При взлете с разбегом нагрузка может быть увеличена до 5445 кг, при этом взлетная дистанция не должна превышать 120 м при высоте препятствия 15 м. В перегоночном варианте с дополнительными топливными баками при взлетном весе 21 085 кг самолет должен обладать дальностью 6100 км, при этом самолет должен совершать взлет с разбегом длиной 210 м и вертикальную посадку.
Испытания СВВП ХС-142А на режиме висения
В феврале 1965 г. два СВВП ХС-142 впервые демонстрировались публично, выполняя вертикальные взлеты с переходом к горизонтальному полету. В последующих летных испытаниях произошли две аварии СВВП ХС-142А. Первая из них со вторым опытным СВВП произошла 31 марта 1965 г. из-за потери путевой устойчивости и раскачивания на высоте 8 -9 м при скорости 39 км/ч и угле поворота крыла на 45° и закрылок на 60°. Самолет совершил грубую посадку, от ударов о землю при раскачивании были повреждены концы крыла. Экипаж не пострадал. Авария была вызвана образованием области пониженного давления впереди и позади элеронов из-за перетекания воздуха вблизи земли. До аварии самолет налетал 23,5 ч. Самолет был отремонтирован, и испытания его возобновились. Было предложено отклонять закрылки на угол 90°.
Отремонтированный самолет 19 октября 1965 г. в 11-м полете вновь потерпел аварию из-за самопроизвольного перехода на малый шаг крайнего левого винта за секунду до касания земли при обычной посадке. При пробеге самолет развернулся и упал на левое крыло из-за разрушения шасси. Экипаж не пострадал. Самолет был сильно разрушен, по затем восстановлен. Авария была вызвана утечкой в гидросистеме механизма привода шасси винта. Была отмечена также недостаточная прочность шасси, рассчитанного на меньшую посадочную массу.
К концу 1965 г. все пять СВВП ХС-142А совершили 207 полетов, налетав 157 часов. Испытаниями СВВП заинтересовалось командование флота, предполагая использовать их с авианосцев. Было проведено 30 вертикальных взлетов и посадок па авианосец «Бенингтон».
В мае 1965 г. СВВП ХС-142 демонстрировали взлет с укороченным разбегом с увеличенной платной нагрузкой, а также сбрасывание грузов на режиме висения. В конце 1966 г. были проведены демонстрационные полеты представителями МО США, FAA и NASA с показом транспортировки грузов и проведения спасательных операций. Во время отработки техники спасения экипажей сбитых самолетов 10 мая 1966 г. произошла катастрофа из-за потери управляемости на режиме висения, самолет разбился и сгорел. Погибли все три члена экипажа.
К февралю 1966 г. все СВВП ХС-142А совершили 420 полетов общей продолжительностью 350 ч, в которых была достигнута максимальная скорость 544 км/ч и высота 7260 м. В 1968 г. один СВВП ХС-142А был передан в NASA для оценочных испытаний. Последний из пяти опытных СВВП совершил 4 мая 1970 г. последний полет, перелетев на базу ВВС Райт-Патерсон, где был сдан в музей. К этому времени самолеты ХС-142А налетали более 600 часов, исчерпав расчетный срок службы. Увеличение срока службы самолетов ХС-142А путем модификации конструкции было сочтено нецелесообразно и ассигнования на программу не были выделены.
Фирма «Линг-Темко-Воут» рассчитывала, что проект СВВП ХС-142А будет одобрен НАТО. В связи с этим рассматривалась возможность объединения ТТТ США с аналогичными ТТТ НАТО MBR.4. Выл разработан проект противолодочного варианта самолета, вооруженного двумя торпедами Мк.46 для эксплуатации с авианосцев. Предлагался также гражданский вариант самолета ХС-142А для использования на авиалиниях малой протяженности.
КонструкцияСамолет ХС-142А представляет собой моноплан с высокорасположенным крылом, четырьмя ТВД и трехопорным шасси. Самолет спроектирован с использованием опыта разработки экспериментального СВВП Хиллер Х-18.
Фюзеляж цельнометаллический, полумонококовой конструкции, с небольшим удлинением, имеет прямоугольное сечение со скругленными углами. Обшивка самолета слоистой конструкции изготовлена из листов алюминия, склеенных с бальзой.
В носовой части фюзеляжа расположена двухместная кабина экипажа с большой площадью остекления. Кабина оснащена стандартным оборудованием. Сиденья летчиков катапультные, разделяются необычно широкой консолью с приборами. Предусмотрено третье откидное сиденье для командира экипажа или командира десантной группы. Кабина оснащена двойным комплектом управления. Рычаги управления обычного типа; дополнительно установлен рычаг управления общим шагом винтов для управления вертикальными перемещениями самолета на режиме висения с кнопкой управления поворотом крыла. Имеется указатель углов поворота крыла.
Грузовая кабина самолета, примыкающая к кабине экипажа, спроектирована с учетом возможности перевозки армейских транспортных средств, легких и средних артиллерийских установок и зенитных пусковых установок. По своим размерам - 9,1x2,3x2,1 м3 - кабина соответствует кабине армейского транспортного вертолета Вертол СН-47А «Чинук». В кабине могут разместиться 32 вооруженных десантника на откидных сиденьях вдоль бортов фюзеляжа, или гаубица калибром 105 мм с тягачом грузоподъемностью 3/4 т, или элементы зенитной установки Рэйтеон «Хоук» общим весом 3600 кг. Для крепления груза в полу кабины предусмотрены специальные швартовочные узлы. Санитарный вариант самолета рассчитан на перевозку 24 раненых на носилках и четырех сопровождающих. Для облегчения погрузки дверь грузового люка в хвостовой части фюзеляжа откидывается вниз, образуя рампу. С правого борта имеется дополнительная дверь.
Демонстрация СВВП ХС-142А для спасения пострадавшего на море
Крыло прямое, трапециевидной формы в плане, с небольшой стреловидностью по передней кромке, неразрезное, двухлонжеронной конструкции, имеет небольшое отрицательное поперечное V и относительное удлинение 8,6. Технологически крыло состоит из трех частей: центроплана кессонной конструкции с постоянным сечением в пределах фюзеляжа и двух консолей. Крыло крепится к фюзеляжу на четырех шарнирах.
При разработке крыла особое внимание уделялось проблеме обеспечения безотрывного обтекания крыла потоком от винтов. Проведенные исследования поворотного крыла показали, что с увеличением его утла атаки на переходных режимах возникает опасность появления на крыле срыва потока. При этом могут возникнуть такие условия, когда крыло достигает критических углов атаки до создания винтами необходимой подъемной силы. Для устранения этих явлений крыло было снабжено мощной системой механизации, состоящей из двухщелевых закрылок по всему размаху и предкрылков на участках, обдуваемых потоком от винтов. Двухщелевые закрылки используются для увеличения подъемной силы на вертикальных режимах и при крейсерском полете с малой скоростью. Секции закрылок на концах крыла могут использоваться также в качестве дополнительных элеронов. Предкрылки должны предотвращать срыв потока на крыле от винтов на переходных режимах. При взлете и посадке крыло должно устанавливаться в вертикальное положение; при отклонении крыла на угол 100° самолет может висеть в воздухе, не перемещаясь при попутном ветре. При повороте крыла в вертикальное положение примыкающие к крылу передняя и задняя панели в верхней части фюзеляжа откидываются вверх на некоторый угол для обеспечения более плавного обтекания центральной части фюзеляжа. Управление поворотом крыла производится с помощью кнопки, расположенной на рычаге управления общим шагом винтов. Скорость поворота крыла может устанавливаться в пределах 1 - 8 °/с.