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 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 500km/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. 

Źródło: Narodowe Archiwum Państwowe

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. 420km/h na wysokości 3600m współczynnik oporu jest bardzo wysoki i wynosi C_xmin= 0,04526489. Wszystko wskazuje na to, że samolot był niedopracowany aerodynamicznie. Źródła podają, że poprawne aerodynamicznie myśliwskie samoloty jednosilnikowe z silnikiem gwiazdowym osiągają minimalny C_x 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 C_xmin samolotu zaawansowanego szkolenia AT-6 North American Texan z drugiej połowy lat trzydziestych, zbliżonego budową do Jastrzębia, wynosił C_xmin= 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:

• C_x -współczynnik oporu aerodynamicznego
• C_z- 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 C_z i C_x, 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:

C_x = C_{x min} + C_x i + C_xtech

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. C_{z max} jest o około 30% większy od C_{z 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 (C_z = 1,08, C_x = 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 (C_z = 1,38, C_x = 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.

PŁAT

Fotografia widoczna poniżej przedstawia szczegóły konstrukcji kadłuba i centropłata. Na zdjęciu brakuje zewnętrznych części skrzydeł, zatem łatwo rozpoznać profil I.A.W. - 743. Samolot posiadał płat o obrysie eliptycznym. Poczynając od najstarszych rysunków z czasów wojny do dziś, powstało wiele wersji wyglądu skrzydeł. Najstarsza jest bodaj autorstwa inż. Głębockiego z 1941 roku opublikowana przez J.B. Cynka. Skrzydła bardzo różnią się od tych prezentowanych w późniejszych rysunkach. Uwagę zwracają ostro wycięte końcówki skrzydeł oraz duże wydłużenie. Z rysunków zamieszczonych w książce A. Morgały wyłania się samolot o zwartej sylwetce, wyposażony w skrzydła o ładnym eliptycznym obrysie i niewielkim wydłużeniu, stateczniki również na bazie elipsy dodają maszynie lotności i elegancji. Rysunki A. Glassa prezentują skrzydła o większym wydłużeniu i prostej krawędzi natarcia oraz trapezowy statecznik poziomy o skośnej krawędzi i zaokrąglonych końcówkach. W najnowszym wydawnictwie A. Morgała prezentuje bardzo zbliżoną sylwetę samolotu, co ciekawe pozbawioną zastrzałów pod statecznikiem poziomym.

Z tabeli nr 1 wynika, że C_{x min} płata umożliwia rozwijanie dużych prędkości lotu. Osiągnięcie wyższych prędkości było możliwe pod warunkiem modyfikacji skrzydeł. Samolot dysponujący mocą 840 KM i śmigłem o sprawności 0,85 na wysokości 4400 m osiągnąłby prędkość około 508 km/h przy C_x wynoszącym 0,03. Niewiele wiemy o usterkach płata, które trapiły prototypy Jastrzębia. Większość autorów podaje, że głęboka modernizacja samolotu miała polegać na powiększeniu zewnętrznych części płata do rozpiętości wynoszącej około 12,5 m, co dałoby powierzchnię nośną około 19 m². Z obliczeń wynika jednak, że osiągnięcie prędkości 500 km/h przy tej powierzchni skrzydeł byłoby niemożliwe. Jerzy Gruszczyński dodaje, że nowy płat miał zapewnić maszynie lepsze własności lotne poprzez skręcenie aerodynamiczne zewnętrznych części płata oraz modyfikację przejścia kadłub-skrzydło. Zdaniem A. Glassa wprowadzenie tych zmian wiązało się z odejściem od koncepcji myśliwca pościgowego w stronę przechwytującego. Naszym zdaniem modernizacja płata wynikała z dwóch powodów. Po pierwsze konstrukcja płata oparta na kesonie dwuobwodowym Jakimiuka miała wady w postaci zbyt dużego ciężaru i nierównej powierzchni dolnej generującej duży opór. Po drugie małe wydłużenie płata powodowało duży opór indukowany, który powiększał się podczas zakrętów na dużych kątach natarcia uniemożliwiając walkę powietrzną. Prototyp myśliwca rozwijający prędkość 430 km/h w 1939 roku to anachronizm. Nazwanie go przechwytującym czy pościgowym jest jedynie grą słów. Prędkość maksymalna nie może być jednak fetyszem. Na początku wojny zwrotnemu i nieźle uzbrojonemu myśliwcowi wystarczyłby zakres prędkości od 400 km/h przy powierzchni ziemi do 460 - 480 km/h na wysokości powyżej 4000 m.

Duży wpływ na wartość oporu płata ma niestaranne wykonanie lub niezbyt dopracowana technologia. Dwuobwodowy keson płata składał się z trzech ścianek pionowych, do których od spodu za pomocą śrub z nakrętkami kotwicznymi przykręcano panele spodnie, łącząc ich krawędzie listewkami z zębatymi wypustkami z jednej strony, z drugiej zaś z trapezowymi rowkami, co tworzyło rodzaj zamków. Pokrycie górne nitowano do ścianek pionowych. Rozwiązanie to było zbyt ciężkie i niedoskonałe technicznie. Dawało nierówną powierzchnię z wystającymi nakrętkami, wypukłymi brzegami listewek, którą z punktu widzenia aerodynamiki można określić jako chropowatą. Określenie to miało niewiele wspólnego z dotykiem i należy je wyjaśniać w oparciu o zjawiska aerodynamiczne.

Rysunek nr 3. Biegunowa płata samolotu PZL.50 Jastrząb.

Turbulencja powstaje w warstwie przyściennej, gdy prędkość lub odległość od krawędzi natarcia są dostatecznie duże, wywołuje ona gwałtowne mieszanie się powolnych i szybkich cząstek płynu. W większości warstwy przyściennej prędkości stają się bardziej wyrównane, jednakże w pobliżu ścianki wytwarza się bardzo cienka podwarstwa laminarna, w której gradient prędkości jest nadzwyczaj wysoki. Podwarstwa ta określa czy powierzchnia jest „chropowata” czy „gładka” w sensie aerodynamicznym. Jeżeli nierówności powierzchni (np. główki nitów) są na tyle małe, że nie wychodzą ponad warstwę laminarną, to nie mają one wpływu na opór i powierzchnia może być uważana za aerodynamicznie gładką. Gdy nierówności są tak duże, że przebijają podwarstwę i sięgają warstwy turbulentnej, powstaje znaczny wzrost oporu tarcia i powierzchnia uważana jest za aerodynamicznie „chropowatą”. Jak wielka była wartość tego oporu? W przypadku skrzydła o konstrukcji metalowej standardowo przyjmuje się, że C_{x tech} wynosi 0,15 C_{x min}, jednak wszystko wskazuje na to, że wzrost oporu był znacznie większy, ponieważ wynikał z dwóch przyczyn. Oprócz wzrostu oporu tarcia skrzydła, następowało całkowite zaburzenie opływu laminarnego na dolnej części płata. Można teoretycznie przyjąć, że profil I.A.W. - 743 tracił swoje walory na skutek wadliwej konstrukcji płata. Keson Łosia miał konstrukcję opartą na patencie F. Misztala, pokrycie płata było nitowane, a łby nitów wpuszczane, dzięki temu uzyskano gładką powierzchnię z częściowym opływem laminarnym.

Zaburzenie opływu laminarnego na całej dolnej powierzchni płata odbierało Jastrzębiowi handicap, który w nieplanowany sposób przydarzył się Łosiowi.

Tabela nr 2

Tabela przedstawia następujące dane: pozycja druga - kąt natarcia, pozycja trzecia - wartość współczynnika oporu C_x przy nieskończonej rozpiętości płata, pozycja czwarta -C wartość współczynnika siły nośnej przy nieskończonej rozpiętości płata, pozycja piąta C_x' wartość współczynnika oporu skorygowana dla wyższych liczb Reynoldsa, pozycja szósta C_x'+C_{x tech} korekta współczynnika oporu o wzrost oporu wywołany względami technicznymi, pozycja siódma Cxi wartość współczynnika oporu indukcyjnego (S = 15,8, b = 9,7, ^ = 5,95), pozycja ósma – płat (S = 15,8, b = 9,7, ^ = 5,95) opór całkowity.

Całkowita siła aerodynamiczna na skrzydle jest wypadkową siły nośnej, oporu profilowego i oporu indukowanego. Opór profilowy wynika z działania płata nośnego, jako bryły o nieidealnym (niestety) kształcie opływowym i podlegającej działaniu lepkości przy poruszaniu się w płynie, ponadto przyjęliśmy, że dla klasycznych profili starszej generacji przy prędkościach rzędu Ma<0,4 wartości współczynnika C_x wyraźnie zależą od liczby Reynoldsa, dlatego postanowiliśmy uwzględnić ten efekt poprzez korektę związaną z faktem użytkowania samolotu przy liczbach Reynoldsa większych niż Re1= 700000. Liczba Reynoldsa odpowiadająca minimalnej prędkości lotu ustalonego w pobliżu ziemi (130 km/h) wynosi dla Jastrzębia 5800000. Dla konkretnych wartości C_x wylicza się poprawkę, wartość poprawki jest zawsze ujemna, dla tego skorygowana wartość – C_x' jest niższa.

Skrzydło o nieskończonej długości wytwarza przepływ, w którym zachowana jest określona energia cząstek powietrza opływających skrzydło. To samo zjawisko zachodzi na środku skrzydła o skończonej rozpiętości, natomiast na końcówkach skrzydeł wytwarzają się wiry spływowe, które wywołują dodatkowe odchylenie powietrza do dołu. W takim przepływie energia już się nie zachowuje i dla podtrzymania ruchu poziomego trzeba ją doprowadzić z zewnątrz. Ten rodzaj oporu nazywamy oporem indukowanym, oznaczamy go C_xi. Opór indukowany jest swego rodzaju podatkiem nałożonym przez naturę za przywilej latania. Skrzydła nie są w stanie unieść ciężaru samolotu bez tworzenia się wirów spływowych. Ich wytwarzanie się z kolei pociąga za sobą wydatkowanie energii, którą dostarczyć musi silnik samolotu. W 1919 roku Munk wykazał, że opór indukowany pojedynczego płata redukuje się do minimum, gdy prędkości odrzucania cząstek powietrza do dołu mają tę sama wartość wzdłuż całej rozpiętości skrzydła. Tę własność posiada „skrzydło eliptyczne” i w tym sensie jest skrzydłem doskonałym. Dzięki zastosowaniu skrzydeł o obrysie eliptycznym zmniejszono wielkość oporu indukowanego, mimo to był on przyczyną kłopotów Jastrzębia podczas zakrętów z małą prędkością lotu. Utrzymanie stałej wysokości, kiedy samolot jest przechylony dla zrównoważenia siły odśrodkowej wytwarzającej się w locie krzywoliniowym, wymaga takiego zwiększenia siły nośnej, by jej składowa pionowa była w stanie zrównoważyć ciężar samolotu.

Oznacza to również zwiększenie oporu indukowanego, a tym samym zwiększenie mocy silnika. Przy czym wzrost oporu będzie szczególnie duży wówczas, gdy w celu osiągnięcia znacznej siły wznoszenia samolot przechodzi do lotu o maksymalnych kątach natarcia. Ostatecznie następuje taki moment, w którym skrzydło jeszcze będzie w stanie zwiększać siłę nośną, ale mocy silnika nie starczy do pokonania zwiększającego się oporu. Liczby wyglądają następująco: przy maksymalnie dużych kątach natarcia siła oporu aerodynamicznego osiąga wielkość około 1/4 siły wznoszenia i jeżeli skrzydło może rozwijać siłę nośną sześciokrotnie przewyższającą ciężar samolotu, to do pokonania wzrastającego oporu będzie potrzebny silnik o ciągu 1,5 raza większym od ciężaru samolotu (współczynnik ciągu do ciężaru wynosi 1,5). Taki współczynnik w przypadku silnika tłokowego jest absolutnie nieosiągalny.

Jak wiadomo PZL.50 w zakręcie na małej prędkości miał tendencję do ślizgu na skrzydło. Rozbudowana mechanizacja płat (automatyczne sloty, klapy szczelinowe oraz klapa krokodylowa pod kadłubem) zwiększająca siłę nośną 2-2,5 krotnie, nie była w stanie temu zapobiegać, przypadłość tę błędnie wiązano ze zbyt małą mocą silnika. W tabeli nr 2 przedstawiamy wartość oporu indukowanego dla płata o wydłużeniu 5,95. W punkcie krytycznym opór indukowany płata jest bardzo wysoki (C_xi = 0,06237). Warto zauważyć, że tak wysoki opór indukowany daje płat o obrysie eliptycznym, w przypadku skrzydła trapezowego opór indukowany byłby o 20% wyższy. Wysoka wartość oporu indukowanego (która dodatkowo wzrastała w zakręcie) w połączeniu z niską wartością punktu krytycznego profilu IAW – 743 (13 stopni, C_z = 1,08, C_x = 0,1385) była przyczyną zwalania się na skrzydło.

To oczywiste, że najlepszym rozwiązaniem byłby montaż silnika o wyższej mocy, ale równie oczywistym był fakt, że takich silników nie posiadaliśmy, w tej sytuacji konstruktor musi brać pod uwagę wszystkie czynniki, zapewniając przy tym odpowiedni margines bezpieczeństwa. Nowe skrzydła były niezbędne, należało zwiększyć ich wydłużenie, zmniejszyć ciężar poprzez zastosowanie klasycznej konstrukcji dwudźwigarowej, poprawić jakość wykonania (staranne nitowanie, wygładzenie powierzchni), być może wprowadzić skręcenie aerodynamiczne płata w celu poprawienia zwrotności. Aerodynamika Jastrzębia wymagała krytycznej analizy już na etapie projektu, można przypuszczać, że ambitne zadanie przerosło możliwości ekipy Jakimiuka.

KADŁUB

Na pierwszy rzut oka kadłub Jastrzębia był aerodynamicznie poprawny. Zaprojektowano go zgodnie z najnowszymi trendami. Silnik Bristol Mercury VIII otrzymał nowoczesną osłonę typu NACA z klapkami regulującymi przepływ powietrza chłodzącego, która w połączeniu z dużym kołpakiem śmigła, bardzo efektywnie ograniczała opór czołowy silnika (średnica 1307 mm). Pokrycie kadłuba było nitowane z wpuszczanymi łebkami nitów. Stateczniki miały dobrane obrysy generujące mniejszy opór. Jednak podczas prób w locie stwierdzono usterki, których naprawa wymagała ingerencji w strukturę kadłuba. przede wszystkim powiększono wlot powietrza do gaźnika, który ograniczał dopływ powietrza do silnika, zmniejszając moc i osiągi samolotu. Poprawiono przejście skrzydło-kadłub w celu poprawienia opływu tylnej części kadłuba oraz powiększono i przeniesiono do góry statecznik poziomy. Tym sposobem wyeliminowano: drgania typu buffeting, niedostateczną skuteczność sterów oraz zlikwidowano przyczynę dławienia silnika.

Tabela 3- Zestawie danych dotyczących oporów samolotów wg R. Aleksandrowicz, W. Łucjanek, J. Martyniak. Załączniki do zbioru zadań z Mechaniki Lotu (PWN, Warszawa-Łódź 1962).

Tabela 3 przedstawia wartości minimalnego współczynnika oporu dla różnych rodzajów samolotów.

Wynika z niej, że współczynnik oporu minimalnego Jastrzębia powinien wynosić od 0,02 do 0,025. Dla porównania - współczynnik oporu wyścigowego samolotu Potez-53, wyglądający niczym miniatura Jastrzębia, sięgał wartości C_xmin = 0,0215, z tego 34% przypadało na skrzydła, 39% oporu dawał kadłub, stateczniki 9%, chłodnica oleju tylko 6%, strumień zaśmigłowy 12%. Aby w przybliżeniu określić wartość C_x Jastrzębia przyjmujemy, że relacje pomiędzy poszczególnymi składnikami są podobne. W związku z tym, jeżeli obliczony Cx płata wynosi 0,009349 (Tab. 2) to pozostałe współczynniki kształtują się następująco: C_x samolotu – 0,027497, C_x kadłuba – 0,010724, C_x usterzenia – 0,0024747, C_x chłodnicy – 0,001650.

Dysponując wartością współczynnika oporu możemy pokusić się na obliczenie prędkości maksymalnej. Brakuje jedynie sprawności śmigła. Andrzej Glass podaje, że w prototypie wypróbowano śmigła marek: Hamilton, Letov, Ratier można przyjąć, że sprawność tych śmigieł oscylowała wokół 80%.

Nr – moc rozporządzalna – 840 KM

n – sprawność śmigła - 0,8

S – powierzchnia nośna – 15,8 m

C_x – współczynnik oporu – 0,027497

q – gęstość powietrza - 0,812

Korzystamy ze wzoru Nr*n*736 = (S*V³*q*C_x)/2

Prędkość maksymalna liczona metodą mocy wynosi V_max = 507,6 km/h. Po spełnieniu wszystkich teoretycznych przesłanek i wyeliminowaniu aerodynamicznych usterek, osiągnięcie prędkości maksymalnej było możliwe, jednak wymagało czasu. Bez wątpienia PZL.50 nie był samolotem optymalnie zaprojektowanym. Po usunięciu podstawowych usterek byłby co najwyżej maszyną przeciętną. Zwycięstwo w wielkich konfliktach zbrojnych zapewniał zwykle masowo produkowany i używany sprzęt przeciętnej jakości. Innego zdania jest Edward Malak, który zagadnienie przezbrojenia w nowy sprzęt ujmuje w następujący sposób: „Tym czasem względy obronne Polski narzucały sięganie po broń, co najmniej równą broni z zagranicy. Poprzestawanie na sprzęcie przeciętnym (choć nowym), w warunkach wyraźnej liczebnej przewagi państw w których upatrywano napastników, byłoby niejako ustawieniem wojsk polskich na z góry przegranej pozycji”. W kontekście katastrofy Wilka i Jastrzębia słowa E. Malaka nabierają szczególnej ironii.

Koniec części I.