Европейские самолеты вертикального взлета

Текст добавлен: 21 октября 2016, 21:38

Текст книги "Европейские самолеты вертикального взлета"

Автор книги: Евгений Ружицкий

Жанры:

Справочники

сообщить о нарушении

Текущая страница: 6 (всего у книги 11 страниц)

Назад к карточке книги

Великобритания-Германия– Италия-Франция
Программа пассажирского СВВП с поворотными винтами EUROFAR

В 1986 г. пять европейских стран – Великобритания, Германия, Испания, Италия и Франция решили объединить свои усилия и начать совместную разработку программы пассажирского СВВП с поворотными винтами, получившей обозначение EUROFAR (European Future Advanced Rotorcraft – европейский усовершенствованный винтокрылый аппарат будущего) в рамках европейской комплексной технологической программы «Эврика». Целью программы EURO– FAR являлось создание пассажирского вертикально взлетающего самолета с поворотными винтами для эксплуатации на авиалиниях малой протяженности с взлетно-посадочными площадками, располагающимися в центрах городов.

На первом трехлетнем этапе программы предусматривалось проведение предварительных исследований для определения характеристик СВВП и новых технологий. В исследованиях приняли участие английская фирма «Уэстленд», германская «МВВ» (Мессершмитт– Бельков Блом), испанская «CASA», итальянская «Агуста» и французская «Аэроспасьяль», имевшие большой опыт разработки различных СВВП с поворотными винтами.

Модель СВВП Уэстленд WG.22

Проект СВВП Бельков Во 140

Фирмой «Уэстленд» еще в 60-х годах был разработан ряд проектов СВВП, среди которых были проект легкого 5 – 6-местного многоцелевого СВВП WE.Ol для вооруженных сил и транспортного пассажирского WE.02 с взлетной массой 32,6 т и грузоподъемностью 8,4 т, а позже проект пассажирского СВВП WG.22 для перевозки 100 пассажиров на расстояние 720 км и с крейсерской скоростью 740 км/ч. СВВП WG.22 должен был иметь силовую установку из четырех ГТД мощностью по 9500 л.с., приводящих шестилопаст– ные винты вертолетного типа диаметром 14,6 м, установленные в гондолах на поворотном крыле. Взлетная масса СВВП должна была составлять более 50 т. Проект СВВП WG.22 был достаточно подробно проработан в различных вариантах, последние из которых имели уже неподвижное крыло с поворотными гондолами и винтами. Модели его неоднократно демонстрировались на международных выставках.

В Германии фирмой «Бёльков», входившей в объединение «МВВ», также был проработан еще более подробно совместно с фирмами «Боинги и «Уэстленд» проект СВВП Во. 140, соответствующий требованиям министерства обороны Германии. Он так же, как и в проекте СВВП WG.22, должен был иметь взлетную массу около 50 т и был рассчитан на перевозку 100 десантников; он так же был выполнен по схеме с поворотным крылом, но с четырьмя винтами самолетного типа. Был разработан также проект 80– 100-местного пассажирского СВВП для перевозок на маршрутах малой протяженности до 800 км, соответствующего требованиям авиакомпании «Люфтганза» к СВВП для авиалиний малой протяженности.

Требования предусматривали для СВВП очень жесткие условия вертикального взлета СВВП на высоте 600 м над уровнем моря при температуре 29°С и стоимость местокилометра, не более чем на 50% превосходящую для обычных самолетов, что практически невозможно было осуществить. В результате, несмотря на серьезную проработку этих и других проектов СВВП, включающую исследования моделей в аэродинамических трубах и даже изготовление и испытания натурных винтов, они не получили дальнейшего развития. Из других проектов следует отметить оригинальные проекты СВВП VC400 и VC500 фирмы «VFW» с такими же винтами и двигателями, как на СВВП В. 140, установленными на двух поворотных тан– демно расположенных крыльях.

Еще одной причиной, по которой в Германии не получили развития проекты СВВП с поворотными винтами, стала начавшаяся в США разработка проекта транспортных СВВП по программе JVX, а затем V-22, поэтому программу EUROFAR было решено ориентировать на разработку СВВП, меньшего по размерам, чем американский V-22.

Проект легкого 5 -7-ме– стного СВВП Х-910 с поворотными винтами интенсивно разрабатывался с 1971 г. фирмой «Аэроспасьяль», были проведены исследования моделей в аэродинамических трубах и испытания летающей модели и натурного винта, но дальнейшая разработка была признана нецелесообразной в связи с началом разработки в 1973 г. проекта экспериментального СВВП XV-15 в США фирмой «Белл», имевшей большие шансы на успех благодаря большому опыту разработки подобных СВВП.

Первоначально по программе EUROFAR в 1987 г. была задана разработка СВВП, рассчитанного на перевозку 19 – 25 пассажиров на расстояние до 960 км с крейсерской скоростью 480 км/ч. СВВП должен был иметь взлетную массу 10-13 т и силовую установку из двух ТВД мощностью по 2200 л.с. Стоимость предварительных исследований была определена в 45 млн. долл.

Модель СВВП VFW VC.400

Требования к СВВП по программе EUROFAR несколько раз пересматривались, изменялся и состав участвующих в программе фирм: консорциум «Еврокоптер» заменили фирмы «Аэроспасьяль» и «МВВ», а фирма «CASA» вышла из программы. Оставшиеся фирмы «Агуста», «Еврокоп– тер» и «Уэстленд» в 1977 г. решили активизировать разработку СВВП «EURO-FAR» в ответ на официальное начало разработки в США программы административного СВВП Белл-Бо– инг ВВ.609. Фирмы провели большой объем НИОКР с целью определения возможности создания многоцелевого гражданского СВВП, рассчитанного на перевозку 30 пассажиров на авиалиниях малой протяженности.

Первый полет опытного СВВП планировался в 2000 г., завершение летных испытаний в 2002 г., начало серийного производства в 2004 г., первый полет серийного СВВП в 2006 г., сертификация в 2009 г. Предполагалось серийное производство 300 СВВП, которые в основном будут использоваться для региональных перевозок (95%), а также для обслуживания буровых вышек на море или экологических исследований.

Проект СВВП «EUROFAR»

По компоновке СВВП «EUROFAR» похож на СВВП V-22 и будет иметь высокорасположенное крыло с небольшой обратной стреловидностью по передней кромке, Т-образное оперение и трехопорное шасси с носовой опорой. Герметизированный фюзеляж круглого сечения диаметром 2,48 м будет иметь двухместную кабину экипажа и пассажирскую кабину с 30 креслами, расположенными по три в ряд.

СВВП должен иметь силовую установку из двух ТВД взлетной мощностью по 4290 л.с., приводящих два поворотных четырехлопаст– ных винта диаметром 11,2 м. Расчетная взлетная масса при вертикальном взлете – 13 650 кг, крейсерская скорость – 620 км/ч, максимальная скороподъемность

– 11 м/с, статический потолок без учета влияния близости земли с двумя работающими двигателями

– 3050 м, с одним работающим двигателем – 1250 м, максимальная дальность – 1110 км.

Германия-США
Программа вертикально взлетающего истребителя– бомбардировщика AVS

С 1950 г. в США и ФРГ велись интенсивные работы по созданию вертикально взлетающего истребителя– бомбардировщика. В отличие от программы НАТО MBR-3, предусматривавшей разработку вертикально взлетающего истребителя– бомбардировщика с взлетной массой 6 -8 т и околозвуковой скоростью полета у земли, объединенные программы США и ФРГ предусматривали разработку более тяжелого истребителя– бомбардировщика с взлетной массой в пределах 11-21 т со сверхзвуковой скоростью полета у земли и скоростью, соответствующей числу М›2 на большой высоте.

По этим программам было разработано более 50 проектов различных СВВП: в разработке проектов СВВП по объединенным программам принимали участие американские фирмы «Белл», «Боинги, «Дженерал Дайнемикс», «Норт Америкен», «Нортроп», «Райан» и «Рипаблик» и германские фирмы «Гамбургер Флюгцойгбау» (HFB), «Энтвиклюнгсринг Зюд», кроме того, для разработки двигателей были привлечены английские фирмы «Роллс-Ройс» и «Бристоль Сиддли», а позднее – несколько американских фирм. Первые проекты СВВП были с силовой установкой, состоявшей из маршевых ТРД и подъемных вентиляторов, располагаемых в крыле и фюзеляже и приводимых во вращение потоком газов от маршевых ТРД. Использование подъемных вентиляторов позволяло получить вертикальную тягу, превосходящую в три раза тягу маршевых ТРД.

Другим преимуществом такой силовой установки является умеренный расход топлива на режиме висения и меньшие скорости и температуры вытекающих газов.

Модель вертикально взлетающего истребителябомбардировщика «Гамбургер Флюгцойгбау» с выдвижными подъемными вентиляторами

В 1966 г. между США и ФРГ было заключено соглашение о совместной разработке сверхзвукового вертикально взлетающего ис– требителя-бомбардировщи– ка по программе AVS (Advanced V/STOL – усовершенствованный вертикально взлетающий или с малой длиной разбега самолет). Ответственными за разработку СВВП являлись американская фирма «Рипаблик» и германская фирма «Энтвиклюнгсринг Зюд».

Разрабатывавшийся истребитель-бомбардировщик предназначался для применения на Европейском театре военных действий и должен быть двухместным с сиденьями экипажа, расположенными тандемом. При сближении с целью и уходе от нее на малой высоте СВВП должен развивать сверхзвуковую скорость. Предполагалось, что на высотах до 6000 м характеристики самолета могут быть такими же, как у современных перехватчиков того времени, однако на большей высоте СВВП будет уступать им, так как он рассчитан также на атаку наземных целей. Проводились исследования возможностей модификации основного варианта самолета AVS в истребитель-перехватчик, в связи с чем рассматривалась возможность установки двигателей с более широким диапазоном режимов полета и более высокой удельной тягой.

Самолет AVS должен был нести ракеты, бомбы и пушечное вооружение, а по размерам должен быть сравним с истребителем-бомбардировщиком Рипаблик F-105. Конструкция на 48% должна быть выполнена из титана. Расчетная взлетная масса – 20,5 т, потолок более 15 200 м, радиус действия 550 км, максимальная скорость близка к соответствующей числу М = 2 с возможностью увеличения до М = 2,5.

США и ФРГ пришли к заключению, что для обеспечения максимальной эффективности на различных высотах поле та потребуется применить крыло изменяемой геометрии и что силовая установка должна состоять из шести двигателей: четырех подъемных с тягой по 4100 кгс и двух подъемно– маршевых с тягой по 6100 кгс. Предполагалось, что удельная тяга двигателей будет равна 24 и 8 соответственно и что отклонение вектора тяги двигателей будет осуществляться с помощью специальных дефлекторов. После рассмотрения различных вариантов установки подъемных двигателей была выбрана совершенно новая схема их установки на кронштейнах, позволяющих выдвигать двигатели из фюзеляжа во время взлета и посадки.

В 1967 г. фирмы «Рипаблик» и «Энтвиклюнгсринг Зюд» получили по 3 млн. долл. на уточнение программы, по которой предполагалось построить 3000 самолетов AVS. Общая стоимость программы оценивалась в 10 млрд. долл., а цена одного самолета с оборудованием приблизительно в 4 млн. долл.

В 1968 г. фирмы «Рипаблик» и «Энтвиклюнгсринг Зюд» завершили предварительное проектирование ис– требителя-бомбардировщи– ка AVS, на работы по программе которого было израсходовано 40 млн. долл. Однако в том же 1968 г. комитет по руководству программой AVS пришел к выводу о нецелесообразности продолжения работы над программой. В качестве основных причин прекращения разработки СВВП AVS указывались трудности финансового и технического характера. Ожидались также затруднения с продажей дорогостоящего самолета, надежность которого в силу технической сложности также ставилась под сомнение. Отмечалось, что в условиях рассредоточения самолетов (например, в лесистой местности) при 24-часовой готовности будет трудно обеспечить обслуживание и надежность, потребуется либо большее количество самолетов, либо улучшение наземного обслуживания, что связано с дополнительными расходами.

Проектировавшийся самолет был выполнен по схеме моноплана с крылом изменяемой геометрии, комбинированной силовой установкой из двух подъемно– маршевых ТРДД и четырех выдвигающихся поворотных подъемных ТРД и трех– опорным шасси.

Представленные фирмами «Рипаблик» и «Энтвиклюнгсринг Зюд» проекты имели много общего: обе фирмы предусматривали использование четырех выдвигающихся подъемных ТРД и крыла изменяемой геометрии. Основное различие заключалось в расположении воздухозаборников подъемно-маршевых двигателей: в проекте фирмы «Рипаблик» воздухозаборники размещены по бокам фюзеляжа под крылом, в проекте фирмы «Энтвиклюнгсринг Зюд» – сверху фюзеляжа.

Модель вертикально взлетающего истребите– ля-бомбардировщика AVS с убранными и выдвинутыми подъемными двигателями и крылом изменяемой стреловидности

В проекте фирмы «Энтвиклюнгсринг Зюд» подъемные двигатели также размещаются в фюзеляже в горизонтальном положении и выдвигаются на длинных изогнутых балках, поворачиваясь на 90°. Подъемно-маршевые двигатели, установленные в хвостовой части фюзеляжа, снабжены устройствами для отклонения вектора тяги и при взлете также создают вертикальную тягу и обеспечивают управление.

Главные опоры шасси с пневматиками низкого давления убираются в фюзеляж, оставляя плоскую нижнюю часть фюзеляжа свободной для подвески вооружения. На самолете предполагалось установить пушку калибром 20 мм.

Для самолета AVS рассматривались три способа взлета: вертикальный, с коротким разбегом (до 600 м) и с очень коротким разбегом (не более 60 м). Предполагалось, что самолет будет в основном рассчитан на взлет с коротким разбегом, а к вертикальным взлету и посадке будут прибегать в случае крайней необходимости. При взлете с разбегом 460 м самолет будет иметь боевую нагрузку 4550-6350 кг.

При вертикальном взлете все двигатели должны создавать вертикальную тягу. Самолет будет взлетать вертикально и постепенно переходить в горизонтальный полет. Когда самолет достигнет скорости, при которой вся подъемная сила создается крылом, подъемные двигатели выключаются и убираются в фюзеляж.

Управление двигателями при различных способах взлета должно осуществляться автоматически с применением вычислительного устройства, в которое летчик задает режим взлета. Самолет предполагалось снабдить усовершенствованной системой стабилизации. При выходе из строя одного двигателя тяга второго должна автоматически увеличиваться, а тяга двух противоположных двигателей уменьшаться. В кабине летчика имеются обычная ручка управления и отдельные рычаги управления двигателями.

Канада-США
Авро VZ-9V «Аврокар»

Экспериментальный АВВП с круглым корпусом

Канадская фирма «Авро Эркрафт» с 1955 г. начала проводить исследования реактивного вертикально взлетающего аппарата с круглым дискообразным корпусом и устройством для образования воздушной подушки при взлете. Предполагалось, что такая схема АВВП, с приводимыми от ТРД подъемными вентиляторами, предложенная в 1947 г. английским конструктором Джоном Фростом, благодаря использованию воздушной подушки потребует при взлете меньшей энерговооруженности, чем для обычных реактивных СВВП. Кроме того, отбрасываемый вентилятором воздушный поток, смешиваемый с газами ТРД и используемый для образования воздушной подушки, будет иметь значительно меньшие скорость и температуру, чем у ТРД, что должно упростить эксплуатацию такого АВВП. Поэтому разработкой АВВП фирмы «Авро Эркрафт» заинтересовались ВВС и армия США, принявшие участие в финансировании исследований.

Экспериментальный АВВП Авро VZ-9V «Аврокар» с дискообразным корпусом

Следует отметить, что схема АВВП с дискообразным несущим корпусом и расположенным в нем вентилятором была предложена ак. Б. Н. Юрьевым еще в 1921 г., схема приведена в разделе «Россия. Исследования винтовых СВВП».

В 1959 г. по объединенному контракту армии и ВВС США была завершена постройка экспериментального АВВП с дискообразным корпусом, получившего официальное обозначение VZ-9V и название «Аврокар» и более известного под названием «Флаинг Со– сэр» (летающее блюдце). Первые испытания на привязи АВВП VZ-9V начал проходить 5 декабря 1959 г., совершая непродолжительные полеты, и вскоре был передан для испытаний на базу ВВС им. Эдвардса. Первый взлет с переходом к горизонтальному полету был совершен 17 мая 1961 г.

Разработка АВВП VZ-9V под руководством Джона Фроста и его испытания велись в обстановке большой секретности, поэтому по нему публиковалась крайне ограниченная информация. Вероятно, необычайная форма АВВП и отсутствие официальных сведений об испытаниях, проводившихся в 1961 – 1962 гг., вызвали в этот период интенсивные публикации о полетах неопознанных летающих объектов (НЛО) в виде «летающих блюдец». В 1962 г. разработка АВВП VZ-9V была прекращена.

Последние проведенные испытания АВВП VZ-9V «Аврокар» показали, что он не обладает достаточной устойчивостью, кроме того, постоянно возникавшие неполадки в работе его силовой установки и системы управления послужили причиной прекращения его испытаний, несмотря на разрекламированные перспективы его применения.

Принципиальным отличием экспериментального АВВП VZ-9V «Аврокар» было то, что он мог не только летать подобно самолету на большой высоте, но и передвигаться вблизи земли на воздушной подушке. Аппарат имел круглый дискообразный корпус, в центре которого был установлен вентилятор. Всасываемый им воздух по системе каналов направлялся к одноконтурному кольцевому соплу, проходящему по периферии аппарата.

Подъемная сила при висении или движении АВВП VZ-9V вблизи земли создавалась, во-первых, благодаря воздушной подушке, образующейся при истечении воздуха из кольцевого сопла, а во-вторых, в результате действия так называемого эффекта Коанда, который обычно проявляется при истечении воздуха из сопла над профилированной поверхностью: создаваемое разрежение приводит к появлению подъемной силы. В АВВП VZ-9V при протекании воздуха через сопло вследствие эжекции производилось отсасывание воздуха с верхней поверхности корпуса аппарата, что приводило к разрежению на ней и созданию дополнительной подъемной силы. Воздух эжектировался через кольцевую щель на верхней поверхности корпуса аппарата. Центральный вентилятор диаметром 1,52 м имел привод от тихоходной турбины, приводимой во вращение потоком газов, вытекающим из сопл трех ТРД Континентал J69-T9 с тягой по 420 кгс или эквивалентной мощностью по 1000 э.л.с. Для создания горизонтальной силы тяги кольцевая воздушная завеса может отклоняться с помощью поворотных рулей в кольцевом сопле.

Переход АВВП от движения на воздушной подушке над землей к свободному полету происходил следующим образом: АВВП разгонялся над землей на воздушной подушке до такой скорости, что его дискообразный корпус создавал подъемную силу, достаточную для поддержания в воздухе, а затем и для его подъема. При этом кольцевая струя, свертываясь, превращалась в плоскую пелену, а вытекающий из кольцевого сопла воздух создавал горизонтальную тягу.

Построенный экспериментальный АВВП VZ-9V «Аврокар» предназначался для полетов с дозвуковой скоростью, поэтому он имел закругленный носок круглого крыла и кольцевой воздухозаборник по периметру крыла для входа эжектируемого потока воздуха. Круглый дискообразный корпус диаметром 5,5 м имел эллиптический профиль с относительной толщиной 20% и кривизной 2%. Характеристики АВВП VZ-9V не были опубликованы, хотя указывалось, что он может иметь максимальную скорость 480 км/ч.

Компоновочная схема АВВП VZ-9V «Аврокар»

Проект сверхзвукового АВВП с дискообразным корпусом

Фирмой «Авро Эркарфт» был спроектирован также сверхзвуковой вариант АВВП подобного типа, у которого крыло должно было иметь острую кромку и модифицированную систему забора эжектируемого воздуха. Такой аппарат отличался конструктивной компактностью и мог иметь сравнительно небольшую массу; его конфигурация с круглым крылом рекламировалась как оптимальная для полетов на малых высотах с большими скоростями, при условии, что будет решена проблема устойчивости.

Канадэр CL-84 «Дайнаверт»

Опытный десантно– транспортный СВВП с поворотным крылом и винтами

Разработка самолета была начата в 1957 г. фирмой «Канадэр» при финансовой поддержке министерства обороны Канады. СВВП должен был применяться в качестве десантно-транспортно– го, 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.

Летные испытания первого опытного военно-транспортного СВВП Канадэр CL-84 «Дайнаверт» на режиме висения

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 LTC1S-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.

Переход СВВП CL-84 с режима висения к горизонтальному полету

Конструкция

Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан с высокорасположенным 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 м 2. 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 Лайко– минг 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.

Схема СВВП CL-84

Винты диаметром 4,27 м для создания вертикальной и горизонтальной тяги, че– тырехлопастные, 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/см 2, на носовой опоре – 60x15 м и 2,8 кгс/см 2.

Схема силовой установки и трансмиссии самолета Канадэр CL-84

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.