Работы над проектом вертикально взлетающего самолета VAK-191B в ФРГ начались фирмой «Focke-Wulf» (с 1964 г. - VFW) в 1961 г. в соответствии с ТТТ НАТО MBR-3 (Military Basic Requirement №3), выработанными консультативным комитетом НАТО. В требованиях предусматривалась разработка одноместного тактического самолёта непосредственной поддержки войск, обладающего возможностью вертикального взлета и посадки. Самолёт, первоначально имевший обозначение FW-1262, должен был иметь боевой радиус 450 км с боевой нагрузкой 910 кг при продолжительности пребывания над полем боя 5 мин, 10-процентный резерв топлива после посадки и максимальную скорость, соответствующую числу М=0,92. В начале и конце полета предусматривалось выполнение вертикального взлета и посадки в условиях МСА +15°С. Самолет должен эксплуатироваться в плохих метеорологических условиях с рассредоточенных, элементарно подготовленных взлетных площадок и быть независимым от наземного оборудования. По ТТТ предусматривалось также использование самолета в качестве разведчика и средства доставки ядерного оружия.
Выполнение этих требований, превосходящих характеристики СВВП «Харриер», считалось возможным осуществить только при использовании комбинированной силовой установки, в которой в дополнение к подъемно-маршевому ТРДД, применялись подъемные ТРД. Поэтому основное внимание было уделено разработке силовой установки, сначала выбору ее оптимальной схемы, т.е. числа двигателей и их размещения, а затем разработке самих двигателей. В июле 1965 г. правительства ФРГ и Италии достигли соглашения о совместном финансировании начального этапа разработки самолета, получившего обозначение VAK-191B, где VAK обозначен как Verticalstartendes Aufk- larungs und Kampfflugzeug – вертикально взлетающий разведывательный и боевой самолёт, а цифра 191 обозначает, что этот самолет предназначен для замены истребителя Fiat G.91. С 1963 г. фирма «Focke-Wulf» вошла в фирму «VFW» (Vereinigte Flugtechnische Werke), а в фирму «VFW» вошла также фирма «Хейнкель».
Первоначально совместное соглашение ФРГ и Италии предусматривало разработку, постройку и испытания трех опытных одноместных самолётов VAK-191B в Бремене и трёх двухместных самолётов в Турине. Было решено, что из необходимых для разработки 227 млн. марок ФРГ предоставит 60%, а Италия – 40%. Однако в 1968 г. правительство Италии о тказалось от разработки, но фирма «Фиат» осталась в качестве субконтрактанта. Число строящихся самолетов было решено сократить до трех. Фирма «VFW» взяла на себя изготовление средней части фюзеляжа и центроплана крыла, а фирма «Фиат» стала ответственной за изготовление передней и хвостовой частей фюзеляжа, крыльев и оперения. Правительство ФРГ, являясь основным заказчиком, назначило в декабре 1965 г. двигателестроительную фирму «MTU» руководить совместно с английской фирмой «Rolls-Royce» разработкой подъемно-маршевого двигателя RB.193.
Для оценки характеристик силовой установки и систем самолёта VAK-191B фирмой «VFW» в 1965 г. был построен летающий стенд SC.1262, на котором были установлены пять подъемных ТРД Rolls-Royce RB.108 и струйная система управления, в которую подавался сжатый воздух от компрессоров ТРД. Стенд проходил более года испытания на привязи и в свободном полете.
Первый опытный самолёт VAK-191B V1 был вывезен из сборочного цеха завода фирмы «VFW» в Бремене 24 апреля 1970 г., однако первый полёт его состоялся лишь 10 сентября 1971 г. после продолжительных наземных испытаний и испытаний на режиме висения на привязи. Самолёт совершил вертикальный взлет и летал на режиме висения на высоте нескольких метров, затем перешел к горизонтальному полету, сделал круг над аэродромом и совершил вертикальную посадку. Второй самолёт VAK-191B V2 совершил первый полёт 2 октября 1971 г. В начале 1972 г. была закончена постройка третьего самолёта для летных испытаний VAK-191B V3, а затем еще был построен самолёт для статических испытаний. Программа лётных испытаний трёх самолётов VAK-191B состояла их трех этапов. На первом этапе исследовались характеристики самолётов на вертикальных режимах полетов. Второй этап предусматривал испытания самолётов на режимах перехода и крейсерского полета и определение огибающей летных характеристик. Испытания самолётов на переходных режимах начались с задержкой в феврале 1972 г.
в связи с большим числом неполадок, особенно в гидравлической системе. В ходе лётных испытаний были достигнуты максимальная скорость 445 км/ч, в полете на режиме висения достигались углы крена и тангажа до 16°. На трех самолётах VAK-191B было произведено около 50 полетов. На 1973 г. было запланировано начало испытаний по третьему этапу, связанному с использованием СВВП VAK-191B для разработки оборудования по программе перспективного истребителя-бомбардировщика MRCA 75, по которой был создан самолёт «Торнадо». Однако с января 1973 г. министерство обороны ФРГ предложило фирме «VFW» прекратить все работы по СВВП VAK-191B. Затраты на разработку, постройку и доводку всех трёх самолётов VAK-191B до испытаний на режимах висения оценивались фирмой «VFW» в 1972 г. в 250 млн. марок. Разработка силовой установки потребовала еще 200 млн. марок, большая часть которых была израсходована на подъемно-маршевый двигатель MTU RB.193, т.е. общие расходы превысили 450 млн. марок.
В связи с тем, что опытный самолет VAK-191B Mk.1 не отвечал требованиям MBR-3, фирмой «VFW» в 1972-1975 гг. были разработаны два усовершенствованных варианта самолёта VAK-191B Mk.2 и Mk.3. Самолёт VAK-191B Mk.2 должен был иметь новое крыло с увеличенной на 50% площадью для улучшения маневренности и обеспечения обычных взлета и посадки. Силовая установка должна была состоять из усовершенствованных двигателей с увеличенной тягой: подъемно-маршевого двигателя на 30%, а подъемных – на 5%. Предполагалось установить дополнительное оборудование, а под крылом подвешивать бомбы или УР. Фирма «VFW» заявляла, что самолет VAK-191B Mk.2 будет иметь лучшую зависимость «нагрузка-дальность» по сравнению с самолётом Harrier GR.1. Разработка самолёта в варианте VAK-191B Mk.2 до начала серийного производства оценивалась в 350 млн. марок, а стоимость одного самолёта без запасных частей 10 млн. марок.
Третий вариант – VAK-191B Mk.3 должен был отличаться от варианта VAK-191B Mk.2 установкой новых подъемных двигателей Роллс-Ройс – Аллисон J99 тягой по 3180–3630 кгс, которые разрабатывались совместно Великобританией и США. Запас топлива во внутренних баках увеличивался на 20%. Конструкция шасси должна была обеспечить посадку с вертикальной скоростью 5,5 м/с. Струйную систему управления предлагалось модифицировать, чтобы продольное управление осуществлялось модуляцией тяги подъемных двигателей. Под крылом возможна подвеска УР класса «воздух-земля» «Корморан». Взлетная масса этого самолета будет значительно увеличена по сравнению с самолетом VAK-191B Mk.1. Флот США рассматривал возможность использования самолёта VAK-191B Mk.2 в качестве истребителя и разведчика для проектируемых кораблей контроля морей SCS (Sea Control Ship).
В 1972 г. фирма «VFW», объединившаяся с голландской фирмой «Фоккер», чтобы спасти программу СВВП VAK-191B, предложила передать флоту США два опытных СВВП для оценочных испытаний их пригодности как палубных самолетов. По совместной программе фирмы «VFW-Фоккер» и флота США в 1974-1975 гг. на двух СВВП VAK-191B было совершено 60 полетов, в которых участвовали летчики фирмы и флота США, с воспроизведением различных режимов полета, оценивалось воздействие струй на конструкцию СВВП и палубы. Все лётные испытания по программе СВВП VAK-191B проходили успешно и без лётных происшествий, тем не менее продолжение разработки было сочтено нецелесообразным. Все три построенных самолёта VAK-191B переданы в авиационные музеи Германии.
Самолёт VAK-191B представляет собой моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом и стреловидным оперением, снабжен одним подъемно-маршевым ТРДД и двумя подъемными ТРД и четырехопорным шасси. Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок. Основная конструкция планера выполнена из высо копрочных и коррозионностойких алюминиевых сплавов; в зонах, подвергающихся нагреву, применяются титановые сплавы. Конструкция створок, изменяющих направление вектора тяги подъемных ТРД, выполнена из жаропрочной стали. В носовой части фюзеляжа расположена одноместная кабина летчика. Катапультное кресло Мартин Бейкер Мк.9 обеспечивает покидание самолета в полете на режиме висения у земли. За кабиной летчика установлен передний подъемный двигатель; за ним размещены топливные баки первой группы, через которые проходит канал воздухозаборников подъемно-маршевого двигателя. В центральной части фюзеляжа установлен подъемно-маршевый двигатель и размещается отсек, в котором может быть установлено разведывательное оборудование, пушки, убирающиеся направляющие с НАР, дополнительные топливные баки или УР. В хвостовой части фюзеляжа расположены топливные баки второй группы, задний подъемный двигатель и отсек оборудования.
Крыло высокорасположенное стреловидное, угол стреловидности по 1/4 хорд 40°. Профиль крыла NACA 63А005 по оси самолета и NACA 65А006 по оси обтекателя подкрыльевых опор шасси. Угол поперечного V крыла отрицательный, -12°30угол заклинения 1°30'. Конструкция крыла многолонжеронная, выполнена из алюминиевых сплавов. Крыло снабжено закрылками и зависающими элеронами. У концов крыла имеются обтекатели, в которые убираются подкрыльевые опоры шасси. Оперение стреловидное состоит из управляемого стабилизатора размахом 3,42 м и площадью 3,86 м2 и киля с рулем направления площадью 5,58 м2. Шасси велосипедного типа, управляемая носовая опора с одним колесом, главная – со спаренными колесами. Подкрыльевые опоры убираются в обтекатели назад. Носовая и главная опоры имеют масляно-воздушные амортизаторы. Пневматики колес носовой и главной опор диаметром 0,58 м. На подкрыльевых стойках имеется по одному колесу с пневматиками диаметром 0,33 м. Давление в пневматике носового колеса 6,6 кгс/см2, пневматиках колес главной опоры – 4,7 кгс/см2, подкрыльевых опор – 4,2 кгс/см2. Главные колеса снабжены дисковыми тормозами и автоматами торможения. База шасси 6,3 м, колея подкрыльевых опор 5,36 м.
Силовая установка комбинированная, состоит из трех двигателей – одного подъемно-маршевого ТРДД Rolls-Royce/MAN Turbo RB.193-12 и двух подъемных ТРД Rolls-Royce RB162-81. Воздухозаборники подъемно-маршевого двигателя боковые, щелевые, нерегулируемые. Двигатель имеет два вала, вращающихся в противоположные стороны, одиннадцатиступенчатый компрессор и четырехступенчатую турбину. Четыре сопла двигателя поворачиваются синхронно на 100° с помощью цепной передачи от пневматического двигателя. Взлетная тяга двигателя 4630 кгс, длина 2,57 м, внутренний диаметр воздухозаборника – 0,87 м, коэффициент двухконтурности 1,12, масса сухого 790 кг, расход воздуха 93 кг/с. В случае выхода из строя подъемно-маршевого двигателя самолет может продолжать горизонтальный полет с работающими подъемными двигателями (при отклонении их створок).
Подъемные двигатели установлены в фюзеляже под углом 12° к вертикали, взлетная тяга 2520 кгс, масса сухого 210 кг, длина 1,37 м, диаметр 0,73 м. Направление вектора тяги двигателя можно изменять с помощью створок, имеющихся на выходе из двигателя. Воздухозаборники также снабжены створками, открывающимися вверх. В хвостовой части фюзеляжа имеются вспомогательная силовая установка, включающая ГТД мощностью 140 л.с., электростартер и аккумуляторы емкостью 22 А/ч. ГТД приводит гидравлический насос и генератор, дающий ток мощностью 15/20 кВА, напряжением 200/115 В, частотой 400 Гц, а также обеспечивает системы сжатым воздухом. В полете ВСУ служит аварийным источником энергии в случае отказа одной из двух гидравлических систем с рабочим давлением 280 кгс/см2 или генератора.
Топливная система. Семь топливных баков размещены в средней части фюзеляжа и один в хвостовой части.
Система управления. Для управления и стабилизации самолета на режиме висения и на переходном режиме используется струйная система управления: на концах крыла и в носовой и хвостовой частях фюзеляжа расположены сопла, в которые подается сжатый воздух, отбираемый от всех трех двигателей. Сопла связаны с аэродинамическими рулями, которые летчик отклоняет с помощью ручки управления и педалей, посылая сигнал в электрогидравлические приводы с тройным резервированием. Система передачи электрических сигналов к гидравлическим приводам дублирована. В случае выхода из строя этой системы управление сервоприводами аэродинамических рулей автоматически переключается на механическую систему. Для улучшения управляемости по тангажу предусмотрена возможность отклонения вектора тяги обоих подъемных двигателей.
Оборудование кабины летчика стандартное. Гидравлическая система с давлением 280 кгс/см2 обеспечивает привод аэродинамических рулей и запуск подъемно-маршевого двигателя. Электрическая система включает два генератора переменного тока мощностью 15/20 кВА и напряжение 200/115 В и одну аккумуляторную батарею 22 А/ч.
Вооружение на опытных СВВП VAK-191B не устанавливалось. Предусматривался один центральный узел подвески под фюзеляжем.
Характеристики самолёта VAK-191B
Размеры:
размах крыла 6,16 м
длина самолета 14,72 м
высота самолета 4,29 м
Двигатели:
подъемно-маршевый 1 ТРДД, Rolls-Royce/MAN Turbo RB.193-12 взлетная тяга 4630 кгс
подъемные 2 ТРД РRolls-Royce RB162-81F-08 взлетная тяга 2520 кгс
Массы и нагрузки:
максимальная взлетная
при вертикальном взлете 7995 кг
при взлете с разбегом 9000 кг
пустого снаряженного 5300 кг
планера 2060 кг
боевой нагрузки при вертикальном взлете 1250 кгс
топлива 1980 кгс
нагрузка на крыло 640 кгс/см2
тяговооруженность при вертикальном взлете 1,21
Летные данные (расчетные):
максимальное число М полета на высоте 300 м 0,96
крейсерское число М полета на высоте 12 000 м 0,92
радиус действия при полете на малой высоте 370 км
366-62
