Canadair CL-84 Dynavert - Canadair CL-84 Dynavert

CL-84 "Dynavert"
CL-84-1 ( CX8402 ) em exibição no Canada Aviation Museum em Ottawa, Ontário
Função	VSTOL Experimental
origem nacional	Canadá
Fabricante	Canadair
Primeiro voo	7 de maio de 1965
Introdução	Avaliação de teste apenas
Aposentado	1974
Status	Cancelado
Produzido	1964-1972
Número construído	4

O Canadair CL-84 "Dynavert" , designados pelas forças canadianas como o CX-131 , era um V / STOL turbina tiltwing monoplano concebidos e fabricados por Canadair entre 1964 e 1972. Só quatro destes aviões experimentais foram construídas com três voo entrar teste. Dois dos CL-84 caíram devido a falhas mecânicas, não ocorrendo nenhuma morte em nenhum dos acidentes. Apesar de o CL-84 ter obtido sucesso nos testes experimentais e operacionais realizados entre 1972 e 1974, nenhum dos clientes em potencial fez qualquer pedido desse tipo.

Desenvolvimento

Entre 1957 e 1963, Canadair realizou pesquisas em tecnologia VTOL (decolagem e aterrissagem vertical) com o auxílio do National Research Board (NRB) e do Defense Research Board (DRB) do Canadá. Os estudos apontaram o caminho para um design de asa inclinada exclusivo. A asa e os motores da aeronave podem ser inclinados hidromecanicamente (atuador de esfera recirculante) para que a incidência da asa mude em 100 graus de um ângulo de vôo normal para aqueles para STOL e VTOL . A incidência do plano traseiro (ou estabilizador) foi alterada automaticamente para lidar com as mudanças de compensação conforme a incidência da asa variava. Os dois conjuntos de pás do rotor de cauda foram travados em uma posição anterior e posterior em vôo convencional.

A equipe de design incluiu o designer-chefe da Canadair, Frederick Phillips e Karlis Irbitis , bem como muitos outros designers.

Na época do projeto CL-84, a Canadair era uma subsidiária da General Dynamics e a empresa-mãe batizou a nova aeronave de " Dynavert ". O pessoal do projeto Canadair normalmente se refere a ele simplesmente como "84".

Projeto

Rotores de contra-rotação em um eixo vertical na cauda forneciam controle para frente e para trás (inclinação) durante o voo pairado e de transição. As hélices de propulsão e elevação eram passadas (ou seja, giradas em direções opostas) e interconectadas por eixos por meio de uma caixa de câmbio central a partir da qual os rotores de cauda e acessórios também eram acionados. O empuxo das hélices foi correspondido automaticamente, exceto quando sobreposto pelo piloto para controle lateral (roll) em vôo lento ou pairando. Uma unidade mecânica de "mistura" foi usada para ajustar as funções dos vários controles nos diferentes modos de voo. Os flaps / ailerons davam controle de guinada ao pairar. Na cabine de comando, o manche sempre estava inclinado, de um lado para o outro sempre girando e os pedais do leme sempre giravam, independentemente da posição da asa em toda a sua extensão.

Duas turbinas de eixo Lycoming T53 de 1.500 shp (1.100 kW) foram usadas para acionar as duas hélices de quatro pás de 14 pés (4,3 m). Os motores eram interligados por eixos transversais, de forma que, em caso de falha de um motor, ele se desconectaria automaticamente por meio de embreagens de mola de torque e ambas as hélices seriam acionadas pelo motor restante.

Houve duas razões principais para o sucesso técnico do design do CL-84. As considerações aerodinâmicas receberam uma prioridade muito alta, e o controle da potência foi mantido o mais simples e direto possível.

Os discos da hélice se estendiam um pouco além das pontas das asas, de modo que toda a asa (exceto a parte acima da fuselagem) estava imersa no turbilhonamento da hélice. Isso, junto com a borda de ataque de extensão total e os flaps da borda de fuga programados com o ângulo de inclinação da asa, garantiu que a asa nunca parasse. As mudanças de trim foram minimizadas pela inclinação programada do painel traseiro. Toda a programação foi baseada em testes extensivos no túnel de vento e em uma bancada de teste móvel ao ar livre.

A potência de ambos os motores era controlada por uma única "alavanca de potência" em todos os regimes de vôo. Para fornecer controle de empuxo nítido durante o voo pairado, o movimento da alavanca de potência causou um ajuste direto do ângulo da pá, análogo ao controle coletivo de passo de um helicóptero, com o governador da cpu da hélice fazendo um ajuste de acompanhamento do ângulo da pá para manter a rotação selecionada . O ajuste direto do ângulo da lâmina foi desvanecido automaticamente conforme o ângulo da lâmina aumentava com o aumento da velocidade de avanço.

A única função de controle desconhecida com a qual o piloto tinha de lidar era o controle de inclinação da asa, que era um interruptor na alavanca de potência (e substituía o controle dos flaps). A combinação de aerodinâmica suave e controle de potência simples facilitou para os pilotos de asa fixa realizarem transições entre os modos pairar e voar para baixo em seu primeiro vôo no CL-84.

Histórico operacional

Testando

CF-VTO-X , o protótipo CL-84 voou pela primeira vez pairando em 7 de maio de 1965, pilotado pelo piloto chefe Bill Longhurst. Em 12 de setembro de 1967, após 305 voos relativamente monótonos, o CF-VTO-X estava a 3.000 pés (910 m) quando um rolamento no sistema de controle da hélice falhou. O piloto e o observador foram ejetados com sucesso, mas o protótipo foi perdido. Canadair redesenhou sua substituição, o CL-84-1 incorporando mais de 150 mudanças de engenharia, incluindo a adição de controles duplos, aviônicos atualizados, um trecho de fuselagem (1,6 m, 5 pés 3 pol. (1,60 m) mais longo) e motores mais potentes (impulsionados por 100 cv).

O primeiro CL-84-1 ( CX8401 ) recém-projetado voou em 19 de fevereiro de 1970 com Bill Longhurst nos controles. Ele continuou com o programa CL-84 até sua aposentadoria do vôo ativo em janeiro de 1971. Doug Atkins então assumiu o papel de piloto de teste chefe. Quase ao mesmo tempo, no auge da Guerra do Vietnã, a Marinha dos Estados Unidos expressou interesse no conceito. Atkins foi despachado em uma viagem pelo país que levou um CL-84-1 a Washington DC, onde pousou no gramado da Casa Branca, Norfolk, Virgínia , Edwards Air Force Base e, eventualmente, testes completos no USS  Guam . O CL-84-1 teve um desempenho impecável, demonstrando versatilidade em uma ampla gama de funções a bordo, incluindo implantação de tropas, vigilância por radar e guerra anti-submarina. Ele poderia realizar a transição das asas de velocidade zero e acelerar para 100 nós em 8 segundos.

A potência do CL-84-1 como plataforma de armas foi dramaticamente ilustrada em um filme promocional do Canadair. Equipado com um pod General Electric SUU 11A / A com uma minigun de 7,62 mm , Adkins manteve uma posição firme enquanto pulverizava um alvo no solo. O canhão giratório "Gatling" de seis canos disparou 3.000 tiros por minuto.

Os testes tripartidos contínuos por pilotos de avaliação canadenses, americanos (Marinha / Fuzileiros Navais) e RAF no Patuxent River Experimental Test Center da Marinha dos EUA mostraram que o CL-84-1 era uma aeronave multi-missão adequada. O tenente de voo da RAF, Ron Ledwidge, foi o primeiro a fazer uma transição descendente do voo pairado para o voo convencional e de volta para o voo pairado nos instrumentos.

Em 8 de agosto de 1973, o primeiro CL-84-1 foi perdido quando uma falha catastrófica ocorreu na caixa de câmbio da hélice esquerda em uma subida de potência máxima. Os pilotos da Marinha e da Marinha dos EUA a bordo foram ejetados com segurança. Os representantes do Canadair investigaram e registraram que toda a hélice e a estrutura de suporte da caixa de câmbio se quebraram durante a subida. O segundo CL-84-1 ( CX8402 ) foi levado às pressas para os Estados Unidos para completar os testes da Fase 2 a bordo do USS  Guadalcanal . Diante das condições de vendaval, o "84" executou tarefas como transporte de tropas e "vôo às cegas". Os testes das fases 3 e 4 prosseguiram imediatamente depois, mas, apesar das avaliações positivas de mais de 40 pilotos, o CL-84-1 não ganhou nenhum contrato de produção.

Cancelamento

O fim da Guerra do Vietnã significou uma redução nas exigências militares, mas o designer da Canadair Fred Phillips estava ciente de outros fatores gravitando contra os "84". O primeiro e mais importante foi o fator "NBH" (não construído aqui); O Canadá havia superado isso com outras vendas para os militares dos Estados Unidos, mas o de Havilland Canada Beaver , Otter e Caribou surgiram como exceções à regra.

Canadair tentou, sem sucesso, vender a aeronave para outros países, incluindo Alemanha , Holanda , Itália , Escandinávia e Reino Unido, sem nenhum pedido sendo feito.

Um protótipo e três aeronaves de avaliação foram construídos. Os três CL-84 que voaram fizeram um total de mais de 700 voos e foram pilotados (além de pilotos de teste Canadair) por 36 pilotos de agências civis e militares canadenses, britânicas e americanas.

Aeronave em exibição

Os dois CL-84 restantes acabaram em museus. CX8402 reside no Museu de Aviação do Canadá em Ottawa ao lado do Avro Arrow .

O CX8403 nunca voou e foi doado ao Royal Aviation Museum do Western Canada . Enviado em duas seções principais, fuselagem e asas, o último CL-84 nunca foi restaurado e apenas a fuselagem e partes da asa estão em exibição na galeria principal.

Especificações (CL-84-1)

Dados do Jane's All The World Aircraft 1971–72

Características gerais

• Tripulação: 2
• Capacidade: 12 passageiros
• Comprimento: 47 pés 3,5 pol. (14,415 m)
• Envergadura: 34 pés 4 pol. (10,46 m)
• Altura: 4,34 m (14 pés e 3 pol.)
• Área da asa: 233,3 pés quadrados (21,67 m ² )
• Aerofólio : NACA 63 ₃ -418
• Peso vazio: 8.417 lb (3.818 kg)
• Peso máximo de decolagem: 14.500 lb (6.577 kg) (STOL), 12.600 lb (5.710 kg) (VTOL)
• Largura máxima sobre as pontas da hélice: 34 pés 8 pol. (10,56 m)
• Altura máxima sobre as hélices durante a inclinação da asa: 17 pés 1½ pol (5,22 m)
• Central de força : 2 × turbinas de eixo Lycoming T53 , 1.500 shp (1.100 kW) cada
• Diâmetro do rotor principal: 14 pés 0 pol (4,27 m)
• Hélices: 4 pás, 14 pés 0 pol (4,27 m) de diâmetro

Desempenho

• Velocidade máxima: 321 mph (517 km / h, 279 kn)
• Velocidade de cruzeiro: 301 mph (484 km / h, 262 kn)
• Nunca exceda a velocidade : 415 mph (668 km / h, 361 kn)
• Alcance: 421 mi (678 km, 366 nm) com combustível máximo da asa, VTOL e reservas de 10%
• Taxa de subida: 4.200 pés / min (21 m / s)
• Carregamento do disco : 195 kg / m ²
• Carga de energia: 1,35 kg / kW

Veja também

Aeronave de função, configuração e época comparáveis

• Bell XV-3
• Bell XV-15
• Curtiss-Wright X-19
• Hiller X-18
• Kaman K-16B
• LTV XC-142
• Vertol VZ-2

Listas relacionadas

• Lista de aeronaves experimentais
• Lista de aeronaves VTOL

Referências

Notas

Bibliografia

• Kārlis Irbītis "Of Struggle and Flight". - Canada's Wings Inc., Stittsville, Ontario 1986. ISBN  0-920002-36-6 .

links externos

• O CL-84 Dynavert: o Convertiplano do Canadá
• Museu do Espaço e Aviação do Canadá
• Foto 0108113 do Airliners.net
• Resumo de uma avaliação de teste de vôo do avião CL-84 Tilt-Wing V / STOL NASA TM X-1914 por Henry L. Kelley, John P. Reeder e Robert A. Champine. Langley Research Center, março de 1970