Технические характеристики
Общие характеристики
Экипаж: 2
Длина: 11,68 м
Размах крыльев: 10,36 м
Высота: 5,84 м
Снаряженная масса: 2948 кг
Общий вес: 3629 кг
Силовая установка: 2 × General Electric YT58-GE-2A турбовалы, по 1325 л.с. (988 кВт) каждый
Пропеллеры: 3-лопастные Kaman, диаметр 4,5 м
Максимальная скорость: 320 км/ч
Дальность: 400 км
Рабочая высота: 4900 м
Несмотря на схожесть концепции с X-18, Военно-морское бюро аэронавтики (BuAer) решило использовать более скромный подход к разработке самолёта вертикального взлёта и посадки (СВВП) с поворотным крылом. Grumman JRF-5 (BuNo 04351), выделенный для проекта, был передан компании либо в начале 1959 года. Каман изготовил совершенно новое крыло с меньшим размахом, поднятое над фюзеляжем на пилонах, а гидравлические домкраты внутри пилонов поднимали и опускали крыло. Крыло имело закрылки на задней кромке, которые можно было опустить на 40 градусов. Управление по крену в горизонтальном полёте обеспечивалось спойлерами на верхнем крыле, закреплёнными перед закрылками. Хотя Каман спроектировал крыло так, чтобы при подъёме оно наклонялось только на 50 градусов, полностью опущенные закрылки на задней кромке в сочетании с отклоняющимся воздушным потоком теоретически позволяли самолёту зависать в воздухе. Система управления была уникальной: в вертикальном полёте небольшие сервоприводы (фирменная черта Kaman) на пропроторах обеспечивали пилоту циклическое управление по тангажу (вперёд-назад) и рысканию (из стороны в сторону), а управление по крену осуществлялось за счёт дифференциального управления по тангажу. Как только скорость самолёта достигала 50 миль в час, управление по тангажу прекращалось. K-16B (военно-морское обозначение так и не было присвоено) был завершён в конце 1959 года и прошёл испытания на привязном стенде в 1960 году. Самолёт так и не поднялся в воздух и был отправлен в Исследовательский центр Эймса НАСА на Моффетт-Филд в Калифорнии для испытаний в аэродинамической трубе в 1962 году, после чего ВМС закрыли проект