Canadair CL-84

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

Canadair CL-84

CL-84-1 в Канадском музее авиации и космоса (Оттава)
Тип экспериментальный СВВП, проект закрыт в 1974 году
Разработчик Canadair
Производитель Canadair
Главный конструктор Карлис Ирбитис
Первый полёт 7 мая 1965
Конец эксплуатации 1974
Статус музейный экспонат
Единиц произведено 4
 Медиафайлы на Викискладе

История проекта

Разработка

Разработка самолёта была начата в 1957 г. фирмой «Канадэр» (канадским филиалом корпорации «Дженерал дайнемикс») при финансовой поддержке министерства обороны Канады. Главный конструктор Карлис Ирбитис, эмигрировавший из Латвии во время войны[2]. СВВП должен был применяться в качестве десантно-транспортного, поискового, спасательного, санитарного, разведывательного и связного самолёта и самолёта для поддержки наземных войск. Гражданский вариант самолёта предполагалось использовать для транспортных перевозок на короткие расстояния в труднодоступных районах, для научных исследований и санитарной службы.

В августе 1963 г. был заключён контракт с министерством обороны стоимостью 12 млн долл. на постройку экспериментального самолёта CL-84, которая была завершена в декабре 1964 г. Вскоре после этого были начаты его наземные испытания.

Испытания

Первый полёт на режиме висения был совершен 7 мая 1965 г., затем проводились летные испытания с обычным взлетом и посадкой. Первый переход от вертикального взлёта к горизонтальному полёту был совершен 17 января 1966 г.

Во время летных испытаний 12 сентября 1967 г. экспериментальный СВВП CL-84 разбился, экипаж катапультировался. Самолёт потерял управление во время маневра в горизонтальном полёте со скоростью 275 км/ч на высоте 900 м. До аварии самолёт совершил 305 полётов и налетал 405 ч.

В 1967 г. правительство Канады выдало заказ стоимостью 13 млн долларов на постройку трёх опытных СВВП для оценочных испытаний в армии Канады. Первый из трёх строящихся опытных самолётов Канадэр CL-84-1 был передан армии Канады 31 марта 1969 г. На самолёт 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 самолёта CL-84, выраженная в километрах за час полёта для типичных поисковых операций, в два с половиной раза больше, чем у поискового вертолёта того времени.

Помимо лётных испытаний, зимой-весной 1972 года проводились опытные стрельбы по наземным целям с вращающейся подфюзеляжной пулемётной гондолы с имитацией различных вариантов тактической обстановки во время манёвров курсом и высотой. Стрельбы велись из 7,62-мм шестиствольного пулемёта с простейшим авиационным зеркальным прицелом по целям на расстоянии около 300 метров (1000 футов) при различной скорости полёта и манёврах машины. Стрельбы показали среднюю вероятность поражения цели непрерывной очередью 84 % в режиме набора высоты во время взлёта или снижения во время захода на посадку при горизонтальной скорости 74 км/ч (крылья под углом 40°), 71 % в режиме зависания над поверхностью земли при горизонтальной скорости близкой к нулю (крылья под углом 90°), 30 % в режиме полёта на крейсерской скорости 370 км/ч с заходом на цель с пологого пикирования (крылья с нулевым углом). В целом, во время захода на цели для обстрела машина вела себя более устойчиво, нежели вертолёты с аналогичным вооружением[3]

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 трёх построенных самолётов CL-84 остался лишь один, который использовался для испытаний СВВП в полёте по приборам.

Конструкция

Самолёт 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 взлёте и посадке крыло имело возможность поворачиваться в диапазоне от 2° до 102°, таким образом конвертоплан в вертолётном режиме мог перемещаться не только вперед, но и назад со скоростью 56 км/ч. При взлёте 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, четырёхлопастные, 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 полёте главные опоры убираются в обтекатели по обеим сторонам фюзеляжа.

Технические характеристики

[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

Примечания
  1. CL-84 Dynavert — Уголок неба
  2. Royal Aviation museum of Western Canada (недоступная ссылка). Дата обращения: 15 апреля 2016. Архивировано 22 апреля 2016 года.
  3. Canada: Tilt-Wing Aircraft. // Military Review. — March 1972. — Vol. 52 — No. 3 — P. 101 — ISSN 0026-4148.

Ссылки
This article is issued from Wikipedia. The text is licensed under Creative Commons - Attribution - Sharealike. Additional terms may apply for the media files.