В 1955 г. в Великобритании была образована комиссия для координации работ над сверхзвуковым самолётом. После нескольких лет исследований был сделан вывод о целесообразности разработки самолёта со скоростью примерно M=2. Для самолёта была принята схема «бесхвостка» с треугольным крылом. Из нескольких предварительных проектов был выбран BAC.223, разработанный в 1960 г. фирмой «Bristol», являющейся одним из отделений концерна ВАС. В целях проведения необходимых аэродинамических исследований в это же время была начата разработка экспериментальных самолётов: сверхзвукового Bristol T.188 и дозвукового HP.115 фирмы «Handley Page». Несколько позже развернулись работы и над сверхзвуковым пассажирским самолетом BAC.221. Первые два самолёта предназначались для исследования явлений, сопутствующих строго определенным скоростям, а третий - для определения свойств оживального крыла как наиболее подходящего для пассажирского самолёта.

Первые данные о самолёте Bristol T.188 были опубликованы в октябре 1958 г., модель была показана в 1960 г., первый опытный образец был построен в 1961 г., а его облёт совершен 14 апреля 1962 г. В общей сложности были построены два опытных образца (второй облетан 29.04.1963 г.). Программа разработки самолета включала исследования (на ракетных моделях) вибраций крыла с двигательными гондолами. Информация о результатах таких лётных испытаний в широком диапазоне скоростей телеметрически передавалась на землю. Самолёт предназначался в основном для исследования аэродинамического нагрева, работы турбореактивных двигателей, их воздухозаборников и воздушных каналов при больших сверхзвуковых скоростях полета.

Самолёт Bristol T.188 представляет собой построенный по классической схеме среднеплан, имеющий прямое крыло с относительной толщиной 4% и переменной кривизной передней кромки. Угол стреловидности передней кромки изменяется от 9° (на участках крыла между гондолами и фюзеляжем) до 38° (за гондолами) и 64° (в концевых частях). Для улучшения обтекания участков крыла, находящихся между гондолами и фюзеляжем, передняя кромка дополнительно изломлена путем значительного ее выдвижения вперед. Как показывают исследования в аэродинамической трубе, применение передней кромки такого типа на прямом крыле позволяет получить хорошие аэродинамические характеристики в области околозвуковых скоростей и малое волновое сопротивление при полете со сверхзвуковыми скоростями. Крыло оснащено закрылками (между гондолами) и элеронами с роговой компенсацией. Последние можно рассматривать как комбинацию концевых элеронов (вращательно закрепленных концов крыла) с обычными закрылками. Такое конструктивное решение обеспечивает высокую эффективность управления во всем диапазоне рабочих скоростей и малые управляющие усилия.

Система управления элеронами обладает передаточным отношением, обеспечивающим отклонение элеронов в диапазоне ±12,5° при малых скоростях (до М=0,3) и постепенное уменьшение угла до ±4,8° при возрастании скорости полета до крейсерской. Аналогичная система управления с регулируемым передаточным отношением использована в каналах рыскания и тангажа (от +25 до +1,5°). Хвостовое оперение выполнено по Т-образной схеме с управляемым стабилизатором. Фюзеляж большого удлинения с овальной формой поперечного сечения позволяет разместить пилота в сидячем положении, а колеса главных стоек шасси - в вертикальном положении. В хвостовой части фюзеляжа расположены два тормозных щитка, а в его конце - контейнер с парашютом. Шасси трехстоечное. Передняя стойка - со спаренными колесами - убирается вперед, главные - с одинарными - в консоли крыла (стойки) и в фюзеляж (колеса). Во время убирания главных стоек шасси колеса поворачиваются относительно стойки на 90°. Планер самолёта почти полностью выполнен из нержавеющей стали с применением клепки и сварки. На некоторых участках ввиду неравномерного расширения наружных (под воздействием аэродинамического нагрева) и внутренних (охлаждаемых топливом) элементов конструкции использованы легкие сплавы. Стенки лонжеронов выполнены из гофрированной стали.

На самолёте Bristol T.188 используются два турбореактивных двигателя «Gyron Junior» DGJ.10R фирмы «Бристоль-Сиддли» тягой 44,47 кН (4535 кГ) каждый. Использование форсажной камеры, работающей при температуре 2000 К, позволяет увеличить тягу до 62,27 кН (6350 кГ). При полете со скоростью М=2,5 на высоте 12000 м тяга форсированного двигателя составляет 88,26 кН (9000 кГ). Двигатели размещены в цилиндрических гондолах (диаметром ~ 1,2 м) с регулируемыми лобовыми воздухозаборниками и впускными и выпускными створками. Взаимное расположение воздухозаборников и заостренной носовой части фюзеляжа таково, что система косых скачков уплотнения оказывается оптимальной при больших сверхзвуковых скоростях полета. Значительное выдвижение передних частей гондол вперед по сравнению с передней кромкой крыла, а также использование модульной схемы конструкции с отдельными секциями длиной около 1,5 м позволяют легко заменять воздухозаборники, а в перспективе даже и двигатели (в зависимости от результатов испытаний).

Тактико-технические характеристики Bristol T.188
Экипаж, чел   1
Размах крыла, м   10.69
Длина, м   21.64
Высота, м   4.06
Площадь крыла, м2   36.79
Масса, кг   
- пустого самолета   12701
- нормальная взлетная   17022
Тип двигателя   2 ТРД De Havilland Gyron Junior DGJ.10
Тяга нефорсированная, кгс   2 х 6350
Максимальная скорость , км/ч   2010 (M=1.88)
Практическая дальность, км   500