Военно-транспортный самолёт LTV XC-142 начал разрабатываться группой американских фирм «Hiller», «Ling-Temco-Vought» и «Ryan» по объединенному заказу армии, ВВС и флота США. В начале 1961 г. проект самолёта LTV XC-142 был представлен на конкурс проектов фронтового вертикально взлетающего транспортного самолёта для вооруженных сил США, а в сентябре 1961 г. проект как победитель конкурса был одобрен и принят для разработки и постройки. Самолёт LTV XC-142, выполненный по схеме с поворотным крылом и винтами, был разработан с учетом требований вооруженных сил к оперативной переброске войск, оборудования и снаряжения с десантных судов или наземных аэродромов на неподготовленные площадки в сложных метеорологических условиях.

Самолёт LTV XC-142 предполагалось использовать также для выполнения поисковых и спасательных работ. Объединенными ТТТ предусматривались крейсерская скорость не менее 460 км/ч, тактический радиус действия более 370 км, платная нагрузка свыше 3600 кг, грузовая кабина (размерами 9x2x2,5 м3) с люком в хвостовой части, возможность полета на малых высотах, способность висеть в течение 10 мин над местом назначения. Особое внимание при разработке проекта уделялось достижению высоких летных характеристик и улучшению наземного обслуживания самолета.

Военно-транспортный самолёт LTV XC-142 рассматривался как часть общей комплексной системы для поддержки наземных войск. При его создании было решено в первую очередь учитывать требования ВВС и армии; требования флота о возможности базирования самолёта на авианосце и выдерживании определенных габаритных размеров конструкции первоначально не учитывались. Руководство объединенной программой проектирования и постройки самолета было возложено на ВВС.

Программа разработки контролировалась специально созданным объединенным управлением армии, флота и ВВС по проектированию вертикально взлетающих или с малой длиной разбега и пробега самолётов. Стоимость общей программы разработки, предусматривавшей постройку и испытания пяти опытных самолётов LTV XC-142, оценивалась в 100 млн. долл. Ответственным изготовителем была назначена фирма «Ling-Temco-Vought», которая в январе 1962 г. получила от МО США заказ на разработку и постройку пяти опытных самолетов. Фирма «Ling-Temco-Vought» разрабатывала конструкцию планера, крыла и шасси самолета; фирма «Hiller» занималась проектированием и изготовлением трансмиссии, винтов и системы механизации крыла; фирме «Ryan» было поручено проектирование и изготовление хвостового оперения, гондол и монтаж двигателей.

При разработке LTV XC-142 был изготовлен ряд моделей для испытаний в аэродинамической трубе фирмы «Ling-Temco-Vought» (сечения рабочей части 2x3 м2 и 6,5x7 м2), где исследовались характеристики устойчивости и управляемости в горизонтальном полете и на переходном режиме и характер обтекания с целью выявления оптимальной конфигурации крыла и обводов хвостовой части фюзеляжа, определялось оптимальное число оборотов винтов. Были проведены испытания по исследованию управления самолетом на режиме висения и решению проблем, связанных с влиянием близости земли. Были изготовлены два тренажера с моделирующими и цифровыми устройствами для ознакомления летного состава с особенностями пилотирования LTV XC-142 и его оценки.

В 1962 г. был изготовлен натурный макет самолета, а в 1963 г. фирмы приступили к постройке первых опытных LTV XC-142; в соответствии с программой постройка всех пяти опытных самолётов должна была завершиться в течение 1963-1964 гг., но несколько задержалась. В июне 1964 г. была завершена сборка первого LTV XC-142, который предназначался для прочностных испытаний на специальном стенде, рассчитанных на 50 часов.

Второй опытный СВВП LTV XC-142 предназначался для исследования переходных режимов. Первый полет состоялся 29 сентября 1964 г. Взлет и посадка совершались с обычным разбегом и пробегом при угле поворота крыла 10°, самолет достиг максимальной скорости 280 км/ч па высоте до 3000 м в горизонтальном полете с выпущенным шасси.

Самолет LTV XC-142 совершил также серию полетов с частично отклоненным крылом. Один полет выполнялся при угле поворота крыла 40° и минимольной скорости полета 48 км/ч на высоте 3000 м. При угле поворота крыла 15° и мощности двигателей, составлявшей 60% номинальной, самолет взлетал с разбегом 150 м. 29 декабря 1964 г. самолет совершил первый вертикальный взлет и полеты на режиме висения па высоте 15 м при взлетном весе 16 555 кг.

В январе 1965 г. третий LTV XC-142 совершил первый переход из вертикального режима полета в горизонтальный. Выполнение перехода от висения к горизонтальному полету происходило на участке длиной 1220 м. В течение 1965-1966 гг. остальные два СВВП были переданы для оценочных испытаний армии, флоту и ВВС США. Полная программа испытаний пяти СВВП была рассчитана на 900 часов и включала демонстрационные полеты и оценочные испытания. Программой предусматривалась оценка возможностей СВВП для тактических операций по транспортировке личного состава и военной техники, поисковых и спасательных операций и при эксплуатации с авианосцев.

Типичное задание для самолета LTV XC-142 предусматривало перевозку 32 снаряженных десантников или 3630 кг нагрузки на расстояние 370 км с крейсерской скоростью 460 км/ч и возвращение на базу с грузом 1815 кг без заправки топливом с той же крейсерской скоростью; причем вертикальный взлет и посадка совершаются на неподготовленные аэродромы; предусматривался полет на режиме висения в течение 10 мин в пункте назначения; при выполнении обратного рейса самолет должен совершать вертикальный взлет и посадку с одним неработающим двигателем; запас топлива на самолете 2625 кг. 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.

В феврале 1965 г. два СВВП LTV XC-142 впервые демонстрировались публично, выполняя вертикальные взлеты с переходом к горизонтальному полету. В последующих летных испытаниях произошли две аварии СВВП LTV XC-142. 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 LTV XC-142 совершили 207 полетов, налетав 157 часов. Испытаниями LTV XC-142 заинтересовалось командование флота, предполагая использовать их с авианосцев. Было проведено 30 вертикальных взлетов и посадок па авианосец «Бенингтон».

В мае 1965 г. СВВП LTV XC-142 демонстрировали взлет с укороченным разбегом с увеличенной 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 LTV XC-142 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 LTV XC-142 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 LTV XC-142 налетали более 600 часов, исчерпав расчетный срок службы. Увеличение срока службы самолетов LTV XC-142 путем модификации конструкции было сочтено нецелесообразно и ассигнования на программу не были выделены. Фирма «Линг-Темко-Воут» рассчитывала, что проект СВВП LTV XC-142 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.

Самолёт LTV XC-142 представляет собой моноплан с высокорасположенным крылом, четырьмя ТВД и трехопорным шасси. Самолет спроектирован с использованием опыта разработки экспериментального СВВП Hiller X-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 LTV XC-142, 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 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 «Хоук» общим весом 3600 кг. Для крепления груза в полу кабины предусмотрены специальные швартовочные узлы. Санитарный вариант самолёта LTV XC-142 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.

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. Оперение цельнометаллическое, однокилевое, обычной конструкции, с рулем направления. Вертикальное оперение отличается большими размерами. Конструктивно киль и руль направления состоят из двух частей. Предусмотрена возможность складывания вертикального оперения во время стоянки; при этом верхняя часть оперения откидывается вниз. Нижняя часть киля, выполненная заодно с фюзеляжем, переходит в вынесенную назад хвостовую балку. На киль установлен управляемый горизонтальный неразрезной стабилизатор размахом 8,13 м трапециевидной формы в плане. Для улучшения продольной устойчивости самолета увеличение угла поворота крыла сопровождается одновременным отклонением стабилизатора. Все основные рулевые поверхности на самолете имеют дублированные гидравлические приводы.

На хвостовой балке располагается в горизонтальной плоскости трехлопастный рулевой винт изменяемого шага для продольного управления самолетом на режиме висения и переходных режимах. Хвостовая балка с винтом может складываться влево, чтобы предохранить конструкцию от повреждений во время погрузочно-разгрузочных работ. Шасси убирающееся, трехопорной схемы, с носовой опорой. Все опоры шасси снабжены сдвоенными колесами с пневматиками низкого давления. Носовая опора убирается, отклоняясь вперед. Колеса главных опор шасси убираются в фюзеляж и закрываются обтекателями. База шасси 6.6 м, колея 5,4 м.

Силовая установка состоит из четырех ТВД General Electric T64-GE-1 взлетной мощностью по 2850 л.с., отличающихся малой удельной массой 0,114 кг/л.с. Двигатели установлены в гондолах под крылом, воздухозаборники снабжены фильтрами. ТВД обеспечивают привод четырех воздушных винтов и хвостового винта. В горизонтальном полете ТВД обеспечивают большую избыточную мощность, поэтому для привода винтов используются только два двигателя, на вертикальных режимах полета должны работать все четыре ТВД. Имеется вспомогательная силовая установка, размещенная в обтекателе правой главной стойки шасси. Топливо содержится в двух топливных баках, впереди и за крылом, расходным является задний бак. Предусматривалась установка дополнительного бака в фюзеляже.

Воздушные винты изменяемого шага, четырехлопастные, конструкции фирмы «Hamilton Standard». Диаметр винтов 4,72 м. Лопасти имеют симметричный профиль; изготовлены из стеклопластика со стальным лонжероном методом склейки. Лопасти рулевого винта аналогичной конструкции. Для устранения гироскопического эффекта и обеспечения более плавного обтекания крыла потоком от винтов левая пара винтов вращается но часовой стрелке в направлении полета, а правая пара - против часовой стрелки.

Система трансмиссии, включающая соединительные валы, редукторы и муфты сцепления, соединяет все четыре двигателя с воздушными винтами и хвостовым винтом. Каждый воздушный винт имеет привод от отдельного двигателя, но все они связаны между собой общим синхронизирующим валом, проходящим в носке крыла и обеспечивающим равномерное распределение мощности между винтами; автоматическое отключение двигателя при выходе из строя выполняется с помощью муфты свободного хода. Два редуктора средних двигателей дополнительно снабжены муфтами сцепления, с помощью которых летчик может отсоединить эти двигатели в крейсерском полете, когда имеется избыточная мощность, или в аварийном случае. При отключении этих двигателей винты устанавливаются во флюгерное положение.

Управление самолётом LTV XC-142 в горизонтальном полете аналогично управлению обычным самолетом и осуществляется с помощью аэродинамических рулей, рулевой винт застопорен. При переходе из горизонтального на вертикальный режим полета продольное управление переключается от стабилизатора на рулевой винт, поперечное управление - от элеронов на систему дифференциального управления общим шагом винтов и элеронами, находящимися я потоке от винтов. Для обеспечения плавности перехода рабочие диапазоны систем управления на вертикальных и горизонтальных режимах полета перекрываются. Связь органов управления в кабине летчика с поверхностями управления при изменении угла отклонения крыла осуществляется автоматически с помощью механического интегрирующего устройства.

Дублированная стабилизирующая система обеспечивает стабилизацию самолёта по крену, рысканью и тангажу, а также по высоте во время полета по приборам; на режиме висения и на переходных режимах система обеспечивает стабилизацию продольного и поперечного положения самолета и стабилизацию по угловой скорости тангажа и крена, а также демпфирование рысканья и изменений высоты. Гидравлическая система самолета состоит из пяти автономных систем, которые используются для запуска двигателей, в системе бустерного управления, в системе стабилизации, а также для привода целого ряда агрегатов и в качестве аварийной системы. Системы питания гидроусилителей дублируют друг друга. Гидравлические приводы используются для выпуска и убирания шасси, в системе механизации крыла, в механизмах складывания крыла и хвостового оперения.

Комплект электрооборудования самолёта LTV XC-142 включает генератор переменного тока с постоянной частотой и генератор переменного тока с переменной частотой (последний используется для питания противообледенительной системы винтомоторной группы). Имеется дополнительный генератор переменного тока с постоянной частотой с приводом от вспомогательной силовой установки, который используется для наземной проверки агрегатов или замены в полете основных генераторов в случае их отказа. В аварийных условиях этот генератор должен обеспечивать обогрев переднего стекла кабины экипажа.

Характеристики самолёта LTV XC-142
Размеры:
размах крыла 20,6 м
длина самолета 17,78 м
высота самолета 7,95 м
площадь крыла 49x65 м2
Двигатели 4 ТВД General Electric T64-GE-1
взлетная мощность 4x2850 л.с.
Массы и нагрузки:
нормальная взлетная при вертикальном взлете 17 000 кг
максимальная при взлете с разбегом 60 м 21 090 кг
пустого самолета 10 250 кг
топлива 2625 кг
нормальная платная нагрузка 3630 кг
максимальная платная нагрузка 5445 кг
удельная нагрузка на крыло 342 кгс/м2
на ометаемую площадь 243 кгс/м2
Летные данные (расчетные):
максимальная скорость у земли 658 км/ч
на высоте 6100 м 693 км/ч
на высоте 6100 м 407 км/ч
статический потолок 1830 м
практический потолок 7620 м
максимальная скороподъемность у земли 34,5 м/с
радиус действия при вертикальном взлете 370 км
перегоночная дальность 6100 км