Canadair CL-84

   Интерес фирмы "Canadair" к самолету с вертикальным или укороченным взлетом и посадкой (СВВП/СУВП) возник в 1956 году, а в 1963-м компания заключила контракт с Министерством обороны Канады на постройку опытного самолета с цельноповоротным крылом. Машина, обозначенная Canadair CL-84, имела обычный фюзеляж с двухместной кабиной экипажа и отсеком для испытательного оборудования или, в перспективе, на 12 десантников.
   Крыло могло поворачиваться на 100°, что, помимо режимов движения вперед и висения, обеспечивало полет назад со скоростью до 56 км/ч. В конструкции вместе с полноразмерными щелевыми закрылками, которые отдельно могли работать как элероны, применили носовые щитки Крюгера. На углах поворота до 30° стабилизатор и крыло действовали синхронно, выставляя одинаковые углы атаки, но на больших углах поворота крыла стабилизатор мог иметь нулевой угол атаки. На малой скорости или при висении с помощью двух небольших рулевых винтов, установленных в хвостовой части фюзеляжа, обеспечивалось управление по тангажу.
   CL-84 выполнил первый полет на висение 7 мая 1965 года, а затем начал проходить программу испытаний и налетал 145 часов, однако 12 сентября 1967 года из-за неполадок в системе управления шагом левого винта самолет разбился. В июле того же года Министерство обороны Канады заказало три модифицированных CL-84-1 (военное обозначение CX-84) с турбовинтовыми двигателями Lycoming LTC1K-4A мощностью по 1500 л. с. (1118 кВт) вместо стоявших на первом прототипе двигателей мощностью 1400 л. с. (1044 кВт). Также увеличили внутренний объем топлива, а под фюзеляжем установили два узла подвески под контейнеры с вооружением или подвесные баки.
   CL-84-1 поднялся в воздух 19 февраля 1970 года, этому предшествовала 150-часовая программа производственных испытаний, включавшая огневые испытания шестиствольного вращающегося пулемета Minigun калибра 7,62 мм, размещенного в контейнере General Electric SUU-11A/A.B 1972-1973 годах второй самолет использовался в совместной американо-британо-канадской программе испытаний оборудования для машин СВВП/СУВП, проходившей на авиабазе ВМС США в испытательном центре морской авиации Патуксент-Ривер, Мериленд. По результатам демонстрации самолета ВМС США в феврале 1972 года с множеством посадок на авианесущий корабль "Гуам", в июле 1973 года в Патуксент-Ривер доставили первый CL-84-1 для более тщательной оценки, но он разбился в тот же месяц. Программу испытаний, в том числе на палубе корабля "Гуадалканал", в марте 1974 года завершил второй самолет


ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

   Canadair CL-84-1

   Тип: исследовательский конвертоплан с вертикальным или укороченным взлетом и посадкой с экипажем из двух человек
   Силовая установка: два турбовинтовых двигателя Lycoming LTC1K-4A мощностью по 1500 л. с. (1118 кВт)
   Летные характеристики: максимальная скорость 517 км/ч на оптимальной высоте; крейсерская скорость 497 км/ч на оптимальной высоте; начальная скороподъемность 1280 м/мин; дальность полета 547 км
   Масса: пустого самолета 3980 кг; максимальная взлетная 5715 кг для вертикального взлета или 6577 кг для укороченного взлета
   Размеры: размах крыла 10,56 м; длина 16,34 м; высота 4,34 м с крылом в горизонтальном положении или 5,22 м с крылом, установленным вертикально; площадь крыла 21,65 м2
   Полезная нагрузка: 1050-кг при вертикальном и 1912-кг при укороченном взлете