Эта история берет свое начало издалека. В 1954-м французский авиаконструктор Мишель Вибо разработал проект СВВП "Жировоптер" с силовой установкой, состоящей из реактивного двигателя "Орион", приводившего во вращение четыре центробежных компрессора. Они располагались по бортам самолета, а их коллекторы с выхлопными патрубками были поворотными, что могло создавать горизонтальную или вертикальную тяги. Запатентовав идею, Вибо предпринял попытку реализовать ее и в 1966-м обратился к руководству программы совместной разработки вооружения НАТО. Оно выдало задание на проектирование силовой установки фирме "Бристоль Энджинс", обозначавшейся - В.Е. Первые же расчеты конструкторов показали, что мощности "Ориона" явно недостаточно, потому что дифференциальные угловые редукторы слишком тяжелы и сложны. И если бы фирма в тот момент не была заинтересована в новых заказах, дело на этом скорее всего и закончилось. Но НАТО был крайне заинтересован в заказах подобного рода.

Чувствуя конъюнктуру, технический руководитель фирмы В.Е. доктор Стенли Хупер не смирился с выводами своих специалистов и предложил видоизмененную концепцию. В итоге в июне 1957-го появилась новая схема силовой установки, в которой более мощный двигатель "Орфей" вращал два вентилятора низкого давления с индивидуальными воздухозаборниками, заимствованных у ТРД "Олимп". Силовая установка под названием В.Е.53 демонстрировалась на Парижской авиационной выставке 1957-го и вызвала живой интерес специалистов. Новым двигателем заинтересовался и главный конструктор фирмы "Хоукер" Сидней Кэмм, известный своими истребителями "Харрикейн", "Тайфун", "Темпест" и "Хантер". В этот период фирма увлеклась разработкой сверхзвукового разведчика Р.1121. На завершающей стадии, когда построили его макет, Кэмм поручил группе инженеров просмотреть возможность использования агрегата В.Е.53. Оказалось, что предложенная схема приемлема только для самолета с укороченным разбегом. В дальнейшем, чтобы использовать его для СВВП, конструкторы предложили поворотные сопла, позволяющие использовать двигатель, как для вертикального взлета, так и для крейсерского полета.

Весной 1960-го на завод фирмы "Хоукер" в Кикгстоне прибыл контейнер с первым двигателем В.Е.53 "Пегас", предназначенным для установки на самолет, а в октябре 1960-го облегченный Р.1127 (без радиооборудования и створок шасси) совершил вертикальный взлет на привязи. Лишь "налетав" в таком режиме 15 часов, летчик-испытатель фирмы Билл Брэдфорд совершил свободный полет. Испытания проводились очень энергично, благодаря чему в сжатые сроки удалось определить "узкие" места в конструкции планера и методике пилотирования "диковинной птицы". И результаты не заставили себя ждать: максимальная скорость - М-1,02, потолок - 12000 м. А в феврале 1962-го пилот Билл Брэлфорд совершил вертикальную посадку на палубу авианосца "Арк Ройал", бороздившего воды Ла Манша. Невзирая на неизбежные трудности, испытания "вертикалки" продолжались. Шестой опытный экземпляр, под номером ХР984, выпущенный в 1963-м, имел совершенно новое крыло, по очертаниям очень близкое к современному "Харриеру". Самолет этот стал последним в серии Р.1127, с более мощным двигателем "Пегас" 5, развивающим тягу 6900 кгс. Самолет назвали "Кестрел".

По соглашению между правительствами США, Англии и ФРГ в 1964-1965 годах были построены девять "Кестрелов", из которых сформировали многонациональную эскадрилью для войсковых испытаний. Интересно заметить, что увлечение "вертикалками" на Западе было очень серьезным. Еще в 1961-м, параллельно с проектом Р.1127, фирма "Хоукер" проводила исследования самолета P.1150, который был несколько больше P.1127 по размерам и должен был обладать сверхзвуковой скоростью, благодаря сжиганию топлива в контуре компрессора. Весной 1961-го штаб верховного главнокомандующего вооруженными силами НАТО в Европе выпустил техническое задание, согласно которому сверхзвуковой СВВП должен нести внешнюю нагрузку в 900 кг, со скоростью, соответствующей М=0,9 при радиусе действия 460 км и поступить на вооружение в 1965-м. В конечном итоге все поиски привели к общему знаменателю. Возможность увеличения тяги двигателя "Пегас" 5 открывала перспективу создания на базе "Кестрела" нового, во многом отличающегося от предшественника, боевого аппарата. Несмотря на общее внешнее сходство, переработке подверглись все системы, появилось новое оборудование, новые - крыло, фонарь, шасси, сопла и многое другое. Чтобы отличить эту машину от самолета "Кестрел" со значительно меньшей тяговооруженностью, ей присвоили новое наименование - "Харриер" ("Болотный лунь"). При взгляде спереди внешним видом самолет действительно напоминал сову. Соответствовали названию и тактика применения его с лесных площадок.

Благодаря опыту, полученному на самолетах Р. 1127 и Kestrel, доводка самолета шла относительно гладко. Сборка остальных четырех самолетов была завершена в первой половине 1967 года. Машины получили название, ранее отобранное для Р. 1154, Harrier.

В ходе проведенных летных испытаний самолеты Harrier налетали 1700 часов, осуществляя взлеты и посадки днем и ночью, на лесных и городских площадках, на палубах ударных авианосцев и небольших судов.

Толчком к дальнейшему развитию проекта стал полученный фирмой Hawker Siddeley в июне 1966 года заказ на разработку двухместной учебно-тренировочной версии Harrier. В результате был разработан проект самолета, получившего фирменное обозначение HS.1174; характерной его особенностью стала секция длиной 1,2 м, вставленная в фюзеляж позади кабины для размещения второго пилота. Чтобы сбалансировать дополнительную массу, в хвостовой части был установлен балласт.

В 1967 году, несмотря на возникшие финансовые проблемы, компания Hawker Siddeley получила, наконец, заказ RAF на производства 60 одноместных Harrier и десять учебно-боевых двухместных - марки Т.2. В апреле 1969 года эти самолеты под обозначением Harrier GR.1 поступили на вооружение 1-й эскадрильи RAF, базирующейся в Уиттеринге. Перед этим, начиная с января 1969 года, группа будущих пилотов прошла предварительное обучение и стажировку в Дансфолде.

Фюзеляж "Хариера" выполнен, как непрерывная клепаная конструкция с двумя технологическими разъемами. Кабина пилота размещена в носовой части. Задняя граница гермокабины проходит по наклонной перегородке, на которой монтируется катапультируемое кресло. В центральной секции фюзеляжа размещаются двигатель и его агрегаты. В передней части фюзеляжа симметрично по бокам - по два топливных бака емкостью по 232 л. Еще один бак на 473 л укреплен над отсеком основной стойки шасси. Между соплами двигателя находится два центральных бака по 177 л. Кессонная часть крыла образует еще две емкости по 785 л. При необходимости под крыло могут подвешиваться два сбрасываемых бака емкостью по 455 л, а для дальних перегоночных полетов - баки по 1500 л.

Двигатель "Харриера" крепится к силовым шпангоутам центральной секции в четырех точках. Сопла поворачиваются пневмомотором от горизонтального положения более чем на 98,5°, изменяя положение вектора тяги от маршевого до взлетного (90°) и далее - до тормозящего. Изменение положения в пространстве с помощью двигателя производится так. От компрессора высокого давления отходят четыре воздухопровода - на консоли крыла, где расположены сопла управления по крену, а также - в нос и хвост. В хвостовой балке расположены три сопла: одно для управления по тангажу совместно с носовым и два - для управления по каналу рысканья. Система реактивного управления включается, когда сопла двигателя переводятся на 20° или более от горизонтального положения в режиме полета с малой скоростью или при выполнении вертикальных взлетов и посадок.

В центральной секции фюзеляжа размещены основные посадочные устройства - носовая и задняя стойки шасси. Передняя стойка управляется двумя гидроцилиндрами, обеспечивающими поворот на 45°. В задней части фюзеляжа расположен отсек оборудования.

Киль самолета, как и горизонтальное цельноповоротное оперение, имеет обычную конструкцию из алюминиевых сплавов. Руль направления выполнен с сотовым заполнителем по всей высоте. В нижней части хвоста расположен воздушный тормоз, выдвигаемый в полете на угол до 66°.

Крыло на самолете "Харриер" выполнено неразрезным и крепится к фюзеляжу в шести точках. Конструкция крыла - кессонная с тремя верхними и двумя нижними фрезерованными панелями. В четырех местах крыла установлены узлы для крепления пилонов для боевой нагрузки. Баки подвешиваются только на внутренних пилонах. Под крылом могут быть подвешены контейнеры 30 мм пушек "Аден" с боезапасом по 130 снарядов и весом по 205 кг. Суммарная боевая нагрузка самолета может достигать 3100 кг.

В кабине пилота установлен индикатор с движущейся картой и точным указателем текущего положения самолета, а также индикатор на лобовом стекле для точного прицеливания и считывания параметров полета без переноса взгляда летчика на приборную доску. Центральное место на приборной доске занимает круглый навигационный экран. Пол, стенки кабины и все приборные панели покрыты матовой серой краской.

Самолет оборудован катапультируемым сиденьем типа Мартин-Бейкер - 9, на заголовнике которого установлены пробойники остекления. Эта деталь важна для покидания самолета вблизи земли, когда на открывание и сбрасывание фонаря нет времени.

"Харриер" под маркой GR.1 в 1969-м поступил на вооружение 1-й тактической эскадрильи. В 1970-м этой модификацией укомплектовали 4-ю эскадрилью Королевских ВВС на авиабазе в ФРГ. Так началась строевая эксплуатация самолета.

Как уже упоминалось выше, еще в ходе испытаний первых "Харриер" авиаконструкторы перепроектировали его воздухозаборники с расчетом на перспективные, более мощные двигатели. И они не замедлили появиться - в результате усилий специалистов тягу двигателя Pegasus удалось довести до 9305 кгс. Этот вариант получил обозначение Pegasus 10 Мк 102, и военные, не теряя времени, заменили ими силовые установки на всех строевых "Харриер", в результате чего появилась модификация "Харриер" GR.1A.

В конце 1960-х годов во всем мире велись работы по созданию управляемого вооружения. Работали в этом направлении и в Великобритании. Чтобы повысить боевую эффективность "Харриер", их также было решено вооружить управляемыми бомбами с лазерным наведением. К 1973 году был создан компактный лазерный прицел-целеуказатель для установки на "Харриер".

Испытания экспериментальной машины с лазерной системой наведения провели в 1973 году. Их результаты были признаны успешными, и в течение трех лет, с 1973 по 1976 год, все британские "Харриер" были оснащены лазерными прицелами. Модернизированный самолет получил обозначение "Харриер" GR.3, который помимо новой измененной носовой части обзавелся новым двигателем Pegasus 11 Мк.103, тягу которого к этому времени удалось довести до 9761 кгс, и системой оповещения летчика об облучении самолета радиолокационными средствами противника.

Всего для RAF было построено 119 одноместных "Харриер" GR.1 (61 из которых был позже переоборудован в GR.3) и 40 новых "Харриер" GR.3. Было также построено десять двухместных самолетов Т.2, четыре Т.2А (и десять переоборудовано из Т.2), двенадцать Т.4, впоследствии большинство Т.2/2А было переоборудовано до стандарта Т.4 и Т.4А.

Так уж случилось, что за долгий срок службы ни американские AV-8A, ни английские GR.1, ни испанские "Матадоры" не приняли никакого участия в боевых действиях. Боевое крещение огнем выпало на долю других, более поздних модификаций.

Конструкция самолета Harrier GR.1

Самолет Harrier GR.1 спроектирован с учетом возможности применения в любых климатических условиях, в основном на высотах до 3050 м. Максимальная эксплуатационная высота полета 13 700 м. Расчетная скорость пикирования соответствует числу М = 1,2.

Самолет Harrier GR.1 предназначен для непосредственной поддержки наземных войск и должен был действовать в основном на малых высотах и обладать высокой маневренностью. Поэтому планер самолета рассчитан на предельную перегрузку в 11,7д, а в его конструкции использованы сплавы титана, магния и алюминия, а также сталь и высокопрочные композитные материалы.

При работе двигателей на земле сопла обычно отклонены в положение, соответствующее вертикальному взлету или взлету с коротким разбегом. Поэтому шасси самолета имеет необычную конфигурацию с одной главной стойкой, расположенной центрально под фюзеляжем, стойками шасси на концах крыла и обычной носовой стойкой. Такая конструкция позволила не принимать никаких специальных мер для обеспечения нормальной работы шасси с учетом нагрева пространства под фюзеляжем выхлопными газами из сопел двигателя.

Фюзеляж сконструирован как непрерывная клепаная конструкция с двумя технологическими разъемами по шпангоутам © 8 и © 33, являющимися границами носовой и хвостовой частей. Непрерывность конструкции, необходимая для восприятия момента у крыла, обеспечивается лонжеронами, которые проходят под нижней поверхностью крыла и переходят в переднюю и заднюю секции.

Крепление крыла осуществляется с помощью шести узлов, установленных попарно на трех шпангоутах. При замене двигателя крыло демонтируется. Вся эта операция выполняется за 5 часов 30 минут. Вертикальное и горизонтальное оперение также съемное.

В носовом отсеке фюзеляжа располагается кабина летчика, рассчитанная на максимальный перепад давлений 0,246 кг/см2.

Подвижная часть фонаря сдвигается назад, лобовое стекло плоское, боковые стекла скругленные. Перед герметизированной перегородкой установлен короткий носовой конус с державкой ПВД, передним соплом реактивного управления, аэрофотоаппаратом F95 Мк.7 для перспективной съемки и другим оборудованием.

Катапультное кресло летчика фирмы Martin-Baker Туре 9 Мк.1 с установленными на его заголовнике пробойниками остекления кабины смонтировано на задней наклонной герметизированной перегородке. Характерно, что при катапультировании вблизи земли фонарь кабины не сбрасывается, а проламывается. Для облегчения этого процесса служит и специальный детонационный шнур, зигзагообразно наклеенный на остекление сдвижной части.

Передняя панель лобового стекла выполнена из слоистого растянутого акрилата. Лобовое стекло имеет высокую оптическую однородность и прозрачность, ширина его достаточна для размещения индикатора; от боковых стекол его отделяет тонкая рама. Подвижная часть фонаря скользит на роликах по направляющим и крепится к фюзеляжу специальными крюками.

Остекление подвижной части фонаря сформовано из листа органического стекла толщиной 8 мм. Кромки остекления заделаны в металлическую окантовку, которая крепится болтами к специальным элементам из стеклопластика, прикрепленным к стеклу.

В центральной секции фюзеляжа размещен двигатель и его агрегаты. Этот отсек имеет U-образное сечение, открытое сверху, что позволяет после снятия обтекателя и крыла устанавливать или снимать двигатель. Боковые воздухозаборники двигателя снабжены дополнительными створками в передней части обечайки, предназначенными для увеличения расхода воздуха при малых скоростях полета, а также служат для слива пограничного слоя по периметру кабины с выходом в задней части фонаря. Дополнительные створки в передней части закреплены на шарнирах и работают автоматически между внутренним и внешним амортизирующими стопорами.

Двигатель закреплен на фюзеляжном шпангоуте © 19 левой и правой цапфами, расположенными вблизи его центра тяжести, а также в конце сопла левой и правой тягами к фланцам задних подшипников. Передняя пара сопел, через которые вытекает относительно холодный воздух из контура вентилятора, смонтирована на фюзеляже при помощи однорядного шарикового подшипника большого диаметра. Вторая пара сопел, предназначенная для горячих газов, смонтирована на двигателе при помощи такого же подшипника и не связана с конструкцией фюзеляжа. Сопла поворачиваются пневмомотором от горизонтального положения на угол около 100 градусов, изменяя положение вектора тяги от маршевого до взлетного (90 градусов) и далее до тормозящего.

Обшивка фюзеляжа сразу за задними соплами двигателя защищена экраном из нержавеющей стали с малым коэффициентом температурного расширения. Этот экран прикреплен к усиленным точкам на боковой поверхности фюзеляжа винтами с анкерными гайками, под которыми прокладывается теплоизоляция.

Горячая часть двигателя окружена тепловым экраном из тонкого листового титана, который защищает конструкцию фюзеляжа, выполненную в основном из алюминиевых сплавов, от тепловых потоков от двигателя.

От компрессора высокого давления отходят снизу четыре воздухопровода - на консоли крыла к обтекателям шасси, где расположены сопла управления по крену, а также в носовую и хвостовую части самолета. В хвостовой балке имеется три сопла: одно - для управления по тангажу совместно с носовым и два - для управления по курсу. Система реактивного управления включается, когда сопла двигателя переводятся на угол 20 или более градусов от горизонтального положения в режиме полета с малой скоростью или при выполнении вертикальных взлетов и посадок.

В фюзеляже расположены пять топливных баков-отсеков. Левый и правый баки емкостью по 234 л размещены между передними соплами двигателя и воздухозаборниками, другая пара боковых баков емкостью по 178 л - между передними и задними соплами двигателя, а средний бак емкостью 473 л занимает верхнюю часть фюзеляжа за крылом. Заправка топливом на земле осуществляется централизованно через горловину на левом обтекателе заднего сопла, а дозаправка в полете может производиться через съемную штангу, закрепляемую при необходимости четырьмя болтами на левом воздухозаборнике.

Носовая стойка шасси закреплена на двух узлах из высокопрочного титанового сплава на передней и задней балках из алюминиевого сплава, соединенных со шпангоутами © 11 и © 16. Стойка убирается против полета в пространство между воздухозаборниками двигателя за задней герметизированной стенкой кабины. Носовая стойка самоориентирующаяся, управляемая, с рычажной подвеской и одним колесом, расположенным сзади. Стойка оборудована гидравлической системой управления, обеспечивающей поворот вправо и влево на 45 градусов. В режиме самоориентации носовое колесо свободно поворачивается на 179 градусов в обе стороны.

Основная стойка шасси закреплена между механически обработанными балками из алюминиевого сплава, расположенными между шпангоутами © 23 и © 29. Стойка убирается по полету в отсек шасси, расположенный за двигателем под нижним фюзеляжным топливным баком. Основная стойка двухколесная с воздушно-масляным амортизатором. Колеса снабжены тормозами, обеспечивающими максимальное торможение вплоть до очень малой скорости.

Основная и носовая стойки не имеют подкосов и запираются в выпущенном положении штырем на верхней части каждой стойки, который входит в соответствующий узел на конструкции планера. Створки отсеков носовой и основной стоек закрываются после выпускания шасси, чтобы исключить попадание в отсеки грязи при взлете и посадке.

Участок между носовой и основной стойками шасси предназначен для подвески боевой нагрузки. Здесь может устанавливаться съемный центральный пилон, по обеим сторонам которого предусмотрены узлы для установки контейнеров с 30-мм пушками с боезапасом по 130 снарядов.

Большой отсек оборудования занимает значительную часть поперечного сечения фюзеляжа. Верхняя часть отсека оборудования занята аварийным ветроэлектрогенератором, выдвигаемым в поток через двустворчатый люк. Сразу за этим люком в носке киля расположен воздухозаборник системы вентиляции оборудования. Доступ к блокам оборудования обеспечивается через большие силовые люки на левом и правом бортах.

В этой зоне фюзеляжа обшивка выполнена из титанового сплава для предохранения конструкции от воздействия выхлопных газов и акустических нагрузок.

Хвостовая часть фюзеляжа имеет большое сужение в плане и несет силовые узлы для крепления киля и горизонтального оперения. Киль крепится к шпангоуту © 40, а задний узел вместе с шарниром горизонтального оперения - к шпангоуту © 43.

Киль - обычной конструкции из алюминиевого сплава с двумя лонжеронами, нижние концы которых усилены профилями из титанового сплава и оканчиваются стальными узлами крепления киля к фюзеляжу. Руль направления имеет сотовый заполнитель по всей высоте. На корневых нервюрах консолей стабилизаторов имеются специальные уплотняющие пластины, выступающие за обводы плоскостей.

Горизонтальное хвостовое оперение имеет моноблочную конструкцию, консолям которой придан отрицательный угол поперечного V в 15 градусов.

Снизу хвостовой части фюзеляжа расположен воздушный тормоз, выдвигаемый в полете гидроцилиндром на угол до 66 градусов.

Крыло на самолете Harrier представляет собой моноблочную конструкцию, состоящую из левой и правой консолей, соединенных по плоскости симметрии самолета. В носке крыла проложены трубопроводы гидросистемы, реактивной системы управления и проводка основного управления элероном.

Опорные стойки шасси установлены непосредственно за внешними торцами элеронов у концов основных кессонов крыла, где предусмотрены узлы крепления боевой концевой части крыла или перегоночной концевой части увеличенного размаха. Опорные стойки одноколесные, с масляными амортизаторами.

Уборка и выпуск стойки осуществляются гидравлическим цилиндром с фиксацией механическими и внутренними замками.

В четырех местах кессона крыла установлены узлы из алюминиевого сплава для крепления внутреннего и внешнего пилонов, предназначенных для подвески снаружи различных грузов при помощи механизмов принудительного сбрасывания, включая спаренные держатели грузов. На пилонах можно подвешивать топливные баки емкостью 455 л или специальные перегоночные баки емкостью 1500 л (на внутренних пилонах).

Механизм сбрасывания путем отталкивания встроен в конструкцию пилона. Конструкция пилонов позволяет выполнять любые маневры с разнообразным вооружением и подвесными топливными баками емкостью 455 л, заправленными на три четверти. Суммарная боевая нагрузка самолета может достигать 2500 кг, а с использованием сдвоенных держателей - 3100 кг.

На хвостовой части крыла от борта фюзеляжа до стоек опорных колес ближе к фюзеляжу имеются закрылки и элероны.

Прицельно-навигационная система Harrier имеет индикатор данных на лобовом стекле, что позволяет летчику прицеливаться и контролировать параметры полета без переноса взгляда на приборную доску. Это также позволило сократить площадь приборной доски за счет уменьшения количества пилотажных приборов. Центральное место на ней занимал круглый навигационный экран с движущейся картой и указателем текущего положения самолета. Слева расположен щиток управления оружием и три стрелочных прибора (высотомер, указатели скорости и вариометр), а также авиагоризонт. В правой части доски расположены девять приборов, контролирующих работу двигателя и топливной системы.

Управление силовой установкой сосредоточено на левой боковой панели кабины, правая боковая панель занята органами управления системы ближней навигации TACAN. Под экраном с картой установлен пульт управления многоканальной УКВ/КВ-радиостанцией.

Модификация	Harrier GR.1
Размах крыла, м	7.70
Длина, м	13.87
Высота, м	3.43
Площадь крыла, м2	18.68
Масса, кг
пустого самолета	5533
максимальная взлетная	11340
Топливо, л
внутреннее	2865
ПТБ	2 х 1500 (455)
Тип двигателя	1 ТРД Rolls-Royce Bristol Pegasus 101
Тяга нефорсированная, кН	1 х 84.43
Максимальная скорость , км/ч	М=1.3
Максимальная крейсерская скорость , км/ч	1185
Практическая дальность, км	3700
Боевой радиус действия, км	1200
Максимальная скороподъемность, м/мин
Практический потолок, м	15000
Макс. эксплуатационная перегрузка	7
Экипаж	1
Вооружение:	Боевая нагрузка - 2270 кг на 5 узлах подвески: 2 контейнера с 30-мм пушками Aden, 2 УР воздух-воздух AIM-9D Sidewinder, 2 УР воздух-земля AS.37 Martel, или 8 225-кг или 5 450-кг бомбы, или 2 зажигательные бомбы, или 8 12.7-кг практических бомб, или 4 бомбовые кассеты, или 6 ПУ 19 x 68-мм НУР или 4 ПУ Type 155 SNEB НУР, или 1 контейнер с разведывательной аппаратурой