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.