Nieudane podwozie Karasia

PZL.23 B wymyka się jednoznacznym ocenom. Karaś nie pozostawił po sobie heroicznego mitu. Walczył dzielnie, lecz krótko, po czym popadł w zapomnienie i długo czekał na obiektywny osąd. Był symbolem sukcesu w ryzykownej grze o modernizację polskiego lotnictwa, a krótko potem stał się ofiarą błyskawicznego postępu w technice lotniczej. PZL.23 B Karaś powstał na drodze kompromisu pomiędzy konserwatywnie zdefiniowanymi potrzebami wojska, ograniczonymi możliwościami przemysłu i ambitną koncepcją projektanta wychodzącą daleko poza ówczesną doktrynę użycia lotnictwa. W istocie był to typ lekkiego, dolnopłatowego bombowca, zbyt „ciężki i szybki” jak na samolot liniowy. Miał kilka wad konstrukcyjnych, które ograniczały jego osiągi i własności bojowe, ale w polskim lotnictwie stanowił duży postęp.




 Wbrew intencjom projektanta Karaś, nie był przystosowany do korzystania z przygodnych lotnisk polowych, ani funkcjonowania w prymitywnych warunkach frontowych. Ze względu na zawodne podwozie wymagał lotnisk o dobrej nawierzchni, a nowoczesna konstrukcja czyniła go zależnym od rozbudowanego zaplecza warsztatowego. Podczas prób w ITL samolot wykazał się możliwościami atakowania celów naziemnych oraz bombardowania z lotu nurkowego.
Prototyp PZL.23/IV traktowany jako demonstrator technologii, stanowił interesujący wzorzec do budowy  bombowca nurkującego, o czym pisaliśmy w poprzednim artykule.
Jednak maszynę wywodzącą się z innowacyjnego nurtu rewolucji lotniczej lat trzydziestych na siłę wtłoczono w przestarzałą koncepcję samolotu liniowego. Funkcję samolotu liniowego mogły z powodzeniem pełnić zmodernizowane Potezy XXV z silnikiem Jupiter VIIF. Ani inspektorom GISZ-u, ani szefostwu SG nie czyniło to wielkiej różnicy, natomiast konstrukcja Karasia nawiązująca wprost do amerykańskich samolotów pola walki takich jak Northrop A17, czyniła go kandydatem do roli pierwszego polskiego szturmowca. Niestety w ówczesnych warunkach było to całkowicie nierealne.

BUDOWA PODWOZIA
Stałe podwozie samolotu PZL.23B Karaś uznawano za nieskomplikowane, tańsze i pewniejsze od podwozia chowanego hydraulicznie. Jednak rozwiązania techniczne zastosowane w jego konstrukcji budziły wiele zastrzeżeń. Podwozie główne składało się z dwóch pojedynczych goleni, z których każdą usztywniono po bokach dwoma stalowymi wspornikami w kształcie trójkąta, oparte były na dźwigarze przednim i wsparte zastrzałem umocowanym na dźwigarze tylnym. Golenie połączono ze skrzydłem za pomocą frezowanego wielowypustu, który uniemożliwiał obrót podwozia, a koła o rozmiarach 775 x 240 zamocowano w stalowym widelcu. Konstrukcja podwozia była więc cięższa i droższa od nieznanego jeszcze podwozia o prowadzeniu nożycowym zastosowanym w Łosiu. Do amortyzacji podwozia użyto amortyzatorów olejowo-powietrzne  Avia 85200X B lub X C, płoza ogonowa amortyzowana była pojedynczym amortyzatorem  Avia 30100PB. Konstruktorem amortyzatorów był Stanisław Bardadin z PZL, nadzorujący następnie ich konstrukcję w wytwórni Avia. W zakładach Avia cechowanie amortyzatorów przedstawia się następująco: dwie pierwsze cyfry określają średnicę tłoka, a trzy następne jego skok. Dodatkowo literą – P oznaczano amortyzatory pracujące w układzie normalnym, natomiast literą – R w układzie odwróconym, literami X – Y – Z oznaczano amortyzatory specjalne, literą A oznaczano znormalizowane końcówki amortyzatora, literami od B poczynając końcówki specjalne. Moment skręcający amortyzatora wynosił 1220 kG/m, natomiast moment gnący 1110 kG/m. Wielu autorów podkreśla, że główną przyczyną awarii podwozia były wadliwie działające amortyzatory. O tym piszemy w dalszej części artykułu. Naszym zdaniem podwozie było najsłabszą stroną samolotu i wymagało wzmocnienia, ale w lepszym stylu niż zrobiono to w PZL. 46.

OBCIĄŻENIA PODWOZIA W CZASIE RUCHU NA ZIEMI
Podwozie samolotu ma za zadnie umożliwić postój i ruch samolotu na ziemi oraz przyjąć i rozproszyć energię wynikającą z ruchu samolotu podczas lądowania. Znajomość obciążeń, jakie powstają w tych okolicznościach, umożliwia prawidłowe zaprojektowanie podwozia. Energia jaką musi pochłonąć podwozie jest sumą energii kinetycznej opadania pionowego i energii potencjalnej:
E = mv2/2 + (mg – Pz) × h
gdzie:

E – energia samolotu związana z ruchem pionowym, v – prędkość pionowa samolotu w chwili przyziemiania, h – wysokość środka masy od chwili przyziemienia do całkowitego ugięcia amortyzacji, Pz- siła nośna
Rysunek nr 1.
Energia ta powinna być mniejsza lub co najwyżej równa pracy amortyzacji wyrażonej jako:                       
L = Z/(i × ηa × ha + ηp × hp)
gdzie:
L- praca amortyzacji, Z- maksymalna siła działająca na podwozie, ha- skok amortyzatora, ηa - współczynnik pełnoty wykresu pracy amortyzatora, i- przełożenie amortyzacji równe stosunkowi obniżenia środka masy do skoku amortyzacji, hp- skok pneumatyka, ηp - współczynnik pełnoty wykresu pracy pneumatyka.
Siłę poziomą określa się jako:
X = Z×μ
gdzie: μ – współczynnik tarcia, Z- maksymalna siła działająca na podwozie

PZL. 23 miał tendencję do lądowania „na łeb”. Aby temu zapobiec pilot powinien umiejętnie operować trymerem, klapami i sterem wysokości, co wymagało dobrego wyszkolenia technicznego, dlatego początkowo wypadki łączono ze słabym poziomem wyszkolenia pilotów. Dopiero później zwrócono uwagę na niedostateczną pracę amortyzatorów. Konstrukcja była niszczona wskutek działania pionowej siły Z oraz poziomej siły X (Rys.1). Podczas lądowania  niezaabsorbowana przez amortyzator energia opadania niszczyła konstrukcję skrzydła, a dalszy proces polegał na jego głębokiej deformacji przez siłę poziomą X. Należy zwrócić uwagę, że podczas lądowania zasadniczy wpływ na obciążenie konstrukcji wywiera pionowa siła Z, wartość siły poziomej X zależy od współczynnika tarcia i w normalnych warunkach jest wielokrotnie niższa od siły Z.

Źródło: mysliwcy.pl
Opór toczenia koła podwozia samolotu na nieutwardzonej nawierzchni gruntowej lub trawiastej determinuje osiągi samolotu przy starcie i lądowaniu. Wartość współczynnika oporu toczenia dla lotniska trawiastego wynosi dla trawy krótkie 0,05, trawy długiej 0,08 oraz w przypadku długiej mokrej trawy wzrasta do 0,13. W terminologii lotniczej pojęcia takie jak współczynnik tarcia i współczynnik przyczepności są tożsame podobnie jak terminy przyczepność i szczepność. Szczepność  posiada fundamentalne znaczenie w przypadku dobiegu, gdy samolot ma wytracić swoją energię kinetyczną na skutek siły tarcia. Wówczas, im większy współczynnik szczepności, tym szybciej samolot zatrzyma się na pasie.

AMORTYZACJA
Najprostszym sposobem amortyzacji jest koło z oponą pneumatyczną. Elementem amortyzującym jest pneumatyk, charakteryzuje go najniższy współczynnik pełnoty pracy amortyzatora – η. Jest to stosunek energii pochłoniętej przez rzeczywisty amortyzator (czyli praca amortyzatora – w tym przypadku pneumatyka) do energii pochłoniętej przez idealny amortyzator. Dla opony pneumatycznej wynosi η = 0,45. Inaczej mówiąc jest to stosunek pola leżącego pod charakterystyką amortyzatora przy jego ugięciu do pola prostokąta:
Z×hp  (Rys. 2)
Rysunek nr 2.

Podwozie samolotu umożliwia jego poruszanie się po ziemi i przejmuje siły dynamiczne występujące przy zetknięciu się samolotu z powierzchnią ziemi. W lekkich samolotach starszej generacji często spotykanym elementem sprężystym służącym amortyzacji była sprężyna. Sprężyna zdolna jest jedynie do amortyzacji energii. Po ugięciu sprężyny następuje jej „odbój” przy zerowym polu histerezy i sprężyna prawie w całości zwraca energię zamortyzowaną. Amortyzatory sprężynowe powodują tzw. „kozłowanie”, czyli nieakceptowaną skłonność samolotu do wykonywania serii podskoków. Praca sprężyny wynosi L =  Zh/2 i jest to pole leżące pod charakterystyką sprężyny (Rys. 3) współczynnik pełnoty pracy amortyzatora sprężynowego wynosi η= 0,5.
Rysunek nr 3.                               
Idealny amortyzator nie istnieje. Działania konstruktorów zmierzają do otrzymania jak największej pracy amortyzacji, przy możliwie małych ugięciach i wartościach reakcji pionowych Z, należy więc zwiększać pole leżące pod charakterystyką amortyzacji. Zapewniający maksymalną pracę po założonym ugięciu „idealny amortyzator” miałby wartość siły stałą od początku do końca swego ugięcia, co byłoby nie do przyjęcia podczas kołowania po nierównym terenie. Jak dotąd najlepszym rozwiązaniem jest amortyzator olejowo – powietrzny (Rys. 3). Po uderzeniu kół podwozia o ziemię  znaczna część energii uderzenia jest przetwarzana w amortyzatorze na energię ciśnienia powietrza sprężonego w wyniku przesuwania się tłoka w głąb cylindra. Ruchowi temu towarzyszy dławienie oleju przepływającego otworem do górnej części cylindra. Jednocześnie olej przedostaje się otworkami w górnej części tłoka do dolnej części cylindra. Ruch powrotny tłoka (tzw. odbój ) odbywa się pod wpływem ciśnienia powietrza. Tłumiące oddziaływanie otworów w cylindrze i i tłoku wynika z oporów hydraulicznych, związanych z przetłaczaniem przez nie oleju. Uwalniające się przy tym ciepło stanowi równoważnik energii mechanicznej, rozpraszanej przez amortyzator. Krzywa odboju leży znacznie powyżej krzywej sprężania i dlatego współczynnik η może wynosić 0,8 i więcej. W przypadku Karasia przyjęliśmy wartość współczynnika ηa równą 0,75. Jest to wartość niewielka, adekwatna do poziomu techniki w latach trzydziestych. Biorąc pod uwagę opinię wielu historyków lotnictwa dotyczącą awaryjności podwozia, rzeczywista wartość współczynnika η była mniejsza.


Rysunek nr 4.

                   TWARDE LĄDOWANIE
W jakich warunkach dochodziło do uszkodzeń podwozia? Podczas lądowania podwozie samolotu jest poddawane różnorodnym obciążeniom. Na początku przykład prawidłowego lądowania.
Samolot PZL.23B Karaś podchodzi do lądowania. Wyrównuje, gdy środek masy znajduje się na wysokości H = 2,5m, po czym ląduje z prędkością opadania  v = 2 m/s, w momencie przyziemienia płoza ogonowa znajduje się nad ziemią.
Zakładamy, że:  PZ = 2/3 Q;  E = mv2 / 2 + (mg – PZ) × (H – hl);  hl = zp + 0.5D - hp
E = mv2 / 2 + (mg – Pz) H-hl
2893 × 4/2 + (2893 × 9,81 - 0,66 [2893 × 9,81]) × 0,6) / 1 × 0,2 × 0,75 + 0,16 × 0,45 =
= (5786 + 10614) × 0,6 / 0,22 = 44727 N
η = 44727/28380 = 1,58

Podany przykład dowodzi, że prawidłowo wykonane lądowanie nie obciąża konstrukcji samolotu. Typowe błędy popełniane podczas lądowania to:
  1. niewłaściwy dobór prędkości podchodzenia;
  2. wyrównanie samolotu na zbyt dużej wysokości;
  3. wyrównanie samolotu na zbyt małej wysokości.
Prawidłowe podejście do lądowania powinno odbyć się na prędkości optymalnej, a wyrównanie powinno się rozpocząć  na wysokości 6 – 8 m, kończyć zaś na wysokości 0,5 – 1 m. W końcowej fazie podchodzenia pilot ściąga drążek zwiększając kąt natarcia, dzięki czemu wzrasta siła nośna, a tor lotu staje się równoległy do ziemi, dlatego potrzebny jest niewielki zapas prędkości ponad prędkość minimalną, ponieważ sama zmiana kąta natarcia nie spowoduje wzrostu siły nośnej i samolot gwałtownie zetknie się z ziemią. Zbyt duży zapas prędkości pod koniec podchodzenia do lądowania również nie jest pożądany. Wydłuża on fazę wytrzymania. Zakończenie etapu wyrównania na zbyt dużej wysokości powoduje znaczne przepadnięcie samolotu. Przepadnięcie na dużej wysokości kończy się uszkodzeniem podwozia, a nawet kadłuba. Jeżeli pilot wyrówna samolot na zbyt małej wysokości, a prędkość samolotu przekracza prędkość lądowania, to samolot ponownie oderwie się od ziemi wykonując podskok zwany „kangurem” lub „kozłem”.  

Źródło: www.samolotypolskie.pl                                       
Karaś odznaczał się wytrzymałą konstrukcją o czym świadczą całkiem udane próby bombardowania z lotu nurkowego. Podwozie było najsłabszym zespołem samolotu. Poniżej podajemy dwa przykłady ekstremalnego lądowania, które mogło prowadzić do zniszczenia podwozia:

- Po pierwsze, samolot PZL. 23B Karaś podchodzi do lądowania z dużą ustaloną prędkością pionową v = 6,5 m/s (23,4 km/h). W momencie przyziemienia płoza tylna znajduje się nad ziemią. Lotnisko ma nawierzchnię trawiastą. Naszym zadaniem jest obliczenie sił poziomej i pionowej działających na podwozie oraz wielkość obciążenia. Dane: ha - skok amortyzatora (0,2 m), ηa – współczynnik pełnoty amortyzatora (0,75), i - przełożenie amortyzacji (1), hp - skok pneumatyka (0,16 m), ηp - współczynnik pełnoty pneumatyka (0,45), μ – współczynnik tarcia (0,1). Ponieważ ruch jest z założenia ustalony, musi istnieć równowaga sił, a wobec tego: Pz = mg. Stąd energia lądowania:

E = m v2 / 2 = 2893 × 42,25 / 2 = 61115 J
Stąd:
Z = E / ( i × ηa × ha + ηp × hp) = 61115/ 1 × 0,75 × 0,2 + 0,45 × 0,16 = 275291 N
X = Z × μ = 275291 × 0,1 = 27529 N
Z założenia:
n0 = Pz / mg = 1 
przyrost   Δnl = Z / mg = 275291 / 2893 × 9,81 = 9,7

Ostatecznie mamy:
n = n0 + Δnl = 1 + 9,7 = 10,7
Obciążenie podwozia przekracza wartość obciążenia niszczącego, zatem konstrukcja samolotu mogła ulec zniszczeniu. W normalnych warunkach prawdopodobieństwo takiego zdarzenia jest niewielkie. Przy prawidłowym lądowaniu prędkości dochodzą do 2 – 2,5 m/s. Ekstremalne lądowanie może być wynikiem błędu pilota lub awarii silnika. Jednak w praktyce zdarzały się takie wypadki, bo własności lotne maszyny były diametralnie różne od dwupłatowych samolotów liniowych.

Po drugie, PZL.23B podczas lądowania stracił siłę nośną. Środek masy samolotu znajdował się na wysokości H = 4,5 m nad poziomem nawierzchni lotniska. Samolot opadł na koła główne z płozą ogonową uniesioną nad ziemią. Zajmiemy się obliczeniem pionowego obciążenia podwozia oraz współczynnika Δn. Do obliczeń przyjmujemy dane z poprzedniego przykładu, przyjmując, że podana geometria dotyczy podwozia ugiętego. Mamy do czynienia z nietypowym „lądowaniem”, dlatego zakładamy, że prędkość pionowa wynosi zero, więc energia lądowania jest w całości energią potencjalną.
Ep = mg (H – hl),  gdzie hl – wysokość środka masy przy maksymalnie ugiętej amortyzacji:
hl = zp + 0,5D – hp = 1,87 + 0,5 × 0,775 – 0,36 = 1,9 m
Ep = mg (H – hl) = 2893 × 9,81 × 2,6 = 73788 J
Z = Ep / (i × ha× ηa + hp × ηp) = 70950 / 1 × 0,2 ×0,75 + 0,45 × 0,16 = 335400 N
Δnl = 335400 / 28380 = 11,8
Obciążenie niszczące w przypadku samolotu PZL.23.B Karaś wynosi 9,7 przy ciężarze 2893 kG, natomiast przy ciężarze maksymalnym malało do 7,8. Z obliczeń wynika, że do zniszczenia podwozia dochodziło przy obciążeniach ponad 30 ton. Zatem amortyzatory musiały wykonać wielką pracę, aby zaabsorbować i rozproszyć tak dużą energię lądowania. Do obliczeń przyjęliśmy wartość współczynnika pełnoty wykresu pracy amortyzatora wynoszący – 0,75. Zdaniem wielu autorów, amortyzatory Avia nie osiągały zakładanych parametrów w związku z tym możliwości absorpcji energii lądowania były dużo niższe i do uszkodzenia dochodziło przy niższych obciążeniach, niestety nie dysponujemy materiałami, które wyjaśniały ten problem. Dlatego warto porównać siły jakie działają przy „normalnym” lądowaniu z siłami, które prowadziły do dewastacji konstrukcji samolotu. Z dużą dozą prawdopodobieństwa można postawić tezę, że sprawność amortyzatorów wynosiła około 80 % sprawności nominalnej. Fotografie z okresu kampanii wrześniowej przedstawiające wraki PZL.23 ukazują często boczne deformacje goleni, co wskazywałoby na niewystarczającą stabilność podwozia w płaszczyźnie poprzecznej. Tylny zastrzał stabilizował podwozie w płaszczyźnie podłużnej, natomiast niewielkie trójkątne wsporniki raczej nie zapewniały wystarczającej sztywności podwozia w płaszczyźnie poprzecznej, dlatego w PZL. 46 Sum zastąpiono je drugim poprzecznym zastrzałem zapobiegającym ukręcaniu się goleni. Wzmocnienie goleni dwoma daleko zakotwiczonymi zastrzałami rozstawionymi o 90 stopni zapewniało przeniesienie sił na całą strukturę skrzydła i stabilizację w obu płaszczyznach, niestety poprzeczny zastrzał pogarszał wygląd i aerodynamikę samolotu, oraz co tu kryć – świadczył o nieporadności głównego konstruktora. Przy okazji warto przeanalizować wartości momentów: gnącego i skręcającego dla amortyzatora Avia 85200. Otóż nie są one zbyt wysokie i wynoszą odpowiednio 1110 kG/m i 1220 kG/m. Jeżeli porównamy efektywność i wytrzymałość amortyzatorów z wielkością działających na nie sił, to wniosek może być tylko jeden. Podstawową przyczyną uszkodzeń podwozia były źle dobrane amortyzatory. Sprawa znalazła rozwiązanie poprzez zastosowanie nowych amortyzatorów o skoku 290 mm, wyposażonych w zawory regulujące przepływ oleju pomiędzy komorami, dopiero w samolocie PZL. 46 Sum.
Źródło: www.pwm.org.pl
Doskonałym przykładem do naśladowania była ewolucja podwozia Stukasa. Samolot Ju 87 A nie miał w sobie nic z drapieżnej elegancji późniejszych maszyn Junkersa. Jego sylwetkę psuła  prymitywna konstrukcja podwozia. Koła „Antona” były wysunięte do przodu, golenie były podparte zastrzałami bocznymi i podwójnymi tylnymi wspornikami, a osłony podwozia przypominały ugięte łapy wielkiego niedźwiedzia. Skomplikowana budowa podwozia generowała wzrost ciężaru i oporu aerodynamicznego, nie zapewniając dostatecznej wytrzymałości. W porównaniu do Ju 87A , podwozie Karasia było znacznie lepszej próby. Problemy te niezwykle skutecznie rozwiązano w następnej wersji Stukasa oznaczonej Ju 87B. Podwozie „Berty” wzmocniono, ale nade wszystko uproszczono jego konstrukcję, ograniczając się do jednej goleni z widelcem bez wzmocnień i zastrzałów. Pojedynczą goleń montowano pod kątem prostym, a oprócz amortyzatora hydropneumatycznego zastosowano dodatkowy amortyzator sprężynowy umiejscowiony w punkcie mocowani goleni w skrzydle. Nowe podwozie Stukasa było efektywne i wytrzymałe ze względu na niezwykle solidną budowę centropłata oraz większe gabaryty amortyzatora, a tuleja, w której montowano goleń, podwozia przypominała lufę krótkiej armaty. Nowe osłony podwozia stały się znakiem rozpoznawczym Stukasa. Wersja Ju 87D charakteryzowała się dynamiczną sylwetką, a zgrabne owiewki o mniejszych gabarytach nadawały jej wizerunek drapieżnego ptaka, co ciekawe dopiero w wersji Ju 87D zastosowano dwuczłonowe owiewki ze skórzanym fartuchem pośrodku, podobne do osłon znacznie wcześniej montowanych w Karasiu. Układ jezdny Karasia powinien być zmodernizowany na wzór Junkersa Ju 87B. Zaniechanie spowodowało, że we wrześniu 1939 przy kołowaniu, startach i lądowaniach rozbito 23 samoloty, a w naprawach znajdowało się dalsze 55 Karasi, z tego większość z uszkodzonym podwoziem.
Źródło: www.mysliwcy.pl
PODSUMOWANIE 
Dopiero w samolocie PZL.46 Sum, który był ulepszoną wersją Karasia, wyeliminowano wady podwozia pierwowzoru. Pod względem możliwości bojowych, stanowił on następne ogniwo w ewolucji samolotu liniowego. Podwozie PZL.46 Sum charakteryzowało się solidną konstrukcją, jednak z punktu widzenia czystości aerodynamicznej było krokiem wstecz. Z 210 wyprodukowanych Karasi w wersji B, w boju wrześniowym udział wzięło około 114, w szkolnictwie, w rezerwie i w remontach było około 75 Karasi. Tuż przed wybuchem wojny, na podstawie zarządzenia szefa SG z dnia 10. stycznia 1939 rozformowano i skreślono z tabel mobilizacyjnych pięć eskadr liniowych. Trudno zrozumieć dlaczego w sytuacji bezpośredniego zagrożenia wojennego, sprzęt wystarczający do pełnego wyposażenia pięciu eskadr nie był naprawiany, tymczasem w zakładach PZL WP 1 w pośpiechu kończono eksportową serię PZL 43A dla Bułgarii.
Katastrofy i wypadki w lotnictwie polskim stanowiły ogromną daninę lotniczej krwi. Czas katastrof lokalizuje się zwykle w początkowym okresie rozwoju lotnictwa, kiedy to maszyny: włoski Ansaldo Balilla i francuski SPAD powodowały istne spustoszenie wśród pilotów myśliwskich.
Nieco przemilczaną kwestią są liczne katastrofy nowocześniejszego sprzętu PZL.23 Karaś i PZL.37 Łoś. PZL.23 był maszyną trudną. Wśród pilotów starszej generacji, wyszkolonych na samolotach dwupłatowych, miał złą opinię. W ciągu trzech lat użytkowania wydarzyły się 23 katastrofy, w których zginęło 55 osób. W owianych ponurą legendą "latających trumnach" Ansaldo A-1 Balilla, w 20 katastrofach zginęło 18 pilotów. Podczas słynnej „manifestacji siły” wobec Litwy, 11 Karasi straciło podwozie, lądując po zmroku na rozkopanym lotnisku Porubanek. Nieoczekiwanie „naprężanie lotniczych muskułów” zamieniło się w pokaz nieudolności w dowodzeniu dużymi zgrupowaniami lotniczymi. Przed wybuchem wojny było to groźne memento – samosprawdzająca się przepowiednia wrześniowej tułaczki Brygady Bombowej.

LITERATURA

  1. A. Glass. Polskie Konstrukcje Lotnicze. Wyd. Stratus. Sandomierz 2008.
  2. K. Klobuch Geneza lotniczego września. Wyd. ZP Grupa. Piekary Śląskie 2009.
  3. E. Malak. Prototypy samolotów bojowych i zakłady lotnicze. IW ERICA. Warszawa 2011.
  4. W. Mazur. Samolot rozpoznawczo-bombowy PZL.23 Karaś. Wyd. Edipresse. Warszawa 2013.
  5. T. Pawłowski. Lotnictwo lat 30 XX wieku w P olsce i na świecie. Oficyna Wydawnicza RYTM. Warszawa 2011.
  6. P. Tarkowski. Metoda oceny gruntowych nawierzchni lotniskowych. University of Mechanical Engineering. Lublin
  7. Instrukcja użytkowania samolotu PZL. 23B Karaś Muzeum Lotnictwa. Kraków.
  8. Przewody giętkie Vipera. Amortyzatory olejowo powietrzne Awia. Muzeum Lotnictwa. Kraków.
Rysunki nr. 2,3,4 - Podręcznik dla studentów kierunku inżynieria lotnicza Politechniki Wrocławskiej, Wyznaczanie współczynnika obciążeń samolotu. www.wbc.wroc.pl

Komentarze