Истребитель-бомбардировщик VFW VAK 191 В (Verrikalstarten des Aufklamngs-und Kampfflugzeug) спроектирован в концерне Vereinigte Flugteclmische Werke G.m.b.H. (VFW образован в 1964 году в результате слияния Focke-Wulf и Weser Fluezeuebau G.m.b.H.) под руководством Р. Рпккиуса на основе материалов проекта Focke-Wulf FW 1262 в 1963-1968 годах. Первый полёт прототип самолёта, которому присвоили гражданский регистрационный номер D-9563, совершил 10 сентября 1971 года. В 1968 году, после отказа от тотального перехода на СВВП, правительство ФРГ занялось организацией новой международной программы MRCA, а статус VAK был понижен до экспериментальной. 30 ноября 1972 года было объявлено об официальном закрытии программы. Всего в 1968-1972 года было изготовлено 3 опытных самолёта.
Описание конструкции самолёта VFW VAK 191 В
Самолёт WW VAK 191 В представлял собой цельнометаллический одноместный моноплан со стреловидным крылом и хвостовым оперением классической схемы, оснащённый подъёмными и подъёмно-маршевым турбореактивными двигателями.
Фюзеляж самолёта полумонококовой конструкции состоял из трёх секций: носовой, центральной и хвостовой. В носовой секции фюзеляжа размещаются радиостанция, в радиопрозрачном носовом конусе, герметическая кабина пилота с катапультным креслом Martin-Baker Mk.9 класса «0-0», под которой находится ниша носовой стойки шасси, кондиционер и первый бак передней группы топливных баков. В центральном отсеке фюзеляжа размещались передний подъёмный двигатель, второй бак передней группы топливных баков, подъёмно-маршевый двигатель, под которым находился отсек для боевой нагрузки, два бака задней группы топливных баков, под которыми оборудовалась ниша основной стойки шасси. По бортам центрального отсека фюзеляжа крепились регулируемые боковые воздухозаборники, за которыми находились поворотные сопла подъёмно-маршевого двигателя. В хвостовом отсеке двигателя размещались задний подъёмный двигатель, третий бак задней группы топливных баков, вспомогательная силовая установка, под которой находился отсек электронного оборудования, насосный агрегат гидравлической системы самолёта. К хвостовому отсеку фюзеляжа крепилось хвостовое оперение. Основная конструкция планера выполнена из высокопрочных и коррозийно стойких алюминиевых сплавов. В зонах, подвергающихся нагреву, применяются титановые сплавы.
Высокорасположенное многолонжеронное крыло самолёта стреловидностью 40° имело отрицательный угол поперечного «V» -12°30′ и состояло из двух консолей. Консоли крыла оснащались закрылками и зависающими элеронами.
Хвостовое оперение классической схемы состояло из цельноповоротного стабилизатора с размахом 3.41 ми киля с рулем направления. Стабилизатор имел отрицательный угол поперечного «V» -8°.
Шасси самолёта тандемной схемы («велосипедное») с передним управляемым колесом и двумя крыльевыми опорами, размещёнными на консолях крыла. Все стойки шасси и крыльевые опоры убирались по полёту.
Комбинированная силовая установка самолёта состояла из одного подъёмно-маршевого двухконтурного турбореактивного двигателя Rolls-Royce/MTU RB. 193-12 с осевыми четырёхступенчатым вентилятором и компрессорами низкого и высокого давления тягой на взлёте 4630 кГс. двумя подъёмными турбореактивными двигателями Rolls-Royce MTU RB. 162-81 с осевыми компрессорами тягой на взлёте по 2720 кГс.
Самолёт оснащался вспомогательной газотурбинной силовой установкой Т. 112. размещённой в хвостовом отсеке фюзеляжа под килем.
Вооружение на опытных самолётах не устанавливалось. Предусматривались один центральный узел подвески в отсеке в центральной секции фюзеляжа и четыре узла подвески под консолями крыла.
