Экспериментальный самолёт VFW VAK-191B (Германия)

Работы над проектом вертикально взлетающего самолета VAK-191B в ФРГ начались компанией «Focke-Wulf» (с 1964 г. - VFW) в 1961 г. в согласовании с ТТТ НАТО MBR-3 (Military Basic Requirement №3), выработанными консультативным комитетом НАТО. В требованиях предусматривалась разработка одноместного тактического самолёта конкретной поддержки войск, владеющего возможностью вертикального взлета и посадки. Самолёт, сначало имевший обозначение FW-1262, был должен иметь боевой радиус 450 км с боевой нагрузкой 910 кг при длительности пребывания над полем боя 5 мин, 10-процентный резерв горючего после посадки и наивысшую скорость, подобающую числу М=0,92. Сначала и конце полета предусматривалось выполнение вертикального взлета и посадки в критериях МСА +15°С. Самолет должен эксплуатироваться в нехороших метеорологических критериях с рассредоточенных, тривиально приготовленных взлетных площадок и быть независящим от наземного оборудования. По ТТТ предусматривалось также внедрение самолета в качестве лазутчика и средства доставки ядерного орудия.

Выполнение этих требований, превосходящих свойства СВВП «Харриер», числилось вероятным выполнить только при использовании комбинированной силовой установки, в какой в дополнение к подъемно-маршевому ТРДД, применялись подъемные ТРД. Потому главное внимание было уделено разработке силовой установки, поначалу выбору ее хорошей схемы, т.е. числа движков и их размещения, а потом разработке самих движков. В июле 1965 г. правительства ФРГ и Италии достигнули соглашения о совместном финансировании исходного шага разработки самолета, получившего обозначение VAK-191B, где VAK обозначен как Verticalstartendes Aufk- larungs und Kampfflugzeug – вертикально взлетающий разведывательный и боевой самолёт, а цифра 191 обозначает, что этот самолет предназначен для подмены истребителя Fiat G.91. С 1963 г. компания «Focke-Wulf» вошла в фирму «VFW» (Vereinigte Flugtechnische Werke), а в фирму «VFW» вошла также компания «Хейнкель».

Сначало совместное соглашение ФРГ и Италии предусматривало разработку, постройку и тесты 3-х опытнейших одноместных самолётов VAK-191B в Бремене и трёх двухместных самолётов в Турине. Было решено, что из нужных для разработки 227 млн. марок ФРГ предоставит 60%, а Италия – 40%. Но в 1968 г. правительство Италии о тказалось от разработки, но компания «Фиат» осталась в качестве субконтрактанта. Число строящихся самолетов было решено уменьшить до 3-х. Компания «VFW» взяла на себя изготовка средней части фюзеляжа и центроплана крыла, а компания «Фиат» стала ответственной за изготовка фронтальной и хвостовой частей фюзеляжа, крыльев и оперения. Правительство ФРГ, являясь главным заказчиком, назначило в декабре 1965 г. двигателестроительную фирму «MTU» управлять вместе с британской компанией «Rolls-Royce» разработкой подъемно-маршевого мотора RB.193.

Для оценки черт силовой установки и систем самолёта VAK-191B компанией «VFW» в 1965 г. был построен летающий щит SC.1262, на котором были установлены 5 подъемных ТРД Rolls-Royce RB.108 и струйная система управления, в которую подавался сжатый воздух от компрессоров ТРД. Щит проходил более года тесты на привязи и в свободном полете.

1-ый опытнейший самолёт VAK-191B V1 был вывезен из сборочного цеха завода конторы «VFW» в Бремене 24 апреля 1970 г., но 1-ый полёт его состоялся только 10 сентября 1971 г. после длительных наземных испытаний и испытаний на режиме висения на привязи. Самолёт сделал вертикальный взлет и летал на режиме висения на высоте нескольких метров, потом перебежал к горизонтальному полету, сделал круг над аэродромом и сделал вертикальную посадку. 2-ой самолёт VAK-191B V2 сделал 1-ый полёт 2 октября 1971 г. Сначала 1972 г. была закончена постройка третьего самолёта для летных испытаний VAK-191B V3, а потом еще был построен самолёт для статических испытаний. Программка лётных испытаний трёх самолётов VAK-191B состояла их 3-х шагов. На первом шаге исследовались свойства самолётов на вертикальных режимах полетов. 2-ой шаг предугадывал тесты самолётов на режимах перехода и крейсерского полета и определение огибающей летных черт. Тесты самолётов на переходных режимах начались с задержкой в феврале 1972 г.

в связи с огромным числом проблем, в особенности в гидравлической системе. В процессе лётных испытаний были достигнуты наибольшая скорость 445 км/ч, в полете на режиме висения достигались углы наклона и тангажа до 16°. На 3-х самолётах VAK-191B было произведено около 50 полетов. На 1973 г. было запланировано начало испытаний по третьему шагу, связанному с внедрением СВВП VAK-191B для разработки оборудования по программке многообещающего истребителя-бомбардировщика MRCA 75, по которой был сотворен самолёт «Торнадо». Но с января 1973 г. министерство обороны ФРГ предложило фирме «VFW» закончить все работы по СВВП VAK-191B. Издержки на разработку, постройку и доводку всех трёх самолётов VAK-191B до испытаний на режимах висения оценивались компанией «VFW» в 1972 г. в 250 млн. марок. Разработка силовой установки востребовала еще 200 млн. марок, большая часть которых была израсходована на подъемно-маршевый движок MTU RB.193, т.е. общие расходы превысили 450 млн. марок.

В связи с тем, что опытнейший самолет VAK-191B Mk.1 не отвечал требованиям MBR-3, компанией «VFW» в 1972-1975 гг. были разработаны два улучшенных варианта самолёта VAK-191B Mk.2 и Mk.3. Самолёт VAK-191B Mk.2 был должен иметь новое крыло с увеличенной на 50% площадью для улучшения маневренности и обеспечения обыденных взлета и посадки. Силовая установка должна была состоять из улучшенных движков с увеличенной тягой: подъемно-маршевого мотора на 30%, а подъемных – на 5%. Предполагалось установить дополнительное оборудование, а под крылом подвешивать бомбы либо УР. Компания «VFW» заявляла, что самолет VAK-191B Mk.2 будет иметь наилучшую зависимость «нагрузка-дальность» по сопоставлению с самолётом Harrier GR.1. Разработка самолёта в варианте VAK-191B Mk.2 до начала серийного производства оценивалась в 350 млн. марок, а цена 1-го самолёта без запчастей 10 млн. марок.

3-ий вариант – VAK-191B Mk.3 был должен отличаться от варианта VAK-191B Mk.2 установкой новых подъемных движков Роллс-Ройс – Аллисон J99 тягой по 3180–3630 кгс, которые разрабатывались вместе Великобританией и США. Припас горючего во внутренних баках увеличивался на 20%. Конструкция шасси должна была обеспечить посадку с вертикальной скоростью 5,5 м/с. Струйную систему управления предлагалось видоизменять, чтоб продольное управление производилось модуляцией тяги подъемных движков. Под крылом вероятна подвеска УР класса «воздух-земля» «Корморан». Взлетная масса этого самолета будет существенно увеличена по сопоставлению с самолетом VAK-191B Mk.1. Флот США рассматривал возможность использования самолёта VAK-191B Mk.2 в качестве истребителя и лазутчика для проектируемых кораблей контроля морей SCS (Sea Control Ship).

В 1972 г. компания «VFW», объединившаяся с голландской компанией «Фоккер», чтоб спасти программку СВВП VAK-191B, предложила передать флоту США два опытнейших СВВП для оценочных испытаний их пригодности как палубных самолетов. По совместной программке конторы «VFW-Фоккер» и флота США в 1974-1975 гг. на 2-ух СВВП VAK-191B было совершено 60 полетов, в каких участвовали летчики компании и флота США, с проигрыванием разных режимов полета, оценивалось воздействие струй на конструкцию СВВП и палубы. Все лётные тесты по программке СВВП VAK-191B проходили удачно и без лётных происшествий, все же продолжение разработки было сочтено нецелесообразным. Все три построенных самолёта VAK-191B переданы в авиационные музеи Германии.

Самолёт VAK-191B представляет собой моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом и стреловидным оперением, оснащен одним подъемно-маршевым ТРДД и 2-мя подъемными ТРД и четырехопорным шасси. Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок. Главная конструкция планера выполнена из высо копрочных и коррозионностойких дюралевых сплавов; в зонах, подвергающихся нагреву, используются титановые сплавы. Конструкция створок, изменяющих направление вектора тяги подъемных ТРД, выполнена из жаропрочной стали. В носовой части фюзеляжа размещена одноместная кабина летчика. Катапультное кресло Мартин Бейкер Мк.9 обеспечивает покидание самолета в полете на режиме висения у земли. За кабиной летчика установлен фронтальный подъемный движок; за ним расположены топливные баки первой группы, через которые проходит канал воздухопоглотителей подъемно-маршевого мотора. В центральной части фюзеляжа установлен подъемно-маршевый движок и располагается отсек, в каком быть может установлено разведывательное оборудование, пушки, убирающиеся направляющие с НАР, доп топливные баки либо УР. В хвостовой части фюзеляжа размещены топливные баки 2-ой группы, задний подъемный движок и отсек оборудования.

Крыло высокорасположенное стреловидное, угол стреловидности по 1/4 хорд 40°. Профиль крыла NACA 63А005 по оси самолета и NACA 65А006 по оси обтекателя подкрыльевых опор шасси. Угол поперечного V крыла отрицательный, -12°30угол заклинения 1°30'. Конструкция крыла многолонжеронная, выполнена из дюралевых сплавов. Крыло снабжено закрылками и зависающими элеронами. У концов крыла имеются обтекатели, в которые убираются подкрыльевые опоры шасси. Оперение стреловидное состоит из управляемого стабилизатора размахом 3,42 м и площадью 3,86 м2 и киля с рулем направления площадью 5,58 м2. Шасси велосипедного типа, управляемая носовая опора с одним колесом, основная – со спаренными колесами. Подкрыльевые опоры убираются в обтекатели вспять. Носовая и основная опоры имеют масляно-воздушные рессоры. Пневматики колес носовой и главной опор поперечником 0,58 м. На подкрыльевых стойках имеется по одному колесу с пневматиками поперечником 0,33 м. Давление в пневматике носового колеса 6,6 кгс/см2, пневматиках колес главной опоры – 4,7 кгс/см2, подкрыльевых опор – 4,2 кгс/см2. Главные колеса снабжены дисковыми тормозами и автоматами торможения. База шасси 6,3 м, колея подкрыльевых опор 5,36 м.

Силовая установка комбинированная, состоит из 3-х движков – 1-го подъемно-маршевого ТРДД Rolls-Royce/MAN Turbo RB.193-12 и 2-ух подъемных ТРД Rolls-Royce RB162-81. Воздухопоглотители подъемно-маршевого мотора боковые, щелевые, нерегулируемые. Движок имеет два вала, крутящихся в обратные стороны, одиннадцатиступенчатый компрессор и четырехступную турбину. Четыре сопла мотора поворачиваются синхронно на 100° при помощи цепной передачи от пневматического мотора. Взлетная тяга мотора 4630 кгс, длина 2,57 м, внутренний поперечник воздухопоглотителя – 0,87 м, коэффициент двухконтурности 1,12, масса сухого 790 кг, расход воздуха 93 кг/с. В случае выхода из строя подъемно-маршевого мотора самолет может продолжать горизонтальный полет с работающими подъемными движками (при отклонении их створок).

Подъемные движки установлены в фюзеляже под углом 12° к вертикали, взлетная тяга 2520 кгс, масса сухого 210 кг, длина 1,37 м, поперечник 0,73 м. Направление вектора тяги мотора можно изменять при помощи створок, имеющихся на выходе из мотора. Воздухопоглотители также снабжены створками, открывающимися ввысь. В хвостовой части фюзеляжа имеются вспомогательная силовая установка, включающая ГТД мощью 140 л.с., электростартер и батареи емкостью 22 А/ч. ГТД приводит гидравлический насос и генератор, дающий ток мощью 15/20 кВА, напряжением 200/115 В, частотой 400 Гц, также обеспечивает системы сжатым воздухом. В полете ВСУ служит аварийным источником энергии в случае отказа одной из 2-ух гидравлических систем с рабочим давлением 280 кгс/см2 либо генератора.

Топливная система. Семь топливных баков расположены в средней части фюзеляжа и один в хвостовой части. Система управления. Для управления и стабилизации самолета на режиме висения и на переходном режиме употребляется струйная система управления: на концах крыла и в носовой и хвостовой частях фюзеляжа размещены сопла, в которые подается сжатый воздух, отбираемый от всех 3-х движков. Сопла связаны с аэродинамическими рулями, которые летчик отклоняет при помощи ручки управления и педалей, посылая сигнал в электрогидравлические приводы с тройным резервированием. Система передачи электронных сигналов к гидравлическим приводам дублирована. В случае выхода из строя этой системы управление сервоприводами аэродинамических рулей автоматом переключается на механическую систему. Для улучшения маневренности по тангажу предусмотрена возможность отличия вектора тяги обоих подъемных движков.

Оборудование кабины летчика стандартное. Гидравлическая система с давлением 280 кгс/см2 обеспечивает привод аэродинамических рулей и пуск подъемно-маршевого мотора. Электронная система включает два генератора переменного тока мощью 15/20 кВА и напряжение 200/115 В и одну аккумуляторную батарею 22 А/ч. Вооружение на опытнейших СВВП VAK-191B не устанавливалось. Предусматривался один центральный узел подвески под фюзеляжем.

Свойства самолёта VAK-191B Размеры: размах крыла 6,16 м длина самолета 14,72 м высота самолета 4,29 м Движки: подъемно-маршевый 1 ТРДД, Rolls-Royce/MAN Turbo RB.193-12 взлетная тяга 4630 кгс подъемные 2 ТРД РRolls-Royce RB162-81F-08 взлетная тяга 2520 кгс Массы и нагрузки: наибольшая взлетная при вертикальном взлете 7995 кг при взлете с разбегом 9000 кг пустого оснащенного 5300 кг планера 2060 кг боевой нагрузки при вертикальном взлете 1250 кгс горючего 1980 кгс нагрузка на крыло 640 кгс/см2 тяговооруженность при вертикальном взлете 1,21 Летные данные (расчетные): наибольшее число М полета на высоте 300 м 0,96 крейсерское число М полета на высоте 12 000 м 0,92 радиус деяния при полете на малой высоте 370 км