Разработка самолета была начата в 1957 году 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.
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 З кгс/кв.см, на носовой опоре - 60x15 м и 2,8 кгс/кв.см.
кв.
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.
ТТХ : экипаж – 2 человека, размах крыла – 10,06 м, длина – 14,41 м, высота – 4,34 м, площадь крыла – 32,67 м², вес пустого – 3818 кг, максимальный взлётный вес – 5710 кг, силовая установка – два ТВД Lycoming T.53 Model LTC 1K-4C мощностью по 1500 л.с., максимальная скорость – 517 км/ч, крейсерская скорость – 490 км/ч, практическая дальность – 677 км, потолок- 6800 м, полезная нагрузка – до 12 человек.
Далее следуют предполагаемые варианты использования данной машины.
1) Вариант ДРЛО
2) Вариант штурмовика для воздушной поддержки войск
3) Противолодочный / противокорабельный вариант
4) Вариант амфибии
5) Вариант «истребителя» для охраны корабельных соединений
6) Варианты с лыжным и надувным шасси
7) Поисково-спасательный вариант
8) Пассажирский вариант
9) Лёгкий военно-транспортный вариант
Комментариев нет:
Отправить комментарий