VFW-Fokker
S%^Tt$ - 1755000550000
 H3 Sprinter


Разработчик: VFW
Страна: Германия
Первый полет: 1970
Тип: Экспериментальный вертолет-конвертоплан
ЛТХ Доп. информация



H3 Sprinter √ лёгкий экспериментальный вертолёт, разработанный немецкой компанией Vereinigte Flugtechnische Werke GmBH (VFW, позднее VFW-Fokker). H3 - двух-трехместный конвертоплан с реактивным приводом несущего винта. Для горизонтального полета оборудован двумя вентиляторами, установленными в кольцевых каналах по бокам фюзеляжа.

Работы по созданию вертолета началось еще специалистами из компаний Focke-Wulf и Weser в первой половине 60-х годов прошлого столетия. В 1965 году компания VFW приобрела права на легкий вертолет WFG H.2, ставший прототипом H3. Руководство компании VFW имело намерение создать многоцелевой аппарат общего назначения, способный выполнять большое количество поставленных задач, начиная от патрулирования местности и оканчивая транспортировкой грузов, выполнением поисково-спасательных работ и т.п.

Первый полет прототипа H3 (D-9543) состоялся 5 мая 1970 года. На нем еще не были установлены вентиляторы для горизонтального полета. Полностью соответствующим проекту стал второй прототип (D-9544) поднявшийся в воздух в январе следующего года.

Компактная конструкция, мощная силовая установка и аэродинамическая форма фюзеляжа обеспечивают H3 Sprinter высокую манёвренность, что на момент производства этого воздушного судна было весьма перспективным и востребованным.

Кабина H3 была оборудована тремя креслами, что обеспечивало возможность перевозки на борту трёх человек, включая одного пилота и двух пассажиров. В качестве силовой установки использовался один газотурбинный двигатель Allison 250-C18 (Allison 250-C20) мощностью в 400 л.с.

В 1972 году после объединения с компанией Fokker разработки конвертоплана были прекращены. Первый прототип был передан для экспозиции музея Hubschraubermuseum в Бюккебурге.





ЛТХ:
Модификация H3
Диаметр несущего винта м 8.70
Длина, м 9.29
Высота, м 2.50
Ширина, м 2.28
Масса, кг
пустого 485
максимальная взлетная 965
Тип двигателя 1 ГТД Allison 250-C20
Мощность, л.с. 1 х 400
Максимальная скорость, км/ч 300
Крейсерская скорость, км/ч 250
Практическая дальность, км 500
Продолжительность полета, ч 2
Практический потолок, м 4000
Экипаж, ч 3

VAK 191


Разработчик: VFW-Fokker
Страна: Германия
Первый полет: 1971
Тип: Экспериментальный самолет с ВВП
ЛТХ Доп. информация



В июне 1961 г. созданная при штабе NATO научно-исследовательская организация AGARD (Advisory Group for Aeronautical Research and Development) выпустила требования NBMR-3 к тактическому истребителю-бомбардировщику (носителю ядерного оружия) и разведчику, предназначенному для замены находившихся на вооружении самолетов G.91R, F-104G и Mirage III. Важнейшим условием требований являлось обеспечение возможности применения самолета с грунтовых ВПП длиной не более 200 м. Это вписывалось в стратегию NATO, которая, в частности, предусматривала на случай конфликта с СССР рассредоточение боевой авиации по небольшим аэродромам в расчете уберечь ее основные силы от уничтожения несколькими точными ядерными ударами. Замысел аналитиков был прост - при большом количестве потенциальных целей у противника просто бомб не хватит. Даже если ему удастся уничтожить несколько аэродромов, общие потери будут относительно небольшими.

После выпуска требований объявили о начале конкурса, на который различные европейские фирмы представили более 20 проектов. Хотя в NBMR-3 не указывалась необходимость вертикального взлета и посадки, многие разработчики такую возможность постарались предусмотреть. При этом их взгляды на облик будущего самолета значительно отличались, что привело к расколу NBMR-3 на два направления: сверхзвуковое АС. 169а и дозвуковое АС. 169Ь. В первом лидером стал британский проект Р. 1154, однако Франция заявила, что в любом случае примет на вооружение свой Mirage III V. Фактически это поставило крест на конкурсе так как дозвуковое направление ведущих соперников уже не интересовало.

Единственными странами, заинтересованными в продолжении конкурса, оказались Италия и ФРГ, которые остро нуждались в замене своих G.91. В рамках АС. 169Ь немцы подготовили два проекта, итальянцы - один, но скромные финансовые и производственные возможности не позволяли реализовать их самостоятельно. Поэтому в мае 1963 г. итальянцы и немцы решили объединиться и подписали соглашение о совместной разработке вертикально взлетающего разведывательно-боевого самолета под названием VAK 191 (Vertikalstarten des Aufklarungs - und Kampfflugzeug). Число 191 указывало на то, что новая машина в первую очередь предназначалась для замены G.91. По требованиям, ее скорость должна была составлять не менее 0,92М на высоте 150 м, а радиус действия с нагрузкой 907 кг - 460 км. Кандидатами на серийное производство становились самолеты-участники АС. 169b, которым присваивались новые обозначения:

VAK 191А - Hawker Р.1127 Mk.2;
VAK 191В - Focke-Wulf FW 1262;
VAK 191С - EWR-Sud EWR 420;
VAK 191D - FIAT G.95/4.
Итальянский G.95 создавали на фирме FIAT под руководством Джузеппе Габриэлли (Giuseppe Gabrielli). Сначала он хотел просто установить на G.91 два дополнительных ТРД с отклоненными вниз соплами, что сокращало дистанции взлета и посадки. Однако в весовом отношении эта схема проигрывала варианту со специальными подъемными двигателями, установленными вертикально. Дальнейшая разработка привела к появлению проекта G.95/4, у которого для создания вертикальной тяги использовались четыре подъемных ТРД Rolls-Royce RB7l 62-ЭТТ с тягой по 2000 кгс, установленных тандемно в центральной части фюзеляжа. Такие конструктивные особенности уменьшали риск потери управления при отказе одного двигателя. Продольная балансировка обеспечивалась перекачкой топлива между фюзеляжными баками. В хвостовой части фюзеляжа хотели установить два маршевых форсажных ТРД General Electric J-85 с тягой 1860 кгс каждый или один Rolls- Royce RB. 153-61 с тягой 2700-3200 кгс.

Расчеты показывали, что G.95/4 мог совершать вертикальный взлет, имея взлетную массу около 7000 кг. Профиль типичного боевого вылета включал полет к цели, удаленной на расстояние 340 км, на высоте до 150 м, причем первые 170 км самолет летел со скоростью 0,6М, а последующие - со скоростью 0,92М. После выполнения боевого задания самолет возвращался на базу, повторяя в обратном порядке профиль полета к цели.

Для отработки системы струйного управления для G.95/4 фирма FIAT построила летающий стенд Simulatore di get-tosostentazione, оборудованный двумя подъемными двигателями Rolls-Royce RB.108. Он имел ферменную конструкцию, летчик находился в носовой части в открытой кабине. В целях безопасности во время испытаний летательный аппарат прикрепляли к вертикальному столбу, который, как булавка через бабочку, проходил сквозь "фюзеляж" стенда. Такая жесткая схема страховки позволяла аппарату свободно скользить вдоль столба вверх-вниз, разворачиваться на 360 и при этом не совершать опасных движений по крену и тангажу. Первый подлет стенда состоялся 26 апреля 1965 г. Всего выполнили 164 подлета общей продолжительностью 20 ч, в ходе которых летчики отработали взлет, висение, развороты и вертикальные посадки. Свободный полет этот стенд не совершал. Надежная система автоматической стабилизации так и не была разработана. Испытания прекратили в марте 1966 г.

Немецкий EWR 420 от концерна EWR-Sud" представлял собой дозвуковой вариант истребителя-бомбардировщика VJ 101D, проект которого стал результатом совместного творчества инженеров EWR-Sud и специалистов американских фирм Boeing и Republic. По своей схеме он походил на уменьшенный британский TSR.2: фюзеляж большого удлинения, малое треугольное крыло и однокилевое хвостовое оперение. На VJ 101D хотели поставить пять подъемных ТРД RB. 162-31 и два подъемно-маршевых RB. 153-61 с дополнительными вертикальными соплами и устройствами перенаправления тяги вниз. Предполагалось построить два опытных VJ 101D. В 1964 г. постройку первого экземпляра начали, но через несколько месяцев прекратили. Концерн стал работать над новым немецко-американским самолетом с крылом изменяемой стреловидности AVS (акроним Advanced V/ STOL - усовершенствованный самолет с вертикальным или укороченным взлетом). Постепенно этот проект трансформировался в европейскую программу MRCA, реализация которой привела к созданию истребителя-бомбардировщика Tornado.

Проект FW 1262 по своей компоновке оказался очень близок к британскому Р. 1127 (будущий Harrier), но отличался от него наличием двух подъемных двигателей RB.162, создававших половину всей потребной вертикальной тяги. Они располагались впереди и сзади подъемно- маршевого двухконтурного ТРД (ТРДЦ) BS.94 с четырьмя поворотными соплами, установленного в середине фюзеляжа. Сам Р.1127 участвовал только в сравнительной части конкурса, и принятие его на вооружение не планировалось.

Анализ трех проектов, проведенный в августе 1963 г., показал, что силовая установка самолета FW 1262 обеспечивает лучшие весовые и взлетно-посадочные характеристики. Проект VAK 191В объявили победителем. Предполагаемый заказ для люфтваффе составлял 200 самолетов, а для итальянских ВВС - 100.

В середине 1964 г. Италия и ФРГ принялись решать организационные проблемы программы. 60% финансовых расходов брала на себя Германия, остальное - давала Италия. Большая доля немцев объяснялась тем, что они полностью отвечали за разработку силовой установки, которую планировали использовать еще и в проекте военно-транспортного СВВП.

Главным разработчиком VAK 191В стал недавно созданный концерн VFW (Vereinigte Flugtechnische Werke Gmb\ FIAT и EWR-Sud становились субподрядчиками. Для контроля над разработкой самолета создавался немецко-итальянский комитет директоров программы VAK, рабочие группы которого занимались решением чисто технических вопросов. Общее руководство программой осуществлял испытательный центр люфтваффе.

Разработку силовой установки вела германская фирма MAN-Turbo (MTU) совместно с британской Rolls-Royce. Представители этих компаний подписали соглашение в 1964 г. прямо на авиационной выставке в Фарнборо. В документе указывалось, что для программы VAK они должны разработать новый подъемно- маршевый (ПМД) ТРДЦ под обозначением RB.193.

В 1965 г. комитет директоров одобрил окончательный проект самолета и объявил о постройке шести опытных машин для летных испытаний (трех одноместных и трех двухместных) и одной - для прочностных испытаний. Практически все бортовые системы VAK проектировали фирмы Великобритании и США. Исключения составляли вспомогательная силовая установка, которую создавала компания Klockner-Humboldt- Deutz, и система автоматического управления самолетом (САУ) - совместная разработка VFW и Bodenseewerke. Испытания VAK 191В на прочность планировалось провести на экспериментальной базе FIAT. Кроме этого, Италия отвечала за испытания топливной системы и радиоэлектронного оборудования. Концерн VFW занимался экспериментальной отработкой пневмо-, электро-, гидросистем, а также системы управления.

Для отработки системы автоматического управления VAK 191В комитет директоров программы принял решение построить летающий стенд. Он представлял собой ферменную конструкцию из труб с трехстоечным шасси. Силовая установка 191-го находилась еще в стадии разработки, и инженеры VFW не могли использовать ее на стенде. Но это их не смутило, ведь для того, чтобы получить максимально близкие к VAK 191В динамические характеристики, совсем не обязательно копировать его во всех деталях, для этого достаточно соответствующих изменений законов управления в вычислителях САУ.

На летающий стенд установили пять подъемных двигателей RB.108 в один ряд. Первый и последний имитировали подъемные RB. 162, а три центральные - ПМД RB.193. Необычному летательному аппарату присвоили обозначение SG 1262 (SG от немецкого Schwebegestell - летающая рама). Стенд оснастили дублированной газоструйной системой управления. Сжатый воздух для работы ее основного канала отбирался от трех центральных RB.108, а запасной канал питался от крайних ТРД. Сопла управления по крену разместили на концах поперечной балки, имитировавшей крыло, а сопла управления по тангажу закрепили на концах ферменного фюзеляжа. Максимальная взлетная масса аппарата составляла 3900 кг, запас топлива в двух баках рассчитывался на 12 минут полета, скорость на высоте 200 м - 93 км/ч.

SG 1262 построили на бывшем заводе фирмы Focke-Wulf в Бремене, там же начались его испытания. Сначала стенд установили на так называемый пьедестал, представлявший собой цилиндрический вертикально расположенный пилон, высота которого могла изменяться с помощью гидравлики. Механизм крепления позволял стенду иметь некоторую свободу перемещений по всем трем осям. Вокруг пьедестала находились бетонированные колодцы для отвода реактивных струй, накрытые решетками. В отличие от традиционно применяемой для испытаний СВВП тросовой подвески пьедестал давал большую безопасность и обеспечивал очень высокую точность измерений во время проведения экспериментов. Кроме этого, инженеры могли легко ограничить свободу перемещений аппарата и проверить его поведение только в одном канале. Первая имитация полета SG 1262 на пьедестале со всеми свободными осями состоялась 21 января 1966 г. Всего аппарат совершил 183 имитации полета общей продолжительностью 262 ч.

5 августа 1966 г. главный летчик-испытатель концерна VFW Людвиг Обермеер (Ludwig Obermeier) выполнил на стенде первый свободный полет. SG 1262 вел себя устойчиво, система управления хорошо работала как в автоматическом, так и в ручном режимах. В последующих полетах особое внимание уделялось анализу характеристик управляемости при висении. Исследовались различные методы и траектории захода на посадку, а также перехода в горизонтальный полет после взлета. В полете также опробовали модель носовой части VAK 191В для проверки обзора из кабины при вертикальном взлете. Перед пилотом поставили переднюю часть фонаря кабины VAK 191 В, но без стекол, а ферменную конструкцию вокруг кресла летчика обшили брезентом.

В полетах на SG 1262 принимали активное участие летчики-испытатели фирмы FIAT Пьетро Тревизо (Pietro Trevisan) и Манлио Кварантелли (Manlio Quarantelli). Широкая публика познакомилась с SG 1262 в августе 1968 г. на авиационной выставке в Ганновере. В общей сложности программа летных испытаний продолжалась более двух лет. Стенд облетали 12 пилотов. Свой последний 141-й полет SG 1262 совершил 13 ноября 1969 г.

Тем временем конструкторы под руководством доктора Ральфа Риккиуса (Ralph Riccius) напряженно работали над проектом самолета. Исходя из того, что свои боевые задания VAK 191В должен был выполнять на малых высотах, для которых характерна высокая турбулентность, максимум внимания сосредоточили на снижении перегрузок при полете в неспокойном воздухе. С этой целью выбрали крыло с большой удельной нагрузкой, малым удлинением и сравнительно большим углом стреловидности - около 40╟ по 1/4 хорд. Нагрузка на крыло даже превышала таковую у истребителя F-104G. У "Старфайтера" при нормальной взлетной массе 9000 кг она составляла 494 кг/м2, а у весившего на тонну меньше VAK 191В - 639 кг/м2. Но такие "рекордные" показатели не очень беспокоили конструкторов, ведь у VAK имелись подъемные двигатели и его взлетно-посадочные характеристики априори превосходили таковые F-104G. Недостаток подъемной силы крыла в горизонтальном полете компенсировали небольшим доворотом сопел ПМД: передние решили устанавливать с углом 6╟ 30', а задние - 5╟ 12'.

Из-за установки ПМД в центральной части фюзеляжа для VAK 191В выбрали схему высокоплана. Улучшая устойчивость, крылу придали отрицательный угол поперечного "V" -12╟30'. Для снижения посадочной скорости при посадке с пробегом и уменьшения длины переходного участка при вертикальном взлете крыло оборудовали закрылками и зависающими элеронами. Хвостовое оперение состояло из цельноповоротного стабилизатора с размахом 3,41 ми киля с рулем направления. Как и крыло, стабилизатор стоял с отрицательным углом поперечного "V" -8.

Передний подъемный двигатель расположили за кабиной летчика, за ним следовал передний топливный бак и воздушный канал ПМД. Под баком находился герметичный отсек для разведывательного оборудования. Свободный объем под ПМД занимал небольшой грузовой отсек, в котором можно было разместить одну ядерную бомбу или дополнительное разведоборудование, или топливный бак. Обычное вооружение хотели подвешивать на четыре подкрыльевых пилона.

В хвостовой части фюзеляжа установили топливные баки, за которыми размещались задний подъемный двигатель и отсек с вспомогательной силовой установкой. Она обеспечивала самолету независимость от специальных наземных средств обслуживания и открывала возможность для скрытного базирования на неподготовленных площадках. Для полетов с таких площадок, в том числе и с травяным покрытием, VAK оборудовали велосипедным шасси с пневматиками низкого давления. Небольшие поддерживающие стойки убирались в обтекатели на крыле. При рулежке переднее колесо управлялось от педалей. Для уменьшения дистанции пробега в хвостовой части стоял контейнер с тормозным парашютом, летчик мог использовать его и в качестве противоштопорного.

Практически все бортовые электронные системы оснащались встроенными средствами самоконтроля. Благодаря им, появилась возможность легко выявить неисправный блок без громоздкой контрольно-проверочной аппаратуры и внешних источников электропитания, что очень облегчало подготовку самолета к полету в отрыве от базы.

В качестве подъемных двигателей на самолете использовали два ТРД Rolls-Royce/MTU RB. 162-81. Они отличались исключительной простотой, малым весом, низкой стоимостью и максимальной надежностью. Двигатель состоял всего из 750 деталей. Еще одним положительным качеством являлась простота его обслуживания - кроме ежедневной проверки уровня масла и предполетного осмотра воздухозаборника для выявления инородных тел и повреждений, никаких других операций выполнять не требовалось. На земле запуск двигателя осуществлялся путем подачи сжатого воздуха от ПМД, а в воздухе - от набегающего потока. В конструкции RB. 162-81 широко использовались композиционные материалы, в частности, из них изготавливали лопатки компрессора, направляющие лопатки и сам корпус компрессора. Благодаря этому ТРД обладал очень низким удельным весом - всего 0,07.

Двигатели связали общей системой управления, и их тяга регулировалась отдельным рычагом. Для сохранения балансировки при отказе одного из них второй отключался автоматически. RB. 162-81 установили в фюзеляже под углом 12,5╟, что в случае отказа ПМД позволяло поддерживать скорость горизонтального полета самолета на уровне минимальной эвалютивной и давало летчику возможность совершить безопасную посадку по-самолетному. Зависание или движение VAK 191В назад производились путем отклонения вектора тяги в нужном направлении. Для этого в нижней части фюзеляжа, перед соплом каждого подъемного ТРД, стояли две управляемые створки с жаропрочным покрытием. В горизонтальном полете они работали как воздушные тормоза.

Засасывание в подъемные двигатели горячих газов не представляло большой проблемы. Их воздухозаборники находились на верхней поверхности фюзеляжа, и отраженная от ВПП реактивная струя доходила до них, потеряв большую часть энергии. Что касается влияния RB.162 на срок службы бетонной ВПП, то Rolls-Royce провела соответствующие испытания и заявила, что стандартная аэродромная плита выдерживает примерно 50 вертикальных взлетов с одного и того же места, при этом наблюдалась незначительная эрозия ее поверхности. Если же бетон перед взлетом поливали водой, то эрозия полностью отсутствовала.

Подъемно-маршевый двигатель ТРДД Rolls-Royce/MTU RB. 193-12 по своей конструкции напоминал двигатель Pegasus самолета Harrier, но был меньше по диаметру. Он имел четырехступенчатый вентилятор, приводимый одноступенчатой турбиной низкого давления. Большая часть воздуха, нагнетаемая вентилятором, выбрасывалась через передние, так называемые "холодные" поворотные сопла. Остальной воздух проходил через трехступенчатый компрессор низкого давления, восьмиступенчатьи/ компрессор высокого давления, кольцевую камеру сгорания и попадал на трехступенчатую турбину. Отработанные газы выбрасывались через задние "горячие" сопла. Для компенсации крутящего момента, который мог ухудшить управляемость на режиме висения, вентилятор и компрессоры вращались в разные стороны на вложенных друг в друга валах. Все четыре сопла поворачивались синхронно: для вертикального взлета - на 90\ а для торможения и перехода от горизонтального полета к вертикальному - на 100е. Двигатель запускался от вспомогательной силовой установки Т. 112, находившейся в хвостовой части самолета.

Воздух для работы ПМД поступал через нерегулируемые боковые воздухозаборники. Они казались совсем маленькими, особенно на фоне громоздких воздухозаборников "Харриера", которые из-за своих размеров и характерного вида прозвали "ушами". Конечно, их производительность на земле и на режиме висения была явно недостаточной для стабильной работы двигателя. Поэтому для увеличения расхода воздуха конструкторы применили специальный механизм, он по двум направляющим сдвигал воздухозаборник вперед, открывая широкую щель. При этом общий расход воздуха увеличивался на 70%, что полностью покрывало потребности RB.193-12. Такое решение позволило отказаться от вырезов в обшивке и традиционных подпружиненных створок, которые увеличивали сопротивление в обычном полете и снижали аэродинамическое качество самолета.

Стендовые испытания первого двигателя начались в декабре 1967 г. Для исследований работы необычного воздухозаборника, а также для измерения интенсивности шума и температур как на поверхности самолета, так и вокруг него фирма MTU изготовила особый стенд. Он представлял собой макет центральной части фюзеляжа с ПМД. Испытания стенда проходили до начала 1970 г., после чего все двигатели передали на завод VFW в Бремене для установки на опытные самолеты. Всего построили шесть экземпляров RB.193-12.

Двигатели самолета обеспечивали работу системы струйного управления. При этом от их компрессоров отбиралось около 10% сжатого воздуха. Для повышения надежности все струйные рули дублировались. Струйное управление начинало работу в случае поворота сопел ПМД на угол больше 20╟.

Сопла рулей были связаны с аэродинамическими органами управления. На VAK установили передовую электродистанционную систему управления (ЭДСУ) с трехкратным резервированием, которая прошла успешные испытания на летающем стенде SG 1262. Важными преимуществами такой системы над традиционными были надежность и быстродействие, меньший вес и простота эксплуатации. В случае отказа всех трех каналов ЭДСУ происходило автоматическое переключение на резервную гидравлическую систему управления с высоким рабочим давлением - 280 кг/см2. Благодаря такой необычной для того времени величине давления удалось уменьшить массо-габаритные показатели исполнительных механизмов ЭДСУ и увеличить их быстродействие.

На скоростях полета до 333 км/ч ЭДСУ работала как обычная автоматическая система управления, в т.ч. демпфировала колебания летательного аппарата. При уменьшении скорости ниже этого порога крыло уже не держало самолет, сопла ПМД поворачивались, и в работу включались струйные рули. ЭДСУ переходила в режим вертикального полета, в котором любому отклонению ручки управления соответствовало изменение углового положения самолета, а не изменение его угловой скорости, иначе говоря, управление начинало работать по- вертолетному. Максимальное значение для углов крена и тангажа в режиме висения ограничивалось величиной в 15╟.

Для гарантированного спасения пилота в случае возникновения нештатной ситуации в кабину VAK 191В установили катапультируемое кресло Martin-Baker Mk.9 класса "0-0". Прицельно-навигационным комплексом самолет не оснастили.

Модель самолета прошла самые тщательные, можно сказать, беспрецедентные продувки в аэродинамических трубах концерна VFW и фирмы FIAT, а также в трубах ряда научных организаций, включая Аэродинамическую лабораторию в Геттингене и Британскую исследовательскую ассоциацию ARA в Бедфорде. Штопорные характеристики снимали во Франции, на вертикальной трубе в Лилле. На продувки в области дозвуковых скоростей потратили 4400 ч, на проверку характеристик самолета в переходных режимах - 2000 ч, на околозвуковую область - 500 ч, и еще 2000 ч ушло на исследования режимов взлета и посадки.

VFW и FIAT изготовили макеты самолета для отработки технологии сборки, оптимального размещения оборудования и систем. Началась подготовка рабочих чертежей, проектирование производственной оснастки. Для точного выдерживания контура самолета при изготовлении панелей обшивки инженеры построили специальный макет с бесшовным пластиковым покрытием.

При проектировании самолета учли возможность производства его отдельных узлов и деталей на разных заводах и в разных странах. В результате при изготовлении планера немцы производили: центральную секцию и верхние панели фюзеляжа; воздухозаборники, а также их створки; отсек разведывательного оборудования; створки грузового отсека, отклонения вектора тяги подъемных двигателей, отсеков передней и основной опор шасси; боковые панели фюзеляжа в районе сопел ПМД. В Италии изготавливали: носовой радиопрозрачный обтекатель; кабину летчика и ее фонарь; хвостовую часть фюзеляжа; хвостовое оперение; кессон и носок крыла; элероны и закрылки; обтекатели крыльевых опор шасси.

Для исследования характеристик управляемости, реакции летчика при отказах силовой установки и тренировки будущих пилотов VFW построила специальный тренажер. Он представлял собой полностью оборудованную кабину, присоединенную к моделирующему полет комплексу из двух ЭВМ. Возможности тренажера позволяли подключать к нему и исполнительные механизмы САУ. Благодаря этому инженерам удалось отработать систему управления самолетом еще до начала его испытаний.

Вначале проект VAK 191В имел очень большое значение для ФРГ. Как это ни странно, но ее возрожденная после войны авиапромышленность в основном работала на военные нужды. Доля гражданских заказов не превышала 10%. До середины 1960-х гг. производственные мощности были загружены серийным выпуском самолетов G.91 и F-104G, но вот далее процветание могло закончиться - новых крупных заказов не предвиделось. В связи с этим немцы разработали амбициозный план по перевооружению своей авиации на самолеты с вертикальным взлетом и посадкой. Начать этот процесс хотели в конце 1960-х гг. Обновленный боевой состав люфтваффе выглядел бы так: истребитель-перехватчик на базе VJ 101 С, истребитель-бомбардировщик на базе VAK 191В и военно-транспортный самолет Do 31.

Однако немецкие ученые, инженеры и военные переоценили свои силы. Для полномасштабной разработки таких сложных проектов требовалось гораздо больше времени и средств. К тому же в 1966 г. в события вмешался экономический кризис. Министерство обороны урезало военные расходы на 15%. Комитету директоров VAK пришлось снижать затраты на программу и отказаться от двухместного варианта самолета, сократив число строящихся образцов до четырех.

На этом неприятности не закончились. В 1967 г. Италия объявила о выходе из проекта. Ее военные эксперты пришли к выводу, что применение дорогостоящих самолетов и использование высококвалифицированных летчиков для непосредственной поддержки наземных войск невыгодно. Первые итоги вьетнамской войны демонстрировали превосходство дешевых ударных самолетов типа поршневого А-1 и реактивных А-37, F-5, А-7 над дорогими F-105 и F-4. Эти соображения заставили итальянцев вернуться к старой идее простого самолета и заменить G.91 на его двухдвигательную модификацию G.91Y. При этом итальянское правительство не стало неволить свои авиационные фирмы, завязанные на программу VAK, и они продолжили сотрудничество с концерном VFW, но темп работы был существенно снижен, а государственное финансирование прекращено.

В 1968 г., после отказа от тотального перехода на СВВП, правительство ФРГ занялось организацией новой международной программы MRCA, а статус VAK был понижен до экспериментальной. Уже заказанные машины хотели применить для исследований в интересах MRCA. Например, используя подъемные двигатели 191-го, планировали создавать у него такую удельную нагрузку на крыло, которая позволила бы моделировать взлетно-посадочные режимы истребителя-бомбардировщика с изменяемой стреловидностью крыла. Кроме того, в отсеке полезной нагрузки хотели испытывать различное электронное оборудование. Италия также возобновила поддержку проекта VAK.

Изменение статуса программы VAK сильно отразилось на сроках начала летных испытаний. Строительство самолетов отставало от графика на целых два года. Выкатка первого опытного образца из цеха завода в Бремене состоялась только 24 апреля 1970 г., хотя ранее планировалась на 1968 г.

Самолету No.1 присвоили гражданский регистрационный номер D-9563. Начались наземные испытания. Сначала проверяли работу силовой установки, затем инженеры приступили к тестированию системы управления, используя пьедестал. VAK 191В закрепляли на нем в районе центра тяжести и с включенными двигателями отрабатывали заданные программы. Этот этап оказался самым продолжительным - он занял почти 18 месяцев.

Первый полет самолета No. 1 по схеме "вертикальный взлет - вертикальная посадка" состоялся 10 сентября 1971 г. Он продолжался 3 мин 18 с. В кабине находился летчик-испытатель Обермеер. Первый полет по профилю "вертикальный взлет - переход в горизонтальный полет - вертикальная посадка" прошел 26 октября 1972 г. В горизонтальном полете Обермеер разогнал машину до 445 км/ч. Подготовка полетов проходила с немецкой педантичностью, VAK вел себя устойчиво, и все этапы летных испытаний прошли без отказов и летных происшествий.

Второй экземпляр (D-9564) в апреле 1970 г. продемонстрировали на авиационной выставке в Ганновере. На его киле был нанесен логотип новой объединенной корпорации VFW-Fokker, которую создали для производства регионального реактивного самолета VWF-614. Таким образом, VAK демонстрировал не только достижения немецкой авиационной науки, но и становился локомотивом рекламной кампании. Первый полет борта D-9564 состоялся 2 октября 1971 г. Совершив вертикальный взлет, самолет летал почти 3 мин со скоростью 60 км/ч на высоте около 40 м и совершил вертикальную посадку.

Третий экземпляр VAK 191В (D-9565) присоединился к программе испытаний в начале 1972 года. Его первый полет состоялся 17 февраля.

Территория аэродрома в Бремене не позволяла полноценно провести испытания переходных режимов и проверить летные характеристики самолета на различных высотах. Поэтому полеты VAK 191В No. 2 перенесли на авиабазу люфтваффе в Манченге, где уже проходили испытания другие немецкие СВВП VJ-101C и Do 31. Чтобы не разбирать самолет для перевозки наземным транспортом, его решили перебросить к месту назначения по воздуху. 6 апреля 1972 г. VAK закрепили на внешней подвеске транспортного вертолета СН-53В и с тремя промежуточными посадками доставили к пункту назначения, преодолев 563 км.

30 ноября 1972 г. было объявлено об официальном закрытии программы. Всего на разработку VAK 191В фирмы VFW и FIAT затратили свыше 3 млн. человеко- часов работы инженерно-технического персонала. Еще около 2 млн. человеко- часов ушло на подготовку производства и постройку четырех опытных образцов, включая машину для статиспытаний.

После закрытия программы VFW-Fokker еще делала попытки спасти проект, предлагая военным две новые модификации VAK 191В Мк.2 и Мк.З. Дозвуковой Мк.2 мог стать прямым конкурентом "Харриеру" GR.1. По заявлениям фирмы, его боевая нагрузка и радиус действия могли в 2-3 раза превысить таковые у "Харриера".

Мк.2 отличался от первоначального проекта следующим:

большей на 50% площадью крыла;
увеличенной на 30% тягой ПМД и на 5% тягой подъемных двигателей;
установкой прицельно-навигационной системы.
Сверхзвуковой VAK 191В Мк.З с увеличенным запасом топлива и еще более мощной силовой установкой предлагали на конкурс флота США по разработке истребителя-штурмовика. Самолет-по- бедитель должен был поступить на вооружение легких авианесущих кораблей контроля морей - SCS (Sea Control Ship) водоизмещением около 15000 т, что примерно в 4 раза меньше стандартного водоизмещения ударных авианосцев типа "Форрестол". Считалось, что значительное количество кораблей SCS придет на смену большим авианосцам.

Соперниками VAK оказались четыре американских проекта и вездесущий британский "Харриер". В 1975 г. VAK 191В облетали американские летчики, которые дали положительные отзывы. Но заказчик предпочел выбирать победителя среди своих. Подводя предварительные итоги конкурса, представители ВМС США объявили двух претендентов на победу, ими оказались СВВП Convair 200 и Rockwell XVF-12A.

Для VAK 191В это стало окончательным приговором. За все время летных испытаний три самолета совершили 91 полет общей продолжительностью около 15 ч. Последний полет состоялся 4 сентября 1975 г.

Несмотря на то, что проект VAK 191В так и не завершили, он оставил довольно заметный след в истории авиации. Примененные на нем передовые технические решения, такие как: электродистанционная система управления, гидравлическая система с высоким рабочим давлением, вспомогательная силовая установка, развитый самоконтроль бортовых систем - стали формальными признаками боевых самолетов так называемого 4-го поколения. Таким образом, экспериментальный VAK 191В можно назвать первым истребителем-бомбардировщиком 4-го поколения в бундеслюфтваффе.

Все три самолета VAK 191В сохранились. В настоящее время они выставлены в музеях. Первый экземпляр находится в авиационном филиале Немецкого музея в городке Обершляйсхайм, недалеко от Мюнхена. Второй - в Военно- техническом музее при Федеральном управлении военной техники и снабжения в городе Кобленц, там же хранится и летающий стенд SG 1262. Третий VAK 191В стоит на улице, рядом с цехами бывшего авиационного завода VFW-Fokker в Бремене.

Конструкция.

Самолет 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 высокопрочных и коррозионно-стойких 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╟30, угол заклинення 1╟30. Конструкция крыла многолонжеронная, выполнена из алюминиевых сплавов. Крыло снабжено закрылками и зависающими элеронами. У концов крыла имеются обтекатели, в которые убираются подкрылье-вые 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 Роллс-Ройс/ITU RB. 193-12 и двух подъемных ТРД Роллс-Ройс RB. 162-81. 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 не устанавливалось. Предусматривался один центральный узел подвески под фюзеляжем.



ЛТХ:
Модификация VAK-191B
Размах крыла, м 6.16
Длина, м 16.40
Высота, м 4.30
Площадь крыла, м2 19.00
Масса, кг
пустого самолета 5562
нормальная взлетная 8507
максимальная взлетная 9000
Тип двигателя
взлетные 2 ТРД Rolls-Royce RB-162-81F
маршевый 1 ТРД Rolls-Royce/MTU RB-193-12
Тяга, кгс
взлетные 2 х 2530
маршевый 1 х 4500
Максимальная скорость , км/ч 1108
Практическая дальность, км 400
Практический потолок, м 15250
Экипаж, чел 1

VFW 614


Разработчик: VFW-Fokker
Страна: Германия
Первый полет: 1971
Тип: Ближнемагистральный пассажирский самолет
ЛТХ Доп. информация



При перевозках пассажиров на малые расстояния в регионах с малым пассажирооборотом в первую очередь необходимы самолёты с реактивными двигателями способные сменить на данных линиях устаревшие поршневые самолёты и дополнить большие многомоторные самолёты самолётами меньшего размера. До сих пор в распоряжении авиаперевозчиков не имелось самолётов подходящей вместимости и характеристик, вследствие чего авиаперевозчики должны были летать на маршрутах малой протяженности на не рассчитанных на эти условия самолётах.

С одной стороны применялись машины, предназначенные для перевозок по маршрутам средней протяженности. Эти самолёты имели увеличенную вместимость и были дорогими. С другой стороны летали и устаревшие маленькие самолёты с поршневыми двигателями, чьи технические возможности и уровень комфорта не соответствовали всё увеличивающимся требованиям и уровню развития техники.

Первая группа авиаперевозчиков для дополнения имевшихся в их распоряжении самолётов применяла самолёты малого радиуса действия с реактивными двигателями (например, B 737, BAC-111, DC-9), которые можно было оптимально загружать пассажирами и выполнять полёты над малонаселёнными областями на всё больше и больше увеличивавшихся количественно маршрутах. Вторая группа авиаперевозчиков √ в основном многочисленные мелкие авиакомпании √ была поставлена перед необходимостью модернизировать свой авиапарк и увеличивать объёмы перевозок посредством новых самолетов. Это было крайне необходимо для того чтобы иметь возможность конкурировать с другими авиаперевозчиками на опутывавшей всю землю сети воздушных сообщений. В дальнейшем это давало возможность увеличивать объёмы авиаперевозок, совершенствовать уже имеющиеся воздушные линии и создавать новые.

Специально для этих целей на расположенном в Бремене предприятии "Vereinigte Flugtechnische Werke√Fokker GmbH., Bremen" разрабатывался самолёт VFW614.

VFW 614 был специально разработан для выполнения полётов на линиях малой протяженности с небольшой интенсивностью авиаперевозок. Самолёт является низкопланом с силовой установкой, состоящей из двух турбореактивных двигателей. Техническая концепция данного самолёта объединяла высокую скорость полёта, свойственную самолётам с реактивными двигателями, высокими показателями грузоперевозки и хорошими взлётно-посадочными характеристиками, свойственными самолётам с поршневыми двигателями. При этом в будущем более чем ¾ всех аэродромов, которые до сих пор преимущественно использовались самолётами с поршневыми двигателями, можно будет использовать и для базирования этих новых машин.

VFW 614 рассчитан на перевозку 40/44 пассажиров на расстояние до 670/575 км(по проекту: 1320/1200 км.), при этом полный резерв топлива на борту соответствует нормативной документации (FAR 121.639). На основании отличных взлетно-посадочных и лётных характеристик, экономичности, разнообразия вариантов применения, высокой грузоподъёмности и надёжности, высокому уровню комфорта и особого удовлетворения экологических требований VFW 614 обеспечил себе определённую нишу на рынке авиаперевозок. За исключением силовой установки VFW 614 представляет собой традиционный тип гражданского самолёта. Расположенные над крылом двигатели позволили получить малую высоту загрузки в фюзеляж, удобный доступ в фюзеляж с поверхности аэродрома, конструктивно простые цельные посадочные щитки и оптимальные взлётно-посадочные характеристики. Необычное расположение силовой установки позволило избежать попадания посторонних предметов в двигатели при эксплуатации с полевых ВВП и одновременно снижало распространение звуковых волн в направлении вниз. Этот защитный эффект крыла вместе с очень низким уровнем шума, производимого собственно двигателями, был значительно ниже введенных FAA с 1974 года требований, что делало VFW 614 одним из наиболее тихих гражданских самолётов мира. Конструктивное исполнение планера и шасси позволяло использовать самолёт с полу подготовленных аэродромов. Высокая скорость при наборе высоты, в полёте и при снижении позволяла значительно экономить время. Независимость от наземного оборудования, особенно при полетах с промежуточными посадками, резко сокращала время выполнения регламентных работ по техническому обслуживанию.

Техническая концепция VFW 614 обеспечивает его многостороннее применение как в гражданских, так и в военных целях для перевозки пассажиров и грузов, для VIP-перевозок и для выполнения специальных задач.

Разработка VFW 614 в качестве самолёта, предназначенного для выполнения полётов по маршрутам малой протяженности, и связанное с этим большое количество циклов нагрузки (старт, взлёт, полёт, снижение и посадка) требовали получения высокопрочного планера, позволявшего обеспечивать выполнения 60000 полётов общей продолжительностью 30000 часов.

Особое внимание уделялось несущей конструкции в соответствии с предъявляемыми к ней требованиями высокой прочности и хороших характеристик отказоустойчивости. Во многих элементах применялось проклеивание. Благодаря ламинированию возникающие в элементах конструкции нагрузки равномерно распределялись по всей поверхности. В местах, где следовало бы применять клёпку, выполнялось двойное проклеивание, что позволяло снизить уровень напряжений и одновременно предотвращало возникновение трещин. На некоторых частях внешней поверхности тонкие листы металла изготавливались не из одного цельного листа металла, а из двух склеенных друг с другом тонких листов, что позволяло улучшить характеристики отказоустойчивости. Важнейшие элементы обшивки клеились в холодном состоянии и соединялись заклепками. Все эти меры позволили получить высокий ресурс при незначительной скорости распространения трещин и достаточной остаточной прочности.

5 февраля 1973 года третий предсерийный самолёт VFW 614 совершил перелёт из Бристоля в Кренфильде (Cranfield), где в течение двух последующих дней на различных скоростях при различных положениях створок проводились испытания с системой впрыска воды (Wasserspritzversuche). По прибытию в Бристоль руководство Rolls-Royce Ltd. приветствовало состоявший из десяти человек экипаж VFW 614.Так же в Филтоне экипаж приветствовали и несколько тысяч сотрудников фирм Rolls-Royce и BAC, наблюдавших за взлётом и посадкой самолёта. Наибольшее удивление вызвало отсутствие задымления при работе двигателей M 45 H Mk. 501, которые разрабатывалась фирмой Rolls-Royce на заводе в Бристоле и серийно собиралась на заводе в Ковентри.

7 февраля 1973 года самолёт перелетел в Ковентри, и тут несколько сотен рабочих фирмы Rolls-Royce имели возможность увидеть первый немецкий гражданский самолёт с реактивной силовой установкой.

Перед возвращением в ФРГ 9 февраля 1973 года на высоте 1000 футов (304,80 м) было выполнено несколько перелетов по маршрутам Бристоль √ Филтон, в ходе которых были выполнены замеры уровня шума. Благодаря замечательной проводке наземными радиолокационными станциями в ходе замеров были получены точные результаты. Эти замеры, выполненные на маршрутах Бристоль √ Филтон, подтвердили выполненные ранее аналогичные замеры.

Вечером 2 февраля VFW 614 после полуторачасового полёта приземлился в Бремене.

В период с 7 по 9 мая 1973 года VFW 614 по желанию Румынской авикомпании TAROM и Румынского правительства был представлен им для ознакомления. VFW 614 G 2 поднялся в воздух в воскресенье 7 мая в Бремене. Первая демонстрация самолёта состоялась в понедельник 8 мая. Самолётом управлял пилот Лейф Нейльсен (Leif Nielsen), вторым пилотом был Вольфганг Иссель (Wolfgang Issel). После впечатляющего показа машины за её штурвал сел шеф-пилот фирмы TAROM Георге Настасе (Georghe Nastase), для которого это был первый полёт на VFW 614. Георге Настасе взлетел один, выполнил полёт и снова выполнил посадку в расположенном в Бухаресте аэропорту Банеаса (Baneasa). Настасе был очень доволен самолётом. В заключение на VFW 614 совершил полёт шеф Румынского министерства авиации генерал Стоян (Stoian).

9 мая пилот Лейф Нейльсен продемонстрировал VFW 614 перед президентом и председателем государственного совета Румынии Николае Чаушеску. На президента и его сопровождающих демонстрация самолёта произвёла большое впечатление. Особенно это касалось двигателей, которые еще при нахождении самолёта на аэродроме создавали при работе значительно более низкий уровень шума, чем находившиеся тут же турбовинтовые самолёты с их шумными пропеллерами.

Президент Николае Чаушеску попрощался примерно через час. После совещания со своими министрами, которые в ходе данного визита прибыли в аэропорт, было решено отложить облёт прочих самолётов, представленных группой VFW-Fokker. Компания VFW-Fokker была проинформирована, что Румыния намеревается работать с зарубежными представителями, сделав выбор в пользу VFW 614. Совместная работа сначала должна была проводиться в соответствии с общим договором, переговоры о котором уже велись.

Во время состоявшегося 29 июня 1973 года визита президента и председателя государственного совета Румынии Николае Чаушеску в Бремен между Zentralgesellschaft VFW-Fokker и Румынской государственной авиапромышленной компанией Grupul Aeronautic Bukarest было подписано типовое соглашение, касающееся кооперации в части самолётостроения. Это соглашение определяло следующие намерения:

развитие румынской авиационной индустрии с использованием новейших разработок в этой области,

получение дополнительного рынка для группы предприятий VFW-Fokker.

Первым объектом сотрудничества в рамках создаваемого совместного предприятия должен был стать самолёт VFW 614.

Третья предсерийная машина типа VFW 614 (номер гражданской регистрации D-BABC) принимала участие в мероприятиях, проходивших с 23 мая по 4 июня 1973 года в ле Бурже в рамках 30-го авиасалона. В этот период VFW 614 по меньшей мере один раз в день выполнял демонстрационные полёты под управлением экипажей Лейфа Нейльсена и Вольфганга Исселя/Кнуда Бартелса (Knud Bartels) и Юргена Хаммера (Jürgen Hammer).

Самолет, как и прочие принимавшие участие в авиасалоне образцы авиационной техники, был представлен в статической экспозиции и был осмотрен как заинтересованными лицами, так и любопытствующими.

30 мая во время проходившего в ле Бурже авиасалона был выполнен демонстрационный полёт VFW 614 G 3 авиакомпании TOURAINE AIR TRANSPORT (TAT), Тур (Tours), Франция. В короткий период времени возникли контакты с этой быстроразвивающейся авиакомпанией. За несколько дней до данного события возник парк самолётов в составе девяти Beech 99, двух Twin-Otter и пяти F 27. В качестве опции рассматривалось приобретение у японской All Nippon Airways еще двух F 27. Договор на закупку самолётов был уже подписан.

После демонстрационного полёта на высоте 9000 футов (2743,20 м) под управлением пилота Лейфа Нейльсена VFW 614 приземлился в Туре. Экипаж приветствовал технический директор TAT Арсен Морель (Arsene Morel). После последовавшего за этим ознакомления с самолётом руководства и сотрудников ТАТ пассажирский самолет VFW 614 взлетел под руководством шеф-пилота ТАТ Гённе (Gönnet) и взял курс на аэропорт Пуатье, входивший в сеть аэропортов, принимавших самолеты компании ТАТ. Часть полётов в Пуатье Гённе выполнил сам, часть полётов выполняли другие летчики. Простое обслуживание VFW 614 и его лётные данные произвели очень хорошее впечатление на летный и наземный персонал.

28 мая 1973 года VFW 614 был продемонстрирован федеральному правительству в аэропорту Кельн/Бонн. На презентации присутствовал министры экономики Фридерихс (Friderichs), финансов Шмидт (Schmidt) и транспорта Лауритцен (Lauritzen), а так же государственные секретари Роведдер (Rohwedder, [министерство экономики]), Виттрок (Wittrock [министерство транспорта]), Сон (Sohn [министерство научного развития]) и Дунг (Dung [министерство внутренних дел]). На своём F.28 "Fellowship" из Амстердама прибыл его королевское высочество принц Бернхард (S.K.H. Prinz Bernhard), который является почетным руководителем VFW-Fokker mbH, Дюссельдорф. Принц первый раз увидел VFW 614 во время полёта.

Свыше сотни служащих различных министерств, посол Голландии в ФРГ де Беус (de Beus), директоры различных банков, представители промышленности, турагентств, авиакомпаний, коммунальные служащие, дирекции аэропорта Кельн/Бонн и служащие аэропорта. В общем, порядка 200 человек принимали участие в данном показе.

VFW 614 G 3 (номер гражданской регистрации D-BABC) для этих демонстрационных полётов совершил перелёт с парижского авиасалона в Кельн. Во время этого полёта на борту самолёта находился президент федерального объединения авиационной и космической индустрии ФРГ доктор Бернард Вайнхард (Bernhard Weinhardt), давший высокую оценку лётным характеристикам самолёта.

Находясь в аэропорту Кельн/Бонн, VFW 614 G 3 под управлением пилота Лейфа Нейльсена и его экипажа, который с самого начала занимался облётом данного самолёта, совершил два демонстрационных полёта. При этом самолёт много раз пролетал на малых высотах над заполненными гостями террасами. Во время полетов присутствующие убедились в довольно низком уровне шума, производимого VFW 614. После этих полётов три уже упоминавшихся федеральных министра ФРГ Фридерихс, Шмидт и Лауритцен осмотрели самолёт.

Во второй половине этого же дня VFW 614 G 3 в аэропорту Дюссельдорф-Лохаузен (Düsseldorf-Lohausen) состоялась еще одна демонстрация самолёта. На этот раз с ним ознакомились представители правительства федеральной земли Северный Рейн-Вестфалия. Но в данном случае из-за напряженного графика полётов в данной местности самолёт не удалось продемонстрировать в воздухе. Но это ни в коем случае не ухудшило впечатление, которое VFW 614произвёл на примерно 150 гостей. Обер-бургомистр Дюссельдорфа Беккер (Becker) выразил пожелание скорейшего начала эксплуатации в аэропортах Германии этого экологически чистого самолёта. Так же и представители комиссии, чьей обязанностью было контролировать уровень производимого самолётами шума, были довольны акустическими характеристиками VFW 614, поскольку низкий шум был важен для жителей расположенных близко к аэропортам населённых пунктов. Вечером 28 мая VFW 614 G 3 взлетел и направился назад в ле Бурже, где в последующие дни он как и ранее был представлен публике.

Оба прототипа VFW 614 к тому времени проходили полный цикл испытаний, целью которых было установить летные характеристики и надёжность самолёта. В качестве важных факторов их выполнения было сделано следующее:

для этих самолётов были поставлены 6 прототипов двигателей фирмы Rolls-Royce (1971) Ltd, изготовленных с стандартными характеристиками серийных моторов,

состояние VFW 614, включая все предусмотренные его весовые нагрузки и положение центра тяжести, оставались неизменными,

испытания прототипов со взлётным весом увеличенным до 44000 фунтов (19958,06 кг). Такой вариант нагрузки обеспечивал увеличение дальности полёта в два раза.

Начиная с мая оба прототипа летали в той конфигурации, которая предусматривалась для использования в дальнейшем, т.е. без носового шпиля ("Nose-Boom").

В рамках данных испытаний имелась возможность выполнить немного заключительных исследований, в ходе которых были выполнены ряд полётов подтвердивших ряд лётных характеристик: сваливание, максимально допустимые скоростные характеристики, включая колебания крыла, статическая и динамическая продольная устойчивость, управляемость, маневренность и балансировка.

В ходе предыдущих демонстраций, выполненных перед общественностью и в рамках парижского авиасалона, основные элементы конструкции самолёта, силовая установка и системы показали высокую надёжность и эксплуатационную готовность. К концу июля 1973 года оба прототипа налетали в ходе 300 полётов более 400 часов. До этого времени VFW 614 успели посетить 19 аэропортов в семи странах мира. На них выполняли полёты 12 различных фирм и авиакомпаний.

Интенсивные испытания служили подготовкой к полётам, целью которых было определение допустимых лётных параметров самолёта. Во второй половине августа оба прототипа приступили к этим испытаниям на военной авиабазе Торрехон (Torrejon) в Испании. В рамках предыдущих испытаний были получены очень хорошие характеристики сваливания, касания с поверхностью аэродрома при посадке и торможении. В ходе испытаний выяснилось, что длина пробега при посадке VFW 614 оказалась даже меньше, чем полученные теоретические расчетные данные. Испытания, целью которых было отработать взлёт и посадку продолжались.

Испытания в Испании служили для подтверждения взлётно-посадочных и лётных характеристик контролирующим органам, которые выдавали разрешение на допуск самолёта к эксплуатации. Параллельно в жару проводились испытания всех вариантов комплектации самолёта. База ВВС в Торрехоне, расположенная на высоте 2000 футов (609,60 м) над уровнем моря особенно подходила для подобных целей: в утренние часы и поздно после обеда тут можно проводить интенсивные взлёты и посадки. Между делом выполнялись и чистые полёты. Поэтому испытания самолёта велись в две смены. Высота расположения базы над уровнем моря, длина и ширина взлётно-посадочных полос соответствовали экстремальным требованиям тех условий, в которых самолёт должен был эксплуатироваться в дальнейшем. Завершение испытаний на базе ВВС Торрехон было запланировано на конец ноября 1973 года.

Техническое описание

Фюзеляж делится на переднюю, среднюю, включая и центроплан крыла, и заднюю части.

Передняя часть фюзеляжа представляет собой чистую шпангоутную конструкцию, выполненную с близким расположением друг к другу шпангоутов и без стрингеров. Выпуклые отказоустойчивые панели остекления выполнены из различных слоёв тянутого акрила ("stretched acrylic"). Панели крепились при помощи шурупов и могли заменяться снаружи. Рамки для панелей изготавливались из кованых фрезерованных деталей.

Средняя секция фюзеляжа состоит из тонкой внешней обшивки с наклеенными через каждые 20 дюймов (0,508 м) длины фюзеляжа стрингерами. Благодаря такому типу конструкции с наклеенными стрингерами и накладками шпангоутов был получен большой ресурс и высокие характеристики отказоустойчивости.

Четырехлонжеронный кессон центроплана крыла прочно соединяется с фюзеляжем при помощи клёпки. Вырез под ниши стоек основного шасси перекрываются прочной опорной балкой киля, которая в соединении с передней и задней нижними секциями выполняет функции элемента крыла, принимающего скручивающие нагрузки. Задний герметичный шпангоут выполнен в виде конуса. Все двери и аварийные выходы из самолёта прижимаются к рамкам за счет внутреннего давления (plug-door), вследствие чего в полёте невозможно случайно открыть какие-либо двери. У иллюминаторов внешняя обшивка состояла из двух наклеенных один на другой слоёв тонкого металла. Из этих листов металла были изготовлены прокованые и отфрезерованные оконные рамы. Оконные иллюминаторы изготовлены по принципу отказоустойчивости и состоят из двух стекол. Внешнее стекло передает внутренне давление на рамки иллюминатора. Внутреннее стекло передает внутренне давление, если внешнее не может это делать.

Передняя и задняя части фюзеляжа при помощи болтовых соединений крепились к средней части. Конструктивно они очень близки к средней части. Обшивка клеится на стрингеры. Двухлонжеронный кессон, к которому присоединяется вертикальное оперение, при помощи клёпки крепится к корме фюзеляжа. Возникающие в вертикальном оперении усилия передаются на передний, задниц и два вспомогательных лонжерона и далее на четыре косо установленных шпангоута. Передвижные для балансировки стабилизаторы крепятся к задней части фюзеляжа в трёх точках. Все элементы крепления и штифты так же были изготовлены с использованием принципа отказоустойчивости.

Консоли крыла при помощи болтов крепятся к средней части фюзеляжа с интегрированной в нее кессоном центроплана крыла, который в основной части представляет собой коробчатую конструкцию с двумя лонжеронами. В местах, где к крылу крепятся шасси и двигатели, к задней лонжерону крыла дополнительно крепятся вспомогательные коробчатые конструкции.

Верхняя и нижняя части крыла в пространстве между лонжеронами были выполнены из определённого количества металлических полос обшивки наложенных слоями и склеенных друг с другом тёплым способом. Такая конструкция отдельных участков поверхности позволяет обеспечить низкую вероятность возникновения трещин.

Передняя часть крыла, посадочные щитки, элероны и вспомогательные коробчатые конструкции изготовлены обычным способом.

Тяга, развиваемая силовой установкой, передается крылу через пилоны. Пилоны прочно крепятся к кессону крыла при помощи клёпки. Структура пилона представляет собой две боковые секции со стяжками по краю, которые соединяются с лонжеронами при помощи каркаса. Стойка между передними креплениями пилона, работающая одновременно на разрыв и растяжение, и верхние точки крепления двигателей к каркасу крыла обеспечивают тонкому пилону необходимую жесткость.

Силовая установка VFW 614 состоит из двух двигателей M 45 H Mk.501 совместной разработки подразделения Bristol Engine Division британской фирмы Rolls-Royce (1971 год) Limited и французской фирмы SNECMA. M 45 H-501 представляет собой высокачественную и с точки зрения экологии сравнительно безвредную разработку совершенно нового масштаба в плане производимых шума и задымления. Двигатель был сконструирован таким образом, что соответствует требованиям эксплуатации на маршрутах малой протяженности, имеет необходимый цикл мощности (Leistungszyklus) и механические качества, обеспечивающие ей надёжность равную двигателям, использующимся на маршрутах большой протяженности.

Основной фирмой изготовителем двигателей M 45 H являлась фирма Rolls-Royce, хотя фирма SNECMA принимала участие в разработке и изготовлении основных сборочных элементов силовой установки.

M 45 H Mk. 501 представляет собой двухвальный турбовентиляторный двигатель с высокой степенью двухконтурности, разработанный с учетом новейших технологий. Одноступенчатый вентилятор и пятиступенчатый компрессор среднего давления располагаются на одном валу и приводятся во вращение трёхступенчатой турбиной низкого давления. Семиступенчатый компрессор высокого давления приводится в движение при помощи одноступенчатой турбины воздушного охлаждения. Кольцевая камера сгорания имеет систему распыления.

Для снижения зависимости VFW 614 от аэродромного оборудования, необходимого для выполнения технического обслуживания, самолёт оборудовался вспомогательной силовой установкой (Auxiliary Power Unit √ APU). APU запускала основную силовую установку, обеспечивала самолёт электроэнергией при нахождении на аэродроме и полностью перенимала на себя функции поддержания оптимальных температурных условий. Для обеспечения удобного доступа к агрегатам, снижения уровня шума APU забирала воздух для своей работы в кормовой части снизу и выбрасывала его вверх.

Кабина пилотов VFW 614 была рассчитана на двух членов экипажа и обеспечивала её использование в соответствии с требованиями предъявляемыми к категории I (так же было возможно и оборудование кабины в соответствии с самым дешевым вариантом, соответствующим требованиям категории II). Расположение навигационного оборудования и рычагов управления в кабине требует от пилотов незначительных усилий и обеспечивает комфортное выполнение полётов по маршрутам малой протяженности. На всех этапах полёта пилоты благодаря двояковыпуклым окнам имеют прекрасный обзор из кабины.

Пассажирский салон стандартного исполнения рассчитан на перевозку сорока пассажиров. Большой диаметр фюзеляжа позволяет установить кресла в салоне в наиболее популярной конфигурации: четыре сиденья рядом друг с другом ("4-Sitz-nebeneinander"). Расстояние между сиденьями составляет 81/84 cм (32/33 дюйма). Низкий уровень шума в салоне вместе с удобством размещения пассажиров обеспечивает акустический комфорт при перелётах.

Конструкция крыла рассчитана на совершение полётов на высоких скоростях и одновременно на достижение хороших взлётно-посадочных характеристик. Оптимальная комбинация из малой удельной нагрузки на крыло, высокого коэффициента подъёмной силы и эффективной механизация крыла была получена на VFW 614 без помощи дополнительных средств, позволявших получить короткие разбег при старте и пробег при приземлении и так же хорошие характеристики при полёте на малых скоростях. Несмотря на необычное расположение силовой установки, горизонтальное оперение крепится к фюзеляжу как обычно.

Стойки шасси VFW 614 было изготовлены короткими и мощными, позволяющими выполнять взлёт и посадку с полу подготовленных аэродромов. И передняя, и основные стойки шасси имеют по два спаренных колёса низкого давления, обладающие приемлемыми характеристиками в области гашения колебаний.

Передняя стойка шасси поворачивается относительно своей оси на 140╟ и убирается в нишу в направлении вперёд. Основные стойки шасси с обтекателями амортизаторов убираются в направлении к фюзеляжу. Сами колеса заменяют щитки, закрывающие ниши шасси. Стойки шасси имеют высокоэффективную тормозную систему, что при низкой посадочной скорости позволяет иметь короткий пробег без реверса силовой установки.

Экстремальные нагрузки на конструкцию самолета при выполнении полётов на маршрутах малой протяженности и с высокой интенсивностью требовали принятия особых мер для обеспечения в течение всего срока эксплуатации высокого уровня безопасности и надёжности. При разработке конструкции особое внимание уделялось возможности обеспечения длительной эксплуатации и хорошим характеристикам отказоустойчивости ("fail safe"). Применение склеивания, коррзийной защиты, загибов для предотвращения трещин, использование высококачественного алюминиевого и титанового легирования позволили выдержать требования по обеспечению высоких статических и динамических нагрузок при низком весе всей конструкции.

Выбор всей системы и её исполнение имело под собой серьёзную основу, базировавшуюся на тщательно изучении имевшегося опыта авиаперевозки и уровня технического развития предприятий авиационной промышленности. При разработке приоритет отдавался системам, которые при низких эксплуатационных расходах имели высокую надёжность, удобный доступ к агрегатам, удобство замены компонентов.

(c) alternathistory.org.ua



ЛТХ:
Модификация VFW 614
Размах крыла, м 21.50
Длина самолета,м 20.60
Высота самолета,м 7.84
Площадь крыла,м2 64.00
Масса, кг
пустого самолета 11000
максимальная взлетная 18600
Топливо, л 6320
Тип двигателя 2 ТРДД Rolls-Royce/SNECMA M45H Mk 501
Тяга, кН 2 х 32.00
Максимальная скорость, км/ч 780
Крейсерская скорость, км/ч 722
Перегоночная дальность, км 2010
Практическая дальность, км 1204
Практический потолок, м 7600
Экипаж, чел 2
Полезная нагрузка: 40 пассажиров нормально или 44 - максимально