В 1960 г. фирмой "Дорнье" по заказу министерства обороны ФРГ в условиях строгой
секретности была начата разработка проекта тактического военно-транспортного
вертикально взлетающего самолета Do.31 с комбинированной силовой установкой из
подъемно-маршевых и подъемных двигателей. Проектирование самолета осуществлялось
фирмой "Дорнье" совместно с фирмами "Гамбургер Флюгцойгбау", "Везер" и "Фокке-Вульф",
которые в 1963 г. объединились в единую авиационную фирму под названием WFV.
Проект самолета Do.31 являлся частью программы ФРГ по разработке транспортных
вертикально взлетающих самолетов, в которой были учтены и переработаны ТТТ NATO
MBR-4 к военно-транспортному СВВП.
В 1963 г. при поддержке министерств обороны ФРГ и Великобритании был заключен
договор сроком на два года об участии в проектировании самолета английской фирмы
"Хоукер Сиддли", имеющей большой опыт разработки СВВП "Харриер", однако по
истечении срока действия договора, в 1965 г., он не был возобновлен из-за того,
что фирма "Хоукер Сиддли" начала разрабатывать собственные проекты. В связи с
этим фирма "Дорнье" пыталась привлечь к работе по проектированию и постройке
самолета Do.31 американские фирмы, а затем договорилась о совместных
исследованиях с NASA.
Для определения оптимальной схемы вертикально взлетающего транспортного самолета
фирмой "Дорнье" было проведено сравнение вертикально взлетающих аппаратов трех
типов: самолета с подъемно-маршевыми ТРДД, самолета с поворотными винтами и
вертолета. В качестве исходного задания была принята перевозка платной нагрузки
3 т на расстояние 500 км и возвращение на базу. Исследования показали, что
вертикально взлетающий самолет с подъемно-маршевыми ТРДД обладает рядом
преимуществ в сравнении с двумя другими типами аппаратов. Фирмой "Дорнье" были
проделаны также расчеты по выбору оптимальной схемы силовой установки.
Проектированию самолета Do.31 предшествовали обширные испытания моделей, которые
проводились в ФРГ - в Штуттгарте и Геттингене и в США - в NASA. Первые модели
самолета не имели гондол с подъемными ТРД, так как предполагалось, что силовая
установка самолета будет состоять лишь из двух подъемно-маршевых ТРДД Бристоль
Сиддли BS.100 с тягой по 16 000 кгс с форсажем в контуре вентилятора. В NASA в
НИЦ им. Лэнгли в 1963 г. были проведены испытания в аэродинамических трубах
моделей самолета и отдельных элементов его конструкции. Позже были проведены
испытания летающей модели в свободном полете.
В результате этих исследований был разработан окончательный вариант самолета
Do.31 с комбинированной силовой установкой из подъемно-маршевых и подъемных
двигателей. Для исследования устойчивости и управляемости самолета с
комбинированной силовой установкой на режиме висения фирмой "Дорнье" был создан
экспериментальный летающий стенд ферменной конструкции крестообразной формы в
плане. Силовая установка стенда состояла из четырех ТРД Роллс-Ройс RB.108,
установленных вертикально на поперечной ферме. Внутренняя пара ТРД была
установлена неподвижно, развивая тягу по 1000 кг каждый. Внешняя пара могла дифференциально отклоняться на угол +6° относительно поперечной оси, обеспечивая
путевое управление. Внешние ТРД создавали тягу по 730 кг, остающийся запас тяги
использовался для поперечного управления стендом. Продольное управление стендом
осуществлялось с помощью струйной системы, а поперечное управление -
дифференциальным изменением тяги внешних ТРД.
Стенд имел габариты самолета Do.31 и взлетную массу 2800 кг. При испытаниях
двигатели развивали суммарную тягу 3000 кгс, что обеспечивало тяговооруженность
1,07. К концу 1965 г. на стенде было совершено 247 полетов. Исследования системы
управления и стабилизации проводились на другом стенде, установленном на
шарнирной опоре, допускающей угловые перемещения относительно трех осей.
Для испытаний конструкции, проверки надежности систем самолета и отработки
техники его пилотирования был разработан
экспериментальный самолет, получивший обозначение Do.31E. Министерством обороны
ФРГ было заказано три самолета, два из которых были предназначены для летных
испытаний, а третий - для статических испытаний.
В ноябре 1965 г. была завершена постройка первого экспериментального самолета
D0.31E1, который совершил первый полет 10 февраля 1967 г. с обычным взлетом и
посадкой, так как подъемные ТРД на самолет не были установлены. Второй
экспериментальный самолет Do.31E2 использовался для наземных испытаний, а третий
экспериментальный самолет Do.31E3, имевший полный комплект двигателей, совершил
первый полет с вертикальным взлетом 14 июля 1967 г., и полный переход от
вертикального взлета к горизонтальному полету с последующей вертикальной
посадкой 16 и 21 декабря 1967 г.
Экспериментальный самолет несколько отличался от разработанного варианта
самолета, имея крыло меньшего, чем у серийного варианта удлинения- фюзеляж
круглого поперечного сечения и стабилизатор, расположенный на середине киля.
В 1968 г. третий экспериментальный СВВП D0.31E3 впервые демонстрировался на
международной авиационной выставке в Ганновере, где привлек внимание
американских и английских фирм, заинтересовавшихся возможностями его военного и
гражданского применения. Интерес к СВВП Do.31 проявила и NASA, оказав финансовую
помощь в проведении летных испытаний для исследования оптимальных траекторий
захода на посадку СВВП.
В 1969 г. экспериментальный СВВП Do.31E3 успешно демонстрировался на
авиакосмическом салоне в Париже, совершив 27 мая перелет из Мюнхена в Париж, в
котором были установлены три мировых рекорда для СВВП: скорости - 513,962 км/ч,
высоты - 9100 м и дальности -681 км. К середине 1969 г. на СВВП Do.31E было
совершено 200 полетов, в которых было выполнено 110 вертикальных взлетов с
переходом к горизонтальному полету.
В апреле 1970 г. экспериментальный СВВП Do.31E3 совершил последний полет, так
как финансирование его программы было прекращено, несмотря на успешное, а
главное безаварийное проведение летных испытаний. Общая стоимость затрат на
программу Do.31, начиная с 1962 г., превысила 200 млн. марок.
Фирмой "Дорнье" были разработаны на базе СВВП Do.31 Е проекты
усовершенствованных и более грузоподъемных военно-транспортных СВВП Do.31-25, у
которых число подъемных двигателей в гондолах было увеличено сначала до 10, а
затем до 12, а также проект СВВП Do. 131В с 14 подъемными ТРД.
Разработан был также проект гражданского СВВП Do.231 с двумя подъемномаршевыми
ТРДД Роллс-Ройс RB.220 с тягой по 10 850 кгс и 12 подъемными ТРДД Роллс-Ройс
RB.202 с тягой по 5935 кгс и увеличенной степенью двухкон-турности до 9,5 для
уменьшения температуры газа и уровня шума, из которых восемь располагались по
четыре в гондолах и четыре по два в носовой и хвостовой частях фюзеляжа.
Расчетная взлетная масса СВВП 59 т при платной нагрузке 10 т. Предполагалось,
что СВВП сможет перевозить 100 пассажиров с максимальной крейсерской скоростью
900 км/ч на расстояние 1000 км.
Подобные проекты пассажирских СВВП VC.180 и VC.181 были разработаны другой
фирмой "Ферайнигте Флюгтехнише Верке" (VFW). Их силовая установка состояла из
четырех маршевых ТРДД и 10-12 подъемных ТРДА RB.202, которые должны были или
размещаться в отдельных гондолах (на VC.180), или выдвигаться из нижней части
фюзеляжа (на VC.181). Оба проекта являлись развитием более ранних проектов СВВП
FW-260 и FW-300 фирмы "Фокке-Вульф" с подъемными TP Д.
Ряд проектов пассажирских СВВП с комбинированной силовой установкой с подъемными ТРДД был разработан и английскими фирмами. Среди них наиболее интересным был
проект СВВП HS.141 фирмы "Хоукер Силлли", разрабатывавшийся с 1970 г. и
предлагавшийся для использования на авиалиниях малой протяженности в 80-х годах. СВВП был рассчитан на перевозку 100 пассажиров со скоростью 900 км/ч на
расстояние 670 км при вертикальном взлете и посадке. Силовая установка СВВП
должна была состоять из двух маршевых ТРДД тягой по 12 250 кгс в гондолах и 12
подъемных ТРДД тягой по 4950 кгс в обтекателях по бокам фюзеляжа.
Конструкция
Самолет выполнен по схеме моноплана с комбинированной силовой установкой из двух
подъемно-маршевых ТРДД и восьми подъемных ТРД и снабжен трехопорным шасси.
Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок с круглым поперечным сечением
диаметром 3,2 м. В носовой части расположена двухместная кабина экипажа, за ней
грузовая кабина размером 9,2x2,75x2,2 м и объемом 50 м3. В кабине может
размещаться 36 десантников на откидывающихся сиденьях или 24 раненых на
носилках. В хвостовой части расположен грузовой люк с погрузочной рампой.
Крыло верхнерасположенное, прямое, неразрезное, трехлонжеронной конструкции.
Профиль крыла в корневой части NACA 64 (А412) - 412,5, на конце крыла - NACA64
(А412) - 410. Двухсекционные элероны-закрылки расположены между гондолами ТРДД и
ТРД с каждой стороны крыла и отклоняются на +25°, а обычные закрылки расположены
между 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
м2 расположенным на киле. Киль площадью 15,4 м2 имеет угол стреловидности 40° по
1/4 хорд, угол стреловидности стабилизатора по передней кромке составляет 15°.
Руль высоты состоит из четырех секций, каждая из которых имеет отдельный
гидравлический привод. Руль направления состоит из двух секций с отдельным
гидравлическим приводом.
Шасси трехопорное, убирающееся, имеет сдвоенные колеса на каждой стойке. Главные
опоры убираются назад в гондолы подъемно-маршевых двигателей. Носовая опора
управляемая самоориентирующаяся также убирается назад. Амортизаторы
масляно-пневматические. Все опоры снабжены пневматиками низкого давления. База
шасси 8,6 м, колея - 7,5 м.
Силовая установка комбинированная: два подъемно-маршевых ТРДД Бристоль Сиддли
BS.53 "Пегас" 5-2 с поворотными соплами тягой по 7000 кгс установлены в гондолах
под крылом. Воздухозаборники осевые нерегулируемые. Двигатели имеют по четыре
поворотных сопла. Диаметр двигателя 1,22 м, длина 2,51 м, масса сухого 1260 кг.
Восемь подъемных ТРД Роллс-Ройс RB. 162-4 тягой по 2000 кгс установлены по
четыре в двух гондолах на концах крыла. Двигатели снабжены соплами с
дефлекторами, которые могут отклонять поток газов на 15° вперед или назад, и
имеют общие воздухозаборники с открывающимися створками в гондолах. Длина
двигателя 1,315 м, диаметр 0,66 м, масса сухого 125 кг.
Топливная система. Топливо размещается в пяти баках общей емкостью 8000 л,
расположенных в крыле. Подача топлива в двигатели производится из центрального
бака, в который топливо поступает из остальных баков.
Система управления. В горизонтальном полете используются обычные
аэродинамические рули. На режимах висения, малых скоростей и переходных режимах
используется струйная система управления. Продольное управление осуществляется с
помощью реактивных сопл в хвостовой части фюзеляжа, в которые подается сжатый
воздух, отбираемый от ТРДД: два сопла направляют воздух вверх, а два других -
вниз. Поперечное управление осуществляется дифференциальным изменением тяги
подъемных ТРД, а путевое - отклонением сопл левого и правого ТРДД в
противоположном направлении. Управление вертикальными перемещениями на режиме
висения достигается изменением тяги ТРДД. Выдерживание заданной высоты полета
осуществляется с помощью автостабилизирующей системы.
Гидравлическая система. Состоит из двух основных независимых систем и аварийной
системы. Рабочее давление в системах 210 кгс/см2. Первая основная система
обеспечивает привод шасси, закрылков, грузовой рампы, створок грузового люка,
люков гондол с ТРД и части гидравлических цилиндров системы управления. Вторая
основная система предназначена только для привода гидравлических цилиндров
системы управления.
Электрическая система включает четыре генератора трехфазного переменного тока
мощностью по 9 кВА
(115/200 В, 400 Гц), установленных по два на каждом ТРДД, и два
преобразователя-выпрямителя постоянного тока мощностью 3 кВ (50 А, 28 В).
Оборудование. В кабине установлено стандартное оборудование для
военно-транспортных самолетов с автостабилизирующей системой фирмы "Бодензееверке".
экспериментальные
Do.31
ЛТХ
Е.И.
Ружицкий. Европейские самолеты вертикального взлета
Уголок неба. 2010
