Экспериментальный транспортный самолет ВВП Dornier Do.31
Dornier Do.31 является экспериментальным реактивным транспортным самолетом вертикального взлета посадки. Машина была создана в ФРГ компанией Dornier. Заказчиком было военное ведомство, которому требовался тактический транспортный самолет.
В 1960-х годах во многих странах уделялось внимание разработке самолетов вертикального взлета и посадки. Например в Великобритании был разработан Hawker P.1127. Таким образом, британские конструкторы продемонстрировали возможность создания истребителя-бомбардировщика вертикального взлета и посадки. Естественно, их успех дал возможность начать рассматривать данную систему для транспортных машин. Одна из таких машин была разработана в ФРГ.
В 1960 году фирма «Dornier» («Дорнье») по заказу минобороны ФРГ в условиях строжайшей секретности приступила к разработке проекта тактического военно-транспортного самолета вертикального взлета посадки Do.31. Новая машина должна была иметь комбинированную силовую установку из подъемно-маршевых и подъемных двигателей. Фирма «Дорнье» осуществляла проектирование совместно с фирмами «Фокке-Вульф», «Везер» и «Гамбургер Флюгцойгбау», которые в 1963 году объединились в авиационную компанию WFV. Проект Do.31 – часть программы ФРГ по разработке транспортных самолетов вертикального взлета и посадки, в которой были переработаны и учтены тактико-технические требования NATO MBR-4 к военно-транспортному самолету ВВП.
В 1963 году при поддержке минобороны Великобритании и ФРГ был заключен двухлетний договор об участии английской фирмы «Хоукер Сиддли» в проектировании самолета. Данный выбор был неслучайным – английская компания к тому времени уже имела большой опыт разработки самолета вертикального взлета и посадки – «Харриер». Но в 1965 году, по истечении срока действия договора, его не возобновили, поскольку фирма «Хоукер Сиддли» приступила к разработке собственных проектов. Поэтому в «Дорнье» решили привлечь к проектированию и постройке Do.31 американские компании, а в дальнейшем договориться с NASA о совместных исследованиях.
Чтобы определить оптимальную схему вертикально взлетающего транспортного самолета, в «Дорнье» провели сравнение различных вертикально взлетающих аппаратов: вертолета, самолета с поворотными винтами и самолета с подъемно-маршевыми ТРДД. В качестве исходного задания приняли перевозку 3 тонны груза на расстояние 500 км с возвращением на базу. В результате исследований было выяснено, что вертикально взлетающий самолет с подъемно-маршевыми ТРДД имеет ряд преимуществ перед другими типами аппаратов. Фирм «Dornier» также представила расчеты по выбору наиболее оптимальной схемы силовой установки.
Перед проектированием самолета Do.31 были проведены обширные испытания моделей, проводившиеся в ФРГ – в Геттингене и Штуттгарте, а также в Соединенных Штатах – в NASA. Первые модели гондол с подъемными ТРД не имели, поскольку предполагалось, что силовая установка будет состоять только из двух подъемно-маршевых ТРДД Бристоль Сиддли BS.100 (тяга каждого 16000 кгс) с форсажем в контуре вентилятора. В 1963 году в NASA в научно-исследовательском центре им. Лэнгли были проведены испытания моделей самолета и отдельных элементов конструкции в аэродинамических трубах. Позже провели испытания модели в свободном полете.
По результатам данных исследований разработали окончательный вариант СВВП Do.31 с комбинированной силовой установкой из подъемных и подъемно-маршевых двигателей. Чтобы изучить устойчивость и управляемость машины с комбинированной силовой установкой в режиме висения, в «Дорнье» создали экспериментальный летающий стенд ферменной конструкции крестообразной формы в плане. В силовой установке стенда использовалось четыре турбореактивных двигателя Роллс-Ройс RB.108, смонтированных на поперечной ферме вертикально. Внутренняя пара двигателей была установлена неподвижно (тяга каждого составляла 1000 кг). Внешняя пара дифференциально отклонялась относительно поперечной оси на угол +6 градусов, обеспечивая, таким образом, путевое управление. Тяга внешних двигателей создавала по 730 кг, остающийся запас использовали для поперечного управления стендом. Продольное управление осуществлялось при помощи струйной системы, а поперечное – дифференциальным изменением тяги внешних турбореактивных двигателей.
Габариты стенда были такими же, как и у самолета Do.31,взлетная масса составляла 2800 кг. Суммарная тяга двигателей при испытаниях составляла 3000 кгс, обеспечивая тяговооруженность 1,07. На стенде к концу 1965 года совершили 247 полетов. Для исследования системы стабилизации и управления использовался другой стенд, установленный на шарнирной опоре, которая допускала угловые перемещения относительно трех осей.
Для испытаний конструкции, проверки систем и отработки техники пилотирования самолета разработали экспериментальный самолет, который получил обозначение Do.31E. Минобороны ФРГ заказано три машины. Два самолета предназначались для летных, третий - для статических испытаний.
Самолет выполнен по схеме моноплана, имел комбинированную силовую установку, состоящую из подъемно-маршевых ТРДД и подъемных ТРД.
Фюзеляж – цельнометаллический типа полумонокок. Поперечное сечение – круглое, диаметром 3,2 метра. В носовой части располагалась двухместная кабина экипажа. За кабиной имелась грузовая кабина размером 9200x2750x2200 мм и объемом 50 м3. В кабине на откидывающихся сиденьях могло размещаться 36 десантников или 24 раненых на носилках. Хвостовая часть оборудовалась грузовым люком с погрузочной рампой.
Силовая установка самолета Do.31 комбинированная - подъемно-маршевые и подъемные двигатели. Первоначально планировалось установить два турбовентиляторных двигателя Bristol Pegasus в каждой из двух внутренних мотогондол и четыре подъемных двигателя Rolls-Royce RB162 в паре внешних мотогондол. Однако в дальнейшем силовая установка была изменена.
Два подъемно-маршевых ТРДД Rolls-Royce (Bristol) Pegasus BS.53 с поворотными соплами (тяга каждого 7000 кгс) установлены под крылом в гондолах. Воздухозаборники нерегулируемые осевые. Каждый двигатель имеют четыре поворотных сопла. Диаметр 1220 мм, длина 2510 мм, масса сухого 1260 кг.
Восемь подъемных ТРД Rolls-Royce RB. 162-4 (тяга каждого 2000 кгс) устанавливались на концах крыла в двух гондолах по четыре в каждой. Двигатели снабжались соплами с дефлекторами, отклоняющими поток газов на 15 градусов назад или вперед, и имеют общие воздухозаборники со створками в гондолах. Длина 1315 мм, диаметр 660 мм, масса 125 кг.
На первом экспериментальном Do.31 устанавливались только двигатели Pegasus, все 10 двигателей смонтировали только на второй машине.
Топливо размещалось в крыле в пяти баках емкостью 8000 литров. Подача топлива в двигатели осуществлялась из центрального бака, куда оно поступало из остальных баков.
Крыло верхнерасположенное, неразрезное, прямое, трехлонжеронной конструкции. В корневой части профиль крыла NACA 64 (А412) - 412,5, на конце крыла - NACA64 (А412) - 410. С каждой стороны крыла между гондолами ТРД и ТРДД расположены двухсекционные элероны-закрылки, отклоняющиеся на +25 градусов. Обычные закрылки расположены между гондолами ТРДД и фюзеляжем. Закрылки и элероны-закрылки имеют гидропривод, триммеры отсутствуют.
Хвостовое оперение стреловидное. Размах расположенного на киле стабилизатора – 8 м, площадь – 16,4 м2, угол стреловидности по передней кромке – 15 градусов. Угол стреловидности киля (площадь 15,4 м2) составляет 40 градусов по 1/4 хорд. Руль высоты четырехсекционный, каждая секция имеет отдельный гидропривод. Каждая из двух секций руля направления также оснащается отдельным гидравлическим приводом.
Убирающееся трехопорное шасси имеет на каждой стойке сдвоенные колеса. Главные опоры убираются в гондолы подъемно-маршевых двигателей назад. Носовая опора - самоориентирующаяся управляемая, также убирается назад. В шасси используются масляно-пневматические амортизаторы. Все опоры имеют пневматики низкого давления. Колея - шасси 7,5 м, база – 8,6 м.
В горизонтальном полете для управления использовались обычные аэродинамические рули. В режиме висения, при полете на малых скоростях и на переходных режимах использовалась струйная система управления. Продольное управление осуществляется при помощи реактивных сопел, расположенных в хвостовой части фюзеляжа. Сжатый воздух отбирался от ТРДД: пара сопел направляли воздух вверх, другая пара – вниз. Для поперечного управления дифференциально изменялась тяга подъемных двигателей, путевого – сопла правого и левого ТРДД отклонялись в противоположном направлении. Вертикальные перемещения на режиме висения достигались изменением тяги ТРДД. Заданная высота полета выдерживалась при помощи автостабилизирующей системы.
В гидравлическую систему входили две независимых основных системы и аварийная система. Рабочее давление - 210 кгс/см2. Первой основной системой обеспечивались привод шасси, грузовой рампы, закрылков, люков гондол с ТРД, створок грузового люка и часть гидравлических цилиндров системы управления. Второй основной системой обеспечивался только привод гидроцилиндров системы управления.
Электрическая система включает 4 генератора трехфазного переменного тока (мощность каждого 9 кВт, 115/200 В, 400 Гц), смонтированных на каждом ТРДД по два, и 2 преобразователя-выпрямителя постоянного тока (мощность 3 кВт, 28 В, 50 А).
В кабине устанавливалось стандартное для военно-транспортных самолетов оборудование с автоматически стабилизирующей системой компании «Бодензееверке».
Как уже говорилось ранее, было построено три экземпляра Do.31. Первый Do.31Е-1 в воздух поднялся 10 февраля 1967 года только с двигателями Pegasus. Вторая машина поднялась в воздух 14 июля 1967 года, имея уже все 10 двигателей. 16 декабря 1967 года на этом самолете был осуществлен первый переход от вертикального взлета к горизонтальному полету, а переход в вертикальную посадку из горизонтального полета был выполнен пятью днями позднее. В 1969 году Do.31 во время перелета на Парижский авиасалон из Мюнхена установил несколько новых рекордов для самолетов с вертикальной тягой реактивной струи. В 1969-1970 годах третий экземпляр Do.31Е-3, предназначенный для статических испытаний, прошел оценочные испытания в Соединенных Штатах. В 1969 году Do.31 впервые представили на Парижском авиасалоне, таким образом, он стал первым в мире транспортным реактивным самолетом вертикального взлета и посадки.
Самолет Do.31 был и остается единственным когда-либо построенным реактивным транспортным СВВП. Программа испытаний была прекращена в апреле 1970 года. Причинами прекращения программы стали относительно невысокая скорость, грузоподъемность и дальность машины в сравнении с транспортными самолетами традиционной схемы.
До настоящего времени из трех построенных экземпляров Dornier Do.31 сохранилось два - E1 и E3. Первый находится в городе Фридрихсхафене в музее Dornier Museum, второй в г. Schleissheim около Мюнхена в экспозиции музея Deutsches Museum.
Летно-технические характеристики:
Длина – 20,88 м;
Высота – 8,53 м;
Размах крыла – 18,06 м;
Площадь крыла – 57,00 м2;
Масса пустого самолета – 22453 кг;
Нормальная взлетная масса – 27442 кг;
Взлетные двигатели – 8 турбореактивных Rolls-Royce RB 162-4D тягой 1996 кгс каждый;
Маршевые двигатели – 2 турбореактивных Rolls-Royce (Bristol) Pegasus 5-2 тягой 7031 кгс каждый;
Крейсерская скорость – 644 км/ч;
Максимальная скорость – 730 км/ч;
Практический потолок – 10515 м;
Дальность – 1800 км;
Вместимость: 24 раненых на носилках или 36 солдат, или 4990 кг груза;
Экипаж – 2 человека.
Подготовлено по материалам:
http://www.airwar.ru
http://crimso.msk.ru
http://airspot.ru
http://lib.rus.ec
В 1960-х годах во многих странах уделялось внимание разработке самолетов вертикального взлета и посадки. Например в Великобритании был разработан Hawker P.1127. Таким образом, британские конструкторы продемонстрировали возможность создания истребителя-бомбардировщика вертикального взлета и посадки. Естественно, их успех дал возможность начать рассматривать данную систему для транспортных машин. Одна из таких машин была разработана в ФРГ.
В 1960 году фирма «Dornier» («Дорнье») по заказу минобороны ФРГ в условиях строжайшей секретности приступила к разработке проекта тактического военно-транспортного самолета вертикального взлета посадки Do.31. Новая машина должна была иметь комбинированную силовую установку из подъемно-маршевых и подъемных двигателей. Фирма «Дорнье» осуществляла проектирование совместно с фирмами «Фокке-Вульф», «Везер» и «Гамбургер Флюгцойгбау», которые в 1963 году объединились в авиационную компанию WFV. Проект Do.31 – часть программы ФРГ по разработке транспортных самолетов вертикального взлета и посадки, в которой были переработаны и учтены тактико-технические требования NATO MBR-4 к военно-транспортному самолету ВВП.
В 1963 году при поддержке минобороны Великобритании и ФРГ был заключен двухлетний договор об участии английской фирмы «Хоукер Сиддли» в проектировании самолета. Данный выбор был неслучайным – английская компания к тому времени уже имела большой опыт разработки самолета вертикального взлета и посадки – «Харриер». Но в 1965 году, по истечении срока действия договора, его не возобновили, поскольку фирма «Хоукер Сиддли» приступила к разработке собственных проектов. Поэтому в «Дорнье» решили привлечь к проектированию и постройке Do.31 американские компании, а в дальнейшем договориться с NASA о совместных исследованиях.
Чтобы определить оптимальную схему вертикально взлетающего транспортного самолета, в «Дорнье» провели сравнение различных вертикально взлетающих аппаратов: вертолета, самолета с поворотными винтами и самолета с подъемно-маршевыми ТРДД. В качестве исходного задания приняли перевозку 3 тонны груза на расстояние 500 км с возвращением на базу. В результате исследований было выяснено, что вертикально взлетающий самолет с подъемно-маршевыми ТРДД имеет ряд преимуществ перед другими типами аппаратов. Фирм «Dornier» также представила расчеты по выбору наиболее оптимальной схемы силовой установки.
Перед проектированием самолета Do.31 были проведены обширные испытания моделей, проводившиеся в ФРГ – в Геттингене и Штуттгарте, а также в Соединенных Штатах – в NASA. Первые модели гондол с подъемными ТРД не имели, поскольку предполагалось, что силовая установка будет состоять только из двух подъемно-маршевых ТРДД Бристоль Сиддли BS.100 (тяга каждого 16000 кгс) с форсажем в контуре вентилятора. В 1963 году в NASA в научно-исследовательском центре им. Лэнгли были проведены испытания моделей самолета и отдельных элементов конструкции в аэродинамических трубах. Позже провели испытания модели в свободном полете.
По результатам данных исследований разработали окончательный вариант СВВП Do.31 с комбинированной силовой установкой из подъемных и подъемно-маршевых двигателей. Чтобы изучить устойчивость и управляемость машины с комбинированной силовой установкой в режиме висения, в «Дорнье» создали экспериментальный летающий стенд ферменной конструкции крестообразной формы в плане. В силовой установке стенда использовалось четыре турбореактивных двигателя Роллс-Ройс RB.108, смонтированных на поперечной ферме вертикально. Внутренняя пара двигателей была установлена неподвижно (тяга каждого составляла 1000 кг). Внешняя пара дифференциально отклонялась относительно поперечной оси на угол +6 градусов, обеспечивая, таким образом, путевое управление. Тяга внешних двигателей создавала по 730 кг, остающийся запас использовали для поперечного управления стендом. Продольное управление осуществлялось при помощи струйной системы, а поперечное – дифференциальным изменением тяги внешних турбореактивных двигателей.
Габариты стенда были такими же, как и у самолета Do.31,взлетная масса составляла 2800 кг. Суммарная тяга двигателей при испытаниях составляла 3000 кгс, обеспечивая тяговооруженность 1,07. На стенде к концу 1965 года совершили 247 полетов. Для исследования системы стабилизации и управления использовался другой стенд, установленный на шарнирной опоре, которая допускала угловые перемещения относительно трех осей.
Для испытаний конструкции, проверки систем и отработки техники пилотирования самолета разработали экспериментальный самолет, который получил обозначение Do.31E. Минобороны ФРГ заказано три машины. Два самолета предназначались для летных, третий - для статических испытаний.
Самолет выполнен по схеме моноплана, имел комбинированную силовую установку, состоящую из подъемно-маршевых ТРДД и подъемных ТРД.
Фюзеляж – цельнометаллический типа полумонокок. Поперечное сечение – круглое, диаметром 3,2 метра. В носовой части располагалась двухместная кабина экипажа. За кабиной имелась грузовая кабина размером 9200x2750x2200 мм и объемом 50 м3. В кабине на откидывающихся сиденьях могло размещаться 36 десантников или 24 раненых на носилках. Хвостовая часть оборудовалась грузовым люком с погрузочной рампой.
Силовая установка самолета Do.31 комбинированная - подъемно-маршевые и подъемные двигатели. Первоначально планировалось установить два турбовентиляторных двигателя Bristol Pegasus в каждой из двух внутренних мотогондол и четыре подъемных двигателя Rolls-Royce RB162 в паре внешних мотогондол. Однако в дальнейшем силовая установка была изменена.
Два подъемно-маршевых ТРДД Rolls-Royce (Bristol) Pegasus BS.53 с поворотными соплами (тяга каждого 7000 кгс) установлены под крылом в гондолах. Воздухозаборники нерегулируемые осевые. Каждый двигатель имеют четыре поворотных сопла. Диаметр 1220 мм, длина 2510 мм, масса сухого 1260 кг.
Восемь подъемных ТРД Rolls-Royce RB. 162-4 (тяга каждого 2000 кгс) устанавливались на концах крыла в двух гондолах по четыре в каждой. Двигатели снабжались соплами с дефлекторами, отклоняющими поток газов на 15 градусов назад или вперед, и имеют общие воздухозаборники со створками в гондолах. Длина 1315 мм, диаметр 660 мм, масса 125 кг.
На первом экспериментальном Do.31 устанавливались только двигатели Pegasus, все 10 двигателей смонтировали только на второй машине.
Топливо размещалось в крыле в пяти баках емкостью 8000 литров. Подача топлива в двигатели осуществлялась из центрального бака, куда оно поступало из остальных баков.
Крыло верхнерасположенное, неразрезное, прямое, трехлонжеронной конструкции. В корневой части профиль крыла NACA 64 (А412) - 412,5, на конце крыла - NACA64 (А412) - 410. С каждой стороны крыла между гондолами ТРД и ТРДД расположены двухсекционные элероны-закрылки, отклоняющиеся на +25 градусов. Обычные закрылки расположены между гондолами ТРДД и фюзеляжем. Закрылки и элероны-закрылки имеют гидропривод, триммеры отсутствуют.
Хвостовое оперение стреловидное. Размах расположенного на киле стабилизатора – 8 м, площадь – 16,4 м2, угол стреловидности по передней кромке – 15 градусов. Угол стреловидности киля (площадь 15,4 м2) составляет 40 градусов по 1/4 хорд. Руль высоты четырехсекционный, каждая секция имеет отдельный гидропривод. Каждая из двух секций руля направления также оснащается отдельным гидравлическим приводом.
Убирающееся трехопорное шасси имеет на каждой стойке сдвоенные колеса. Главные опоры убираются в гондолы подъемно-маршевых двигателей назад. Носовая опора - самоориентирующаяся управляемая, также убирается назад. В шасси используются масляно-пневматические амортизаторы. Все опоры имеют пневматики низкого давления. Колея - шасси 7,5 м, база – 8,6 м.
В горизонтальном полете для управления использовались обычные аэродинамические рули. В режиме висения, при полете на малых скоростях и на переходных режимах использовалась струйная система управления. Продольное управление осуществляется при помощи реактивных сопел, расположенных в хвостовой части фюзеляжа. Сжатый воздух отбирался от ТРДД: пара сопел направляли воздух вверх, другая пара – вниз. Для поперечного управления дифференциально изменялась тяга подъемных двигателей, путевого – сопла правого и левого ТРДД отклонялись в противоположном направлении. Вертикальные перемещения на режиме висения достигались изменением тяги ТРДД. Заданная высота полета выдерживалась при помощи автостабилизирующей системы.
В гидравлическую систему входили две независимых основных системы и аварийная система. Рабочее давление - 210 кгс/см2. Первой основной системой обеспечивались привод шасси, грузовой рампы, закрылков, люков гондол с ТРД, створок грузового люка и часть гидравлических цилиндров системы управления. Второй основной системой обеспечивался только привод гидроцилиндров системы управления.
Электрическая система включает 4 генератора трехфазного переменного тока (мощность каждого 9 кВт, 115/200 В, 400 Гц), смонтированных на каждом ТРДД по два, и 2 преобразователя-выпрямителя постоянного тока (мощность 3 кВт, 28 В, 50 А).
В кабине устанавливалось стандартное для военно-транспортных самолетов оборудование с автоматически стабилизирующей системой компании «Бодензееверке».
Как уже говорилось ранее, было построено три экземпляра Do.31. Первый Do.31Е-1 в воздух поднялся 10 февраля 1967 года только с двигателями Pegasus. Вторая машина поднялась в воздух 14 июля 1967 года, имея уже все 10 двигателей. 16 декабря 1967 года на этом самолете был осуществлен первый переход от вертикального взлета к горизонтальному полету, а переход в вертикальную посадку из горизонтального полета был выполнен пятью днями позднее. В 1969 году Do.31 во время перелета на Парижский авиасалон из Мюнхена установил несколько новых рекордов для самолетов с вертикальной тягой реактивной струи. В 1969-1970 годах третий экземпляр Do.31Е-3, предназначенный для статических испытаний, прошел оценочные испытания в Соединенных Штатах. В 1969 году Do.31 впервые представили на Парижском авиасалоне, таким образом, он стал первым в мире транспортным реактивным самолетом вертикального взлета и посадки.
Самолет Do.31 был и остается единственным когда-либо построенным реактивным транспортным СВВП. Программа испытаний была прекращена в апреле 1970 года. Причинами прекращения программы стали относительно невысокая скорость, грузоподъемность и дальность машины в сравнении с транспортными самолетами традиционной схемы.
До настоящего времени из трех построенных экземпляров Dornier Do.31 сохранилось два - E1 и E3. Первый находится в городе Фридрихсхафене в музее Dornier Museum, второй в г. Schleissheim около Мюнхена в экспозиции музея Deutsches Museum.
Летно-технические характеристики:
Длина – 20,88 м;
Высота – 8,53 м;
Размах крыла – 18,06 м;
Площадь крыла – 57,00 м2;
Масса пустого самолета – 22453 кг;
Нормальная взлетная масса – 27442 кг;
Взлетные двигатели – 8 турбореактивных Rolls-Royce RB 162-4D тягой 1996 кгс каждый;
Маршевые двигатели – 2 турбореактивных Rolls-Royce (Bristol) Pegasus 5-2 тягой 7031 кгс каждый;
Крейсерская скорость – 644 км/ч;
Максимальная скорость – 730 км/ч;
Практический потолок – 10515 м;
Дальность – 1800 км;
Вместимость: 24 раненых на носилках или 36 солдат, или 4990 кг груза;
Экипаж – 2 человека.
Подготовлено по материалам:
http://www.airwar.ru
http://crimso.msk.ru
http://airspot.ru
http://lib.rus.ec
Информация