Экспериментальный вертикально взлетающий самолёт Curtiss-Wright X-19 разрабатывался фирмой «Curtiss-Wright» по объединенной программе ВВС, армии и флота США. Известная автомобильная фирма «Curtiss-Wright» в конце 50-х годов стала проявлять интерес к исследованиям скоростных транспортных средств, начав заниматься разработкой автомобилей на воздушной подушке и скоростных винтокрылых аппаратов с поворотными воздушными винтами. Используя возможность воздушных винтов создавать радиальную силу тяги при соответствующем циклическом управлении шагом винтов, фирма «Curtiss-Wright» разработала новый тип СВВП с поворотными воздушными винтами, создающими радиальную силу тяги в горизонтальном полете, что позволяло использовать небольшое по размерам и площади крыло, являющееся не столько несущей поверхностью, сколько опорой для поворотных гондол с винтами.

Для оценки в полете новой схемы СВВП с поворотными винтами, создающими радиальную силу тяги, фирма «Curtiss-Wright» на свои средства разработала и построила в 1959 г. небольшой экспериментальный СВВП с двумя поворотными винтами Curtiss-Wright X-100, который совершил первый полет с коротким разбегом в марте 1960 г. После этого СВВП Curtiss-Wright X-100 был передан в НИЦ им.Лэнгли NASA, где успешно проходил оценочные испытания до октября 1961 г. Проведя испытания экспериментального СВВП Curtiss-Wright X-100 с двумя поворотными винтами, создающими радиальную силу тяги, фирма «Curtiss-Wright» решила использовать такую несущую систему для более тяжелых транспортных СВВПГ разработав проект четырехвинтового СВВП, получившего обозначение Curtiss-Wright X-200.

На нем предлагалось использовать такие винты, как па СВВП Curtiss-Wright X-100, но большего диаметра и установленные на концах тандемом расположенных крыльев. С силовой установкой из двух ГТД мощностью по 2200 л.с. СВВП Curtiss-Wright X-200 с расчетной взлетной массой 5580 кг должен был иметь крейсерскую скорость 555 км/ч и дальность 1360 км с четырьмя пассажирами. При разработке СВВП были проведены испытания моделей самолета и винтов в аэродинамических трубах NASA общим объемом 2000 ч.

В 1962 г. фирма «Curtiss-Wright» получила от ВВС США первый контракт на 3 млн. долл. на разработку и постройку двух экспериментальных СВВП Curtiss-Wright X-19, являющихся развитием разработанного фирмой проекта СВВП X-200. Финансирование разработки должно было осуществляться по совместной программе армии и флота и ВВС США, начавшейся в 1958 г. и предусматривавшей создание многоцелевых тактических СВВП, которые смогут использоваться как транспортные, разведывательные, противолодочные и для непосредственной поддержки.

Постройка первого СВВП Curtiss-Wright X-19 была завершена в середине 1964 г., а первый полет на режиме висения состоялся 26 июня 1964 г., однако через несколько дней в последующих испытаниях самолет Curtiss-Wright X-19 потерпел аварию при взлете и совершил грубую посадку, при которой разрушилось шасси, экипаж не пострадал. В конструкцию шасси были внесены изменения, и через несколько месяцев летные испытания продолжились, но 25 aгyста 1965 г. при заходе на посадку самолет потерял управляемость, оба летчика катапультировались, один серьезно пострадал. Самолет при ударе разрушился и сгорел. Для летных испытаний была завершена постройка второго самолета Curtiss-Wright X-19, однако в апреле 1966 г. работы по этому проекту было решено прекратить. Общая стоимость затрат фирмы «Curtiss-Wright» и армии США на разработку СВВП Curtiss-Wright X-19 превысила 14 млн. долл.

Фирмой «Curtiss-Wright» был разработан проект более тяжелого транспортного СВВП Curtiss-Wright X-300 такой же схемы, как Х-200, но значительно больших размеров, предлагавшийся ВВС и армии по программе транспортного самолета LIT для внутрифронтовых перевозок с платной нагрузкой 4 т и взлетной массой 20-27 т. Силовая установка должна была состоять из четырех ГТД. Разработка СВВП была прекращена после закрытия программы экспериментального СВВП Curtiss-Wright X-19.

Самолёт Curtiss-Wright X-19 представляет собой цельнометаллический высокоплан с тандемным расположением крыльев, четырьмя поворотными винтами на концах крыла, двумя ГТД и трехопорным шасси. Фюзеляж полумонококовой, конструкции прямоугольного сечения, с закругленными краями. Предусмотрено низкое расположение фюзеляжа над землей при стоянке, благодаря чему обеспечивается удобная посадка и высадка пассажиров из самолета.

Двухместная кабина экипажа оборудована обычным самолетным и дополнительно вертолетным управлением. РУД расположены на консоли между сиденьями, кроме того, имеется рычаг «шаг-газ», как у вертолета, расположенный слева. Кабина герметизирована, снабжена катапультными сиденьями. Пассажирская кабина размерами 1,95x1,4x1,2 м и объемом 4,5 м3 рассчитана на размещение шести пассажиров или десяти солдат. В задней части кабины имеется грузовая дверь шириной 1,07 м. Крылья прямые, прямоугольной формы в плане, небольшого удлинения, снабжены закрылками по всему размаху. На заднем крыле имеются элероны. Оперение однокилевое, с рулем направления.

Силовая установка состоит из двух турбовальных ГТД Avco Lycoming T55-L-5 на первом самолете взлетной мощностью 2200 лс. и Т-55-L-7 взлетной мощностью но 2650 л.с. на втором, установленных рядом в верхней задней части фюзеляжа. Каждый ГТД посредством системы валов и редукторов соединяется с четырьмя поворотными винтами. Силовая установка обеспечивает большую тяговооруженность: при вертикальном взлете и посадке и на режиме висения используется только 50% располагаемой мощности, поэтому полет на этих режимах возможен и при одном работающем двигателе. В горизонтальном полете используется -30% располагаемой мощности.

Винты диаметром 3,96 м, трехлопастные, со стеклопластиковыми лопастями, установлены в обтекателях на концах крыла. Винты могут создавать вертикальную и горизонтальную тягу. В крейсерском полете подъемная сила создается крыльями и винтами, на режиме висения только воздушными винтами, на режиме перехода - крыльями и винтами. Управление общим шагом винтов выполняется с помощью рычага «шаг-газ». Система управления поворотом винтов механическая. Диапазон углов поворота винтов от 0 до 100°.

Трансмиссия. Передача крутящего момента от двигателей к винтам производится через систему валов, редукторов и муфт сцепления. В случае отказа одного из двигателей обеспечивается привод всех четырех винтов от работающего двигателя. Скорость вращения винтов при взлете 1200 об/мин, при крейсерском полете 955 об/мин.
Управление самолетом Curtiss-Wright X-19 в горизонтальном полете производится с помощью обычных аэродинамических рулей. На режимах взлета, посадки и висения используется дифференциальное управление тягой винтов. Продольное управление осуществляется путем изменения углов установки передней и задней групп винтов, поперечное управление - изменением углов установки правой и левой пары винтов, путевое управление - изменением крутящих моментов диагонально расположенных винтов. Шасси убирающееся, трехопорной схемы, с носовым колесом. Колеса главных опор шасси убираются в фюзеляж и закрываются обтекателями.

Характеристики самолёт Curtiss-Wright X-19 (расчетные)
Размеры:
размах заднего крыла 7 м
длина 13,5 м
высота самолета 5,18 м
площадь переднего крыла 5,2 м2
площадь заднего крыла 9,2 м2
Двигатели 2 ГТД Avco Lycoming T55-L-7
взлетная мощность 2x2650 л.с.
Массы и нагрузки:
взлетная при вертикальном взлете и дальности полета 830 км
с платной нагрузкой 450 кг 6195 кг
взлетная при взлете с малым разбегом и дальности полета 1185 км
с платной нагрузкой 450 кг 6690 кг
пустого самолета 4420 кг
полная нагрузка при вертикальном взлете 1175 кг
запас топлива (максимальный) 2170 кг
Летные данные:
максимальная скорость на высоте 6100 м 740 км/ч
крейсерская скорость на высоте 4570 м 650 км/ч
скороподъемность при наборе высоты с горизонтальной скоростью 20 м/с
статический потолок 2960 м
дальность полета с платной нагрузкой 450 кг при вертикальном взлете 830 км