KALININ K-12
Kalinin K-12 o VS-2 (en ruso = Калинин К-12 (ВС-2)). El más interesante de los diseños del constructor aeronáutico K. A. Kalinin. Proyectado en 1933 el K-12 presentó estructura de ala voladora sin cola. Un único prototipo fue construido y probado en 1936 - 1937. La producción en serie fue aprobada, pero los 10 aparatos en diferentes estados de terminación fueron destruidos luego del arresto de su diseñador.
Uno de los diseños más originales del KB dirigido por el constructor aeronáutico K. A. Kalinin fue el del avión experimental sin cola K-12. Su historia tuvo sus orígenes en una solicitud realizada el 4 de julio de 1932 por las VVS RKKA a la Fábrica de Construcción Aeronáutica Experimental y en Serie de Járkov (JAZOSS) en el marco del proceso de modernización de sus activos, comenzado en febrero de 1931.
Para ese momento el Polikarpov R-5 era incapaz de responder a los requerimientos de las VVS y era necesario buscar con urgencia un sustituto. Los requerimientos técnicos para el nuevo modelo fueron dictados por el NII VVS y definían el modelo como un avión multifuncional para cometidos militares bajo la denominación VS-2, siglas de Voickovoi Samoliot -2 o Avión militar -2.
Se concibió que el K-12 debería ser concebido para realizar funciones de bombardero ligero, avión de reconocimiento, corrector de tiro artillero, reconocimiento fotográfico e incluso avión de transporte ligero y ambulancia. La velocidad requerida debía superar los 250 km hora a 3.000 metros de altura y al radio de acción los 350 km.
Primera versión
Para la solución de esta compleja tarea de ingeniería el colectivo de Kalinin demostró su madurez en el diseño aeronáutico. Para abril de 1933 fueron entregados los primeros dibujos conceptuales del modelo en tres versiones con la utilización de tres plantas motrices: M-22, M-49 y M-52.
Estas versiones incluían un avión con concepción tradicional, un avión con estructura de doble cono de cola y una tercera que se acercaba por su esquema a un ala voladora, pero presentaba una superficie horizontal de cola de pequeña área, ubicada cerca del fuselaje, por lo que fue conocida como “versión de cola corta”.
Esta última variante resultaba la más interesante y Kalinin convenció al jefe del NII VVS V. K. Lavrov para que fuese esta la escogida. Según su opinión esta variante debía presentar la mayor maniobrabilidad y la mejor composición defensiva debido a la ausencia de zonas muertas de tiro. Los trabajos comenzaron con las pruebas de unas maquetas que fueron sopladas en el túnel aerodinámico del Instituto de Aviación de Járkov.
Luego de un análisis inicial en el NII VVS el proyecto del VS-2 no fue aprobado. Se argumentó que el proyecto estaba incompleto y el avión sobrecargado. El uso del motor M-52 según los datos aportados por el TsAGI no sería incluido en el plan de la construcción experimental y la ruptura del cárter durante las pruebas obligaba se realizar importantes modificaciones, por lo que no era factible proyectar ningún avión sobre la base de esa planta motriz.
Lo único interesante según la dirección de las VVS era el esquema de ala voladora. En aquella época tanto en la URSS como en el exterior este esquema atraía a los constructores aeronáuticos, pero sólo se enfrentaban a el los más osados. Demasiados aspectos técnicos debían tenerse en cuenta y, a pesar que que los cálculos arrojaban que semejante configuración traería importantes ventajas en cuanto a velocidad, maniobrabilidad y facilidad defensiva, el riesgo era demasiado grande.
Segunda versión
En septiembre de 1933 el JAZOSS presentó una segunda variante de VS-2 para su estudio. Ya para ese entonces el proyecto había recibido el índice K-12 en el consecutivo del KB. Este proyecto se acercaba también al concepto de ala voladora, pero mantenía la unidad de cola. Los motores se ubicaban a los lados del fuselaje, insertados en el borde de ataque de las alas cantiléver. Las alas presentaban forma rectangular en el centroplano, con consolas de forma trapezoidal con aflechamiento en el borde de ataque y el de fuga recto, siguiendo la línea del centroplano.
Los estabilizadores de un solo larguero se fijaban a ambos lados del fuselaje, justo detrás del borde de fuga alar. Para disminuir la velocidad de aterrizaje se ubicaron superficies tipo Northrop a todo el largo de la envergadura. El borde a taque alar presentaba slats de dos secciones, los exteriores presentaban operación automática y los interiores eran controlados por el piloto. En la superficie del intradós se ubicaron también unas superficies aerodinámicas que se extendían durante el aterrizaje aumentando la superficie alar en un 15 – 20%.
Esta versión derivaría hacia la variante definitiva sin cola y con consolas alares de forma trapezoidal, con superficies verticales utilizadas como timones de dirección ubicadas en los extremos.
La versión civil del modelo fue calculada para 11 pasajeros y una variante postal acomodaba a seis. El avión podía desarmarse para ser transportado en vagones de ferrocarril.
La novedad y complejidad del proyecto obligó a realizar un detallado análisis de los datos presentados. Para aquella época en la URSS no existía experiencia en configuraciones similares ni bases teóricas que permitieran comparar los cálculos presentados. Por estas razones se solicitó el análisis del TsAGI y de un grupo de renombrados especialistas que debían estudiar el material presentado.
Durante el análisis de esta propuesta se emitieron una serie de criterios, que impedían lograr una valoración efectiva de los cálculos presentados. Se consideró que la selección de la geometría del modelo carecía de un basamento teórico. La selección de la forma y superficie de los empenajes y las características aerodinámicas de las superficies mecanizadas del ala no habían sido calculadas. Los coeficientes estáticos no se presentaron con el proyecto, ni se realizaron pruebas en el túnel aerodinámico que permitieran confirmar la correcta selección de esta composición. Por otro lado, los cálculos de las prestaciones se presentaban sin una definición concreta de la hélice a utilizar, por lo que es imposible comprobarlos.
Se encontraron problemas en el cálculo del centrado y el peso del avión, su capacidad de carga útil, de combustible y aceite y muchos otros aspectos, por lo que se consideró que los resultados de los cálculos presentados no se correspondían con la realidad. Se resaltó que los cálculos aerodinámicos para los motores M-22 y M-52 se habían realizado sobre la base del mismo peso, cosa que no era real.
Como resultado de los análisis, en el informe se consideró que el proyecto conceptual presentado por el JAZOSS con dos motores M-22 era perspectivo tanto para su uso militar como civil, por lo que concluyó en forma general podía ser aprobado, con exclusión de las dimensiones y posición de los empenajes y alerones, que necesitaban ser aún probados en el túnel aerodinámico. Se consideró temporal la instalación de los motores M-22 en el VS-2, hasta tanto se encontrasen listos para su explotación los motores M-52. Se estableció también como condición para las pruebas estatales la presentación de un tren de aterrizajes sobre esquís con amortización.
Otro informe, presentado el 29 de octubre de 1933, destacó con claridad que este nuevo proyecto presentaba demasiados aspectos poco estudiados como su configuración general, el ala son cola, los planos Northrop y los slats. No se tenían cálculos claros de su comportamiento independiente y menos aún de su trabajo en conjunto. Se escribió también que según la opinión de los especialistas el nuevo esquema no aportaría ninguna ganancia desde el punto de vista aerodinámico. La respuesta a las inquietudes sobre la estabilidad y el aterrizaje requerirían aún de un gran trabajo de soplado de modelos en el túnel aerodinámico. Por todas estas razones se proponía construir únicamente un modelo a menor escala con objetivos puramente experimentales.
Por último, el informe presentado por Ilyushin consideraba que el esquema militar del modelo no debía ser aprobado. Era necesario trabajar aún con las cargas, cumplir los requerimientos técnicos solicitados y demostrar la factibilidad de la instalación seleccionada para los órganos de control de vuelo.
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