационном защитном снаря-
жении регулируется проще всего путем сочетания необходимой
теплоизоляции с созданием вокруг человека при. помощи венти-
лируемой одежды зоны микроклимата, питаемой кондициониро-
ванным воздухом от бортовых или наземных установок.

Таким типом вентилируемой одежды является, в, частности,
высотный скафандр. Добавление внутреннего теплоизолирующе-
го слоя превращает авиационный скафандр в надежное средст-
во для защиты от холодной воды и для спасения на море. ,

В случае применения высотного компенсирующего костюма
на него в необходимых случаях надевается вентилируемая и теп-
лоизолирующая одежда, а при полетах над морем поверх все-
го — непромокаемый морской спасательный костюм. В зависи-
мости от конкретных условий эксплуатации и географического
района. полетов перечисленные защитные средства могут при-
меняться все одновременно или в той или иной комбинации.

Терморегулирование человека в скафандре при выходе в от-
крытый космос или на Луну складывается из трех задач:

1)	уменьшение тепловой нагрузки от внешних источников
тепла (Солнца и нагретой поверхности Луны) до незначитель-
ной величины;

2)	перенос тепла__от_тела человека к охлаждающему агре-
гату;

3)	удаление тепла из системы жизнеобеспечения.

Первая задача решается использованием .экранно-вакуумной
- теплоизоляции, надеваемой поверх скафандра, и выборам опти-
 мальных значений коэффициентов лучистого теплообмена.

I Вторую задачу решают применением костюма с жидкостным
охлаждением и вентилируемого костюма.

'Хладагент, циркулирующий в этих костюмах, охлаждается в
. -специальном теплообменнике, установленном в ранце, путем рас-
ходования теплоты на фазовое превращение воды в пар при ее
испарении в космос. Так обычно решается третья задача.
Теплообменники бывают двух типов — испарительные и субли-
мационные. У испарительного теплообменника, работающего
при невесомости, межтрубное пространство заполнено пористым
5 гигроскопичным материалом, пропитанным водой; последняя ки-
г пит при 1—5° С соответственно под давлением 0,67—0,87 кПа
(5—6,5 мм рт. ст.), поддерживаемым специальным клапаном.

В сублимационном теплообменнике охлаждающая вода
г подводится в узкий зазор между стенкой (за которой находится
| охлаждаемое рабочее тело) и твердой пористой перегородкой,
отделяющей воду от вакуума. Вода под небольшим избыточным
давлением проникает в поры и, испаряясь и охлаждаясь, превра-
| щается в лед, который сублимируется в вакуум, минуя жидкую
фазу. Вода подается из отдельного бака.

Коэффициент полезного использования воды: для испари-
тельных теплообменников 13,75—0,85, для сублиматоров 0,95—
0,98.

Костюм водяного охлаждения принципиально может быть
выполнен либо в виде разветвленной сети тонких трубочек, по
которым циркулирует хладагент («трубчатый» костюм), либо в
виде автономной системы охлаждения, состоящей из эластичных
панелей, наложенных на тело и выполняющих роль теплообмен-
ников. Такая панель состоит из ваку^м-изолирующей оболочки,
внутри которой расположен тонкий гигроскопичный слой, отде-
ленный от вакуума диффузионной перегородкой. Охлаждающая
вода питает гигроскопичный слой и через перегородку испаря-
ется в вакуум. Костюм панельного типа менее гигиеничен и удо-
бен, менее надежен, но способен отбирать от человека тепловой
поток до ~ 1500 Вт вместо ~600 Вт, являющихся практическим
пределом для трубчатого костюма водяного охлаждения.

Термическое сопротивление экранно-вакуумной теплоизоля-
ции можно регулировать обжатием пакета изоляции или изме-
нением давления воздуха между экранами; последнее требует
непроизводительного расхода газа.

Для регулирования коэффициентов лучистого теплообмена на
космических кораблях применяют подвижные жалюзи (штор-
ки), прикрывающие теплообменники. Для космических скафанд-
ров эта идея, предложенная еще К- Э. Циолковским, нашла
конструктивное воплощение в двух внешних светофильтрах, ус-
танавливаемых на гермошлеме.

Ниже рассматриваются только те способы и средства регу-.
лирования теплового режима в снаряжении, которые достаточ-
но широко применяются на практике.

Энергетический баланс человека

Для теплового расчета и определения параметров теплоза-
щитного снаряжения необходимо знать количество энергии, вы-
рабатываемой человеческим огранизмом, способы отвода этой
энергии и внешние тепловые нагрузки.

Связь между количеством теплоты, выделяемой человечес-
ким телом (так называемой теплопродукцией), физической на-
грузкой (механической работой) и общими энерготратами орга-
низма устанавливается уравнением энергетического баланса * *.
Очевидно, что общие энерготраты организма (?э.т складываются
из теплопродукции человека фт.п и совершенной внешней рабо-
ты №

	<2э.т = $т.п+#.	(9.29)

* В данном разделе рассматривается только расходная часть энергетиче-
ского обмена человека, при котором энергия передается в форме теплоты и
работы. При этом во всех уравнениях энергия (теплота и работа, выраженные
в джоулях) отнесена к единице времени секунде и, следовательно, все слагае-
мые в формулах выражаются в ваттах.

При отсутствии внешней механической работы (заключаю-
щейся в подъеме груза, преодолении сил трения или сообщении
другому телу кинетической энергии) вся израсходованная орга-
низмом энергия переходит в соответствующее количество тепла/

Энерготраты человека состоят из следующих основных час-
тей.

Статические энерготраты

1.	Основной обмен — теплопродукция биохимических про-
цессов, поддерживающих жизнь организма, определяемая в со-
стоянии полного покоя в положении лежа в комфортных усло-
виях.

2.	Статическая работа — сохранение позы й равновесия те-
ла; поддержание груза за счет напряжения мышц.

3.	Работа механизма терморегуляции, обусловливающая со-
хранение нормальной температуры тела (фт.р).

Динамические энерготраты

1.	Работа сопротивлений (/)Соп), называемая иногда физио-
логами «отрицательной» (например, опускание груза, спуск че-
ловека по лестнице или уклону и т. п.).

2.	Внешняя механическая работа

3.	Энерготраты организма, сопутствующие выполнению внеш-
ней механической работы (СМ.Состоят из расхода энергии на
преодоление трения в мышцах и суставах тела, на изменение
скорости и направления движения, на перемещение массы ра-
ботающих частей тела, на «холостой» ход мышц и т. п. Эти сла-
гаемые и сопутствующая им часть статической работы практи-
чески неразложимы, и мы учтем их с помощью отношения внеш-
ней механической работы Л/" (в единицу времени) к термическо-
му коэффициенту полезного действия тр Следовательно, энерго-
траты, сопутствующие механической работе, будут

Работа сопротивления (Г>Соп) и статическая работа ( Рс.р) це-
ликом переходят в тепло. Они могут быть определены раздель-
| но только в редких случаях, поэтому их можно объединить и
обозначить

|	-О = -^соп“|“^с.р*

| Таким образом, для практических расчетов общие энерго-
траты человека можно выразить в виде

Сэ.т=Со+(?г.р + ^+—.	(9.30)

где фо — теплопродукция человека в состоянии относительного
покоя, складывающаяся из основного обмена и некоторой доли

341



статической работы; в ($о входят также затраты на терморегуля-
цию в комфортных условиях.

На основании многочисленных опытов величину теплопро-
дукции в состоянии покоя (покой сидя), отнесенную к 1 м2 по-
верхности тела, для взрослых мужчин принято считать постоян-
ной и равной

9о = 58 Вт/м2 (50 ккал/м2-ч).	*

Рис. 9.35. Зависимость энерго-
трат на терморегуляцию от
средневзвешенной температуры
кожного покрова (в покое):

1—по данным работ [7, 8]; 2—по
данным Витте [18]; 3— по данным
Бартона [10] (каждая точка — сред-
ний- результат по группе испытуе-
мых)

В .дальнейшем будем относить все наши расчеты к некоторо-
му «среднему» летчику, в качестве которого возьмем мужчину
в возрасте 20—40 лет массой 70 кг ростом 170 см с площадью
поверхности тела Рч= 1,81 м2. Для такого стандартного челове-
ка теплопродукция в покое составит

<2о==#о^ч = 58-1,81 = 105 Вт (90 ккал/ч),

что соответствует удельной теплопродукции 1,5 Вт на 1 кг мас-
сы тела.

На основании геометрических соображений нетрудно показать [4], что для
людей нормального телосложения с массой, отличающейся от 6ч = 70 кг, для
эпределения ^о и площади тела человека Рч можно применять следующие
корреляции:

3/ / О \2

<>0 = 165 1/	Вт,	(9.31)

Л, = 1,81	2 «2-	(9-32)

Дополнительные энергозатраты на' терморегуля-
цию (<2т.р) появляются в тех случаях, когда средневзвешенная
температура* поверхности кожи.отличается от нормального зна-

* Средневзвешенная температура поверхности тела определяется по заме-
рам температуры в 11 точках по формуле /к = 0,9886/ головы+0,3401 тулови-
ща + 0,134 (0,5/ плеча+0,5/ предплечья) +0,0451 кисти+0,203 (0,5/ бедра +
+0,5/ ягодиц) +0,125 I голени+0,0644 I стоп. При этом теплопродукция туло-
вища берется как средняя арифметическая по трем точкам: грудь, спина и
живот.

чения 32,5° С более чем на ±1,5° С. На рис. 9.35 приведены
опытные данные, показывающие зависимость энерготрат на
терморегуляцию в состоянии покоя от средневзвешенной темпе-
ратуры кожи *.

При охлаждении дополнительные энерготраты вызваны
главным образом химической терморегуляцией — повышением
интенсивности окислительных процессов, в том числе вследст-
вие мышечной дрожи. При перегреве дополнительные энерго-
траты обусловлены усиленной работой потовых желез, сердца,,
легких и других органов.

Работа сопротивления зависит от скорости движе-
ния и может составлять от 30 до 100% аналогичной положи-
тельной работы. По опытам французского физиолога Шово [4]у
при опускании грузов со скоростью 0,05—0,12 м/с

/)Соп=0,52Л^.

Коэффициент при У уменьшается при увеличении скорости и.
наоборот, возрастает при ее снижении.

Статическая работа при удержании тяжести за счет
напряжения неподвижных мышц на основании опытов Шово (с
грузами массой до 5 кг, удерживаемых бицепсом руки в тече-
ние 2 мин) может быть подсчитана по эмпирической - форму-
ле (в Вт)

Г>С.Р = 3,5ЛГ,

где М — момент от внешних сил, уравновешиваемый сопротив-
лением мышц, выраженный в ньютон-метрах.

Статическая работа приводит к быстрому утомлению, так как
в напряженных мышцах сужаются капиллярные сосуды и при-
ток крови становится недостаточным для снабжения мышц кис-
лородом и отведения продуктов обмена.

Уравнение энергобаланса (9.30), строго говоря, не является
выражением простой арифметической суммы отдельных видов
энерготрат, так как в организме человека в процессе работы и
отдыха происходит перераспределение уровней обмена между
различными органами, и составные части энергобаланса подвер-
жены взаимному влиянию.

Кроме того, выражение (9.30) не учитывает переходных ре-
жимов от покоя к работе и обратно, повышенного (искусствен-
ного) сопротивления дыханию и энерготрат, вызванных эмоцио-
нальной нагрузкой **. Однако для технических тепловых расче-
тов, требующих количественного определения энерготрат, такая

* При выполнении работы на холоде дополнительные энерготраты на
терморегуляцию уменьшаются [75].

** Жюль Амар [4] считает, что нервная нагрузка увеличивает энерготраты
не более чем на 3—5%; Другие авторы предполагают, что в ситуации, угрожа-
ющей жизни летчика, энерготраты <20 могут кратковременно возрастать а
1,5—2 раза.

упрощенная модель расходной части энергобаланса вполне при-
емлема в качестве первого приближения.

Термический коэффициент полезного дейст-
вия т) удобно определять из таких опытов, в которых произво-
дилась только положительная динамическая работа, а величины
О и <2т.р были близки к нулю. Для этого случая из (9.30) полу-
чим



Фэ.т 00

(9. 33)

Общие энерготраты <2э.т, необходимые для вычисле-
ния т] по формуле (9.33), определяются экспериментально мето-
дом непрямой калориметрии по количеству поглощенного орга-
низмом кислорода. Известно, что 1 л кислорода (отнесенный к
давлению 101,325 кПа и температуре 0°С), окисляя органиче-
ское топливо — главным образом жиры и углеводы,— создает в
организме от 19,3 до 21 кДж (от 4,6 до 5 ккал) тепла в зависи-
мости от интенсивности работы, состава питания и величины ды-
хательного коэффициента.

В среднем можно принять энергетический эквивалент 1 нл
кислорода 20 кДж, а 1 г кислорода — 14 кДж.

В этом случае общие энерготраты человека, выраженные че-
рез количество поглощенного кислорода,

$э.т=-^ 1000Уо2^ 334Уо2 '.Вт,

(9. 34)

Рис. 9. 36. Зависимость терми-
ческого к. п. д. ч от интенсив-
ности механической работы №

где Уо2 выражено в нормальных литрах в 1 мин. (У62=4,2-+
5,7% от величины легочной вентиля-
ции [40]).

На рис. 9.36 показана зависи-
мость т] от интенсивности внешней
(положительной) работы, получен-
ная нами путем обработки опытов
АЬЬоГа [61], проведенных на вело-
эргометрическом стенде. Следует
учитывать, что полученные величины
справедливы только для людей, тре-
нированных в определенной работе'
и выполняющих ее до проявления
утомления (у людей нетренирован-
ных расход энергии может быть вы-
ше в 2 раза и более).

График т]=/(А/’), изображенный

на рис. 9. 36, может быть аппроксимирован формулой

т] = 0,25(1—е-^),
где

х=0,023 + 0,075е-°’0зЛГ,

Здесь — интенсивность механической работы (полезная мощ-
ность) в Вт.

Суммарные энерготраты обычно определяются эксперимен-
тально для каждого конкретного вида профессионального тру-
да. На рис. 9.37 приведены энерготраты человека, работавшего
в легком комбинезоне, а также в скафандре. Внешняя механи-
ческая работа в обоих случаях

была одинаковой и задавалась

Рис. 9.37. .Диаграмма энерготрат
Сэ. т человека, работающего на вело-
эргометре:

Г—общие энерготраты испытателя, одетого
в легкий комбинезон (заштрихованные об-
ласти — составные части энергобаланса);
2—энерготраты в скафандре при Ар=
==26,5 кПа (0,27 кгс/см2); 3—энерготраты
в скафандре без избыточного давления

на велоэргометре. Из диаграм-
мы видно, что дополнительные
энерготраты, сопровождающие
выполнение работы, примерно
равны утроенной внешней рабо-
те. Ординаты между линиями
1 и 2 показывают, насколько
увеличились затраты энергии
прй создании в скафандре избы-
точного давления 26,5 кПа
(0,27’кгс/см2).

Обследованием установлены
следующие энерготраты чле-
нов экипажей в Вт:

Для летчика, пилотирую-
щего самолет ......... 130—280

Для штурмана, радиста . 120—180

Практический интерес пред-
ставляют данные о максималь-
ной мощности, которую может
развить человек в аварийной
ситуации; На рис. 9. 38 [81] при-
ведены общие энерготраты
человека, работающего непре-
рывно до полного утомления.
Полезная мощность (интенсив-
ность механической работы) обычно не превышает 20% от общих
энерготрат, при этом существенное значение имеют физическая
подготовка и тренировка человека.

При очень больших физических нагрузках человек не может
поглотить из вдыхаемого воздуха нужного мышцам количества
-кислорода, так как оно ограничивается объемным расходом кро-
ви через легкие и у лучших спортсменов не превышает 5,5 л
в 1 мин. Поэтому при сверхбольших нагрузках работающие
мышцы потребляют кислород, растворенный в тканях. В резуль-
тате в крови образуется так называемый кислородный долг, ко-
торый постепенно возмещается после уменьшения нагрузки.
Следует подчеркнуть, что кривые на рис,. 9.38 характеризуют
верхний уровень для наиболее сильных людей, и граница, очер-



ченная кривой 2, по-видимому, является тем пределом, который
могут выдержать средние по физической подготовке летчики.

Ниже приводится числовой пример прогнозирования энерго-

трат.	»

Рис. 9. 38. Предельные энерготраты человека в зависимости
от времени непрерывной работы:

/—для тренированных спортсменов; 2—для здоровых людей

Пример расчета энерготрат. Определим энерготраты испытателя, работа-
ющего на велоэргометре в легком комбинезоне и в скафандре с Ар=
= 26,5 кПа при полезной физической нагрузке 50 Дж/с * (при работе в ска-
фандре частота вращения велоэргометра 40 об/мин). Примем, что теплопро-
дукция испытателя в состоянии покоя 105 Вт.

1.	Энерготраты испытателя в легком комбинезоне.
Определим энерготраты для выполнения механической работы, включая саму
работу. Предварительно по графику рис. 9.36 найдем термический к. п. д.,
который для ЛУ=50 Вт равен 0,22:

#	50

т] ==0,22

= 227 Вт.

Определим общие энерготраты испытателя по формуле (9.30), считая,
что статические энерготраты й и Ст. р отсутствуют:

ДГ

= фд -}-	— 105	227 = 332 Вт.

2.	Энерготраты испытателя, работающего в скафа-нд-
ре с избыточным давлением. К внешней механической работе необ-
ходимо добавить работу сгибания тазобедренного и коленного шарниров ска-
фандра (число сгибаний конечностей равно удвоенной частоте вращения пе-

* 1 Дж/с=1 Вт=О,86 ккал/ч=6,12 кгс • м/мин.

далей). Величину работы берем из рис. 9.32 при Ар=26,5 кПа, 4ш=20 Дж
для тазобедренного и о Дж для коленного шарнира.

Общая внешняя работа испытателя будет

40-2

А^общ = 50 + (20 + 5) — = 83,3 Вт.

Определим термический к. п. д. работы по графику рис. 9.36. Для М=
= 83,3 Вт к. п. д. т]=0,24.

Определим энерготраты испытателя в скафандре:

(?0 +	= 105 +	= 452 Вт.

Тепловой баланс человека

Основными показателями теплового состояния человека яв-
ляются температура тела и поверхности кожного покрова, час-
тота пульса и величина водопотерь через кожный покров. Кро-
ме того, при нормальном состоянии в организме отсутствует на-
копление или дефицит тепла.

Человек в комнатной одежде, находящийся в состоянии от-
носительного покоя (покой сидя) при температуре стен и возду-
ха 21° С, его скорости 0,1 м/с и относительной влажности ~50%>
отдает тепло, образующееся в-организме при обмене веществ,
следующими путями (в %):

конвекцией .	... 34

излучением . . .- 38
испарением .... 28

При увеличении скорости воздуха относительно тела челове-
ка доля теплоотдачи конвекцией возрастает, а доля теплоотдачи
излучением уменьшается.

Конвекцией и излучением организм не только отдает тепло,
но при известных условиях (когда температура окружающего
воздуха и ограждений вы1пе температуры поверхности челове-
ка) получает его из внешней среды. В последнем случае тер-
морегуляция может происходить только за счет испарения (если
не применяется искусственное кондуктивное охлаждение).

Принято считать, что в течение нескольких часов допустим
такой тепловой режим летчика (без восполнения водопотерь),
при котором на долю теплоотдачи испарением приходится не
более 60% общей потери энергии, а водопотери не превышают
250 г/ч на 1 м2 поверхности тела ^т. е. около 0,5 кг/ч для взрос-
лого человека) и в конце режима составляют не более 4 —1,5%
массы тела.

При большой продолжительности считается нормальным, ког-
да влагопотери человека (без восполнения) составляют около
50—70 г/ч в состоянии покоя и не превышают 150 г/ч при ра-
боте. Систематическое восполнение водопотерь позволяет увели-
чить эти нормы в 2—3 раза.

В комфортных условиях выделенный пот должен полностью
испаряться.

Уравнение т е п л о в о г о б а л а н с а организма че-
ловека можно представить в упрощенном виде:

Фт.п~ С?дых—Фисп.к ±	±	=	(9- 35)

где Фт.п — теплопродукция организма;

Фдых—тепло, отданное легкими путем испарения влаги и
подогрева воздуха в легких;

Фиси.к—тепло, отданное испарением пота с поверхности
кожи;

(2а — тепло, отданное (или полученное) телом путем кон-
векции и излучения;

Дфч— изменение теплосодержания тела человека в Дж за
время Ат в с.

Все величины (2 отнесены к единице времени т, т. е. выра-
жены в Вт.

Если теплопродукция организма и внешняя тепловая нагруз-
ка равны количеству отдаваемого человеком тепла, а средняя
температура тела нормальна, то Дфч = 0.

Рассмотрим, чему равна каждая из величин, входящих в
уравнение (9.35).

Выше было показано [см. формулы (9.29) и (9.30)], что теп-
лопродукция организма равна общим энерготратам за вычетом
внешней механической работы, и, следовательно,

Стд=Сэ.тт-ЛГ=(?о+Ст.р+^+^(—-1 У (9.36)

Если заданы общие энерготраты организма <2э.т при явно вы-
раженной внешней механической работе, а статическая и «от-
рицательная» работа .пренебрежимо малы, то теплопродукцию
можно рассчитывать по приближенной формуле

Ст.п=Сэ.т-О,2(Сэ.т-~Со)=О,8Сэ.т+21 Вт. (9.37)

Тепло, отдаваемое через легкие при дыха
нии (фдых), состоит из тепла, затраченного на испарение вла-
ги (фисп.л), и тепла, израсходованного на нагревание (или ох-
лаждение) ВОЗДуха В ЛеГКИХ (Снагр)*

^дых ~= ^исй.л ± Фнагр’	(9- 38)

Составные части уравнения (9.38) определяют, приняв, что
вдыхаемый воздух приобретает температуру легких и насыщает-
ся парами воды до 100% при той же температуре.

При этом условии тепло (в Вт), затраченное на
испарение влаги в легких,

(9-39)

где 2420 Дж/г— теплота парообразования 1 г воды при темпе-
ратуре 37° С;

Ул — легочная вентиляция в м3/ч;

Днас — абсолютная влажность воздуха, насыщенного
водяными парами при температуре легких (при
37° С величина Диас=43,8 г/м3);

Еа — абсолютная влажность вдыхаемого воздуха в
г/м3.

Если парциальное давление паров воды задано в паскалях,
то на абсолютную влажность его пересчитывают по уравнению
состояния для идеального газа

Еа = ——— кг/м3 = Ре '103  г/м3,	(9. 40)

Е^0Та	462Та

где рЕ — давление паров воды в Па;	>

Та — температура воздуха в К,

^?н,о = 462 Дж/(кг«К)—удельная газовая • постоянная паров
воды.

Опытные данные о давлении и плотности насыщенного водя-
ного пара приведены в табл. 9.8.

Величину легочной вентиляции, входящую в формулу (9.39),
можно определить как функцию энерготрат следующим обра-
зом. Известно, что разность содержаний кислорода во вдыхае-
мом и выдыхаемом воздухе Д^о, в среднем составляет 5%; энер-
гетический эквивалент 1 нл газообразного кислорода Кэн=
=20 кДж [59]. Чтобы рассчитать энергетический эквивалент ле-
гочной вентиляции (отнесенной к температуре С=37°С и насы
(ценному влажному воздуху), ее величину приводят к стандарт-
ным условиям (Аэ = О° С, Цо= 101,3 кПа) и сухому воздуху.

Учитывая сказанное выше, можно записать:

П —-К*. V . 1ПЗ. (273 + ^°)(/>° —Ри,0)

^эт 60 ’ 100 эн' ’	(273 +О А)

__ 5-20-103 . 273(101,3 — 6,3) у _ 13 $у

~ 60-100 ' (273 + 37) 101,3 л— ’ л’
откуда

1/л=0,0725(/эт,	(9.41)

где Ул выражена в л/мин и <Ээт — в Вт.

Расчет по формуле (9.41) дает удовлетворительное совпаде-
ние с опытными данными при энерготратах человека от 83 до
900 Вт, что соответствует легочной вентиляции от 6 до 65 л/мин.
. Тепло, израсходованное на нагревание (ох-
> лаждение) вдыхаемого воздуха, в Вт

Фнагр=<?р!Л»Рв(^р ' ^а) ~Ь0>001 с„вУлЕа (1р /а),	(9.42)

Давление и плотность насыщенного водяного пара  Над льдом							
/, °С	Давление		Плотность, г/м3	/, °с	Давление		Плотность, г/м3
	Па	мм рт.ст.			Па	| мм рт.ст.	
—55	2,0	0,015	0,020	-25	62,8	0,47	0,55
-50	3,9	0,029	0,038	-20	102,9	0,77	0,88
-45	6,9	0,052	0,066 .	-15	165,1	1,24	1,38
-40	12,4	0,093	0,115	-10	259,4	1,95	2,14
—35	22,3	0,167	0,203	-5	400,9	3,01	3,24
-30	37,3	0,280	0,333	0	610,3	4,58	4,84
			Над	водой			
	Давление		Плотность,		Давление		Плотность,
°с	кПа	| мм рт.ст.	г/м3	/, °с	кПа	мм рт.ст.	г/м3
0	0,61	4,58	4,84	28	3,78	28,35	27,2
2	0,71	5,29	5,60	30	4,24	31,82	30,3
4	0,81 >	6,10 •	6,40	32	4,75	35,66	33,8
6	0,93	7,04	7,30	34	5,32	39,90	37,6
8	1,07	8,05	8,30	36	5,94	’ 44,56	41,7
10	1,23	' 9,21	9,40	38	6,62	49,69	46,2
12	1,40	10,52	10,7	40	7,37	55,32	51,2
14	. 1,60	11,99	12,1	42	8,20	61,50	56,5
16	1,82	13,63	13,6	44 '	9,10	68,26	62,3
18	2,06	' 15,48	15,4	46	10,08	75,65	68,6
20	2,34	17*53	17,3	48	11,16	83,71	75,5
22	2,64	19,83	19., 4	50	12,33	92,51	83,2
24	2,98	22,38	21,8	52	13,60	102,09	91,2
26	3,36	25,21	24,4	54	15,00	112,51	99,7

где ср= 1005 Дж/(кг-К) —удельная теплоемкость сухого воз-
духа;	4	,

^п.в = 4187 Дж/(кг-К) —удельная теплоемкость паров воды;

рв,— плотность воздуха при температуре,
в легких 1Р (при 37° С и ро= 101,3
кПа рв^ 1,14 кг/м3);

(р— температура в легких, равная тем-
пературе внутренних органов тела-,
в°С;

1а — температура вдыхаемого (окружаю-
щего) воздуха в °С;

Ул — легочная вентиляция в м3/с.

Второе слагаемое в правой части формулы (9.42) мало, и
его обычно не учитывают.

Тепло, отданное '(или полученное) путем-
конвекции и излучения (при одинаковой температура
воздуха и ограждений), определяется по известной формуле
(в Вт)

$а=^ч(^~М,	(9.43)

где к — коэффициент теплопередачи от поверхности кожи к
окружающей среде в Вт/(м2-К);

/к— средневзвешенная температура поверхности кожного
покрова в 0 С;

Рч — площадь поверхности человека в м2.	,

Для человека, находящегося в покое с прижатыми конечно’
стями, площадь поверхности тела, участвующая в теплообмене,
может уменьшиться приблизительно на 20%.

Для обнаженного человека общий (полный) коэффициент
теплоотдачи

аобЩ=^=«к+«л(1-/7л/Л).	(9-44)

где ак и ал — коэффициент теплоотдачи соответственно конвек-
цией и лучеиспусканием в Вт/ (м2-К);

Рл —.взаимная излучающая поверхность частей тела че-
ловека; отношение Гл/Гч= 0,154-0,20.

Для одетого человека

_1 = _1_+/?сн,	(9.45)

я аобщ .

где /?сн— термическое сопротивление снаряжения, равное сум-
ме термических сопротивлений всех слоев одежды и
воздушных прослоек между ними в м2 • К/Вт:

7 = л

7 = 1

где 6г и Кг — соответственно толщина и коэффициент теплопро-
водности каждого слоя *.

'Величину коэффициента теплоотдачи конвекцией ак опреде-
ляют по эмпирическим формулам. На основании многих экспе-
риментальных исследований [10; 66; 82 и др.] и теории тепло-

* Для воздушных прослоек в упрощенных расчетах вместо К берется
Хэкв, учитывающее передачу, тепла теплопроводностью, конвекцией и излуче-
нием [54].

передачи можно составить следующее выражение для опреде-
ления среднего значения ак для тела человека в Вт/(м2-К):

ак= {[3,7+ 9,3(1 -	+.(2,2+0,05-д/)	^°’5, (9.46)

где V — скорость движения воздуха относительно чело-
века, м/с;

—1а — разность температур поверхности тела (или одеж-
ды) и окружающего воздуха, ° С;

——	—отношение фактической плотности воздуха к его

во Ро"

плотности при давлении ро= 101,3 кПа и темпера- .
туре То=293 К.

Правая часть уравнения (9.46), заключенная в фигурные
скобки, состоит из двух комплексов: первый, пропорциональный
учитывает вынужденную конвекцию, а второй — свободную,
обусловленную разностью температур поверхности и газа *.
Влияние изменений давления и температуры окружающего воз-
духа учитывается с помощью множителя (р/ро)0,5-

Для скоростей воздуха больше 4 м/с формула (9.46) упро-
щается и принимает вид [66]:

ак= 13]/+(е/е0)0’5.

(9.46а)

Коэффициент теплоотдачи излучением определяется на осно-
вании закона Стефана-Больцмана [см. также формулу (9.69)]
или по приближенной формуле, получаемой из указанной путем
алгебраических преобразований при условии малой разности
температур стенок:

“^М»+	<9'47>

где еПр — приведенная степень черноты, приближенно равная
0,8 [см. формулу (9.70) при Р2^> А];

Тт— средняя температура между температурой наружной
поверхности снаряжения и окружающих поверхно-
стей, К.

Поскольку температура наружной поверхности одежды близ-
ка к температуре окружающего воздуха (при отсутствии внеш-
них источников излучения), то при расчете первого приближе-
ния по формуле (9.47) принимают Тт~Та.

* Формула (9.46) по структуре аналогична известной формуле Юргеса
для плоских вертикальных плит в потоке воздуха, но в нее введены новые ко-
эффициенты на основании опытных данных.

Влагопотери человека и теплоотдача испарением

Рис. 9. 39. Количество выделившейся
(В) и испарившейся (И) воды для че-
ловека в состоянии покоя в зависи-
мости от температуры и влажности
окружающего воздуха (при скорости
обдува 0,2—0,4 м/с). Каждая точка —
средний результат по группе испыта-
телей; цифры около точек указывают
относительную влажность воздуха в
процентах. Отношение количества ис-
парившейся воды к выделенной
(Писп) дано для низкой влажности:

Г—по данным Витте [18]; 2—по данным
ЦНИИШП [7]; 3—по данным Дородницы-
ной и Шепелева [29]; (/ и 3—в легкой
одежде; 2—без одежды)

Количество тепла, отдаваемого организмом путем испарения
пота с поверхности кожи ((?исп.к), обусловлено двумя основны-
ми факторами: количеством влаги, выделяемой потовыми желе-
зами, и физической возмож-
ностью испарить эту влагу.

Количество влаги,
теряемой организ-
мом, зависит от условий
окружающей среды, интен-
сивности физической на-
грузки, эмоций и общих
энерготрат человека. Приво-
дим некоторые опытные
данные и эмпирические за-
висимости, по которым мож-
; но . оценить влагопотери
и организма и отдачу тепла
> путем испарения.

Потеря массы за счет
Г потоотделения и испарения
Г в легких может колебаться
< от 0,6 г/мин в состоянии по-
коя при температуре возду-
ха 10—15°. С до 30—40 г/мин
при тяжелой работе и тем-
пературе 40х— 60р С.

Известно несколько спо-
собов приближенного вычис-
ления влагопотерь: по пара-
метрам микроклимата и
эне-рготратам организма [18],
через ритм сердечной дея-
тельности и по ректальной
температуре тела [69]. Огра-
ничимся рассмотрением пер-
вого способа.

. На рис. 9.39 приведены результаты опытов разных исследо--
вателей, показывающие зависимость влагопотерь от температу-
ры и влажности окружающего вСТздуха для людей, находящихся
в состоянии относительного покоя. При температуре воздуха вы-
и,. ше ~33°С влагопотери быстро нарастают с увеличением тем^
пературы и влажности. Однако при высокой влажности среды
Ц пот не может испариться и кожа не охлаждается. Это в свою
очередь приводит К дальнейшему нагреванию тела и вновь реф-
лекторно усиливает потоотделение.

Дополнительная теплопродукция, вызванная физической ра-
ботой, еще больше увеличивает потоотделение и ведет к нару-
шению терморегуляции и изнурению организма, бессильною
приспособиться к тепловому воздействию при высокой влажно-
сти, и температуре.

Ниже приводится несколько видоизмененная эмпирическая
формула Н. К. Витте [18] для определения влагопотерь организ-
ма, в которую нами * введен опытный коэффициент С?, учитыва-
ющий-относительную влажность окружающего воздуха:

’выя = [0.65 - 0,0 иа + 2,8/2.10-3(1 — е~л)] С, +

+ & (Сэ.т — 105)0,, г/мин,	(9. 48)

где Л=0,00144 (4—12);

В=0,014+5,642-10-в;

Оэт — энерготраты человека в Вт;

Сер— поправка на влажность:

С,={ 1 + ^-[1-ехр(-/9.10-^)]р,	(9.49)

<р — относительная влажность воздуха (в долях единицы)
при температуре 4 в ° С.

На рис. 9.40 дан график для определения коэффициента С?>

Рис. 9. 40. Зависимость коэффициента
С? от температуры и относитель-
ной влажности воздуха ср

рассчитанный по формуле
(9.49).

Алгебраическая сумма в
квадратной скобке в правой
части уравнения (9.48)*
умноженная на коэффициент
С?, выражает водопотери
человека в состоянии отно-
сительного покоя и соот- '
ветствует кривым В на
рис. 9. 39. Последнее слагае-
мое формулы (9.48) — ко-
личество пота, выделяемого
дополнительно вследствие
выполнения физической ра-
боты. Формула (9.48) при-
менима для температур бг
нуля до 75° С и скорости
воздуха вокруг работающе-
го человека до 2 м/с (пони-

* Корреляционные формулы (9.46), (9.48), (9.49), (9.54), (9.63), (9.94) и

(9. 99) составлены А. М. Гершковичем.

мается суммарная скорость движения воздуха и чело-
века).

Скорость испарения влаги с поверхности
тела зависит от разности парциальных давлений пара в пог-
раничном слое около кожи и в окружающем воздухе, от скоро-
сти воздуха и от воздухо- и паропроницаемости одежды, от пло-
щади поверхности, увлажненной потом. В основу имеющихся
расчетных формул положено известное уравнение Дальтона для
стационарного процесса влагопереноса (испарение жидкости со
свободной поверхности):

•	^исП = ^(А,ас-АА	(9.50)

' где 1ГИСП — скорость испарения, т. е. количество жидкости, пе-
реходящей в пар в единицу времени, в г/ч;

Р — площадь свободной поверхности жидкости (в на-
шем случае — площадь увлажненной поверхности
тела) в м2;

Рнас — давление насыщенного пара (в нашем случае —
при температуре кожного покрова /-к или при тем-
. пературе наружной поверхности белья, если /а>/к)

в кПа;

ра — давление пара над свободной поверхностью при
температуре окружающего воздуха 1а в кПа;

Р — коэффициент влагоотдачи, отнесенной к разности

,	парциальных давлений пара, г/(ч-м2-кПа).

Формулы, предложенные различными исследователями, отли-
чаются одна от другой тем, что для^ определения коэффициента
влагоотдачи и площади увлажненной поверхности даны различ-
ные эмпирические зависимости*. Так, например, в формуле,
предложенной в работе [18], где принято Р= 1,65 м2=сопз1:

₽=65,5(0,5+V V) г/(ч-м0-кПа),	(9.51)

где V — скорость движения воздуха в м/с.	*	-

В связи с трудностью учета влияния воздухо- и паропрони-
цаемости одежды и площади увлажненной поверхности тела до-
стоверное определение величины М^исп затруднительно. Так, на-
пример, при высоких температурах окружающего воздуха
(выше 45° С) и низкой относительной влажности (ниже 30%)
формула (9.51) показывает завышенное испарение пота.

На рис. 9.39 наряду с водопотерями показаны количество ис-
парившейся влаги (для людей ъ одежде из трех тонких слоев
хлопчатобумажной ткани) и эффективность потовыделения, под
котор.ой следует понимать отношение благи испарившейся к вла-
ге, выделенной организмом. Из графика видно, что с повышени-
ем температуры окружающей среды и потовыделения величина

* Сводку этих формул можно найти в работах [36] и [60].

ляемые с

Рис. 9.41. Зависимость опытных
коэффициентов ф и Диеп от объ-
емного расхода воздуха для
герметичного вентилируемого сна-
ряжения (коэффициент Писп дан
для условий Е'< 0,3 Е")

т]исп постепенно уменьшается от 1 при 1а^2^С до 0,5 При
/а>60° С.

Зная величину коэффициента т]Исп можно рассчитать общее^
количество тепла, отданного при испарении влаги через кожу и
легкие в единицу времени (в Вт):

Сисп — г^выЛксп Фисп.л И ’Пиеп)»	($• 52)

где г=2430 Дж/г — удельная теплота парообразования воды
при /=33° С;

М^выд — общие влагопотери организма в г/с, опреде-
помощыб формулы (9. 48);

<2исп. л — тепло, отданное испа-.
рением через легкие в Вт [см.
формулу (9.39)].

При температурах ниже 10° С
величину фисп можно принимать
равной 20% от теплопродукции
(если обеспечен отвод паров
воды) [41].

Для человека в герме-
тичном вентилируемом
снаряжении ‘количество вла-
ги, испаряющейся с поверхности
кожного покрова, можно оце-
нить, рассматривая изменение па-
раметров вентиляционного воз-
духа на входе в костюм и выходе
из него. Учитывая, чтскв вентили-
руемом снаряжении воздух
увлажняется не полностью, полу-
чают уравнение баланса влаги
(в г/ч)

УР^У^'-Е’), .	(9.53)

где Е'иЕ"— абсолютная влажность вентилирующего воздуха
на входе в костюм и на выходе из него в г/м3;

Ув — объемный расход вентилирующего воздуха в м3;
ф—относительная влажность воздуха на выходе из
костюма в долях единицы.

Поскольку мы рассматриваем вентилируемое снаряжение
«стандартного» летчика, имеющее относительно постоянныеч
формы и размеры, коэффициент ср можно выразить как функ-
цию двух параметров—объемного расхода воздуха Ув и отно-
шения Е'/Е". На рис. 9. 41 показана такая зависимость, получен-
ная путем обработки и осреднения опытных данных (для состоя-
ния относительного покоя). Аналитическим выражением этого
графика является зависимость

?=(1—<9'64>

При расходах воздуха 6—60 м3/ч опытный коэффициент С,
входящ'ий в выражение (9.54), определяется по формуле

С «0,042—0,0003 Ув,

где Ув выражено в м3/ч.

На рис. 9.41 показан также характер изменения эффектив-
ности потовыделения в вентилируемом снаряжении. Средний

. Рис. 9.42. Величина теплосъема испарением Сисп. к в вентилируе- ’
мом снаряжении в зависимости от объемного расхода Ув, темпе-
ратуры I' и относительной влажности воздуха ср' на входе в сна-
+ ряжение

коэффициент т]всп при расходе воздуха 250—400 л/мин равен *
0,8 при условии Е'^.0,3 Е".

На рис. 9.42 по формуле

'	(9.55)

при Е"=35,6 г/м3 (т. е. при условии, что температура воздуха,
выходящего из снаряжения, равна средней температуре поверх-
ности тела 33° С) построена номограмма, с помощью которой
можно быстро, определить тепловой поток, уносимый вентили-
рующим воздухом за счет испарения пота. Расчет сделан для'
нескольких значений относительной влажности и температуры
вентилирующего воздуха на входе в снаряжение. При вентиля-
ции сжатым и охлажденным атмосферным воздухом стопроцент-

* Данные значения коэффициентов ср и т)Исп типичны для снаряжения с
хорошо отработанной системой распределения вентиляционного воздуха.

над влажность может встретиться летом при полете на малых
высотах; линия Е' = 0 соответствует полету выше 7 км. Линии с
относительной влажностью 50% типичны для полета летом на
высотах 2—3 км.

Очевидно, что при определении количества тепла, отданного
испарением, надо принимать в расчет то количество выделен-
ной влаги, которое превращается в пар, т. е. меньшую из вели-
чин Ц^ВЫД И №исп- •

Определение потребного термического
сопротивления одежды

Человеческий организм обладает очень тонким и быстродей-
ствующим механизмом терморегуляции, который стремится под-
держивать среднюю температуру тела и поверхности кожи на
оптимальном (комфортном) уровне, изменяя величину потовыде-
ления и термическое сопротивление периферических тканей (по-
следнее — за счет изменения кровенаполнения сосудов).

По данным Уинслоу и Херрингтона [82] тепловое состояние
и теплоощущение человека (находящегося в состоянии относи-
тельного покоя) в зависимости от средневзвешенной температу-
ры кожи характеризуются следующим образом:

Температура кожи в ° С:	Тепловое состояние:
28,0—29,9	Холодно
30,0—32,1	Прохладно
32,2—33,2	Комфортно
33,3—34,3	Тепло
34,4—35,5	Очень, теп ло
35,6—36,6	Жарко

При нагреве поверхности кожи свыше 45° С появляются бо-
левые ощущения.

По данным лаборатории гигиены одежды ЦНИИ швейной
промышленности [37], при выполнении физической работы при
пониженной температуре воздуха, ощущению «прохладно» соот-
ветствуют следующие значения средневзвешенной температуры
кожи и допустимого дефицита тепла организма:

Энерготраты фэ.т		Температура кожи /к, °С	Дефицит тепла Дфч	
ккал/ч	|	Вт		ккал	Дж
100	116	31,6	-40	—168
150	175	30,2	-50	-210
200	233	28,6	-63	-264
250	290	27,2	-75	-315
300	350	26,0	• -87	-365

Принятие средневзвешенной темпе'ратуры кожи в качестве
основного исходного параметра, характеризующего комфортное
состояние человека, позволяет достаточно просто и надежно оп-
ределять необходимые теплофизические параметры одежды и
снаряжения. Для этого надо решить уравнение (9.35) с учетом
формулы (9.43) относительно коэффициента теплопередачи к
(от поверхности кожи к наружному воздуху):

/п । 1А.2дЦ_ 0 —О

( Чт.п т	I чтлых Ч'исп.к

—,	(9.56).

(С ^а)

где т — расчетное время в секундах (если все С? выражены в
Вт и Дфч в Дж), и, зная к, из формул (9.44) и (9.45) опреде-
лить потребное термическое сопротивление снаряжения

А>сн=-*-----------*----— .

сн к аК + ал(\-Рл/Рч)

(9.57)

Если одежда не имеет плотного ветрозащитного покрова, то
под влиянием ветра и движений человека ее термическое сопро-
тивление уменьшается. В этом случае в расчет величины Лев
вводится поправка, которая является функцией воздухопрони-
цаемости одежды, ее конструкции и скорости ветра [6; 701

Накопление и дефицит тепла в организме

Способность человека переносить высокие или низкие тем-
пературы оценивают соответственно по накоплению или дефи-
циту тепла в организме. Этот параметр является одним из ос-
новных для определения времени переносимости высоких или
; низких температур окружающей среды при аварийных ситуаци-
ях, например, при отказе системы охлаждения кабины летатель-
ного аппарата или при попадании человека в холодную воду
после катапультирования.

Изменение теплосодержания человеческого тела А<?ч в кДж
за некоторый промежуток времени выражается известным
\ уравнением [10]

[	=	(9.58)

; где сч — удельная теплоемкость человеческого тела, в сред-
нем равная 3,5 кДж/(кг-К) (~0,83 ккал/кг-°С);

Сч — масса человека в кг;

й	и 12-— средняя температура тела в начальный и конечный

'	моменты времени в ° С.

I Исследованиями физиологов установлено [7; 25; 29; 43], что
К организм человека близок к пределу переносимости, если отно-
Ь шение А(?ч/Сч по абсолютной величине достигает 6,5—9 кДж
Г	1,5—2,15 ккал) на 1 кг массы тела при нагреве и 7—

10 кДж/кг (~1,7—2,4 ккал/кг) при охлаждении (последнее —
при условии надлежащей теплоизоляции кистей рук и стоп ног).
Большие значения соответствуют более быстрому изменению
теплосодержания, а меньшие — более медленному (т. е. соот-
ветственно меньшему или большему времени воздействия).

При низких температурах окружающей среды, средняя темпе-
ратура тела (в начальный период охлаждения) снижается зз
счет падения температуры кожного покрова (^к) и прилегающих
к нему тканей, тогда как «сердцевина» тела вследствие хими-
ческой терморегуляции, как правило, сохраняет свою темпера-
туру (обычно ее считают равной ректальной температуре /р)
на нормальном уровне 37—37,3° С *.

Для оценки средней температуры тела, являющейся основ-
ным критерием предела переносимости, А. Бартон [10] предло-
жил формулу

I — 0,7/р4" 0,3/к-

(9. 59)

По формуле (9.59) определяются средние температуры
тела и 12, входящие в уравнение (9.58). Приведен-
ные выше нормы накопления и децифита тепла справедливы
только при коэффициентах смешения, использованных в форму-
ле (9.59).	Н

За начало отсчета дефицита или избытка тепла принимают
нормальные (комфортные) условия (/К«33°С), для которых

ц=0,7 • 37,2+0,3 • 33 = 36° С.

(9. 59а) .

Для высоких температур внешней среды (выше 33° С) из
уравнения (9.58), зная ту или иную норму накопления тепла
дфч

<7нак= , можно определить границу допустимого повыше-
<7Ч

ния средней температуры тела.

Так, например, если принять /?нак=7 кДж/кг (1,67 ккал/кг),
то повышение средней температуры тела составит

Допустимая ректальная температура, полученная путем со-
поставления уравнений (9.58), (9.59), (9.59а), будет в °С

Из формулы (9.60) видно, что при одной и той же норме
накопления тепла допустимая величина /р.ДОп тем меньше, чем

* В условиях холода при интенсивной физической нагрузке ректальная
температура может повышаться при одновременном снижении средневзвешен-
ной температуры кожи.

выше температура кожи. Например, при <7нак =7 кПж/кг и 1К—
= 36,5°С допустимая /р. Доп=38,6°С, а для ^К=38Л° получим
^р.доп=37,8°С[7].

Формула (9.60) применима и к охлаждению человека, толь-
ко в этом случае ее надо разрешить относительно ?к.

Приняв величину /р = 37,2° С постоянной, получим

36 —

— 1 — 0,7-37,2
сч I

Ас.доп

0,3

Например, если дефицит тепла |дд| =7 кДж/кг, то средне-
взвешенная температура кожи будет 26,7° С, что соответствует
ощущению «очень холодно».

Следует учитывать, что при охлаждении тела величина де-
фицита тепла и средневзвешенная температура кожи не являют-
х ся достаточным критерием для оценки состояния и работоспо-
собности человека, так цак при плохой теплоизоляции кистей
рук и стоп ног в пальцах возникают нестерпимые боли.

Величины допустимого и предельно переносимого теплона-
копления и дефицита определены эмпирически многими иссле-
дователями на большом числе испытателей [7; 29; 43; 53], Кри-
терием обычно служит отказ испытателя от продолжения опыта
или комплекс симптомов, свидетельствующих о тепловом исто-
щении организма.

В качестве нормы предельного теплонакопления («предела
переносимости»), соответствующего состоянию человека, близко-
му к наступлению теплового удара (при общем времени от на-
чала перегрева не более 2 ч), принимают дНакг^345 кДж/м2*
(80 ккал/м2), что в среднем соответствует дНак<! 9 кДж/кг
(2,15 ккал/кг). В качестве нормы допустимого теплонакопления
(«предела работоспособности») обычно принимают ~66% от
предельно переносимой величины, что составляет у = -
=230 кДж/м2 (55 ккал/м2) или у*™ =6 кДж/кг (1,43 ккал/кг).

Безопасное теплонакопление принято считать равным Уз от
допустимого.

Для определения времени наступления предельного или до-
пустимого перегревания организма надо разделить количество
накопленного тепла на среднюю скорость накопления (т. е. на
накопление энергии в единицу времени):

д* _ ______?нак ч_______

Фт.п С? А Фисп

(9.62)

где — внешняя тепловая нагрузка [см. формулу (9.43)].-

Формулой (9.62) можно уверенно пользоваться, когда нет
отдачи тепла испарением. Например, человек массой 70 кг, на-
ходящийся в состоянии поксГя при /О=35°С и <р-=100% (т. е. при

отсутствии теплообмена, с окружающей средой), накопит 6 цДж
на каждый килограмм своей массы по прошествии

6-70.1000	7

--------= 4000 с = 66,7 мин.

105

Напомним, что отдача тепла испарением отсутствует, когда
потенциал массообмена (Е"—Е') обращается в нуль. При тем-

Рис. 9. 43. Возможное время пребывания человека т в усло-
виях высоких температур и различной влажности воздуха ср
(каждая точка — средний результат по группе испытуемых;
цифры около точек указывают относительную влажность воз-
духа) :

1 и 2—в одежде с термическим сопротивлением /?сн«1 КЛО [29];
3, 5 и 6’—без одежды [7] (3—в покое; 5 и 6—ходьба и бег на третбане
со скоростью соответственно 7 и 9 км/ч); 4—/?сн«*0,5 КЛО, легкая
работа [53]

пературе поверхности кожи 37° С это условйе соответствует сле-
дующим сочетаниям температуры и относительной влажности
воздуха

при 40° С и влажности 86%.

при 45° С и влажности 67%.

при 50° С и влажности 53%.

при 60° С и влажности 34%.

3 62

г

Теоретическая формула (9.62) обладает тем недостатком,
что при вычислениях в знаменателе может получиться разность
двух близких величин, точность которых сильно зависит от вы-
бора коэффициентов теплопередачи и количества испарившегося
пота. Это таит в себе возможность грубых ошибок. Поэтому в
первую очередь заслуживают внимания опытные данные. . На
рис. 9.43 приведены результаты опытов [7; 29; 53], показываю-
щие возможное время пребывания человека в условиях высоких
температур и различной влажности окружающего воздуха *.
Аналитическим выражением этих графиков может служить со-
- отношение

= 2,93 -1,1?- 0,031 (1а- 35),	(9.63)

где т*—выражено в мин;

<р — относительная влажность при температуре 1а в долях
единицы.

Формула (9.63) получена для людей, находящихся в состоя-
нии относительного покоя в воздухо- и паропроницаемой одежде,
\ и нормы накопления тепла ~6 кДж/кг (1,43 ккал/кг). Для дру
гих значений б?Нак и различной теплопродукции организма вре-
мя переносимости перегрева можно оценить по приближенной
зависимости

?=?* -2дак--0о ,	(9 64)

6	Рт.п

где х* определяется из формулы (9.63), б?Нак выражено в
кДж/кг.

При соответствующей тренировке и адаптации человека к
теплу время переносимости при выполнении работы может уве-
личиться на 30—50% по сравнению с результатом, получаемым
по формуле (9.64) [43]. Возможны только такие значения х, ко-
торые не превосходят величин, полученных для комфортных
климатических условий и показанных на рис. 9.38.

При температуре воздуха ^<35° С формула (9.63) дает за-
ниженное значение времени т*.

Теплоизолирующие костюмы

Теплоизолирующий костюм помогает сохранять теплоустой-
чивое состояние организма человека в арктических условиях и
при попадании в ледяную воду. Человек, одетый в герметичный
и теплоизолирующий костюмы, отдает в воду с ^0° столько же
тепла, сколько на открытом воздухе при мицус 15—20° С. Вместе
с тем должно быть обеспечено удобство работы летчика в поле-

* Следует иметь в виду, что индивидуальные различия в реакции организ-
ма на тепловое воздействие внешней среды достигают ±35% и- более.

те^ а защита рук и ног от холода не должна стеснять свободы
движений.

Материалы, применяемые для теплоизолирующего костюма,
должны быть легки, эластичны, негигроскопичны м малотепло-
проводны. Желательно, чтобы материалы были негорючими. Из-
вестно, что наименьшей теплопроводностью обладают материалы,
имеющие максимальную относительную толщину воздушных
прослоек или ячеек. Хороший материал должен быть упру-
гим, т. е. его ячейки под влиянием внешних сил не должны да-
вать остаточной деформации. Из материалов органического про-
исхождения предпочтение следует отдать шерстяному войлоку из
оленьих очесов. Его недостатком является сорбционное влаго-
поглощение. Большое будущее принадлежит искусственным, син-
тетическим материалам типа губчатой резины с замкнутыми
или открытыми воздушными порами. Такой материал наряду е
отличными теплоизолирующими /Шойствами мало поглощает
влаги, легко просушивается и не может загнить.

В табл. 9.9 приведены характеристики некоторых теплоизо-
ляционных материалов.

Таблица 9.9

Основные характеристики некоторых теплоизоляционных материалов

Наименование изоляции	Коэффициент теплопровод- '	ности X		Плотность, кг/м3	Влагопог- лощение за 16 ч, %	Влагоотда- ча за 8 ч, %
	ккал/м*ч °С	Вт/(м«К)			
Войлок из натураль- ных шерстяных очесов	0,031-0,035	0,036-0,040	100—160	23	93
Резина оназот мяг- кий	0,05	0,06	160—200	0,3	67
Резина квалитекс- ная	0,05-0,06	0,06-0,07	100-150	12	95
Искусственные ма- териалу с замкнуты- ми порами	0,03-0,04	0,035-0,047	. 80-130	0,3	67
Поролон (РогеПа) с открытыми порами	0,036-0,04	0,042-0,047	35-60	7—9	98
Альфолевая изоля- ция с воздушными прослойками (для же- стких конструкций)	0,031-0,04	0,036-0,047	40—60	.Около 0	Около  100 .

Для сравнительной оценки теплоизолирующих свойств одеж-
ды и снаряжения в зарубежной литературе (68] в 1941 г. была
предложена новая единица теплового сопротивления — КЛСХ
Ее величина соответствует изоляции, создаваемой обычной ком-
натной одеждой (нижнее белье, сорочка, костюм). ₽ такой

Ц одежде спокойно сидящий человек ощущает комфорт при тем-
пер ату ре помещения 2ГС, Скорости движения Воздуха

В ^0,1 м/с и относительной влажности ~50%. Для этих условий

|	1 КЛО = 0,18 м2-ч-° С/ккал = 0,1548 м2-К/Вт.

Е Эта величина представляет собой полное термическое сопро-
Й тивление, считая от поверхности кожи человека до наружной
| поверхности одежды, и включает в себя термическое сопротив-
ление всех слоев одежды и воздушных прослоек между телом и.
бельем и между слоями одежды.

р Покажем на числовом примере, чем обусловлена и откуда
произошла единица измерения КЛО и как определяется

М Найдем потребное термическое сопротивление одежды стандарт-
| ного человека, находящегося в покое, продуцирующего тепло
К Фт.п=Ю5 Вт. Количество тепла, отдаваемого испарением, сос-
I тавляёт ~28% теплопродукции, средняя температура кожи
33° С, температура окружающего воздуха 21° С, его скорость
0,1 м/с, общий коэффициент теплоотдачи от одежды к наруж-

| ному воздуху аобщ=7,6 Вт/(м2-К) *.

Учитывая сказанное выше, определяем плотность теплового
/ потока через одежду:

./	'	Рт.п —Рисп _ 105 - 0,28-105.$ Вт/м2

I	7 Рц	‘1,81	’

Термическое сопротивление одежды

. р^3-21-------------------------------1_^0,155 м2-К/Вт (1 КЛО).

'{	.	Я с^общ 41,8	7,6

Б' Возможные составные части этого сопротивления приведены
I в табл. 9.10. Эквивалентный коэффициент теплопроводности для
Ь воздушных прослоек, учитывающий также передачу тепла
Ь излучением и конвекцией, принят 0,0465 Вт/(м*К)
Ц (0,04 ккал/м-ч-°С) [39].

К Теплозащитные свойства некоторых основных видов одежды
Г в единицах КЛО характеризуются следующими величина-
ми [36; 42]:

. мужская комнатная одежда.................................. 1

? то же плюс демисезонное пальто.............................. 2

костюм плюс зимнее пальто '..............................'	3

?•' морской спасательный костюм...............................2,5—3,5

арктическая зимняя одежда.........Т...................... 6

| меховой спальный мешок ..................................... 8—11’

К многослойная экранно-вакуумная теплоизоляция (при рн< 10~4Па). 15—30
| Теплоизолирующий костюм обычно шьется как цельный.ком-
I, бинезон. Для облегчения движений он снабжается разрезами.

Е# —___________ ч

Е * Расчет величины аОбщ производится по формулам (9.44) — (9.47).

Таблица 9. 10

Расчет полного термического сопротивления комплекта обычной мужской
одежды

Слой одежды	Толщина слоя 6, мм	Коэффициент тепло- проводности X		Термическое сопротив- ление 7?	
		ккал	Вт	м2»ч-°С	м2»К
		мч-°С	м-К	ккал	Вт
Белье трикотажное	0,40	0,042	0,0490	0,0095	0,0082
Воздушная прослойка	•1,50	0,040	0,0465	0,0375	0,0323
Сорочка	0,25	0,050	.0,0580	0,0050	0,0043
Воздушная прослойка	1,50	0,040	0,0465	0,0375	0,0323
Подкладка кителя	0,25	0,050	0,0580	0,0050	0,0043
Воздушная прослойка	1,50	0,040	0,0465	0,0375	-0,0323
Сукно  X 			2,10	0,044	0,0510	0,0480	0,0412
	7,50			X Д=0,180	0,1549

Изолирующий материал не ставится на трущихся местах и сги-
бах (например, под. мышками и коленками).

Теплоизолирующий костюм надевается поверх вентилируемо-
го, что повышает эффективность последнего. Для уменьшения
теплопередачи радиацией поверхности теплоизолирующего ко-
стюма иногда изготовляются из алюминированной ткани с ма-
лым коэффициентом лучеиспускания.

Вентилируемый костюм

Основное назначение вентилируемого костюма — защищать
человека от перегрева и удалять влагу, испаряющуюся с поверх-
ности кожи. Тепловой баланс организма человека, работающего
в герметичном вентилируемом снаряжении, сохраняется в ре-
зультате определенного сочетания расхода, температуры и
влажности подаваемого воздуха. Потребное количество воздуха
составляет 300—400 л/мин, а температура этого воздуха должна
примерно соответствовать графику, приведенному на рис. 9. 57.

При больших тепловых нагрузках важно обеспечить испаре-
ние всей выделенной телом влаги и тем самым помочь организму
сохранить нормальную температуру. Надо подобрать такой опти-
мальный режим вентиляции, чтобы не было пота, скатывающе-
гося в виде капель, и в то же время отсутствовало ощущение
переохлаждения. В этом случае потеря массы организмом будет
минимальной.

Хороший вентилируемый костюм должен отвечать . следую-
щим основным требованиям:

Г Ч) обеспечивать равномерную вентиляцию' всех частей тела,
г; поддерживая поверхность кожи в относительно сухом состоянии,
и не вызывать местного перегрева или переохлаждения;

2)	не стеснять движений, быть мягким и гибким и не оказы-
- рать болезненного давления на тело;

3)	иметь малое гидравлическое сопротивление.

Простейший вентилируемый костюм можно представить в ви-
де системы перфорированных трубочек диаметром 6—8 мм, поме-
щенных между нижней и верхней одеждой человека. Практиче-
ски удобно закреплять трубочки на внутренней поверхности
внешней одежды. В случае скафандра или морского костюма
этой одеждой является теплоизолирующий костюм, надеваемый
под герметичную оболочку.

Недостатками такой схемы (при .малом числе трубочек) мо-
гут быть неравномерная вентиляция всей поверхности тела и вы-
сокое гидравлическое сопротивление. При большом числе парал-
лельных трубопроводов можно достигнуть весьма малого сопро-
тивления, однако от этого ’ увеличиваются жесткость и масса
костюма.

Отдельный вентилируемый ко'стюм обычно состоит из двух
слоев тонкой ткани. На внутреннем (обращенном к телу) слое
расположено множество мелких отверстий диаметром 1,5—2 мм,
через которые вентилирующий воздух обдувает человека. Меж-
ду двумя слоями ткани помещены гибкие прокладки, обеспечи-
вающие проходы для воздуха во всех направлениях, и упругие
круглые шайбы с большими отверстиями, соединяющие внутрен-
нюю и внешнюю' ткань костюма. Через эти отверстия, располо-
женные по всей поверхности с шагом около 100 мм, отработан-
ный воздух выходит наружу. Костюм не ограничивает движе-
ний, так как имеет ряд разрезов, которые используются также
для подвода шлангов компенсирующего и противоперегрузочно-
го костюмов.

Недостатком мягкого костюма (без каркасированных трубо-
проводов) является нестабильность распределения воздуха при
различных положениях человека: стоя, сидя и особенно при затя-
нутых ремнях подвесной системы парашюта.

Оптимальный вентилируемый костюм, по-видимому, должен
быть комбинированным и иметь наряду с вентилирующими па-
нелями и мягкими каналами также систему разветвленных тру-
бопроводов. Панели обеспечивают малое гидравлическое сопро-
тивление, а сеть трубопроводов — относительную стабильность
распределения воздуха.

Тепловой расчет вентилируемого снаряжения

> Тепловой расчет вентилируемого снаряжения (в частности
г скафандров и морских костюмов) в основном бывает двух видов:

1) конструктивный, когда известны внешние и внутренние



тепловые нагрузки, располагаемая подача и температура венти-
лирующего воздуха и требуется определить параметры конструк-
ции (термическое сопротивление и толщину пакета теплоизоля-
ции) ;

•2)- поверочный, когда известны теплопродукция человека,
конструкция снаряжения и его геометрические и тепловые ха-
рактеристики и расчетом устанавливают, при каких параметрах
хладагента сохраняется нормальное состояние человека при тех
или иных внешних условиях.

Рис. 9. 44. Схема передачи тепла от тела человека к вен-
тилирующему и наружному воздуху:

а—при высоких; б—при низких температурах окружающей
среды (Л 2, 3, 4—изотермические поверхности; А—окружающая
среда; В—воздух в вентиляционном зазоре)

В качестве основных параметров, характеризующих комфорт-
ное состояние человека, принимаются средневзвешенная темпе-
ратура поверхности кожи (/к== 324-33° С) и водопотери организ-
ма (Гв«д^0,15 кг/ч).

Тепловой расчет снаряжения состоит в совместном решении
- уравнений теплового баланса для человеческого организма и ко-
стюмов, входящих в комплект снаряжения. Мы ограничимся рас-
четом снаряжения при установившемся тепловом режиме.

Схема передачи тепла от тела человека к вентилирующему и
наружному воздуху приведена на рис. 9. 44.

Тепловой баланс системы человек — снаря-
жение составляют на основе того, что изменение теплосодер-
жания (энтальпии) системы равно разности прихода и расхода
тепла:

. \СР - О + СМХ' « - 0 + Г (Х" ~	°в =

= Рт.,- <?ЖЫХ ± <?А ±	’

где ср и сп. в — удельная теплоемкость сухого воздуха и паров
воды в Дж/(кг* К);

и /в"—Температура влажного воздуха на входе в сна-
ряжение и на выходе из него;

х' и х"— влагосо.держание воздуха на входе в снаряже-
ние и на выходе из него в кг/кг; -

остальные обозначения см, в формуле (9. 35). Левая часть этого
уравнения представляет собой изменение энтальпии влажного
воздуха.

Для упрощения задачи и уменьшения объема вычислений в
дальнейшем расчете приняты следующие допущения.

1.	Пренебрегаем расходом тепла на нагрев паров воды и
уменьшением плотности влажного воздуха в сравнении с абсо-
лютно сухим, так как эти величины малы.

2.	Тепло, отбираемое испарением влаги, г(?в(х"—х') =
= <2исп. к, определяем по опытным данным как функцию рас-
хода, температуры и относительной влажности воздуха [см. фор-
мулы (9. 53) — (9. 55) и рис. 9. 42].

3.	Принимаем одномерный процесс теплопроводности.

4.	Полагаем, что коэффициенты теплоотдачи постоянны вдоль
всей поверхности теплообмена..

5.	Принимаем, что вся теплота фазового перехода причиспа-
рении пота отбирается непосредственно от тела человека. Это
дает возможность при составлении тепловых балансов отдель-
ных частей системы человек — снаряжение отнести фисп. к к теп-
ловозу балансу тела человека, а изменение теплосодержания су-
хого воздуха СрСв^в' —1ь} — 0,в.ь — к тепловому балансу вен-
тилируемого костюма.

Уравнение, теплового баланса вентилируе-
мого костюма или точнее — теплового баланса воздуха, те-
кущего по вентиляционному зазору, можно представить в виде

сЛ(/в-О+аз^^стз-/в) + Роб = ^сн(/в-4тД (9.65)
где

6В1 =-------1;

~ + Уг

ср — 1005 — теплоемкость воздуха при постоянном дав-
лении в, Д ж;/ (кг • К);

Ов — расход вентилирующего воздуха в кг/с;

К' и 1В" — температура подаваемого. воздуха на входе в ко-
стюм и на выходе из него; ’

?в — средняя температура воздуха в вентиляционном за-
зоре;

/ст '— температура поверхности стенки;

Рч и ^*сн — площади поверхности человека и снаряжения в м2;

VI5/

7 ----суммарное термическое сопротивление теплоизоля-

ционного костюма; герметичной и*наружной оболо-
чек в м2-К/Вт;

фоб — тепло, выделяемое оборудованием (электровентиля-
тором, химическими патронами), в Вт (входит в
уравнение для регенерационных скафандров);

а, к—коэффициенты теплоотдачи и теплопередачи
вВт/(м2-К).

Индексы в обозначениях температур и коэффициентов а по-
казывают, к какой поверхности или среде они.относятся; двой-
ные индексы у к показывают, между какими поверхностями или
телами происходит теплопередача’ (см. рис. 9. 44).

Первое слагаемое уравнения (9.65) представляет количест-
во тепла, отданного (или полученного) вентилирующим возду-
хом. в единицу времени, и в дальнейшем обозначается фв. в; вто-
рое слагаемое — количество тепла, отданного воздуху телом че-
ловека, и правая часть уравнения — количество тепла, передан-
ного от вентилирующего воздуха к наружной поверхности сна-
ряжения.

Для теплоизолирующего костюма (под которым
в данном случае понимаются все без исключения оболочки меж-
ду вентиляционным зазором и наружным воздухом) величина и
направление теплового потока, проходящего через 1 м2 поверх-
ности пакета оболочек, определяется совместным решением трех
следующих уравнений:

= ах (/а — /ст,) +	~ 7я0;	(9- 66)

^ст'2 = ^2 (^ст2	/в)+ «л (/ст2	^ст3)>	(9.67)

#1-2 =	~ (*ст, /ст2).	*	(9.68)

/ =1

Здесь дп8 — поверхностная плотность теплового потока, посту-
пающего в костюм вследствие поглощения прямых
или отраженных*солнечных лучей;

дд0—поверхностная плотность теплового потока, теряе-
мого внешней оболочкой вследствие лучистого теп-
лообмена (в спектре тепловых лучей) с окружаю-
щей средой;

ал — коэффициент теплоотдачи излучением ' между по-
верхностью белья, надетого на человека, и внутрен-
ней поверхностью снаряжения.

Учет величин дв^ и дВо имеет важное значение при расчете
скафандров, предназначенных для выхода в открытый космос.
Для краткости и простоты изложения эти величины в расчет
авиационного снаряжения вводить не будем.

Коэффициент теплоотдачи излучением (в Вт/(м2-К) опреде-
ляется по формуле

ап = 5.67е,

273 + /СТз\4_ /273 + /СТ2
100	/	\	100

^СТз ^ст2 *

где 8Пр — приведенная степень черноты:

1

^2

где 81 и 82 — степень черноты поверхностей, участвующих р лу-
чистом теплообмене;

Т7! и Р2 — площадь соответствующих поверхностей.

Для большинства обычных тканей и трикотажа 81=82=0,8 и
приведенная степень черноты для параллельных или эквиди-
стантных поверхностей (т. е. при условии 771=772) еПр=0,667.

Уравнение теплового баланса человека, рав-
носильное условию- равновесия тепловых потоков, проходящих
через изотермическое сечение 3 (см. рис. 9.44), запишется так:

Ф'Г.ТТ фдых Фисп.к ^3^4 (^СТз ^в) Н- Р’Л'^СН (^СТз ^СТ2)-	7 1 )

Температура наружной поверхности белья ^Ст8 определяется
из условия равновесия тепловых потоков на поверхности 4\

'	__/ ___ / Фт.п Фдых Фисп.к \ О

ст3—^4	т:	И'б»

\	'ч	/

(9.72)

где 74=^к — средневзвешенная температура кожного покрова;

— термическое сопротивление белья, надетого на че-
ловека.

Для упрощения дальнейшего изложения примем, что 77Сн=
=РЧ=Р. Кроме того, не будем учитывать величину фнагр [см.
формулу (9. 42)] и в некоторых случаях объединим всю теплоот-
дачу испарением в один член: ^исп== ^исп. л ~Иб^исп. к-

Уравнение (9.71) с учетом сказанного выше можно перепи-
сать так:

4Ч = Рт.п Рисп = аз (/сТз _7в) + ,ал (/сТз _ ,стЛ (9. 71а)
г

где дч — удельный тепловой потдк, снимаемый с 1 м2 поверхно-
сти человека за счет конвекции и излучения.

Очевидно, что при установившемся режиме тепловые пото-
ки <7СТ1, <?ст2 и </ст1_2 равны друг другу.

Решая совместно систему уравнений (9.65) — (9.68), (9.71)
и (9.72), можно найти все конструктивные и эксплуатационные
параметры вентилируемого снаряжения.

Коэффициенты теплоотдачи, входящие в эти уравнения, оп-
ределены различными исследователями, на основании опытных
данных.

Внешний коэффициент теплоотдачи- ак (от наружной поверх-
ности костюма к воздуху в кабине самолета) определяется по
формуле (9. 46) или (9. 46а) .

Внутренние коэффициенты теплоотдачи (в вентиляционном
зазоре) «2 и аз, по исследованиям Бартона и др. [10; 39; 62; 65],
могут быть приняты р.авными
аЛ Друг Другу и оцениваются в 6—
Вт 7 Вт/(м2-К). Эти коэффициенты
нуждаются в дальнейшем
уточнении в зависимости от
40 расхода вентиляционного воз-
духа.

- Коэффициент теплоотдачи из-
’ лучением ал определяется по
формуле (9.69). Результаты со-
этветствующего расчета для на-
шего случая представлены ша
с рис. 9.45. Было принято, что
человек находится в состоянии

Рис. 9.45. Зависимость коэффици- относительного покоя и одет
ента теплоотдачи излучением ал в хлопчатобумажное и шер-
и количества отданного тепла фл стяное • трикотажное белье
в. единицу времени от температу-.	г

ры внутренней поверхности обо- с общим термическим СОПро-
лочки /ст	гивлением	Лб = 0,0086 + 0,056 =

= 0,0646 м2-К/Вт.

Температура /Ст3 определена по формуле (9. 72) и принята
постоянной:

у ______/ Фт.п Фисп \ г? _зз и (105 -25)-0,0646 _|о0

СТ3— к	г 1^6—	1,81	—	’	•

На рис. 9. 45 показано общее количество тепла, передаваемо-
го излучением от стенки 5 к стенке 2 в зависимости от темпера-
туры поверхности 2 (см. рис. 9. 44).

При выборе основных параметров системы вентиляции —
расхода и температуры воздуха на входе в костюм — состав-
ляется тепловой баланс системы (включая летчика и соответ-
ствующее снаряжение) для расчетных случаев, а именно для
экстремальных- температурных условий в кабине самолета (на-
пример, + 60 и —50° С).

Для теплового расчета первого приближения можно допол-
нительно принять допущения, основанные на следующих сооб-
ражениях.

Температура вентиляционного воздуха на выходе из снаря-
жения в общем случае лежит между температурой кожного пок-
рова и температурой наружной поверхности. Если снаряжение
372	-

имеет хороший теплоизолирующий слой и вентиляционный воз-
дух под. оболочкой нагревается, то эта температура близка к
температуре кожи; если подаваемый воздух охлаждается, то к
моменту выхода из костюма его температура приближается к
температуре внутренней поверхности снаряжения. Суть приня-
тых нами допущений в том, что при высоких температурах в ка-
бине будем считать известной температуру воздуха на выходе
из снаряжения; при низких температурах будем считать задан-
ной и постоянной величину водопотерь организма. То и другое
вполне соответствует физической и физиологической' картине
происходящих процессов.

Основное расчетноё уравнение получается путем совмещения
уравнений теплового баланса для вентилируемого костюма
(9.65.) и человека (9.71а). Одновременно введем некоторые
упрощающие допущения, оговоренные выше, а именно положим
дПз=дПо = 0, что дает нам право записать:

^ст1) = ^лв(4	'	^9.73)

где	'	’ ’

ЛЛБ=------:---1.	(9.74)

АВ 1 VI

+. т .	+

«I	X/ а2

Исключив из уравнений (9.65) и (9.71а) комплекс
«з^ч/(^т8— ?в) и принимая во внимание выражение (9.73),
а также полагая фоб = 0, окончательно получим

^т.п~Сдых~Сисп.к~Сл + Слв + Рв.в = О,	(9.75)

где

$л=«л^(4т8-/сТ2);	.	(9.76)

Оав=^ав^ (4 4); .	’	(9.77)

(?вв=^^-О;	Л9-78)

4 ^0,5 (4+4).	(9.79)'

В дальнейших расчетах применительно к скафандру венти-
ляционного типа будем считать а2=аз = 7 Вт/(м2-К).

При высоких температурах окружающей
среды вентиляционный воздух, покидающий скафандр или
морской костюм, имеет температуру, близкую к средней темпе-
ратуре кожного покрова. Температура наружной поверхности
белья мало отличается От температуры кожи. Теплоотдача излу-
чением от тела человека к внутренней поверхности снаряжения
практически отсутствует, так как, температуры этих поверхно-

стей одинаковы. Поэтому в. уравнениях (9.75)— (9.79) можно
положить

/в = /ст2 = ^стз —и Фл~ 0 .

и переписать расчетное уравнение (9. 75) для высоких темпера-
тур в развернутом виде:

Фтлт—Флых ——^в) —°вср (4 —^в)=0. (9. 80)

Уравнение (9. 80) для наглядности решим графически. Рас-
смотрим случай поверочного расчета теплового баланса. Значе-
ния <2исп. к были определены раньше (см. рис,. 9. 42), однако для
удобства решения этот график необходимо перестроить в коор-
динатах <2исп. к, что показано на верхней части рис. 9. 46.
Полное термическое сопротивление типового защитного снаря-
жения примем 27?г = 0,507 м2-К/Вт. Слагаемые .этого сопротив-
ления приведены в табл. 9. 11.

Таблица 9. 1Г1

Термическое сопротивление пакета оболочек
типового авиационного скафандра [62; 65]

Оболочка или слой воздуха	Толщина слоя -8, мм_	Коэффициент тепло- проводности X		Термическое сопро- тивление слоя Р	
		Вт	ккал	м2-К	ма»ч-°С '  ккал
		м-К	м-ч-°С	Вт	
Верхняя одежда	0,3	0,0580	0,050	0,00516	0,006
Воздушная прослойка	. 2,0	0,0465	0,040	0,04300	0,050
Силовая оболочка	0,4	0,1163	0,100	0,00344	0,004
Герметичная оболочка	0,5	0,1630	0,140	0,00307	0,0035
Воздушная прослойка	2,5	0,0465	0,040	0,05380	0,0625
Теплоизоляция	4,5	0,0524	0,045	0,08600	0,100
Воздушная прослойка	2,0	0,0465	0,040	0,04300	0,050
Подкладка	0,2	0,0580	0,05	0,00345	0,004
Термическое сопротивление пакета  Термическое сопротивление при теплообмене на поверхности:  внутренней  наружной  Полное термическое сопротивление				0,24092  0,146  0,120  0,5069	0,280  0,170  0,140  0,590

При 2/?;

0,507 величина

кАвр= —— составит ~3,5 Вт/К.

Рис. 9. 46. К расчету теплового баланса систе-
мы человек — вентилируемое снаряжение при
высокой температуре

На рис. 9.46 показано графическое решение уравнения
(9/80) при температуре в кабине +60° С для человека, нахо-
' дящегося в относительном покое (<2Т.п=105 Вт).	7

Внешняя тепловая нагрузка ($ав определена по формуле
(9.77). Количество тепла, уносимого вентилирующим воздухом,
<2в. в, подсчитанное по формуле (9.,78), показано на нижнем гра-
фике рис. 9.46. Вычтя из алгебраической суммы <2ав + <2т.п—
—- <2Дых величину <2в. в для разных подач воздуха, получим ре-
зультат в виде пучка прямых линий, выходящих из точки А (см.
средний график на рис. 9.46), где каждый луч соответствует
одной подаче воздуха. Область диаграммы, лежащая ниже этих
лучей, представляет собой то избыточное тепло, которое необхо-
димо снять с человека, в данном случае путем испарения. На
средний, график накладываем верхний, и точки пересечения ли-
ний

Рдых ^в.в== /

С ЛИНИЯМИ

. <2исп.к = /(^> УВ’ ?)

при одинаковых значениях объемного расхода Ув дают искомый
ответ. Так, например, приход и расход тепла будет сбалансиро-
ван при подаче 350 л/мин воздуха с температурой 19,5° С при
относительной влажности на входе 100% (точка Б). При умень-
шении влажности ср до 50% температура на входе может быть
увеличена до 25° С при том же расходе воздуха.

Полученные результаты по температуре и влажности пода-
ваемого воздуха следует рассматривать как верхнюю границу,
при которой организм способен сохранять тепловой баланс. По-
этому если есть возможность уменьшить фИсп. к за счет пониже-
ния температуры воздуха на входе, то это следует сделать.

Примем требование об ограничении влагопотерь летчика до
150 г/ч, что при коэффициенте испарения пота т]исп=0,8 соответ-
ствует отводу тепла испарением в количестве

<2испк=0,8-150 — = 81 Вт.
^ИСПЖ ’	3600

По среднему графику рис. 9. 46 находим, что этому количе-
ству тепла при расходе 350 л/мин и <р= 100% соответствует тем-
пература на входе 11° С (точка В).

Для низких температур окружающей среды
графический расчет теплового баланса имеет свои особенности.
Как уже отмечалось, в этом случае теплоотдача испарением ма-
ла, обычно^ соответствует комфортному уровню и может счи-
таться постоянной. Температура вентиляционного воздуха на вы-
ходе из снаряжения, как правило, ниже средней температуры
кожного покрова и приближенно может быть принята равной
376

температуре внутренней, поверхности пакета оболочек, . т. е.
== ^ст2 •

Расчетное уравнение (9.75) для низких температур будет
-иметь вид

(А>	41) Фт.п + Фисп+^^стз ^ст2)- (9. 81)

На рис. 9. 47 показано графическое рещение уравнения (9. 81)
для температуры окружающего воздуха —50° С. Исходные дан-
ные отличаются от предыдущих, тем, что теплоотдача испа-

Рис. 9. 47. К расчету теплового баланса системы человек —
вентилируемое снаряжение при низкой температуре

рением составляет 24% теплопродукции человека, т. е.-фисп=
= 105-0,24=25 Вт и <ЭТ.П — <2исп=Ю5 — 25 = 80 Вт=сопз1.

Нагревом воздуха в легких человека пренебрегаем. Количе1
ство тепла, переданного излучением (^л), подсчитано по форму-
ле (9. 76) и соответствует кривой на рис. 9. 45.

Правая часть уравнения (9.81), являющаяся алгебраической
суммой из четырех слагаемых^ представлена на рис. 9. 47 семей-
ством параллельных линий (для различных значений темпера-
тур/в"«^Ст2 )•	-	’

Левая часть уравнения, выражающая количество тепла, вно-
симого в снаряжение воздухом [см. формулу (9.78)], представ-
ляет пучок лучей, выходящих из одной точки, которая означает

температуру воздуха на выходе из костюма Этот график
удобно начертить на кальке в том же масштабе, что и первый.
Совместив оси абсцисс обоих графиков и перемещая кальку с
пучком )лучей вдоль оси абсцисс влево или вправо, ’ нетрудно
выбрать подачу воздуха такой, чтобы температура воздуха не
была слишком высокой на входе и слишком низкой на выходе,
так как то и другое может вызвать у летчика неприятные ощу-
щения местного перегрева или переохлаждения. Температура
1В" рекомендуется в пределах 15—20° С.

В рассмотренном примере (см. рис. 9. 47) мы остановились
на температуре ^в,,=20°С и расходе воздуха 350 нл/мин, кото-
рым соответствует температура на входе 6-2° С. Из графиков
видно, что при уменьшении расхода воздуха потребная темпера-
тура на входе увеличивается; так, при уменьшении расхода до
300 нл/мин надо подавать воздух с температурой на 1Э° выше.

Расчет второго приближения сводится к тому, что надо уточ-
нить температуру /СТа из уравнения (9.71), пересчитать <2Л по
формуле (9. 76), нанести на график разницу между новым и ста-
рым значениями фл и найти новую точку пересечения. Уточнен-
ная температура 1В обычно мало отличается от полученной в
первом приближении.

Более существенна для расчета второго приближения замена
среднеарифметических температурных перепадов среднелога-
рифмическим температурным напором. В последнем случае пра-
вые концы линий С^ва — Фт.п+Фисп+Фл (см. рис. 9.47)
изогнутся вниз и точка пересечения переместится влево, т. е. в
сторону меньших температур 1В. Это уточнение существенно
только при малых подачах воздуха.

Графики на рис. 9.46 и 9.47 дают тепловой баланс системы
человек — вентилируемое снаряжение. Остается проверить, как
и чем обеспечивается тепловой баланс собственно организма че-
ловека. *	-	'

В случае высоких температур окружающей среды ( + 60° С)
ответ на поставленный вопрос вытекает непосредственно из
рис. 9. 46: тепловой баланс сохраняется главным образом за счет
интенсивного потоотделения. Действительно, количество тепла,
отбираемого за счет испарения пота при $ = 50%, составляет
около 160 Вт, что при среднем коэффициенте термического ис-
пользования пота т] = 0,8 требует от организма водопотерь

Ц7	=———

выд 0,8-0,675

300 г/ч.

Таким образом, при температуре в кабине +60° С водопотери
примерно в 3 раза превышают естественную норму в комфорт-
ных условиях, однако тепловой баланс сохраняется и организм
будет функционировать в допустимом режиме, пока не нарушит-
ся водное равновесие клеток и тканей (при потере влаги боль-
ше 1—1,5% массы тела).

При низких температурах окружающей среды температура
подаваемого воздуха выше температуры тела, а среднелогариф-
мическая температура воздуха в вентиляционном зазоре при-
мерно равна средневзвешенной температуре кожного покрова.

В этих условиях тепловой баланс организма при минималь-
ных водопотерях сохраняется преимущественно за счет излуче-
ния тепла от поверхности тела (белья) к внутренней поверхно-
сти снаряжения. В нашем примере с человека надо снимать
105 — 25 = 80 Вт, что согласно рис. 9. 45 обеспечивается при тем-
пературе ^СТ2 = 19°С (для реальных условий известную ролх:
играет также кондуктивная передача тепла через те участки
поверхности, где снаряжение соприкасается с поверхностью те-
ла: плечи, ягодицы, колени).

Тепловой расчет шлема, отделенного от корпуса шторкой,
выполняется отдельно.

Костюм с водяным охлаждением

В некоторых эксплуатационных случаях, когда теплопродук-
ция человека или внешняя нагрузка велики, применяются костю-

мы с жидкостным охлаждением
ких костюмах были опублико-
ваны в Англии в 1962 г.

Костюм представляет собой
разветвленную систему тонких
и гибких .пластмассовых тру-
бок, закрепленных на сетчатом
трикотажном костюме, кото-
рый относительно плотно обле-
гает тело человека. Один из
возможных вариантов распо-
ложения охлаждающих трубок
показан на рис. 9.48. По труб-
кам циркулирует жидкость, пе-
рекачиваемая насосом по зам-
кнутому контуру костюм — теп-
лообменник-костюм. Обычно
для этих целей применяется
вода, поскольку она обладает
высокой теплоемкостью, совер-
шенно нетоксична и безопасна
в пожарном отношении. С по-
мощью КВО можно снимать
с работающего человека до

-600 Вт.

Фактическая холодопроиз-
водительность (в Вт) костюма
с водяным охлаждением (т. е.

(КВС). Впервые сведения о та-

Рис. 9.48. Расположение трубок на
костюме с водяным охлаждением
(один из возможных вариантов)

количество тепла, отводимого водой) определяется равенством

(9.82)

при условии, ЧТО
где (?ж— количество воды, прокачиваемой че-
рез трубки, кг/с;

г=4187 Дж/(кг-К) —удельная теплоёмкость воды;

^ж' и /ж" — температура жидкости соответствен-
\но на входе в костюм и выходе из

Л	него в0 С;

' *	/к — средняя температура кожного покро-

ва в °С.

Потребную холодопооизводительность фх.п обычно выбира-
ют с некоторым запасом, считая, что только КВС снимает не-
обходимое количество тепла:

(9.83)

где О,ав‘—внешняя тепловая нагрузка [см. формулу (9. 77)], т. е.
перенебрегают охлаждением человека за счет испарения влаги,
так как при кондуктивном охлаждении снижаются влагопотери
организма до 35—50 г/ч в покое и до 150—200 г/ч — при работе
средней тяжести.

Тепло от поверхности человеческого тела и наружной одежды
к трубкам костюма передается кондукцией, конвекцией и излу-
чением. Теоретический анализ показывает, что на долю излуче-
ния приходится около 15% общего количества тепла. Точный
расчет двух других составляющих теплового потока возможен,
но громоздок:

Поскольку передача тепла от человека к жидкости в трубках
пропорциональна главным образом разности средних темпера-
тур'кожи и жидкости (^к—Гж), то можно условно принять, что
все тепло передается только теплопроводностью.

Допуская, что температура кожи одинакова и постоянна
вблизи всех трубок, можно определить температуру жидкости
на выходе из костюма по формуле [54]

4=/к ——4)е °жС,	'	(9.84)

где &экв — эквивалентный коэффициент теплопередачи от тела
человека к жидкости, отнесенный к 1 пог. м длиные
трубок, в Вт/ (пог • м • К);

Л — общая длина трубок в м.

Для оценки конструктивных и эксплуатационных характери-
стик и возможностей К,ВО надо иметь формулы, связывающие
между собой четыре основных параметра: фх, Л, (?ж и ?ж'
(остальные обычно известны или однозначно определяются по
этим параметрам).

7 ' Подставляя в уравнение (9.84) значение Отс из формулы
(9. 82) и решая это уравнение относительно <2Х, получим выра-

г жение для располагаемой холодопроизводительности в Вт:

Г '	"ж7"ж, V (9.85)

\ 1п ~----- /

Л-	V	/

Комплекс, взятый в уравнении (9.85) в круглые скобки,
представляет собой среднелогарифмический температурный на-
пор и может быть (с погрешностью до 2%} заменен приближен-
ной величиной (/к — ?ж), после чего получим	‘ .

(2х.Р=^(4-4)>	(9.86)

где ' 7ж=0,5(/ж' + /ж")—среднеарифметическая	температура

жидкости.

При установившемся тепловом режиме величина фх одинако-
ва во всех трех уравнёниях (9. 82), (9. 83), (9. 86), т. е.

<Эх = Сх.П = фх.р = ^ЖС (^Ж ^ж) ~ *экв^ (А< ^ж) *	(9.87)

Решая уравнение (9. 87) относительно обшей длины трубок
Ь и принимая во внимание, что

^ж~^ж+9,5д/ж
и ;

Д/ж=-^т>	(9.82а)

получим расчетную формулу для определения потребной длины
(в м) трубок КВО:

Ь =,----—=---------------.	(9. 88)

^экв (^к ^ж)	, / ,	Фх.п \

экв^к—	2О^С )

Ограничимся приближенным анализом характеристик КВО
с использованием экспериментальных значений общего (эквива-
лентного) коэффициента теплопередачи водяных трубок.

Из обработки опытных данных [64; 73] получена средняя ве-
личина эквивалентного коэффициента теплопередачи &ЭкВ (отне-
сенная к температуре кожи 33° €) в Вт/(пог. м-К)*:

для трубок диаметром 3,2X1,7 мм................................ 0,265

то же 5,2 X 3,3 мм...........................................   0,325

* Теоретически и экспериментально доказано, что начиная с определенно-
го-расхода жидкости &экв остается практически постоянным для каждого раз-
мера трубок [48]; КВО работает именно в таком режиме.

На рис. 9.49 приведены результаты расчета по формуле
(9.88) при /К=33°С для пяти значений потребной холодопроиз-

водительности. Из рисунка видно, что при некотором заданном
(оптимальном) расходе жидкости (принято 6Ж=1,5 л/мин) по-
входе в костюм свыше 15—

вышение температуры жидкости на
20°С требует резкого увеличения
длины трубок, что ведет' к увели-

чению жесткости и массы костю-
ма. Поэтому в современных КВО
обычно общая длина трубок

Рис. 9.50. Зависимость перепада
температур А/ж и температуры во-
ды на входе в КВО от потреб-
ного съема тепла Ох и располагае-
мой производительности насоса Ол-
для типового костюма [Ь = 90 м,
&экв = 0,27 Вт/(пог • м • К)]

Рис. 9. 49. Суммарная длина водяных
трубок Ь в зависимости от темпера-
туры воды /я/ на входе в КВО и по-
требной холодопроизводительности
0.x	[</>к=90 кг/ч, &экв =

= 0,27 Вт/(пог • м • К)]

не превышает 90—100 м, а потребный теплосъем обеспечивается
соответствующим выбором температуры жидкости на входе
в костюм.

Расчетную формулу для определения потребной температу-
ры воды' (в °С) на входе, при которой достигается заданная
холодопроизводительность, получают совмещением уравнений
(9. 82) и (9. 84):

^=4“--------,	м •	(9.89)

Сжс \1 — е )

Из уравнения (9. 89) можно получить простую приближен-
ную формулу. Для этого разложим экспоненту в ряд, ограничим-
ся первыми тремя членами ряда и получим

Другой путь получения приближенной формулы для‘опреде-
ления /я/ (°С) заключается в совместном решении уравнений
(9.82) и (9.86):

4.'  1	Фх.П	'А^Ж

ж~ к	к Ь 2

«эквь

/  Фх.п
г г
«эк в ь

(м

кэкз^

(9.91)

Нетрудно убедиться, что формулы (3.90) и (9.91) дают
практически одинаковый результат, так как если - <10,2, то
2С/Жс

1 у | ^экв^
кжъ^	^С^УК.

/ “ 2с(7ж

с разницей, не превышающей 4%. При этом ошибка в опреде-
лении температуры 1т' (по сравнению с точной формулой) не
превышает ГС. В тех случаях когда > 0,2, необходимо
•	2с (7Ж

•пользоваться формулой (9. 89).

Значения температуры 1^, получаемые по точной формуле
(9.89), находятся между величинами, получаемыми по форму-
лам (9. 90) и (9. 91).

Результаты расчета по формулам (9.82) и (3.91) для типо-
вого КВО с суммарной длиной трубок А = 90 м приведены на
рис. 9. 50, из которого видно, что увеличение производительно-
сти насоса свыше 90—120 кг/ч практически, не. дает выигрыша
для повышения или для съема тепла. Малый расход воды
(30 ркг/ч й меньше) приводит к относительно большим перепа-
дам температуры жидкости между выходом из костюма и вхо-
дом в него (см. на верхней части рис. 9. 50), что восприни-
мается как отсутствие комфорта. Кроме того, при малом расхо-
де жидкости затрудняется регулирование температуры.

Таким образом, при постоянной длине трубок количество сни-
маемого с человека тепла следует регулировать главным обра-
зом изменением температуры жидкости на входе в костюм. Су-
щественное значение имеет хороший контакт между трубками и
телом человека.

Для простоты конструкции системы КВО ее водяной насос
должен работать в постоянном режиме. Поэтому насос рассчи-
тывают на необходимый максимальный расход, воды, а темпера-
туру хладагента на входе в костюм регулируют перепуском ча-
сти воды через обводную линию в обход теплообменника
(рис. 9. 51).

Регулированием теплосъема поддерживается нормальная ра-
ботоспособность, т. е. не допускается перегрев тела и сохраняет-
ся естественная направленность биоэнергетических реакций
организма (в частности, это означает, что при активной физи-
ческой нагрузке полезно незначительное повышение средней
температуры тела).

Современные костюмы с жидкостным охлаждением рассчита-
ны на холодопроизводительность до 350—600 Вт, имеют трубки
из полихлорвинила внутренним диаметром 1,7—3,3 мм с тол-
щиной стенок соответственно 0,75—0,95 мм. Общая протяжен-
ность трубок 70—100 м (с шагом соответственно 20—15 мм).
Трубки продеваются сквозь ячейки сетчатого костюма (или спе-
циальные чехлы) и укладываются волнистыми линиями с обхо-

Рис. 9.51. Блок-схема системы регулирования температуры
жидкости в костюме охлаждения в лунной кабине космиче-
ского корабля «Аполлон» (сплошными линиями показана
система для одного человека, штриховой — при подключе-
нии второго костюма):

/—водяной насос; 2—регулятор напряжения; 3—гидроаккумулятор;
4—водогликолевый теплообменник; 5—трехходовой кран для регу-
лирования. температуры жидкости; 6—дюзы для уравнения расхо-
дов; 7—трубчатый костюм с жидкостным охлаждением

дом мест сгиба суставов (см. рис. 9.48). Малое гидравлическое
сопротивление костюма (примерно 8—15 кПа или 800—
1900 мм вод. ст. при расходе воды 100 кг/ч) обеспечивается до-
статочным количеством параллельно включенных линий (20—
88). Меньшее число линий и более низкое сопротивление соот-
ветствуют трубкам с внутренним диаметром 3,3 мм и большее —
трубкам с внутренним диаметром 1,7 мм. Распространение полу-
чили костюмы с более тонкими трубками, так как такой костюм
легче и мягче.

Костюм с жидкостным охлаждением может быть использо-
ван и для обогрева человека при низких температурах окружаю-
щей среды. Температура жидкости на входе в костюм не должна
превышать 45° С, чтобы не вызывать неприятных ощущений
перегрева в месте контакта трубок с поверхностью тела.

Располагаемую теплопроизводительность костюма <2т.Рас мож>
но подсчитать, приняв, что тепло, отдаваемое поверхностью тру-
бок, обращенной наружу, пропорционально разности температур
(/«' — /Ст2). В этом случае на основе приближенного уравнения
(9. 90) можно вывести формулу

	’	=	>	(9-92)

к.. где /СТ2 — температура внутренней поверхности верхней одежды.
Ц Для рассмотренного выше типового костюма при ^Ж'=45°С
К и ^ста = 15° С получим

I Ртрас=0,265.90(45- 33+-^(1- О’^ М-36М.Л=45о Вт.

। хьрас >	2 у	2-4187-90	/

| Напомним, что приближенные формулы (9.90) — (9.92)
можно применять, когда ДжвЬ/2сОж^:0,2.

И- Масса костюмов с водяным охлаждением с трубками
0 5,2 X 3,3 мм около 3,5 кг, в том числе масса воды 0,7 кг;

р с трубками 0 3,2X1,75 мм — около 2,1 кг, в том числе масса
воды 0,4 кг. Мощность водяного насоса КВО не превышает 4—
5 Вт. КВО можно использовать не только на летательных аппа-
ратах и в космических скафандрах, но и в горячих цехах, коче-
| гарках, танках, при хирургических операциях (для охлаждения
| тела), горно-спасательных работах, в водолазном деле и т. д.

I :	Сравнительная оценка снаряжения

Г	с воздушным и водяным охлаждением

Сравним два способа охлаждения в физиологическом, тепло-
| вом и энергетическом отношении.

г Вентилируемый костюм при больших тепловых нагрузках
| снимает с человека тепло главным образом за счет высокой ин-
I тенсивности потоотделения, что и является его основным недо-
* статком.

В’ажнЪе физиологическое преимущество костюма с водяным
охлаждением состоит в уменьшении потоотделения вследствие
( более низкой температуры кожного покрова. Даже при очень
| больших энерготратах (450—500 Вт) водопотери организма не
( превышают 0,15—0,25 кг/ч [73], чем удается избежать снижения
; работоспособности, вызванного обезвоживанием организма,
к В сочетании' с герметичным снаряжением костюм с водяным
? охлаждением обеспечивает летчику комфорт и лучшее охлажде-
ние.

В вентилируемом снаряжении при среднем коэффициенте
теплоотдачи от тела к воздуху 7 Вт/(м2-К), достаточно большом
< расходе и температуре воздуха на входе в костюм //=10° С с
1 м2 поверхности тела человека за счет конвекции можно снять

4“	\	/ ОО 33 + 10 \ ОАО /2

<7конв «к I 4 п ) — 7 I 33	~	= 80 Вт/м ,

\ ^ / \ !
4

а всего с человека — не более

$^=^0^4 = 80-1,81 = 145 Вт.

ь (Фактически теплосъем будет меньше, так как часть холода за-
I Трачивается на охлаждение внешней оболочки снаряжения.)
|	’	385

Г

Система КВО способна отобрать от человека до 600 Вт. Сле-
довательно, чтобы вентилируемый костюм, (с коэффициентом
использования пота 0,8) снял столько же тепла, сколько КВО,
необходимо испарять с поверхности тела человека влагу в ко-
личестве

(600- 145)3690 _8/10
0,8-2430

что значительно превышает допустимую норму водопогерь
450 г/ч.

Теоретический анализ и натурные испытания показывают, что
снаряжение, вентилируемое сжатым атмосферным - воздухом
в количестве до 400 л/мин, сохраняет тепловой баланс лет-
чика п'ри тепловой нагрузке до 230—280 Вт (200'—240 ккал/ч)
(сюда входит метаболическое тепло плюс внешняя тепловая на-,
грузка). При общей тепловой нагрузке свыше 250—280 Вт, дей-
ствующей длительно (до нескольких часов), целесообразно при-
менять костюм с водяным охлаждением.

Система водяного охлаждения имеет преимущество в энерге-
тическом отношении, если требуется применять регенерацион-
ный скафандр в условиях высокой температур*ы окружающей
среды и при высоком уровне энерготрат.

Мощность для прокачки 1 кг воздуха в единицу времени на-
много больше, чем потребная для прокачки такой же массы
воды.

Расчет потребной мощности электропривода насоса (в Вт)
или вентилятора производится по формуле

(9.93)
'	^общ

где Су —подача (объемный расход) жидкости или газа в м3/с;

Др — избыточное давление, развиваемое вентилятором или
насосом, в паскалях (Н/м2);

Лобщ — общий к. п. д. агрегата, равный произведению к. п. д.
рабочего колеса насоса на к. п. д. электродвига-
теля.

В табл. &. 12 в качестве примера приведены сравнительные
данные по типовым вентиляторам и водяным насосам, применяе-
мым в системах жизнеобеспечения скафандров. Приведенные в
таблице к. п. д. являются типичными для малогабаритных агре-
гатов, у которых к. п. д. обычно тем ниже, чем меньше агрегат.

Кроме экономии в электроэнергии, система водяного охлаж-
дения дает уменьшение габаритов и массы теплообменника.

К недостаткам костюма с водяным охлаждением следует от-
нести усложнение системы в целом, увеличение числа коммуни-
каций и вводов. Применение водяного охлаждения не исключа-
ет вентиляции туловища, но существенно уменьшает потребный
расход газа.



Таблица 9. 12

Потребная мощность электропривода для вентиляторов и насосов
автономной системы жизнеобеспечения

Агрегат '	Рабочее тело	Подача, л/мин	Давление, развиваемое насосом		К.п.д.		Потребная мощность, Вт
			Па	мм вод.ст.	рабо- чего к'олеса	двига'- теля	
Вентилятор цен- тробежный	Воздух	200	1960	200	0,28	0,60	.39,0
То же		425	2940	300	0,30	0,70	100,0
Насос шестерен- чатый	Вода	2	19600	2000	0,80	0,30	2,8
Насос центробе- жный	» /	2	14700	1500	0,30	0,40	4,2

Морской спасательный костюм *

Морской спасательный костюм должен:

1)	быть водонепроницаемым;

2)	иметь достаточный запас плавучести и обеспечивать та-
кое положение тела, при котором голова находится выше уров-
ня воды;

3)	иметь приспособления для автоматического переворачи-
вания’ лицом вверх и быстрого наполнения плавательного воро-
та или жилета;

4)	позволять удобно работать и свободно двигаться;

5)	защищать человека от перегрева и переохлаждения.

Последнее требование выполняется применением в комплекте
с морским водонепроницаемым костюмом описанной выше вен-
тилируемой и теплозащитной одежды. Ступни ног защищают от
холода меховыми чулками.

Определим потребное термическое сопротивление морского
спасательного костюма, необходимое для длительного и непо-
движного нахождения в воде с температурой 0° С. Примем, что
теплопродукция человека 105 .Вт; фисп. к + Фдых=25 Вт; площадь
поверхности костюма, погруженная в воду, ^=1,7 м2. Среднюю
температуру кожного покрова примем 32° С. Температура на-
ружной поверхности герметичной оболочки и костюма практи-
чески равна температуре воды.

а)	Находим коэффициент теплопередачи от поверхности ко-
жи к наружной поверхности костюма:

&ч-1

Фт.п Рисп.к Фдых

Л (*к — *сЪ)

= ——21_ = 1 47 Вт/(м2-К).

1,7(32—0)	’

* Ау1аНоп МесПсте, 1955, уо1. 26, Мо. 1, р. 56—60.

б)	Определяем потребное термическое сопротивление паке-
та костюма:	~ _

/?сн=—= 0,68 ма-К/Вт.

кч-\ 1,4/

В единицах КЛО:	,

/? -Л®1 = 4,4 КЛО.

сн 0,155

Для удобства работы летчика, для придания костюму мяг-
кости и подвижности авиационные морские костюмы обычно
изготавливают с не очень толстой теплоизоляцией, которая вме-
сте с воздушными прослойками создает термическое сопротив-
ление порядка 2,5—3 КД О. Поэтому заслуживает внимания
.обратная 'задача: каковы теплопотери и энерготраты человека,
если суммарное термическое сопротивление морского костюма
и белья летчика составляет, например, / ~2,6 КЛО
(0,40 м2-К/Вт).

Тепло, отводимое от летчика и равное его теплопродукции:

С™ =~- (^->сТх)+(рисвж+(?дь«)=^(32-0) + 25= 161 Вт.

/\сн	V

Выделение организмом такого количества тепла возможно,
если человек периодически работает — в данном случае плывет
или гребет. Этой теплопродукции (161 Вт) согласно формуле
(9.37) соответствуют следующие энерготраты:

Расход энергии порядка 175 Вт (150 ккал/ч) вполне допу-
стим, так как он не вызовет функциональных сдвигов в орга-
низме по крайней мере в течение 10—12 ч, необходимых для по-
иска и спасения летчика.

Морской спасательный костюм (рис. 9. 52) вместе с нижним,
бельем, вентилируемой и изолирующей одеждой обладает теп-
лозащитой в 3 КЛО (в том числе 1,5 КЛО дает теплоизолирую-
щий костюм). Комплект костюма обеспечивает тепловую защиту
и нормальное состояние человека в ледяной воде не менее 2 ч,
при температуре воздуха —35° С 1 ч, при температуре воздуха
—1° С неограниченное время.

Для выпуска воздуха на внешней водонепроницаемой обо-
лочке (см. рис. 9.52) установлены четыре клапана — по одному
на руках и ногах. Клапаны открываются выходящим воздухом и
закрываются пружиной, как только прекращается поток возду-
ха. Установкой нескольких клапанов достигается снижение со-
противления системы вентиляции и равномерное распределение
воздуха по всему телу.

Воздух подается в костюм по гибкому шлангу, снабженно-
му быстроразъемной муфтой с обратным клапаном, предохраня-

Рис. 9.52. Летчик в морском
спасательном костюме и защит-
ном шлеме с наспинным пара-
шютом и носимым аварийным
запасом. На рукавах и штани-
нах видны клапаны для выпу-
ска вентилирующего воздуха

ющим внутреннюю полость ко-
стюма от попадания воды.

Для надевания костюма слу-
жит У-образный распах, оканто-
ванный застежками «молния».
Проникновению воды внутрь ко-
стюма препятствует завязанный
«аппендикс» (рис. 9.53). Когда
он развязан, то образуется боль-
шое отверстие, через которое
костюм свободно надевается.

На шее и запястьях костюм
герметизируется эластичными ре-
зиновыми клапанами. Для защи-
ты рук от холода служат водо-
непроницаемые перчатки с полу-
согнутыми пальцами для луч-

Рис. 9. 53. Распах с «аппендик-
сом» морского спасательного
костюма

В открытом распахе виден завязан-
ный «аппендикс»

(шей теплоизоляции вследствие более равномерной воздушной
| прослойки.

Г Для обеспечения необходимого положения на плаву, когда

гголова и затылок достаточно приподняты над водой, служит
^плавательный ворот, а устойчивое положение создают дополни-
тельные мешочки — «жабры», которые в ненадутом состоянии
। расположены под мышками. Обычно оба устройства объединены

в спасательном жилете (рис. 9.54). Спасательный жилет на-
полняется углекислотой из специального баллончика, прикреп-
ляемого вместе с ним к костюму. Включать баллончик можно
вручную или автоматически. Последнее необходимо в случае,
если летчик упадет в воду в бессознательном состоянии.

Одна из возможных конструкций прибора для автоматиче-
ского включения углекислотного баллона состоит из корпуса,

Рис. 9. 54. Спасательный жилет с воротом и «жабрами» для
. устойчивого положения лицом вверх

внутри которого имеется поршень, плунжер с пружиной, резино-
вый створчатый клапан и химическая таблетка, состоящая из
60% винной кислоты и 40% двууглекислого натрия. При попа-
дании в воду последняя проходит через клапан, смачивает и рас-
творяет таблетку, в результате чего образуется газ. Под давле-
нием газа закрывается резиновый клапан и начинается движе-
ние поршня, который в свою очередь приводит в действие пру-
жинный плунжер, д последний спускает боек механизма, прока-
лывающего мембрану углекислотного баллона. В результате
спасательный жилет наполняется газом. Прибор срабатывает
через 15 с после погружения и имеет массу около 0,15 кг.

Запас плавучести человека в морском спасательном костю-
ме без плавательного ворота в среднем составляет:

в костюме, надетом на летное обмундирование .... 100 Н (~10кгс)
в костюме, надетом на теплозащитный костюм.... 200	Н (~20кгс)

Объем плавательного ворота (или парных поплавков) обыч-
но равен 24—30 л и увеличивает запас плавучести на. 240—
330 Н (24—30 кгс), что обеспечивает поддержание на плаву
человека в вертикальном положении в случае порыва или нару-
шения герметичности морского костюма.

Количество углекислоты, необходимой для наполнения, 'бе-
рется из расчета 2 г СО2 на 1 л мягкой емкости. На рис. 9. 55 по-

казана зависимость давления углекислоты в баллоне от. темпе-
ратуры и коэффициента наполнения т), выражаемого отношением
массы СО2 в граммах к вместимости баллона в см3. Коэффициент
более 0,7 г/см3 ведет к слишком высокому давлению в баллоне
при высоких температурах и на практике не применяется.

Морской спасательный костюм обычно применяется в соче-

тании с каким-либо высотным
снаряжением, например, с гер-
метическим шлемом высотного
компенсирующего костюма
или защитным шлемом.

Защита головы от попада-
ния воды в гермошлем и пере-
охлаждения одновременно с
обеспечением дыхания счи-
тается трудной задачей. Счи-
тают, что можно создать при-
способление к шлему, которое
пропускало бы воздух, но пре-
пятствовало попаданию воды
в органы дыхания. Хороший
эффект дает гермошлем с ли-
цевым обтюратором при откры-
том смотровом щитке.

Во всех случаях катапуль-
тирования над водной поверх-
ность^ летчику необходимо
выполнить следующие опе-
рации:

1)	после отделения от крес-
ла и раскрытия купола пара-
шюта открыть смотровой щи-
ток гермошлема или снять кис-
лородную маску (на высоте
^4 км); прикрепить фал НАЗа
к костюму;

2)	на высоте не выше
1500 м ввести в действие на-

Рис. 9.55. Зависимость давления
углекислого газа в баллоне от тем-
пературы и коэффициента напол-
нения баллона г]

масса СО2, г
7] — ----------------

объем баллона, см3

дувную спасательную лодку, входящую в комплект НАЗа;

3)	открыть замок шейного разъема (для гермошлемов, ана-
логичных показанному на рис. 9.21), чтобы стекала вода;

4)	подготовиться к снятию подвесной системы и освободить-
ся от нее в момент приводнения (при касании ногами воды)

5)	наполнить плавательный ворот;

*( Порядок действий может несколько изменяться в зависимости от спо-
соба сочетания НАЗа с подвесной системой парашюта и определяется соответ-
ствующими инструкциями.

6)	после выхода из-под воды^ лечь на спину, широко разве-
сти ноги для лучшей устойчивости и занять положение перпен-
дикулярно фронту волны ногами по ветру;

7)	влёзть в лодку, втянуть в нее аварийный запас и восполь-
зоваться сигнальными средствами.

Рис. 9.56. Одноместная надувная ледка из носимого ава-
рийного запаса морских летчиков (США). На человеке вид-
ны парные поплавки, надетые поверх подвесной системы

Если летчику не хватило времени освободиться от подвесной ’
системы, то при наличии ветра непогашенный купол парашюта
начинает буксировать человека и через его голову непрерывно
перекатывается слой воды. Поэтому для безопасного приводне-
ния после катапультирования на малых высотах, когда летчик
не имеет времени для операции 4, на объединенной подвесной
системе необходимо иметь быстродействующие замки для от-
цепки купола парашюта (см. рис. 2.27) и надувные поплавки,
расположенные поверх подвесной системы (рис. 9. 56).

Для подъема человека на борт корабля или вертолета мор-
ские спасательные костюмы снабжены силовыми петлями.

Кондиционирование воздуха
для вентилируемых костюмов и скафандров *

Для обеспечения гигиенических условий скафандр, морской
спасательный костюм или отдельный вентилируемый костюм
необходимо непрерывно вентилировать.

При температуре наружного воздуха от —10 до +10° С ми-
нимально потребная вентиляция может составлять 100—
150 нл/мин. По мере расширения диапазона окружающей тем-

* Ыауа! Аугайоп Ые\уз, Магсй 1960. Аегозрасе Медкше, Арг. 1960.

пературы потребная подача воздуха увеличивается и составляет
для скафандров и морских костюмов 250—350 нл/мин и для не-
зависимой вентилируемой одежды ЗЕО—450 нл/мин.

На рис. 9. ЬТ показана примерная зависимость потребной

температуры вентилирующего воздуха на. входе в защитную
одежду от наружной температуры. Располагаемый напор возду-
ха на входе в одежду должен быть равен гидравлическому со-
противлению снаряжения при заданном расходе воздуха. Это
сопротивление на уровне моря составляет около 15 кПа
(0,15 кгс/см2) при расходе воздуха 350 нл/мин и изменяется по
квадратичному закону
для других значений рас- 1
хода воздуха. '

во

60

40

20

- 40 -20	0	20	40 ЯИа1°С

С учётом сопротивле-
ния бортовой проводки
и избыточного давления
. в скафандре на больших
высотах потребный напор
воздуха соответственно
увеличивается и дости-
гает 70 кПа (0,7 кгс/см2).

Расчет распола-
гаемых подач воз-
духа (или потребного

напора при заданном рас-
ходе). Обычно выполняет-'
ся графически. Для этого
. необходимо иметь дан-

Рис. 9. 57. Зависимость потребной темпе-
ратуры воздуха на входе в защитную
одежду от наружной температуры 1а

ные о суммарном гидравлическом сопротивлении бортовой си-
стемы вентиляции и снаряжения в зависимости от массового
расхода воздуха и абсолютного давления в кабине и снаряжении.

Потери давления, полученные при земном атмосферном дав-

лении, пересчитываются на другие условия полета при равенст-
ве массовых расходов воздуха по теоретически обоснованному
уравнению-

/?2= - ЯА+	(«А)2+У Я1+~ (X Ях)2,	(9. 94)

где и —суммарные гидравлические сопротивления:
известное (земнбе) с индексом 1 и искомое с
индексом 2’;

р1 и 7’1 — абсолютное давление и температура воздуха
при снятии замеров на земле;

, р2 и ?2 — абсолютное давление'и температура в иско-
мых условиях полета;

а—‘опытный коэффициент, который для систем
вентиляции снаряжения равен ~2.

Кроме того, необходимо располагать данными о давлении и
температуре воздуха на входе в бортовую систему вентиляции
в зависимости от высоты полета и режима работы двигателя.

На рис. 9. 58 показан характер кривых 2/? = /(Св, рсн) (вме-
сто абсолютного давления на рис. 9. 58 указана эквивалентная
высота, за началоч отсчета напора взято давление в кабине).

Рис. 9.58. К определению располагаемой подачи воз-
духа в снаряжение:

а—для вентилируемого костюма РСИ^РК', б—для высотного
скафандра РСК=РК+^РСК} Рк> Реп’ Рск~абсолютное давле-
ние соответственно в кабине, в снаряжении и в скафандре;
Нк, Яск-«ВЬ1С0та» соответственно в кабине и в скафандре;

Ррасп-располагаемый напор

Рис. 9. 58, а типичен для вентилируемого снаряжения, избыточ-
ное давление в котором не превышает 2—4 кПа (~0,02—
0,04 кгс/см2), т. е. «высота» в снаряжении Нсп практически рав-
на «высоте» в кабине Як-

Кривые рис. 9. 58, б построены для скафандра, в котором при
разгерметизации кабины создается некоторое избыточное давле-
ние Арск- Поэтому кривая	Яск) для Як=20 км и

Яск=10 км сдвинута вверх на величину ДрС15=рн-=10 — рн==2э<

Располагаемые напоры представлены на рис. 9. 58 горизон-
тальными линиями, так как отбор небольшой массы воздуха от
компрессора авиационного двигателя практически не влияет на
величину напора.

Располагаемые подачи воздуха определяются точками пере-
сечения парабол гидравлического сопротивления с уровнем рас-
полагаемого напора. Из рис. 5. 58 видно, что при постоянном на-
поре по мере увеличения «высоты» в кабине (или в снаряжении)
массовый расход воздуха Ов уменьшается.

Р Поскольку напор, создаваемый компрессором турбореактив-
ного двигателя, на многих режимах полета в несколько раз пре-
; восходит гидравлическое сопротивление системы вентиляции
снаряжения, и располагаемые подачи могут значительно превы-
шать потребные, то, очевидно, необходимы специальные агрега-
ты для снижения напора. В случае применения вентилируемого
или морского костюма устройство для снижения напора можег
представлять собой сетевой регулятор избыточного давления.
Для скафандра требуется более сложный прибор — упомянутый
выше регулятор должен быть снабжен анероидным элементом
для повышения напора пропорционально росту избыточного
давления в скафандре. График ррасп на рис. 9. 58, б соответству-
ет такому регулятору.

Для регенерационных скафандров располагаемая подача
(точнее объем циркуляции газа) определяется наложением на-
порно-расходных характеристик вентилятора на характеристику
потерь напора в системе.

Кондиционирование воздуха для снаряжения
на самолетах и вертолетах	•

Подача кондиционированного воздуха для защитной одежды
может быть осуществлена:

1)	отбором готового воздуха от трубопровода системы конди-
ционирования кабины (рис. 9. 59, а);

2)	установкой на самолете автономной системы кондициони-
рования>«оздуха для одежды (см. рис. 9. 60);

3)	применением установки, использующей общие с системой
кабины источники тепла и холода, но имеющей независимую
систему автоматического регулирования температуры .воздуха.

На большинстве самолетов располагаемый напор в трубопро-
воде наддува кабины (после турбохолодильной установки) недо-
. статочен для обеспечения вентиляции защитной одежды и тем
более скафандра. Поэтому необходимы дополнительные устрой-
ства. Две возможные схемы таких устройств приведены на
рис. 9. 59.

Простейшая из возможных схем (рис. 9. 56, а) представляет
собой тарельчатый пружинный клапан 2А, установленный в воз-
духопроводе 1 наддува кабины и открывающийся по направле-
нию движения воздуха. Клапан создает напор, необходимый
для преодоления гидравлического сопротивления снаряжения.
Перед подпорным клапаном имеется штуцер, из которого отби-
рается воздух для вентиляции одежды. Количество воздуха кон-
тролируется указателем расхода (на схеме не показан), изме-
ряющим перепад давлений между широким и узким сечениями
мерной трубки 6. Расход воздуха регулируется ручцым краном
5Л. Предусмотрен бортовой штуцер 3 для вентиляции одежды
на земле от наземного передвижного кондиционера.

а)

-Рис. 9. 59. Схемы вентиляции защитной одежды с ис-
пользованием системы кондиционирования кабины:

2—с подпорным клапаном; б—с дополнительным теплооб-
менником; /—воздухопровод; 2А—подпорный клапан; 2Б—
теплообменник; 3—штуцер для наземного кондиционера;
'/—обратный клапан; 5А—вентиль; 5Б—кран-смеситель; 6—
мерная трубка; 7—гибкий шланг; 8—объединенный разъем;
9—регулятор наддува снаряжения; 10—регулятор темпера-
туры в кабине; 11—заслонка терморегулятора; 12—турбо-
хОлодильник

Недостатком этой схемы является то, что на некоторых экс-
плуатационных режимах может иметь вместо «рассогласование^
между потребными температурами воздуха, подаваемого в ка-
бину и в снаряжение. В этом случае летчик почувствует, что ему
слишком'Тепло или слишком холодно и должен вручную умень-
шить (а иногда и прекратить) подачу воздуха.

Схема применима для вентилируемого снаряжения, кроме
-скафандров, которые нуждаются в повышенном давлении возду-
ха при разгерметизации кабины на высоте. .

Значительно лучше схема (см. рис. 9. 59, б), в которую вклю-
чен теплообменник 2Ь, установленный в трубопроводе наддува
кабины..При такой схеме не изменяется гидравлическое сопро-
тивление системы наддува кабины й в то же время получается
высокий располагаемый напор на входе в снаряжение.

Воздух из компрессора двигателя, предварительно охлажден-
ный в воздухо-воздушном и топливо-воздушном радиаторах
(ВВР и ТВР), поступает в теплообменник 25, из которого через
кран-смеситель 55 и регулятор наддува 9 по шлангу 7 поступает
в снаряжение. В теплообменнике 25 этот воздух подогревается
или охлаждается воздухом, идущим в кабину, температура кото-
рого регулируется «горячей» заслонкой 11, управляемой от-тер-
морегулятора кабины 10. С помощью- ручного крана-смесителя
55 летчик может изменять температуру воздуха,. поступающего
под одежду. Этим же краном при необходимости можно прекра-
- тить подачу воздуха.

Система кондиционирования воздуха (рис. 9.6С), разрабо-
танная английской фирмой СюсИгеу для вентилируемой одежды,
применяется на самолетах «Канберра», эксплуатируемых в тро-
пических районах. Система рассчитана для вентиляции экипажа
из 3 человек и подает воздух с избыточным давлением 50 кПа
(~0,5 кгс/см2) в количестве 40 м3/ч (т. е. около 225 л/мин на
одного человека).	.	’	.	.

Для охлаждения воздуха служит теплообменник, установ-
ленный на основном керосиновом топливопроводе. Воздух, от-
бираемый от компрессора двигателя, через селекторный клапан
/ поступает в систему либо через теплообменник 5, либо напря-
мую. Далее воздух проходит через осушитель 5 и ограничитель
максимальной подачи 6’в трубопроводы, подведенные к рабочим
местам экипажа. У каждого летчика имеется ручной запорный
кран 16 для регулирования количества воздуха в зависимости
, от индивидуального теплоощущения. Селекторный клапан 1, уп-
равляемый из кабины, дает возможность получиль воздух желаем
.мой температуры путем перераспределения количества воздуха,
проходящего через теплообменник или помимо него. Штуцер на-
земной вентиляции 14 соединен с основной системой через трой-
ник с обратным клапаном 7.

Зарубежные инженеры предлагают различные варианты этой
схемы. Они считают, что прежде всего следует автомализиро-

вать работу крана-распределителя в зависимости от потребной
температуры воздуха. Это может быть достигнуто установкой
датчика температуры под оболочкой или двух датчиков — одного
в трубопроводе после распределителя и второго — в воздухе ка-
бины, чтобы обеспечить автоматическую коррекцию на тепло-
отдачу трубопроводов. Первый способ, по их мнению, хуже В'
том отношении, что требует лишних электрокоммуникаций,

Рис. 9. 60. Система кондиционирования воздуха для вентилируемых ко-
стюмов на самолете «Канберра»:

/—селекторный клапан; 2—командный передающий механизм; 3—теплообменник;
подача горючего в двигатель; 5—осушитель влаги; 6—регулятор расхода воз-*
духа (ограничитель максимальной подачи); 7—обратный клапан; 8—указатель
положения селектора; 9—выключатель; 10—ручные краны; 11—легкоразъемные
соединения на креслах; /2—легкоразъемные соединения (муфты) на костюмах;

13—воздухопроводы к костюмам; 14—штуцер для присоединения наземного кон-
диционера; 15—трубопровод от компрессора двигателя

-связывающих летчика с бортом самолета, и взаимозаменяемо-
сти датчиков с регуляторами температуры.

Считается, что на самолете могут быть использованы и дру-
гие источники холода. В частности, теплообменник может быть
установлен не на топливной магистрали, а на трубопроводе над-
дува кабины после турбохолодильника. Возможна установка от-
дельного турбохолодильника специально для вентиляции защит-'
ной одежды.

На современном сверхзвуковом самолете трудно создать нор-
мальные температурные условия для головы летчика. Недостат-
ком существующих гермошлемов считается неудовлетворитель-
ная вентиляция головы и лица,.так как подача кислорода легоч-
ным автоматом недостаточна, чтобы убрать все тепло. Когда осо-
бенно жарко, пот застилает глаза и мешает работе. Повыше-
нием расхода кислорода можно было бы добиться эффекта, но
это утяжелит конструкцию самолета. Поэтому голову летчика
следует охлаждать от системы кондиционирования кабины, со-
здавая вокруг головы холодную зону с помощью воздушного
душа.

. Для вентиляции людей в герметичной защитной одежде необ-
ходимо применение наземных установок для кондиционирования
воздуха.

Существуют установки двух типов: с воздушным циклом (т. е.
с турбохолодильником) и с компрессионно-паровым циклом
(с испаряющимся хладагентом, как у домашних холодильников).
Первый тип установок обычно рассчитывается на большие рас-
ходы воздуха с малым напором и применяется главным образом
для вентиляции и охлаждения кабин самолета.

Наземные кондиционеры, работающие на компрессионно-па-
рОвом цикле, имеют меньшие размеры и используются для по-
дачи охлажденного сухого воздуха в вентилируемые костюмы.
Такого рода установка (английской фирмы ОосИгеу) подает
35 м3/мин воздуха с давлением на выходе до 70 кПа (при ука-
занном расходе). Установка смонтирована на двухколесном авто-
мобильном прицепе.

На аэродромах для перевозки летчиков удобны автобусы,
оборудованные системой кондиционирования воздуха. 'Трубопро-
воды со штуцерами подводятся к каждому сиденью *.

9.8. ЗАЩИТА ЧЕЛОВЕКА ОТ СКОРОСТНОГО НАПОРА,
КИНЕТИЧЕСКОГО НАГРЕВА И ПЕРЕГРУЗОК ЛОРМОЖЕНИЯ
ПРИ КАТАПУЛЬТИРОВАНИИ ИЗ САМОЛЕТА

> При катапультировании на большой скорости человек под-
вергается давлению встречного потока, пропорциональному квад-
рату истинной скорости и плотности воздуха.

При катапультировании вверх действие скоростного напора
начинается, как только сброшен фонарь и голова летчика при-
поднимается над кабиной. Влияние скоростного напора на орга-
низм человека и на прочность снаряжения изучается в открытых
аэродинамических трубах. Человек (или манекен) резко вводит-
ся в поток воздуха; затем скорость гасится в результате откры-
тия боковых перепускных отверстий.

В реальном полете кресло после катапультирования сразу же
затормаживается воздухом. При этом возникает перегрузка в
направлении спина — грудь (см. рис. 5. 28—5. 30). Влияние пере-
грузок, вызванных линейным ускорением, изучается на дрезинах
с ракетными двигателями (на так называемых ракетных тележ-
ках), установленных на специальном прямом рельсовом пути
длиной 600—6000 м и снабженных тормозными устройствами.

Как уже указывалось, большой скоростной напор оказывает-
ся вполне переносимым потому, что кресло является опорой для
всех частей человеческого тела (при условии, что исключена
возможность разброса конечностей — см. рис. 1.8; 2. 17—2. 19).

* Установками подобного типа оборудованы комнаты для дежурных лет-
чиков на американских авианосцах.

Различные виды и составные части высотного и защитного
снаряжения работают по-разному в условиях скоростного напо-
ра, поэтому их защитное действие следует рассматривать по
элементам.

Защита головы летчика. Защитный шлем

Лицо — наиболее уязвимая для скоростного напора часть те-
ла. До индикаторной скорости 750 км/ч (что соответствует ско-
ростному напору 26,6 кПа) давление воздушного потока пере-
носится без вредных последствий. При дальнейшем увеличении

Прозрачная
маска фир-

Рис. 9.61.
кислородная

мы 8со11 АухаНоп Согро-
гаНоп

Vг «=900 км/ч. Однако
нов дыхания и зрения

’ скорости могут быть повреждены глаза,
рот, нос и органы дыхания.

При катапультировании на больших
высотах одновременно с защитой лица от
механических повреждений требуется не*;
прерывное питание кислородом. Поэтому?:;
кислородная маска в случае применения
должна сохранять правильное положе-
ние на лице и герметичность-после окон-
чания действия скоростного напора (вре-
менная потеря герметичности на 2—3 с
допускается).

; Обычные маски, имеющие усиленное
четырехточечное крепление на шлемо-
фоне, обеспечивают катапультирование
до = 7004-750 км/ч.

На рис. 9.61 показана полужесткдя
цельнопрозрачная маска, закрывающая
все лицо. Маска ' такого типа способна
защитить от скоростного напора . до
ее основное назначение — защита орга-
[ членов экипажа пассажирского самолета

от дыма и токсичных веществ в случае пожара.

Кратковременные подъемы на высоту 15—16 км обычно про-
изводят в комплекте снаряжения, состоящем из компенсирую-
щего костюма, кислородной маски с избыточным давлением и за-
щитного шлема.

Защитный ш л ем предохраняет голову и лицо от случай-
ных ударов, от слепящего действия солнечных лучей и скорост-
ного напора.

> Для эффективной зашиты головы от механического повреж-
дения необходимо распределить энергию удара на возможно
большую поверхность. Это выполняет шлем с жесткой внешней
оболочкой, расположенной на расстоянии около 20 мм от чере-
па. Нужный зазор обеспечивается применением.внутренней пле-
теной подвески или вкладышей (прокладок) из губчатой резины.

Возможно изготовление вкладыша каски из самоотвердеваю-
щего пенопласта (например пористого полиуретана). Вкладыш
изготавливается методом литья по слепку головы (или непо-
средственно на голове) *.

Защитные шлемы выполняются по одной из двух схем:

Рис. 9. 62. Защитный шлем с кислородной маской,
принятый на снабжение ВВС США и других
стран:

з—защитный щиток — светофильтр поднят; б—защитный
щиток — светофильтр опущен (/—шланг к компенсатору
натяга кислородной маски; 2—замок крепления кисло-
родной «маски; 3—текстолитовая каска; 4—защитный
щиток-светофильтр; 5—кислородная маска)

1)	единый ’ защитный шлем (заменяющий также и шлемо-
фон); в этом случае телефоны закрепляются в каске на пластин-
чатых пружинах;

2)	противоударная каска с подвижным светофильтром, наде-
ваемая поверх шлемофона.

В первом случае кислородная маска крепится к защитному
шлему, во втором — к шлемофону.

Конструкция защитного шлема, выполненного по первой схе-
ме, показана на рис. 9. 62.

Каска штампуется из искусственных волокнистых материа-
лов, например из стеклотекстолита, который придает ей необ-
ходимую крепость и упругость. Наружную поверхность каски
полируют для отражения лучистого тепла, а внутреннюю покры-
вают теплоизоляцией. На каске в двух точках шарнирно закреп-
лен подвижный светофильтр из органического небьющегося
стекла, который надежно фиксируется в двух крайних положе-

* ЬИе $иррог1 Гог айсге^з. Аегозрасе 8аГе1у, 1971, V, р. 6—9.

ниях. Когда светофильтр опущен, он дополнительно удерживает
маску на лице. В таком положении допустимая индикаторная
скорость катапультирования 900—550 км/ч. Предельная скорость
обычно лимитируется надежностью крепления кислородной мас-
ки и ее герметичностью (после действия скоростного напора).

Практика аварийных катапультирований показывает, что
летчики часто забывают или не успевают опустить светофильтр.
Поэтому дальнейшая модификация защитных шлемов—это ав-
томатическое опускание светофильтра, например, с помощью
микропиропатрона, включаемого одновременно со сбросом фо-
наря кабины.

Масса защитного шлема, включая электроакустические при-
боры и кислородную маску, в среднем 2,2 кг.

Защитные шлемы, выполненные по двум указанным выше
схемам, находят среди летчиков примерно равное число сторон-
ников. Сравнивая эти шлемы между собой, можно высказать
следующие соображения об их достоинствах и недостатках. Еди-
ный защитный шлем с встроенными телефонами более гигиени-
чен и приятен в жаркое время года, но с ним труднее обеспечить
хорошую герметичность кислородной маски. Шлемофон (с от-
дельной каской), плотно облегающий голову, позволяет надеж-
но и герметично закреплять маску, но в таком шлеме хуже вен-
тилируется голова.

Герметический шлем компенсирующего костюма может за-
щищать голову до Гг^1100 км/ч, а скафандра до Уг~
« 1200 км/ч *.

Таблица 9. 13

Допустимые скорости катапультирования в зависимости от способа защиты
лица от скоростного напора *

Тип снаряжения	Допустимая скорость Vр км/ч
Маска с шлемофоном	700—750
Маска с защитным шлемом и опущенным светофильт- ром	900-950
Герметический шлем с компенсирующим костюмом	1000-1100
Высотный скафандр	1100-1200
Скафандр+дефлектор на кресле **	1300-1350

* Допустимые скорости катапультирования даны по переводным источникам и яв-
ляются ориентировочными. Следует иметь в виду, что допустимая скорость зависит от
особенностей конструкции шлема, его запаса прочности и способа сочетания с защит-
ной одеждой и катапультируемым креслом.

** См. рис. 1. 10.

* 118А Ги11 ргеззиге зрасе зий 18 реггпйз 1гее тоуетепГ Ау1аНоп

\Уеек, уо1. 67, 1957, Мо. 23, р. 29, Ш. 1.

В табл. 9. 13 приведены допустимые значения индикаторной
скорости, при которой можно пользоваться различными вида-
ми снаряжения для защиты лица и головы.

Более низкие допустимые скорости для защитного шлема и
герметичного шлема ВКК по сравнению со скафандром объяс-
няются тем, что воздушный поток может резко повернуть голову
в сторону и сместить ее с заголовника. Повышение допустимой
скорости катапультирования для этих видов снаряжения связа-
но с установкой на кресле дополнительных устройств, препятст-
вующих смещению головы.

Применение скафандра с неподвижным шлемом с его отно-
сительно большим объемом, в котором обзор осуществляется
путем поворота головы внутри шлема, приводит при катапульти-
ровании к иным осложнениям. В таком шлеме на голову чело-
века совсем не действует давление скоростного напора. Поэтому
инерционные силы, созданные перегрузкой при торможении крес-
ла в потоке, вызовут резкий кивок головы вперед, который мо-
жет привести или к удару лицом о шлем, или к вывиху шейных
позвонков.

Такой же кивок головы вперед, получается в случае зашиты
летчика от скоростного напора фонарем кабины.

Перегрузка до 25 в направлении спина — грудь считается со-
вершенно безопасной для головы и шеи летчика, одетого в ска-
фандр. При более высоких значениях перегрузки для предупреж-
дения последствий кивка приходится прибегать к специальным
мерам — автоматической фиксации (подтягу) головы в момент
катапультирования или к «расклиниванию» головы внутри шле-
ма с помощью автоматически наполняющихся надувных камер.

Как сообщает иностранная печать, некоторые летчики, не же-
лая надевать герметические шлемы, рассуждают так, что в слу-
чае необходимости катапультирования они предварительно по-
гасят скорость полета. Однако нередки случаи, когда катастро-
фа начинается с того, что самолет теряет управляемость и
переходит в пике. Очевидно, что в этом случае уменьшить ско-
рость не удается. При других обстоятельствах, чтобы погасить
скорость, летчик рефлекторно берет ручку «на себя», и самолет
взмывает на такую высоту, где кислородная маска уже не мо-
жет обеспечить сохранение сознания. Поэтому считается, что
летчикам сверхзвуковых самолетов необходимо применять сна-
ряжение с определенным «коэффициентом безопасности», т. е.
пользоваться компенсирующими костюмами с герметическими
шлемами или скафандрами.

Работа защитного снаряжения
при катапультировании

Кроме своей основной функции — обеспечения необходимого
давления в альвеолярном воздухе и на поверхности тела чело-

века, высотно-компенсирующий костюм и оболочка скафандра
при катапультировании пополнительно защищают человека от
воздействия скоростного напора.

При больших скоростных напорах удельное давление на не-
которые части тела может достигнуть очень большой величины.

Назначение высотной одежды (с точки зрения защиты от воз-
душного потока) заключается в равномерной передаче на тело

Рис. 9. 63. Идеализированная схема работы ска-
фандра и компенсирующего костюма в воздушном
потоке:

Г—оболочка скафандра; 2—давление скоростного напора
на оболочку; 3—давление на тело человека; 4—спинка
кресла; 5—костюм

человека возникающих нагрузок или точнее — в создании такой
эпюры нагрузок на живое тело, которые оно могло бы выдер-
жать без повреждений.

В этом отношении скафандр и другие виды защитной одежды
работают различным образом.

Под воздействием скоростного напора форма скафандра из-
меняется, что приводит к уменьшению внутреннего объема и
резкому повышению давления внутри скафандра, достигающему
65% от полного скоростного напора. Конечно, часть оболочки
скафандра при этом соприкасается с поверхностью тела и пере-
лает давление непосредственно, однако увеличение давления в
скафандре облегчает переносимость этой нагрузки.

Предположим, что скафандр достаточно прочен и мы напол-
нили его перед катапультированием до давления скоростного на-
пора. В этом случае летчик, находящийся в скафандре, почти
не почувствовал бы нагрузки от воздушного потока.

Во всех прочих видах одежды давление перераспределяется
только вследствие нагружения материалов самой одежды,
404

и столь равномерного нагружения, как в скафандре, получиться
не может. Эпюры, изображенные на рис. 9. 63, иллюстрируют
высказанные соображения.

Нагрузки на шлем. Скоростной напор, действующий
на шлем и голову летчика в первые мгновения после катапуль-
тирования, создает значительную аэродинамическую силу, вер-
тикальная составляющая которой пытается сорвать шлем. Эга
сила складывается из давления заторможенного потока, дейст-
вующего на нижнюю часть шлема, и некоторого разрежения в
его верхней части. К ним добавляется сила, созданная избыточ-
ным давлением в гермошлеме (см. разд. 9. 5), и вычитается сила
трения между шлемом и заголовником.

Экспериментальные исследования на аэродинамическом стен-
де показывают, что максимальная отрывающая сила, действую-
щая на гермошлем, получается при числе М^1,5, достигает
3430 Н (350 кгс) на креслах, не имеющих дополнительной за-
щиты шлема летчика , и не превышает 2350 Н (240 кгс) на крес-
лах с дефлектором (без избыточного давления в гермошлеме).

При числах М^1,1 сила, отрывающая шлем, имеет следую-
щие значения в зависимости от индикаторной скорости:

Индикаторная скорость 17с р км/ч	Кресло без защиты от потока		Кресло с дефлектором	
	Н	кгс	н 1	кгс
800 . • .	882	90	685	70
1000	1420	145	1080	ПО
1200	2206	225	1620	165
1300	2650	• 270	1960	200

Расчет на прочность авиационного шлема и его натяжного
устройства обычно выполняют на эксплуатационные нагрузки с
коэффициентом безопасности 2—2,5.

Границей переносимости человеком аэродинамических нагру-
зок, действующих на шлемы, принято считать следующую вели-
чину отрывающей силы:

для защитных шлемов........... 1270—1420 Н (130—145 кгс)

до 2350 Н (240 кгс).

для гермошлемов

Аэродинамический нагрев защитного снаряжения
и границы безопасности катапультирования

При катапультировании из самолета на больших высотах и
сверхзвуковых скоростях существенное значение приобретает
аэродинамический нагрев, который может стать тепловым барье-
ром, ограничивающим применение того или иного средства спа-
сения. При катапультировании в открытом кресле необходимо

рассматривать два фактора: температуру основных слоев пакета
снаряжения и тепловой поток, проникающий к телу летчика.

Очевидно, что повышение температуры внешней, силовой
и герметичной оболочек не должно вызывать существенного'
уменьшения их прочности и разрушения под действием аэроди-
намических или внутренних нагрузок.

Поверхностная плотность теплового потока, проникающего
сквозь снаряжение, не должна превышать допустимых физиоло-
гических норм. Поскольку в рассматриваемом случае время
действия теплового потока менее 1 мин, то естественно опасаться
ожогов кожи, а не перегрева организма в целом.

Исследованиями физиологов [28; 63] установлено, что плот-
ность теплового потока, не превышающая 1400 Вт/м2, безопасна
и не вызывает болевых ощущений по крайней мере в течение-
2—3 мин.

Представляет практический интерес рассмотрение и сопоста-
вление одновременного влияния на безопасность катапультиро-
вания в открытом кресле ряда основных факторов. Такое сопо-
ставление удобно сделать графически в координатах — скорость
в числах М и высота полета Н в км, задавшись конкретными
исходными данными.

Для примера мы взяли типовое кресло с отношением
6к/сх5 = 300 кг/м2. В качестве допустимых физиологических
и технических факторов принято:

1)	проникающий тепловой поток 1400 Вт/м2 в течение 15 с;

2)	максимальная температура внешней поверхности снаряже-
ния 450 К;

3)	термическое сопротивление пакета снаряжения (в обжа-
том состоянии) 0,15 м2-К/Вт;

4)	скоростной напор 88 кПа (что соответствует индикатор-
ной скорости самолета 1200 км/ч);

5)	перегрузка торможения в направлении спина — грудь

2 “ ^О.

На рис. 9.64 приведены конечные результаты расчетов
в виде граничных кривых. Кривые 1 и 2 показывают тепловой
барьер *.

Проникающий тепловой поток (кривая /) не представляет
опасности для летчика на высотах ниже 30 км и при М^б. При
катапультировании на высоте 40—85 км максимальная плотность
теплового потока возникает не на начальной стадии катапульти-
рования, а при входе в более плотные слои атмосферы.

Граничная кривая 2 (по максимальной температуре поверх-
ности) запрещает катапультирование при скорости больше
~2,5 М на высотах 11—50 км.

Граничная кривая 3 (по допустимому скоростному напору)
показывает, что вблизи Земли предельная скорость катапульти-

* Расчет граничной кривой 1 выполнен Л. Я. Любиным.

рования соответствует М<1 *. Область Л, расположенная ле-
вее граничных кривых, является зоной безопасного катапульти-
рования. Кривая 4 (ограничение по перегрузке пХ2 ^40) оказа-
лась нерасчетной по сравнению с кривой 5.

Рис. 9. 64. Границы безопасного
катапультирования в открытом
кресле:

/—ограничение по воздействию про-
никающего теплового потока (7 <
<1400 Вт/м2 в течение 15 с); 2—огра-

ничение по пиковой температуре
внешней поверхности (Г < 450 К);
3—ограничение по скоростному на-
пору (Гс- 1203 км/ч); 4— ограни-
чение по перегрузке спина—грудь
(п„ < 40); А—безопасная область
Л о

Оценка влияния перегрузки голова — таз и начальной скоро-
сти кресла на безопасность катапультирования в данный анализ
не включена, так как соответствующее сочетание характеристик
стреляющего механизма и ПРД (порохового реактивного дви-
гателя) обеспечивает безопасный перелет человека с креслом
через киль самолета с умеренной перегрузкой в момент ката-
пультирования.

9.9.	ЗАЩИТА ЧЕЛОВЕКА ОТ ДЕЙСТВИЯ
ЦЕНТРОСТРЕМИТЕЛЬНЫХ УСКОРЕНИЙ

Влияние ускорений на Организм человека
и способы уменьшения их вредного действия

В отличие от процесса катапультирования,. когда ускорение
от взрыва пиропатрона и ускорение от затормаживания скоро-
сти полета после отделения от самолета действует на человека
в течение 0,1—0,2 с, при фигурном полете ускорения действуют
довольно длительно — от нескольких до десятков секунд.

При катапультировании кратковременные «ударные» пере-
грузки (если не фиксировать тело человека) могут привести
к чисто механическим повреждениям внтуренних органов и по-
звоночника (особенно поясничных позвонков). Более или менее
длительное действие перегрузки, даже значительно меньше?!
величины, чем при катапультировании, снижает работоспособ-
ность летчика вследствие временного дефицита в кровоснабже-
нии мозга. Субъективно это может восприниматься как потем-

* Подразумевается, что голова защищена гермошлемом и конечности
зафиксированы от разброса.

нение в глазах. Под влиянием ускорения происходит отлив
крови от головы и грудной клетки в область органов брюшной
полости и нижних конечностей. Это подтверждается опытами на
центрифуге, при которых обнаружено увеличение объема голени
и одновременно уменьшение объема ушной раковины. Описанное
явление сопровождается понижением кровяного давления в со-
судах мозга и увеличением венозного давления крови в нижних
конечностях, а также другими нарушениями регуляции крово-
обращения.

Сказанное определяет метод защиты летчика от действия
положительных перегрузок во время криволинейного полета.

Необходимо воспрепятствовать отливу крови в нижние конеч-
ности, а также не допускать смещения и усиленного кровенапол-
нения органов брюшной полости. При этом важно, чтобы в мо-
мент возникновения перегрузки обжатие голеней на доли
секунды опережало обжатие бедер и живота или по меньшей
мере происходило одновременно. Это достигается с помощью
противоперегрузочных устройств (ППУ).

Прежде чем перейти к описанию их конструкции, полезно
ознакомиться с устойчивостью организма против длительно дей-
ствующих ускорений. При обычной вертикальной (с наклоном
назад на 15—20°) рабочей позе летчика и действии механиче-
ских сил в направлении голова — таз кратковременная (1—2 с)
перегрузка до 6 единиц большей частью переносится без за-
метного снижения работоспособности. Тренированные летчики
удовлетворительно переносят в течение долей секунды пере-
грузку до 7—8, и при этом только у некоторых из них появляется
кратковременное потемнение в глазах. Так же удовлетвори-
тельно переносится ими длительная перегрузка до 4—5 единиц
продолжительностью в 15—20 с. При длительной перегрузке
свыше 5 и кратковременной — свыше 8—9 обычно наступают
существенные функциональные расстройства вплоть до кратко-
временной потери зрения и сознания.

Противоперегрузочные устройства повышают выносливость
организма или, иными словами, снижают вредное действие пере-
грузки примерно на 2,5—3 единицы. Таким образом, если на
самолет действует перегрузка 9, то физиологически летчик как
бы воспринимает перегрузку в 6 единиц. Следует подчеркнуть,
что защитные свойства противоперегрузочных устройств могут
быть использованы только в случае перегрузок, действующих
в направлении голова — таз. ППУ не дают положительного
эффекта при мгновенных перегрузках, возникающих при вы-
стреле катапультируемого кресла.

Конструкция противоперегрузочных устройств [19]

Комплект противоперегрузочного устройства состоит из двух
основных частей:

стационарно на борту

Рис. 9.65. Общий вид про-
тивоперегрузочного костюма
на человеке

1)	противоперегрузочного костюма (рис. 9.65), являющегося
индивидуальным снаряжением летчика;

2)	специального автомата (так называемого автомата дав*
ления), регулирующего давление воздуха в пневмокамерах
костюма пропорционально величине перегрузки.

Автомат давления устанавливается
самолета и питается сжатым воздухом
от компрессора двигателя.

Противоперегрузочный ко-
стюм (ППК) создает механическое
обжатие нижних конечностей и живота
и выполняется с натяжными устройст-
вами таких же типов, как у компенси-
рующих костюмов (см. рис. 9.14).
Давление воздуха в камерах и их гео-
метрические размеры выбираются та-
кими, чтобы уравновесить увеличение
гидростатического давления крови в
нижних конечностях, вызванное дей-
ствием перегрузки.

На рис. 9. 66 приведены применяе-
мые давления воздуха в двух типах на-
тяжных устройств в зависимости о г
перегрузки. Для костюма, выполнен-
ного по схеме рис. 9. 14, а (с круглыми
камерами), потребное давление при
перегрузке 10 составляет 147—
157 кПа (1,5—1,6* кгс/см2). Для ко-
стюма с плоскими камерами потреб-
ное давление меньше и при .пере-
грузке 8 не превышает 64 кПа
(0,65 кгс/см2). Эти величины являются '

лениями воздуха, которые конструктор самолета должен обес-
печить на входе в автомат ППУ.

Противоперегрузочные костюмы выполняются либо отдельно,
либо конструктивно объединяются с высотным компенсирующим
костюмом. Самостоятельные противоперегрузочные костюмы
выполняются или только с плоскими камерами (см. рис. 9. 65)
или с комбинацией камер, а именно круглые камеры ставятся
для обжатия ног (икр и бедер), а плоская — для живота.

Ввиду того что брюшная камера имеет большую площадь и
при подаче давления может расшириться больше, чем нужно,
внутри ее ставятся шнуры-ограничители. Это позволяет подавать
в брюшную камеру такое же высокое давление, как и в круглые
камеры.

Если противоперегрузочный костюм выполнен с плоскими ка-
мерами и Др<:64 кПа, то шнуры-ограничители в брюшной ка-
мере не ставятся, что повышает эффективность костюма.

минимальными дав-

Противоперегрузочные костюмы обычно изготавливаются из
капроновой или нейлоновой ткани и выпускаются шести ростов.
Для индивидуальной подгонки по диаметру служит шнуровка,
проходящая через пистоны. Костюм с плоскими камерами
обычно имеет пять пневматических камер: по одной на бедрах,

Рис. 9. 66. Потребное избыточное давление воздуха (в кПа) в на-
тяжных камерах противоперегрузочного костюма в зависимости от
перегрузки и типа камеры:

/—для плоских камер; 2—для круглых (цилиндрических) камер

икрах и на животе, выполненных как одно целое. Для одновре-
менного обжатия голеней, бедер и живота и предохранения ка-
мер от слипания внутрь камер вкладывается стальная спираль
в капроновом чехле. Масса противоперегрузочного костюма
около 1,5—2 кг.

Автомат давления в случае возникновения пере-
грузки, действующей в направлении голова — таз, должен авто-
матически и без запаздывания поддерживать в камерах
костюма давление в соответствии с графиками рис. 9.66. Прин-
ципиальная схема автомата изображена на рис. 9.67. Прибор
состоит из корпуса /, в котором вертикально перемещается зо-
лотник 2. Сверху на золотник давит груз 5, вес которого при
отсутствии перегрузки уравновешивается силой пружины 4. При
этом окно входного штуцера 5 закрыто золотником 2, и воздух
не может попасть в камеры костюма. Некоторое количество
воздуха, которое просачивается через зазоры между корпусом

и золотником, выходит наружу через дренажные отверстия,
предусмотренные на корпусе.

В момент возникновения перегрузки инерционные силы груза
и золотника сжимают пружину 4 и перемещают золотник вниз.
При этом трапециевидная проточка на золотнике открывает про-
ход для сжатого воздуха, и последний по шлангу устремляется

Рис. 9. 67. Схема и работа автомата давления противоперегру-
зочного устройства:

а—перегрузки нет; б—перегрузка действует; /—корпус; 2—золотник;

3—груз; 4—пружина; 5—входной штуцер; 6—резиновый колпачок;

7—предохранительный клапан; 8—пружина; 9—штуцер выпуска воз-
духа в ППК

в камеры противоперегрузочного костюма. Часть воздуха через
отверстия в шейке золотника проходит в нижнюю камеру под
золотником, где создается давление, стремящееся поднять золот-
ник кверху. В результате золотник устанавливается в некото-
ром равновесном положении, соответствующем величине данной
перегрузки и утечек воздуха из автомата.

Различные характеристики выдаваемых автоматом давлений
воздуха (при его проектировании) получают изменением массы
груза и диаметра золотника. Имеются автоматы, в конструкцию
которых введены два груза, причем летчик может по желанию
включать один или оба груза поворотом головки автомата. Это
дает возможность получать от одного автомата две различные
характеристики.

На самолете автомат давления устанавливают строго в вер-
тикальном положении. Для надежной и безотказной работы при-
бора необходимо, чтобы поступающий в него воздух не содер-
жал пыли, влаги или масла. Поэтому перед автоматом устанав-
ливают специальный фильтр, а верхнюю часть автомата
закрывают мягким резиновым колпачком 6 для предохранения

от попадания грязи между золотником и корпусом. Колпачок
делают эластичным для того, чтобы после запуска двигателя
летчик мог нажатием пальца на груз проверить исправность ав-
томата и своего противоперегрузочного костюма.

9.10.	СРАВНИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА И ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ
РАЗЛИЧНЫХ ВИДОВ ВЫСОТНОГО СНАРЯЖЕНИЯ.

РАСЧЕТ ЗАПАСА КИСЛОРОДА

Сравнительная эксплуатационная оценка
высотного снаряжения *

Конструктор летательного аппарата должен правильно вы-
брать комплект защитного снаряжения в соответствии с летно-
техническими и эксплуатационными характеристиками самолета.
Летный и технический состав должен ясно представлять себе
принцип работы, возможности и границы применения того или
иного вида снаряжения и аппаратуры. Основные характери-
стики высотного снаряжения (допустимые высоты и продолжи-
тельность полета) приведены в табл. 9. 14.

Из этих данных видно, каким временем располагает летчик
в случае разгерметизации кабины на большой высоте. При
пользовании высотным компенсирующим костюмом и дыхании
под избыточным давлением в распоряжении летчика имеются
немногие минуты, которых, однако, достаточно, чтобы снизиться
на безопасную высоту 12 км.

Допустимое время полета на высотах 10—12 км при дыхании
чистым кислородом зависит от индивидуальных свойств орга-
низма, его высотной устойчивости. Свои возможности каждый
летчик должен знать на основе тренировки в барокамере.
Однако не рекомендуется находиться на высоте 12 км более
30 мин. На высоте 11 и тем более 10 км человек сохраняет нор-
мальную работоспособность (при дыхании чистым кислородом)
в течение многих часов, если он не ощущает высотных болей.
Для полета неограниченной продолжительности требуется вы-
сота не более 7,5 км, которую можно обеспечить (помимо гер-
метической кабины) только применением высотного скафандра.
Кроме высоты, для человека необходимо также создать соответ-
ствующие температурные условия в кабине самолета или микро-
климат с помощью вентилируемой и теплоизолирующей одежды.

Защитные свойства различного снаряжения в отношении
скоростного напора были приведены в табл. 9. 13. Скафандр пол-
ностью защищает человека при скорости полета (приведенной
к земным условиям) 1200—1300 км/ч и превосходит в этом отно-
шении все другие виды индивидуального снаряжения.

* На /и1 Ау1аНоп Ме\У8, Аи^. 1958.

Допустимая высота * и продолжительность полета при пользовании
________кислородной аппаратурой и высотным снаряжением________

Снаряжение и аппаратура	Допустимая высо1а, км	Возможная продолжитель- ность полета	Примечание
Кислородный прибор С непрерывной подачей: маска открытого ти- па	8-10	До несколь- ких часов	
маска с дополни- тельной емкостью	11		
Кислородный прибор с периодической подачей (легочный автомат)	12  11	До 30 мин Несколько часов	
Кислородный прибор и маска с избыточным дав- лением	14-15	Несколько минут	
то же плюс компен- сирующий жилет	15—16		
Высотный компенсиру- ющий костюм:  маска с избыточным давлением	16—17	Несколько минут	Время зависит от вы- соты полета, десатурации, качества подгонки костю- ма, физической нагрузки и индивидуальных осо- бенностей организма
гермошлем с избы- точным давлением ’	30-40	10—15 мин	
то же плюс дыха- тельная камера	40—50	До 1 ч	
Высотный скафандр: «высота» в скафанд- ре 11 км	Не ограничена	10—20 ч	При условии защиты от проникновения озона и температуре 10—20° С
«высота» в скафанд- ре 7,5 км	То же	Не ограничена	

* Допустимую высоту применения высотного снаряжения следует опреде-
лять с учетом возможного разрежения в кабине, которое зависит от формы
фюзеляжа и фонаря и может достигать 35% полного скоростного напо-
ра ^тах.

Например, пусть разрежение в кабине равно 30% <7тах, а индикаторная ско-
рость полета Усг ==600 км/ч на высоте 11 км.

Для этого случая (число М«1) поправочный коэффициент на сжимае-
мость воздуха (см. рис. 7. 1) равен 1,3 и

$(Ус1	1,225 /600\ 2

^шах —	9 ^сж— о (т"~: I 1,3 = 22,1 кПа;

2	2 \о,о/

разрежение в кабине

—Др = 0,3 • 7тах = 0,3 • 22,1 =6,63 кПа

'и, следовательно, абсолютное давление в кабине на высоте 11 км (рн =
= 22,69 кПа)

/?к а б — 22,69 — 6,63 = 16,06 кПа,

что соответствует высоте 13,2 км, т. е. «высота» в кабине превышает высоту
полета на 2,2 км.

Следует иметь в виду, что такой элементарный способ расчета допустим
для не очень больших высот.

Для летного состава первостепенное значение имеет удобство
работы. Поэтому представляют интерес отзывы летчиков, летав-
ших в различном снаряжении.

Военно-морские летчики дают следующую сравнительную
оценку высотному компенсирующему костюму и скафандру:
ВКК удобнее скафандра при отсутствии давления в натяжных
камерах, но зато скафандр более удобен и дает большую под-
вижность и обзор в надутом состоянии. Так как аварии с герме-
тическими кабинами случаются нечасто, то многие летчики
предпочитают пользоваться компенсирующими костюмами.

С точки зрения обслуживания и эксплуатации отдельно взя-
тый ВКК проще скафандра. Для ВКК нужна только бортовая
кислородная система. Скафандр, помимо кислородного питания,
нуждается в бортовой и наземной установке для кондициониро-
вания воздуха. Однако, если необходимо применять ВКК в соче-
тании с морским спасательным костюмом, то наземное и борто-
вое оборудование будет то же самое, что и при эксплуатации
скафандра. Поэтому, если требуется защитить летчика как
в условиях длительного высотного полета, так и при аварии над
холодным морем, то общее преимущество будет на стороне ска-
фандра.

Как средство обеспечения продолжения полета при внезап-
ной разгерметизации кабины скафандр надежнее ВКК, так как
он полнее удовлетворяет физиологическим требованиям. Компен-
сирующий костюм с дыхательной камерой может быть исполь-
зован для этой цели, если перед аварией летчик достаточно
долго дышал чистым кислородом; в противном случае велика
опасность возникновения непереносимых высотных болей. Для
скафандра, имеющего два режима давления, в том числе режим
Лр = 40 кПа (~0,4 кгс/см2), предварительной десатурации лет-
чика не требуется.

Если необходимо продолжать полет в разгерметизированной
кабине на высоте свыше 12 км в течение более 15 мин или дли-
тельный полет на высоте свыше 7,5 км, то целесообразно высот-
ное снаряжение с кислородной системой без подсоса воздуха,
чтобы дышать чистым кислородом начиная с земли. Некоторое
увеличение массы источников кислорода вполне окупается про-
стотой и надежностью кислородно-дыхательной аппаратуры,
414

уменьшением ее габаритов и уменьшением опасности появления
декомпрессионных расстройств у летчика.

Сравнивая различные типы скафандров, нетрудно убедиться,
что по минимальному расходу кислорода первое место занимает
регенерационный скафандр, за ним идет вентиляционный ска-
фандр с маской и на последнем месте — безмасочный скафандр
вентиляционного типа. В отношении сопротивления дыханию
масочный скафандр перемещается на последнее место, но зани-
мает первое место по минимальному содержанию углекислого
газа во вдыхаемом воздухе.

Вентиляционные скафандры для высот более 18 км, как счи-
тают иностранные специалисты, выше этой высоты должны иметь
автономный наддув от баллона, если не исключено попадание
озона внутрь скафандра из атмосферного воздуха. С точки зре-
ния защиты от озона и предупреждения высотных болей в шлем
безмасочного скафандра считается целесообразным подавать
чистый кислород начиная с земли. В этом отношении регенера-
ционный скафандр обладает преимуществом — его система пита-
ния и регенерации полностью автономна и изолирована от
внешней среды.

С эксплуатационной точки зрения вентиляционные ска-
фандры считаются проще регенерационных. Для последних необ-
ходимо менять регенеративные патроны и, следовательно, регу-
лярно снабжать аэродромы соответствующими химикатами.

Безмасочным скафандрам отдают предпочтение при длитель-
ных полетах (маска стесняет и беспокоит лицо). Кроме того,
в этих скафандрах не приходится опасаться рвотной массы. Их
рекомендуют применять в тех случаях, когда возможно вращение
летчика при спуске на парашюте или укачивание на волнах при
аварийном приводнении. Однако масочный скафандр создает
относительно большую безопасность в случае повреждения
шлема и нарушения его герметичности.

Считается, что скафандры, а также герметические шлемы
ВКК с некоторыми доработками (для повышения степени гер-
метичности всех соединений) могут быть использованы и в ка-
честве противогазов.

Определение запаса кислорода

Общая масса кислородного оборудования в значительной
мере зависит от нормы расхода кислорода для дыхания членов
экипажа, обусловленного этим расходом запаса кислорода,
и массы сосудов для его хранения.

Кислород хранится на самолете либо в сжатом состоянии
в баллонах, либо в жидком в специальных сосудах — газифика-
торах, представляющих собой сосуд Дюара с дополнительными
устройствами для испарения кислорода и подачи его под нуж-
ным давлением.

Вопрос о выборе оптимального рабочего давления газа в бал-
лоне заслуживает специального рассмотрения. Обычно под
оптимальным понимают давление, соответствующее минималь-
ному массовому (весовому) коэффициенту, выраженному в кг

Рис. 9. 68. Определение оптимального давления кислоро-
да в баллоне рб, соответствующего минимальному мас-
совому коэффициенту:

1—для баллонов большой емкости; 2—для малолитражных
баллонов

Массы «тары» на 1 кг газа. Очевидно, что массовый коэффи-
циент будет равен относительной массе пустого баллона (выра-
женной в кг на 1 л внутреннего объема), деленной на плотность
газа (в кг/дм3) при условии равенства давлений.

На рис. 9.68 приведены исходные данные и результаты ра-
счета массового коэффициента в зависимости от рабочего давле-

ния в баллоне. Верхний график, показывающий относительную
массу баллонов, построен для баллонов современной конструк-
ции, армированных стеклопластиком, с запасом прочности
п = 2,8. При этом линия 1 соответствует массе баллона согласно
расчету на прочность без технологических припусков. Эта ха-
рактеристика может быть также распространена на баллоны
большой емкости (свыше 25 л). Линия 2 соответствует реаль-
ным малолитражным баллонам емкостью менее 15 л, масса кото-
рых несколько выше за счет припусков для формирования гор-
ловины баллона и закатки днища (чем больше емкость сосуда
тем меньше влияние технологических припусков на относитель-
ную массу). На среднем графике приведена зависимость плот
ности кислорода при температуре 290 К от давления [16]. Ниж-
ний график представляет собой частное от деления значений
ординат верхнего графика на соответствующие значения сред-
него графика, взятые при одинаковом давлении. Наличие на
каждой кривой экстремума (отмечен вертикальными стрелками)
обусловлено характеристикой сжимаемости реального газа.

Из нижнего графика видно, что оптимальное давление, соот-
ветствующее минимальному массовому коэффициенту, состав-
ляет:

для малолитражных баллонов.............25 МПа (255 кгс/см2)

для баллонов большой емкости...........15,5 МПа (158 кгс/см2)

Чем тяжелее газ (и чем ниже его температура), тем меньше
массовый коэффициент; поэтому сравнивать массовые коэффи-
циенты различных газовых баллонов можно только при одина-
ковой температуре с указанием рода газа. Для воздуха и его
компонентов (О2', Мг, Аг) местоположение оптимума давления
практически не зависит от температуры газа (в предела*
±60° С) и слабо зависит от запаса прочности.

В тех случаях, когда уменьшение объема баллона важнее
экономии массы (например, в ранцевых системах жизнеобеспе-
чения космических скафандров), применяются баллоны с рабо-
чим давлением 40—50 МПа.

Существуют серийные кислородные баллоны с рабочим дав-
лением 200, 150 и 30 кгс/см2 (~20, 15 и 3 МПа). В газификато-
рах рабочее давление кислорода поддерживается около

10 кгс/см2 (~ 1 МПа).

Относительная масса этих источников кислорода (без учета
массы самого кислорода), приходящаяся на один кубический
метр кислорода, приведенный к нормальным земным условиям,
составляет (для баллонов емкостью 4 л) в кг/м3:

для алюминиевых баллонов на 3 МПа......................10

для баллонов на 15 и 20 МПа (из легированной стали, запас проч-

ности п^З) ................................................ 8

для баллонов, армированных стекловолокном (п = 2,8) на 45 МПа 3,5
для баллонов, армированных стекловолокном (п=2,8),* на 25 МПа 3,2
для газификаторов жидкого О2............................. 2

Эта относительная масса несколько возрастает для сосудов
малого объема и, наоборот, уменьшается при увеличении вмести-
мости баллонов.

Плотность кислорода (при давлении 76Э мм рт. ст. и темпе-
ратуре 15° С) равна 1,354 кг/м3. Один килограмм жидкого кис-
лорода занимает объем 0,876 л и дает при испарении 736 л газа,

Рис. 9.69. Средний рас-
ход кислорода в зависи-
мости от «высоты» в ка-
бине (или гермошлеме)
при пользовании основ-
ными видами высотного
снаряжения и кислород-
ного оборудования:

/—безмасочный скафандр с
вентиляцией шлема чистым
кислородом; 2—ВКК с гер-
мошлемом, включенным
ВУШем и установкой регу-
лятора подачи кислорода
(РПК) на <100% О2;» 3—ВКК
с гермошлемом, включен-
ным ВУШем и установкой
РПК на <смесь»; 4—масоч-
ный скафандр или кисло-
родная маска закрытого
типа без подсоса воздуха;
5—ВКК с кислородной ма-
ской (или гермошлемом ма-
лого объема) с выключен-
ным ВУШем и установкой
РПК на «смесь»; 6—кисло-
родный прибор с непрерыв-
ной подачей и маской с до-
полнительной емкостью.

Кривые 1—5 соответствуют
легочной вентиляции 15 л/мин

отнесенных к указанным земным условиям. В различных стра-
нах выпускаются газификаторы вместимостью от 3 до 30 кг
жидкого кислорода.

Для расчета запаса кислорода необходимо знать расходно-
высотную характеристику кислородного прибора и профиль по-
лета по времени и высоте. На рис. 9.69 приведена зависимость
расхода кислорода от «высоты» в кабине для основных видов
высотного снаряжения. Считается, что шлем загерметизирован с
земли. Для приборов с периодической и комбинированной пода-
чей принята средняя легочная вентиляция 15 л/мин.

Приведенные характеристики являются расчетными и заимст-
вованы: кривые 1 и 4 для скафандров из рис. 9.28; кривая 6 —
из табл. 9. 5 для прибора КП-32; кривая 5 подсчитана по фор-
муле (9.6)—см. рис. 9.5—с добавлением 1—3 нл/мин Ог на
418

работу автоматики комплекта; кривая 3 получена из кривой 5
добавлением непрерывной подачи кислорода 6—40 нл/мин через
вентиляционное устройство шлема (БУШ). Кривая 2 для ВКК
е гермошлемом, включенным ВУШем и без подсоса воздуха,
получена по формуле (9. 26) при условии, что на малых (нерас-
четных) высотах парциальное давление СО2 в шлеме может до-
стигать ~3 кПа.

Превышение кривой 1 над кривой 2 объясняется тем, что в
безмасочном скафандре мягкая шейная шторка перемешается
при фазах дыхания на большую величину, чем в гермошлеме
ВКК; поэтому в таком скафандре при умеренной легочной вен-
тиляции периодическая подача О2 от легочного автомата прак-
тически отсутствует и должна быть компенсирована струйной
подачей.

Графики рис. 9.69 построены для высоты до 16 км, однако
следует помнить, что в гермошлемах на высотах от 12 км и вы-
ше сохраняется постоянное абсолютное давление, и поэтому рас-
ход кислорода не меняется. То же самое относится и к скафанд-
рам, с той разницей, что постоянная «высота» в шлеме может
быть равна 8—11 км. Данными этого рисунка можно пользо-
ваться для предварительного определения необходимого запаса
кислорода. Окончательный расчет должен выполняться на осно-
вании технических характеристик комплекта кислородного обо-
рудования.

Потребный для полета запас кислорода ОПотр в общем слу-
чае состоит из суммы нескольких слегаемых, а именно:

1)	Со — расход, кислорода на проведение предполетных про-
верок (после посадки.летчика в кабину);

2)	61 — расход кислорода на земле при рулежке и ожидании
старта (это слагаемое учитывается только для истребителей);

3)	Онаб — расход кислорода при наборе высоты;

4)	— расход кислорода при горизонтальном полете в

загерметизированной кабине;

5)	Огнр —то же в разгерметизированной кабине;

6)	ОСп — расход кислорода при спуске самолета.

Таким образом,

0йо1р = 0о + 01 + 0наб + ^ор + 0го₽ + °сй-	О- 95)

Для высотных транспортных самолетов потребное количест-
во кислорода составляется обычно из трех последних слагаемых
{это не относится к определению запаса кислорода для летчи-
ков, так как летчик, ведущий самолет, обязан ради безопасности
всего экипажа непрерывно пользоваться кислородным питанием).

Величина каждого слагаемого определяется отдельно в зави-
симости от продолжительности данного режима и нормы расхода
кислорода.

Время полета в разгерметизированной кабине может коле*
баться от 10 мин для одноместных самолетов до 50% общей про-
должительности полета для многоместных.

Величина <?0 в первом приближении равна произведению
времени проверки (2—4 мин) на норму расхода кислорода на
земле на режиме «100% Ог».

Для режимов набора высоты и спуска расход кислорода оп-
ределяется по формулам:

п —	+	т

'-'наб—	2	11—2>

(9. 96)
п —	+

т2-1>

где дН1 и 7н2 — расход кислорода соответственно на высотах
Я1 и Я2 в нл/мин (т. е. приведенный к давле-
нию 760 мм рт. ст. и температуре +15° С);

Т1-2 — время подъема самолета с высоты Я1 до высо-
ты Я2 в мин;

т2-1 — время спуска с высоты Н2 до высоты Н±.

Для самолетов с малой скороподъемностью и небольшой про-
должительностью полета более точный расчет получается в том
случае, если интервалы высот брать через каждые 2000 м.

Необходимо помнить, что при пользовании высотными ком-
плектами типа ККО-3 и ККО-5 с компенсирующими костюмами
расход кислорода совершенно различен в загерметизированной
и разгерметизированной кабинах (см. рис. 9.69). В случае на-
рушения герметичности на большой высоте средний расход кис-
лорода с ~5 нл/мин скачком повышается до 19—21 нл/мин. При
снижении самолета вследствие запаздывания анероидных меха-
низмов кислородного прибора этот расход, может сохраниться
до высоты 8 км.

Требуемая «водная» вместимость баллонов Уб (в л) опреде-
ляется из выражения

Ю =------А,	(9.97)

Рб Рбт'т

где к — коэффициент запаса, учитывающий возможные по-
грешности в норме расхода кислорода, в измерении
фактического количества его и пр.;

Опотр — определяется по формуле (9. 95) в л;

ро — 0,1013 МПа (1,033 кгс/см2) —давление на уровне
моря, к которому мы отнесли потребный расход
кислорода Одотр;

Рб — номинальное рабочее давление газа в баллоне
в МПа;

рб шт — минимальное давление, при котором гарантируется
нормальная работа комплекта кислородного обору-
дования в МПа;

п — число членов экипажа.

Коэффициент запаса к для истребителей и перехватчиков
принимают не менее 1,25 и для самолетов с большой продолжи-
тельностью полета не менее 1,15.

Минимальное неучитываемое давление кислорода Рбтш:

—	для баллонов низкого давления (рб = ЗМПа) неучитывае-
мое давление принимают 0,7 МПа;

—	для баллонов высокого давления (рб = 15-4-20 МПа)
Рбтш составляет 2—ЗМПа в зависимости от типа кислородно-
го оборудования: для ВКК, где требуется быстрое наполнение
натяжного устройства при разгерметизации кабины, принимают
Рбт1п=3 МПа; для остальных видов кислородно-дыхательной
аппаратуры ограничиваются рбтш=2МПа.

В случае применения на самолете жидкого кислорода потреб-
ная вместимость газификатора (в кг) определяется по фор-
муле

О =п	— + Оне.,ч+?потт.	(9.98>

ГаЗ	736	2 «суЧ 1/110 1	\	/

Здесь 736 — объем газообразного кислорода, который при
давлении 101,3 кПа и 15° С образуется испарени-
ем 1 кг жидкого кислорода, в л;

Онеуч — неучитываемый остаток, при котором начинает па-
дать давление в газификаторе. Эта величина берет-
ся из паспорта газификатора. В среднем она со-
ставляет 7—-10% запаса жидкого кислорода;

<7пот — потери испарением в кг/ч (эти потери для различных,
газификаторов лежат в пределах 0,05—0,15 кг/ч);.

т — время от момента зарядки газификатора до вылета
самолета (принимают от 24 до 48 ч);

п — число членов экипажа;

2 — число газификаторов;
к — коэффициент запаса.

Пример. 1. Определить потребный запас кислорода и вместимость балло-
нов для одноместного самолета с общей продолжительностью полета
60 мин для двух видов высотного снаряжения: безмасочного скафандра а
компенсирующего костюма с гермошлемом. Продолжительность отдельных
режимов полета указана в табл. 9. 15.

Решение. Нормы расхода кислорода берем из рис. 9. 69 — по кривой /
для безмасочного скафандра и по кривой 3 для ВКК (кроме наземной про-
верки, норму которой берем по кривой 2). Средний расход кислорода для ре-
жимов набора высоты и снижения определяем по формулам (9.96). Получен-
ные результаты вписываем в соответствующие графы табл. 9. 15. Умножив-
средний расход на продолжительность соответствующего режима, получаем'
расход кислорода в течение данного режима. Эти результаты также вписы-
ваем в соответствующие графы.

Таблица 9. 15

Потребный запас кислорода для одноместного самолета

Режим полета	Продолжи- тельность режима, мин	Расход кислорода			
		скафандр		ВКК	
		средний расхо '1, нл/мин	расход за время режима, нл	средний расход, нл/мин	расход за время режима, нл
Предполетная проверка	3	27	81	21	63
Рулежка	6	27	162	7,5	45
Набор высоты	5	21,5	157,5	9,5	47,5
Горизонтальный полет в загерметизированной кабине (ЯКаб=7 км)	30	16	480	11,3	339
Горизонтальный полет в разгерметизированной каби- не на высотах более 12 км (7/скаф = Ю КМ)	10	12,4	124	20	200
Снижение с «потолка» до 8 км	2	13	26	20	40
Снижение с 8 км до земли	4	20,5	82	9,7	39
Всего	60	—	1112,5	—	773,5

Суммируя расходы (по вертикали), определяем общее количество кисло-
рода, потребное для выполнения полета. Для нашего примера потребный рас-
ход кислорода для безмасочного скафандра получился примерно на 40% боль
ше, чем для ВКК с использованием подсоса воздуха.

Потребную вместимость кислородных баллонов определяем по формуле
(9.97), принимая &=1,25 и номинальное давление газа 20 МПа. Для ска-
фандра рб тш принимаем 2 МПа и для ВКК рб тш = 3 МПа.

Потребная вместимость баллонов:

для скафандра

1,25.1112,5.0,1013
-----------------=’«

для ВКК с гермошлемом

1,25.773,5-0,1013

—-------------------— л 7 л п

Расчетным случаем является вариант со скафандром. Так как серийные
-баллоны выпускаются емкостью 2 и 4 л, то нужно взять два баллона по 4 л
или четыре баллона по 2 л, соединив их для повышения надежности системы
параллельно в две группы, разделенные обратными клапанами (см. рис. 9.25).

Пример 2. Определить потребный запас кислорода для трехместного са-
молета с продолжительностью полета 10 ч для двух видов скафандров; ма-
сочного и безмасочного вентиляционного типа.

Задано, что «высота» в загерметизированной кабине на режиме горизон-
тального полета 6 км. Время полета в разгерметизированной кабине может
422

составлять 50% общей продолжительности полета. Запас кислорода берется в
жидком виде в газификаторах.

Решение. Нормы расхода кислорода берем из рис. 9. 69 — кривые 1 и 4.
Для самолета с большой продолжительностью полета можно ограничиться ос-
новным расчетным случаем — режимом горизонтального полета.

Расчетный случай соответствует полету в загерметизированной кабине.

Для масочного скафандра расход кислорода на «высоте» 6 км равен
8,1 нл/мин:

СПотр = 8,1 • 60 • 10=4860 л на 1 человека.

Для безмасочного скафандра расход кислорода на «высоте» 6 км состав-
ляет 17,2 нл/мин:

(?потр= 17,2-60-10=10300 л на 1 человека.

Потребную вместимость газификаторов жидкого кислорода определим па
формуле (9.98) для <?ПоТр= 10300 нл/мин. Примем, что потери газификатора
на самоиспарение составляют 0,08 кг/ч, заправка производится за 48 ч до вы-
лета: неучитываемый остаток жидкого кислорода 1,5 кг; 6=1,15. Потребная
вместимость одного газификатора при общем числе газификаторов г — 2

3-10300-1,15

(7газ =------------Ь 1,5 + 0,08-48 = 29,6 кг.

а 736-2	’

При увеличении числа газификаторов до четырех потребная вместимость
одного газификатора составит 17,5 кг жидкого кислорода.

Зарядка баллонов кислородом

Цля зарядки авиационных кислородных систем требуется ме-
дицинский кислород (ГОСТ 5583—58).

Кислородные баллоны на летательных аппаратах заряжаются
газообразным кислородом при помощи аэродромных кисло-
родно-заправочных станций (АКЗС), смонтированных на авто-
мобилях. Самолетные газификаторы заправляются жидким кис-
лородом при помощи транспортируемых резервуаров жидкого
кислорода (ТРЖК). Установка ТРЖ.К включает в себя сосуд
Дюара емкостью ~ 1200 л и устройства для повышения давле-
ния газа над жидкостью до 0,2 МПа (~2 кгс/см2), что обеспе-
чивает подачу жидкого кислорода по трубопроводам в газифи-
каторы, установленные на борту самолета.

При зарядке кислородных баллонов газообразным кислоро-
дом учитывают температуру окружающей среды (и баллонов),
так как отклонение температуры газа от принятого номинала
(обычно 20° С) может иметь нежелательные последствия.

Так, при зарядке баллонов номинальным давлением при по-
ниженной температуре окружающей среды давление в баллонах
может (при повышении температуры) превысить допустимое по
запасу их прочности. При такой же зарядке баллонов при высо-
кой температуре может не хватить кислорода на полет (в случае
понижения окружающей температуры).

На рис. 9. 70 приведены зависимости зарядного давления в
баллоне от температуры кислорода для нескольких значений но-
минального давления. Графики построены для идеального газа
(штрих-пунктирные линии) и реального кислорода (сплошные
линии). Для давлений ниже 15 МПа (~150 кгс/см1 2) различие
в давлениях невелико, и расчет можно выполнять на основании
закона Шарля для идеального газа:

р/7 = сопзГ

Рис. 9. 70. Зависимость давления кис-
лорода в баллоне Рб от температуры
/ при различном номинальном давле-
нии (номиналы обозначены точками
на вертикали, соответствующей 20° С)

где о—давление и Т — абсолютная температура газа.

С повышением давления увеличивается различие между иде-
альным и реальным газом. Гра-
фики для номинальных давле-
ний кислорода 15 МПа и выше
построены по данным таблиц
[16]. При постоянном объеме
зависимость между давлением
реального газа р и его темпе-
ратурой Т можно также опре-
делять по формуле

—— = сопз1, (9.99)
Т'пр 1

где	Рпр=== р/ркр	приведенное

давление;

Т^ = Т/Т^ — приведенная
температура;

Ркр и ГКр — критическое
давление и критическая темпе-
ратура реального газа (для
кислорода —5 МПа и ГКр =
= 154,8 К).

Для кислорода, азота, арго-
на и воздуха расчет величины
давления по формуле (9.99)
дает погрешность не более 3%
при максимальном давлении до
60 МПа и при условии

1 7	< 15

Гп-1

где рп и 1 л больше 1.

В процессе зарядки газ и баллон нагреваются. Поэтому окон-
чательный контроль давления кислорода в баллонах произво-
дится по бортовому манометру после остывания баллона до
температуры окружающей среды.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1.	Абрамов И. П. Методика расчета некоторых параметров систем обес-
печения газовой среды космического скафандра. — «Космическая биология и
медицина», 1972, № 3, с. 83—87.

2.	Агаджанян Н. А., Вакар М. И. и др. Декомпрессионная тканевая эмфи-
зема и методы ее предупреждения. — «Военно-медицинский журнал», 1958,
№ 12, с. 45—48.

3.	Адольф Э. Ф. и др. Физиология человека в пустыне. Пер. с англ. М.,.
ИЛ, 1952, 360 с.

4.	Амар Жюль. Человеческая машина. Научные основы профессионального
труда. Пер. с франц., М. — Л., Госиздат, 1926, 472 с.

5.	Армстронг Г. Авиационная медицина. Пер. с англ., М., ИЛ, 1947, 522 с.

6.	Афанасьева Р. Ф., Казанцева Л. Б., Комарова Л. П. Зависимость теп-
лозащитных свойств одежды от ее воздухопроницаемости. — «Швейная про-
мышленность», 1967, № 5, с. 24—27.

7.	Афанасьева Р. Ф., Деденко И. И., Окунева С. Г. О некоторых показа-
телях, характеризующих предел переносимости человеком тепловых нагру-
зок.— «Космическая биология и медицина», 1970, № 4, с. 48—52.

8.	Афанасьева Р. Ф., Окунева С. Г. Определение дефицита тепла в орга-
низме человека при его охлаждении. — «Гигиена и санитария», 1971, №
с. 38—42.

9.	Аше Б. М., Максимов Г. А. Отопление и вентиляция, т. 2. Вентиляция
и воздушное отопление. Л. — М., Стройиздат, 1940, 472 с.

10.	Бартон А., Эдхолм О. Человек в условиях холода. М., ИЛГ
1957, 334 с.

11.	Беркович Е. М. Энергетический обмен в норме и патологии. М., «АМеди-
цина», 1964, 335 с.

12.	Бакинеев Ф. Г., Средства индивидуальной защиты слуха от шума. —
В кн.: Борьба с шумом. Под ред. Е. Я. Юдина. М., Стройиздат, 1964, 701 с.

13.	Бобков В. Г., Демин В. П. и др. Радиационная безопасность при кос-
мических полетах. МЛ Атомиздат, 1964, 372 с.

14.	Быков Л. Т., Егоров М. С., Тарасов П. В. Высотное оборудование са-
молетов. М., Оборонгиз, 1958, 392 с.

15.	Бютнер К. И. Тепловые нагрузки в современном самолете. — В кн.г
Человек в условиях высотного и Космического полета. М., Ил, 1960, 462 с.

16.	Вассерман А. А., Казавчинский Я. 3., Рабинович В. А. Теплофизиче-
ские свойства воздуха и его компонентов М., «Наука», 1966, 376 с.

17.	Виноградов М. И. Физиология трудовых процессов. М., «Медицина»,.
1966, 367 с.

18.	Витте Н. К. Тепловой обмен человека и его гигиеническое значение.
Госмедиздат УССР, Киев, 1956, 148 с.

19.	Вопросы авиационной медицины. М., ИЛ, 1954, 283 с.

20.	Воронин Г. И. Системы кондиционирования воздуха на летательных
аппаратах. М., «Машиностроение», 1973, 442 с.

21.	Глизманенко Д. Л. Получение 'Кислорода. М., «Химия», 1972, 752 с.

22.	Гозулов С. А. О переносимости воздушного потока, действующего на
летчика^при катапультировании. — «Военно-медицинский журнал», 1958, № 12,.

23.	Городинский С. М. К характеристике озона как промышленного яда. —
«Гигиена и санитария», 1955, № 2, с. 28—32.

24.	Городинский С. М. Средства индивидуальной защиты для работ с ра-
диоактивными веществами. М., Атомиздат, 1967, 295 с.

25.	Городинский С. М., Бавро Г. В. и др. К нормированию микроклимата
изолирующих средств индивидуальной защиты. — В кн.: Медико-технические
проблемы индивидуальной защиты человека, вып. 6, Минздрав, 1970, с. 3—18.

26.	Городинский С. М., Бавро Г. В. и др. Физиолого-гигиенические иссле-
дования по выбору конструкции костюма жидкостного охлаждения. — В кн.:
Медико-технические проблемы индивидуальной защиты человека, вып. 6, Мин-
здрав, с. 116—123.

27.	Гуменер П. И. Изучение терморегуляции в гигиене и физиологии тру-
да. М., Медгиз, 1962, 231 с.

28.	Деденко И. И., Гноевая Н. К., Иванов В. С. Пределы переносимости
человеком инфракрасной радиации при местном облучении. — «Космическая
-биология и медицина», 1968, № 3, с. 73—77.

29.	Дородницына А. А., Шепелев Е. Я. Теплообмен человека в условиях
пребывания при высоких температурах. — «Физиологический журнал СССР»
ХЬ, VI, 1960, № 5, с. 607—612.

30.	Зарубин В. А. Температурные поля в конструкции летательных аппа-
ратов. М., «Машиностроение», 1966, 213 с.

31.	Иванов Д. И., Хромушкин А. И. Системы жизнеобеспечения человека
при высотных и космических полетах. М., «Машиностроение», 1968, 250 с.

।	32. Инженерная психология в применении к проектированию оборудова-
ния (справочное руководство). Пер. с англ. М., «Машиностроение», 1971, 488 с.

33.	Кандрор И. С., Рапопорт К. А. Газообмен у человека при мышечной
работе в условиях охлаждения. — «Физиологический журнал СССР», 1957,
т. 43, № 1,с. 60—64.

34.	Кекчеев К. X. Коэффициент полезного действия человеческого тела.
Дополнение в книге [4].

35.	Князев В. Н. Основные вопросы кислородного обеспечения высотных
полетов. М., Воениздат, 1947, 184 с.

36.	Колесников П. А. Теплозащитные свойства одежды. М., «Легкая инду-
стрия», 1965, 346 с.

37.	Колесников П. А., Афанасьева Р. Ф. Проектирование производствен-
ной и специальной зимней одежды для различных условий труда и климата.
Ленинградский дом. научно-техн, пропаганды (ЛДНТП), 1970, 30 с.

38.	Комро Д. Г. и др. Легкие. Клиническая физиология и функциональные
пробы. М., Медгиз, 1961, 196 с.

39.	Кондратьев Г. М. Приближенный тепловой расчет одежды. Научно-ис-
следовательские труды ВНИИ швейной промышленности, сб. № 6, М., 1957.
с. 22—45.

40.	Конради Г. П., Слоним А. Д., Фарфель В. С. Общие основы физиоло-
гии труда. М. — Л., Биомедгиз, 1934, 672 с.

41.	Краткий справочник по космической биологии и медицине. Под ред.
А. И. Бурназяна и др., М., «Медицина», 1967, 368 с.

42.	Кричагин В. И. Приемы и методы ориентировочных расчетов перено-
симости человеком высоких и низких температур внешней среды. — «Военно-
медицинский журнал», 1965, № 10. с. 30—38.

43.	Кузнец Е. И., Ершова Т. М. и др. Физиологическая характеристика
предельных тепловых состояний человека в различных условиях теплообме-
на.— В кн.: Медико-технические проблемы индивидуальной защиты человека,
вып. 6. Минздрав, 1970, с. 19—33.

44.	Кузьминский А. С., Лежнев Н. Н., Зуев Ю. С. Окисление каучуков и
резин. М., Госхимиздат, 1957, с. 319.

45.	Куно Я. С. Перспирация у человека. М., ИЛ, 1961, 384 с.

46.	Мачинский В. Д. Теплотехнические основы строительства. М., Стройиз-
дат, 1949, 326 с.

47.	Митра С. К. Верхняя атмосфера. М., ИЛ, 1955, 639 с.

48.	Молодцов А. Н., Кораблева Н. Л., Чебышева И. Д. К тепловому рас-
чету костюма жидкостного охлаждения. — В кн.: Медико-технические пробле-
мы индивидуальной защиты человека», вып. 3, Минздрав, 1969, с. 86—94.

48.	Оппл Д., Йокл М. Методика измерения микроклиматических условий
в гигиенической практике. М., Медгиз, 1962, 122 с.

50.	Прокофьева И. А. Атмосферный озон. М. — Л., АН СССР. Серия «Ито-
ги и проблемы современной науки», 1951, 231 с.

'ЧП. Пынеев Н. К. Действия экипажа самолета, вынужденно попавшего в
безлюдную местность. М., Воениздат, 1957, 194 с.

52.	Савенков Н. Г., Куликов С. В. Кислородное оборудование самолетов.
М., ДОСААФ, 1953, 212 с.

53.	Смирнов А. А. Влияние высоких температур и влажности воздуха на
скорость перегревания организма. — «Гигиена и санитария», 1961, № 10.
с. 16—19.

54.	Сукомел А. С., Исаченко В. П., Осипова В. А. Теплопередача. М.,.
«Энергия», 1969, 440 с.

55.	Уманский С. П. Человек в космосе. М., Воениздат, 1970, 192 с.

56.	Физиология и гигиена высотного полета. [Сборник статей]. М., Био-
мед гиз, 1938, 180 с.

57.	Хаффнер Д. И. Ядерное излучение и защита в космосе. М., Атомиз-
дат, 1971, 319 с.

58.	Циценко Г. В. Расчетный метод определения характеристик теплового
состояния человека. Труды Главной Геофизической Обсерватории (ГГО),
вып. 139. Гидрометеоиздат, Л., 1963.

59.	Шеррер Ж. Физиология труда (эргономия). Пер. с франц. АМ., «Меди-
цина», 1973, 496 с.

60.	Эргономика. [Сборник статей]. Пер с польского. М., «Мир», 1971, 422 с.

61.	АЬЬо! В. С., В1^1апс1 В., ЮЕсЫе I. М. Тйе РПу81о1о^1са1 СозЕ о! Ме^а-
Еуе \Уогк. Л. РкузюГ, 1952, 117, 3.

62.	Вегепзоп Р. 6. РгесНсНоп о! Нишап Тйегшап СоткН т Оху^еп-МИ-
го^еп АЕтозрйегез. РкузиЯо^у & РеНогтапсе ВекгттапЕз т Маппеб 8расе
8уз1етз, 1965.

63.	ВиеПпег Копгаск КеасНоп 1о ЕхЕгете НеаГ МесИатса! Еп§рпеегт§у
Мтоу. 1957, уо1. 79, Мо. 11, рр. 1031—1032.

64.	ВигЕоп В. К. РеНогтапсе о! АУаЕег СопбШопеб 8ш1з. Аегозрасе МесН-
сте, 1966, V, уо1. 37, Мо. 5, рр. 500—504.

65.	ВигЕоп В. К., МесЕ 6. I. ТИе ТИегта! АззеззтепЕ о! Регзопа! СопШю-
тп§; СагтепЕз, АК8. 28385, С. Р. Мо. 953, Моу. 1965.

66.	СиЕе1ка Л. 8а1ауа уу1ареп1, 8МТЬ, 1956.

♦ 67. Ргуег В. Е., КохЬиг&к Н. Ь. Весотргеззюп 81скпезз. А ТехЕЬоок оЕ
АхйаНоп Ркуз1о1о^у, ЕбИеб Ьу Л. А. СШИез, Рег^атоп Ргезз, ОхГогс! — Ьоп-
боп — Ес1тЬиг§;11 — Ме\у Уогк — Рапз — РгапкГигЕ, 1965.

68.	Са&^е А. Р., ВигЕоп А. С., ВахеН Н. С. А РгасНса! 8уз1ет о! ПпИв
е1с., 8с1епсе, 94, Мо. 2445, Моу. 1941.

69.	61уоп1 В. ЕзИтаГоп о! П1е ЕИес1 о! СИтак оп Мап. ВеуекртепЕ оЕ
а Ме\у Ткегта! 1пс1ех. Вш1с1т§; Кезеагск 81аНоп, НаЕа, 1963.

70.	Скот В., СоШтап 'К. Р. РгесНсЕт^ гесЕа! ктрегаЕиге гезропзе 1о
\уогк, епу1гоптепЕ ап<2 с1о!Ып^. Л. о! АррНеб Рйузю1о§;у, уо1. 32, КТо. 6,.
Липе 1972.

71.	НаШапе Л. 8., РпезПеу Л. 6. НезриаНоп, Ьопбоп, 1927.

72.	1Ьега11 А. 8. Пае о! Ыпез о! Мопехкпзюп к РгоуМе МоЫНЕу т Ри11-
Ргеззиге 8ш1з. А8МЕ Рарег, 69-\УА/АиГ-22, 1969.

73.	Лепшп&з В. С. \Уа1ег-Соо1ес1 8расе 8ш1. Л. о! 8расесгаГ1 апб Роске^з,
1966, уо1. 3, Ио. 8, рр. 1251—1256.

74.	Могту1е XV. Л. Ьипаг АзГгопаиГз 1о Мзе Меду Оху^еп Раск, АутаНоп
ХУеек & 8расе Тесйпок^у, уо1. 88, Мо. 23, 1968.

75.	Ри^й Ь. 6. СоШ 81гезз апд Мизсикг Ехегазе ауИИ 8рес1а1 КеГегепзе
1о Асс16еп1а1 Нур Онегина, ВгШзй МесНса! Лоигпа!, 1967, 6 Мау, 2,
рр. 333—337.

76.	Наутез Е. Зесопб 8утрозшт РгоГесНоп а^атз! КасПаНопз т 8расе.
МАСА 8Р-71, 1964, р. 365.

77.	КоН1 Е. М. ВюепещеНсз о! 8расе 8иИз Гог Ьипаг Ехр1огаНоп, МА8А
:8Р-84, 1966.

е 78. 8сй\У1сй1епЬег^ А. Н. 1з Н уюгст^? Е1ут^ 8аГе1у, уо1. 11, 1955, Ио. 3,
рр. 12—13.

79.	8НП Е. XV. А1г СопбШопт^ т АксгаН, КА8, уо1. 61, 1957.

80.	ХУаИ^ога I. М., Мкке! Е. Ь. АррНсаНоп о! СопбисНуе СооИп^ Гог
‘ХУогкт^ Меп т а Ткегта! 1зо1ауес1 ЕпукоптепЕ Аегозрасе МесПсте, 1968,
уо1. 39, Ио. 5, рр. 485—487.

81.	ХУеЬЬ. АззосхаГез, ВюазкопаиНсз Иа1а Воок, УеПоду Зргт^з, ОЫо.
ИА8А 8Р-3006, 1964.

82.	\У1пз1о^у С. Е., Негпп^оп Ь. Р. ТетрегаГиге апб Нитап ЫГе. Рпп-
се1оп, Ме^у Легзеу, 1949.

ОГЛАВЛЕНИЕ

С гр.

Предисловие ......................................................... 3

Глава 1. Общие сведения о средствах спасения экипажа самолета
в аварийных случаях............................................. 5

1.1. Катапультирование как средство спасения..............«. .	5

'1.2. Некоторые статистические данные применения катапульти-
руемых кресел ................................................ 6

1.3. Проблемы аварийного покидания самолета...................... 8

П.4. Направления действия перегрузок относительно	тела человека	9

1.5.	Агрегаты катапультируемого кресла.......................... 11

1.6.	С^ема процесса аварийного покидания самолета............... 14

1.7.	Классификация катапультируемых	кресел...................... 16

1.8.	Испытания катапультируемого	кресла......................... 20

Л • 9. Катапультируемае капсулы и отделяемые кабины	23

>1. 10. Система спасения «Янки»................................. 27

Список литературы .......................................... 28

Глава 2. Основные элементы конструкций катапультируемых кресел 30

2.	1. Общие сведения........................................... 30

2.	2. Основная конструктивная схема катапультируемого кресла . .	46

2.3.	Каркас .................................................... 47

2.	4. Чашка сиденья и фиксация ног...........>................. 53

2.	5. Спинка кресла, заголовник, ограничители положения рук ...	56

2.6.	Фиксация положения летчика в кресле........................ 57

2.7.	Привязная система . .	.............................. 58

2.8.	Объединенная подвесная система ............................ 61

2.	9. Специальная одежда с креплением к креслу и парашюту ...	64

2. 10. Замки отсоединения спасательного парашюта................. 64

2. 11. Боковые замки крепления летчика к креслу и система бокового
подтяга ..................................................... 65

2. 12. Верхний замок крепления и система аварийного подтяга ...	66

2. 13. Система управления	катапультируемым креслом ............. 69

2. 14. Разъединение коммуникаций при катапультировании........	73

Список литературы.................................................   78

Гл а в а 3. Элементы движения парашютиста и расчет парашюта ...	79

3. 1. Принцип действия спасательного парашюта................... 79

3.2. Вертикальное падение ...................................... 83

3.	3. Определение траектории свободного падения тела, сброшенно-
го с горизонтально летящего самолета............................ 86

3.4.	Наполнение купола ......................................... 89

3.	5. Определение минимальной скорости наполнения.............. 90

3.6.	Определение критической скорости наполнения купола пара-
шюта ........................................................

3.	7. Зависимость критической скорости наполнения купола пара-
шюта от различных параметров.................................

3.8.	Способы улучшения наполняемости купола парашюта . . .

3.9.	Определение максимальной нагрузки, действующей на купоа
при его наполнении...........................................

3.	10. Зависимость максимальной нагрузки, действующей на купол
парашюта при его наполнении, от различных факторов ....

3.	11. Способы уменьшения максимальной нагрузки, действующей
при наполнении купола парашюта...............................

3.	12. Снижение системы после наполнения купола парашюта . . .

3.	13. Коэффициент сопротивления купола парашюта..............

Список литературы................................................

Глава 4. Стреляющие механизмы и пиротехнические устройства . .

4.	1. Общие замечания.........................................

4.	2. Уравнения катапультирования.............................

4.	3. Дальнейшее совершенствование стреляющих механизмов. Реак-
тивные ускорители ...........................................

4.4. Пушки и другие пиротехнические механизмы, применяемые -
системах спасения . . .......................................

Список литературы.................................................

Глава 5. Расчет траектории движения катапультируемого кресла . .

5.	1. Общие замечания ........................................

5.	2. Выбор расчетных режимов катапультирования...............

•	5._3. Выбор системы осей координат.............................

* <5^4?Аэродинамические силы и моменты, действующие на ката-
пультную установку ...............................................

5. 5. Начальные условия.......................................

5. 6. Уравнения движения катапультной установки...............

5.7.	Численное интегрирование уравнений движения катапультной
установки ...................................................

5.8.	Приближенные формулы для определения траектории движе-
ния катапультной установки ..................................

5.9.	Влияние различных параметров на траекторию движения ка-
тапультной установки ........................................

5. 10. Линейные ускорения и перегрузки.........................

5.	11. Катапультирование на режиме вертикального маневра самолета

\ 5. 12. Спасение экипажа самолета вертикального взлета и посадки .

Список литературы.................................................

Глава 6. Расчет стабилизации движения катапультируемого кресла .

6.	1. Общие замечания.........................................

6.2.	Угловая скорость и угол наклона катапультируемого кресла в
момент схода его с направляющих рельсов......................

6. 3. Угловая скорость и угол наклона катапультируемого кресла в
момент отделения его от стреляющего механизма................. .

6. 4. Численное решение уравнений движения катапультной установ-
ки в плоскости симметрии ....................................

6. 5. Расчет траектории движения катапультируемого кресла с уче-
том вращения.................................................

6. 6. Приближенное вычисление угловой скорости вращения и угла
наклона катапультируемого кресла.............................

6. 7. Перегрузки, действующие на летчика при сложном движении
катапультной установки ......................................

Стр.

6.	8 Влияние положения центра тяжести на величину аэродинами-
ческого момента катапультной установки .....................  212

6.9.	Средства стабилизации катапультной установки ......	214

Глава 7. Определение действующих на катапультируемое кресло
аэродинамических нагрузок ................................•	. . .	221

7.	1. Общие замечания................................  .	.	221

7.2.	Выбор расчетной высоты..........................  •	. .	222

7. 3. Распределение давления по креслу с манекеном .......	223

7. 4. Аэродинамическая нагрузка на кресло по мере выхода его в

поток при движении по направляющим рельсам .....	225

7. 5. Центры давлений аэродинамических нагрузок на выступающие

части катапультируемого кресла........................ • .	227

7. 6. Нагрузки на замок стабилизирующего парашюта . ....	229

7. 7. Нагрузки на тело человека и на привязную систему ..... 234
7. 8. Особенности расчета кресла на прочность................. 237

Глава 8. Спасение на больших скоростях с малых и больших высот 239
47 8. 1. Спасение с малых высот................................... 239

7 8. 2. Спасение с больших высот.............................. 241

8.3. Расчет спуска летчика.................................... 242

8. 4. Спуск летчика с креслом с очень больших высот........... 248

V 8. 5. Спасение на больших скоростях полета.................... 250

Глава 9. Защитное снаряжение летчика.........................  -	253

9. 1. Назначение и классификация защитного снаряжения.......	253

9. 2. Влияние высотных условий на организм человека........... 254

9. 3. Принципиальные способы и технические средства защиты чело-

века от влияния атмосферы больших высот................... 265

9.4. Кислородно-дыхательная аппаратура ....................... 269

'Х 5. Высотно-компенсирующие костюмы ......................... 290

9. 6. Высотные скафандры...................................... 313

9. 7. Защита человека от действия низких и высоких температур,
лучистой энергии и переохлаждения в море................... 336

9. 8. Защита человека от скоростного напора, кинетического нагре-
ва и перегрузок торможения при катапультировании из само-
лета ......................................................... 399

9. 9. Защита человека от действия центростремительных ускорений 407
9. 10. Сравнительная оценка и области применения различных видов

высотного снаряжения. Расчет запаса кислорода............. 412

Список литературы................................................. 425

Семен Михайлович Алексеев, Яков Владимирович Балкинд,
Александр Миронович Гершкович, Вениамин Семенович Еремин,
| Александр Соломонович Повицкий |, | Наум Львович Уманский

СРЕДСТВА СПАСЕНИЯ ЭКИПАЖА САМОЛЕТА

Редактор издательства М. Ф. Богомолова	Технический редактор Т. С. Старых

Художник Е. П. Громов	Корректоры Е. П. Карнаух, Л. Е. Хохлова

Сдано в набор 14/Х-1974 г.	Подписано к печати 23/1V-1975 г.	Т-07428

Формат 60X90718	Бумага № 2	Печ. л. 27,0	Уч.-нзд. л. 25,85

Тираж 3200 экз.	Изд. зак. 3021	Цена 1 р. 52 к.

Издательство «Машиностроение», 107885 Москва, Б-78, 1-й Басманный пер., 3.

Московская типография № 8 «Союзполиграфпрома»
при Государственном комитете Совета Министров СССР
по делам издательств, полиграфии и книжной торговли.

Хохловский пер., 7. Тип. зак. 1947