В 1960 г. фирмой «Dornier» по заказу министерства обороны ФРГ в условиях строгой секретности была начата разработка проекта тактического военно-транспортного вертикально взлетающего самолета Dornier Do.31 с комбинированной силовой установкой из подъемно-маршевых и подъемных двигателей. Проектирование самолета осуществлялось фирмой «Dornier» совместно с фирмами «Гамбургер Флюгцойгбау», «Везер» и «Фокке-Вульф», которые в 1963 г. объединились в единую авиационную фирму под названием WFV. Проект самолёта Dornier Do.31 являлся частью программы ФРГ по разработке транспортных вертикально взлетающих самолётов, 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 самолёта английской фирмы «Hawker-Siddeley», имеющей большой опыт разработки СВВП «Harrier», однако по истечении срока действия договора, в 1965 г., он не был возобновлен из-за того, что фирма «Hawker-Siddeley» начала разрабатывать собственные проекты. В связи с этим фирма «Dornier» пыталась привлечь к работе по проектированию и постройке самолёта Dornier Do.31 американские фирмы, а затем договорилась о совместных исследованиях с NASA. Для определения оптимальной схемы вертикально взлетающего транспортного самолета фирмой «Dornier» было проведено сравнение вертикально взлетающих аппаратов трёх 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 самолёт с подъемно-маршевыми ТРДД обладает рядом преимуществ в сравнении с двумя другими типами аппаратов. Фирмой «Dornier» были проделаны также расчеты по выбору оптимальной схемы силовой установки.
Проектированию самолёта Dornier Do.31 предшествовали обширные испытания моделей, которые проводились в ФРГ – в Штуттгарте и Геттингене и в США – в NASA. Первые модели самолёта не имели гондол с подъемными ТРД, так как предполагалось, что силовая установка самолёта будет состоять лишь из двух подъемно-маршевых ТРДД BS.100 с тягой по 16 ООО кгс с форсажем в контуре вентилятора. В NASA в НИЦ им. Лэнгли в 1963 г. были проведены испытания в аэродинамических трубах моделей самолёта и отдельных элементов его конструкции. Позже были проведены испытания летающей модели в свободном полете.
В результате этих исследований был разработан окончательный вариант самолёта Dornier Do.31 с комбинированной силовой установкой из подъемно-маршевых и подъемных двигателей. Для исследования устойчивости и управляемости самолёта с комбинированной силовой установкой на режиме висения фирмой «Dornier» был создан экспериментальный летающий стенд ферменной конструкции крестообразной формы в плане. Силовая установка стенда состояла из четырех ТРД Rolls-Royce 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.
Стенд имел габариты самолёта Dornier 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.
Для испытаний конструкции, проверки надежности систем самолета и отработки техники его пилотирования был разработан экспериментальный самолет, получивший обозначение Dornier Do.31E. Министерством обороны ФРГ было заказано три самолета, два из которых были предназначены для летных испытаний, а третий – для статических испытаний. В ноябре 1965 г. была завершена постройка первого экспериментального самолета Dornier Do.31E1, который совершил первый полет 10 февраля 1967 г. с обычным взлетом и посадкой, так как подъемные ТРД на самолёт не были установлены. Второй экспериментальный самолёт Dornier Do.31E2 использовался для наземных испытаний, а третий экспериментальный самолёт Dornier 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.
В 1968 г. третий экспериментальный СВВП Dornier Do.31E3 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 Dornier Do.31 проявила и NASA, оказав финансовую помощь в проведении лётных испытаний для исследования оптимальных траекторий захода на посадку СВВП. В 1969 г. экспериментальный СВВП Dornier 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 Dornier Do.31E3 было совершено 200 полетов, в которых было выполнено 110 вертикальных взлетов с переходом к горизонтальному полету.
В апреле 1970 г. экспериментальный СВВП Dornier 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 Dornier Do.31, начиная с 1962 г., превысила 200 млн. марок. Фирмой «Дорнье» были разработаны на базе СВВП Dornier Do.31E проекты усовершенствованных и более грузоподъемных военно-транспортных СВВП Dornier Do.31-25, у которых число подъемных двигателей в гондолах было увеличено сначала до 10, а затем до 12, а также проект СВВП Dornier Do.131B с 14 подъемными ТРД.
Самолёт Dornier Do.31 выполнен по схеме моноплана с комбинированной силовой установкой из двух подъемно-маршевых ТРДД и восьми подъемных ТРД и снабжен трехопорным шасси. 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 м^. В кабине может размещаться 36 десантников на откидывающихся сиденьях или 24 раненых на носилках. В хвостовой части расположен грузовой люк с погрузочной рампой.
Крыло верхнерасположенное, прямое, неразрезное, трехлонжеронной конструкции. Профиль крыла в корневой части NACA 64 (А412) – 412,5, на конце крыла – NACA 64 (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. Хвостовое оперение стреловидное, со стабилизатором размахом 8 м и площадью 16,4 м 2, расположенным на киле. Киль площадью 15,4 м 2 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.
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.
Силовая установка комбинированная: два подъемно-маршевых ТРДД Rolls-Royce Pegasus BE.53/2 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. Восемь подъемных ТРД Rolls-Royce RB162-4D 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.
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.
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. 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). В кабине установлено стандартное оборудование для военно-транспортных самолетов с автостабилизирующей системой фирмы «Бодензееверке».
Характеристики самолёта Dornier Do.31
Экипаж: 2 чел
Вместимость: 36 солдат или 24 раненых на носилках
Размеры:
размах крыла 18,06 м
длина самолета 20,7 м
высота самолета 8,53 м
площадь крыла 57 м2
Двигатели:
подъемно-маршевые 2 ТРДД Rolls-Royce Pegasus BE.53/2
взлетная тяга 2x7000 кгс
подъемные 8 ТРД Rolls-Royce RB162-4D
взлетная тяга 8x2000 кгс
суммарная тяга при вертикальном взлете 30 000 кгс
Массы и нагрузки:
расчетная взлетная при вертикальном взлете 22500 кг
максимальная взлетная при взлете с разбегом 27500 кг
платная нагрузка 3000–5000 кг
удельная нагрузка на крыло при максимальном взлетном весе 483 кгс/м2
тяговооруженность при вертикальном взлете 1,33
Летные данные:
крейсерская скорость на высоте 6000 м - 650 км/ч
скороподъемность у земли 19,2 м/с
практический потолок 10 500 м
