De Dornier Do.31 is een experimenteel VTOL-straaltransportvliegtuig. De machine is in Duitsland gemaakt door het bedrijf Dornier. De klant was de militaire afdeling, die een tactisch transportvliegtuig nodig had.
In de jaren zestig richtten veel landen zich op de ontwikkeling van verticale start- en landingsvliegtuigen. De Hawker P.1127 is bijvoorbeeld ontwikkeld in het Verenigd Koninkrijk. Zo demonstreerden de Britse ontwerpers de mogelijkheid om een verticale start- en landingsjachtbommenwerper te creëren. Uiteraard maakte hun succes het mogelijk om dit systeem voor transportvoertuigen in overweging te nemen. Een van deze machines is ontwikkeld in Duitsland.
In 1960 begon de firma "Dornier" ("Dornier") in opdracht van het Ministerie van Defensie van de Bondsrepubliek Duitsland in het strikte geheim met de ontwikkeling van een project van een tactisch militair transportvliegtuig voor verticale startlanding Do.31. De nieuwe machine moest een gecombineerde krachtcentrale hebben van hef- en hefmotoren. De firma Dornier voerde het ontwerp uit in samenwerking met de firma's Focke-Wulf, Weser en Hamburger Flyugzeugbau, die in 1963 fuseerden tot de luchtvaartmaatschappij WFV. Het Do.31-project maakt deel uit van het BRD-programma voor de ontwikkeling van verticale start- en landingstransportvliegtuigen, waarin de tactische en technische vereisten van NATO MBR-4 voor het militaire transportvliegtuig VVP werden herzien en in aanmerking werden genomen.
In 1963 werd met de steun van het Ministerie van Defensie van Groot-Brittannië en de Bondsrepubliek Duitsland een tweejarige overeenkomst getekend over de deelname van de Britse firma Hawker Siddley aan het ontwerp van het vliegtuig. Deze keuze was niet toevallig - het Britse bedrijf had tegen die tijd al uitgebreide ervaring in de ontwikkeling van verticale start- en landingsvliegtuigen - "Harrier". Maar in 1965, na het verstrijken van het contract, werd het niet verlengd, toen Hawker Siddley zijn eigen projecten begon te ontwikkelen. Daarom besloot Dornier Amerikaanse bedrijven te betrekken bij het ontwerp en de bouw van Do.31, en in de toekomst met NASA overeenstemming te bereiken over gezamenlijk onderzoek.
Om de optimale indeling van een verticaal opstijgend transportvliegtuig te bepalen, vergeleek Dornier verschillende verticaal opstijgende voertuigen: een helikopter, een vliegtuig met roterende propellers en een vliegtuig met hef- en kruisturbinemotoren. Als eerste taak namen ze het vervoer van 3 ton vracht over een afstand van 500 km met een terugkeer naar de basis. Als resultaat van het onderzoek is gebleken dat een verticaal opstijgend vliegtuig met heffende en kruisende turbofanmotoren een aantal voordelen heeft ten opzichte van andere typen voertuigen. Firma "Dornier" leverde ook berekeningen voor de selectie van de meest optimale lay-out van de energiecentrale.
Vóór het ontwerp van de Do.31 werden uitgebreide modeltests uitgevoerd in Duitsland - in Göttingen en Stuttgart, maar ook in de Verenigde Staten - bij NASA. De eerste modellen van gondels met hefturbostraalmotoren hadden dat niet, aangezien werd aangenomen dat de krachtcentrale zou bestaan uit slechts twee hef- en kruisturbinestraalmotoren Bristol Siddley BS.100 (stuwkracht van elk 16000 kgf) met naverbrander in het ventilatorcircuit. In 1963, bij NASA in het Research Center. Langley testte vliegtuigmodellen en individuele structurele elementen in windtunnels. Later werd het model in de vrije vlucht getest.
Op basis van de resultaten van deze studies werd de definitieve versie van het Do.31 VTOL-vliegtuig met een gecombineerde krachtcentrale van hef- en hef-sustainermotoren ontwikkeld. Om de stabiliteit en bestuurbaarheid van een machine met een gecombineerde krachtcentrale in zweefmodus te bestuderen, creëerde Dornier een experimentele vliegende testbank van een kruisvormige truss in plan. De krachtcentrale van de stand gebruikte vier Rolls-Royce RB.108 turbojetmotoren die verticaal op een dwarsligger waren gemonteerd. Het binnenste paar motoren werd onbeweeglijk geïnstalleerd (stuwkracht van elk was 1000 kg). Het buitenste paar was differentieel afgebogen ten opzichte van de dwarsas onder een hoek van +6 graden, waardoor de richtingscontrole werd verkregen. De stuwkracht van de externe motoren creëerde elk 730 kg, de resterende voorraad werd gebruikt voor zijdelingse controle van de standaard. Longitudinale controle werd uitgevoerd met behulp van een straalsysteem en transversale controle werd uitgevoerd door differentiële verandering in de stuwkracht van externe turbojetmotoren.
De afmetingen van de stand waren gelijk aan die van het Do.31 toestel, het startgewicht was 2800 kg. De totale stuwkracht van de motoren tijdens de tests was 3000 kgf, wat een stuwkracht-gewichtsverhouding van 1, 07 opleverde. Eind 1965 waren er 247 vluchten gemaakt. Om het stabilisatie- en controlesysteem te bestuderen, werd een andere standaard gebruikt, gemonteerd op een scharnierende steun, die hoekverplaatsingen over drie assen mogelijk maakte.
Voor het testen van het ontwerp, het controleren van systemen en het testen van de vliegtuigbesturingstechniek is een experimenteel vliegtuig ontwikkeld, dat Do.31E werd genoemd. Het Duitse ministerie van Defensie heeft drie voertuigen besteld. Twee vliegtuigen waren bedoeld voor vliegproeven en de derde voor statische tests.
Het vliegtuig was gemaakt volgens het eendekkerschema, had een gecombineerde krachtcentrale, bestaande uit lift-sustainer turbojet-motoren en lift-turbojet-motoren.
Fuselage - volledig metalen semi-monocoque type. De doorsnede is rond, met een diameter van 3,2 meter. In de boeg bevond zich een tweezits bemanningshut. Achter de cabine bevond zich een laadruimte van 9200x2750x2200 mm en een inhoud van 50 m3. In de cockpit konden op verstelbare stoelen 36 parachutisten of 24 gewonden op een brancard worden ondergebracht. Het staartstuk was voorzien van een vrachtluik met laadklep.
De krachtcentrale van het vliegtuig Do.31 is gecombineerd - lift-cruise- en liftmotoren. Het oorspronkelijke plan was om twee Bristol Pegasus-turbofanmotoren te installeren in elk van de twee interne motorgondels en vier Rolls-Royce RB162-liftmotoren in een paar externe motorgondels. In de toekomst werd de energiecentrale echter gewijzigd.
Onder de vleugel in gondels zijn twee Rolls-Royce (Bristol) Pegasus BS.53 lift-cruise turbojetmotoren met roterende sproeiers (stuwkracht van elk 7000 kgf) geïnstalleerd. Ongeregelde axiale luchtinlaten. Elke motor heeft vier draaibare sproeiers. Diameter 1220 mm, lengte 2510 mm, droog gewicht 1260 kg.
Acht heffende turbojetmotoren Rolls-Royce RB. 162-4 (stuwkracht van elk 2000 kgf) werden aan de uiteinden van de vleugel geïnstalleerd in twee gondels, vier in elk. De motoren waren uitgerust met sproeiers met deflectors die de gasstroom 15 graden naar achteren of naar voren afbuigen, en hebben gemeenschappelijke luchtinlaten met flappen in de motorgondels. Lengte 1315 mm, diameter 660 mm, gewicht 125 kg.
Op de eerste experimentele Do.31 waren alleen Pegasus-motoren geïnstalleerd, alle 10 motoren waren alleen op de tweede machine gemonteerd.
De brandstof zat in de vleugel in vijf tanks met een inhoud van 8000 liter. De brandstof werd vanuit de centrale tank aan de motoren geleverd, waar het uit de rest van de tanks kwam.
De vleugel is overhead, continu, recht, drie-spar ontwerp. Aan de basis van het vleugelprofiel NACA 64 (A412) - 412, 5, aan het einde van de vleugel - NACA64 (A412) - 410. Aan weerszijden van de vleugel tussen de turbojetmotor en de turbojetmotorgondels bevinden zich tweedelige flap rolroeren, doorbuiging van +25 graden. Conventionele flappen bevinden zich tussen de turbojetmotorgondels en de romp. De kleppen en rolroeren worden hydraulisch bediend en hebben geen trimvlakken.
De staarteenheid is pijlvormig. De reikwijdte van de stabilisator op de kiel is 8 m, het gebied is 16,4 m2, de zwaaihoek langs de voorrand is 15 graden. De zwaaihoek van de kiel (oppervlak 15,4 m2) is 40 graden bij 1/4 akkoorden. De lift is vierdelig, elke sectie heeft een aparte hydraulische aandrijving. Elk van de twee roersecties is ook uitgerust met een aparte hydraulische aandrijving.
Het intrekbare landingsgestel met drie wielen heeft dubbele wielen op elk rek. De hoofdsteunen zijn teruggetrokken in de motorgondels van de lift-sustainer. De neussteun is zelforiënterend, gecontroleerd en trekt zich ook terug. Het chassis maakt gebruik van olie-pneumatische schokdempers. Alle steunen zijn voorzien van lagedrukpneumatiek. Spoor - chassis 7, 5 m, basis - 8, 6 m.
In horizontale vlucht werden conventionele aerodynamische roeren gebruikt voor de controle. In de hover-modus, bij het vliegen met lage snelheden en in transiënte modi, werd het jetbesturingssysteem gebruikt. Longitudinale controle wordt uitgevoerd met behulp van straalpijpen die zich in de achterste romp bevinden. Perslucht werd uit de turbojetmotor gehaald: een paar sproeiers leidde de lucht naar boven, het andere paar naar beneden. Voor zijdelingse controle werd de stuwkracht van de hefmotoren differentieel veranderd, de spoorcontrole - de sproeiers van de rechter en linker turbofanmotoren werden in de tegenovergestelde richting afgebogen. Verticale verplaatsing in zweefmodus werd bereikt door de stuwkracht van de turbojetmotor te veranderen. De opgegeven vlieghoogte werd gehandhaafd met behulp van een auto-stabiliserend systeem.
Het hydraulische systeem omvatte twee onafhankelijke hoofdsystemen en een noodsysteem. Werkdruk - 210 kgf / cm2. Het eerste hoofdsysteem zorgde voor de aandrijving van het chassis, laadklep, kleppen, gondelluiken met turbojetmotoren, laadluikdeuren en een deel van de hydraulische cilinders van het besturingssysteem. Het tweede hoofdsysteem zorgde alleen voor de aandrijving van de hydraulische cilinders van het besturingssysteem.
Het elektrische systeem omvat 4 driefasige dynamo's (vermogen van elk 9 kW, 115/200 V, 400 Hz), gemonteerd op elke turbojetmotor, twee en 2 gelijkrichters-gelijkrichters (vermogen 3 kW, 28 V, 50 A).
De cockpit was uitgerust met standaard uitrusting voor militaire transportvliegtuigen met een automatisch stabiliserend systeem van de firma Bodenseeerke.
Zoals eerder vermeld werden er drie Do.31's gebouwd. De eerste Do.31E-1 vertrok op 10 februari 1967 alleen met Pegasus-motoren. De tweede auto vertrok op 14 juli 1967 en had al alle 10 motoren. Op 16 december 1967 maakte dit vliegtuig de eerste overgang van verticaal opstijgen naar horizontaal vliegen, en vijf dagen later vond de overgang naar verticaal landen van horizontale vlucht plaats. In 1969 vestigde de Do.31, tijdens een vlucht naar de Paris Air Show vanuit München, verschillende nieuwe records voor vliegtuigen met verticale jetstuwkracht. In 1969-1970 werd het derde exemplaar van de Do.31E-3, bedoeld voor statische tests, geëvalueerd in de Verenigde Staten. In 1969 werd de Do.31 voor het eerst geïntroduceerd op de Paris Air Show, waardoor het 's werelds eerste verticale start- en landingstransportvliegtuig is.
De Do.31 was en is het enige VTOL-vliegtuig voor jettransport ooit gebouwd. Het testprogramma werd in april 1970 beëindigd. Redenen voor het beëindigen van het programma waren de relatief lage snelheid, draagkracht en reikwijdte van het voertuig in vergelijking met traditionele transportvliegtuigen.
Tot op heden zijn er van de drie gebouwde Dornier Do.31-exemplaren er twee bewaard gebleven - E1 en E3. De eerste bevindt zich in de stad Friedrichshafen in het Dornier Museum, de tweede in Schleissheim bij München in de expositie van het Deutsches Museum.
Vlucht technische kenmerken:
Lengte - 20, 88 m;
Hoogte - 8, 53 m;
Spanwijdte - 18, 06 m;
Vleugeloppervlak - 57, 00 m2;
Leeg vliegtuiggewicht - 22453 kg;
Normaal startgewicht - 27442 kg;
Startmotoren - 8 Rolls-Royce RB 162-4D turbojets met een stuwkracht van 1996 kgf elk;
Kruismotoren - 2 turbojet Rolls-Royce (Bristol) Pegasus 5-2 7031 kgf stuwkracht elk;
Kruissnelheid - 644 km / u;
Maximale snelheid - 730 km / u;
Dienstplafond - 10515 m;
Bereik - 1800 km;
Capaciteit: 24 gewonden op brancards of 36 soldaten of 4990 kg vracht;
Bemanning - 2 personen.
Bereid op basis van materialen:
