加拿大航空公司研發(fā)的CL-84是在加拿大陸軍要求下研發(fā)的一種單翼渦槳動力短距/垂直起降飛機，項目代號CX-131。自1964年至1972年間加拿大航空公司共生產(chǎn)了四架原型機，其中三架進行了測試飛行。在參加測試的三架飛機中，有兩架因為機械故障而墜毀，但無人員傷亡。CL-84在隨后于1972年至1974年間進行的測試都獲得了成功，但仍未能從潛在的客戶那里獲得任何訂單。

研發(fā)：

自1963至1957年間，加拿大航空公司在加拿大國家研究委員會（National Research Board級NRB）和國防研究委員會（Defence Research Board即DRB）的協(xié)助下開始研究垂直起降飛行器。其時加拿大航空尚為通用動力的子公司，通用動力選擇將這個飛行器命名為“Dynavert（可能由‘Dynamics’和‘Vertical’拼接而成）”，但加拿大航空參與這一項目的人員只是簡單地叫它“84”。

最終，加拿大航空選擇了偏轉(zhuǎn)翼飛機的構(gòu)型。這種飛機的機翼和發(fā)動機短艙可以在液壓裝置的驅(qū)動下可以在正常飛行角度與100°傾斜角之間進行調(diào)整以適應(yīng)短距起降和垂直起降的不同要求。飛機的尾翼可以自動調(diào)節(jié)迎角以在主翼調(diào)整傾斜角時穩(wěn)定機體在縱向的姿態(tài)，機尾處設(shè)置有一對起降時使用的共軸螺旋槳，在主翼放平正常飛行時這對螺旋槳鎖死。

飛機的設(shè)計團隊包括加拿大航空公司的首席設(shè)計師弗雷德里克·菲利普斯以及包括卡利斯·伊爾比提斯在內(nèi)的眾多設(shè)計師。

設(shè)計：

CL-84能夠在技術(shù)上取得成功主要是因為兩個原因：對空氣動力學(xué)的高度重視和對功率控制的盡可能簡潔明了。

CL-84配備有兩臺1500軸馬力（1100千瓦）萊康明軸流式渦輪機，它們驅(qū)動兩部直徑為14英尺（4.3米）的四葉螺旋槳為飛機提供驅(qū)動力。兩臺發(fā)動機由十字軸互相連接到一起，當(dāng)單臺發(fā)動機出現(xiàn)故障時，彈簧扭矩離合器會自動斷開與出故障的發(fā)動機的連接，而僅僅將剩余一臺發(fā)動機的動力供給兩部螺旋槳。

在所有的飛行狀態(tài)下，這兩臺發(fā)動機的功率都由同一根“動力桿”控制。而為了在懸停狀態(tài)下保證明確清楚的功率控制，在動力桿被扳動的同時，直接受動力桿控制的槳葉也會自動調(diào)節(jié)傾角（與直升機的總距控制桿相似），此后槳葉傾角的進一步調(diào)整交由螺旋槳的CPU管理器完成以確保其轉(zhuǎn)速始終維持在指定轉(zhuǎn)速。在飛機前進速度逐漸增加，槳葉傾角逐漸加大之后，動力桿直接控制傾角變化的功能會逐漸關(guān)閉。

CL-84的螺旋槳葉尖略微超出飛機的翼尖，因此除去機身部分外，CL-84的整個機翼都在螺旋槳帶動的氣流沖刷之下，這個特性配合可隨時與主翼的傾斜角度相配合的全翼展前緣襟翼和后緣襟翼可以確保主翼永不失速，可自動調(diào)節(jié)的尾翼則保證了飛機在縱向的配平。在懸停狀態(tài)下，襟翼/副翼可控制飛機的轉(zhuǎn)向。

CL-84機尾處設(shè)置有一對豎直安裝的共軸反轉(zhuǎn)螺旋槳，可在飛機懸停和姿態(tài)轉(zhuǎn)換期間為為飛機提供俯仰的控制，尾螺旋槳和尾翼均通過傳動軸與飛機的中央齒輪箱相連。通常情況下尾螺旋槳的功率是自動控制的，但有些時候（譬如在低速或懸停狀態(tài)下需要側(cè)傾時）飛行員也可以手動對其進行控制。

飛機的自動控制程序基于大量風(fēng)洞和戶外測試臺的實驗數(shù)據(jù)編寫而成。而機械控制方面則設(shè)置有一個“混合”單元來調(diào)節(jié)不同飛行模式下各種控制操作產(chǎn)生的效用。駕駛艙中前后扳動的控制桿永遠控制俯仰，左右扳動的控制桿永遠控制側(cè)傾，而左右踏板永遠控制飛機機頭的指向，不論飛機的主翼傾斜角多大，這些基本操作最終產(chǎn)生的結(jié)果都是一樣的。

飛行員唯一需要應(yīng)對的陌生功能只有主翼的傾斜角調(diào)節(jié)，這個功能由動力桿上的一個開關(guān)來完成（取代了襟翼控制的位置）。因為空氣動力學(xué)設(shè)計合理，操作又十分簡潔的緣故，CL-84在切換平飛-懸停狀態(tài)的時候顯得十分自如。

測試：

CF-VTO-X，CL-84的原型機的首次懸停測試于1965年5月7日進行，飛行員為加拿大航空公司的首席飛行員比爾·朗赫斯特。這架原型機安然度過了305次較為順利的試飛，但在1967年9月12日時它還是在3000英尺（910米）的空中發(fā)生了螺旋槳控制系統(tǒng)的軸承失效事故。原型機本身由是墜毀，但幸運的是兩名駕駛員和評估人員都順利彈射逃生。加拿大航空公司于是重新設(shè)計了新的原型機CL-84-1，在上一架原型機的基礎(chǔ)上進行了150多處改進。新原型機設(shè)置了雙重控制系統(tǒng)，升級了航電設(shè)備，加長了機身5英尺3英寸（1.6米）并配備了馬力更大的發(fā)動機（單臺增加了100馬力的輸出）。

1970年2月19日，依舊是在比爾·朗赫斯特的駕駛下，新的原型機CL-84-1（CX8401）進行了試飛。直至1971年1月退出飛行任務(wù)之前，比爾·朗赫斯特始終是這架飛機的試飛員，在他退出飛行崗位后，道格·阿特金斯接替了他的職務(wù)。此時正是越南戰(zhàn)爭打的如火如荼的時候，美國海軍由此對這種飛行器產(chǎn)生了強烈的興趣。為此阿特金斯被指名駕駛CL-84-1原型機從加拿大一路飛往華盛頓接受評估，他先后駕駛著這架飛機在白宮草坪、諾福克、弗吉尼亞、愛德華茲空軍基地降落，并最終在關(guān)島號兩棲攻擊艦上進行了全面的測試。在測試中CL-84-1表現(xiàn)優(yōu)異，體現(xiàn)出了在執(zhí)行多種任務(wù)——部署士兵、雷達監(jiān)視、反潛——方面的潛力。CL-84-1只需花費八秒鐘即可從懸停狀態(tài)轉(zhuǎn)換到平飛狀態(tài)并加速至100節(jié)（185.2公里/小時）。

在加拿大航空公司拍攝的宣傳影片中

（視頻鏈接https://www.youtube.com/watch?v=iCd2FqTJKs0）

CL-84-1作為武器搭載平臺的能力被極力宣傳，在影片中這架飛機掛載了內(nèi)置有一挺7.62mm口徑加特林機槍（射速3000發(fā)/分鐘）的通用電氣生產(chǎn)的SUU 11A/A吊艙。在對地面靶標進行攻擊時，駕駛員阿特金斯操縱的這架飛機姿態(tài)極為穩(wěn)定。

CL-84-1在接下來于帕圖森河實驗測試中心進行的由美軍海軍/海軍陸戰(zhàn)隊和皇家空軍評估飛行員參與的三方共同測試中證明了自己是一種適用于多種任務(wù)的飛行器。皇家空軍上尉羅恩·萊德維奇在測試中成為首位于儀表飛行狀態(tài)下成功切換懸停-平飛姿態(tài)的飛行員。

1973年8月8日，首架CL-84-1原型機在全功率爬升測試中遭遇重大機械故障墜毀，駕機的美國海軍/海軍陸戰(zhàn)隊飛行員成功彈射逃生。加拿大航空公司的代表在調(diào)查后確認事故原因為左螺旋槳和齒輪箱的支撐結(jié)構(gòu)在爬升中斷裂。有傳言聲稱事故有可能是由于駕駛員試圖駕機爬升10000英尺（3000米，超出測試許可范圍）以打破F-4鬼怪戰(zhàn)斗機的記錄。第二架CL-84-1原型機（CX8402）很快就送達美國以在瓜達卡納爾號兩棲攻擊艦上進行第二階段的測試。在狂風(fēng)暴雨中這架原型機成功進行了士兵運輸和盲飛的測試，對CL-84-1的第三階段和第四階段的測試在隨后展開。在整個測試過程中，3架CL-84原型機進行了700余次飛行，超過40名飛行員在測試中對這架飛機給予正面評價。

然而，這并沒有讓CL-84贏得訂單。在越戰(zhàn)結(jié)束后，軍備采購訂單大幅度縮水，而“非本地出品”（Not Built Here即NBH）原則更是給CL-84來了狠狠一刀。加拿大航空試圖向德國、意大利、荷蘭、斯堪的納維亞和英國出售這種飛機，也同樣沒有得到回應(yīng)。

性能參數(shù)：

機組成員：2人；

載員數(shù)量：12人；

長度：47英尺3.5英寸（14.415米）；

翼展：34英尺4英寸（10.46米）；

高度：14英尺3英寸（4.34米）；

機翼面積：233.3平方英尺（21.67平方米）；

翼型：NACA 633-418；

空重：8417磅（3818千克）；

最大起飛重量：

14500磅（6577千克）（短距起飛）/12600磅（5710千克）（垂直起飛）；

槳葉尖最大間距：34英尺8英寸（10.56米）；

機翼傾轉(zhuǎn)過程中連螺旋槳在內(nèi)最大高度：17英尺1.5英寸（5.22米）；

動力：2臺萊康明T53軸流式渦輪機，單臺功率1500軸馬力（1100千瓦）；

主旋翼：14英尺（4.27米），四槳葉；

最高速度：321英里/小時（517公里/小時，279節(jié)）；

巡航速度：301英里/小時（484公里/小時，262節(jié)）；

極限速度：415英里/小時（668公里/小時，361節(jié)）；

航程：421英里（678公里，366海里）

（機翼內(nèi)油箱滿油、垂直起飛、保留10%燃油）；

爬升率：4200英尺/分鐘（21米/秒）；

螺旋槳槳盤面積載荷：195千克/平方米；

功率重量比：1.35千克/千瓦。

原文出處：https://en.wikipedia.org/wiki/Canadair_CL-84