Historia: RWD-9 i Fieseler Fi 156 samoloty klasy STOL - część 2

Druga część artykułu "RWD-9 i Fieseler Fi 156 samoloty klasy STOL" zamieszczonego na portalu samolotypolskie.blogspot.com

AERODYNAMIKA RWD-9

Kiedy w morzu dzieł dotyczących historii polskiego lotnictwa usiłujemy wyłowić opracowania głębiej wkraczające w problemy aerodynamiki i mechaniki lotu natrafiamy na zaskakujące bezrybie.

Część I

Wiesław Schiera pisze: żadne źródło przedwojenne, żaden periodyk lotniczy, nikt z kręgu RWD nie wspomina o tym, jaki profil lotniczy zastosowano w RWD-9. Zarówno RWD-9, jak i RWD-14 Czapla miały ten sam profil skrzydeł autorstwa Jerzego Dąbrowskiego z grupy DJ-3, znany również, jako IAW-192 (skrót IAW, bądź I.A. oznacza Instytut Aerodynamiczny w Warszawie)

 Autor przedstawia wykresy biegunowych i krzywych momentu zrealizowane na podstawie badań przeprowadzonych w latach trzydziestych przez Laboratorium Aerodynamiczne Politechniki Lwowskiej. Dysponujemy danymi profilu IAW-192 z tego samego źródła, acz niedotyczącymi bezpośrednio płata RWD-9, dlatego przyjmujemy je za punktem odniesienia do dalszej dyskusji.

W Czasopiśmie Lotniczym redagowanym przez Dr. Zygmunta Fuchsa kierownika wspomnianego Laboratorium Aerodynamicznego znajdują się artykuły Wacława Czerwińskiego dotyczące szybowców jego konstrukcji ze skrzydłami o profilu IAW-192. Wybraliśmy trzy typy szybowców o różnym przeznaczeniu i budowie skrzydeł.


Źródło: Odkrywca

Wyczynowy CW-5 posiadał płat o rozpiętości 17 m i wydłużeniu 17,8 i grubości profilu 12%, a charakterystyki profilu wynosiły: Cxmin=0,0112, Czmax=1,28.

Analogicznie akrobacyjny CW-7, rozpiętość 13 m, wydłużenie 10,3, grubość profilu 13%, charakterystyki płata: Cxmin =0,0130, Czmax=1,21.

Najstarszy w tym gronie treningowy ITS-II/a, rozpiętość 12 m, wydłużenie 10, grubość profilu 13% charakterystyki płata: Cxmin=0,0128, Czmax=1,3.

Jedynie w przypadku CW-5 podana jest wartość Cxmin profilu, w pozostałych podaje się Cxmin płata, a zatem powiększoną o wartość współczynnika oporu indukowanego wynoszącego dla szybowców o wydłużeniu 10, około 0,0028. Czyli wartość współczynnika oporu minimalnego profilu można szacować na Cxmin=0,010-0,011.

 W przypadku korzystania z bardzo starych materiałów źródłowych pochodzących sprzed 1939 roku wykresy i tabele wartości współczynników aerodynamicznych, bardzo często są przedstawiane nie dla profilu, ale dla prostokątnego płata o znanym wydłużeniu. Ponadto charakterystyki aerodynamiczne uzyskane w niezbyt sprawnym tunelu aerodynamicznym, publikowane są tylko dla jednej, z reguły niewielkiej liczby Reynoldsa. Zarówno Laboratorium Aerodynamiczne Politechniki Lwowskiej jak i instytut Aerodynamiczny w Warszawie dysponowały na początku lat trzydziestych niewielkimi tunelami, w których uzyskiwano wyniki dla liczb Reynoldsa rzędu od 8.7*104 do 2,9*105.

Badania modeli mogły służyć do analiz porównawczych, ale nie dawały wyników odpowiadających rzeczywistym warunkom lotu. Stosowanie wyników pomiarów Cx skrzydeł otrzymywanych w tunelach aerodynamicznych do warunków w locie może być tylko wtedy możliwe, jeśli wartość Re modelu zbliża się do wartości liczby Reynoldsa w locie, względnie jest dostatecznie duża. Przy małej liczbie Re, współistnienie dwu warstw, laminarnej w przedniej części profilu i burzliwej na tylnej, powoduje wystąpienie zgoła odmiennej wartości współczynnika oporu, aniżeli w locie. Ponadto wartości Cx otrzymywane w różnych tunelach nie mogą odpowiadać sobie przy małych liczbach Reynoldsa z powodu wpływu stopnia burzliwości strugi na punkt przejścia warstwy laminarnej w burzliwą, a tym samym na wartość współczynnika oporu. Po przekroczeniu wartości Re, przy której warstwa przyścienna przechodzi wzdłuż całej długości profilu w warstwę burzliwą wpływ burzliwości strugi zewnętrznej jest bardzo mały. Poza tym wpływ chropowatości występuje dopiero przy dużych liczbach Re.

Uznajemy, że przedstawione przez Wiesława Schiera wykresy biegunowych i krzywych momentu dotyczą modelu płata o profilu IAW-192, z klapą szczelinowa i slotami o wydłużeniu Λ=7, a nie profilu jak podaje autor. W tym przypadku opór profilu powiększony jest o opór indukowany. Bardzo wysoki, minimalny współczynnik oporu płata wynoszący Cxmin=0,02, po części wynika z niskiej liczby Reynoldsa Re=290000. Pojawia się, zatem problem przeliczenia wartości współczynników aerodynamicznych na inną liczbę Reynoldsa.

Współczynnik oporu indukowanego dla płata o wydłużeniu 7,13, przy wartości Cz=0,2 wynosi Cxi=0,0021, po odjęciu współczynnika oporu indukowanego otrzymujemy wartość współczynnika oporu profilu Cxmin=0,0179.

Następnie dokonujemy korekty C dla większych liczb Reynoldsa

Korzystamy z zależności: Cxmin2=Cxmin1 * (Re1/Re2)0,11

Następnie ze wzoru ∆CxRe= (Cxmin2 – Cxmin1) * (1 – [Cz/Czmax] obliczamy poprawkę

Dokonujemy korekty Cx dla liczby Reynoldsa Re2=9,8*106 odpowiadającej dopuszczalnej prędkości nurkowania (322 km/h), zakładamy, że wzorem RWD-14 projektowana prędkość nurkowania jest większa o 15% w stosunku do prędkości maksymalnej w locie poziomym(280 km/h, Re=8,5*10).  Wartość poprawki jest ujemna i wynosi ∆CxRe=-0,0066, otrzymujemy zweryfikowaną wartość współczynnika oporu profilu wynoszącą 0,0113 łącznie z oporem klap i slotów. Według W. Fiszdona opór nieszczelności i nierówności, który daje zastosowanie slotów zwiększa C profilu od 0,0006 do 0,0008, a klap szczelinowych 0,0004-0008, po odjęciu uśrednionych wartości otrzymujemy Cxmin profilu IAW-192 wynoszący, około 0,010, co potwierdza wstępne kalkulacje dotyczące szybowców.

Przeliczenie opływu dwuwymiarowego(profil) na trójwymiarowy(skrzydło), powoduje zmniejszenie maksymalnego współczynnika siły nośnej, z kolei wartość Czmax , z reguły rośnie wraz z liczbą Reynoldsa. Poprawne oszacowanie wpływu zmiany liczby Reynoldsa na wartość Czmax, wymaga wykorzystania wyników obszernych badań tunelowych kilku serii profili. Przenosząc wartość współczynnika siły nośnej Cz z modelu na rzeczywistość musimy zaznaczyć, że dopóki nie ma oderwania, nie zachodzi zazwyczaj potrzeba stosowania poprawki ze względu na efekt skali. Dopiero po przeciągnięciu skrzydła, gdy występuje oderwanie warstwy przyściennej, występują różne wartości zależne od liczby Reynoldsa, stopnia burzliwości strugi i chropowatości powierzchni.

Z wymienionych powodów, przyjmujemy do obliczeń podaną wartość współczynnika siły nośnej. Według A. Glassa RWD-9 mógł latać z prędkość minimalną 54,2 km/h. Prędkość tego rzędu mogła być osiągnięta z dwuosobową załogą i niewielkim zapasem paliwa przy Czmax około 3. Podana przez W. Schiera wartość współczynnika siły nośnej z otwartymi slotami i klapami wychylonymi o 40 o Czmax=2,3 jest zbyt niska. Przy tej wartości prędkość minimalna wynosiłaby 66,5 km/h.

RWD-9 posiadał wyjątkowo rozbudowaną mechanizację płata. Klapy szczelinowe zwiększają współczynnik siły nośnej od 85 do 95%, a skrzela od 55 do 65%. Przyrost współczynnika siły nośnej dotyczy sytuacji, gdy elementy mechanizacji obejmują całą rozpiętość płata. Przy częściowej rozpiętości klap czy slotów można przyjąć, że przyrost współczynnika jest wprost proporcjonalny do części powierzchni płata objętej przez klapy i skrzela. Stosownie do wzoru: ∆Cz= ∆Czprof.*Sf/S gdzie Sf – część powierzchni płata objęta przez klapy

Klapy szczelinowe i klapolotki obejmowały 96% powierzchni, a skrzela około 85%. W stosunku do płata bez mechanizacji, dawałoby to ponad dwukrotny przyrost nośności- 2,374, podnosząc maksymalną wartość współczynnika siły nośnej do Czmax = 3,03. Prędkość minimalną 54 km/h, samolot osiągałby przy masie nieprzekraczającej 790 kg.

RWD-9 był samolotem specjalnym, jego zalety cenne z punktu widzenia wojska lub sportowych zmagań, w codziennym życiu aeroklubu sprawiały wiele problemów. W oparciu o konstrukcją „dziewiątki” powstały dwa typy samolotów wyposażonych w ekonomiczne silniki i uproszczoną mechanizację płata, RWD-13 i RWD-15, wykorzystywane, jako samoloty sportowo-turystyczne, sanitarne i dyspozycyjne, doskonale wypełniały swoje zadania.

AERODYNAMIKA Fi 156 STORCH

Profesor Ludwig Prandtl w Instytucie Aerodynamicznym w Getyndze, zainicjował rewolucyjne badania profili lotniczych, które odmieniły oblicze światowej aerodynamiki. Profile Göttingen zastosowano w dwóch znanych myśliwcach zbudowanych przez Anthony Fokkera, które uzyskały przewagę nad maszynami Ententy.  Słynny trójpłatowiec Richthofena, Fokker Dr I otrzymał profil GOE 298, natomiast najlepszy niemiecki myśliwiec I WŚ, Fokker D VII-GOE 418. Stosowane dotąd cienkie, ptasie profile zastąpiono znacznie grubszymi, profilami nowej generacji. Nowe profile umożliwiły budowę wolnonośnych skrzydeł, dzięki czemu wyeliminowano zewnętrzne usztywnienia płata. Poprawiono wznoszenie i zwrotność, a wolnonośne skrzydła dawały mniejszy opór, pomimo grubszego profilu.


Jeżeli osiągi Storcha uznajemy za wiarygodne to w konsekwencji musimy przyjąć wysoką wartość współczynnika siły nośnej profilu. Do przeprowadzenia obliczeń wykorzystaliśmy dane profilu Göttingen GOE 387 zamieszczone na stronie Airfoils Tools. Cyfrowe metody badania opływu wykorzystujące program XFOIL, również nie są pozbawione błędów. Program służy do analizy opływu profilu oraz do projektowania metodą odwrotną, jest prawdopodobnie najlepszym programem do obliczeń w zakresie małych liczb Reynoldsa. Podstawową wadą programu jest zaniżanie oporu minimalnego oraz zawyżanie Czmax oraz krytycznego kąta natarcia zwłaszcza dla opływów właściwych dla aerodynamiki lekkich samolotów.

Jak widać w dążeniu do wyjaśnienia skomplikowanych z natury rzeczy problemów aerodynamicznych musimy lawirować pomiędzy Scyllą zacofania, a Charybdą nowoczesności.

Profil Göttingen GOE 387 o grubości 14,9%, na 30% cięciwy jest znakomicie dobrany dla samolotu krótkiego startu i lądowania.  Przy Re=1*106 w zależności od krytycznego współczynnika wzmocnienia-Ncr, charakterystyki wynoszą Czmax od 1,6 do 1,66, a Cxmin od 0,07 do 0,09.

Najstarsze dane pochodzące z 1919 r. odnajdujemy w Raporcie nr. 124 NACA, prymitywne warunki pomiaru oraz niewielka liczba Reynoldsa sprawiają, że ich wartość jest niska Czmax=1,36, Cxmin=0,018. Nieco późniejsze wyniki zamieszczono w Raporcie nr. 530, przy Re=3,4*10 wartość Czmax wynosi 1,42, a Cxmin=0,0133. Charakterystyki z programów komputerowych są znacznie lepsze, maksymalny współczynnik siły nośnej wynosi 1,8-1,9, a minimalny współczynnik oporu poniżej 0,01.

Podczas badań serii profili (GOE387,RAF-38,RAF-48,ClarkYH,RAF-34,RAF-28) w tunelu ciśnieniowym znajdującym się w londyńskim National Physical Laboratory, jedynie w przypadku profilu GOE 387 zaobserwowano odwrotnie proporcjonalną relację pomiędzy wzrostem liczbą Reynoldsa, a maksymalną wartością współczynnika siły nośnej.  Najwyższa wartość maksymalnego współczynnika siły nośnej stwierdzono przy Re około 9*105, w zakresie od 9*105 do 4*106 wartość Czmax malała od ponad 1,5 do 1,4, przy dalszym wzroście Re, wartość współczynnika nie ulegała zmianom. Liczba Reynoldsa Storcha, podczas lotu z prędkością minimalną, wynosiła 1,7-1,8*106, co w przypadku cytowanych wyników badań odpowiada Czmax=1,45. W tym przedziale wartość Czmax była znacznie wyższa od pozostałych profili. Przykładem może być znany profil Clark YH, którego współczynnik Czmax w tych warunkach sięgał wartości Czmax=1,25, a dopiero przy Re ponad 6*106, osiągał najwyższą wartość.

Wysoki współczynnik siły nośnej przy niskiej prędkości lotu był dla samolotu klasy STOL wartością samą w sobie. Bardzo podobnie przedstawiała się zmienność minimalnego współczynnika oporu. Najwyższa wartość wynosząca Cxmin=0,019 osiągał w okolicach Re=9*105, po czym wraz ze wzrostem Re następował spadek, pomiędzy liczbami Re 1,8*106 a 2,5*106, czyli w zakresie prędkości minimalnej Storcha obniżał się do wartości minimalnej wynoszącej Cxmin=0,009.

Profil o wysokim maksymalnym współczynniku siły nośnej oraz stałe skrzela i klapy dające niemal dwuipółkrotny przyrost siły nośnej(∆Cz=2,43), składały się na nadzwyczaj wysoki maksymalny współczynnik siły nośnej samolotu(Czmax =4,0) umożliwiający lot z prędkością 51 km/h. W aerodynamice Fi 156 Storch nie ma żadnej zagadki, poza konsekwencją w dążeniu do skrócenia startu i lądowania, które osiągnięto kosztem prędkości i zasięgu.

Aby obiektywnie ocenić dokonania konstruktorów RWD-9 i Fi 156, musimy dostrzec, iż współczesne samoloty komunikacyjne osiągają tego rzędu współczynniki siły nośnej, przy bardzo zaawansowanej mechanizacji płata.

ZAKOŃCZENIE

Wyrafinowana mechanizacją skrzydeł samolotu RWD-9 nie została zaakceptowana przez wojskowych decydentów w stopniu wystarczającym do jej wykorzystania w samolotach obserwacyjno- łącznikowych. Na przykładzie Czapli wyposażonej jedynie w proste skrzela można wnioskować, że decydowały o tym obawy przed komplikacjami technicznymi. Czaplę zaprojektowano na podstawie doświadczeń wyniesionych z Wojny 1920r, w której lotnictwo myśliwskie i artyleria przeciwlotnicza wroga nie stanowiły zagrożenia. W warunkach dysproporcji sił zaistniałej we wrześniu 1939, nie mógł liczyć na sukcesy.

Fieseler mając jasno sformułowaną specyfikację zamówienia, zbudował maszynę o konwencjonalnej konstrukcji i niezwykłych możliwościach. Ten prosty i powolny samolot podążający wraz z zagonami pancernymi Wehrmachtu, stanowił ważny trybik w machinie Blitzkriegu.

Teza, iż DWL była w stanie skonstruować wielozadaniowy samolot lepszy od Fi 156 nie jest pozbawiona podstaw. Taka możliwość istniała, pod warunkiem, że Dowództwo Lotnictwa od początku potraktowałoby DWL, jako firmę badawczo-produkcyjną przygotowującą prototypy samolotów wojskowych. Wiązałoby się ze wzmocnieniem potencjału wytwórni, ale wydatki na budowę nieudanych prototypów z naddatkiem pokryłyby wymagane inwestycje. O potencjale firmy świadczy ciekawy fakt opisana przez Andrzeja Glassa: RWD-13 przejęty przez Niemców był osobistą maszyną inż. Gerharda Fieselera. Może to budzić zdziwienie, że konstruktor słynnego Storcha wolał korzystać z polskiego samolotu. Najprawdopodobniej dla Fieselera ważna była większa prędkość, a RWD-13 mimo tylko 130- konnego silnika oferował 210 km/h. Storch z silnikiem 240 KM, a więc prawie dwukrotnie mocniejszym, rozwijał jedynie 176 km/h. Sądzę, że to bardzo dobrze świadczy o polskiej maszynie.

LITERATURA

1.       Das grose FlugzeugTypen Buch. transpress Berlin 1977.
2.       David Donald. Samoloty Luftwaffe w II WŚ. AMBER Warszawa 1998.
3.       Paul Eden. Samoloty IIWŚ. Niemcy, Japonia, Włochy. MAK Bremen 2011.
4.       Władysław Fiszdon. Mechanika Lotu Warszawa 1952.
5.       Andrzej Glass. PKL 1893-1939 WKiŁ Warszawa 1976.
6.       Andrzej Glass.Polska Technika Lotnicza Materiały Historyczne. Nr.29 (2/2007)
7.       Karlheinz Kens. Die deutschen Flugzeuge 1933-1945. J.F. Lehmanns Verlag Munchen 1977
8.       Adam Kurowski. Lotnictwo Polskie w 1939 roku. Wydawnictwo MON. Warszawa 1962.
9.       Wojciech Mazur. Samoloty RWD.14 I LWS.3. Edipresse Warszawa 2014.
10.   Edward Malak. Prototypy samolotów bojowych i zakłady lotnicze Polska 1930-1939. ERICA Warszawa 2011.
11.   Janusz Piekiełkiewicz. Fieseler Fi 156 Storch w II WŚ. Agencja Wydawnicza Jerzy Mostowski. Janki 2005
12.   Wiesław Schier. Najsłynniejsze Polskie Samoloty Wyczynowe. WKiŁ Warszawa 2008.
13.   Witold Szewczyk. Samoloty, z którymi walczyli Polacy. WKiŁ Warszawa 1997.
14.   Władysław Zackiewicz. Lotnictwo Polskie W Kampanii Wrześniowej 1939 r. Wojskowy Instytut Wydawniczy 1947.
15.   Lwowskie Czasopismo Lotnicze. Roczniki 1933-1937, redakcja Zygmunt Fuchs.