El Dornier Do.31 es un avión de transporte a reacción VTOL experimental. La máquina fue creada en Alemania por la empresa Dornier. El cliente era el departamento militar, que necesitaba un avión de transporte táctico.
En la década de 1960, muchos países se centraron en el desarrollo de aviones de despegue y aterrizaje verticales. Por ejemplo, el Hawker P.1127 se desarrolló en el Reino Unido. Así, los diseñadores británicos demostraron la posibilidad de crear un caza-bombardero de despegue y aterrizaje vertical. Naturalmente, su éxito permitió empezar a considerar este sistema para vehículos de transporte. Una de estas máquinas se desarrolló en Alemania.
En 1960, la firma "Dornier" ("Dornier") por orden del Ministerio de Defensa de la República Federal de Alemania en el más estricto secreto comenzó a desarrollar un proyecto de un avión de transporte militar táctico para el despegue vertical Do.31. Se suponía que la nueva máquina tendría una planta de energía combinada de motores de elevación y soporte de elevación. La empresa Dornier realizó el diseño en conjunto con las empresas Focke-Wulf, Weser y Hamburger Flyugzeugbau, que en 1963 se fusionaron en la empresa de aviación WFV. El proyecto Do.31 forma parte del programa FRG para el desarrollo de aviones de transporte de despegue y aterrizaje vertical, en el que se revisaron y tuvieron en cuenta los requisitos tácticos y técnicos de la OTAN MBR-4 para el avión de transporte militar VVP.
En 1963, con el apoyo del Ministerio de Defensa de Gran Bretaña y la República Federal de Alemania, se firmó un acuerdo de dos años sobre la participación de la firma británica Hawker Siddley en el diseño de la aeronave. Esta elección no fue accidental - la compañía británica en ese momento ya tenía una amplia experiencia en el desarrollo de aviones de despegue y aterrizaje verticales - "Harrier". Pero en 1965, tras la expiración del contrato, no se renovó, ya que Hawker Siddley comenzó a desarrollar sus propios proyectos. Por lo tanto, Dornier decidió involucrar a empresas estadounidenses en el diseño y construcción del Do.31 y, en el futuro, acordar con la NASA una investigación conjunta.
Para determinar el diseño óptimo de un avión de transporte que despega verticalmente, Dornier comparó varios vehículos que despegan verticalmente: un helicóptero, un avión con hélices rotativas y un avión con motores turborreactores de elevación y crucero. Como tarea inicial, tomaron el transporte de 3 toneladas de carga en una distancia de 500 km con un regreso a la base. Como resultado de la investigación, se descubrió que una aeronave que despega verticalmente con motores turbofan de elevación y crucero tiene una serie de ventajas sobre otros tipos de vehículos. Las empresas "Dornier" también proporcionaron cálculos para la selección del diseño más óptimo de la planta de energía.
Antes del diseño del Do.31, se llevaron a cabo extensas pruebas de modelos en Alemania, en Gotinga y Stuttgart, así como en los Estados Unidos, en la NASA. Los primeros modelos de góndolas con motores turborreactores elevadores no lo tenían, ya que se suponía que la central consistiría en solo dos motores turborreactores elevadores y de crucero Bristol Siddley BS.100 (empuje de cada 16000 kgf) con postquemador en el circuito de ventiladores. En 1963, en la NASA en el Centro de Investigación. Langley probó modelos de aviones y elementos estructurales individuales en túneles de viento. Posteriormente, el modelo fue probado en vuelo libre.
Sobre la base de los resultados de estos estudios, se desarrolló la versión final de la aeronave Do.31 VTOL con una planta de energía combinada de motores de elevación y sostenimiento de elevación. Para estudiar la estabilidad y la capacidad de control de una máquina con una planta de energía combinada en modo estacionario, Dornier creó un banco de pruebas de vuelo experimental de una armadura en forma de cruz en planta. La planta de energía del stand utilizó cuatro motores turborreactores Rolls-Royce RB.108 montados verticalmente sobre una armadura transversal. El par interior de motores se instaló inmóvil (el empuje de cada uno era de 1000 kg). El par exterior se desvió diferencialmente con respecto al eje transversal en un ángulo de +6 grados, proporcionando así control direccional. El empuje de los motores externos creó 730 kg cada uno, el stock restante se utilizó para el control lateral del soporte. El control longitudinal se realizó mediante un sistema de chorro, y el control transversal se realizó mediante cambio diferencial en el empuje de motores turborreactores externos.
Las dimensiones del soporte eran las mismas que las del avión Do.31, el peso de despegue fue de 2800 kg. El empuje total de los motores durante las pruebas fue de 3000 kgf, proporcionando una relación empuje / peso de 1, 07. En el stand a finales de 1965, se realizaron 247 vuelos. Para estudiar el sistema de estabilización y control se utilizó otro soporte, montado sobre un soporte articulado, que permitía desplazamientos angulares en torno a tres ejes.
Se desarrolló una aeronave experimental para probar el diseño, verificar los sistemas y probar la técnica de pilotaje de la aeronave, que fue designada como Do.31E. El Ministerio de Defensa alemán ha encargado tres vehículos. Dos aviones estaban destinados a pruebas de vuelo y el tercero a pruebas estáticas.
El avión se fabricó de acuerdo con el esquema monoplano, tenía una planta de energía combinada, que constaba de motores turborreactores sustentadoras y motores turborreactores elevadores.
Fuselaje: tipo semi-monocasco totalmente metálico. La sección transversal es redonda, con un diámetro de 3,2 metros. En la proa había una cabina de tripulación de dos asientos. Detrás de la cabina había un compartimento de carga de 9200x2750x2200 mm y un volumen de 50 m3. En la cabina, en asientos reclinables, se podían acomodar 36 paracaidistas o 24 heridos en camilla. La sección de cola estaba equipada con una escotilla de carga con una rampa de carga.
La planta de energía de la aeronave Do.31 se combina: motores de elevación y crucero y motores de elevación. El plan original era instalar dos motores turboventiladores Bristol Pegasus en cada una de las dos góndolas internas y cuatro motores de elevación Rolls-Royce RB162 en un par de góndolas externas. Sin embargo, en el futuro, se cambió la planta de energía.
Dos motores turborreactores de crucero de elevación Rolls-Royce (Bristol) Pegasus BS.53 con toberas giratorias (empuje de 7000 kgf cada uno) están instalados debajo del ala en las góndolas. Tomas de aire axiales no reguladas. Cada motor tiene cuatro boquillas giratorias. Diámetro 1220 mm, longitud 2510 mm, peso en seco 1260 kg.
Ocho turborreactores elevadores Rolls-Royce RB. 162-4 (empuje de cada 2000 kgf) se instalaron en los extremos del ala en dos góndolas, cuatro en cada una. Los motores estaban equipados con toberas con deflectores que desvían el flujo de gas 15 grados hacia atrás o hacia adelante, y tienen tomas de aire comunes con aletas en las góndolas. Longitud 1315 mm, diámetro 660 mm, peso 125 kg.
En el primer Do.31 experimental, solo se instalaron motores Pegasus, los 10 motores se montaron solo en la segunda máquina.
El combustible estaba alojado en el ala en cinco tanques con una capacidad de 8000 litros. El combustible se suministró a los motores desde el tanque central, de donde provenía del resto de los tanques.
El ala tiene un diseño de tres largueros, continuo, recto y por encima de la cabeza. En la raíz del perfil del ala NACA 64 (A412) - 412, 5, en el extremo del ala - NACA64 (A412) - 410. A cada lado del ala entre el motor turborreactor y las góndolas del motor turborreactor hay dos secciones alerones de aleta, que se desvían +25 grados. Los flaps convencionales se encuentran entre las góndolas del motor turborreactor y el fuselaje. Los flaps y los alerones de flap se accionan hidráulicamente y no tienen pestañas de compensación.
La unidad de cola tiene forma de flecha. El alcance del estabilizador ubicado en la quilla es de 8 m, el área es de 16,4 m2, el ángulo de barrido a lo largo del borde de ataque es de 15 grados. El ángulo de barrido de la quilla (área de 15,4 m2) es de 40 grados a 1/4 de cuerda. El elevador es de cuatro secciones, cada sección tiene un accionamiento hidráulico independiente. Cada una de las dos secciones del timón también está equipada con un accionamiento hidráulico independiente.
El tren de aterrizaje del triciclo retráctil tiene ruedas gemelas en cada bastidor. Los soportes principales se retraen en la parte posterior de las góndolas del motor del soporte de elevación. El soporte nasal es autoorientador, controlado, también se retrae. El chasis utiliza amortiguadores aceite-neumáticos. Todos los soportes tienen neumática de baja presión. Vía - chasis 7, 5 m, base - 8, 6 m.
En vuelo nivelado, se utilizaron timones aerodinámicos convencionales para el control. En el modo de vuelo estacionario, al volar a bajas velocidades y en modos transitorios, se utilizó el sistema de control de chorro. El control longitudinal se realiza mediante toberas de chorro ubicadas en el fuselaje de popa. Se tomó aire comprimido del motor turborreactor: un par de boquillas dirigieron el aire hacia arriba, el otro par, hacia abajo. Para el control lateral, el empuje de los motores de elevación se cambió diferencialmente, el control de la pista: las toberas de los motores turboventiladores derecho e izquierdo se desviaron en la dirección opuesta. El desplazamiento vertical en modo estacionario se logró cambiando el empuje del motor turborreactor. La altitud de vuelo especificada se mantuvo mediante un sistema de estabilización automática.
El sistema hidráulico incluía dos sistemas principales independientes y un sistema de emergencia. Presión de trabajo: 210 kgf / cm2. El primer sistema principal proporcionó el accionamiento del chasis, la rampa de carga, los flaps, las escotillas de las góndolas con motores turborreactores, las puertas de las escotillas de carga y parte de los cilindros hidráulicos del sistema de control. El segundo sistema principal proporcionó solo el accionamiento de los cilindros hidráulicos del sistema de control.
El sistema eléctrico incluye 4 alternadores trifásicos (potencia de cada 9 kW, 115/200 V, 400 Hz), montados en cada turborreactor, dos, y 2 convertidores-rectificadores DC (potencia 3 kW, 28 V, 50 A).
La cabina estaba equipada con equipamiento estándar para aviones de transporte militar con un sistema de estabilización automática de la empresa Bodenseeerke.
Como se mencionó anteriormente, se construyeron tres Do.31. El primer Do.31E-1 despegó el 10 de febrero de 1967 solo con motores Pegasus. El segundo coche despegó el 14 de julio de 1967 y ya tenía los 10 motores. El 16 de diciembre de 1967, este avión realizó la primera transición del despegue vertical al vuelo horizontal, y cinco días después se realizó la transición al aterrizaje vertical del vuelo horizontal. En 1969, el Do.31, durante un vuelo al Salón Aeronáutico de París desde Munich, estableció varios nuevos récords para aviones con propulsión a chorro vertical. En 1969-1970, se evaluó en los Estados Unidos la tercera instancia del Do.31E-3, destinada a pruebas estáticas. En 1969, el Do.31 se presentó por primera vez en el Salón Aeronáutico de París, lo que lo convirtió en el primer avión de transporte vertical de despegue y aterrizaje del mundo.
El Do.31 fue y sigue siendo el único avión VTOL de transporte a reacción jamás construido. El programa de prueba terminó en abril de 1970. Las razones para la terminación del programa fueron la velocidad, la capacidad de carga y el alcance relativamente bajos del vehículo en comparación con los aviones de transporte tradicionales.
Hasta la fecha, de las tres copias construidas de Dornier Do.31, dos han sobrevivido: E1 y E3. El primero está ubicado en la ciudad de Friedrichshafen en el Museo Dornier, el segundo en Schleissheim cerca de Munich en la exposición del Deutsches Museum.
Características técnicas de vuelo:
Longitud - 20, 88 m;
Altura - 8, 53 m;
Envergadura - 18, 06 m;
Área del ala - 57, 00 m2;
Peso de la aeronave vacía - 22453 kg;
Peso normal de despegue: 27442 kg;
Motores de despegue: 8 turborreactores Rolls-Royce RB 162-4D con un empuje de 1996 kgf cada uno;
Motores de crucero - 2 turborreactores Rolls-Royce (Bristol) Pegasus 5-2 7031 kgf de empuje cada uno;
Velocidad de crucero: 644 km / h;
Velocidad máxima - 730 km / h;
Techo de servicio - 10515 m;
Alcance - 1800 km;
Capacidad: 24 heridos en camilla o 36 soldados, o 4990 kg de carga;
Tripulación - 2 personas.
Elaborado a base de materiales:
