Dlaczego Jastrząb zawiódł? Część I

Lotnictwo Wojskowe II RP było prześladowane przez zjawisko politycznej turbulencji. Zmiana przywództwa politycznego zawsze wiązała się z radykalną zmianą koncepcji jego funkcjonowania. Rozbudowa potencjału obronnego państwa w postaci silnego lotnictwa myśliwskiego  powinna być priorytetem odrodzonej armii. Wieloletnie działania generała Ludomiła Rayskiego zmierzające do jego unowocześnienia, realizowane w osamotnieniu, bez należytego wsparcia finansowego, nie przyniosły oczekiwanych efektów. Bez zmian systemowych wprowadzenie do linii Wilka, Jastrzębia czy Suma nie podniosłoby efektywności lotnictwa. Armia potrzebowała nowoczesnej doktryny obronnej, swoistego Anty-Blitzkriegu, w której Siły Powietrzne odgrywałyby zasadniczą rolę. Bez nowej wizji funkcjonowania armii nadanie lotnictwu statusu broni samodzielnej było bezcelowe.

W PRZEDEDNIU WOJNY

Lotnicze piekło jest usłane wrakami dobrze zapowiadających się samolotów. W II RP powstało bardzo wiele prototypów cywilnych i wojskowych, jednak kiedy przyszedł czas wrześniowej próby nie mieliśmy myśliwca, który mógłby odpowiedzieć Luftwaffe ciosem za cios. Sukces samolotów myśliwskich Puławskiego oraz zwycięstwa maszyn RWD-6 i RWD-9 w Challenge 1932 i 1934 r. utwierdziły elity dowódcze w przekonaniu, że wprowadzenie nowoczesnych typów samolotów wojskowych jest kwestią najbliższego czasu.

Tak jak większość państw nie byliśmy przygotowani do zbliżającej się wojny, a dosyć pechowy splot wielu czynników spowodował, że prototypy rozczarowały, wywołując w kręgach decydenckich konsternację i apatię. Fiasko projektu PZL.38 Wilk spowodowało, że rolę podstawowego myśliwca miał przejąć projekt PZL.50 Jastrząb. Błędy projektowe, usterki i niedomagania Jastrzębia i Wilka są powszechnie znane. W przypadku Wilka wykluczały one produkcję seryjną. Produkcję Jastrzębia uruchomiono bardzo późno, w dodatku postępowała ona z przerwami wywołanymi niepewnością co do rzeczywistej wartości prototypu. Podstawowym zarzutem była zbyt mała moc silnika, która przełożyła się na szereg innych wad takich jak niedostateczna zwrotność, prędkość i wznoszenie, oprócz tego skłonność do ślizgu na skrzydło przy prędkości 160 km/h i buffeting tylnej części kadłuba. Po wielokroć cytowana opinia B. Orlińskiego (z której wycofał się po zapoznaniu się z możliwościami Hurricane'a) dopełniła reszty. Bez wątpienia opinia Orlińskiego była pochopna, a jeżeli skutkowała podjęciem decyzji o wstrzymaniu produkcji, wręcz szkodliwa.


Opinie pozostałych pilotów-oblatywaczy nie były zanadto krytyczne. Trudno im zarzucać nieobiektywność czy złą wolę. Pomimo tego powstaje wrażenie, że ocena kształtowała się w oparciu o porównanie Jastrzębia do Jedenastki - górnopłata o znakomitych właściwościach lotnych przewyższającego pod tym względem wszystkie ówczesne dolnopłatowce. Niskie osiągi Jastrzębia wywołały zaskoczenie. Spodziewano się prędkości maksymalnej na poziomie 480-500 km/h i zwrotności umożliwiającej walkę z szybkimi bombowcami przeciwnika. Niestety, w pozorowanej walce z Łosiem, bombowiec nie ustępował Jastrzębiowi w prędkości, a zwrotnością nawet go przewyższał. Naszym zdaniem nie można wszystkich problemów Jastrzębia utożsamiać z silnikiem. Silnik Bristol Mercury VIII był stosowany w wielu samolotach, które prezentowały przyzwoite osiągi: Bristol Type146, Gloster F.5/34, Fokker D-XXI. Samoloty włoskie z silnikiem Fiat A74 RC 38 o mocy 840 KM osiągały prędkości maksymalne od 460 do 500 km/h. Projekt optymalizowano dostosowując go do silników o mocy 1000 - 1200 KM, ale wcześniejsze decyzje Dowódcy Lotnictwa sprawiły, że silnik Bristol Mercury VIII był jedynym dostępnym silnikiem dużej mocy. Nie było więc alternatywy i należało działać konsekwentnie. Pośpiech w procesie projektowania sprawił, że inżynierowie ułatwiali sobie zadanie stosując przestarzałe rozwiązania powodujące wzrost masy i oporu aerodynamicznego.


W przedniej części kadłuba zastosowano ciężką ramę rurową zamiast konstrukcji półskorupowej, prymitywnie rozwiązano przejście skrzydło-kadłub oraz budowę kabiny pilota, zastosowano ciężkie i niedostosowane do wielkości samolotu podwozie, zbędne zastrzały statecznika poziomego. Wątpliwości budzi konstrukcja skrzydeł. Uważamy, że popełniono w niej ten sam błąd jak w przypadku Wilka. Słynny keson Misztala nie był rozwiązaniem optymalnym dla każdego samolotu. W dodatku jest wielce prawdopodobne, że Jakimiuk zastosował keson własnego pomysłu będący modyfikacją patentu Misztala, który był zbyt ciężki i nie zapewniał dostatecznej gładkości płata. W przypadku maszyny o niewielkiej rozpiętości, klasyczna konstrukcja dwudźwigarowa byłaby lepszym rozwiązaniem.

PZL.50 Jastrząb dysponował potencjałem, który gwarantował osiągi na przeciętnym poziomie. Podstawową przeszkodą był czas. Gdyby budowę prototypu rozpoczęto w roku 1935, „przezwyciężenie chorób wieku dziecięcego” oraz budowa kilkuset egzemplarz seryjnych do wybuchu wojny światowej byłyby całkowicie realne.


OPÓR

Niskie osiągi Jastrzębia wynikały z nadmiernego oporu aerodynamicznego spowodowanego błędami i usterkami technicznymi. W dostępnej literaturze nie zetknęliśmy się z próbą wyjaśnienia problemów w oparciu o proste obliczenia aerodynamiczne. Jak wiadomo podczas prób w locie samolot osiągał prędkość 420 km/h na wysokości 3600 m. Dane te należy traktować z dystansem, ponieważ wynikają z ustnych relacji oblatywaczy (w tym wypadku Riessa, który podał taką prędkość przyrządową) oraz nie dokonywano pomiaru prędkości na bazie. Tak czy inaczej dla prędkości max. 420 km/h na wysokości 3600 m współczynnik oporu jest bardzo wysoki i wynosi Cxmin= 0,04526489. Wszystko wskazuje na to, że samolot był niedopracowany aerodynamicznie. Źródła podają, że poprawne aerodynamicznie myśliwskie samoloty jednosilnikowe z silnikiem gwiazdowym osiągają minimalny Cx od 0,025 do 0,030. Podane wartości dotyczą samolotów seryjnych, w związku z tym można przyjąć, że Cxmin Jastrzębia powinien wynosić około 0,03. Dla przykładu współczynnik Cxmin samolotu zaawansowanego szkolenia AT-6 North American Texan z drugiej połowy lat trzydziestych, zbliżonego budową do Jastrzębia, wynosił Cxmin= 0,029. Znakomitym wynikiem mógł poszczycić się Supermarine Spitfire – około 0,021, lecz niewiele gorszy był z pozoru kanciasty Grumman F 6F Hellcat- 0,025, natomiast współczynnik oporu wyścigowego samolotu Potez-53 z silnikiem gwiazdowym wynosił 0,0215. Jednak przed przystąpieniem do obliczeń należy ustalić podstawowe parametry samolotu. W powszechnie dostępnych publikacjach autorzy podają różne dane techniczne i bardzo różne rzuty sylwetki samolotu. Andrzej Glass w trzecim tomie P.K.L. podaje, że powierzchnia nośna PZL 50 wynosiła 15,8 m, natomiast w książce A. Morgały „Polskie Samoloty Wojskowe 1918-1939” - 19,4 m.


Autorzy są zgodni co do rozpiętości samolotu, która wynosi 9,7 m, ale podają różne długości kadłuba: Glass - 8m, natomiast Morgała - 7,7 m. Mimo to w książce Glassa rysunek w skali 1:72 przedstawia rozpiętość skrzydeł wynoszącą w przeliczeniu 10,44 m. W „Lotnictwie” nr 12/2005 J. Gruszczyński podaje przybliżone dane taktyczno-techniczne: rozpiętość – 9,7 m, długość -7,7 m, powierzchnia nośna - 15,8 m2, ciężar własny 1750 kG. Do dalszych obliczeń przyjmujemy następujące dane techniczne: rozpiętość skrzydeł – 9,7 m, długość – 8m, powierzchnia nośna – 15,8 m2, ciężar własny - 1900 kG, ciężar całkowity – 2400kG.

Aby obliczyć osiągi samolotu należy wyznaczyć dwie podstawowe symetryczne charakterystyki aerodynamiczne płata nośnego samolotu:
•    Cx -współczynnik oporu aerodynamicznego
•    Cz- współczynnik siły nośnej
jako funkcje kąta natarcia płata.

Wielkości te wyznacza się wychodząc z danych profilu płata uzyskanych z badań tunelowych. Własności płata określamy na ogół podając wartość Cz i Cx, rzadziej zaś przez wielkości siły nośnej i oporu. W zakresie niskich prędkości (do 650 km/h) mogą być traktowane jako niezależne.

Rysunek nr 1


Dane profili IAW-743, CLARK- Y oraz GA(W) uzyskaliśmy z katalogu K. Kubryńskiego.

Opór całkowity skrzydła jest sumą oporu profilowego (na który składają się opory kształtu i tarcia), oporu indukowanego oraz wzrostu współczynnika oporu płata wywołanego odchyleniami kształtu profilu na rzeczywistych skrzydłach, chropowatością materiału, nitami czyli względami natury technicznej, co można zapisać jako sumę współczynników:

Cx = Cx min + Cx i + Cxtech

Rozpatrując opór skrzydła Jastrzębia wzięliśmy pod uwagę wszystkie trzy składniki oporu, dodatkowo skorygowane dla większych liczb Reynoldsa.

PROFIL I. A. W. 743

Skrzydło laminarne powstało dzięki nowoczesnym technologiom budowy samolotów, które umożliwiły utrzymanie stałego profilu płata i nadaniu mu odpowiedniej gładkości. Jak podaje prof. Edward Malak:

„Twórcy Jastrzębia korzystali z innych wzorów pezetelowskich. Profesor dr inż. Franciszek Misztal wspominał w rozmowie z autorem o tym, że o ile inż. W. J. Jakimiuk w trakcie rozwijania myśliwca z „polskim płatem” pracował raczej zupełnie samodzielnie, później z momentem podjęcia konstrukcji PZL.44 Wicher i PZL.50 Jastrząb, współpracował już z konstruktorami innych grup. Przykładem może być wykorzystanie w Jastrzębiu profilu skrzydła o opływie laminarnym czy też kesonu z blachy falistej”.

Profil I.A. 743, bądź I.A.W.-743 (Rys. 1) powstał poprzez modyfikację profilu J D-12, będącego pochodną Bartel 37/IIa. Twórca profilu J. Dąbrowski, podniósł jego grubość do 14%, po czym przesunął ją z 30% długości cięciwy do 40%, oznaczył go symbolem DJ–12/P.37. Okoliczności powstania nowego profilu są powszechnie znane. Ulokowanie komór bombowych w centropłacie Łosia narzuciło konieczność przesunięcia maksymalnej grubości profilu na odległość 40% długości cięciwy, ponieważ w zbyt płytkiej komorze nie mieściły się brzechwy bomb. O powstaniu profilu decydował zatem przypadek. Dmuchania przeprowadzone w Instytucie Aerodynamicznym dały bardzo dobre wyniki. Profil w zakresie kątów natarcia od -5 do 2 stopni miał bardzo małe współczynniki oporu (Tab. 2), co teoretycznie pozwalało na osiągnięcie prędkości ponad 400 km/h. Wyniki prób w locie, prototypu Łosia potwierdziły teoretyczne założenia. Trudno w tym wypadku mówić o przełomowym odkryciu ponieważ nie ma podstaw, aby profil IAW-743 określić mianem profilu laminarnego. Dosyć przypadkowa modyfikacja spowodowała jedynie wydłużenie strefy opływu laminarnego (zapewne na dolnej powierzchni płata) i związany z tym spadek oporu aerodynamicznego, co oczywiście pozytywnie wpłynęło na prędkościowe charakterystyki samolotu, a przy niewielkich mocach ówczesnych silników miało to duże znaczenie.


Oczywiście pojawia się pytanie czy J. Dąbrowski był świadomy wagi swego odkrycia. Odpowiedź jest raczej negatywna, zapewne autor orientował się w zagadnieniach opływu laminarnego i był zadowolony z walorów nowego profilu, o czym świadczy jego zastosowanie w kilku konstrukcjach PZL i utajnienie jego charakterystyk. Na pogłębione badania brakowało jednak czasu, ponieważ niewielkie grono konstruktorów PZL było w tym czasie przeciążone bieżącą robotą. Instytut Aerodynamiczny nie dysponował tunelem laminarnym, więc wyniki nie mogły być dokładne. Pierwszy tunel o małej turbulencji zbudowano w Langley Field siedzibie NACA w 1938, pierwszy polski tunel laminarny powstał w 1949 roku. Na profile laminarne zwrócono uwagę w czasie drugiej wojny światowej. Są to profile, na których udaje się utrzymać laminarną warstwę przyścienną do znacznej odległości od krawędzi natarcia, punkt przejścia jest bardziej przesunięty do krawędzi spływu niż w zwykłych profilach, co znacznie zmniejsza tarcie powierzchniowe. Pomiary dokonane w londyńskim Narodowym Laboratorium Fizycznym przy dużych liczbach Reynoldsa dały zaskakujące wyniki. Opór na zerowym kącie natarcia był mniejszy od oporu gładkiej, płaskiej płytki.

Dzięki dobraniu odpowiedniego kształtu profilu opływ pozostawał laminarny na znacznej części płata, pomimo dużej liczby Reynoldsa. Pierwsze opracowanie na temat projektowania profili laminarnych opublikował w czerwcu 1939 roku Amerykanin Eastman Jacobs zatrudniony w NACA. Płat o profilu laminarnym zastosowano po raz pierwszy w samolocie North American P-51 Mustang. Wymagało to technologii na najwyższym światowym poziomie. Projektantem skrzydła był Niemiec z pochodzenia Edgar Schmued, któremu przypisywano wzorowanie się na Bf-109 z racji wcześniejszej współpracy z Willy Messerschmittem, co nie odpowiadało prawdzie. Współczesne profile laminarne osiągnęły niezwykle wysokie parametry i dalszego zwiększania ich jakości aerodynamicznej jest trudne. W nowoczesnych profilach szybowcowych przepływ laminarny sięga 65-75% górnej i 90-95% dolnej powierzchni, a współczynnik oporu dla liczb Reynoldsa 2,5-3 mln osiągnął wartość poniżej 0,004.

Tabela nr 1


W tabeli nr 1 przedstawiliśmy współczynniki oporu i siły nośnej trzech profili: I.A.W. - 743, Clark Y oraz GA(W) – 1. Profil I.A.W. - 743 w tabeli ujęto wartości współczynników Cx i Cy liczby Reynoldsa 700000 i prędkości 40m/s przy wymiarach profilu 250* 1750.

Clark Y to klasyczny, niesymetryczny profil z lat dwudziestych, szeroko stosowany w różnych samolotach. Znakomitym przykładem nowoczesnego, laminarnego profilu jest amerykański profil GA(W)-1 opracowany w NASA przez aerodynamika Richarda T. Whitcomba. Charakterystyki profilu NASA GA(W)-1 uzyskane w wyniku dmuchań znacznie przewyższają charakterystyki profili NACA i tak np. Cz max jest o około 30% większy od Cz max profili NACA, zaś jego doskonałość jest większa o około 50% od pozostałych. W ramach programu Atlit przebadano profil GA(W)-1 na zmodyfikowanym samolocie Piper Seneca. Modyfikacja polegała na zmianie profilu skrzydeł, wprowadzeniu spojlerów zamiast klasycznych lotek oraz klap Fowlera na całej rozpiętości.

Modyfikacja przyniosła interesujące wyniki: zwiększenie prędkości przelotowej o 16,1 km/h (prędkość maksymalna Łosia wzrosła podobnie - z obliczeniowej 396 km/h do 412 km/h), zmniejszenie zużycia paliwa o 10%, zwiększenie prędkości wznoszenia o 1-1,8 m/s, zwiększenie siły nośnej o 30%, zmniejszenie powierzchni nośnej o 25%. Porównanie przedstawionych profili ukazuje ich różnorodność. Profil laminarny mimo zwiększających się kątów natarcia daje minimalne przyrosty oporu przy bardzo wysokim wzroście siły nośnej. Opory profilu Clark Y wzrastają proporcjonalnie do wzrostu kąta natarcia przy bardzo umiarkowanych przyrostach siły nośnej. Na tym tle można wysnuć interesujące wnioski dotyczące profilu I.A.W. - 743. Znajduje się on w połowie drogi pomiędzy klasycznym profilem z lat trzydziestych, a współczesnym profilem laminarnym. Jest krokiem w dobrym kierunku, ale to dopiero początek drogi ku aerodynamicznej perfekcji. W dosyć wąskim przedziale kątów natarcia wykazuje niski opór aerodynamiczny, co umożliwia osiągnięcie wysokiej prędkości lotu. Jego podstawową wadą jest niska wartość punktu krytycznego – 13stopni (Cz = 1,08, Cx = 0,075), która bezpośrednio wpływa na bezpieczeństwo podczas lotu z małą prędkością na dużych kątach natarcia, czyli podczas startu i lądowania.


Dopiero porównanie biegunowych trzech różnych profili ukazuje jak wielkie postępy uczyniła aerodynamika na przestrzeni poprzedniego półwiecza. Kolorem niebieskim oznaczono biegunową profilu GA(W) – 1. Łatwo zauważyć, że wzrost współczynnika siły nośnej Cz w zakresie od 0 do 1,4 odbywa się przy minimalnym przyroście oporu, co obrazuje niemal pionowy przebieg biegunowej w przedziale kątów natarcia od -4 do 7 stopni. Profil I.A.W.-743 ze względu na częściowy opływ laminarny w przedziale od -4 do 4 stopni prezentuje podobne właściwości, niestety przy większych kątach natarcia przyrost oporu jest bardzo widoczny. Profil Clark Y jest profilem niesymetrycznym. W takim profilu siła nośna powstaje nawet przy ujemnych kątach natarcia. Biegunowa ma spłaszczony przebieg ponieważ umiarkowanym przyrostom siły nośnej towarzyszą duże przyrosty oporu. Punkt krytyczny ma stosunkowo wysoką wartość 16 stopni (Cz = 1,38, Cx = 0,14), co ułatwia start i lądowanie samolotu. Współczesne profile laminarne są to wystudiowane dzieła inżynierskie i choć wzrok przyciągają ich niezwykłe kształty, to jednak w przypadku profili laminarnych ważniejszy jest efekt – czyli maksymalne wydłużenie opływu laminarnego obu powierzchni płata. Kształt ma znaczenie drugorzędne, ponieważ samo przesunięcie maksymalnej grubości profilu poza 40 % długości cięciwy nie stwarza warunków dla uzyskania żądanej wielkości opływu.

Koniec części pierwszej.