Самолет S.R.53 проектировался в соответствии с тактико-техническими требованиями ВВС Великобритании к истребителю-перехватчику с комбинированной двигательной установкой. Исследованием вариантов такого самолета фирма Saunders-Roe занялась в 1951 г., а в 1953 г. она официально приступила к созданию опытного образца, облет которого состоялся 16 мая 1957 г.

Внимание конструкторов самолета привлекла двухдвигательная схема, сочетающая высокую экономичность турбореактивного двигателя с постоянными (независимо от высоты) данными ракетного двигателя. Однако уже в период проведения опытно-конструкторских работ было решено построить лишь два опытных образца самолета - один для летных испытаний двигателей (S.R.53 оказался первым и единственным британским самолетом с комбинированной двигательной установкой), а второй как экспериментальную машину в рамках разработки самолета S.R.177, поскольку от серийного производства S.R.53 в качестве истребителя-перехватчика отказались.

Самолет S.R.177 со скоростью, приблизительно в три раза превосходящей скорость звука, должен был отвечать возрастающим оперативным требованиям и одновременно явиться связующим звеном между обычной истребительной авиацией и ракетной системой противовоздушной обороны. Требования к этому самолету были сформулированы в 1954 г., а в 1955 г. было подписано соглашение о разработке опытного образца. Однако в декабре 1957 г. это соглашение было аннулировано, так как в соответствии с "Белой книгой обороны" самолет Р.1В фирмы English Electric должен был стать последним истребителем вооруженных сил Великобритании. В этом документе отмечалось, что в будущем все оборонные усилия Великобритании будут сконцентрированы на совершенствовании ракетного оружия. В июне 1958 г. во время полета один из опытных образцов S.R.53 взорвался в воздухе. После этой катастрофы все дальнейшие работы над самолетными комбинированными ДУ в Великобри тании были прекращены.

Аэродинамическая схема самолета - классическая, с треугольным крылом, имеющим относительную толщину профиля 4% и отрицательный угол поперечного V. Крыло со срезанными концами оснащено носовыми щитками, закрьшками и элеронами. Управляемый стабилизатор имеет треугольную форму и установлен на укороченный киль. Площадь оперения весьма значительная. Управление горизонтальным оперением и рулем направления осуществляется с помощью необратимых гидроусилителей. Шасси - трехстоечное, с одинарными колесами и пневматиками высокого давления. Главные стойки убираются в консоли крыла (в направлении фюзеляжа). Сзади в верх- ней части фюзеляжа расположены два тормозных щитка, а в нижней - контейнер тормозного парашюта.

В период, предшествовавший созданию опытного образца S.R.53, проблему воздушной обороны важных объектов старались решить при помощи истребителей с большими скороподъемностью и горизонтальной скоростью в зоне оперативных высот, которые, однако, имеют. малый радиус действия и небольшое время полета. В те годы господствовало убеждение, что только комбинированная двигательная установка может обеспечить самолету требуемые характеристики. По мнению британских специалистов, в самолете с такой силовой установкой турбореактивный двигатель на форсажном режиме должен использоваться для быстрого набора высоты и скорости. Затем до момента достижения оперативной высоты должен включаться ракетный двигатель, с помощью которого самолет достигает требуемой сверхзвуковой скорости. При полете со сверхзвуковой скоростью во время приближения к атакуемому объекту достаточной оказывается работа лишь турбореактивного двигателя на форсажном режиме. Вблизи от цели необходимо вновь запустить ракетный двигатель, который обеспечивает тяговооруженность, необходимую для выполнения маневра перехвата. На базу после выполнения задания самолет возвращается на нефорсированном режиме работы реактивного двигателя.

На опытных образцах S.R.53 устанавлива лись турбореактивный двигатель без форсажной камеры Viper ASV-8 фирмы Armstrong Siddeley тягой 7,84 кН и ракетный двигатель Spectre фирмы de Havilland тягой 35,60 кН. Предусматривалось строи- тельство опытного образца с турбореактивным двигателем Jairon Junior фирмы de Havilland тягой 31,38 кН. При таком соотношении параметров менее экономичный ракетный двигатель не мог не ухудшить летно-технические данные самолета. Важной особенностью ракетного двигателя Spectre была возможность регулирования тяги, вследствие чего он использовался при взлете, наборе высоты и полете с максимальной скоростью. Двигатель Viper включался лишь во время полета с крейсерской скоростью. Двигатели самолета расположены в хвостовой части фюзеляжа - ракетный под турбореактивным. Нерегулируемые воздухозаборники турбореактивного двигателя находятся в верхней части фюзеляжа (за фонарем кабины пилота). Дополнительные устройства, образующие систему скачков уплотнения при сверхзвуковых скоростях полета, в них отсутствуют.

Модификация	SR.53
Размах крыла, м	7.65
Длина, м	13.72
Высота, м	3.29
Площадь крыла, м2	25.45
Масса, кг
пустого самолета	3357
максимальная взлетная	8618
Тип двигателя	1 ТРД Armstrong Siddeley Viper + 1 РД D.H. Spectre HTP
Тяга нефорсированная, кгс	1 х 800 + 1 х 3630
Максимальная скорость , км/ч	2400
Продолжительность полета, мин	30
Максимальная скороподъемность, м/мин	5145
Практический потолок, м	27000
Экипаж	1
Вооружение:	2 УР воздух-воздух Firestreak