파일럿 수송 항공기 GDP Dornier Do.31
Dornier Do.31는 실험용 수직 이륙 착륙 제트기입니다. 이 기계는 Dornier가 독일에서 만들었습니다. 고객은 군대 였고 전술 수송기가 필요했습니다.
1960s에서는 많은 국가들이 수직 이륙 및 착륙 항공기 개발에 중점을 두었습니다. 예를 들어, 영국에서는 Hawker P.1127가 개발되었습니다. 따라서 영국의 설계자들은 수직 이륙 및 착륙 전투기 폭격기를 만들 가능성을 시연했다. 당연히, 그들의 성공은 수송 차량을위한이 시스템을 고려하기 시작할 기회를 제공했습니다. 이 기계들 중 하나는 독일에서 개발되었습니다.
1960 년, "Dornier"( "Dornier") 회사는 독일 국방부의 명령에 따라 엄격한 군사용 항공기 수직 이착륙 초안을 개발하기 시작했다. 새로운 기계에는 리프트 마칭 및 리프팅 엔진이 결합 된 발전소가 있어야했습니다. Dornier 회사는 Fokke-Wulf, Weser 및 Hamburger Flygzeoigbau 회사와 함께 디자인 작업을 수행했으며 31 년에 합병되었습니다. 비행 WFV 회사. Do.31 프로젝트는 수직 이륙 및 착륙 운송 항공기 개발을위한 FRG 프로그램의 일부로, 군용 운송 항공기 GDP에 대한 NATO MBR-4의 전술 및 기술 요구 사항이 재 설계되어 고려되었습니다.
영국 국방부와 독일 연방 공화국의 지원을받는 1963에서는 영국 회사 Hawker Siddley가 항공기 설계에 참여한 것으로 2 년 계약이 체결되었습니다. 이 선택은 우연한 것이 아니 었습니다. 영국 회사는 이미 수직 이륙 및 착륙 항공기 인 Harrier를 개발 한 경험이있었습니다. 그러나 계약 기간 만료 후 1965 해에는 Hawker Siddley가 자체 프로젝트를 개발하기 시작했기 때문에 계약이 재개되지 않았습니다. 따라서 Dornier는 Do.31의 설계 및 건설에 미국 기업을 참여시키고 NASA와 공동 연구에 동의하기로 결정했습니다.
Dornier는 수직적으로 벗어나는 수송기의 최적 설계를 결정하기 위해 헬리콥터, 선회 나사가있는 항공기 및 리프팅 및 순항 터보 팬 엔진이 장착 된 항공기와 같은 다양한 수직 이탈 차량의 비교를 수행했습니다. 초기 작업은 3 킬로미터의 거리에서 500 톤의화물을 운반하여 기지로 돌아 오는 것이 었습니다. 연구 결과, 터보 팬 엔진을 들어 올리고 순항하는 항공기를 수직으로 이륙하는 것은 다른 유형의 차량에 비해 많은 이점을 가지고 있음이 밝혀졌습니다. Dornier는 최적의 발전소 레이아웃을 선택하기위한 계산도 제시했습니다.
Do.31 항공기를 설계하기 전에 독일의 괴팅겐과 슈투트가르트 및 NASA에서 NASA의 광범위한 모델 테스트가 수행되었습니다. 터보 팬 엔진을 리프팅 한 나셀의 첫 번째 모델은 파워 플랜트가 Bristol Siddley BS.100 (각 16000 kgf 추력)의 2 개의 리프트 - 행진 터보 팬 엔진으로 팬 회로에서 애프터 버너로 구성된다고 가정 되었기 때문에 없었습니다. 연구 센터의 NASA에서 1963 년. Langley는 풍동 터널에서 항공기 모델과 개별 구조 요소를 테스트했습니다. 나중에 무료 비행으로 모델을 테스트했습니다.
이 연구 결과에 따르면 리프팅 및 리프팅 및 크루징 엔진을 결합한 VT.VPP Do.31의 최종 버전이 개발되었습니다. 호버 모드에서 복합 발전소를 갖춘 기계의 안정성과 제어 성을 연구하기 위해 Dornier에서 계획에 십자 모양의 실험용 비행 스탠드가 만들어졌습니다. 스탠드의 발전소에는 4 개의 롤스 로이스 RB.108 엔진이 사용되어 가로 트러스에 수직으로 장착되었습니다. 내부 엔진 쌍이 고정되었습니다 (각각의 추력은 1000 kg입니다). 외부 쌍은 + 6 각도만큼 횡축에 대해 차등으로 편향되어 경로 제어를 제공한다. 730 kg 이상으로 생성 된 외부 엔진, 나머지 스톡은 스탠드의 횡단 제어에 사용되었습니다. 종단 제어는 잉크젯 시스템을 사용하여 수행되었으며, 횡단 제어는 외부 터보 제트 엔진의 추력 변화에 의해 수행되었습니다.
스탠드 치수는 Do.31 항공기 치수와 같았고 이륙 중량은 2800 kg이었습니다. 시험 중 엔진의 총 추력은 3000 kgf이며 1,07 추력 대 중량 비율을 제공합니다. 스탠드에서 1965이 끝날 때까지 247 비행이 이루어졌습니다. 안정화 및 제어 시스템을 연구하기 위해 피벗 베어링에 장착 된 다른 벤치를 사용하여 3 축에 대해 각 변위를 허용했습니다.
시험 항공기는 Do.31E로 지정된 설계, 시험 시스템 및 시험 항공기 조종 기술을 시험하기 위해 개발되었습니다. 독일 국방부는 3 대의 차량을 주문했다. 2 대의 항공기가 비행용이었고, 3 대가 정적 시험용이었습니다.
항공기는 단일체 계획에 따라 제작되었으며, 들어 올리고 순항하는 터보 팬 엔진과 리프팅 터보 제트 엔진으로 구성된 결합 된 동력 장치를 보유하고있었습니다.
동체는 메탈 타입의 세미 모노코크입니다. 단면은 둥글며 3,2 미터의 직경을가집니다. 두 배 오두막의 활에는 승무원이 있었다. 오두막 뒤에는 크기 9200x2750x2200 mm 및 양 50 м3의 화물칸이있었습니다. 36 낙하산 보호대 또는 들것에 부상당한 24은 기대어 앉은 자리에 조종석에 놓을 수 있습니다. 꼬리 부분에는 적재 경사로가있는화물 승강구가 장착되어있었습니다.
결합 된 Do.31 항공기의 동력 장치는 리프트 메인 엔진과 리프트 엔진입니다. 그것은 원래 2 대의 내부 나셀과 4 대의 롤스 - 로이스 RB162 리프팅 엔진 각각에 2 대의 Bristol Pegasus 터보 팬 엔진을 한 쌍의 외부 나셀에 장착하도록 계획되었습니다. 그러나 미래에는 발전소가 변경되었습니다.
롤스 로이스 (Bristol) Pegasus BS.53 (회전 각 노즐 7000 kgf)은 곤돌라의 날개 아래에 설치됩니다. 축 방향 조절되지 않은 공기 섭취. 각 엔진에는 4 개의 회전식 노즐이 있습니다. 직경 1220 mm, 길이 2510 mm, 건조 중량 1260 kg.
8 개의 리프팅 TRD 롤스 로이스 RB. 162-4 (각 2000 kgf의 추력)는 두 개의 곤돌라 (각 4 개)의 날개 끝 부분에 설치되었습니다. 엔진에는 15 도의 전후 방향으로 가스 흐름을 편향시키는 디플렉터가있는 노즐이 장착되어 있으며 나셀의 플랩과 함께 일반적인 공기 흡입구가 있습니다. 길이 1315 mm, 직경 660 mm, 무게 125 kg.
최초의 Do.31 실험에서는 Pegasus 엔진 만 설치되었으며 모든 10 엔진은 두 번째 기계에만 장착되었습니다.
연료는 8000 리터 용량의 5 개 탱크의 날개에 넣었다. 연료는 탱크의 나머지 부분에서 나온 중앙 탱크에서 엔진으로 공급되었습니다.
날개는 직립, 연속, 똑 바른, three-spar 디자인이다. 날개의 뿌리 프로필은 NACA 64 (А412) - 412,5, 날개 끝에 - NACA64 (А412) - 410입니다. 터보 팬 엔진과 터보 팬 엔진의 나셀 사이의 날개 측면에는 두 부분으로 구성된 에일러론 플랩이 있으며 + 25도 차이가 있습니다. 종래의 플랩은 터보 팬 나셀과 동체 사이에 위치한다. 플랩과 에일러론 플랩이 수력으로 작동되며 트리머가 없습니다.
꼬리 깃털이 휩쓸 리게됩니다. 용골에있는 스태빌라이저의 스팬은 8 m이고, 면적은 16,4 m2이며, 리딩 에지의 스윕 각도는 15도입니다. 용골 청소 각도 (15,4 m2 영역)는 40 degrees 1 / 4 코드입니다. 엘리베이터는 4 섹션으로 구성되어 있으며 각 섹션에는 별도의 유압 드라이브가 있습니다. 두 개의 러더 섹션 각각에는 별도의 유압 드라이브가 장착되어 있습니다.
접이식 세발 자전거 착륙 장치에는 각 랙에 이중 바퀴가 있습니다. 주요 지지대는 곤돌라 리프트 메인 엔진 뒤쪽에서 제거됩니다. 코지지 - 자기 유도 식으로 제어되며 수축합니다. 섀시는 오일 공압식 충격 흡수 장치를 사용합니다. 모든 지지대에는 저압 타이어가 있습니다. 트랙 - 섀시 7,5 m, 밑면 - 8,6 m.
수평 비행에서는 기존의 공기 역학 방향타가 제어에 사용되었습니다. 호버 모드에서는 저속 및 과도 상태에서 비행 할 때 잉크젯 제어 시스템이 사용되었습니다. 종축 제어는 후방 동체에 위치한 제트 노즐을 사용하여 수행됩니다. 압축 공기가 TRD에서 채취되었습니다 : 한 쌍의 노즐이 공기를 위로 향하게하고, 다른 한 쌍은 아래로 내립니다. 횡축 제어의 경우 리프트 엔진의 추력이 차별적으로 변경되었으므로 오른쪽 및 왼쪽 터보 팬 엔진의 트랙 - 노즐이 반대 방향으로 벗어났습니다. 호버 모드에서의 수직 이동은 터보 팬의 추진력을 변화시킴으로써 달성되었습니다. 주어진 비행 고도는 자동 안정 시스템을 사용하여 유지되었습니다.
유압 시스템은 2 개의 독립적 인 메인 시스템과 비상 시스템으로 구성됩니다. 사용 압력 - 210 kgf / cm2. 첫 번째 메인 시스템은 섀시,화물 진입로, 플랩, TRD가있는 곤돌라 해치,화물 도어 해치 및 유압 제어 시스템 실린더의 일부를 제공했습니다. 두 번째 메인 시스템에는 제어 시스템의 유압 실린더 용 드라이브 만 제공되었습니다.
전기 시스템은 2 개의 각 터보 팬 생성기에 장착 된 3 상 교류 4 발전기 (각 9 kW, 115 / 200 V, 400 Hz의 전원)와 2 DC 변환기 정류기 (전원 3 kW, 28 B, 50 A)를 포함합니다.
운전실에는 Bodenseeverke 회사의 자동 안정 시스템이있는 군용 항공기 표준 장비가 장착되었습니다.
앞서 언급했듯이 Do.31의 세 인스턴스가 구축되었습니다. 첫 번째 Do.31-1 10 2 월 2 월 페가수스 엔진이 장착 된 올해의 1967가 시작되었습니다. 두 번째 차는 이미 14 엔진을 보유한 올해의 1967 7 월 10을 가져갔습니다. 16 12 월이 비행기에서의 1967은 수직 이륙에서 수평 비행으로의 첫 번째 전환을 만들었고 수평 비행에서의 수직 착륙으로의 전환은 5 일 후에 이루어졌습니다. 1969 년, Do.31는 뮌헨의 파리 에어쇼 (Paris Air Show)로 비행하면서 수직 제트 추진 추진기에 대한 몇 가지 새로운 기록을 세웠습니다. 1969-1970에서는 정적 테스트 용으로 설계된 Do.31-3의 세 번째 사본이 미국에서 평가되었습니다. 1969 년, Do.31는 파리 에어쇼에서 처음 소개되었으며, 세계 최초의 이륙 및 착륙을위한 수직 수송 제트기가되었습니다.
항공기 Do.31는 유일하게 건조 된 제트 수송 VTOL이었고 현재까지도 남아 있습니다. 테스트 프로그램은 4 월 1970에서 종료되었습니다. 프로그램이 종료 된 이유는 전통적인 방식의 수송기와 비교할 때 상대적으로 저속, 탑재량 및 차의 범위였습니다.
지금까지 Dornier Do.31 인스턴스 세 개 중 두 개가 보존되었습니다 (E1 및 E3). 첫 번째는 도르 니에 박물관 (Dornier Museum)의 프리드리히 스 샤펜 (Friedrichshafen)시에 있으며 뮌헨 (Munich) 근처 Schleissheim시에있는 두 번째 박물관은 도이체 스 박물관 (Deutsches Museum) 박람회에 있습니다.
비행 사양 :
길이 - 20,88 m;
높이 - 8,53 m;
윙스 팬 - 18,06 m;
날개 지역 - 57,00 m2;
빈 무게 - 22453 kg;
정상 이륙 중량 - 27442 kg;
이륙 엔진 - 8 터보 제트 롤스 로이스 RB 162-4D kg 1996 터보 제트;
행진 엔진 - 롤스 로이스 (Bristol) Pegasus 2-5 터보 제트 2 kgf;
순항 속도 - 644 km / h;
최대 속도 - 730 km / h;
실용적인 한도 - 10515 m;
범위 - 1800 km;
수용력 : 24는 들것 또는 36 병사에게 상처를 입히거나화물 4990 킬로그램;
승무원 - 2 사람.
자료 기준 :
http://www.airwar.ru
http://crimso.msk.ru
http://airspot.ru
http://lib.rus.ec
1960s에서는 많은 국가들이 수직 이륙 및 착륙 항공기 개발에 중점을 두었습니다. 예를 들어, 영국에서는 Hawker P.1127가 개발되었습니다. 따라서 영국의 설계자들은 수직 이륙 및 착륙 전투기 폭격기를 만들 가능성을 시연했다. 당연히, 그들의 성공은 수송 차량을위한이 시스템을 고려하기 시작할 기회를 제공했습니다. 이 기계들 중 하나는 독일에서 개발되었습니다.
1960 년, "Dornier"( "Dornier") 회사는 독일 국방부의 명령에 따라 엄격한 군사용 항공기 수직 이착륙 초안을 개발하기 시작했다. 새로운 기계에는 리프트 마칭 및 리프팅 엔진이 결합 된 발전소가 있어야했습니다. Dornier 회사는 Fokke-Wulf, Weser 및 Hamburger Flygzeoigbau 회사와 함께 디자인 작업을 수행했으며 31 년에 합병되었습니다. 비행 WFV 회사. Do.31 프로젝트는 수직 이륙 및 착륙 운송 항공기 개발을위한 FRG 프로그램의 일부로, 군용 운송 항공기 GDP에 대한 NATO MBR-4의 전술 및 기술 요구 사항이 재 설계되어 고려되었습니다.
영국 국방부와 독일 연방 공화국의 지원을받는 1963에서는 영국 회사 Hawker Siddley가 항공기 설계에 참여한 것으로 2 년 계약이 체결되었습니다. 이 선택은 우연한 것이 아니 었습니다. 영국 회사는 이미 수직 이륙 및 착륙 항공기 인 Harrier를 개발 한 경험이있었습니다. 그러나 계약 기간 만료 후 1965 해에는 Hawker Siddley가 자체 프로젝트를 개발하기 시작했기 때문에 계약이 재개되지 않았습니다. 따라서 Dornier는 Do.31의 설계 및 건설에 미국 기업을 참여시키고 NASA와 공동 연구에 동의하기로 결정했습니다.
Dornier는 수직적으로 벗어나는 수송기의 최적 설계를 결정하기 위해 헬리콥터, 선회 나사가있는 항공기 및 리프팅 및 순항 터보 팬 엔진이 장착 된 항공기와 같은 다양한 수직 이탈 차량의 비교를 수행했습니다. 초기 작업은 3 킬로미터의 거리에서 500 톤의화물을 운반하여 기지로 돌아 오는 것이 었습니다. 연구 결과, 터보 팬 엔진을 들어 올리고 순항하는 항공기를 수직으로 이륙하는 것은 다른 유형의 차량에 비해 많은 이점을 가지고 있음이 밝혀졌습니다. Dornier는 최적의 발전소 레이아웃을 선택하기위한 계산도 제시했습니다.
Do.31 항공기를 설계하기 전에 독일의 괴팅겐과 슈투트가르트 및 NASA에서 NASA의 광범위한 모델 테스트가 수행되었습니다. 터보 팬 엔진을 리프팅 한 나셀의 첫 번째 모델은 파워 플랜트가 Bristol Siddley BS.100 (각 16000 kgf 추력)의 2 개의 리프트 - 행진 터보 팬 엔진으로 팬 회로에서 애프터 버너로 구성된다고 가정 되었기 때문에 없었습니다. 연구 센터의 NASA에서 1963 년. Langley는 풍동 터널에서 항공기 모델과 개별 구조 요소를 테스트했습니다. 나중에 무료 비행으로 모델을 테스트했습니다.
이 연구 결과에 따르면 리프팅 및 리프팅 및 크루징 엔진을 결합한 VT.VPP Do.31의 최종 버전이 개발되었습니다. 호버 모드에서 복합 발전소를 갖춘 기계의 안정성과 제어 성을 연구하기 위해 Dornier에서 계획에 십자 모양의 실험용 비행 스탠드가 만들어졌습니다. 스탠드의 발전소에는 4 개의 롤스 로이스 RB.108 엔진이 사용되어 가로 트러스에 수직으로 장착되었습니다. 내부 엔진 쌍이 고정되었습니다 (각각의 추력은 1000 kg입니다). 외부 쌍은 + 6 각도만큼 횡축에 대해 차등으로 편향되어 경로 제어를 제공한다. 730 kg 이상으로 생성 된 외부 엔진, 나머지 스톡은 스탠드의 횡단 제어에 사용되었습니다. 종단 제어는 잉크젯 시스템을 사용하여 수행되었으며, 횡단 제어는 외부 터보 제트 엔진의 추력 변화에 의해 수행되었습니다.
스탠드 치수는 Do.31 항공기 치수와 같았고 이륙 중량은 2800 kg이었습니다. 시험 중 엔진의 총 추력은 3000 kgf이며 1,07 추력 대 중량 비율을 제공합니다. 스탠드에서 1965이 끝날 때까지 247 비행이 이루어졌습니다. 안정화 및 제어 시스템을 연구하기 위해 피벗 베어링에 장착 된 다른 벤치를 사용하여 3 축에 대해 각 변위를 허용했습니다.
시험 항공기는 Do.31E로 지정된 설계, 시험 시스템 및 시험 항공기 조종 기술을 시험하기 위해 개발되었습니다. 독일 국방부는 3 대의 차량을 주문했다. 2 대의 항공기가 비행용이었고, 3 대가 정적 시험용이었습니다.
항공기는 단일체 계획에 따라 제작되었으며, 들어 올리고 순항하는 터보 팬 엔진과 리프팅 터보 제트 엔진으로 구성된 결합 된 동력 장치를 보유하고있었습니다.
동체는 메탈 타입의 세미 모노코크입니다. 단면은 둥글며 3,2 미터의 직경을가집니다. 두 배 오두막의 활에는 승무원이 있었다. 오두막 뒤에는 크기 9200x2750x2200 mm 및 양 50 м3의 화물칸이있었습니다. 36 낙하산 보호대 또는 들것에 부상당한 24은 기대어 앉은 자리에 조종석에 놓을 수 있습니다. 꼬리 부분에는 적재 경사로가있는화물 승강구가 장착되어있었습니다.
결합 된 Do.31 항공기의 동력 장치는 리프트 메인 엔진과 리프트 엔진입니다. 그것은 원래 2 대의 내부 나셀과 4 대의 롤스 - 로이스 RB162 리프팅 엔진 각각에 2 대의 Bristol Pegasus 터보 팬 엔진을 한 쌍의 외부 나셀에 장착하도록 계획되었습니다. 그러나 미래에는 발전소가 변경되었습니다.
롤스 로이스 (Bristol) Pegasus BS.53 (회전 각 노즐 7000 kgf)은 곤돌라의 날개 아래에 설치됩니다. 축 방향 조절되지 않은 공기 섭취. 각 엔진에는 4 개의 회전식 노즐이 있습니다. 직경 1220 mm, 길이 2510 mm, 건조 중량 1260 kg.
8 개의 리프팅 TRD 롤스 로이스 RB. 162-4 (각 2000 kgf의 추력)는 두 개의 곤돌라 (각 4 개)의 날개 끝 부분에 설치되었습니다. 엔진에는 15 도의 전후 방향으로 가스 흐름을 편향시키는 디플렉터가있는 노즐이 장착되어 있으며 나셀의 플랩과 함께 일반적인 공기 흡입구가 있습니다. 길이 1315 mm, 직경 660 mm, 무게 125 kg.
최초의 Do.31 실험에서는 Pegasus 엔진 만 설치되었으며 모든 10 엔진은 두 번째 기계에만 장착되었습니다.
연료는 8000 리터 용량의 5 개 탱크의 날개에 넣었다. 연료는 탱크의 나머지 부분에서 나온 중앙 탱크에서 엔진으로 공급되었습니다.
날개는 직립, 연속, 똑 바른, three-spar 디자인이다. 날개의 뿌리 프로필은 NACA 64 (А412) - 412,5, 날개 끝에 - NACA64 (А412) - 410입니다. 터보 팬 엔진과 터보 팬 엔진의 나셀 사이의 날개 측면에는 두 부분으로 구성된 에일러론 플랩이 있으며 + 25도 차이가 있습니다. 종래의 플랩은 터보 팬 나셀과 동체 사이에 위치한다. 플랩과 에일러론 플랩이 수력으로 작동되며 트리머가 없습니다.
꼬리 깃털이 휩쓸 리게됩니다. 용골에있는 스태빌라이저의 스팬은 8 m이고, 면적은 16,4 m2이며, 리딩 에지의 스윕 각도는 15도입니다. 용골 청소 각도 (15,4 m2 영역)는 40 degrees 1 / 4 코드입니다. 엘리베이터는 4 섹션으로 구성되어 있으며 각 섹션에는 별도의 유압 드라이브가 있습니다. 두 개의 러더 섹션 각각에는 별도의 유압 드라이브가 장착되어 있습니다.
접이식 세발 자전거 착륙 장치에는 각 랙에 이중 바퀴가 있습니다. 주요 지지대는 곤돌라 리프트 메인 엔진 뒤쪽에서 제거됩니다. 코지지 - 자기 유도 식으로 제어되며 수축합니다. 섀시는 오일 공압식 충격 흡수 장치를 사용합니다. 모든 지지대에는 저압 타이어가 있습니다. 트랙 - 섀시 7,5 m, 밑면 - 8,6 m.
수평 비행에서는 기존의 공기 역학 방향타가 제어에 사용되었습니다. 호버 모드에서는 저속 및 과도 상태에서 비행 할 때 잉크젯 제어 시스템이 사용되었습니다. 종축 제어는 후방 동체에 위치한 제트 노즐을 사용하여 수행됩니다. 압축 공기가 TRD에서 채취되었습니다 : 한 쌍의 노즐이 공기를 위로 향하게하고, 다른 한 쌍은 아래로 내립니다. 횡축 제어의 경우 리프트 엔진의 추력이 차별적으로 변경되었으므로 오른쪽 및 왼쪽 터보 팬 엔진의 트랙 - 노즐이 반대 방향으로 벗어났습니다. 호버 모드에서의 수직 이동은 터보 팬의 추진력을 변화시킴으로써 달성되었습니다. 주어진 비행 고도는 자동 안정 시스템을 사용하여 유지되었습니다.
유압 시스템은 2 개의 독립적 인 메인 시스템과 비상 시스템으로 구성됩니다. 사용 압력 - 210 kgf / cm2. 첫 번째 메인 시스템은 섀시,화물 진입로, 플랩, TRD가있는 곤돌라 해치,화물 도어 해치 및 유압 제어 시스템 실린더의 일부를 제공했습니다. 두 번째 메인 시스템에는 제어 시스템의 유압 실린더 용 드라이브 만 제공되었습니다.
전기 시스템은 2 개의 각 터보 팬 생성기에 장착 된 3 상 교류 4 발전기 (각 9 kW, 115 / 200 V, 400 Hz의 전원)와 2 DC 변환기 정류기 (전원 3 kW, 28 B, 50 A)를 포함합니다.
운전실에는 Bodenseeverke 회사의 자동 안정 시스템이있는 군용 항공기 표준 장비가 장착되었습니다.
앞서 언급했듯이 Do.31의 세 인스턴스가 구축되었습니다. 첫 번째 Do.31-1 10 2 월 2 월 페가수스 엔진이 장착 된 올해의 1967가 시작되었습니다. 두 번째 차는 이미 14 엔진을 보유한 올해의 1967 7 월 10을 가져갔습니다. 16 12 월이 비행기에서의 1967은 수직 이륙에서 수평 비행으로의 첫 번째 전환을 만들었고 수평 비행에서의 수직 착륙으로의 전환은 5 일 후에 이루어졌습니다. 1969 년, Do.31는 뮌헨의 파리 에어쇼 (Paris Air Show)로 비행하면서 수직 제트 추진 추진기에 대한 몇 가지 새로운 기록을 세웠습니다. 1969-1970에서는 정적 테스트 용으로 설계된 Do.31-3의 세 번째 사본이 미국에서 평가되었습니다. 1969 년, Do.31는 파리 에어쇼에서 처음 소개되었으며, 세계 최초의 이륙 및 착륙을위한 수직 수송 제트기가되었습니다.
항공기 Do.31는 유일하게 건조 된 제트 수송 VTOL이었고 현재까지도 남아 있습니다. 테스트 프로그램은 4 월 1970에서 종료되었습니다. 프로그램이 종료 된 이유는 전통적인 방식의 수송기와 비교할 때 상대적으로 저속, 탑재량 및 차의 범위였습니다.
지금까지 Dornier Do.31 인스턴스 세 개 중 두 개가 보존되었습니다 (E1 및 E3). 첫 번째는 도르 니에 박물관 (Dornier Museum)의 프리드리히 스 샤펜 (Friedrichshafen)시에 있으며 뮌헨 (Munich) 근처 Schleissheim시에있는 두 번째 박물관은 도이체 스 박물관 (Deutsches Museum) 박람회에 있습니다.
비행 사양 :
길이 - 20,88 m;
높이 - 8,53 m;
윙스 팬 - 18,06 m;
날개 지역 - 57,00 m2;
빈 무게 - 22453 kg;
정상 이륙 중량 - 27442 kg;
이륙 엔진 - 8 터보 제트 롤스 로이스 RB 162-4D kg 1996 터보 제트;
행진 엔진 - 롤스 로이스 (Bristol) Pegasus 2-5 터보 제트 2 kgf;
순항 속도 - 644 km / h;
최대 속도 - 730 km / h;
실용적인 한도 - 10515 m;
범위 - 1800 km;
수용력 : 24는 들것 또는 36 병사에게 상처를 입히거나화물 4990 킬로그램;
승무원 - 2 사람.
자료 기준 :
http://www.airwar.ru
http://crimso.msk.ru
http://airspot.ru
http://lib.rus.ec
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