Dlaczego Jastrząb zawiódł? - część 3

Jastrząb na tle myśliwców Puławskiego prezentował się nadzwyczaj nowocześnie. Zwarta sylwetka, eliptyczne obrysy skrzydeł i stateczników sprawiały wrażenie siły. Próby fabryczne pokazały słabe strony prototypu. Największym mankamentem okazał się deficyt prędkości. Porażka Wilka i Jastrzębia nadszarpnęły autorytet studium konstrukcyjnego PZL odsłaniając bolesną prawdę. Niewielkie zasoby sił i środków będące źródłem pierwszych sukcesów, w przypadku bardziej wymagających konstrukcji okazały się niewystarczające. Samoloty porównywalne do Jastrzębia powstawały zarówno w państwach uznawanych za lotnicze potęgi jak i ekonomicznie słabszych, pozbawionych ambicji mocarstwowych. Kryzys przyszedł w najgorszym momencie ujawniając wszystkie przeszłe braki i zaniedbania. Zdaniem niektórych decydentów rozwiązaniem problemu był powrót do krainy złudzeń, czyli ponowne uruchomienie produkcji myśliwców PZL.24 lub PZL.11g Kobuz.



HIPOTETYCZNY JASTRZĄB

Jastrząb był pierwszym polskim samolotem zdolnym do przekroczenia prędkości 500 km/h.

Wyniki dmuchań w tunelu aerodynamicznym napawały optymizmem, jednak prototyp sprawił zawód, którego przyczyn nigdy należycie nie wyjaśniono. Owo spiętrzenie, zdawałoby się nierozwiązywalnych sytuacji, ominęło konstruktorów angielskich, włoskich i amerykańskich, którzy budowali, bardziej lub mniej udane samoloty napędzane silnikami o mocy zbliżonej do motoru PZL WS Merkury 8.

W odpowiedzi na angielską specyfikację F.5/34 powstały trzy typy samolotów niezwykle podobnych do Jastrzębia. Były to samoloty: Bristol 146 i Gloster F.5/34, obydwa napędzane silnikami Mercury, oraz Vickers Venom, wyposażony w silnik Bristol Aquila o mocy 625 KM.

Japończycy już w 1937 dysponowali udanym dolnopłatem, ze stałym podwoziem - Nakajima KI-27. Włoskie siły powietrzne na początku lat czterdziestych otrzymały trzy typy myśliwców: Macchi MC,200, Fiat G-50 Freccia i Reggiane 2000, solidnie wykonane i wyposażone w silniki gwiazdowe o dużej średnicy i niewygórowanej mocy. Listę zamykają trzy znane myśliwce europejskie. Rosyjski Polikarpow I-16 , rumuński IAR-80 i holenderski Fokker D.XXI. Dokonując wyboru, wzięliśmy pod uwagę wcześniejsze wersje, najbardziej zbliżone do PZL.50. Następnie uśredniliśmy podstawowe dane techniczne dziesięciu samolotów. W rezultacie otrzymaliśmy parametry hipotetycznego myśliwca, spełniającego warunki taktyczno- techniczne postawione prototypowi Jastrzębia.

Tabela 1.


1. Łatwo wskazać przyczyny niskiej zwrotności i wznoszenia, małe wydłużenie płata, duże obciążenie

powierzchni, mówią same za siebie. Trudniej uzasadnić, zastanawiający deficyt prędkości. Na odwrót, w oparciu o przedstawione w tabeli parametry, bez trudu można wykazać, że Jastrząb powinien być szybszy od większości przedstawionych samolotów. Zatem przyczyn niskiej prędkości maksymalnej należy szukać głębiej niż dotąd sądzono.

2. Nie ma też podstaw do sformułowania opinii, że podstawową przyczyną niskiej prędkości była zbyt mała moc silnika. Konsekwentnie broniliśmy silnika marki Bristol Mercury VIII, przed zbyt pochopnymi opiniami. Silniki dostarczono na czas, świadectwo z prób i odbioru w wytworni zostało przyjęte przez stronę polską bez zastrzeżeń. Opinia S. Riess'a dotycząca fałszowania przez firmę Bristol wyników prób, była obraźliwa i nie miała realnych podstaw, silnik był certyfikowany w Anglii i jego moc nie powinna być kwestionowana.

3. Z pośród dziesięciu samolotów, jedynie zmodernizowany PZL. 50, był w stanie przekroczyć prędkości 500 km/h. Osiągi większości maszyn były zawyżone. Podaje się, że prędkość maksymalna samolotu Gloster F.5/34 wynosiła 509 km/h na wysokości 4875m, odpowiada to wartość współczynnika oporu Cxmin = 0.021. Reggiane 200, przy mocy 1000 KM, latał z prędkością 515 km/h, daje to wartość Cxmin = 0,0242. W rzeczywistości opory generowane przez nitowane skrzydła o powierzchni 20,4 m2 i silnik gwiazdowy o średnicy 1,33 m, dają wartość współczynnika oporu Cx rzędu 0,03, w tym układzie Vmax wynosi około 480 km/h. Jastrzębiowi do osiągnięcia prędkości 500km/h wystarczył współczynnik oporu wynoszący 0, 0291. Nie ma podstaw, aby sądzić, że producent silnika fałszował osiągi silnika zatem przyjmujemy moc wynoszącą 840 KM, i zakładamy, że przyczyną niskiej prędkości były nadmierne opory płatowca.
OPÓR INDUKOWANY

Opór indukowany, w przeciwieństwie do oporu profilowego maleje odwrotnie proporcjonalnie do kwadratu prędkości, jego wielkość zależy od siły nośnej i rozpiętości płata.

Z relacji oblatywaczy wynika, że w zakrętach na prędkości poniżej 160 km/h, samolot zwalał się na skrzydło. Można dyskutować czy była to wada, która dyskwalifikowała maszynę myśliwską o prędkości przelotowej równej 375 km/h. Zwrotność nie była mocną stroną Jastrzębia, w zakręcie na dużym kącie natarcia, moc silnika nie równoważyła gwałtownie wzrastającego oporu. Dla porównania, Vickers Venom posiadający prostokątny płat i takież stateczniki, charakteryzował się dobrą zwrotnością, przy tym osiągał według producenta prędkość ponad 500 km/h z silnikiem o mocy zaledwie 625 HP. Skrzydła Venoma charakteryzowała prosta konstrukcja i duże wydłużenie. Dodatkowo jego pułap sięgał 10 000 m.

(Warto zwrócić uwagę na fakt, że pułap maksymalny Jastrzębia sięgał 7500m. PZL. 50 nie wykorzystywał wysokościowych charakterystyk silnika Mercury VIII. Fokker DXXI z identycznym silnikiem osiągnął wysokość 11300 m.)

Porównamy wielkość oporu indukowanego obydwu samolotów, przy identycznym współczynniku siły nośnej Cz=0,6. Zastosujemy wzór:

Cxi = C2z / π*λ* (1+ğ)

gdzie:Cxi współczynnik oporu indukowanego,

Cz–współczynnik siły nośne–0,6

π–liczba (pi)-3,14

λ–wydłużenie PZL. 50 - 5,95, Venom – 7,35

ğ-współczynnik Glauerta - jest to współczynnik korekcyjny uwzględniający m, in. wpływ obrysu płata na wartość współczynnika oporu indukowanego, jego wartość jest zawsze dodatnia i nie przekracza 0.2, dla płatów o obrysie eliptycznym wynosi 0, przyjmujemy wartość współczynnika dla Venoma wynoszącą 0,11.

Wyniki obliczeń są zaskakujące. Wartość Cxi Jastrzębia wynosi 0,0193, Venom pomimo korekty zwiększającej współczynnik oporu o 11%, ma niższą sumaryczną wartość współczynnika oporu indukowanego Cxi= 0,0173.
Opór indukowany, prostokątnego płata ograniczono poprzez zwiększenie rozpiętości i zastosowanie zwichrzenia. Dla płata prostokątnego, zarówno zwichrzenie geometryczne jak i aerodynamiczne są prostsze w wykonaniu, ponieważ w pierwszym przypadku zmienia się kąt natarcia identycznych profili, w drugim zmienia się profil końcówek, natomiast cięciwa pozostaje niezmienna.
Efekt jest ten sam - zmniejszenie siły nośnej na końcówkach skrzydeł powoduje, że oderwanie zaczyna się w pobliżu kadłuba, samolot przepada, lecz nie zwala się w korkociąg.
Nie są znane wyniki dmuchań modelu Jastrzębia, ale w monografii Łosia autorstwa J.B. Cynka znajdują się biegunowe niewielkiego płata(0,675*0,135) o profilu IAW-743. Wyniki podano dla różnych kątów wychylenia klap, brakuje informacji dotyczących slotów. Ze względu na identyczny profil, wyniki są bardzo zbliżone do danych Jastrzębia. Przy maksymalnym wychyleniu klap wartość Cz osiąga 1.9, a Cx przekracza 0,5. Posiadając charakterystyki płata możemy wyliczyć maksymalną wartość Cz dla Jastrzębia, korzystając ze wzoru
ΔCz=Czmax pr*Sf/S gdzie
ΔCz- przyrost współczynnika siły nośnej
C–maksymalna wartość współczynnika siły nośnej profilu-1,1
Sf-część powierzchni zajmowanej przez sloty lub klapy
S-powierzchnia nośna-15,8 m2
ΔCz/Czmax-dla slotów 55-65%, dla klap krokodylowych 75-85%, dla klap szczelinowych 85-95
Mechanizacja płata zwiększa wartość CzmaxJastrzębia do 1,85-1,9. Na kątach natarcia zbliżonych do krytycznego, wartość współczynnika oporu indukowanego jest bardzo wysoka Cxi max wynosiła 0,193.
Jest to siedmiokrotna wartość oporu minimalnego całego samolotu. Nic dziwnego, że w zakręcie na dużym kącie natarcia, wzrost oporu indukowanego powodował oderwanie opływu i zwalanie się na skrzydło. . Zmniejszenie oporu miał zapewnić Jastrzębiowi eliptyczny obrys skrzydeł. Opór indukowany eliptycznego płata redukuje się do minimum, gdy prędkości cząstek powietrza odrzucanych ku dołowi mają tę samą wartość wzdłuż całej rozpiętości skrzydła, a strefa oderwania rozwija się mniej-więcej prostopadle do krawędzi spływu. Wydaje się, że nie skorelowano należycie obrysu skrzydeł z rozpiętością płata. W rezultacie trudno oczekiwać efektu w postaci zmniejszenia oporu indukowanego. Na jego wielkość wpływa również, rozkład siły nośnej wzdłuż rozpiętości. Zmniejszają skuteczność lotek było spowodowane wystąpieniem na zewnętrznych częściach skrzydeł, poprzecznych gradientów ciśnienia, znacząco przyspieszających oderwanie strug.
Opór indukowany był przyczyną niskiej zwrotności. Planowana wymiana skrzydeł powinna obejmować: zwiększenie rozpiętości, bez nadmiernego powiększania powierzchni nośnej, zwichrzenie aerodynamiczne skrzydeł oraz modyfikację ich obrysu, Metody redukcji oporu były znane, jednak konstruktorzy Jastrzębia mieli problemy z ich zastosowaniem w praktyce.

OPÓR INTERFERENCYJNY

Badania w locie wykazały, że opór całego samolotu był znacznie większy niż suma oporów poszczególnych podzespołów. Ów dodatkowy opór, będący wynikiem niekorzystnego oddziaływania podzespołów samolotu nosi nazwę oporu interferencyjnego. Wydaje się, że głównym źródłem oporu interferencyjnego było przejście skrzydło-kadłub.
Największym polem do popisu dla aerodynamików nie jest zaprojektowanie kadłuba, ale dołożenie go do skrzydeł. Okazuje się, że nawet dobrze zaprojektowany kadłub i skrzydło nie muszą dać dobrych osiągów, jeśli zostaną źle połączone; tak silne mogą być efekty interferencyjne. Jednak interferencja potrafi sprawiać różne niespodzianki–także przyjemne. Dla przykładu: modyfikacja gondoli podwozia, końcówki skrzydła i końcówki kadłuba amerykańskiego transportowca C-141 Starlifter dały redukcję oporu o 8%! Jeszcze bardziej zaskakujący wynik dała zmiana kształtu gondoli silnikowej pewnego niezrealizowanego projektu samolotu. Modyfikacja końcówki kadłuba, gondoli podwoziowych i przejścia skrzydło-kadłub dała redukcję oporu przelotowego o 22 %. Na pierwszy rzut oka absurd, ale faktycznie tak jest. Widać, że typowa analiza inżynierska, znana z różnych skryptów do projektowania samolotów, nie wystarcza; wszyscy autorzy uznaliby powyższe elementy (może z wyjątkiem przejścia skrzydło-kadłub) za drobiazgi. Optymalizując szybowiec czy samolot musimy więc wykonać dużo dokładniejsze analizy, bez pomocy wzorów empirycznych czy statystyki podobnych konstrukcji. Interferencja nie musi dodawać oporu. Jeśli prawidłowo zaprojektujemy bryłę płatowca, możemy otrzymać mniejszy opór. Gdybyśmy dołożyli w przejściu skrzydło- kadłub prostą gondolę, jaka wydaje się najodpowiedniejsza, następuje znaczna redukcja krytycznej liczby Macha, czyli większy opór falowy. Ale gdybyśmy tę gondolę powyginali optymalnie, zmniejszając efekty w postaci fali uderzeniowej, to krytyczna liczba Macha i opór falowy maleje. Czyli interferencja może również poprawić opór aerodynamiczny, jeżeli ją inteligentnie zastosujemy.
dr.inż. Kszysztof Kubryński
Posiadając wartość współczynników oporu poszczególnych podzespołów samolotu możemy w teorii obliczyć współczynnik oporu kompletnego samolotu, uwzględniający również interferencję .
Cx = ( Cxp + Cxszk + Sh/S * Cxh) * (1 + Kint )

Cxp–współczynnik oporu płata
Cxszk - współczynnik oporów szkodliwych
Cxh–współczynnik oporu usterzenia
K int- współczynnik wzrostu oporów na skutek interferencji aerodynamicznej
0,2- dla odrzutowców
0,04 - dla samolotów śmigłowych o dobrze dopracowanej sylwetce
0,06- do 0,15 dla pozostałych samolotów
Prototypowi Jastrzębia daleko było do aerodynamicznej doskonałości. Zabrakło szerszego spojrzenia, jednolitej koncepcji organizującej konstrukcję w optymalny sposób. Płatowiec był zbiorem, gorzej lub lepiej zaprojektowanych podzespołów, które tworzyły niezbyt harmonijną całość. Zamiast kroplowej osłony kabiny pilota, zaprojektowano niezgrabną, nitowaną kopułę z odsuwaną osłoną. Ze względu na nadmierny opór, w drugim prototypie zastąpiono ją długą owiewką. Szereg uwarunkowań wskazuje na to, że podobnie jak w przypadku Karasia, w przejściu kadłub-skrzydło tworzył się rozbieżny strumień wytracający prędkość na usterzeniu poziomym i powodujący jego buffeting. Odkryte wnęki podwozia, oraz zastrzały pod statecznikiem poziomym, powodowały dodatkowy wzrost oporów interferencyjnych. Dlatego przyjmiemy wysoką wartość współczynnika K=0,09. Zakładając , że maksymalna prędkość Jastrzębia wynosiła 430 km/h, a moc silnika 840 KM na wysokości 4260 m, otrzymujemy wartość współczynnika oporu samolotu 0,04580, w tym opór interferencyjny 0.0038.

CHROPOWATOŚĆ

Symbolem osiągnięć PZL na polu aerodynamiki był profil IAW-743, jego charakterystyki opisaliśmy w pierwszej części artykułu. Niektórzy autorzy skłonni są uważać profil Dąbrowskiego za pierwszy w historii profil laminarny. Niestety, nie spełnia on wszystkich postulatów profilu laminarnego. Klasyczne profile laminarne w porównaniu do IAW-743 charakteryzują się:
a. bardziej wysmukłym noskiem
b. przesunięciem maksymalnej grubości profilu na 40 % do 70% długości cięciwy
c. ostrzejszą krawędzią spływu
d. charakterystycznym podgięciem krawędzi spływu
Profil laminarny wykorzystuje zjawisko warstwowego przepływu, dzięki czemu wydatnie zmniejsza się opór tarcia. Efektywność tego procesu zależy od długości laminarnej warstwy przyściennej, licząc od krawędzi natarcia do krawędzi spływu. Profil laminarny ma swoje wady, długie odcinki opływu laminarnego występują na małych kątach natarcia, natomiast oderwanie strug w laminarnej warstwie przyściennej następuje szybciej niż w warstwie turbulentnej, ze względu na małą energię cząsteczek powietrza. Typowa warstwa przyścienna na opływanym płacie składa się ze strefy przepływu laminarnego przy krawędzi natarcia, z rejonu przejściowego i ze strefy turbulentnej. W strefie turbulentnej występuje bardzo cienka podwarstwa lepka. Warstwa laminarna tworzy się na każdym profilu, problem polega na jej wydłużeniu i utrzymaniu na większych kątach natarcia.
Kształt przedniej części profilu laminarnego powinien być tak dobrany, że ciśnienie łagodnie obniża się w nim aż do miejsca największej grubości płata. Ujemny gradient ciśnienia w strudze wpływa dodatnio na zachowanie laminarnego przepływu w warstwie przyściennej, natomiast wzrost ciśnienia w punkcie przejścia, (największa grubość) powoduje jego zaburzenie. Gdyby profil IAW-743 był profilem w pełni laminarnym, to teoretycznie punkt przejścia powinien pokrywać się z punktem maksymalnej grubości wynoszącej 14%, leżącym w odległości 40% długości cięciwy od krawędzi natarcia. Można domniemywać, że linia przejścia laminarno-turbulentnego na płacie znajdowała się znacznie bliżej krawędzi natarcia.
Miarą chropowatości powierzchni jest średnia wysokość chropowatości-k.
Z punktu widzenia oporu tarcia istotna jest relacja średniej wysokości chropowatości do grubości podwarstwy lepkiej w turbulentnej warstwie przyściennej. Jeżeli chropowatość mieści się w tej podwarstwie, to nie wywołuje zmiany profilu prędkości w warstwie i nie wpływa na opór tarcia, taką powierzchnię nazywamy aerodynamicznie gładką. Natomiast jeżeli wysokość chropowatości wykracza poza tę podwarstwę, to jej obecność zmienia profil prędkości w warstwie i wpływa na wzrost oporu tarcia.
W części pierwszej stwierdziliśmy, że w optymalnych warunkach PZL. 50 Jastrząb był w stanie osiągnąć prędkość ponad 500 km/h. Chropowatości bardzo często są przyczyną nadmiernych oporów płata. Chropowatość aerodynamiczna różni się od potocznego pojmowania zjawiska chropowatości. Tworzą ją wszelkie nierówności w postaci wystających nitów, krawędzi blach, odprysków farby i nierówności pokrycia. Schemat konstrukcyjny, przy którym skrzydło stanowiło cienkościenną konstrukcję z blachy z mnóstwem wewnętrznych usztywnień przynitowanych do pokrycia był powszechnie stosowany. Wadą tego schematu było odkształcanie się cienkiego pokrycia między usztywnieniami i duża ilość nitów psujących jakość powierzchni.


Wykres przedstawia zależność współczynnika oporu tarcia od odwrotności chropowatości względnej, uwzględniono również liczby Reynoldsa oparte na wysokości chropowatości. źródło

Płat kesonowy Jakimiuka miał ciężką , dosyć skomplikowaną konstrukcję. Pokrycie górne było nitowane, dolne panele dokręcano śrubami z nakrętkami kotwicznymi.
Zastosowana technologia nie zapewniała dostatecznej gładkości skrzydeł, ale nie ma żadnych dowodów, że chropowatość pokrycia była główną przyczyną nadmiernych oporów. Jest to jedna z hipotez, którą zamierzamy zweryfikować.
Andrzej Glass cytuje wypowiedź Orlińskiego z narady w Ministerstwie Spraw Wojskowych. Wielki lotnik stwierdza, że w walce powietrznej woli P.11 od Jastrzębia, z kolei Edward Malak przedstawia fragment prywatnego listu, w którym Orliński napisał: Jastrząb, ,,z motorem o braku mocy 300-400KM nie nadaje się do użytku”. Pilot o tak wielkim doświadczeniu miał po części rację, do przezwyciężenia sił oporu w zakresie prędkości od 430 do 500 km/h, potrzebna była dodatkowa moc rzędu 400 KM. Tyle tyko, że silniki o mocy 1200 KM były niedostępne. Wyższa moc silnika w przypadku myśliwca jest zawsze pożądana, jednak niekonsekwentna polityka silnikowa Departamentu Lotnictwa doprowadziła do sytuacji, w której jedynym silnikiem seryjnym, był licencyjny PZL WS Merkury 8. Poprawę osiągów można było osiągnąć, jedynie drogą aerodynamicznego doskonalenia płatowca.
Analizując opór całkowity samolotu opieramy się na relacji Stanisława Riess'a. Szef zespołu pilotów doświadczalnych stwierdził, że Jastrzębiowi do osiągnięcia prędkości 500 km/h, zabrakło 80 km/h. Podzielił tę wielkość na trzy części, co przedstawia kolumna pierwsza. W kolumnie drugiej podaliśmy graniczne prędkości, które odnoszą się do podziału zastosowanego przez inż. S. Riess'a. W dalszej części przedstawiamy współczynniki oporu dla trzech prędkości granicznych. Współczynniki oporu obliczyliśmy dla mocy 840KM, na wysokości 4260 m. Czwarta kolumna przedstawia nasz podział brakującej prędkości znacznie różniącej się od wersji S. Riess'a. Ostatnia kolumna ilustruje konieczne zmniejszenie wartości współczynnika oporu.
Tabela 2.



Na wstępie zakładamy, że siła oporu spowodowana chropowatością płata była podstawową przyczyną obniżenia prędkości maksymalnej Jastrzębia. Wielkość współczynnika chropowatości odczytujemy z wykresu, ewentualnie obliczamy, z różnicy współczynników oporu, pomiędzy prędkościami 470 km/h,a 430km/h, która wynosi 0, 010807, po odjęciu współczynnika oporu interferencyjnego - ΔCx inter równego 0,003805, Cfchrop= 0,007065. Następnie ze wzoru 0,007065 = (1,89+1,62 log l/k)-2,5 obliczamy średnią wysokość chropowatości płata, gdzie:

l/k- odwrotność chropowatości względnej,

l – średnia cięciwa aerodynamiczna = 2,123m,

k – średnia wysokość chropowatości

log l/k = 3,308 , 10 3,308 = 2032,36

k = 2123/2032,36 = 1,044 mm

Wynik nie jest zaskakujący, chropowatość tego rzędu mogła wystąpić przy nitowaniu cienkościennych pokryć płata. Mogły ją stanowić wystające łepki nitów, krawędzie blach , a nawet nadmierna falistość pokrycia.

Przepływ laminarny jest możliwy tylko, gdy liczba Reynoldsa odniesiona do chropowatości powierzchni (niepłaskiej) nie przekroczy 170. Za powierzchnię aerodynamicznie gładką, przy prędkości 500 km/h, możemy uważać powierzchnię o średniej wysokości chropowatości wynoszącej 0,012 mm czyli 12 μ (mikronów). Polerowana powierzchnia utrzymuje gładkość sięgającą 1 μ, malowanie natryskowe daje powłokę o gładkości od 1,5 μ do 7 μ, lakierowanie pędzlem–17μ zakurzenie powłoki lakierniczej podnosi wysokość nierówności do 46 μ. Duże znaczenie ma także falistość powierzchni, stosunek wysokości fali do jej długości nie powinien przekraczać wartości 0,001 – 0,002. Przyjmując, że wysokość chropowatości wynosiła k = 1,04 mm, należy liczyć się z praktycznym brakiem laminarnego opływu płata. Innymi słowy, nadmierna chropowatość sprawiała, że opływ laminarny pojawiał się jedynie w pobliżu krawędzi natarcia . Prędkość Jastrzebia obliczano na podstawie wyników dmuchań w tunelu aerodynamicznym. Powierzchnie płata i modelu aerodynamiczny użytych do dmuchań były idealnie gładkie, zatem opływ laminarny mógł teoretycznie występować na znacznie większej powierzchni.

Andrzej Morgała publikuje fotografię modelu aerodynamicznego Jastrzębia wykonaną w czasie wojny. Znane są też wyniki dmuchań płata o profilu IAW-743 opublikowane przez P. Kubickiego. Wynikało z nich,że opory płata o profilu IAW-743 są niższe (Cxmin=0,009) od oporów płatów o powszechnie stosowanych. Wyniki były na tyle dobre, że je utajniono. Zapewne gorzej było z ich interpretacją, Andrzej Glass jest zdania, że przed wojną zagadnienia laminarnego opływu płata były w Polsce nieznane.

Teza, że aerodynamiczna chropowatość skrzydeł, wywracała do góry nogami wyniki osiągnięte podczas badań tunelowych, jest ryzykowna, ale nie pozbawiona podstaw.

Pojawia się cały szereg wątpliwości. Po pierwsze: nie było tunelu, w którym można było badać opływ laminarny, po drugie: „laminarność” profilu IAW-743 jest dyskusyjna, po trzecie: nie spotkaliśmy się z materiałami archiwalnymi, bądź wspomnieniowymi, potwierdzającymi naszą tezę, w zasadzie wszystkie dostępne źródła, jako przyczynę słabszych osiągów wskazują zbyt małą moc silnika.

Głębsze uzasadnienie wymaga przeprowadzenia kilku obliczeń.

Liczby Reynoldsa dla prędkości: 130 km/h, 430 km/h i 500 km/h wynoszą odpowiednio: 6*106 ,1,2*107 ,1,5 *107.
Grubości warstwy laminarnej stosownie do wzoru δ = 5 L/√Re, wynoszą: δ130= 4,33 mm, δ430 = 3,4 mm i δ500 = 2,7 mm.
Grubość lepkiej podwarstwy laminarnej kształtuje się na poziomie 0,02 grubości warstwy przyściennej. Grubość turbulentnej warstwy przyściennej oblicza się ze wzoru δ= 0,37L/5√Re, dla trzech liczb Reynoldsa Re=6*106, Re=1,27, Re= 1,5*107 odpowiadającym prędkościom: 130kmh, 430km/h i 500km/h, grubość turbulentnej warstwy przyściennej wynosi: 33 mm, 30 mm i 28 mm, a grubość lepkiej podwarstwy będzie wynosiła 0,66mm, 0,60mm i 0,56 mm. W każdym przypadku wysokość chropowatości, przekracza grubość podwarstwy laminarnej. Wnioski są jednoznaczne. Nadmierna chropowatość prowadziła do niemal całkowitego zaburzenia opływu laminarnego w warstwie przyściennej, oraz zwiększenie oporów tarcia.
Tabela 3.


PZL.50 Jastrząb, ze względu na niedostateczną gładkość skrzydeł, tracił handicap w postaci quasi-laminarnego płata.


OPÓR CAŁKOWITY


Zaczynając od charakterystyk płata stwierdziliśmy, że minimalny współczynnik oporu samolotu powinien wynosić od 0,0275 do 0,0290. Wzrost oporu całkowitego powodowały, nadmierny opór interferencyjny i chropowatość powierzchni. Naszym zdaniem opór interferencyjny zwiększał wartość Cx o 0,0038, a chropowatość o dalsze 0,0070. Na początku samolot osiągnął prędkość 420 km/h, wiązało się to z ograniczoną mocą silnika, spowodowaną zbyt małą średnicą wlotu powietrza do silnika, naprawa usterki dała wzrost prędkości lotu do 430km/h.

Prędkość 430 km/h była żenująco niska i odpowiadała wartości Cx=0,0458- właściwej dwupłatom.

Granica możliwości pierwszego prototypu sięgała 440- 445 km/h. W pierwszym wydaniu P.K.L, Andrzej Glass wspomina o prędkości 442 km/h (prawdopodobnie wg relacji K. Kuli), co wydaje się być zupełnie realne dzięki zmniejszeniu oporu interferencyjnego.

Przedstawiamy to w relacji Jerzego Gruszczyńskiego. Rekomendowany zakres zmian objął zatem zmianę powierzchni usterzeń i przemieszczenie do góry statecznika poziomego ze sterem wysokości, z równoległym wprowadzeniem zastrzałów wzmacniających, wprowadzenie skręcenia aerodynamicznego zewnętrznych części płata w celu poprawy skuteczności lotek na dużych kątach natarcia oraz modyfikację przejścia centropłat- kadłub w celu poprawy opływu kadłuba. Wprowadzone zmiany mogły, poprzez wyeliminowanie oporu interferencyjnego, podnieść prędkość samolotu do 440- 445 km/h. Jan Zbrożek odpowiedzialny za obliczenia i Jerzy Widawski(pilot doświadczalny) podają prędkość 470 km/h, ale byłoby to możliwe dopiero po wyeliminowaniu oporów tarcia spowodowanych nadmierną chropowatością(szpachlowanie malowanie i polerowanie skrzydeł).

Prędkość 500 km/h można było uzyskać przy maksymalnym wykorzystaniu laminarnych własności profilu IAW-743. W tym układzie dodatkowe 30 km/h stanowiłoby wartość dodaną, osiągniętą dzięki wygładzeniu powierzchni.


PODSUMOWANIE


Jednostronność spojrzenia i bezradność autorów wobec trudnej do wyjaśnienia porażki Jastrzębia,zmobilizowała nas do podjęcia próby wyjaśnienia jej przyczyn w oparciu o analizę aerodynamiki płatowca. Artykuł traktujemy, bardziej w kategoriach intelektualnej zagadki, niż historycznej prawdy, niemniej, dane do obliczeń czerpaliśmy z niżej wymienionych źródeł i nie manipulowaliśmy faktami.

Większość opinii dotyczących osiągów Jastrzębia, opiera się na domysłach i spekulacjach. Pewne i niepodważalne są charakterystyki profilu i wyniki dmuchań aerodynamicznych płata [3], z których jasno wynika, że: Po pierwsze, charakterystyki profilu są lepsze od powszechnie stosowanych, (Cxmin= 0,009).

Po drugie, dobrze zaprojektowany samolot myśliwski z płatem o powierzchni 15,8 m i profilu IAW-743,

(Cx = 0,028-0,029)wyposażony w silnik o mocy 840 KM, powinien na wysokości 4260 m, osiągnąć prędkość 500 km/h.

Zakładamy, że przyczyną niskich osiągów Jastrzębia, jest połączone działanie oporu interferencyjnego i oporu tarcia wynikającego z chropowatości pokrycia. Wbrew powierzchownym opiniom, silnik, stanowił mocną stronę projektu, opinia S. Riess'a, dotycząca fałszowania mocy silnika, nie ma racjonalnych podstaw. Sądzimy, że problem osiągów należy postrzegać na dwóch poziomach. Stan ówczesnej wiedzy pozwalał na zdiagnozowanie podstawowych błędów i usterek powodujących wzrost oporów : profilowego, indukowanego, i interferencyjnego.

Poziom drugi dotyczył zagadnień laminarnego opływu płata. Dla zespołu Jakimiuka, była to „Terra incognita”. Osiągi samolotu szacowano na podstawie dmuchań modelu w tunelu aerodynamicznym. Pierwsze publikacje na ten temat pojawiły się w połowie 1939r, nic dziwnego, że zespół konstrukcyjny mógł mieć kłopoty z interpretacją wyników. Warunkiem osiągnięcia prędkości 500 km/h, była likwidacja chropowatości aerodynamicznej, która powodowała turbulizację warstwy przyściennej i sama w sobie stanowiła źródło oporu. Zastosowana technologia, nie zapewniała dostatecznej gładkości i w decydującym stopniu wpłynęła na pogorszenie osiągów.


LITERATURA

1. Andrzej Abłamowicz, Władysław Nowakowski. Podstawy aerodynamiki i mechaniki lotu. W.K.i Ł. Warszawa 1980
2. Ryszard Cymerkiewicz. Budowa samolotów. W.K.i Ł . Warszawa 1982
3. Jerzy B. Cynk. Samolot bombowy PZL P-37 Łoś. W.K.iŁ. Warszawa 1990.
4. Krzysztof Cieślak, Wojciech Gawrych, Andrzej Glass. Samoloty myśliwskie września 1939. NOT SIGMA Warszawa 1987.
5. Bill Gunston. Combat Aircraft of WW II. Tiger Books International. Londyn 1990.
6. Andrzej Glass. Polskie Konstrukcje Lotnicze. Stratus. Sandomierz. 2007.
7. Mariusz Wojciech Majewski. Samoloty i zakłady lotnicze II RP. ZP-Grupa. Warszawa 2008.
8. Edward Malak. Prototypy samolotów bojowych. Polska 1936-1939. W.U.W. Wrocław 1990.
9. Wojciech Mazur. Projekty i prototypy samolotów myśliwskich. Edipresse Warszawa 2016.
10. Andrzej Morgała. Samoloty wojskowe w Polsce 1924-1939. Bellona Warszawa 2003.
11. Szymon Pilecki. Lotnictwo i Kosmonautyka. W.K.i Ł. Warszawa 1983.
12. Tadeusz. Sołtyk. Polska myśl techniczna w lotnictwie 1919-1939 i 1945-1965. W.K.i Ł. Warszawa 1983.
13. Tadeusz Sołtyk. Błędy i doświadczenia w konstrukcji samolotów. W.K.i Ł. Warszawa 1986.
14.Tadeusz Sołtyk. Amatorskie projektowanie samolotów. Wydawnictwo Naukowe Instytutu Lotnictwa.
Warszawa 2012.
15. Jane's. Fighting Aircraft of WW II. Studio Editions Ltd. Londyn 1989.
Czasopisma
1. Jerzy Gruszczyński. Jastrząb nie zdążył. Lotnictwo 12/05.
2. Krzysztof Kubryński. Projektowanie aerodynamiki szybowców. Polska Technika Lotnicza. Materiały Historyczne. Nr 64. 9/2010.


Komentarze

  1. Moc silnika była jaka była, czyli prawdopodobnie był on zdławiony. Czy Ty czytasz w ogóle wiadomości ode mnie?

    OdpowiedzUsuń
    Odpowiedzi
    1. (Ja jestem absolutnym dyletantem w temacie) .... - ale co to znaczy "był zdławiony"? Czym mógł się zdławić? Zbytnim obciążeniem przez zbyt duże jak na moc śmigło? Jak inaczej można zdławić silnik - który w innych konstrukcjach się dobrze sprawdził ... he? ;)

      Usuń
    2. Ten komentarz został usunięty przez autora.

      Usuń
    3. To chyba Pan A. Glass pisał, że przyczyną było zastosowanie ORYGINALNEGO wlotu powietrza do gaźnika od silnika RR "Kestrel". Źle dobrany chwyt powietrza powodował dławienie mocy.

      Usuń
  2. Niezwykle interesujące opracowanie. Pozostaje mieć nadzieję, iż Autor pokusi się o próbę obliczeniowej symulacji osiągów Jastrzębia (wirtualnie) wyposażonego w silnik Bristol Mercury XV.
    Prosta konwersja produkowanych w Polsce silników PZL Merkury VIII do standardu wersji XV - poprzez zmianę osprzętu - z pewnością nie leżała poza zasięgiem możliwości krajowego przemysłu silnikowego. A import wysokooktanowego paliwa był łatwiejszy do zrealizowania, niż pozyskanie całkowicie nowego silnika (wraz z licencją) i jego późniejsze wdrożenie do produkcji. Na co w roku 1939 już nie było czasu.
    Paweł Zsunaj

    OdpowiedzUsuń
    Odpowiedzi
    1. Rzeczywiście Mercury XV z roku 1938 stanowił odmianę Mercury VIII (1935). Na paliwie 87-oktanów oba miały tożsame osiągi 852KM na wysokości 4267m (840hp/14000ft). W 1939 przystosowano silnik Mercury XV do paliwa 100-oktanowego: 1009KM/2820m. Po usunięciu błędów ukazanych w publikacji (Cx=0,0291) P.50 miałby następujące osiągi na pułapie odpowiadającym maksymalnej mocy bojowej silnika (oczywiście NIE OZNACZA TO MAKSYMALNEJ PRĘDKOŚCI DANEJ WERSJI MYŚLIWCA):
      1. Mercury VIII (Mercury XV 87-oktanów) 504km/h pułap 4267m,
      2. Mercury XV (100-oktanów) 507km/h pułap 2820m!
      Optymalnie skonstruowany P.50 powinien mieć Cx=0,027497 -- patrz część 2 -- co daje następujące wynik:
      3. 513km/h 4267m i 516km/h 2820m respective .
      Z uwagi na taktykę Luftwaffe Polskiemu lotnictwu do walki z bombowcami npla był potrzebny myśliwiec operujący na pułapie 4000-5000m, czyli Mercury VIII chyba by wystarczył!
      Z prudukcją licencyjną Merkurego 8 też nie było zbyt różowo. Pan M. W. Majewski przytacza w swojej publikacji wyniki kontroli Korpusu Kontrolerów (2 VII 1939) z której wynika, że do wyprodukowanych silników wciąż brakuje różnych części, a 8 elementów nawet jeszcze nie zamówiono!!! Brakowało też śmigieł do nich.
      Jacek B. Żurek
      P.S. W obliczeniach przyjąłem (informacja z publikacji T. Sołtyka) sprawność śmigła=0,8

      Usuń
  3. Doskonała publikacja!!! Przyczyny niepowodzenia Jastrzębia zawsze interesowały wszystkich miłośników lotnictwa, a często były trywializowane: słaby silnik, pośpiech, itp. Wyjaśnienia oparte o problemy związane z aerodynamiką P.50 wymagają wiedzy fachowej. Nie każdy ją ma. Tym większe uznanie dla Autorów za podjęcie tematu!
    Jeszcze raz dziękuję i pozdrawiam.
    Jacek B. Żurek
    http://makieta87.warsawguide.com.pl/
    P.S. Jeżeli mamy tekst publikacji traktować jako zagadkę intelektualną, to ja proszę o jeszcze inne zagadki z dziedziny aerodynamiki!!! Np. PZL P.11/P.24 na tle dwupłatów poprzedniej generacji (np. Gladiator, Fiat CR.42) nie wypada zbyt dobrze.

    OdpowiedzUsuń

Prześlij komentarz