DOAK VZ-4 PRIMER PROTOTIPO VTOL

El Doak VZ-4 fue un prototipo de avión que sirvió para desarrollar el sistema de despegue y aterrizaje verticales o Vertical Take-Off and Landing en ingles. Fue construido por la Compañía de Aviones Doak Torrance cuyo presidente Edmond R. Doak ya había experimentado desde el año 1935 con ventiladores carenados con flujo guiado.

Durante la década de los 50 el ejército de EE.UU. se empezó a interesar en el desarrollo de aviones que tuvieran la posibilidad de realizar despegues y aterrizajes verticales y la Compañía de Aviones Doak fue la elegida, el 10 de Abril de 1956 firmo el contrato con el ejercito de EE.UU. para el  desarrollo de un avión Doak 16, denominado VZ-4DA cuyo número de serie fue el 56-9642.

Las pruebas en tierra comenzaron en Febrero de 1958 y tuvieron lugar en el aeropuerto municipal de Torrance. Las pruebas consistieron en 32 horas en un banco de pruebas y 18 horas de vuelo estacionario. El primer vuelo se realizó el 25 de febrero de 1958 y las pruebas en Torrance continuaron hasta Junio de 1958.
Después el avión fue trasladado a la Base Aérea Edwards, en octubre de 1958. En Edwards realizó 50 horas de pruebas, incluida una prueba de altitud en la que el avión alcanzo los 1830 m. El Ejército de EE.UU. aprobó el proyecto el 16 de Septiembre de 1959 y envió el Doak VZ-4DA a la base de la NASA en Langley donde realizo mas pruebas.

 La configuración básica del Doak VZ-4DA  era una cabina en tándem de dos plazas con una media ala, cola convencional y tren de aterrizaje triciclo fijo. La característica más notable de la aeronave eran los rotores basculantes carenados situados en cada extremo de las alas.

El fuselaje estaba hecho de tubo de acero soldado, recubierto de fibra de vidrio de la cabina del piloto hacia el morro y de la cabina del piloto hasta la cola el fuselaje era de aluminio. El Mayor énfasis del diseño estaba en la punta de las alas donde estaban los rotores basculantes carenados el sistema de transmisión de potencia y los controles del piloto. Para ahorrar costes de desarrollo, Doak incorporado numerosos elementos de aviones que ya existían como el tren de aterrizaje que era de un Cessna 182,  los asientos de un F-51, actuadores de conducto del T-33 y el mecanismo del timón era de una aeronave anterior de Doak.

Los rotores basculantes carenados tenían un diámetro de 1,5 m y estaban construidos con aleación de aluminio, con una sección de fibra de vidrio, los rotores giraban a 4800 rpm como máximo.

 Los controles de vuelo constaban de la palanca de mando y el timón de dirección. Un sistema de enclavamiento eléctrico y mecánico controla todas las funciones, tanto para vuelo estacionario y vuelo normal. No había otros controles de la cabina. En vuelo estacionario, un alabe con forma cruciforme en la tobera de la parte trasera controlaba la guiñada y el cabeceo al desviar el escape del motor, la rotación de los álabes guía de entrada de los conductos de control de balanceo mediante la restricción del flujo de aire. Un sistema de control mecánico eliminaba gradualmente el control de los alabes guía de entrada y los dejaba alineados con el flujo de aire del conducto.

A finales de 1960, Doak tenía serios problemas financieros y vendieron los derechos de patente y todos los archivos de ingeniería a Douglas Aircraft.

Características generales

• Tripulación: 2 personas.
• Longitud: 9.75 m.
• Envergadura alar: 7.77 m.
• Altura: 3.05 m.
• Superficie alar: 8.92 m²
• Peso en vacío: 1043 kg.
• Peso total: 1451 kg.
• Sistema propulsor: 1 × Avco Lycoming YT-53 626 kW.
• Velocidad Máxima: 370 km/h.
• Alcance: 370 km.
• Techo de servicio: 1830 m.