Le Doak model 16 fut le premier avion VTOL à démontrer le concept de sustentation « Tilt Duct » repris par la suite par le Bell X-22 et le Nord 500 en France. Il fut construit par la Doak Aircraft Company de Torrance en californie. Le président de la compagnie, Edmond R. Doak, avait expérimenté divers types de soufflantes carénées depuis 1935 et proposa la construction d’un avion VTOL utilisant le principe des soufflantes carénées orientables dès 1950. L’US Army Transportation Research and Engineering Command commanda, le 10 avril 1956, un prototype du Doak 16, désigné VZ-4 DA par l’US Army, avec le numéro de série 56-9642.

La configuration de base était un appareil avec un habitacle en tandem équipé d’une aile implantée à mi-hauteur, d’une queue conventionnelle, et d’un train d'atterrissage tricycle fixe. Le dispositif le plus notable de l'avion était le système de soufflantes carénées orientables situées au bout de chaque aile. Des techniques de construction conventionnelles ont été employées pour tout l'avion. Le fuselage était un treillis tubulaire en acier soudé recouvert de fibre de verre au niveau de l'habitacle.

Le fuselage arrière, avec ses lignes beaucoup plus droites, avait un revêtement en aluminium mince. Les ailes et les empennages étaient de construction entièrement métallique. Les principales innovations étaient les soufflantes carénées orientables, les dispositifs de contrôle de la stabilité, le système de transmission, et les commandes de pilotage. Pour limiter les coûts de développement, Doak utilisa de nombreux équipements « sur étagère », telle que le train d'atterrissage d'un Cessna 182, les sièges d'un F-51, des vérins hydrauliques de T-33, et le mécanisme de gouvernail de direction d'un autre avion de Doak.

Les dimensions étaient une longueur de 9.75 mètres, une envergure de 7.75 mètres (soufflantes y compris), une hauteur de 3 mètres, et une surface alaire de 8.73 m2. Au départ, la masse à vide devait être de 900 kg et la masse au décollage de 1170 kg. Les masses ont dérivé à respectivement 1037 kg et 1443 kg pendant le développement du programme.

La vitesse maximum était estimée à 370 km/h, avec une vitesse ascensionnelle au niveau de la mer de 30 m/s, un plafond en vol conventionnel de 1830 mètres, une autonomie de 1 heure de vol et une distance franchissable de 370 km.

Les soufflantes carénées de saumon d’aile avaient cinq ft de diamètre extérieur et quatre ft de diamètre intérieur. Elles étaient construites en alliage d'aluminium avec une section principale en fibre de verre. Les huit pales en fibre de verre tournaient à une vitesse maximum de 4800 t/mn. Il y avait quatorze ailettes fixes en fibre de verre en avant des pales. L'angle de ces ailettes était variable pour moduler la poussée produite par la soufflante, et aussi pour obtenir le contrôle en roulis par poussée différentielle. Neuf aubes de redressement en acier inoxydable étaient placées à l'arrière de la soufflante pour redresser le flux d'air en sortie.

Les soufflantes carénées étaient orientées à 92 degrés par rapport à la verticale pendant le vol conventionnel et à - 2 degrés pendant le vol vertical. Dans cette phase de vol, les soufflantes carénées étaient donc légèrement orientées vers l’avant pour compenser la poussée de l'échappement du turbomoteur de façon à obtenir un vol parfaitement stationnaire. Un commutateur sur le tableau de commande permettait de déclencher la rotation des soufflantes. Pour actionner les hélices des soufflantes, des arbres de transmission passaient dans les ailes. Des accouplements flexibles conçus par Doak permettaient aux arbres de suivre le fléchissement des ailes pendant le vol.

Un turbomoteur Lycoming T-53-1-1 situé dans le fuselage juste au-dessous de la racine de l’aile fournissait la puissance nécessaire soit 825 chevaux. Une boîte de transmission accolée au turbomoteur répartissait la puissance entre les deux arbres d’entraînement.

Les commandes de vol se composaient d’un manche et d’un palonnier standard. Un système de couplage électro-mécanique permettait d’utiliser ces commandes aussi bien pour le vol vertical que le vol conventionnel. Il n'y avait aucune autre commande dans l'habitacle. En vol vertical, une palette placé à la sortie de la tuyère du turbomoteur, à l'arrière du fuselage, permettait le contrôle en roulis et en lacet en orientant les gaz d'échappement dans la direction voulue.

La variation de l’angle des ailettes d'admission dans les soufflantes permettait le contrôle en roulis en augmentant ou diminuant le flux d'air. Pendant que les soufflantes carénées passaient de la position verticale vers l’horizontal, un système mécanique alignait les ailettes d'admission avec le flux d'air. La transition vers le vol horizontal pouvait être réalisée en moins de 20 secondes. Il n'y avait aucun système d’assistance automatique pendant les transitions. Doak estimait que l'avion devait être naturellement stable pendant ces phases de vol.

Sources :

Néant