ых кабин. Фирма "Стенли авиэйшн" разработала кабину для самолета F-102, а фирма "Локхид" - для самолета F-104. Обе кабины, однако, не нашли практического применения. Кабина самолета F-104 разработана с учетом предохранения экипажа от действия высоких температур и перепадов давления. Она имела конструкцию, выдерживающую большие перегрузки и аэродинамические воздействия возникающие в процессе катапультирования. С целью обеспечения стабилизации положения кабины был предусмотрен выпуск перед катапультированием соответствующих поверхностей с большим удлинением. Для отделения кабины от самолета и подъема ее на определенную высоту предполагалось применение твердотопливного ракетного двигателя с тягой около 200 кН и временем работы 0,5 секунды. Предусматривалось, что вектор тяги двигателя должен проходить через центр тяжести кабины под углом 35 градусов относительно оси симметрии самолета. Выброс спасательного парашюта должен происходить при достижении скорости 550 км/ч. Современные отделяемые кабины нашли применение только в двух сверхзвуковых самолетах (F-111 и B-1) ; первое покидание самолета с такой кабиной было осуществлено в 1967 году при аварии самолета F-111, во время которой экипаж самолета, состоящий из двух человек, произвел катапультирование на скорости полета 450 км/ч и высоте 9000 метров (со скоростью относительно воздуха 730 км/ч) и осуществил благополучное приземление. Разработка и производство фирмой "Макдоннел" полностью герметизированной кабины самолета позволили осуществлять полет без специального высотного оборудования и обеспечивали безопасное покидание самолета во всех диапазонах скоростей и высот полета, в том числе при нулевой скорости и под поверхностью воды. В процессе разработки кабины была выполнена обширная исследовательская работа. В частности, были проведены испытания на рельсовом стенде для определения траектории полета при достижимых на земле предельных скоростях, исследование свободного падения кабины с большой высоты с целью определения аэродинамических характеристик, исследование удара кабины с целью разработки системы амортизации, оценки плавучести, ориентации на воде и отсоединения кабины под водой, изучение возможности длительного пребывания экипажа в кабине после приземления в труднодоступной местности в различных климатических и географических условиях, а также исследования прочности, надежности, функционирования и т.п. Отсоединение кабины происходит после нажатия рычага, расположенного между креслами экипажа. После подачи команды система работает автоматически, причем вначале осуществляется затягивание ремней, пристегивающих экипаж к креслам, включение аварийной дыхательной кислородной системы и дополнительного наддува кабины. Затем происходит отделение кабины от самолета, разъединение элементов управления и проводов, включение ракетного двигателя. Отделение кабины и разрыв соединений осуществляются посредством взрыва заряда, выполненного в виде шнура, уложенного по контуру соединения модуля кабины с остальной частью фюзеляжа. Силовая установка кабины состоит из твердотопливного ракетного двигателя тягой 177,9 кН (18140 кГ) . В зависимости от высоты и скорости полета относительно воздуха двигатель выбрасывает кабину на высоту 110-600 метров над самолетом. В верхней точке траектории полета кабины выбрасываются стабилизирующий парашют и полоски станиоля, облегчающие радиолокационное обнаружение кабины спасательными службами. По истечении 0,6 секунд после выбрасывания стабилизирующего парашюта прекращается работа двигателя и осуществляется выпуск основного спасательного парашюта с куполом диаметром 21,4 метра (парашют этого типа применен в спускаемом модуле космического корабля "Аполлон") . Выброс парашюта, обеспечивающего снижение кабины со скоростью 9-9,5 м/с, происходит с помощью порохового заряда, воспламеняемого по сигналу таймерно-анероидного автомата или акселерометра. На высотах, меньших 4500 метров, парашют выбрасывается сразу же, а в полетах со с