Canadair CL-84

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск
Canadair CL-84
CanadairCL-84Dynavert02.JPG
CL-84-1 в Канадском музее авиации и космоса (Оттава)
Тип экспериментальный СВВП, проект закрыт в 1974 году
Разработчик Canadair
Производитель Canadair
Первый полёт 7 мая 1965
Конец эксплуатации 1974
Статус музейный экспонат
Единиц произведено 4
Commons-logo.svg  Изображения на Викискладе

Canadair CL-84 — экспериментальный самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) разработки канадской фирмы «Канадэр», разработка которого началась в 1957 году.[1]

История проекта[править | править вики-текст]

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 исследований 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. Вскоре после этого 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.

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 долларов 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. На самолет были установлены турбовинтовые двигатели Lycoming LTC1K-4A мощностью 1119 кВт вместо прежних мощностью 1044 кВт, увеличена вместимость топливных баков, добавлены две точки внешней подвески. 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.

Конструкция[править | править вики-текст]

Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан с поворотным крылом.

Фюзеляж полумонококовой конструкции из алюминиевых сплавов. В носовой части расположена кабина экипажа, остекление которой обеспечивает хороший обзор, в том числе во время вертикальной посадке. В просторной грузовой кабине могли разместиться 12 десантников.

Крыло прямоугольной формы в плане. При вертикальном взлете и посадке крыло имело возможность поворачиваться в диапазоне от 2° до 102°, таким образом конвертоплан в вертолетном режиме мог перемещаться не только вперед, но и назад со скоростью 56км/ч. При взлете с коротким разбегом крыло устанавливалось в промежуточное положение. Вместе с поворотом крыла до 30° синхронно поворачивался хвостовой горизонтальный стабилизатор.

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.

Хвостовой винт

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 горизонтальный соосный 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.

Шасси трехопорное, со сдвоенными колесами. В полете главные опоры убираются в обтекатели по обеим сторонам фюзеляжа.

Технические характеристики[править | править вики-текст]

[1]

  • Экипаж: 2 человека
  • Пассажировместимость: 12 десантника
  • Габариты
    • Длина фюзеляжа: 14,41 м
    • Размах крыла по концам лопастей винтов: 10,06 м
    • Высота по килям: 4,34 м
    • Площадь крыла: 32,67 м²
  • Массы
    • Масса пустого: 3 818 кг
    • Максимальная взлётная масса: 6 577 кг
      • при взлёте с коротким разбегом: 5 710 кг
  • Двигатели: 2 × ТВД Lycoming T.53 Model LTC 1K-4C

Лётные характеристики[править | править вики-текст]

Примечания[править | править вики-текст]

Ссылки[править | править вики-текст]