Deutsches Museum Flugwerft Schleissheim ч.1: Do-31 E3-единственный в мире трансп самолет с ВВП (мал)
Под Мюнхеном есть филиал известного Немецкого музея(аналога нашего Политехнического музея)Этот филиал авиационный. И здесь немало интересных экспонатов.Начнем пожалуй с самолетов вертикального взлета и посадки!!! Dornier-31-единственный в мире транспортный самолет вертикального взлета и посадки!!! Уникальная машина!!!
этот же пост,но с большими картинками
сайт на немецком языке об этом самолете
сайт Немецкого музея
Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
и других источников найденных мною в инете и литературе.
во всем этом многообразии мы не ошибемся сразу разглядев нашего героя : В 1960 г. фирмой "Дорнье" по заказу министерства обороны ФРГ в условиях строгой секретности была начата разработка проекта тактического военно-транспортного вертикально взлетающего самолета Do.31 с комбинированной силовой установкой из подъемно-маршевых и подъемных двигателей.
Проектирование самолета осуществлялось фирмой "Дорнье" совместно с фирмами "Гамбургер Флюгцойгбау", "Везер" и "Фокке-Вульф", которые в 1963 г. объединились в единую авиационную фирму под названием WFV.
Буратино какой-то.
Проект самолета Do.31 являлся частью программы ФРГ по разработке транспортных вертикально взлетающих самолетов, в которой были учтены и переработаны ТТТ NATO MBR-4 к военно-транспортному СВВП.
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.
вид справа
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 возвращение на базу. Исследования показали, что вертикально взлетающий самолет с подъемно-маршевыми ТРДД обладает рядом преимуществ в сравнении с двумя другими типами аппаратов(интересно какими?). 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 Геттингене 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 16 000 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 висения 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.
** испытательный стенд
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.
вид слева
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.
** все три варианта: Do 31 программа: E-3, GSG(для статики), E-1(без подъемных двигателей)
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 вертикальной посадкой 16 и 21 декабря 1967 г.
Экспериментальный самолет несколько отличался от разработанного варианта самолета, имея крыло меньшего, чем у серийного варианта удлинения- фюзеляж круглого поперечного сечения и стабилизатор, расположенный на середине киля.
здесь располагаются подъемные двигателя
В 1968 г. третий экспериментальный СВВП D0.31E3(это наш самолет из музея) 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.
створки открыты для вертикального полета
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.
закрыты во время горизонтального
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.
Разработан был также проект гражданского СВВП Do.231 с двумя подъемномаршевыми 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.
их описание
Подобные проекты пассажирских СВВП VC.180 и VC.181 были разработаны другой фирмой "Ферайнигте Флюгтехнише Верке" (VFW). Их силовая установка состояла из четырех маршевых ТРДД и 10-12 подъемных ТРДА 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 TP Д.
** схема самолета
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 Силлли", 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.
маршевые двигателя,которые также имеют сопла для помощи при взлете
Силовая установка комбинированная: два подъемно-маршевых ТРДД Бристоль Сиддли BS.53 "Пегас" 5-2 с поворотными соплами тягой по 7000 кгс установлены в гондолах под крылом. Воздухозаборники осевые нерегулируемые. Двигатели имеют по четыре поворотных сопла. Диаметр двигателя 1,22 м, длина 2,51 м, масса сухого 1260 кг.
это одна из самых ранних модификаций двигателя,которая претерпела по дороге к серийным самолетам массу модификаций
Восемь подъемных ТРД Роллс-Ройс RB. 162-4 тягой по 2000 кгс установлены по четыре в двух гондолах на концах крыла. Двигатели снабжены соплами с дефлекторами, которые могут отклонять поток газов на 15 вперед или назад, и имеют общие воздухозаборники с открывающимися створками в гондолах. Длина двигателя 1,315 м, диаметр 0,66 м, масса сухого 125 кг.
Топливная система. Топливо размещается в пяти баках общей емкостью 8000 л, расположенных в крыле. Подача топлива в двигатели производится из центрального бака, в который топливо поступает из остальных баков.
вид правой мотогондолы сзади
основные стойки убираются в них
ниша для уборки шасси
мотогондола
Крыло верхнерасположенное, прямое, неразрезное, трехлонжеронной конструкции. Профиль крыла в корневой части NACA 64 (А412) - 412,5, на конце крыла - NACA64 (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.
часть крыла с механизацией
** коллектив разрабатывающий эту технику:
** подготовка модели для статических испытаний (GSG)
Шасси трехопорное, убирающееся, имеет сдвоенные колеса на каждой стойке. Главные опоры убираются назад в гондолы подъемно-маршевых двигателей. Носовая опора управляемая самоориентирующаяся также убирается назад. Амортизаторы масляно-пневматические. Все опоры снабжены пневматиками низкого давления. База шасси 8,6 м, колея - 7,5 м.
основная стойка
носовая стойка
ниша для уборки
Хвостовое оперение стреловидное, со стабилизатором размахом 8 м и площадью 16,4 м2 расположенным на киле. Киль площадью 15,4 м2 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.
вид справа
Самолет выполнен по схеме моноплана с комбинированной силовой установкой из двух подъемно-маршевых ТРДД и восьми подъемных ТРД и снабжен трехопорным шасси.
вид сзади
здесь мы видим систему стабилизации при ввп
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 м3. В кабине может размещаться 36 десантников на откидывающихся сиденьях или 24 раненых на носилках. В хвостовой части расположен грузовой люк с погрузочной рампой.
общий вид сзади
На режимах висения, малых скоростей и переходных режимах используется струйная система управления. Продольное управление осуществляется с помощью реактивных сопл в хвостовой части фюзеляжа, в которые подается сжатый воздух, отбираемый от ТРДД: два сопла направляют воздух вверх, а два других - вниз.
система подробнее
Гидравлическая система. Состоит из двух основных независимых систем и аварийной системы. Рабочее давление в системах 210 кгс/см2. Первая основная система обеспечивает привод шасси, закрылков, грузовой рампы, створок грузового люка, люков гондол с ТРД и части гидравлических цилиндров системы управления. Вторая основная система предназначена только для привода гидравлических цилиндров системы управления.
вид сзади справа
Электрическая система включает четыре генератора трехфазного переменного тока мощностью по 9 кВА (115/200 В, 400 Гц), установленных по два на каждом ТРДД, и два преобразователя-выпрямителя постоянного тока мощностью 3 кВ (50 А, 28 В).
кабина и нос справа
кабина слева
вид спереди
остекление
зачем ему такой нос,я так и не смог выяснить в литературе,может кто в курсе?
нос
Оборудование. В кабине установлено стандартное оборудование для военно-транспортных самолетов с автостабилизирующей системой фирмы "Бодензееверке".
центральный пульт
схема кокпита
панель справа
панель слева
потолок в кабине
кресло
фотография фотографии кокпита
** фотография кокпита с сайта
устройства
на входе
грузовой люк
Где же они нынче все?
* Dornier Do 31 E1, D-9530, находится в музее Dornier Museum в городе Фридрихсхафене.
* GSG если я правильно понял утилизировали
* Dornier Do 31 E3, D-9531, находится в статической экспозиции в музее Deutsches Museum в г. Schleissheim около Мюнхена.
вид изнутри
** раскадровка посадки
** взлета
Самолёт Do 31 установил несколько мировых рекордов ФАИ в классе СВВП во время перелёта на Парижский Авиасалон в 1969. Этот самолёт был (и остаётся по настоящее время) единственным из когда-либо построенных реактивных транспортных СВВП. Программа его испытаний была прекращена в апреле 1970, (последний полёт- 4 мая 1970 в Ганновере). Одними из технических причин прекращения программы можно назвать относительно невысокую скорость, дальность и грузоподъёмность машины в сравненнии с транспортными самолётами традиционной схемы (в частности, скорость снижалась из-за высокого аэродинамического сопротивления мотогондол подъёмных двигателей), а также- в целом назревшее в политических, военных и конструкторских кругах разочарование в самой концепции СВВП.
общий вид зала
ЛТХ:
Модификация Do.31
Размах крыла, м 18.06
Длина, м 20.88
Высота, м 8.53
Площадь крыла, м2 57.00
Масса, кг
пустого самолета 22453
нормальная взлетная 27442
Тип двигателя
взлетные 8 ТРД Rolls-Royce RB 162-4D
маршевый 2 ТРД Rolls-Royce (Bristol) Pegasus 5-2 (BE.53/2)
Тяга, кгс
взлетные 8 х 1996
маршевый 2 х 7031
Крейсерская скорость , км/ч 644
Практическая дальность, км 1800 км
Практический потолок, м 10515
Экипаж, чел 2
Полезная нагрузка: 36 десантников на откидывающихся сиденьях или
24 раненых на носилках
Система управления. В горизонтальном полете используются обычные аэродинамические рули. На режимах висения, малых скоростей и переходных режимах используется струйная система управления. Продольное управление осуществляется с помощью реактивных сопл в хвостовой части фюзеляжа, в которые подается сжатый воздух, отбираемый от ТРДД: два сопла направляют воздух вверх, а два других - вниз. Поперечное управление осуществляется дифференциальным изменением тяги подъемных ТРД, а путевое - отклонением сопл левого и правого ТРДД в противоположном направлении. Управление вертикальными перемещениями на режиме висения достигается изменением тяги ТРДД. Выдерживание заданной высоты полета осуществляется с помощью автостабилизирующей системы.
Untitled from igor113 on Vimeo.
Тут я собрал немного видео из того,что удалось найти в интернете.Надо заметить,что впечатление от взлета этого самолета гораздо приятнее ,чем того же Харриера.
Untitled from igor113 on Vimeo.
Untitled from igor113 on Vimeo.
этот же пост,но с большими картинками
сайт на немецком языке об этом самолете
сайт Немецкого музея
Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
и других источников найденных мною в инете и литературе.
во всем этом многообразии мы не ошибемся сразу разглядев нашего героя : В 1960 г. фирмой "Дорнье" по заказу министерства обороны ФРГ в условиях строгой секретности была начата разработка проекта тактического военно-транспортного вертикально взлетающего самолета Do.31 с комбинированной силовой установкой из подъемно-маршевых и подъемных двигателей.
Проектирование самолета осуществлялось фирмой "Дорнье" совместно с фирмами "Гамбургер Флюгцойгбау", "Везер" и "Фокке-Вульф", которые в 1963 г. объединились в единую авиационную фирму под названием WFV.
Буратино какой-то.
Проект самолета Do.31 являлся частью программы ФРГ по разработке транспортных вертикально взлетающих самолетов, в которой были учтены и переработаны ТТТ NATO MBR-4 к военно-транспортному СВВП.
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.
вид справа
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 возвращение на базу. Исследования показали, что вертикально взлетающий самолет с подъемно-маршевыми ТРДД обладает рядом преимуществ в сравнении с двумя другими типами аппаратов(интересно какими?). 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 Геттингене 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 16 000 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 висения 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.
** испытательный стенд
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.
вид слева
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.
** все три варианта: Do 31 программа: E-3, GSG(для статики), E-1(без подъемных двигателей)
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 вертикальной посадкой 16 и 21 декабря 1967 г.
Экспериментальный самолет несколько отличался от разработанного варианта самолета, имея крыло меньшего, чем у серийного варианта удлинения- фюзеляж круглого поперечного сечения и стабилизатор, расположенный на середине киля.
здесь располагаются подъемные двигателя
В 1968 г. третий экспериментальный СВВП D0.31E3(это наш самолет из музея) 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.
створки открыты для вертикального полета
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.
закрыты во время горизонтального
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.
Разработан был также проект гражданского СВВП Do.231 с двумя подъемномаршевыми 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.
их описание
Подобные проекты пассажирских СВВП VC.180 и VC.181 были разработаны другой фирмой "Ферайнигте Флюгтехнише Верке" (VFW). Их силовая установка состояла из четырех маршевых ТРДД и 10-12 подъемных ТРДА 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 TP Д.
** схема самолета
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 Силлли", 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.
маршевые двигателя,которые также имеют сопла для помощи при взлете
Силовая установка комбинированная: два подъемно-маршевых ТРДД Бристоль Сиддли BS.53 "Пегас" 5-2 с поворотными соплами тягой по 7000 кгс установлены в гондолах под крылом. Воздухозаборники осевые нерегулируемые. Двигатели имеют по четыре поворотных сопла. Диаметр двигателя 1,22 м, длина 2,51 м, масса сухого 1260 кг.
это одна из самых ранних модификаций двигателя,которая претерпела по дороге к серийным самолетам массу модификаций
Восемь подъемных ТРД Роллс-Ройс RB. 162-4 тягой по 2000 кгс установлены по четыре в двух гондолах на концах крыла. Двигатели снабжены соплами с дефлекторами, которые могут отклонять поток газов на 15 вперед или назад, и имеют общие воздухозаборники с открывающимися створками в гондолах. Длина двигателя 1,315 м, диаметр 0,66 м, масса сухого 125 кг.
Топливная система. Топливо размещается в пяти баках общей емкостью 8000 л, расположенных в крыле. Подача топлива в двигатели производится из центрального бака, в который топливо поступает из остальных баков.
вид правой мотогондолы сзади
основные стойки убираются в них
ниша для уборки шасси
мотогондола
Крыло верхнерасположенное, прямое, неразрезное, трехлонжеронной конструкции. Профиль крыла в корневой части NACA 64 (А412) - 412,5, на конце крыла - NACA64 (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.
часть крыла с механизацией
** коллектив разрабатывающий эту технику:
** подготовка модели для статических испытаний (GSG)
Шасси трехопорное, убирающееся, имеет сдвоенные колеса на каждой стойке. Главные опоры убираются назад в гондолы подъемно-маршевых двигателей. Носовая опора управляемая самоориентирующаяся также убирается назад. Амортизаторы масляно-пневматические. Все опоры снабжены пневматиками низкого давления. База шасси 8,6 м, колея - 7,5 м.
основная стойка
носовая стойка
ниша для уборки
Хвостовое оперение стреловидное, со стабилизатором размахом 8 м и площадью 16,4 м2 расположенным на киле. Киль площадью 15,4 м2 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.
вид справа
Самолет выполнен по схеме моноплана с комбинированной силовой установкой из двух подъемно-маршевых ТРДД и восьми подъемных ТРД и снабжен трехопорным шасси.
вид сзади
здесь мы видим систему стабилизации при ввп
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 м3. В кабине может размещаться 36 десантников на откидывающихся сиденьях или 24 раненых на носилках. В хвостовой части расположен грузовой люк с погрузочной рампой.
общий вид сзади
На режимах висения, малых скоростей и переходных режимах используется струйная система управления. Продольное управление осуществляется с помощью реактивных сопл в хвостовой части фюзеляжа, в которые подается сжатый воздух, отбираемый от ТРДД: два сопла направляют воздух вверх, а два других - вниз.
система подробнее
Гидравлическая система. Состоит из двух основных независимых систем и аварийной системы. Рабочее давление в системах 210 кгс/см2. Первая основная система обеспечивает привод шасси, закрылков, грузовой рампы, створок грузового люка, люков гондол с ТРД и части гидравлических цилиндров системы управления. Вторая основная система предназначена только для привода гидравлических цилиндров системы управления.
вид сзади справа
Электрическая система включает четыре генератора трехфазного переменного тока мощностью по 9 кВА (115/200 В, 400 Гц), установленных по два на каждом ТРДД, и два преобразователя-выпрямителя постоянного тока мощностью 3 кВ (50 А, 28 В).
кабина и нос справа
кабина слева
вид спереди
остекление
зачем ему такой нос,я так и не смог выяснить в литературе,может кто в курсе?
нос
Оборудование. В кабине установлено стандартное оборудование для военно-транспортных самолетов с автостабилизирующей системой фирмы "Бодензееверке".
центральный пульт
схема кокпита
панель справа
панель слева
потолок в кабине
кресло
фотография фотографии кокпита
** фотография кокпита с сайта
устройства
на входе
грузовой люк
Где же они нынче все?
* Dornier Do 31 E1, D-9530, находится в музее Dornier Museum в городе Фридрихсхафене.
* GSG если я правильно понял утилизировали
* Dornier Do 31 E3, D-9531, находится в статической экспозиции в музее Deutsches Museum в г. Schleissheim около Мюнхена.
вид изнутри
** раскадровка посадки
** взлета
Самолёт Do 31 установил несколько мировых рекордов ФАИ в классе СВВП во время перелёта на Парижский Авиасалон в 1969. Этот самолёт был (и остаётся по настоящее время) единственным из когда-либо построенных реактивных транспортных СВВП. Программа его испытаний была прекращена в апреле 1970, (последний полёт- 4 мая 1970 в Ганновере). Одними из технических причин прекращения программы можно назвать относительно невысокую скорость, дальность и грузоподъёмность машины в сравненнии с транспортными самолётами традиционной схемы (в частности, скорость снижалась из-за высокого аэродинамического сопротивления мотогондол подъёмных двигателей), а также- в целом назревшее в политических, военных и конструкторских кругах разочарование в самой концепции СВВП.
общий вид зала
ЛТХ:
Модификация Do.31
Размах крыла, м 18.06
Длина, м 20.88
Высота, м 8.53
Площадь крыла, м2 57.00
Масса, кг
пустого самолета 22453
нормальная взлетная 27442
Тип двигателя
взлетные 8 ТРД Rolls-Royce RB 162-4D
маршевый 2 ТРД Rolls-Royce (Bristol) Pegasus 5-2 (BE.53/2)
Тяга, кгс
взлетные 8 х 1996
маршевый 2 х 7031
Крейсерская скорость , км/ч 644
Практическая дальность, км 1800 км
Практический потолок, м 10515
Экипаж, чел 2
Полезная нагрузка: 36 десантников на откидывающихся сиденьях или
24 раненых на носилках
Система управления. В горизонтальном полете используются обычные аэродинамические рули. На режимах висения, малых скоростей и переходных режимах используется струйная система управления. Продольное управление осуществляется с помощью реактивных сопл в хвостовой части фюзеляжа, в которые подается сжатый воздух, отбираемый от ТРДД: два сопла направляют воздух вверх, а два других - вниз. Поперечное управление осуществляется дифференциальным изменением тяги подъемных ТРД, а путевое - отклонением сопл левого и правого ТРДД в противоположном направлении. Управление вертикальными перемещениями на режиме висения достигается изменением тяги ТРДД. Выдерживание заданной высоты полета осуществляется с помощью автостабилизирующей системы.
You can watch this video on www.livejournal.com
Untitled from igor113 on Vimeo.
Тут я собрал немного видео из того,что удалось найти в интернете.Надо заметить,что впечатление от взлета этого самолета гораздо приятнее ,чем того же Харриера.
You can watch this video on www.livejournal.com
Untitled from igor113 on Vimeo.
You can watch this video on www.livejournal.com
Untitled from igor113 on Vimeo.