L'Heinkel He 231 era il nome dato al progetto di un tail-sitter - VTOL -Jagdflugzeugs, dal produttore tedesco occidentale Heinkel negli anni '50

L'Heinkel He 231 era il nome dato al progetto di un tail-sitter - VTOL -Jagdflugzeugs, dal produttore tedesco occidentale Heinkel negli anni '50.

Storia

Il 2 dicembre 1957, in Germania fu emanata una gara d'appalto in cui erano stabiliti i requisiti per un caccia per ogni-tempo VTOL. Il primo concetto del team di sviluppo dalla Heinkel dal progettista Siegfried Günter era nella direzione di un cosiddetto “tailsitter”.

La Germania nell'anno 1955 entrò nell'Alleanza del Nord Atlantico, esattamente dieci anni dopo la caduta del regime di Hitler. Il Bundesministerium der Verteidigung tedesco (nuovo ministero della difesa), già nel 1956 presentò una richiesta per un nuovo caccia intercettore supersonico; nel novembre successivo aggiunse un requisito per il decollo e atterraggio verticale del nuovo progetto. In generale, le caratteristiche del velivolo in fase di sviluppo dovevano essere uguali al jet da combattimento americano F-104G, adottato alla fine del 1950 dalla Luftwaffe.

Secondo i requisiti del Ministero della Difesa di 22.04.1958, l'aeromobile doveva avere le seguenti caratteristiche:

• raggio operativo - chilometri 500;
• Tangenza - 20.000 m;
• Velocità max - 2,5М;
• Velocità di sollevamento alla massima altezza - 1,5 min.;
• Decollo verticale - 25%;
• Armamento - un cannoncino e due missili aria-aria.

Dopo la guerra, la maggior parte degli scienziati tedeschi aveva lasciato il lavoro per andare volenti o nolenti all’estero: l’assenza di grandi ordini per lo sviluppo di aerei militari aveva reso quasi impossibile il funzionamento degli uffici di progettazione tedeschi. Nonostante ciò, lo sviluppo di nuovi progetti di aeromobili con decollo e atterraggio verticali fu avviato da diverse compagnie di nuova creazione: 

• la Bolkow - P-110.0, 
• la Heinkel - He-231, 
• la Focke-Wulf Flugzeugbau GmbH - FW-860,
• e la Messerschmit AG - Me X1 -21.

Tutti i progetti presentati alla competizione durante il decollo / atterraggio avevano una posizione di fusoliera verticale, il che non sorprende, dal momento che questo concetto era stato proposto da tre ditte su quattro durante la seconda guerra mondiale ed era stato successivamente implementato durante la creazione dell'aeromobile SNECMA Coleopter (Francia), che era già stato testato. 

Inoltre, non è stato ancora progettato un motore di sollevamento leggero e compatto, adatto al progetto di un aereo da combattimento capace di decollo / atterraggio verticale.

La prima versione del “231”, era un aereo con una fusoliera lunga come un razzo allungata. Ai suoi lati erano state disposte trasversalmente quattro ali di piccolo allungamento. Le estremità delle ali fungevano simultaneamente da montanti del carrello di atterraggio. Durante i transitori, la stabilità era fornita da timoni a gas, che erano alimentati da quattro motori di propulsione General Electric J.85.

Nel naso c'era l'abitacolo, mentre giaceva, e non seduto nell’abitacolo il pilota. Immediatamente dietro la cabina si trovava la presa d'aria anulare. 

Caratteristiche tecniche:

• L’Armamento: due missili aria-aria posizionati alle estremità delle ali e un cannone Oerlikon X-NUMX-millimetro.
• La lunghezza del velivolo era 10,3 metri, 
• l’apertura alare - 6 metri, 
• Il peso del velivolo a vuoto - 4600 kg., 
• Il peso max al decollo - 7500 kg (tenendo conto di 500 kg di carico di combattimento).

Dopo qualche tempo, l'idea di far atterrare l'aereo sulla coda non fu più presa in esame a causa di chiare difficoltà. A questo proposito, la società Heinkel, iniziò a elaborare una versione del velivolo con motori dotati di ugelli rotanti. I motori di marcia di sollevamento erano gli stessi General Electric J.85. Questo nuovissimo velivolo del predecessore aveva conservato dimensioni e ala.

Il nuovo velivolo fu progettato secondo lo schema "anatra". I motori avevano una disposizione in tandem: due nella parte anteriore e due nella parte posteriore. Il decollo verticale veniva effettuato da una posizione orizzontale, grazie a quattro motori con ugelli deviati di 80°. I due motori anteriori venivano alimentati attraverso una presa d'aria anulare centrale (come sul MiG-21), mentre i motori posteriori avevano prese d'aria poste nella radice dell'ala. Le caratteristiche di progettazione e le armi non differivano dal primo aereo.

Concetto di avviamento posteriore

Tra le altre ragioni, il notevole vantaggio in termini di peso fu decisivo per l'inclusione del concetto di avviamento posteriore con propulsione a getto e post-combustore. Il motore con il miglior rapporto spinta / peso e le dimensioni di installazione più piccole in quel momento era il General Electric J79 . Ma anche con questo motore l'aereo sarebbe stato troppo lungo per il decollo in coda perché il baricentro sarebbe stato troppo alto rispetto al suolo. Il design venne quindi rivisto utilizzando quattro motori General Electric J85 e ali a delta significativamente più corte.

Gli svantaggi del sedile posteriore erano:

• Pericolo di spinta con vento trasversale durante l’atterraggio;
• scarsa visibilità;
• estremo angolo di attacco durante la transizione che rendevano difficile l’atterraggio;
• avviamenti per sovraccarico non erano possibili senza missili aggiuntivi, il che avrebbe limitato in particolare le possibilità di applicazione tattica;
• Scarsa mobilità sul pavimento;
• Caricamento e manutenzione difficili.

A metà degli anni '50, alcuni modelli (Ryan X-13 Vertijet, Lockheed XFV-1, Convair XFY-1 Pogo e SNECMA Coléoptère) furono sviluppati secondo questo concetto, ma non andarono oltre la fase di prototipo.

Primo concetto

Nell'ulteriore corso di sviluppo, furono esaminate solo le bozze di aeromobili in decollo in posizione orizzontale. Se l'intera spinta doveva essere disponibile sia per il volo verticale che per quello orizzontale, bisognava fare affidamento sui motori più piccoli possibili. Il Rolls-Royce RB.108, che in realtà era stato progettato per il decollo verticale, non era adatto perché non aveva un post-combustore e non era progettato per pressioni dinamiche più elevate.

Quindi si tornò al J85. Il progetto risultante prevedeva due motori nelle sezioni anteriore e posteriore con un peso al decollo di 4.950 kg. Ogni motore doveva avere una deflessione del getto con una sezione trasversale costante durante la transizione. Il controllo attorno all'asse trasversale doveva essere effettuato in hover dal controllo della spinta. Per il controllo attorno agli altri due assi, veniva fornita aria di spurgo degli stadi del compressore soffiata alle estremità della superficie.

I problemi prevedibili in relazione al controllo del vettore di spinta in un motore con post-combustore avrebbero richiesto ampi studi di base. Inoltre, si concluse che il peso aggiuntivo del deflettore del getto insieme alla complessa struttura della fusoliera sarebbe stato almeno pari al peso aggiuntivo di un sistema motore girevole complessivo nelle gondole e nel carrello di atterraggio necessariamente più alto.

Concetto dell’ala

Nella terza fase di sviluppo, furono esaminati diversi progetti con motori girevoli. Dopo approfondite indagini nella galleria del vento, si concluse che i requisiti per l'appalto potevano essere soddisfatti al meglio con un velivolo quadrimotore a papera. Il controllo attorno all'asse longitudinale e trasversale in volo lento poteva essere effettuato dal controllo della spinta. Ad un'altezza di 20.000 m, i quattro motori J85 previsti con una spinta totale di 77,7 kN avrebbero permesso di raggiungere il doppio della velocità del suono.

Durante la transizione per il decollo, con i motori ruotati verticalmente, doveva essere raggiunta un'altezza di 15 m entro 5,6 s. Venne quindi pianificato di raggiungere una velocità di 345 km/h dopo un totale di 20s in volo livellato supportato aerodinamicamente. La transizione all'atterraggio inverso avrebbe dovuto richiedere un totale di 39 s.

Costruzione

La fusoliera dell'aereo progettato era strutturalmente semplice e aveva una sezione trasversale in gran parte circolare con un diametro massimo di 1,10 m. Carico utile, carburante e carrello di atterraggio dovevano essere alloggiati nella fusoliera. L'uso di un cannone automatico da 25 mm 251RK della Oerlikon con 150 colpi e quattro missili aria-aria Sidewinder nelle stazioni della fusoliera era previsto come armamento standard.

Una caratteristica speciale fu l'aumento previsto della resistenza superficiale contro il rumore del motore a reazione. Fu presa in considerazione un'anima a sandwich a nido d'ape con un rivestimento esterno in acciaio; alla fine fu scelta una costruzione in metallo leggero convenzionale per motivi finanziari.

Dopo una fondamentale revisione del progetto nella seconda metà del 1958, le gondole del motore posteriore furono ampliate per includere un secondo motore. Invece del J85, avrebbe dovuto essere utilizzato l’RB.153 della Rolls-Royce.

Nel febbraio 1959, questo progetto fu denominato EWR VJ 101 A e venne ulteriormente sviluppato fino all'autunno 1959, prima di essere fuso con il VJ 101B presentato da Messerschmitt per formare il VJ 101C.

ENGLISH

The Heinkel He 231 was the name given to the design of a tail-sitter - VTOL -Jagdflugzeugs, by the West German manufacturer Heinkel in the 1950s.

History

On 2 December 1957, a tender was issued in Germany setting out the requirements for an all-weather VTOL fighter. The first concept of the Heinkel development team by designer Siegfried Günter was in the direction of a so-called "tailsitter".

Germany joined the North Atlantic Alliance in 1955, exactly ten years after the fall of Hitler's regime. As early as 1956, the German Bundesministerium der Verteidigung (new defence ministry) submitted an application for a new supersonic interceptor fighter; the following November, it added a requirement for vertical take-off and landing for the new design. In general, the characteristics of the aircraft under development were to be the same as the American F-104G fighter jet, which had been adopted by the Luftwaffe in late 1950.

According to the requirements of the Ministry of Defence of 22.04.1958, the aircraft was to have the following characteristics:

• Operational range - 500 kilometres;
• Tangency - 20,000 m;
• Maximum speed - 2.5М;
• Lifting speed at maximum height - 1.5 min;
• Vertical take-off - 25%;
• Armament - one small cannon and two air-to-air missiles.

After the war, most German scientists had left their jobs to go willy-nilly abroad: the absence of large orders for the development of military aircraft had made it almost impossible for the German design offices to function. Nevertheless, the development of new designs for aircraft with vertical take-off and landing was initiated by several newly created companies: 

• the Bolkow - P-110.0, 
• the Heinkel - He-231, 
• Focke-Wulf Flugzeugbau GmbH - FW-860,
• and Messerschmit AG - Me X1 -21.

All the designs submitted to the competition during take-off/landing had a vertical fuselage position, which is not surprising, since this concept had been proposed by three out of four companies during World War II and was later implemented during the creation of the SNECMA Coleopter aircraft (France), which had already been tested. 

In addition, a light and compact lift engine suitable for the design of a fighter aircraft capable of vertical take-off/landing had not yet been designed.

The first version of the "231", was an aircraft with an elongated rocket-like fuselage. On its sides were arranged transversely four wings of small elongation. The wingtips simultaneously acted as landing gear struts. During transients, stability was provided by gas rudders, which were powered by four General Electric J.85 propulsion engines.

In the nose was the cockpit, while lying, and not sitting in the cockpit was the pilot. Immediately behind the cabin was the annular air intake. 

Technical characteristics:

• The Armament: two air-to-air missiles positioned at the wingtips and an Oerlikon X-NUMX-millimetre cannon.
• The length of the aircraft was 10.3 metres, 
• the wingspan - 6 metres, 
• The empty weight of the aircraft - 4600 kg, 
• The maximum take-off weight - 7500 kg (taking into account 500 kg of combat load).

After some time, the idea of landing the aircraft on its tail was no longer considered due to clear difficulties. In this connection, the Heinkel company began to develop a version of the aircraft with engines equipped with rotating nozzles. The lifting gear motors were the same as the General Electric J.85. This brand new aircraft had retained its predecessor's size and wing.

The new aircraft was designed according to the "duck" scheme. The engines were arranged in tandem: two in the front and two in the rear. Vertical take-off was performed from a horizontal position, thanks to four engines with nozzles deviated by 80°. The two front engines were powered through a central annular air intake (as on the MiG-21), while the rear engines had air intakes located in the wing root. Design features and weapons did not differ from the first aircraft.

Rear-start concept

Among other reasons, the considerable weight advantage was decisive for the inclusion of the rear-start concept with jet propulsion and afterburner. The engine with the best thrust-to-weight ratio and the smallest installation size at that time was the General Electric J79. But even with this engine the aircraft would have been too long for tail take-off because the centre of gravity would have been too high above the ground. The design was therefore revised using four General Electric J85 engines and significantly shorter delta wings.

The disadvantages of the rear seat were:

• Danger of crosswind thrust during landing;
• Poor visibility;
• extreme angle of attack during transition which made landing difficult;
• Overload launches were not possible without additional missiles, which would have limited the possibilities for tactical applications in particular;
• Poor mobility on the floor;
• Difficult loading and maintenance.

In the mid-1950s, some models (Ryan X-13 Vertijet, Lockheed XFV-1, Convair XFY-1 Pogo and SNECMA Coléoptère) were developed according to this concept, but did not go beyond the prototype stage.

First concept

In the further course of development, only drafts of aircraft taking off in a horizontal position were examined. If full thrust was to be available for both vertical and horizontal flight, the smallest possible engines were to be relied upon. The Rolls-Royce RB.108, which was actually designed for vertical take-off, was not suitable because it had no afterburner and was not designed for higher dynamic pressures.

So it was back to the J85. The resulting design called for two engines in the front and rear sections with a take-off weight of 4,950 kg. Each engine was to have a jet deflection with a constant cross-section during the transition. Control around the transverse axis was to be carried out in hover by thrust control. For control around the other two axes, bleed air from the compressor stages blown at the ends of the surface was provided.

The foreseeable problems with thrust vector control in an afterburner engine would have required extensive basic studies. Furthermore, it was concluded that the additional weight of the jet deflector together with the complex fuselage structure would be at least equal to the additional weight of an overall rotary engine system in the necessarily higher nacelles and landing gear.

Wing concept

In the third phase of development, several designs with rotary engines were examined. After extensive investigations in the wind tunnel, it was concluded that the tender requirements could best be met with a four-engine duckwing aircraft. The control around the longitudinal and transverse axis in slow flight could be done by thrust control. At an altitude of 20,000 m, the four planned J85 engines with a total thrust of 77.7 kN would have made it possible to reach twice the speed of sound.

During the take-off transition, with the engines rotated vertically, a height of 15 m was to be achieved within 5.6 s. It was then planned to reach a speed of 345 km/h after a total of 20s in aerodynamically supported level flight. The transition to the reverse landing was to take a total of 39 s.

Construction

The fuselage of the planned aircraft was structurally simple and had a largely circular cross-section with a maximum diameter of 1.10m. Payload, fuel and landing gear were to be housed in the fuselage. The use of a 25mm 251RK automatic cannon from Oerlikon with 150 rounds and four Sidewinder air-to-air missiles in the fuselage stations was planned as standard armament.

A special feature was the planned increase in surface resistance against jet engine noise. A honeycomb sandwich core with a steel outer skin was considered; in the end, a conventional light metal construction was chosen for financial reasons.

After a fundamental revision of the design in the second half of 1958, the rear engine nacelles were enlarged to include a second engine. Instead of the J85, Rolls-Royce's RB.153 was to be used.

In February 1959, this design was named the EWR VJ 101 A and was further developed until autumn 1959, before being merged with the VJ 101B submitted by Messerschmitt to form the VJ 101C.

(Web, Google, Wikipedia, Topwar, You Tube)