Разработка самолета была начата в 1957 г. фирмой "Канадэр" при финансовой
поддержке министерства обороны Канады. СВВП должен был применяться в качестве
десантно-транспортного, поискового, спасательного, санитарного,
разведывательного и связного самолета и самолета для поддержки наземных войск.
Гражданский вариант самолета предполагалось использовать для транспортных
перевозок на короткие расстояния в труднодоступных районах, для научных
изысканий и санитарной службы.
В августе 1963 г. был заключен контракт с министерством обороны стоимостью 12
млн. долл. на постройку экспериментального самолета CL-84, которая была
завершена в декабре 1964 г., и вскоре были начаты его наземные испытания. Первый
полет на режиме висения был совершен 7 мая 1965 г., затем проводились летные
испытания с обычным взлетом и посадкой, первый переход от вертикального взлета к
горизонтальному полету был совершен 17 января 1966 г.
В 1966 г. СВВП CL-84 заинтересовались армия, ВВС, КМП и флот США, которые
успешно провели оценочные испытания объемом 20 ч, были также проведены
спасательные операции с подъемом на борт человека. Летные испытания были
продолжены в 1967 г. с участием 14 летчиков Канады, США и Великобритании.
Во время летных испытаний 12 сентября 1967 г. экспериментальный СВВП CL-84
разбился, экипаж катапультировался. Самолет потерял управление во время маневра
в горизонтальном полете со скоростью 275 км/ч на высоте 900 м. До аварии самолет
совершил 305 полетов и налетал 405 ч.
В 1967 г. правительство Канады выдало заказ стоимостью 13 млн. долл. на
постройку трех опытных СВВП для оценочных испытаний в армии Канады. Первый из
трех строящихся опытных самолетов Канадэр CL-84-1 был передан армии Канады 31
марта 1969 г. Этот самолет был разработан в соответствии с программой армии
Канады по определению эффективности боевого применения самолета с поворотным
крылом и не предназначался для серийного производства. Предполагалось, что
оценочные испытания будут закончены в 1970 г. и охватят широкий круг условий
эксплуатации от применения с наземных баз до операций с эсминцев и авианосцев.
В 1972 г. опытный СВВП Канадэр CL-84-1 был передан в испытательный центр флота
США для доводочных летных испытаний в течение года по программе флотов США,
Канады и Англии. Испытания показали, что общая эффективность самолета CL-84,
выраженная в километрах за час полета для типичных поисковых операций, в два с
половиной раза больше, чем у поискового вертолета того времени.
Второй опытный СВВП Канадэр CL-84-1 разбился в июле 1973 г. во время испытаний
по программе, предусматривающей эксплуатацию с кораблей контроля морей, в
авиационном центре флота США. Авария произошла на режиме горизонтального полета,
экипаж в составе двух человек катапультировался. В результате аварий из трех
построенных самолетов CL-84 остался лишь один, который использовался для
испытаний СВВП в полете по приборам.
Был разработан усовершенствованный вариант самолета CL-84-1C с улучшенными
характеристиками. Передняя часть фюзеляжа удлинена на 0,28 м и главный грузовой
люк смещен на 0,9 м к хвостовой части. Объем грузовой кабины увеличен до 7,9 м.
Предполагалось использовать ТВД LTCIS-2, являющийся модификацией ТВД Лайкоминг
Т-53, но большей мощностью, по 1800 л.с. Максимальная взлетная масса при
вертикальном взлете 6800 кг, максимальная взлетная масса при взлете с малым
разбегом 7620 кг, максимальная скорость 560 км/ч, дальность полета 1200 км. В
транспортно-десантном варианте самолет должен иметь экипаж из двух человек и
перевозить 16 солдат.
Конструкция.
Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан с высокорасиоложенным
поворотным крылом, двумя ТВД и трехопорным шасси.
Фюзеляж полумонококовой конструкции из алюминиевых сплавов. В носовой части
расположена кабина экипажа, остекление которой обеспечивает хороший обзор. Для
улучшения обзора вниз имеются дополнительные панели остекления. В грузовой
кабине размером 3,05x1,42x1,37 м и объемом 8,66 м^ могут разместиться 12
вооруженных десантников. В кабине летчика установлены колонка управления и
рулевые педали.
Крыло прямоугольной формы в плане, неразрезное. Профиль крыла NACA 633-418
модифицированный, хорда крыла 2,3 м, относительное удлинение 4,76, площадь крыла
32,67 м2. По всему размаху крыла имеются закрылки и предкрылки, хорда последних
увеличивается вдвое над фюзеляжем для устранения срыва потока при больших углах
атаки. Закрылки могут использоваться в качестве элеронов. При вертикальном
взлете и посадке крыло поворачивается в диапазоне от 2° до 102°. При взлете с
коротким разбегом крыло устанавливается в промежуточное положение.
Оперение трехкилевое, с рулем направления на центральном киле и концевыми
шайбами, установленными на концах управляемого стабилизатора, размахом 5,08 м.
Силовая установка состоит из двух ТВД Лайкоминг Т-53 мощностью по 1400 л.с. с
передним расположением выходного вала, установленных в гондолах под крылом и
приводящих воздушные винты. В носовой части гондол расположены редукторы винтов.
Винты диаметром 4,27 м для создания вертикальной и горизонтальной тяги,
четырехлопастные, изменяемого шага. Лопасти выполнены из стеклопластика. Винты
имеют противоположное вращение. В хвостовой части фюзеляжа установлен рулевой
винт диаметром 2,13 м для продольного управления.
Трансмиссия. Редукторы винтов соединены синхронизирующим валом через главный
редуктор с муфтой сцепления, что обеспечивает отдельный запуск двигателей и
работу обоих винтов при выходе из строя одного двигателя. От главного редуктора
с помощью вала осуществляется привод редуктора хвостового винта.
Управление самолетом на горизонтальном режиме полета обеспечивается с помощью
обычных рулевых поверхностей, на вертикальном режиме - путем изменения шага
винтов и отклонением закрылков-элеронов. Поперечное управление осуществляется
путем дифференциального изменения шага винтов, установленных на крыле; путевое -
дифференциальным отклонением элеронов-закрылков, продольное - изменением шага
рулевого винта. В горизонтальном полете вал привода винта разъединен и винт
застопорен.
При переходе от вертикального полета к горизонтальному крыло постепенно
поворачивается, горизонтальная составляющая тяги винтов увеличивается и скорость
самолета возрастает. При этом пропорционально повороту крыла происходит
отклонение щитков-элеронов, что обеспечивает уменьшение продольного момента и
увеличение подъемной силы.
При вертикальном взлете стабилизатор устанавливается на максимальный угол
отклонения, равный 30°. При повороте крыла стабилизатор постепенно отклоняется
до нормального положения.
Шасси трехопорное, со сдвоенными колесами. В полете главные опоры убираются в
обтекатели по обеим сторонам фюзеляжа. База шасси 4,28 м, колея 3,1 м. На
главных опорах колеса имеют размер 0,8x0,2 м и давление Зкгс/см2, на носовой
опоре - 60x15 м и 2,8 кгс/см2.
Вооружение. Самолет предполагалось вооружить пушкой калибром 20 мм,
установленной в обтекателе под фюзеляжем, двумя контейнерами с реактивными
снарядами и пулеметом типа "Миниган" калибром 7,62 мм, установленным в носовой
части фюзеляжа.
экспериментальные
CL-84 Dynavert
ЛТХ
Е.И.
Ружицкий. Европейские самолеты вертикального взлета
Уголок неба. 2019
