К-12

Калинин К-12

Разработчик: Калинин

Страна: СССР

Первый полет: 1936

Тип: Бомбардировщик

Размах крыла, м 20.90

Длина, м 10.30

Высота, м

Площадь крыла, м2 72.70

Масса, кг

пустого самолета 3210

нормальная взлетная 4200

Тип двигателя 2 ПД М-22

Мощность, л.с. 2 х 480

Максимальная скорость , км/ч 228

Крейсерская скорость , км/ч 189

Практическая дальность, км 110

Максимальная скороподъемность, м/мин

Практический потолок, м 7170

Экипаж 3

Вооружение: два 7.62-мм пулемета ШКАС

бомбовая нагрузка - 500 кг

Поздней осенью 1936 года на подмосковном аэродроме приземлился самолёт, резко отличавшийся от всех находившихся там машин. У него не было... хвоста. Фюзеляж, выступая за обрез задней кромки крыла, заканчивался кабиной-башней кормового стрелка. Такая же башня имелась в носовой части фюзеляжа.

Новый самолёт К-12 (ВС-2), созданный конструкторским коллективом под руководством К. А. Калинина, имел ряд других особенностей. Два двигателя М-22 вращали необычные в то время металлические винты. Консольные части крыльев заканчивались вертикальными «шайбами». Задняя по полёту половина каждой из этих «шайб», подвешенная на шарнирах к неподвижной передней части, отклонялась в сторону при отклонении педали управления в кабине лётчика. В полёте это устройство действовало в качестве киля и руля направления. На задней кромке крыла (площадью около 72 м2), имеющего форму трапеции, по всему размаху были подвешены на кронштейнах рули высоты и элероны. Вес пустого — 3200 кг, взлётный — 4800 кг.

При решении такой сложной инженерной задач сотрудники КБ показали себя технически зрелыми специалистами. В апреле 1933 г. был готов первый эскизный проект будущего самолета в трех вариантах, которые разрабатывались под три различных двигателя: М-22, М-49 и М-52. Последний вариант самолета по схеме приближался к бесхвостому. Но из-за наличия вынесенного горизонтального оперения, расположенного близко к фюзеляжу, его называли короткохвостым.

После рассмотрения в НИИ ВВС проект ВС-2 не приняли из-за недостаточно полного о'бъема представленного материала и увеличенной (по сравнению с техническим заданием) нагрузки самолета. Согласовали со штабом ВВС лишь схему летательного аппарата - "летающее крыло" В ее будущее Калинин убежденно верил и полагал, что "самолет без хвоста имеет много преимуществ перед обычным самолетом При военном применении он особенно ценен своей маневренностью и возможностью огневой защиты"

Возражения вызвало применение мотора М-52. По данным ЦАГИ, предлагаемый вариант мотора планом опытного строительства не был предусмотрен. Кроме того, имевшая место при испытании М-52 поломка картера (один из его дефектов) требовала переделки проекта самого мотора и задерживала его выпуск. Для подстраховки на случай неготовности мотора М-52 к выпуску самолета ВС-2 конструктору предписывалось произвести расчеты под моторы М-22 и М-58.

В то время и у нас, и за рубежом идея создания "летающего крыла" привлекала только очень смелых конструкторов. Начальник ЦКБ ЦАГИ С.Н.Ильюшин докладывает в мае 1933 г в ГУАП: "Самолеты подобной схемы на опыте не проверены. Подобного рода поперечное управление (элероны, вынесенные поверх крыла) имеется на американском самолете "Нортроп-Гама", сделанное в комбинации с закрылками типа "Цапа". Каких-либо сведений об управляемости этого самолета нет.

Продувки, произведенные в ЦАГИ при аэродинамических исследованиях, показывают очень низкую эффективность конструкции подобных элеронов. По аналогии с указанными продувками можно ожидать ухудшения эффективности горизонтального оперения, расположенного под обрезом задней кромки.

ЦКБ считает, что самолет подобной конструкции является сугубо экспериментальным, и поэтому сразу строить самолет большого тоннажа (4-5 т) нецелесообразно. Необходимо провести продувки в аэродинамической трубе, и в случае благоприятных результатов построить самолет с мотором в 75-100 л.с. для опытной проверки".

В сентябре 1933 г. ХАЗОСС предъявил второй эскизный проект самолета К-12 (ВС-2). В материалах отчетов НИИ ВВС записано следующее: "Эскизный проект самолета К.А.Калинина представляет собой свободно несущий двухмоторный моноплан с близко расположенным к крылу горизонтальным оперением и является типом "летающее крыло".

Моторы расположены по бокам фюзеляжа в передней кромке крыла. Моторные коки вытянуты поперек всего крыла и в задней части схватывают ферму с двумя костыльными колесами, сверху которых установлены стойки, служащие креплением и осью вращения килей. Средняя часть моторного кока используется как обтекатель для убирающегося в полете шасси.

Однолонжеронный стабилизатор, состоящий из двух половин, крепится к задней части фюзеляжа, оканчивающегося вблизи задней кромки крыла.

Крылья в средней части прямоугольной формы, консоли по бокам моторов имеют форму трапеции со скосом передней кромки назад. Задняя кромка является продолжением центроплана.

Элероны расположены над крылом. По концам крыла установлены шайбы, служащие в то же время и рулями поворота. Для уменьшения посадочной скорости применяется клапан типа "Нортроп", расположенный по задней кромке крыла вдоль всего размаха.

Вдоль передней кромки трапециевидной части крыльев расположены предкрылки, разделенные по размаху на две части: крайние автоматические и внутренние управляемые.

В нижней поверхности крыла вписаны маленькие крылья, которые в ХАЗОССе называют "подкрылками". При посадке эти "подкрылки" по воле пилота выпадают из контура крыла и устанавливаются в наивыгоднейшем положении, увеличивая несущую поверхность на 15-20 процентов.

Материал конструкции: прямоугольная часть крыльев центроплана состоит из двух лонжеронов, выполненных из хромомолибденовой стали, и стальных нервюр. Передняя часть центроплана (от передней кромки до переднего лонжерона) и задняя часть центроплана (от задней кромки до заднего лонжерона) выполняются из дюраля или электрона. Полотняная обшивка в местах около моторов и фюзеляжа покрывается электронными или дюралевыми дорожками.

Трапециевидные части крыльев двухлонжеронной конструкции предполагаются из дерева. Обшивка - фанера. Вертикальные и горизонтальное оперение и элероны выполняются из стальных труб и обшиваются полотном.

Фюзеляж овальной формы из труб, обтянут полотном, башни для стрелков обшиты электроном или дюралем.

Шесть бензиновых баков расположены в центре по обе стороны от моторов.

Места экипажа и бензиновых баков могут быть покрыты съемной броней.

Шасси разнесено, убирается в полете. Колеса низкого давления ("дутики") с тормозами. Иной амортизации, кроме колес, шасси не имеет. На зимнее время устанавливается другое шасси, не убирающееся в полете и с масляной амортизацией.

В гражданском варианте самолет вмещает 11 пассажиров, в почтовом варианте - шесть. Разобранный на части самолет можно перевозить по железной дороге.

Выбор геометрических соотношений в самолете ничем не оправдан. Подбор оперения также не оправдан, статические коэффициенты не приведены, продувки не делались. Например, площадь горизонтального оперения составляет 13,8% от площади крыла. Этот процент является средним для самолетов нормальной длины (где доходит до 15-15,5%), но проектируемый самолет имеет очень короткий хвост.

При подборе не указана серия винтов, которой пользовались при расчетах. Результатов проверки достаточности высоты профиля (с точки зрения прочности) также не представлено. Данные о продувке крыла или самолета в проектной документации отсутствуют.

Введение в конструкцию крыла предкрылков, клапана типа "Нортроп", подкрылков, шайб, разрезного профиля нигде не отражено в представленном аэродинамическом расчете. Даже посадочная скорость определена по обычной формуле. Зачем вводить все эти конструктивные усовершенствования, если диапазон скоростей (58-80 км/ч) предлагается как для обычного самолета?

От самолета требуется, чтобы он не "штопорил". Для этого конструктор использует предкрылки, шайбы с рулями поворота на концах крыльев, сильное V поперечное стабилизатора(вопрос о затенении хвоста в представленной схеме не решался). Но исследования самих профилей на штопорные свойства не представлены.

При учете лобовых сопротивлений не учтено сопротивление дыр в коках (о закрытии которых после убирания колес нигде не говорится). Сводки лобовых сопротивлений для зимних условий, когда шасси не будет убираться, не составлены.

Вопрос о перенесении радиаторов к мотору в его кок не рассматривается, а это существенно улучшит крыло и уменьшит "лоб".

Центровка самолета произведена на общий вес 3986 кг, который не соответствует полетному весу в 4200 кг, указанному в специальной весовой характеристике и принятому в аэродинамическом расчете.

Очевидно, надо считаться с тем весом, на который произведены представленные аэродинамические расчеты. Но тогда не ясно, почему при общем полетном весе 4200 кг полезная нагрузка взята 800 кг, тогда как по техническим требованиям она должна быть равна 627 кг, т.е меньше на 173 кг.

Принятый в центровке при полетном весе 3986 кг запас бензина в 800 кг сохранен и при заявленном полетном весе 4200 кг (с включением в это количество масла). Однако объяснение необходимости такого количества бензина нигде не представлено.

Таким образом, вес бензина на самолете для мотора М-22 должен быть 550 кг, а не 800 кг. При постановке мотора М-52 потребный вес горючего будет еще меньше, так как моторы водяного охлаждения расходуют горючего на силу в час меньше, чем моторы воздушного охлаждения Кроме того, мощность М-52 не превышает мощность мотора М-22.

В центровке самолета на вес 3986 кг не принят во внимание вес масла. Если предполагать, что он входит в вес горючего, то про горючее сказано, что оно располагается в центре тяжести самолета, тогда как масло обычно располагается вблизи от мотора. Считая необходимое количество масла в 10% от бензина, получаем, что на самолете необходимо иметь 55-60 кг масла. Таким образом, вес всей нагрузки на самолете должен быть равен. 1237 кг. В проекте же принят вес 1600 кг, что превышает требуемый техническими условиями на 363 кг. Следовательно, полетный вес самолета, заявленный разработчиком не верен - он преувеличен.

Предъявленная центровка самолета выполнена неудовлетворительно, так как произведена только с мотором М-22. Центровка с моторами М-52 не представлена. Но они должны быть различными, т.к. положение веса М-52 может не совпадать с положением веса М-22 (кроме того, при М-52 прибавляются вес воды и радиаторов).

Вес шасси намечен чрезвычайно большим В силу особенностей конструкции и схемы самолет имеет большой вес костыля (в данном случае - костыльных колес) и к ним дополнительных ферм, что в сумме дает вес костыльного приспособления в 100 кг. Тогда как в нормальной схеме для самолета такого тоннажа вес костыля должен быть в пределах 6-10 кг.

Вес крыла намечен в хороших пределах нормы.

Вес винтомоторной группы велик. Он составляет 25,5% полетного веса и 40,8% веса пустого самолета, чего мы не встречаем в уже имеющихся самолетах Таким образом, данная схема самолета является благоприятной с тактической точки зрения, но в весовом отношении не оправдывается. Постановка двух дополнительных полуфюзеляжей для крепления костыля и оперения и убирания шасси увеличила вес шасси и костыля, не оказав влияния на снижение веса оперения, фюзеляжа, винтомоторной группы или крыла

Произведенный анализ весов отдельных элементов, показывает, что следовало бы уменьшить предположенный вес конструкции на 170-220 кг.

При посадке самолета и на рулежке нижний край конца хвоста самолета отстоит от линии земли всего на расстояние 160 мм. Поэтому задний стрелок будет страдать от ударов об неровную поверхность земли при посадке - в случае небольшого "передира" машины летчиком.

Зимой самолет, проваливаясь в рыхлый снег, будет задним концом фюзеляжа забирать снег и тащить его валунами перед собой, что сильно затруднит взлет. При полетах же по твердому снегу задний стрелок опять будет страдать от ударов, потому что высота препятствий зимой встречается до 250 мм.

Конец хвостов коков костыльных колес отстоит от линии земли при рулежке на 80 мм. В этом случае ко всем перечисленным эксплуатационным неудобствам можно уверенно добавить неизбежность поломки.

Малый угол крена шайб влечет за собою не только неудобство эксплуатации и поломку концов крыльев, но и как следствие последнего, возможную аварию. По нашим нормам требуется угол крена в 10, а по наименьшим американским нормам - не менее 6.

Материал конструкции, указанный в технических требованиях - дерево. В проекте предлагается центроплан из хромомолибденовых труб, а консоли выполняются из дерева. Обшивка деревянных консолей фанерой исключает использование самолета в крайних северных и южных районах СССР и хранение его под открытым небом.

Обшивка полотном тоже малопригодна для самолетов, хранящихся вне помещения. Но она легко ремонтируется и заменяется, поскольку не участвует в силовой схеме крыла (в противовес фанере, обшивку из которой обыкновенно заставляют работать).

Применение хромомолибдена в конструкции центроплана взамен дерева оправдывается своеобразной схемой самолета и применением машины на низких высотах, когда неизбежны прострелы.

Введение дерева в консоли крыла оправдывается дешевизной материала, легкостью ремонта и разъемностью частей крыльев, требующейся для перевозки по железной дороге.

Обшивка полотном всей машины является наиболее целесообразной.

При этом необходимо ввести дюралевые покрытия (дорожки) для хождения по крылу около моторов, бензиновых и масляных баков, около фюзеляжа.

Технические требования по защите экипажа при полете, поняты, видимо, конструктором, как защита экипажа в положении самолета "на спине". Поскольку для этой цели в самолете введены усиления - скрытая в обтекателе головы пилота пирамидка и мощные стойки килей

Защита же переднего стрелка от повреждений во время закрытия капота не предусмотрена.

В эксплуатации шасси часто случается, что сегодня используют колеса, завтра - лыжи, а затем опять на колесах. При перелетах же из одного пояса в другой смена лыж на колеса и обратно необходима в кратчайшее время.

В проекте предлагается колесное шасси без амортизации благодаря применению колес-"дутиков". А для лыж предлагается иметь в запасе другое шасси с амортизацией и в случае надобности в замене колес на лыжи переставлять шасси.

Но для смены шасси необходимо, как известно, вывешивать самолет на специальных кранах, подставках, домкратах или других приспособлениях, что требует много времени и сил.

Необходимо в конструкции шасси иметь амортизацию и нормальные колеса, так как "дутики" обладают рядом недостатков. Так, их прострел приводит к аварии; длина втулки колеса вдвое превышает обычную, поэтому имеющая нормальную длину втулки лыжа без соответствующих добавочных приспособлений установлена быть не может.

Постановка двух костыльных колес вместо одного неудобна в эксплуатации, потому что трудно обеспечивать одновременный поворот обеих колес на нужные радиусы (кстати сказать, различные для обоих колес). Особенно это скажется зимой, когда одна из лыж, не успев повернуться, перекосится и сломается.

Следовало бы сделать одно костыльное колесо, поместив его сзади второго стрелка, что одновременно предохраняло бы заднего стрелка от ударов о землю.

Велик угол капотажа в 32, самолету будет трудно оторвать хвост при разбеге и легко заворачивать в конце пробега. Следует уменьшить до 20 градусов.

При установке моторов М-22 на схеме показано, что коки после моторов неоправданно продолжаются через все крыло не только понизу, но и поверху. Следует в этом случае кок поверху вести по мере надобности - примерно так, как это сделано на модели самолета ВС-2 с моторами М-52.

Необходимо дополнить технические требования в части назначения и методов применения самолета ВС-2. К ним относятся:

разведка (визуальная фотографическая) в интересах войскового командования - как объектов непосредственно на поле боя, так и в оперативном тылу противника;

поддержание связи между отдельными войсковыми соединениями и их штабами, также между элементами боевого порядка, на марше, в разведке и бою;

в исключительных случаях использование для разведки целей в интересах Полярной авиации и усиление последней в случаях выполнения его задач в интересах войскового командования;

полет, как правило, одиночными самолетами;

выполнение задач днем и ночью и в затруднительных метеорологических условиях;

работа (взлет и посадка) со слабо оборудованных площадок ограниченных размеров;

самостоятельная оборона в полете от воздушного противника, обеспечивающая уход под защиту наземных средств ПВО.

При затруднительных метеорологических условиях или при выполнении специальных задач высота полета может быть снижена до 200 метров.

Следует также отметить, что необходимо обеспечить обзор нижней полусферы из кабины переднего летнаба путем остекления части пола в кабине.

Размещение и пользование 3-й огневой точки для стрельбы под хвост следует при данной схеме сделать для переднего стрелка.

В гражданском варианте следовало бы сделать нос и хвост фюзеляжа другими, а именно бутафорией, дающей хорошее обтекание и обзор летчику вперед. Для этого надо нос и хвост фюзеляжа делать разъемными, которые при мобилизации будут немедленно заменены другими, утвержденными по схеме военного варианта ВС-2.

Для центровки не в военном варианте это будет даже лучше".

Далее следуют выводы:

"Представленный аэродинамический расчет сделан на полетный вес 4200 кг, а самолет должен весить примерно 3430 кг, следовательно, представленные летные данные не верны.

Нагрузка принята в проекте 1600 кг, а должна быть 1237 кг.

Аэродинамический расчет самолета ВС-2 для моторов М-22 и М-52 сделан на один и тот же вес, что не выявляет действительного эффекта от применения того или иного мотора.

Посадочная скорость, определенная при данной схеме самолета в 82 км/ч должна быть получена в пределах 56-60 км/ч, что требует обязательного подтверждении продувкой.

Продувок модели самолета или крыла не представлено, и аэродинамическая схема самолета ничем не оправдана.

Определение длины разбега и пробега, а также расчета виражей и полета на одном моторе не представлено.

Конструктор отказался от нормального расположения руля высоты и стабилизатора (на продолжении хорды) и с целью уменьшения посадочной скорости применил клапаны типа "Норт-роп". Однако при отгибе клапана для уменьшения посадочной скорости, в целях балансировки самолета, вероятно, придется увеличивать отклонение стабилизатора, что поведет к повышению скорости. Поэтому без специальной продувки совершенно не ясен вопрос как о целесообразности вынесения элеронов и стабилизатора из контура крыла, как и об эффективности устанавливаемых клапанов. Продувок модели, характеризующих устойчивость самолета, не представлено.

Летных данных самолета зимой, когда шасси не будет убираться, не представлено.

Центровка самолета сделана на другой вес (3986 кг), чем принятый для аэродинамического расчета (4200 кг). Разбивка весов по центровке не сходится с весами отдельных элементов, указанных по весовой характеристике.

В весовом отношении предложения схема "летающее крыло" неоправданна, вес конструкции преувеличен.

В эксплуатационном отношении в представленной схеме рассматриваются как нерациональные: малое расстояние от земли конца хвоста фюзеляжа, концов коков костылей, концов шайб; применение шасси без амортизации и колес-"дутиков"; применение обшивки консолей из фанеры; большой угол капотажа.

Представленная центровка самолета с моторами М-22 показывает, что при разных боевых положениях экипажа центровка колеблется от 33,91% до 34,4% максимальной хорды. Бомбы расположены в центре тяжести самолета, что сложно учесть при расчете очередности сбрасывания бомб. При выпущенных шасси центр тяжести передвигается вперед.

Вес полезной нагрузки для самолета с моторами М-22 больше, чем заданный техническими требованиями (656-627 кг). Это объясняется тем, что в проекте для заднего и переднего стрелков приняты одинаковые веса. А в технических требованиях дается для переднего стрелка два пулемета ШКАС, а для заднего - один. Вес аэронавигационного оборудования не учтен. Отношение веса полной нагрузки к полетному весу достаточное".

Отмечалось, что вес крыла, фюзеляжа и шасси выдержан в хороших пределах. Вес оперения большой из-за своеобразной схемы самолета, и снижение его невозможно ввиду необходимости иметь достаточную жесткость. Вес винтомоторной группы велик по сравнению с другими многомоторными самолетами. Но учитывая, что дается малая нагрузка на 1 л.с., его следует сравнивать с истребителями.

Вес горючего принят в 545 кг. Никаких расчетов потребности в горючем для заданной технической дальности полета самолета не представлено.

В части разбега и пробега поставленные тактико-технические требования оказались выполнимы.

Расчетные данные продольной устойчивости для планирующего и моторного полетов не были обеспечены результатами продувок на продольную устойчивость самолета, хотя при данной схеме самолета это необходимо. Специалисты ЦАГИ предлагали самолет рассчитать по новым нормам прочности. По их мнению, принятое расположение переднего и заднего лонжеронов - на 39% и 84% хорды соответственно - не будет пригодным с точки зрения веса крыла.

Крепление стабилизатора отличалось оригинальностью и новизной. Однако требовалось предусмотреть не только возникновение вибраций, но и возможность поломки оперения в воздухе - за счет деформации частей самолета, входящих в силовую схему крепления оперения.

По тактико-техническим требованиям дается калибр бомб 8, 10, 15, 50, 82, 100 кг. Бомбы калибра 8,10 и 15 кг должны быть взяты из расчета на общий вес 300 кг бомб, а бомбы калибра 50, 82 и 100 кг- на общий вес 500 кг. Загрузка производилась на балках КД-1 или КД-2, которые могли быть установлены одновременно. Таким образом, смысл применения 8-кг бомб отпадает, поскольку их берется столько же, сколько и 10-кг бомб и в тех же пределах бомбовой нагрузки Со стороны главного инженера по вооружению ЦКБ оценка была положительной

В части убирания и опускания шасси рекомендовалось учесть опыт создания ХАИ-1, когда-либо не работали стопора, либо сигнализация - самолет несколько раз из-за этого попадал в аварии. Так же необходимо учесть в конструкции возможность быстрого опускания в случае вынужденной посадки с малой высоты полета.

Защиту экипажа самолета при закрытом капоте признали неудовлетворительной: передний стрелок в положении самолета "свеча" при ударе на нос не защищен, возможность легкого выпрыгивания летчика на парашюте не предусмотрена.

Концы шайб, в сравнении с первым эскизном проектом, значительно подняты. Это допускало (в положении при рулежке) крен самолета в 7 градусов, что было ниже имеющихся норм Но с данным углом пришлось согласиться, учитывая оригинальность схемы самолета