Разработка самолёта CL-84 Dynavert (армейское обозначение в Канаде - CX-84 Dynavert) была начата в 1957 г. фирмой «Canadair» при финансовой поддержке министерства обороны Канады. СВВП должен был применяться в качестве десантно-транспортного, поискового, спасательного, санитарного, разведывательного и связного самолёта и самолёта для поддержки наземных войск. Гражданский вариант самолёта 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 самолёта CL-84 Dynavert, которая была завершена в декабре 1964 г., и вскоре были начаты его наземные испытания.

Первый полёт на режиме висения был совершен 7 мая 1965 г, затем проводились лётные испытания с обычным взлетом и посадкой, первый переход от вертикального взлета к горизонтальному полёту был совершен 17 января 1966 г. В 1966 г. СВВП CL-84 Dynavert 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. Лётные испытания были продолжены в 1967 г. с участием 14 летчиков Канады, США и Великобритании. Во время лётных испытаний 12 сентября 1967 г. экспериментальный CL-84 Dynavert разбился, экипаж катапультировался. Самолёт потерял управление во время маневра в горизонтальном полете со скоростью 275 км/ч на высоте 900 м. До аварии самолёт совершил 305 полетов и налетал 405 ч.

В 1967 г. правительство Канады выдало заказ стоимостью 13 млн. долл. на постройку трёх опытных СВВП CL-84 Dynavert для оценочных испытаний в армии Канады. Первый из трех строящихся опытных самолетов CL-84-1 Dynavert был передан армии Канады 31 марта 1969 г. Этот самолёт 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 CL-84-1 Dynavert 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 Dynavert, выраженная в километрах за час полета для типичных поисковых операций, в два с половиной раза больше, чем у поискового вертолета того времени. Второй опытный CL-84-1 Dynavert 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 самолётов CL-84 Dynavert остался лишь один, который использовался для испытаний СВВП в полёте по приборам.

Был разработан усовершенствованный вариант самолёта CL-84-1C Dynavert 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 Lycoming T53, 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 самолёт CL-84 Dynavert должен иметь экипаж из двух человек и перевозить 16 солдат.

Самолёт CL-84 Dynavert 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 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 Lycoming T53 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 самолётом CL-84 Dynavert 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/см2, на носовой опоре – 60x15 м и 2,8 кгс/см2.

Вооружение. Самолёт CL-84 Dynavert 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.

Характеристики самолёта CL-84 Dynavert
Размах крыла, м  10.06
Длина, м  14.41
Высота, м  4.34
Площадь крыла, м2 - 32.67
Масса, кг   
- пустого самолета   3818
- максимальная взлетная (STOL)   6577
- максимальная взлетная (VTOL)   5710
Тип двигателя  2 ТВД Lycoming T.53 Model LTC 1K-4C
Мощность, л.с.  2 х 1500
Максимальная скорость, км/ч 517
Крейсерская скорость, км/ч  497
Практическая дальность, км 677
Скороподъемность, м/мин  1280
Практический потолок, м  6800
Экипаж, чел   2
Полезная нагрузка: до 12 пассажиров