ショート SC.1は、イギリスのショート・ブラザーズが開発したVTOL実験機。エンジンには5基のロールス・ロイス製RB.108ターボジェットエンジンを搭載し、うち4基が垂直飛行、1基が水平飛行に使用された。SC.1は、イギリス初の固定翼VTOL機であると同時に、垂直飛行と水平飛行の切り替えができた最初の機体かつフライ・バイ・ワイヤを採用した最初のVTOL機でもあった。

SC.1はVTOL飛行、特に垂直飛行から水平飛行への移行に関する研究用の航空機を求めていた軍需省の要求に応じて設計製造され、1957年から1971年にかけて2機の試作機が飛行試験に使用された。SC.1の試験で得られた研究データは、その後のP.1127や、初の実用化VTOL機となったハリアーの開発に貢献した。

2012年10月、ショート SC.1は工学分野における重要な業績が評価され、北アイルランド地域では初となる「エンジニアリング・ヘリテージ・アワード」を受賞した"SC1 gets NI's first Engineering Heritage Award." BBC News, 4 October 2012.。

開発 1940年代、各国で垂直離着陸が可能な航空機の開発に関心が高まっており、1950年代には、イギリスでが製作され飛行試験を行った。これは未完成ながら先駆的なVTOL機で、垂直離着陸の実現可能性の証明と、その後の開発の礎となる有益なデータをもたらしたLean and Chinn 1965, p. 4.。しかし、この試験機は自動安定化システムの必要性などの知見を与えるとともに、制御の遅れや空力特性の欠如なども示し、さらに詳細な研究を行うには不十分な面もあった。このため、スラスト・メジャーリング・リグから得られた経験を活かしつつ、より高度な試験を行える航空機が必要とされた。

SC.1の開発は、1953年9月に軍需省から出された垂直離着陸研究機に関する入札要請ER.143Tに対するショート・ブラザーズ社の提案から始まった。1954年10月15日、同社の設計案は軍需省に承認され、仕様書ER.143Dに基づく2機の製造契約が締結された。仕様書では、垂直飛行から水平飛行への移行挙動を調査、その移行中に自動安定化装置から必要とされる支援の最適レベルおよび最小レベルの特定、運用上の課題の明確化、全天候型進入・着陸システム構築のために必要なパイロット支援機器や関連装備の開発など、一連の飛行試験に使用される計画とされた。

これらの計画のもと、ショート社は、XG900、およびXG905と呼称される2機の試作機を製作した。

設計

ショートSC.1は、全備重量約8,000ポンド、垂直飛行時は最大7,700ポンドの、単座・低翼・無尾翼デルタ翼航空機でLean and Chinn 1965, p. 5.、垂直方向に配置された4基のリフトエンジン (合計推力:8,600ポンド) と、機体後部に推進用のRB.108エンジン1基を搭載した。リフトエンジンは機体中央の区画内に垂直かつ左右一対ずつ配置され、それらが発生させる合成推力の作用線が機体の重心付近を通るようになっていた。これらのエンジンは前後方向に傾けることができ、推力偏向による機体の長軸方向の加減速が可能だった。

水平飛行中はリフトエンジンは停止され、水平飛行から垂直飛行への移行開始前に推進エンジンから供給される圧縮空気を用いてリフトエンジンを始動させる。この圧縮空気はエンジンに初期回転力を与えるが、圧縮空気のみではアイドリング回転数に達しないため、吸気から排気にかけての圧力降下も必要とした。 エアインテークの設計には風洞試験や飛行試験を通じた多くの開発作業を必要とした。水平飛行から垂直飛行への移行時、垂直配置されたエンジンは前進飛行速度に相当する横風を受けるため、サージングや異常振動を起こさない耐久性が求められた。必要な気流の均一性は、ヒンジで取り付けられた7枚の可動ギルによって実現された。これらは前方を向く位置まで開くことで、空気を空気溜まりへ導き、そこから空気をエンジンへ供給する仕組みとなっていた。

また、垂直配置されたRB.108エンジンの排気の再吸入や地上侵食の問題について、ハックナル飛行場でSC.1用と同構成の装置を搭載したミーティアが地上運転試験を行い、その挙動が調査されたRolls-Royce Aero Engines, Bill Gunston 1989, Patrick Stephens Limited, , p.157。 当初、リフトエンジンの排気ノズルには一連のシャッターが設けられ、これはエンジン下部を低圧環境に保ち、始動用の圧縮空気の供給前にエンジンブレードを適切な方向に回転させるためのものだった。しかし吸気機構やエンジン設計の改良により、これらのシャッターは不要となったLean and Chinn 1965, pp. 5–6.。

コックピットは従来機と概ね同じだったが、パイロットの監視を必要とする装置が非常に多く、複雑なものとなっていた。また実験機の役割を担うため、包括的な記録装置が搭載されていたLean and Chinn 1965, p. 10.。 コックピットに追加された主要な操作装置は、4基のリフトエンジンを制御する共通のスロットルレバーのみであり、その操作方法は回転翼機の揚力制御レバーと類似していた。機体の姿勢制御は前進速度に応じて2つの方式が使い分けられ、水平飛行中は空力制御面、水平飛行からの移行時やホバリング、垂直飛行時にはエアジェット・ノズルが使用された。4基のリフトエンジンから抽出された空気 (総吸気量の約10％) が機首・尾部・翼端に設けられた可変ノズルに供給された。これは低速域において空力制御面を流れる気流が不足して通常の制御手段が機能しない状況下で、ピッチ、ロール、ヨーを制御するためのものであったWinchester 2005, p. 223.。

SC.1には、VTOL機として初めて「フライ・バイ・ワイヤ」制御システムが搭載されたLean and Chinn 1965, pp. 6–7.。この制御システムには自動安定化装置も組み込まれており、操縦桿などの操作入力から信号を伝達するだけでなく、サーボからのフィードバック信号を監視することで、システム自体の安定性を確保していた。このシステムでは、空力操舵面や推力ノズル制御のために以下の3種類の制御モードが用意されていた。

1:フル・フライ・バイ・ワイヤ 3基の独立サーボモーターによる空力・ジェットノズル制御とフル・フライ・バイ・ワイヤ制御 2:ハイブリッド・モード ノズルはサーボ／自動安定制御システムによる制御、空力制御は操縦装置と直接連動。 3:ダイレクト・モード 全制御系統が操縦桿と直接連動。

1および2のモードは地上で選択される設定だった。自動安定装置が作動している際、パイロットは飛行中に緊急オーバーライドレバーを使用することで、ダイレクト操縦モードに切り替えることができたLean and Chinn 1965, p. 7.。また、3重の制御システムからの出力を比較して多数決で判断することで、いずれか1つのシステムに問題が発生しても、残り2つのシステムによって障害を無効化する仕組みとしていた。フライ・バイ・ワイヤの経路上での障害発生の場合にはパイロットに警告が提示され、パイロットは警告を無視するか、あるいは手動制御に切り替えて対応するかを選択できたLean and Chinn 1965, pp. 7–8.。

他のVTOL機と同様、ショートSC.1も地面効果による垂直推力の損失という問題に直面した。スケール模型を用いた研究の結果、SC.1の場合、着陸装置の高さにおいて15％から20％の推力損失が生じると推定されたWyatt, L.A. Tests on the Loss of Vertical Jet Thrust due to Ground Effect on Two Simple VTOL Planforms, with Particular Reference to the Short SC1 Aircraft (R & M No. 3313). London: HMSO. Retrieved: 12 December 2007.。 燃料タンクは主翼の前縁に沿って配置されていたほか、主翼の桁の間にバッグ型タンクが装備されていた。降着装置は前輪式で、これは格納式ではなかったものの、通常着陸と垂直着陸にそれぞれ適した2箇所に選択して設定できた。 固定式の降着装置は垂直飛行用に設計されており、各脚には耐熱性のキャスター式車輪が2つずつ備わっていたほか、後部の降着装置にはディスクブレーキも装備されていた。垂直着陸時の衝撃緩和のため、ロングストロークの緩衝装置が採用された。この降着装置は、毎秒5.5mの降下速度に耐えることができたWinchester 2005, p. 222.。

試験

北アイルランドのベルファスト工場で製造されたSC.1の試作初号機XG900は、同工場で初のエンジン運転試験を行い、その後飛行試験のために海路でイングランドへ輸送されにある王立航空研究所へ引き渡された。 1957年4月2日、同機は初飛行を行い、これが通常の離着陸 (CTOL) による最初の飛行となった。

1958年5月26日、試作2号機が初の係留垂直飛行を行った。この機体の初期飛行は、特別に設計されたガントリーに接続された状態で行われた。このガントリーは機体の動きを一定の範囲内に制限するもので、垂直方向には最大4.5m (15ft)、中心から各方向へは最大3m (10ft) までしか移動できず、垂直速度も毎秒3ｍ (10ft) 未満に制限されていた。これらの制限を超えると、機体は段階的に停止させられる仕組みとなっていたLean and Chinn 1965, p. 8.。 機体は地上から1.8m (6ft) の高さに設置された格子状プラットフォームから離陸する仕組みで、これは地面効果の影響を回避するためのものだった。ショート・ブラザーズ社は、地面効果の悪影響を排除できるプラットフォームの開発に多大な労力を費やし、度重なる設計修正を行った。これらのガントリー施設は、SC.1を操縦する最初のパイロット8名の初期訓練および機体への習熟のために使用されたLean and Chinn 1965, pp. 8–9.。

同年10月25日、同機は初の自由垂直飛行を行った。1960年4月6日には、飛行中の垂直・水平飛行の切り替えに初めて成功した"Short SC1 experimental vertical take-off aircraft, 1956." Science Museum, Retrieved: 15 January 2017."Short SC1 vertical take-off aircraft receives Northern Ireland’s first Engineering Heritage Award." Institute of Mechanical Engineers, 5 October 2012.。しかし、垂直飛行と水平飛行の切り替えには成功したものの、SC.1は航空機としては少々不格好な機体であるという評価を受けていた。

SC.1は1958年および1960年のファーンボロー航空ショーで一般公開されたほか、1961年のパリ航空ショーにも登場し、デモ飛行を行った。

1963年10月2日、2号機がベルファストで墜落し、パイロットのJ.R.グリーンが死亡。その後の調査で操縦系統の不具合が原因と判明した Test Flying Memorial site of British test pilots and engineers who died while test-flying (1946–1970 page).。事故機はその後改修を経て飛行を再開し、追加の試験に使用された。 2機の試験機は両機とも1967年まで飛行を続け、1965年までに計14名のパイロットがSC.1を操縦した。

地上試験の結果、SC.1の垂直離着陸は従来の滑走路や舗装面、草地などでも十分に対応可能なことが判明した。また舗装が不完全な場所では離着陸時に破片を飛散させる可能性があり、これは地上要員への危険要因となるが、航空機本体へのリスクは無いとされたLean and Chinn 1965, pp. 13–14.。

これらの試験では、当初の設計や研究における主要な目的ではなかったVTOL機の保守整備性に関する知見も得られた。試験期間中の飛行回数は平均して週あたり2.6回で、飛行中の自動安定装置に関する不具合が数多く報告されたものの、機体を危険にさらしたり操縦に影響を及ぼす故障は発生しなかったLean and Chinn 1965, pp. 14–17.。

試験の結果、実際のエンジン推力の測定が極めて困難なことが判明したため、吸気口や計測機器を改良した上で、さらなる試験が行われることとなったLean and Chinn 1965, p. 17.。最終的にエンジンの問題は、SC.1とエンジンが実験機であることを考慮すれば、予想よりもはるかに問題が少ないと判断された。また3重化された自動安定装置は不具合が生じた際も、システムの自己診断機能などから故障箇所を容易に特定できた。航空省の報告書では、SC.1は小型かつ限られた搭載能力という制約の範囲内で運用される限り、有効な研究機であったと評価された。ただし各計器や誘導装置のより広範な試験には、さらに大型の機体が必要であることも明らかになった。

SC.1は10年以上にわたり飛行を続け、その過程で得られた多数のデータは、ハリアーの先駆けとなったP.1127の姿勢制御用噴射装置など、後の航空設計に大きな影響を与えた。また垂直離着陸の技術や手法に関する飛行試験の成果も極めて価値が高く、同分野における英国の優位性をさらに強固なものとした。最終的にSC.1はハリアーなどの登場で旧式化し、ハリアーでは離着陸専用のリフトエンジン4基の搭載は不要であることが実証された。

展示中の機体 1号機「XG900」は、ロンドンのサウス・ケンジントンにある科学博物館の航空機コレクションの一部となった。

2号機の「XG905」も保存されており、北アイルランドのカルトラにあるアルスター民俗・交通博物館の飛行体験展示場に静態展示されている"Air." Ulster Folk and Transport Museum, Retrieved: 15 January 2017.。

運用者

王立航空研究所

仕様

Barnes and James 1989, p. 465.Lean and Chinn 1965, pp. 4–8.Taylor 1966, pp. 168–169.

諸元 乗員：1名 全長：7.77 m (25 ft 6 in) 全幅：7.16 m (23 ft 6 in) 全高：3.25 m (10 ft 8 in) 翼面積：19.65 m² (211.5 ft²) アスペクト比：2.61:1 翼型：NACA 0010 空虚重量：2,839 kg (6,260 lb) 全備重量：3,493 kg (7,700 lb) - VTOL運用時 最大離陸重量：3,651 kg (8,050 lb) - CTOL運用時 エンジン： 推進用： ターボジェットエンジン (推力:2,130 lbf / 9.5 kN) ×1 リフト用：ロールス・ロイス RB.108 ターボジェットエンジン (推力:2,130 lbf / 9.5 kN) ×4 性能 最大速度：396 km/h (246 mph, 214 kn) 航続距離：240 km (150 mi, 130nmi) 上昇限度：2,400 m (8,000 ft) 上昇率：3.6 m/s (700 ft/min) 翼面荷重：186 kg/m² (38.1 lb/ft²) 推力重量比：1.11 (VTOL運用時) / 0.265 (CTOL運用時)

関連項目

ホーカー・シドレー P.1127 ホーカー・シドレー ハリアー 垂直離着陸機

脚注

外部リンク