Европейские самолеты вертикального взлета - Евгений Ружицкий

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 воз- | вращение 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 Гет- тингене 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 ООО 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 ви- сения 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.

Летающий стенд фирмы «Дорнье»

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 вертигальной посадкой 16 и 21 декабря 1967 г.

Экспериментальный самолет несколько отличался от разработанного варианта самолета, имея крыло меньшего, чем у серийного варианта уддинения › фюзеляж круглого поперечного сечения и стабилизатор, расположенный на середине киля.

В 1968 г. третий экспериментальный СВВП Do.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.

Экспериментальный транспортный СВВП Дорнье Do.31 Е

Разработан был также проект гражданского СВВП Do.231 с двумя подъем- номаршевыми 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 «Ферайниг- те Флюгтехнише Верке» (VFW). Их силовая установка состояла из четырех маршевых ТРДД и 10-12 подъемных ТРДД 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 ТРД.

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 Сиддли», 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.

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 м^. В кабине может размещаться 36 десант- ников на откидывающихся сиденьях или 24 раненых на носилках. В хвостовой части расположен грузовой люк с погрузочной рампой.

Летные испытания СВВП Do.31 Е

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 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 м 2 , расположенным на киле. Киль площадью 15,4 м 2 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.