Экспериментальный самолёт Dornier Do.31 (Германия)

В 1960 г. компанией «Dornier» по заказу министерства обороны ФРГ в критериях серьезной секретности была начата разработка проекта тактического военно-транспортного вертикально взлетающего самолета Dornier Do.31 с комбинированной силовой установкой из подъемно-маршевых и подъемных движков. Проектирование самолета производилось компанией «Dornier» вместе с фирмами «Гамбургер Флюгцойгбау», «Везер» и «Фокке-Вульф», которые в 1963 г. слились в единую авиационную фирму под заглавием WFV. Проект самолёта Dornier Do.31 являлся частью программки ФРГ по разработке транспортных вертикально взлетающих самолётов, в какой были учтены и переработаны ТТТ NATO MBR-4 к военно-транспортному СВВП.

В 1963 г. при поддержке министерств обороны ФРГ и Англии был заключен контракт сроком на два года об участии в проектировании самолёта британской компании «Hawker-Siddeley», имеющей большой опыт разработки СВВП «Harrier», но по истечении срока деяния контракта, в 1965 г., он не был возобновлен из-за того, что компания «Hawker-Siddeley» начала разрабатывать личные проекты. В связи с этим компания «Dornier» пробовала привлечь к работе по проектированию и постройке самолёта Dornier Do.31 южноамериканские конторы, а потом договорилась о совместных исследовательских работах с NASA. Для определения хорошей схемы вертикально взлетающего транспортного самолета компанией «Dornier» было проведено сопоставление вертикально взлетающих аппаратов трёх типов: самолета с подъемно-маршевыми ТРДД, самолета с поворотными винтами и вертолета. В качестве начального задания была принята перевозка платной нагрузки 3 т на расстояние 500 км и возвращение на базу. Исследования проявили, что вертикально взлетающий самолёт с подъемно-маршевыми ТРДД обладает рядом преимуществ в сопоставлении с 2-мя другими типами аппаратов. Компанией «Dornier» были проделаны также расчеты по выбору хорошей схемы силовой установки.

Проектированию самолёта Dornier Do.31 предшествовали необъятные тесты моделей, которые проводились в ФРГ – в Штуттгарте и Геттингене и в США – в NASA. 1-ые модели самолёта не имели гондол с подъемными ТРД, потому что предполагалось, что силовая установка самолёта будет состоять только из 2-ух подъемно-маршевых ТРДД BS.100 с тягой по 16 ООО кгс с форсажем в контуре вентилятора. В NASA в НИЦ им. Лэнгли в 1963 г. были проведены тесты в аэродинамических трубах моделей самолёта и отдельных частей его конструкции. Позднее были проведены тесты летающей модели в свободном полете.

В итоге этих исследовательских работ был разработан окончательный вариант самолёта Dornier Do.31 с комбинированной силовой установкой из подъемно-маршевых и подъемных движков. Для исследования стойкости и маневренности самолёта с комбинированной силовой установкой на режиме висения компанией «Dornier» был сотворен экспериментальный летающий щит ферменной конструкции крестообразной формы в плане. Силовая установка щита состояла из 4 ТРД Rolls-Royce RB.108, установленных вертикально на поперечной ферме. Внутренняя пара ТРД была установлена бездвижно, развивая тягу по 1000 кг каждый. Наружняя пара могла дифференциально отклоняться на угол ±6° относительно поперечной оси, обеспечивая путное управление. Наружные ТРД делали тягу по 730 кг, остающийся припас тяги употреблялся для поперечного управления щитом. Продольное управление щитом производилось при помощи струйной системы, а поперечное управление – дифференциальным конфигурацией тяги наружных ТРД.

Щит имел габариты самолёта Dornier Do.31 и взлетную массу 2800 кг. При испытаниях движки развивали суммарную тягу 3000 кгс, что обеспечивало тяговооруженность 1,07. К концу 1965 г. на щите было совершено 247 полетов. Исследования системы управления и стабилизации проводились на другом щите, установленном на шарнирной опоре, допускающей угловые передвижения относительно 3-х осей.

Для испытаний конструкции, проверки надежности систем самолета и отработки техники его пилотирования был разработан экспериментальный самолет, получивший обозначение Dornier Do.31E. Министерством обороны ФРГ было заказано три самолета, два из которых были созданы для летных испытаний, а 3-ий – для статических испытаний. В ноябре 1965 г. была завершена постройка первого экспериментального самолета Dornier Do.31E1, который сделал 1-ый полет 10 февраля 1967 г. с обыденным взлетом и посадкой, потому что подъемные ТРД на самолёт не были установлены. 2-ой экспериментальный самолёт Dornier Do.31E2 употреблялся для наземных испытаний, а 3-ий экспериментальный самолёт Dornier Do.31E3, имевший полный набор движков, сделал 1-ый полет с вертикальным взлетом 14 июля 1967 г., и полный переход от вертикального взлета к горизонтальному полету с следующей вертикальной посадкой 16 и 21 декабря 1967 г.

В 1968 г. 3-ий экспериментальный СВВП Dornier Do.31E3 в первый раз демонстрировался на интернациональной авиационной выставке в Ганновере, где заинтересовал американских и британских компаний, заинтересовавшихся способностями его военного и штатского внедрения. Энтузиазм к СВВП Dornier Do.31 проявила и NASA, оказав финансовую помощь в проведении лётных испытаний для исследования хороших траекторий захода на посадку СВВП. В 1969 г. экспериментальный СВВП Dornier Do.31E3 удачно демонстрировался на авиакосмическом салоне в Париже, совершив 27 мая перелет из Мюнхена в Париж, в каком были установлены три глобальных рекорда для СВВП: скорости – 513,962 км/ч, высоты – 9100 м и дальности – 681 км. К середине 1969 г. на СВВП Dornier Do.31E3 было совершено 200 полетов, в каких было выполнено 110 вертикальных взлетов с переходом к горизонтальному полету.

В апреле 1970 г. экспериментальный СВВП Dornier Do.31E3 сделал последний полет, потому что финансирование его программки было прекращено, невзирая на успешное, а основное безаварийное проведение летных испытаний. Общая цена издержек на программку Dornier Do.31, начиная с 1962 г., превысила 200 млн. марок. Компанией «Дорнье» были разработаны на базе СВВП Dornier Do.31E проекты улучшенных и поболее грузоподъемных военно-транспортных СВВП Dornier Do.31-25, у каких число подъемных движков в гондолах было увеличено поначалу до 10, а потом до 12, также проект СВВП Dornier Do.131B с 14 подъемными ТРД.

Самолёт Dornier Do.31 выполнен по схеме моноплана с комбинированной силовой установкой из 2-ух подъемно-маршевых ТРДД и восьми подъемных ТРД и обеспечен трехопорным шасси. Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок с круглым поперечным сечением поперечником 3,2 м. В носовой части размещена двухместная кабина экипажа, за ней грузовая кабина размером 9,2x2,75x2,2 м и объемом 50 м^. В кабине может располагаться 36 десантников на откидывающихся сиденьях либо 24 покалеченых на носилках. В хвостовой части размещен грузовой лючок с погрузочной рампой.

Крыло верхнерасположенное, прямое, неразрезное, трехлонжеронной конструкции. Профиль крыла в корневой части NACA 64 (А412) – 412,5, на конце крыла – NACA 64 (А412) – 410. Двухсекционные элероны-закрылки размещены меж гондолами ТРДД и ТРД с каждой стороны крыла и отклоняются на ±25°, а обыденные закрылки размещены меж фюзеляжем и гондолами ТРДД. Элероны-закрылки и закрылки имеют гидравлический привод, триммеры отсутствуют. Хвостовое оперение стреловидное, со стабилизатором размахом 8 м и площадью 16,4 м 2, размещенным на киле. Киль площадью 15,4 м 2 имеет угол стреловидности 40° по 1/4 хорд, угол стреловидности стабилизатора по фронтальной кромке составляет 15°. Руль высоты состоит из 4 секций, любая из которых имеет отдельный гидравлический привод. Руль направления состоит из 2-ух секций с отдельным гидравлическим приводом.

Шасси трехопорное, убирающееся, имеет сдвоенные колеса на каждой стойке. Главные опоры убираются вспять в гондолы подъемно-маршевых движков. Носовая опора управляемая самоориентирующаяся также убирается вспять. Рессоры масляно-пневматические. Все опоры снабжены пневматиками низкого давления. База шасси 8,6 м, колея – 7,5 м.

Силовая установка комбинированная: два подъемно-маршевых ТРДД Rolls-Royce Pegasus BE.53/2 с поворотными соплами тягой по 7000 кгс установлены в гондолах под крылом. Воздухопоглотители осевые нерегулируемые. Движки имеют по четыре поворотных сопла. Поперечник мотора 1,22 м, длина 2,51 м, масса сухого 1260 кг. Восемь подъемных ТРД Rolls-Royce RB162-4D тягой по 2000 кгс установлены по четыре в 2-ух гондолах на концах крыла. Движки снабжены соплами с дефлекторами, которые могут отклонять поток газов на 15° вперед либо вспять, и имеют общие воздухопоглотители с открывающимися створками в гондолах. Длина мотора 1,315 м, поперечник 0,66 м, масса сухого 125 кг.

Топливная система. Горючее располагается в 5 баках общей емкостью 8000 л, расположенных в крыле. Подача горючего в движки делается из центрального бака, в который горючее поступает из других баков. Система управления. В горизонтальном полете употребляются обыденные аэродинамические рули. На режимах висения, малых скоростей и переходных режимах употребляется струйная система управления. Продольное управление осуществляется при помощи реактивных сопл в хвостовой части фюзеляжа, в которые подается сжатый воздух, отбираемый от ТРДД: два сопла направляют воздух ввысь, а два других – вниз. Поперечное управление осуществляется дифференциальным конфигурацией тяги подъемных ТРД, а путное – отклонением сопл левого и правого ТРДД в обратном направлении. Управление вертикальными передвижениями на режиме висения достигается конфигурацией тяги ТРДД. Выдерживание данной высоты полета осуществляется при помощи автостабилизирующей системы.

Гидравлическая система состоит из 2-ух главных независящих систем и аварийной системы. Рабочее давление в системах 210 кгс/см2. 1-ая главная система обеспечивает привод шасси, закрылков, грузовой рампы, створок грузового лючка, люков гондол с ТРД и части гидравлических цилиндров системы управления. 2-ая главная система предназначена только для привода гидравлических цилиндров системы управления. Электронная система включает четыре генератора трехфазного переменного тока мощью по 9 кВА (115/200 В, 400 Гц), установленных по два на каждом ТРДД, и два преобразователя-выпрямителя неизменного тока мощью 3 кВ (50 А, 28 В). В кабине установлено стандартное оборудование для военно-транспортных самолетов с автостабилизирующей системой конторы «Бодензееверке».

Свойства самолёта Dornier Do.31 Экипаж: 2 чел Вместимость: 36 боец либо 24 покалеченых на носилках Размеры: размах крыла 18,06 м длина самолета 20,7 м высота самолета 8,53 м площадь крыла 57 м2 Движки: подъемно-маршевые 2 ТРДД Rolls-Royce Pegasus BE.53/2 взлетная тяга 2x7000 кгс подъемные 8 ТРД Rolls-Royce RB162-4D взлетная тяга 8x2000 кгс суммарная тяга при вертикальном взлете 30 000 кгс Массы и нагрузки: расчетная взлетная при вертикальном взлете 22500 кг наибольшая взлетная при взлете с разбегом 27500 кг платная нагрузка 3000–5000 кг удельная нагрузка на крыло при наивысшем взлетном весе 483 кгс/м2 тяговооруженность при вертикальном взлете 1,33 Летные данные: крейсерская скорость на высоте 6000 м - 650 км/ч скороподъемность у земли 19,2 м/с практический потолок 10 500 м

Источник: dogswar.ru