Piloto de transporte de aviones GDP Dornier Do.31.
Dornier Do.31 es un avión experimental de aterrizaje en jet de despegue vertical. La máquina fue creada en Alemania por Dornier. El cliente era el departamento militar, que requería un avión de transporte táctico.
En los 1960, muchos países se centraron en el desarrollo de aviones de despegue y aterrizaje verticales. Por ejemplo, en el Reino Unido, se desarrolló Hawker P.1127. Por lo tanto, los diseñadores británicos demostraron la posibilidad de crear un despegue y aterrizaje vertical de caza-bombardero. Naturalmente, su éxito le dio la oportunidad de comenzar a considerar este sistema para vehículos de transporte. Una de estas máquinas fue desarrollada en Alemania.
En 1960, la compañía "Dornier" ("Dornier"), por orden del Ministerio de Defensa alemán en el más estricto secreto, comenzó a desarrollar un proyecto de despegue vertical de aviones de transporte militar táctico aterrizaje Do.31. Se suponía que la nueva máquina tenía una central eléctrica combinada de motores de elevación y marcha. La compañía Dornier llevó a cabo trabajos de diseño en conjunto con las empresas Focke-Wulf, Weser y Hamburger Flygzeoigbau, que en 1963 se fusionaron en aviación Empresa 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 PIB de los aviones de transporte militar.
En 1963, con el apoyo del Ministerio de Defensa británico y la República Federal de Alemania, se concluyó un acuerdo de dos años sobre la participación de la firma británica Hawker Siddley en el diseño del avión. Esta elección no fue accidental: la compañía británica ya tenía una gran experiencia en el desarrollo de un avión de despegue y aterrizaje vertical, el Harrier. Pero en el año 1965, después de la expiración del contrato, no se reanudó, ya que Hawker Siddley comenzó a desarrollar sus propios proyectos. Por lo tanto, Dornier decidió involucrar a las empresas estadounidenses en el diseño y la construcción de Do.31, y además está de acuerdo con la NASA en una investigación conjunta.
Para determinar el esquema óptimo de un avión de despegue verticalmente, el Dornier realizó una comparación de varios vehículos de despegue verticalmente: un helicóptero, un avión con tornillos de giro y un avión con motores turbofan de elevación y crucero. La tarea inicial fue transportar 3 toneladas de carga a una distancia de 500 km, regresando a la base. Como resultado de la investigación, se descubrió que un avión que despegaba verticalmente con motores turbofan de elevación y crucero tiene una serie de ventajas sobre otros tipos de vehículos. Dornier también presentó cálculos para elegir el diseño de planta de energía más óptimo.
Antes del diseño del avión Do.31, se llevaron a cabo pruebas exhaustivas de modelos en Alemania, en Göttingen y Stuttgart, así como en los Estados Unidos, en la NASA. Los primeros modelos de góndolas con motores turbofan de elevación no tenían, ya que se suponía que la planta de energía consistiría de solo dos motores turbofan de elevación en Bristol Siddley BS.100 (empuje cada 16000 kgf) con posquemador en el circuito del ventilador. En el año 1963 en la NASA en el Centro de Investigación. Langley probó modelos de aviones y elementos estructurales individuales en túneles de viento. Más tarde probé el modelo en vuelo libre.
De acuerdo con los resultados de estos estudios, se ha desarrollado la versión final de VT.VPP Do.31 con una central eléctrica combinada de elevación y elevación y motores de crucero. Para estudiar la estabilidad y la capacidad de control de la máquina con una planta de energía combinada en el modo de flotación, se creó en Dornier un puesto experimental de vuelo de forma cruciforme en el plan. En la planta de energía del soporte, se utilizaron cuatro motores Rolls-Royce RB.108, montados verticalmente en una armadura transversal. El par interno de motores fue fijo (el empuje de cada uno era 1000 kg). El par externo se desvió diferencialmente con respecto al eje transversal en un ángulo de + 6 grados, proporcionando así el control de la vía. Los motores externos generados sobre 730 kg, el stock restante se usó para el control transversal del soporte. El control longitudinal se llevó a cabo utilizando un sistema de inyección de tinta y el control transversal, mediante un cambio diferencial en el empuje de los motores de turborreactores externos.
Las dimensiones de los stands fueron las mismas que las de los aviones Do.31, el peso de despegue fue de 2800 kg. El empuje total de los motores durante las pruebas fue 3000 kgf, proporcionando la relación de empuje a peso de 1,07. En el stand, al final de 1965, se realizaron vuelos de 247. Para estudiar el sistema de control y estabilización, se utilizó otro banco, montado en un cojinete de pivote, que permitía desplazamientos angulares con respecto a tres ejes.
Se desarrolló una aeronave experimental para probar el diseño, probar los sistemas y probar las técnicas de pilotaje de la aeronave, que se designó como Do.31E. El Ministerio de Defensa alemán ordenó tres coches. Dos aviones estaban destinados a vuelo, el tercero - para pruebas estáticas.
La aeronave se fabricó de acuerdo con el esquema de monoplanos, tenía un motor combinado que consistía en motores turbofan de elevación y crucero y motores turborreactores de elevación.
El fuselaje es un semi-monocasco tipo metal. La sección transversal es redonda, con un diámetro de metro 3,2. En la proa de la cabina doble se ubicó la tripulación. Detrás de la cabina había una cabina de carga de tamaño 9200x2750x2200 mm y volumen 50 м3. Los paracaidistas 36 o 24 lesionados en camillas podrían colocarse en la cabina de los asientos reclinables. La sección de la cola estaba equipada con una escotilla de carga con una rampa de carga.
El motor del avión Do.31 combinado es un motor principal de elevación y un motor de elevación. Originalmente, se planeó instalar dos motores turbofan Bristol Pegasus en cada una de las dos góndolas internas y cuatro motores de elevación RB162 de Rolls-Royce en un par de góndolas externas. Sin embargo, en el futuro, la central eléctrica fue cambiada.
Dos turborreactores Rolls-Royce (Bristol) Pegasus BS.53 de marcha con boquillas giratorias (empuje cada 7000 kgf) se instalan debajo del ala en las góndolas. Tomas de aire no reguladas axiales. Cada motor tiene cuatro boquillas rotativas. Diámetro 1220 mm, longitud 2510 mm, peso en seco 1260 kg.
Ocho elevadores TRD Rolls-Royce RB. El 162-4 (empuje de cada 2000 kgf) se instaló en los extremos del ala en dos góndolas, cuatro cada uno. Los motores estaban equipados con boquillas con deflectores que desvían el flujo de gas 15 en grados hacia atrás o hacia adelante, y tienen entradas de aire comunes con aletas en las barquillas. Longitud 1315 mm, diámetro 660 mm, peso 125 kg.
En el primer Do.31 experimental, solo se instalaron motores Pegasus, todos los motores 10 se montaron solo en una segunda máquina.
El combustible se colocó en el ala en cinco tanques con una capacidad de 8000 litros. El combustible se suministró a los motores desde el tanque central, desde donde procedía del resto de los tanques.
El ala es vertical, continua, recta, con diseño de tres mástiles. El perfil de raíz del ala es NACA 64 (А412) - 412,5, al final del ala - NACA64 (А412) - 410. En cada lado del ala, entre las góndolas de los motores turbofan y los motores turbofan, hay alerones-flaps de dos partes, que se desvían en grados + 25. Las aletas convencionales están ubicadas entre las góndolas turbofan y el fuselaje. Flaps y alerones-flaps son accionados hidráulicamente, faltan recortadores.
El plumaje de la cola es barrido. El tramo del estabilizador ubicado en la quilla es 8 m, el área es 16,4 m2, el ángulo de barrido en el borde anterior es 15 grados. El ángulo de barrido de quilla (área 15,4 m2) es 40 grados 1 / 4 acordes. El ascensor es de cuatro secciones, cada sección tiene un accionamiento hidráulico separado. Cada una de las dos secciones del timón también está equipada con un motor hidráulico separado.
El tren de aterrizaje del triciclo retráctil tiene ruedas dobles en cada rack. Los soportes principales se retiran en la parte trasera de los motores de la góndola. Soporte nasal - autoguiado controlado, también se retrae. El chasis utiliza amortiguadores neumáticos de aceite. Todos los soportes tienen neumáticos de baja presión. Riel - chasis 7,5 m, base - 8,6 m.
En vuelo horizontal, los timones aerodinámicos convencionales se utilizaron para controlar. En el modo de desplazamiento, al volar a bajas velocidades y transitorios, se utilizó un sistema de control de inyección de tinta. El control longitudinal se lleva a cabo utilizando boquillas de chorro situadas en el fuselaje trasero. Se tomó aire comprimido de la TRD: un par de boquillas dirigieron el aire hacia arriba, el otro par hacia abajo. Para el control transversal, el empuje de los motores de elevación se cambió de manera diferente, la pista de la tobera del turbofan derecho e izquierdo se desvió en la dirección opuesta. Los movimientos verticales en el modo de vuelo estacionario se lograron variando el empuje del turbofan. La altitud de vuelo dada se mantuvo utilizando un sistema de autoestabilización.
El sistema hidráulico consistía en 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, las aletas, las escotillas de góndola con el TRD, la compuerta de la puerta de carga y parte de los cilindros del sistema de control hidráulico. El segundo sistema principal se proporcionó solo con un accionamiento para los cilindros hidráulicos del sistema de control.
El sistema eléctrico incluye un generador 4 de corriente alterna trifásico (potencia de cada 9 kW, 115 / 200 V, 400 Hz) montado en cada generador de turbofan en dos, y un convertidor-rectificador 2 DC (potencia 3 kW, 28 B, 50 A).
La cabina estaba equipada con equipamiento estándar para aviones de transporte militar con el sistema de estabilización automática de la empresa Bodenseeverke.
Como se mencionó anteriormente, se construyeron tres instancias de Do.31. El primer Do.31-1 10 de febrero Febrero 1967 del año con los motores Pegasus despegó. El segundo coche llevó al 14 1967 de julio del año, teniendo ya todos los motores 10. 16 Diciembre 1967 del año en este avión realizó la primera transición del despegue vertical al vuelo horizontal, y la transición al aterrizaje vertical del vuelo horizontal se realizó cinco días después. En el año 1969, el Do.31, durante su vuelo al Salón Aeronáutico de París desde Múnich, estableció varios récords nuevos para aviones con propulsión a chorro vertical. En 1969-1970, una tercera copia de Do.31-3, diseñada para pruebas estáticas, fue evaluada en los Estados Unidos. En el año 1969, el Do.31 se introdujo por primera vez en el Salón Aeronáutico de París, lo que lo convierte en el primer avión de transporte vertical del mundo en despegar y aterrizar.
La aeronave Do.31 fue y sigue siendo el único VTOL de transporte a reacción construido. El programa de prueba se terminó en abril 1970. Las razones para la terminación del programa fueron la velocidad relativamente baja, la carga útil y el alcance del automóvil en comparación con los aviones de transporte del esquema tradicional.
Hasta ahora, de las tres instancias de Dornier Do.31 creadas, se han conservado dos: E1 y E3. El primero está ubicado en la ciudad de Friedrichshafen en el Museo Dornier, el segundo en la ciudad de Schleissheim, cerca de Munich, en la exposición del Museo Deutsches.
características de performance de la aeronave:
Longitud - 20,88 m;
Altura - 8,53 m;
Envergadura - 18,06 m;
Área del ala - 57,00 m2;
Peso en vacío - 22453 kg;
Peso normal de despegue - 27442 kg;
Motores de despegue - 8 turborreactor Rolls-Royce RB 162-4D kg 1996 turborreactor cada uno;
Motores de marcha - Rolls-Royce (Bristol) 2-5 turborreactor Pegasus 2 kgf cada uno;
Velocidad de crucero - 644 km / h;
Velocidad máxima - 730 km / h;
Techo práctico - 10515 m;
Alcance - 1800 km;
Capacidad: 24 herido en camillas o soldados 36, o 4990 kg de carga;
Tripulación - Persona 2.
Basado en materiales:
http://www.airwar.ru
http://crimso.msk.ru
http://airspot.ru
http://lib.rus.ec
En los 1960, muchos países se centraron en el desarrollo de aviones de despegue y aterrizaje verticales. Por ejemplo, en el Reino Unido, se desarrolló Hawker P.1127. Por lo tanto, los diseñadores británicos demostraron la posibilidad de crear un despegue y aterrizaje vertical de caza-bombardero. Naturalmente, su éxito le dio la oportunidad de comenzar a considerar este sistema para vehículos de transporte. Una de estas máquinas fue desarrollada en Alemania.
En 1960, la compañía "Dornier" ("Dornier"), por orden del Ministerio de Defensa alemán en el más estricto secreto, comenzó a desarrollar un proyecto de despegue vertical de aviones de transporte militar táctico aterrizaje Do.31. Se suponía que la nueva máquina tenía una central eléctrica combinada de motores de elevación y marcha. La compañía Dornier llevó a cabo trabajos de diseño en conjunto con las empresas Focke-Wulf, Weser y Hamburger Flygzeoigbau, que en 1963 se fusionaron en aviación Empresa 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 PIB de los aviones de transporte militar.
En 1963, con el apoyo del Ministerio de Defensa británico y la República Federal de Alemania, se concluyó un acuerdo de dos años sobre la participación de la firma británica Hawker Siddley en el diseño del avión. Esta elección no fue accidental: la compañía británica ya tenía una gran experiencia en el desarrollo de un avión de despegue y aterrizaje vertical, el Harrier. Pero en el año 1965, después de la expiración del contrato, no se reanudó, ya que Hawker Siddley comenzó a desarrollar sus propios proyectos. Por lo tanto, Dornier decidió involucrar a las empresas estadounidenses en el diseño y la construcción de Do.31, y además está de acuerdo con la NASA en una investigación conjunta.
Para determinar el esquema óptimo de un avión de despegue verticalmente, el Dornier realizó una comparación de varios vehículos de despegue verticalmente: un helicóptero, un avión con tornillos de giro y un avión con motores turbofan de elevación y crucero. La tarea inicial fue transportar 3 toneladas de carga a una distancia de 500 km, regresando a la base. Como resultado de la investigación, se descubrió que un avión que despegaba verticalmente con motores turbofan de elevación y crucero tiene una serie de ventajas sobre otros tipos de vehículos. Dornier también presentó cálculos para elegir el diseño de planta de energía más óptimo.
Antes del diseño del avión Do.31, se llevaron a cabo pruebas exhaustivas de modelos en Alemania, en Göttingen y Stuttgart, así como en los Estados Unidos, en la NASA. Los primeros modelos de góndolas con motores turbofan de elevación no tenían, ya que se suponía que la planta de energía consistiría de solo dos motores turbofan de elevación en Bristol Siddley BS.100 (empuje cada 16000 kgf) con posquemador en el circuito del ventilador. En el año 1963 en la NASA en el Centro de Investigación. Langley probó modelos de aviones y elementos estructurales individuales en túneles de viento. Más tarde probé el modelo en vuelo libre.
De acuerdo con los resultados de estos estudios, se ha desarrollado la versión final de VT.VPP Do.31 con una central eléctrica combinada de elevación y elevación y motores de crucero. Para estudiar la estabilidad y la capacidad de control de la máquina con una planta de energía combinada en el modo de flotación, se creó en Dornier un puesto experimental de vuelo de forma cruciforme en el plan. En la planta de energía del soporte, se utilizaron cuatro motores Rolls-Royce RB.108, montados verticalmente en una armadura transversal. El par interno de motores fue fijo (el empuje de cada uno era 1000 kg). El par externo se desvió diferencialmente con respecto al eje transversal en un ángulo de + 6 grados, proporcionando así el control de la vía. Los motores externos generados sobre 730 kg, el stock restante se usó para el control transversal del soporte. El control longitudinal se llevó a cabo utilizando un sistema de inyección de tinta y el control transversal, mediante un cambio diferencial en el empuje de los motores de turborreactores externos.
Las dimensiones de los stands fueron las mismas que las de los aviones Do.31, el peso de despegue fue de 2800 kg. El empuje total de los motores durante las pruebas fue 3000 kgf, proporcionando la relación de empuje a peso de 1,07. En el stand, al final de 1965, se realizaron vuelos de 247. Para estudiar el sistema de control y estabilización, se utilizó otro banco, montado en un cojinete de pivote, que permitía desplazamientos angulares con respecto a tres ejes.
Se desarrolló una aeronave experimental para probar el diseño, probar los sistemas y probar las técnicas de pilotaje de la aeronave, que se designó como Do.31E. El Ministerio de Defensa alemán ordenó tres coches. Dos aviones estaban destinados a vuelo, el tercero - para pruebas estáticas.
La aeronave se fabricó de acuerdo con el esquema de monoplanos, tenía un motor combinado que consistía en motores turbofan de elevación y crucero y motores turborreactores de elevación.
El fuselaje es un semi-monocasco tipo metal. La sección transversal es redonda, con un diámetro de metro 3,2. En la proa de la cabina doble se ubicó la tripulación. Detrás de la cabina había una cabina de carga de tamaño 9200x2750x2200 mm y volumen 50 м3. Los paracaidistas 36 o 24 lesionados en camillas podrían colocarse en la cabina de los asientos reclinables. La sección de la cola estaba equipada con una escotilla de carga con una rampa de carga.
El motor del avión Do.31 combinado es un motor principal de elevación y un motor de elevación. Originalmente, se planeó instalar dos motores turbofan Bristol Pegasus en cada una de las dos góndolas internas y cuatro motores de elevación RB162 de Rolls-Royce en un par de góndolas externas. Sin embargo, en el futuro, la central eléctrica fue cambiada.
Dos turborreactores Rolls-Royce (Bristol) Pegasus BS.53 de marcha con boquillas giratorias (empuje cada 7000 kgf) se instalan debajo del ala en las góndolas. Tomas de aire no reguladas axiales. Cada motor tiene cuatro boquillas rotativas. Diámetro 1220 mm, longitud 2510 mm, peso en seco 1260 kg.
Ocho elevadores TRD Rolls-Royce RB. El 162-4 (empuje de cada 2000 kgf) se instaló en los extremos del ala en dos góndolas, cuatro cada uno. Los motores estaban equipados con boquillas con deflectores que desvían el flujo de gas 15 en grados hacia atrás o hacia adelante, y tienen entradas de aire comunes con aletas en las barquillas. Longitud 1315 mm, diámetro 660 mm, peso 125 kg.
En el primer Do.31 experimental, solo se instalaron motores Pegasus, todos los motores 10 se montaron solo en una segunda máquina.
El combustible se colocó en el ala en cinco tanques con una capacidad de 8000 litros. El combustible se suministró a los motores desde el tanque central, desde donde procedía del resto de los tanques.
El ala es vertical, continua, recta, con diseño de tres mástiles. El perfil de raíz del ala es NACA 64 (А412) - 412,5, al final del ala - NACA64 (А412) - 410. En cada lado del ala, entre las góndolas de los motores turbofan y los motores turbofan, hay alerones-flaps de dos partes, que se desvían en grados + 25. Las aletas convencionales están ubicadas entre las góndolas turbofan y el fuselaje. Flaps y alerones-flaps son accionados hidráulicamente, faltan recortadores.
El plumaje de la cola es barrido. El tramo del estabilizador ubicado en la quilla es 8 m, el área es 16,4 m2, el ángulo de barrido en el borde anterior es 15 grados. El ángulo de barrido de quilla (área 15,4 m2) es 40 grados 1 / 4 acordes. El ascensor es de cuatro secciones, cada sección tiene un accionamiento hidráulico separado. Cada una de las dos secciones del timón también está equipada con un motor hidráulico separado.
El tren de aterrizaje del triciclo retráctil tiene ruedas dobles en cada rack. Los soportes principales se retiran en la parte trasera de los motores de la góndola. Soporte nasal - autoguiado controlado, también se retrae. El chasis utiliza amortiguadores neumáticos de aceite. Todos los soportes tienen neumáticos de baja presión. Riel - chasis 7,5 m, base - 8,6 m.
En vuelo horizontal, los timones aerodinámicos convencionales se utilizaron para controlar. En el modo de desplazamiento, al volar a bajas velocidades y transitorios, se utilizó un sistema de control de inyección de tinta. El control longitudinal se lleva a cabo utilizando boquillas de chorro situadas en el fuselaje trasero. Se tomó aire comprimido de la TRD: un par de boquillas dirigieron el aire hacia arriba, el otro par hacia abajo. Para el control transversal, el empuje de los motores de elevación se cambió de manera diferente, la pista de la tobera del turbofan derecho e izquierdo se desvió en la dirección opuesta. Los movimientos verticales en el modo de vuelo estacionario se lograron variando el empuje del turbofan. La altitud de vuelo dada se mantuvo utilizando un sistema de autoestabilización.
El sistema hidráulico consistía en 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, las aletas, las escotillas de góndola con el TRD, la compuerta de la puerta de carga y parte de los cilindros del sistema de control hidráulico. El segundo sistema principal se proporcionó solo con un accionamiento para los cilindros hidráulicos del sistema de control.
El sistema eléctrico incluye un generador 4 de corriente alterna trifásico (potencia de cada 9 kW, 115 / 200 V, 400 Hz) montado en cada generador de turbofan en dos, y un convertidor-rectificador 2 DC (potencia 3 kW, 28 B, 50 A).
La cabina estaba equipada con equipamiento estándar para aviones de transporte militar con el sistema de estabilización automática de la empresa Bodenseeverke.
Como se mencionó anteriormente, se construyeron tres instancias de Do.31. El primer Do.31-1 10 de febrero Febrero 1967 del año con los motores Pegasus despegó. El segundo coche llevó al 14 1967 de julio del año, teniendo ya todos los motores 10. 16 Diciembre 1967 del año en este avión realizó la primera transición del despegue vertical al vuelo horizontal, y la transición al aterrizaje vertical del vuelo horizontal se realizó cinco días después. En el año 1969, el Do.31, durante su vuelo al Salón Aeronáutico de París desde Múnich, estableció varios récords nuevos para aviones con propulsión a chorro vertical. En 1969-1970, una tercera copia de Do.31-3, diseñada para pruebas estáticas, fue evaluada en los Estados Unidos. En el año 1969, el Do.31 se introdujo por primera vez en el Salón Aeronáutico de París, lo que lo convierte en el primer avión de transporte vertical del mundo en despegar y aterrizar.
La aeronave Do.31 fue y sigue siendo el único VTOL de transporte a reacción construido. El programa de prueba se terminó en abril 1970. Las razones para la terminación del programa fueron la velocidad relativamente baja, la carga útil y el alcance del automóvil en comparación con los aviones de transporte del esquema tradicional.
Hasta ahora, de las tres instancias de Dornier Do.31 creadas, se han conservado dos: E1 y E3. El primero está ubicado en la ciudad de Friedrichshafen en el Museo Dornier, el segundo en la ciudad de Schleissheim, cerca de Munich, en la exposición del Museo Deutsches.
características de performance de la aeronave:
Longitud - 20,88 m;
Altura - 8,53 m;
Envergadura - 18,06 m;
Área del ala - 57,00 m2;
Peso en vacío - 22453 kg;
Peso normal de despegue - 27442 kg;
Motores de despegue - 8 turborreactor Rolls-Royce RB 162-4D kg 1996 turborreactor cada uno;
Motores de marcha - Rolls-Royce (Bristol) 2-5 turborreactor Pegasus 2 kgf cada uno;
Velocidad de crucero - 644 km / h;
Velocidad máxima - 730 km / h;
Techo práctico - 10515 m;
Alcance - 1800 km;
Capacidad: 24 herido en camillas o soldados 36, o 4990 kg de carga;
Tripulación - Persona 2.
Basado en materiales:
http://www.airwar.ru
http://crimso.msk.ru
http://airspot.ru
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