Le Dornier Do.31 est un avion de transport à réaction expérimental VTOL. La machine a été créée en Allemagne par la société Dornier. Le client était le département militaire, qui avait besoin d'un avion de transport tactique.
Dans les années 1960, de nombreux pays se sont concentrés sur le développement d'avions à décollage et atterrissage verticaux. Par exemple, le Hawker P.1127 a été développé au Royaume-Uni. Ainsi, les concepteurs britanniques ont démontré la possibilité de créer un chasseur-bombardier à décollage et atterrissage verticaux. Naturellement, leur succès a permis d'amorcer une réflexion sur ce système pour les véhicules de transport. L'une de ces machines a été développée en Allemagne.
En 1960, la firme "Dornier" ("Dornier") par ordre du ministère de la Défense de la République fédérale d'Allemagne dans le plus grand secret a commencé à développer un projet d'avion de transport militaire tactique pour l'atterrissage à décollage vertical Do.31. La nouvelle machine était censée avoir une centrale électrique combinée de levage-support et de moteurs de levage. La société Dornier a réalisé la conception en collaboration avec les sociétés Focke-Wulf, Weser et Hamburger Flyugzeugbau, qui ont fusionné en 1963 dans la société d'aviation WFV. Le projet Do.31 fait partie du programme FRG pour le développement d'avions de transport à décollage et atterrissage verticaux, dans lequel les exigences tactiques et techniques du MBR-4 de l'OTAN pour l'avion de transport militaire VVP ont été révisées et prises en compte.
En 1963, avec le soutien du ministère de la Défense de Grande-Bretagne et de la République fédérale d'Allemagne, un accord de deux ans a été signé sur la participation de la firme britannique Hawker Siddley à la conception de l'avion. Ce choix n'était pas accidentel - la société britannique avait déjà à cette époque une vaste expérience dans le développement d'avions à décollage et atterrissage verticaux - "Harrier". Mais en 1965, après l'expiration du contrat, il n'a pas été renouvelé, car Hawker Siddley a commencé à développer ses propres projets. Par conséquent, Dornier a décidé d'impliquer des entreprises américaines dans la conception et la construction du Do.31, et à l'avenir de se mettre d'accord avec la NASA sur des recherches conjointes.
Afin de déterminer la disposition optimale d'un avion de transport à décollage vertical, Dornier a comparé différents véhicules à décollage vertical: un hélicoptère, un avion à hélices rotatives et un avion à turboréacteurs de levage et de croisière. Comme tâche initiale, ils ont pris le transport de 3 tonnes de fret sur une distance de 500 km avec un retour à la base. À la suite de la recherche, il a été constaté qu'un avion à décollage vertical avec des moteurs à double flux de levage et de croisière présente un certain nombre d'avantages par rapport aux autres types de véhicules. Les entreprises "Dornier" ont également fourni des calculs pour la sélection de la disposition de la centrale la plus optimale.
Avant la conception du Do.31, des tests de modèles approfondis ont été effectués en Allemagne - à Göttingen et à Stuttgart, ainsi qu'aux États-Unis - à la NASA. Les premiers modèles de nacelles avec turboréacteurs de levage n'en avaient pas, car on supposait que la centrale ne serait constituée que de deux turboréacteurs de levage et de croisière Bristol Siddley BS.100 (poussée de chaque 16000 kgf) avec postcombustion dans le circuit de soufflante. En 1963, à la NASA au Research Center. Langley a testé des modèles d'avions et des éléments structurels individuels dans des souffleries. Plus tard, le modèle a été testé en vol libre.
Sur la base des résultats de ces études, la version finale de l'avion Do.31 VTOL avec une centrale électrique combinée de moteurs de levage et de levage-support a été développée. Pour étudier la stabilité et la contrôlabilité d'une machine avec une centrale électrique combinée en mode stationnaire, Dornier a créé un banc d'essai en vol expérimental d'une poutre en forme de croix en plan. La centrale électrique du stand utilisait quatre turboréacteurs Rolls-Royce RB.108 montés verticalement sur une poutre transversale. La paire intérieure de moteurs était installée immobile (la poussée de chacun était de 1000 kg). La paire extérieure était déviée de manière différentielle par rapport à l'axe transversal à un angle de +6 degrés, offrant ainsi un contrôle directionnel. La poussée des moteurs externes a créé 730 kg chacun, le stock restant a été utilisé pour le contrôle latéral du stand. Le contrôle longitudinal a été effectué à l'aide d'un système à jets et le contrôle transversal a été effectué par changement différentiel de la poussée des turboréacteurs externes.
Les dimensions du stand étaient les mêmes que celles de l'avion Do.31, la masse au décollage était de 2800 kg. La poussée totale des moteurs pendant les essais était de 3000 kgf, fournissant un rapport poussée/poids de 1,07. Au stand à la fin de 1965, 247 vols ont été effectués. Pour étudier le système de stabilisation et de contrôle, un autre support a été utilisé, monté sur un support articulé, qui permettait des déplacements angulaires autour de trois axes.
Un avion expérimental a été développé pour tester la conception, vérifier les systèmes et tester la technique de pilotage de l'avion, qui a été désigné Do.31E. Le ministère allemand de la Défense a commandé trois véhicules. Deux avions étaient destinés aux essais en vol, et le troisième aux essais statiques.
L'avion a été fabriqué selon le schéma du monoplan, avait une centrale électrique combinée, composée de turboréacteurs à sustentation et de turboréacteurs à portance.
Fuselage - type semi-monocoque tout en métal. La section transversale est ronde, avec un diamètre de 3,2 mètres. À l'avant, il y avait une cabine d'équipage à deux places. Derrière la cabine se trouvait un compartiment cargo mesurant 9200x2750x2200 mm et un volume de 50 m3. Dans le cockpit, sur des sièges inclinables, 36 parachutistes ou 24 blessés sur civière pouvaient être logés. La partie arrière était équipée d'une trappe de chargement avec une rampe de chargement.
La centrale électrique de l'avion Do.31 est combinée - moteurs de croisière et moteurs de levage. Le plan initial était d'installer deux turboréacteurs Bristol Pegasus dans chacune des deux nacelles internes et quatre moteurs de levage Rolls-Royce RB162 dans une paire de nacelles externes. Cependant, à l'avenir, la centrale a été modifiée.
Deux turboréacteurs Rolls-Royce (Bristol) Pegasus BS.53 lift-cruise à tuyères rotatives (poussée de 7000 kgf chacun) sont installés sous l'aile dans des gondoles. Prises d'air axiales non régulées. Chaque moteur a quatre buses rotatives. Diamètre 1220 mm, longueur 2510 mm, poids à sec 1260 kg.
Huit turboréacteurs de levage Rolls-Royce RB. 162-4 (poussée de chaque 2000 kgf) ont été installés aux extrémités de l'aile dans deux gondoles, quatre dans chacune. Les moteurs étaient équipés de tuyères avec des déflecteurs qui dévient le flux de gaz de 15 degrés vers l'arrière ou vers l'avant, et ont des prises d'air communes avec des volets dans les nacelles. Longueur 1315 mm, diamètre 660 mm, poids 125 kg.
Sur le premier Do.31 expérimental, seuls les moteurs Pegasus étaient installés, les 10 moteurs n'étaient montés que sur la deuxième machine.
Le carburant était logé dans l'aile dans cinq réservoirs d'une capacité de 8000 litres. Le carburant était fourni aux moteurs à partir du réservoir central, d'où il provenait du reste des réservoirs.
L'aile est de conception aérienne, continue, droite, à trois longerons. A l'emplanture du profil d'aile NACA 64 (A412) - 412, 5, à l'extrémité de l'aile - NACA64 (A412) - 410. De chaque côté de l'aile entre le turboréacteur et les nacelles du turboréacteur se trouvent deux sections ailerons de volets, déviant de +25 degrés. Des volets classiques sont situés entre les nacelles du turboréacteur et le fuselage. Les volets et les ailerons des volets sont actionnés hydrauliquement et n'ont pas de volets compensateurs.
L'empennage est en forme de flèche. La portée du stabilisateur situé sur la quille est de 8 m, la surface est de 16,4 m2, l'angle de balayage le long du bord d'attaque est de 15 degrés. L'angle de flèche de la quille (surface 15,4 m2) est de 40 degrés à 1/4 de corde. L'ascenseur est à quatre sections, chaque section a un entraînement hydraulique séparé. Chacune des deux sections de gouvernail est également équipée d'un entraînement hydraulique séparé.
Le train d'atterrissage tricycle rétractable a des roues jumelées sur chaque crémaillère. Les supports principaux sont rétractés dans les nacelles du moteur de sustentation de levage. L'appui nasal est auto-orientable, contrôlé, se rétracte également. Le châssis utilise des amortisseurs oléo-pneumatiques. Tous les supports ont une pneumatique basse pression. Piste - châssis 7, 5 m, base - 8, 6 m.
En vol en palier, des gouvernails aérodynamiques conventionnels étaient utilisés pour le contrôle. En mode stationnaire, lors du vol à basse vitesse et en modes transitoires, le système de contrôle du jet a été utilisé. Le contrôle longitudinal est effectué à l'aide de buses à jet situées à l'arrière du fuselage. L'air comprimé était prélevé sur le turboréacteur: une paire de buses dirigeait l'air vers le haut, l'autre paire - vers le bas. Pour le contrôle latéral, la poussée des moteurs de levage a été modifiée de manière différentielle, le contrôle de la voie - les tuyères des turboréacteurs à double flux droit et gauche ont été déviées dans la direction opposée. Le déplacement vertical en mode stationnaire a été obtenu en modifiant la poussée du turboréacteur. L'altitude de vol spécifiée a été maintenue à l'aide d'un système de stabilisation automatique.
Le système hydraulique comprenait deux systèmes principaux indépendants et un système d'urgence. Pression de travail - 210 kgf / cm2. Le premier système principal fournissait l'entraînement du châssis, de la rampe de chargement, des volets, des écoutilles des gondoles avec des turboréacteurs, des portes des écoutilles de chargement et d'une partie des vérins hydrauliques du système de contrôle. Le deuxième système principal assurait uniquement l'entraînement des vérins hydrauliques du système de contrôle.
Le système électrique comprend 4 alternateurs triphasés (puissance de chacun 9 kW, 115/200 V, 400 Hz), montés sur chaque turboréacteur, deux, et 2 convertisseurs-redresseurs DC (puissance 3 kW, 28 V, 50 A).
Le cockpit était équipé d'un équipement standard pour les avions de transport militaire avec un système de stabilisation automatique de la société Bodenseeerke.
Comme mentionné précédemment, trois Do.31 ont été construits. Le premier Do.31E-1 a décollé le 10 février 1967 uniquement avec des moteurs Pegasus. La deuxième voiture a décollé le 14 juillet 1967, ayant déjà les 10 moteurs. Le 16 décembre 1967, cet avion a effectué la première transition du décollage vertical au vol horizontal, et la transition à l'atterrissage vertical du vol horizontal a eu lieu cinq jours plus tard. En 1969, le Do.31, lors d'un vol vers le salon du Bourget depuis Munich, établit plusieurs nouveaux records d'avions à poussée verticale. En 1969-1970, la troisième instance du Do.31E-3, destinée aux tests statiques, a été évaluée aux États-Unis. En 1969, le Do.31 a été présenté pour la première fois au salon du Bourget, ce qui en fait le premier avion de transport à décollage et atterrissage verticaux au monde.
Le Do.31 était et reste le seul avion de transport à réaction VTOL jamais construit. Le programme d'essai a pris fin en avril 1970. Les raisons de l'arrêt du programme étaient la vitesse, la capacité de charge et l'autonomie relativement faibles du véhicule par rapport aux avions de transport traditionnels.
À ce jour, sur les trois exemplaires du Dornier Do.31 construits, deux ont survécu - E1 et E3. Le premier est situé dans la ville de Friedrichshafen dans le musée Dornier, le second à Schleissheim près de Munich dans l'exposition du Deutsches Museum.
Caractéristiques techniques du vol:
Longueur - 20, 88 m;
Hauteur - 8, 53 m;
Envergure - 18, 06 m;
Superficie de l'aile - 57, 00 m2;
Poids de l'avion à vide - 22453 kg;
Masse normale au décollage - 27442 kg;
Moteurs à décollage - 8 turboréacteurs Rolls-Royce RB 162-4D d'une poussée de 1996 kgf chacun;
Moteurs de croisière - 2 turboréacteurs Rolls-Royce (Bristol) Pegasus 5-2 7031 kgf de poussée chacun;
Vitesse de croisière - 644 km / h;
Vitesse maximale - 730 km / h;
Plafond de service - 10515 m;
Portée - 1800 km;
Capacité: 24 blessés sur civières ou 36 soldats, soit 4990 kg de cargaison;
Équipage - 2 personnes.
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