Опытный самолёт Canadair CL-84 Dynavert (Канада)

Разработка самолёта CL-84 Dynavert (армейское обозначение в Канаде - CX-84 Dynavert) была начата в 1957 г. компанией «Canadair» при денежной поддержке министерства обороны Канады. СВВП был должен применяться в качестве десантно-транспортного, поискового, спасательного, санитарного, разведывательного и связного самолёта и самолёта для поддержки наземных войск. Штатский вариант самолёта предполагалось использовать для транспортных перевозок на недлинные расстояния в недоступных районах, для научных изысканий и санитарной службы. В августе 1963 г. был заключен договор с министерством обороны ценой 12 млн. долл. на постройку экспериментального самолёта CL-84 Dynavert, которая была завершена в декабре 1964 г., и скоро были начаты его наземные тесты.

1-ый полёт на режиме висения был совершен 7 мая 1965 г, потом проводились лётные тесты с обыденным взлетом и посадкой, 1-ый переход от вертикального взлета к горизонтальному полёту был совершен 17 января 1966 г. В 1966 г. СВВП CL-84 Dynavert заинтересовались армия, ВВС, КМП и флот США, которые удачно провели оценочные тесты объемом 20 ч, были также проведены спасательные операции с подъемом на борт человека. Лётные тесты были продолжены в 1967 г. с ролью 14 летчиков Канады, США и Англии. Во время лётных испытаний 12 сентября 1967 г. экспериментальный CL-84 Dynavert разбился, экипаж катапультировался. Самолёт растерял управление во время маневра в горизонтальном полете со скоростью 275 км/ч на высоте 900 м. До трагедии самолёт сделал 305 полетов и налетал 405 ч.

В 1967 г. правительство Канады выдало заказ ценой 13 млн. долл. на постройку трёх опытнейших СВВП CL-84 Dynavert для оценочных испытаний в армии Канады. 1-ый из 3-х строящихся опытнейших самолетов CL-84-1 Dynavert был передан армии Канады 31 марта 1969 г. Этот самолёт был разработан в согласовании с программкой армии Канады по определению продуктивности боевого внедрения самолета с поворотным крылом и не предназначался для серийного производства. Предполагалось, что оценочные тесты будут окончены в 1970 г. и обхватят широкий круг критерий эксплуатации от внедрения с наземных баз до операций с эсминцев и авианосцев.

В 1972 г. опытнейший СВВП CL-84-1 Dynavert был передан в испытательный центр флота США для доводочных летных испытаний в течение года по программке флотов США, Канады и Великобритании. Тесты проявили, что общая продуктивность самолета CL-84 Dynavert, выраженная в километрах за час полета для обычных поисковых операций, в два с половиной раза больше, чем у поискового вертолета тех пор. 2-ой опытнейший CL-84-1 Dynavert разбился в июле 1973 г. во время испытаний по программке, предусматривающей эксплуатацию с кораблей контроля морей, в авиационном центре флота США. Трагедия произошла на режиме горизонтального полета, экипаж в составе 2-ух человек катапультировался. В итоге аварий из 3-х построенных самолётов CL-84 Dynavert остался только один, который употреблялся для испытаний СВВП в полёте по устройствам.

Был разработан улучшенный вариант самолёта CL-84-1C Dynavert с усовершенствованными чертами. Передняя часть фюзеляжа удлинена на 0,28 м и главный грузовой лючок сдвинут на 0,9 м к хвостовой части. Объем грузовой кабины увеличен до 7,9 м. Предполагалось использовать ТВД LTC1S-2, являющийся модификацией ТВД Lycoming T53, но большей мощью, по 1800 л.с. Наибольшая взлетная масса при вертикальном взлете 6800 кг, наибольшая взлетная масса при взлете с малым разбегом 7620 кг, наибольшая скорость 560 км/ч, дальность полета 1200 км. В транспортно-десантном варианте самолёт CL-84 Dynavert обязан иметь экипаж из 2-ух человек и перевозить 16 боец.

Самолёт CL-84 Dynavert представляет собой цельнометаллический моноплан с высокорасположенным поворотным крылом, 2-мя ТВД и трехопорным шасси. Фюзеляж полумонококовой конструкции из дюралевых сплавов. В носовой части размещена кабина экипажа, остекление которой обеспечивает неплохой обзор. Для улучшения обзора вниз имеются доп панели остекления. В грузовой кабине размером 3,05x1,42x1,37 м и объемом 8,66 м могут поместиться 12 вооруженных десантников. В кабине летчика установлены колонка управления и управляющие педали. Крыло прямоугольной формы в плане, неразрезное. Профиль крыла NACA 633-418 измененный, хорда крыла 2,3 м, относительное удлинение 4,76, площадь крыла 32,67 м2. По всему размаху крыла имеются закрылки и предкрылки, хорда последних возрастает в два раза над фюзеляжем для устранения срыва потока при огромных углах атаки. Закрылки могут употребляться в качестве элеронов. При вертикальном взлете и посадке крыло поворачивается в спектре от 2° до 102°. При взлете с маленьким разбегом крыло устанавливается в среднее 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 2-ух ТВД Lycoming T53 мощью по 1400 л.с. с фронтальным расположением выходного вала, установленных в гондолах под крылом и приводящих воздушные винты. В носовой части гондол размещены редукторы винтов. Винты поперечником 4,27 м для сотворения вертикальной и горизонтальной тяги, четырехлопастные, изменяемого шага. Лопасти выполнены из стеклопластика. Винты имеют обратное вращение. В хвостовой части фюзеляжа установлен управляющий винт поперечником 2,13 м для продольного управления. Коробка. Редукторы винтов соединены синхронизирующим валом через главный редуктор с муфтой сцепления, что обеспечивает отдельный пуск движков и работу обоих винтов при выходе из строя 1-го мотора. От головного редуктора при помощи вала осуществляется привод редуктора хвостового винта.

Управление самолётом CL-84 Dynavert на горизонтальном режиме полета обеспечивается при помощи обыденных управляющих поверхностей, на вертикальном режиме – методом конфигурации шага винтов и отклонением закрылков-элеронов. Поперечное управление осуществляется методом дифференциального конфигурации шага винтов, установленных на крыле; путное – дифференциальным отклонением элеронов-закрылков, продольное – конфигурацией шага управляющего винта. В горизонтальном полете вал привода винта разъединен и винт застопорен.

При переходе от вертикального полета к горизонтальному крыло равномерно поворачивается, горизонтальная составляющая тяги винтов возрастает и скорость самолета увеличивается. При всем этом пропорционально повороту крыла происходит отклонение щитков-элеронов, что обеспечивает уменьшение продольного момента и повышение подъемной силы. При вертикальном взлете стабилизатор устанавливается на наибольший угол отличия, равный 30°. При повороте крыла стабилизатор равномерно отклоняется до обычного 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 основных опорах колеса имеют размер 0,8x0,2 м и давление З кгс/см2, на носовой опоре – 60x15 м и 2,8 кгс/см2.

Вооружение. Самолёт CL-84 Dynavert предполагалось вооружить пушкой калибром 20 мм, установленной в обтекателе под фюзеляжем, 2-мя контейнерами с реактивными снарядами и пулеметом типа «Миниган» калибром 7,62 мм, установленным в носовой части фюзеляжа.

Свойства самолёта CL-84 Dynavert Размах крыла, м  10.06 Длина, м  14.41 Высота, м  4.34 Площадь крыла, м2 - 32.67 Масса, кг - пустого самолета   3818 - наибольшая взлетная (STOL)   6577 - наибольшая взлетная (VTOL)   5710 Тип двигателя  2 ТВД Lycoming T.53 Model LTC 1K-4C Мощность, л.с.  2 х 1500 Наибольшая скорость, км/ч 517 Крейсерская скорость, км/ч  497 Практическая дальность, км 677 Скороподъемность, м/мин  1280 Практический потолок, м  6800 Экипаж, чел   2 Нужная нагрузка: до 12 пассажиров

Источник: dogswar.ru