В первой половине 50-х годов в авиационной прессе стали появляться сведения о разработке летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Первые проекты таких самолетов использовали винтовые движители и скорее напоминали своим внешним видом вертолеты. Пионерами в этой области оказались французы и американцы. Во Франции над таким летательным аппаратом работала фирма Sud-Ouest создавшая модель SO-1310 Farfadet а в Америке фирма McDonnell, разработавшая винтокрыл XV-1. Эти проекты не имели какой-либо военной ценности и могли рассматриваться только, как экспериментальные машины.

Более серьезная работа началась, когда американский флот инициировал разработку истребителей СВВП XFY-1 и XFV-1, фирм Convair и Lockheed. Эти винтовые машины, вооруженные пушками и неуправляемыми ракетами,уже могли не только сильно укрепить ПВО корабельных группировок, но и повлиять на исход десантных операций.

Следующим этапом развития СВВП стало появление реактивного самолета Ryan Х-13. Большая техническая новизна этого проекта заставила специалистов сначала построить летающий стенд для отработки системы струйного управления. Первые полеты стенда в беспилотном варианте на привязи прошли в мае 1951 года. После перерыва, вызванного отсутствием финансирования, испытания продолжили, и 24 ноября 1953 года стенд облетали уже в пилотируемом варианте. Сам самолет построили в 1955 году, и хотя Х-13 не стал боевым самолетом, его с полным правом можно назвать первым в мире реактивным самолетом СВВП.

Разработка и испытания этих трех американских самолетов породили массу похожих проектов в других странах, из которых до стадии летных испытаний дошел только французский SNECMA С450 Coleoptere с кольцевым крылом. В 1959 году этот необычный самолет разбился и поставил точку в истории СВВП с вертикальным положением фюзеляжа при взлете и посадке.

Определенных успехов в создании СВВП достигла Великобритания. В 1950 году фирма Fairey построила истребитель вертикального взлета F.D.1, который должен был взлетать с наклонной пусковой установки, за счет тяги собственного ТРД. Посадка F.D.1 предполагалась на обычный аэродром. Такая половинчатость не устраивала военных, и машину использовали только для исследований треугольного крыла.

Над летательным аппаратом с, так сказать, полным циклом - вертикальным взлетом и посадкой, работала известная двигательная фирма Rolls-Royce. Ее первая "проба пера" - летающий стенд TMR (регистрационный номер XJ314) - Thrust Measuring Rig, что в переводе значит: устройство для измерения тяги. За характерный внешний вид стенд получил прозвище Flying bedstead (Летающая кровать). Конструктивно он представлял собой трубчатую раму с двумя ТРД Nene (тяга 2250 кг), сиденьем для летчика и четырьмя газовыми рулями, вынесенными на штангах в разные стороны. Летчик оперировал обычными органами управления, которые регулировали расход сжатого воздуха из газовых рулей. Двигатели устанавливались горизонтально навстречу друг другу. Поток горячих газов из сопел попадал в общий коллектор, отклонялся на 90 градусов и выбрасывался под аппарат. Одной из главных целей испытаний TMR было измерение потерь тяги при отклонении газовой струи на значительный угол.

После первых полетов на привязи, показавших удовлетворительную устойчивость и управляемость, аппарату разрешили свободный полет, который состоялся 3 августа 1954 года. В ходе 10-ти минутного полета "Кровать" достигла высоты 30 м и скорости горизонтального полета 25 км/ч. Полетный вес аппарата составлял 4000 кг.

Испытания TMR продолжались до декабря 1956 года и закончились аварией. Фирма Rolls-Royce построила еще одну "летающую кровать", но и она разбилась в 1957 году.

Несмотря на эти неудачи, результаты испытаний сочли успешными. При изменении направления потока газовой струи от ТРД тяга снижалась незначительно, а потери в трубопроводах газовых рулей позволяли осуществлять эффективное управление. Это открывало британцам путь к настоящему самолету СВВП.

В 1954 году специалисты Rolls-Royce приступили к разработке легкого подъемного двигателя для самолета. Работу возглавил ведущий специалист фирмы доктор A. A. Griffith. Созданный ТРД получил обозначение RB-108. Он имел 8-ми ступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания и двухступенчатую турбину. Внешний диаметр составлял 528 мм, длина - 1067 мм, сухой вес - 122 кг. При весьма скромных размерах двигатель развивал тягу 966 кг, почти в восемь раз больше своего веса. При этом расход топлива составлял 480 грамм на килограмм тяги в час.

Ввиду того, что основным рабочим положением для RB-108 будет вертикальное, компрессором вверх, конструкторы разработали принципиально новую систему смазки. Она имела целый ряд устройств, предотвращающих вытекание масла из подшипников на компрессор или турбину.

Пока шла работа над двигателем Министерство снабжения Великобритании, проанализировав различные варианты будущего самолета, выбрало для него схему с комбинированной силовой установкой, состоящей из подъемных двигателей и двигателя для разгона самолета в горизонтальном полете. Чиновники изложили свои взгляды в требованиях к экспериментальному СВВП - ER.143. В 1954 году этот документ разослали по ведущим британским авиастроительным фирмам. На предложение откликнулись фирмы Avro и Short.

Avro предложила проект СВВП на базе самолета Avro 707, аэродинамического прототипа бомбардировщика Vulcan, с шестью RB108 в фюзеляже. Двигатели были слегка наклонены вперед, чтобы придать машине небольшую поступательную скорость во время взлета. Но эта особенность превращала машину в самолет укороченного взлета и посадки, поэтому проект отклонили.

Проект фирмы Short (Полное название Short Borthers & Harland Ltd of Belfast. Фирма была организована в 1908 году для производства аэропланов братьев Wright в Англии) имел четыре подъемных двигателя и один маршевый, он должен был обладать способностью зависать в воздухе и более всего соответствовал объявленным техническим требованиям. В августе 1954 года Министерство снабжения заключило с Short контракт на постройку двух летающих прототипов такого СВВП под обозначением S.C.1. В рабочих документах фирмы самолет именовался PD.11.

Постройка первого образца S.C.1 с регистрационным номером XG900 завершилась к декабрю 1956 года.

Так как основной целью летных испытаний было не достижение максимальной скорости, а исследование характеристик самолета при вертикальном взлете и посадке, конструкторы решили, что самолет не будет летать с большими скоростями. Это и определило аэродинамическую схему самолета.

S.C.1 - бесхвостка со сравнительно большим треугольным крылом, стреловидностью по передней кромке около 45°. Треугольное крыло было выбрано из соображений прочности и легкости конструкции. Его большая толщина в корневой части позволяла разместить там топливные баки. Отсутствие горизонтального оперения облегчало конструкцию самолета. Короткий фюзеляж с плоской нижней поверхностью скрывал в себе пять ТРД RB108.

Четыре подъемных двигателя стояли в центре масс вертикально, единым блоком, на платформе с карданным подвесом. Благодаря этому летчик мог изменять вектор тяги подъемных двигателей, наклоняя платформу в небольших пределах. Это техническое решение позволило уменьшить время, требуемое на переход от вертикального полета к горизонтальному и наоборот. Благодаря плотной компоновке, в случае отказа одного из подъемных двигателей, балансировка самолета практически не нарушалась.

Для обеспечения безопасности большой прямоугольный воздухозаборник двигателей закрывался сеткой. Сразу за кабиной летчика находился дополнительный воздухозаборник с управляемыми створками, которые поднимались во время горизонтального полета и улучшали питание воздухом подъемных двигателей.

Маршевый двигатель питался воздухом от одного надфюзеляжного ковшевого воздухозаборника.

При вертикальном взлете и посадке, а также на малых скоростях полета, когда аэродинамические рули теряли свою эффективность, управление осуществлялось с помощью реактивных сопел, установленных на концах крыла, в носовой и хвостовой части фюзеляжа. Трубопроводы подачи сжатого воздуха к соплам образовывали закольцованную систему и питались от компрессоров всех пяти двигателей. Тем самым обеспечивалась высокая надежность системы управления.

Управление клапанами реактивных сопел было связано с ручкой управления и педалями в кабине летчика.

Пилот находился в носовой части фюзеляжа, в сидячем положении. Большая площадь остекления обеспечивала ему прекрасный обзор, необходимый для вертикальных режимов полета. В кабине стояло катапультируемое сиденье Martin-Backer, позволяющее покидать машину на малых высотах и при малых скоростях полета, что было особенно важно для вертикально взлетающего самолета.

Самолет отличался достаточно сложной системой управления силовой установкой. На переходных режимах она увеличивала тягу маршевого двигатели и уменьшала тягу подъемных ТРД так, чтобы сумма нарастающей подъемной силы крыла и тяги двигателей сохранялась неизменной и превышала вес самолета.

На второй опытный образец S.C.1 (№XG905) установили систему автоматической стабилизации на висении. Отклоняя ручку управления, летчик воздействовал через потенциометры на гироузел с тремя гироскопами, оттуда усиленные сигналы поступали на приводы, управляющие соплами и аэродинамическими поверхностями. Летом 1960 года аналогичную систему поставили и на первый образец S.C.1

По мере возрастания скорости, когда эффективность аэродинамических рулей увеличивалась, струйные рули выключались.

Оригинально была решена проблема с запуском двигателей. На старте первым запускался маршевый двигатель. Сжатый воздух от его компрессора, через трубопроводы реактивной системы управления, направлялся на входы подъемных двигателей, раскручивая их компрессоры перед включением зажигания. Аналогичным образом происходил запуск подъемных двигателей в горизонтальном полете.

На S.C.1 поставили трехстоечное шасси со сдвоенными колесами. Стойки шасси имели большой ход амортизации, чтобы обеспечить безопасную посадку с большой скоростью снижения, и два положения: переднее для обычного взлета и посадки, и заднее для вертикального взлета и посадки. В первом случае продольная ось самолета наклонялась к горизонту под углом 7°, а во втором случае она располагалась горизонтально. Колеса шасси в посадочном положении становились свободно-ориентирующимися. Положение шасси выбиралось летчиком с помощью рычага, установленного в кабине.

7 декабря 1956 года первый из двух заказанных S.C.1 был готов к началу наземных испытаний. Для проверки бортовых систем и газовок ТРД RB108 с "вертикальной" системой смазки, решили поставить подъемный двигатель вместо маршевого. При этом самолет пришлось закреплять на специальном пандусе, под углом 30 градусов, для стабильной работы системы смазки.

Статические испытания продлились десять дней. Конструкторы посчитали их удовлетворительными и приступили к фазе рулежных испытаний. Через три месяца первый самолет доставили на аэродром Boscombe Down. Так как на машине отсутствовали подъемные двигатели, верхний воздухозаборник зашили дюралевыми листами, а под-фюзеляжное прямоугольное отверстие закрыли обтекателем. В такой конфигурации 2 апреля 1957 года S.C.1 совершил первый горизонтальный полет. В воздух самолет поднимал летчик-испытатель Tom Brooke-Smith. Через некоторое время машину перегнали в Belfast где на нее установили подъемные двигатели.

26 марта 1958 года S.C.1 совершил первый вертикальный подлет на привязи. Первый свободный вертикальный взлет состоялся 24 октября 1958 года.

После того, как самолет налетал 24 часа, приступили к испытаниям в переходных режимах. Вначале на средних высотах скорость самолета постепенно уменьшали до 155≈165 км/час, эта скорость была меньше скорости срыва и могла достигаться только за счет подъемной силы, создаваемой подъемными двигателями.

Кроме того, самолет выводился на переходные режимы после вертикального взлета путем наклона платформы с подъемными двигателями, что создавало небольшую горизонтальную тягу. Скорость самолета увеличивалась ступенчато и доводилась до 130 км/час.

На втором опытном образце переходные режимы были исследованы с увеличением скорости до 55 км/час после вертикального взлета.

Летчики-испытатели сообщали, что на скорости полета около 220 км/ч возникает сильный кабрирующий момент, для его парирования им приходилось уменьшить тягу маршевого двигателя, тормозя S.C.1 до скорости 165 км/ч. На основании испытаний в аэродинамической трубе конструкторы предвидели такое поведение, но величину кабрирующего момента они недооценили. Поведение машины быстро откорректировали изменением передаточного числа в системе управления рулями высоты.

Обследование перехода от режима висения к горизонтальному полету и, наоборот, во всем диапазоне скоростей задержалось ввиду трудностей управления при уменьшении горизонтальной скорости и увеличении тяги двигателей, создающих подъемную силу.

В 1958 году автоматическая система управления и первый экземпляр S.C.1, без подъемных двигателей, демонстрировались на выставке в Фарнборо.

6 апреля 1960 года в Бедфорде (Bedford) прошел первый полет "по полному профилю", с вертикальным взлетом и посадкой.

На выставке в Фарнборо 1960 года Short решилась на публичные вертикальные полеты. Первый взлет S.C.1 оказался неудачным. В воздухозаборники подъемных двигателей набилась свежескошенная трава, и машина осталась на земле. Престиж страны организатора удалось восстановить только в последний день выставки. Для этого инженеры срочно собрали металлическую платформу, с которой S.C.1 взлетел на высоту 15-20 метров и торжественно "проплыл" перед трибунами затаивших дыхание зрителей.

В 1961 году англичане решили окончательно закрепить успех, и 27 мая S.C.1, управляемый пилотом Робертсом (A. Roberts), своим ходом перелетел через Ла-Манш в Париж. Показательные полеты машины на выставке в Бурже прошли с большим упехом. S.C.1 уверенно демонстрировал переходы из режима висения в горизонтальный полет и обратно, вертикальный взлет и посадку. После вертикального взлета он набирал высоту 25-30 м и переходил в режим горизонтального полета. Удалившись от зрителей на 1000-1500 м, пилот набирал высоту и разворачивался. Перед посадкой машина зависала на высоте около 7 м и демонстрировала перемещения вправо и влево. Перед самой посадкой самолет оборачивался вокруг продольной оси на 360 градусов.

В апреле 1961 года первый прототип вернули на фирму Short для установки новой системы управления, учитывающей воздействия бокового ветра.

Спокойный ход работ по совершенствованию систем самолета прервала катастрофа второго опытного образца в 82-м испытательном полете. Трагедия произошла 2 октября 1963 года при заходе на посадку. На высоте около 10 м, в системе управления отказали гироскопические датчики пространственного положения. Летчик J. R. Green немедленно переключился на ручной режим, но удержать машину в воздухе ему не удалось. S.C.1 упал, а пилот погиб.

Самолет удалось восстановить. Но к полетам его допустили только в мае 1966 года. 17 июня самолет вновь поднялся в воздух с полосы Boscombe Down.

Программа испытаний рассчитанная до 1963 года, приносила так много ценной информации, что была закрыта лишь 1971 году, после 900 полетов. После закрытия программы два S.C.1 передали в авиационные музеи Великобритании. Образец XG905 находится в Ulster Folk and Transport Museum в Ирландии, a XG900 в ЛондонскомScience Museum.

Во время испытаний S.C.I конструкторы встретились с классическими проблемами, сопровождающими реактивные СВВП. Это и снабжение двигателей воздухом на небольших скоростях полета, защита элементов конструкции от воздействия горячих газов, проблемы со струйной системой управления и т.д. Большинство из них было успешно преодолено.

В качестве недостатков самолета можно отметить его небольшую скорость полета, всего 400 км/ч, и большую нагрузку на летчика, особенно во время посадки.

Выбранная комбинированная схема силовой установки в Великобритании не прижилась в виду большого суммарного расхода топлива подъемными двигателями. Но сами ТРД RB-108 были доведены фирмой Rolls-Royce до совершенства. Они были закуплены французами и использовались на СВВП Dassault Balzac и Mirage IIIV.

Описание конструкции

Экспериментальный самолет вертикального взлета и посадки S.C.1 представляет собой бесхвостку с треугольным крылом и однокилевым хвостовым оперением.

Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок, конструктивно состоит из трех частей. В передней части находится негерметичная кабина летчика и бортовое оборудование. В средней части установлены подъемные двигатели, в задней части находится маршевый двигатель. Обшивка двигательных отсеков и рама для подъемных двигателей титановые. ╡Кабина летчика закрыта фонарем с большой площадью остекления. Верхняя прямоугольная секция фонаря открывается вверх-назад, кресло летчика катапультируемое. В носовой части самолета установлена длинная штанга ПВД с датчиками угла атаки и скольжения. В корневой части киля, над соплом маршевого двигателя, имеется отсек для тормозного парашюта.

Крыло самолета треугольное средне-расположенное, двухлонжеронное, угол стреловидности по передней кромке 54 градуса. Механизация крыла состоит из рулей высоты и элеронов. На рулях высоты и элеронах имеются триммеры. В корневой части крыла, в пространстве между лонжеронами, расположены основные топливные баки. На середине полуразмаха каждого полукрыла прикреплены основные стойки шасси.

Шасси самолета неубирающееся с масляной системой амортизации. Основные стойки могут отклоняться при помощи гидравлической системы вперед и назад на 15 градусов, для улучшения центровки самолета на взлете и посадке.

Комбинированная силовая установка состоит из пяти ТРД Rolls-Royce RB-108 тягой по 966 кг каждый. Четыре подъемных двигателя установлены пакетом в центре масс самолета. Благодаря этому выход из строя одного из двигателей не влияет на устойчивость самолета в режиме висения. Пакет закреплен на карданном подвесе. Маршевый RB-108, для стабильной работы системы смазки, установлен под углом 30 градусов к горизонтали.

Воздух в маршевый двигатель поступает через надфюзеляжный нерегулируемый воздухозаборник. Подъемные двигатели питаются воздухом через большой прямоугольный вырез в верхней части фюзеляжа. Для их стабильной работы в горизонтальном полете, перед вырезом имеются небольшой воздухозаборник с управляемыми створками.

Для управления при вертикальном взлете и посадке, а также на малых скоростях полета используется струйная система управления. Сопла системы закреплены на крыльях, в носовой и хвостовой части фюзеляжа. Сопла прикрыты обтекателями. К соплам, через коленчатые трубопроводы из легких сплавов, подводится сжатый воздух, отбираемый от компрессоров всех пяти ТРД с помощью системы кольцевания. Расход воздуха на струйные рули на режиме висения не превышает 10% от общего расхода воздуха производительности силовой установки.

Система управления самолетом электрогидравлическая. Проводка управления аэродинамическими рулями жесткая. Имеется автоматическая система стабилизации в вертикальных режимах полета. Гидравлическая система с рабочим давлением 175 кг/см2 используется для привода сопел газовой системы управления и тормозов. Пневматическая система с давлением 210 кг/см2 обеспечивает управление наклоном подъемных двигателей.

Модификация	S.С.1
Размах крыла, м	7.16
Длина, м	7.77
Высота, м	3.77
Площадь крыла, м2	19.65
Масса, кг
пустого самолета	2724
максимальная взлетная	3650
Тип вигателя	5 ТРД Rolls-Royce RB108 +
Тяга нефорсированная, кгс	5 х 966
Максимальная скорость , км/ч	396
Практическая дальность, км	240
Практический потолок, м
Экипаж, чел	1