PZL.37 ŁOŚ B BEZ MITÓW Część 1

Nowe spojrzenie na samolot, który przeszedł do legendy wymaga zmierzenia się z mitem. W Wojnie Obronnej 1939 r. Łosie nie odniosły spektakularnych sukcesów, ale propagandowy obraz maszyny dziesiątkującej kolumny pancerne łagodził poczucie klęski. Kiedy upływ czasu zagoił rany, mit supersamolotu stał się elementem heroicznej wizji polskiego września. 

PANOWANIE W POWIETRZU

Mit założycielski, według którego Łoś został ufundowany na fascynacji gen. Ludmiła Rayskiego teorią Douheta, rozmija się z realiami polskiego lotnictwa.

Generał Gulio Douhet w przeciwieństwie do polskich dowódców, wzniósł się ponad doświadczenie wojny, w której sam brał udział. Wojna-pisał -to możliwość przyszłości i nie możemy jej spotkać ze wzrokiem utkwionym w przeszłość. Zwycięstwo uśmiechało się zawsze do tego, kto umiał odnowić tradycyjne formy walki, a nie do do tego, kto był niewolniczo do tych form przywiązany.

Według Douheta:

1. Wojna powietrzna polega na zdobyciu panowania w powietrzu i na tym się kończy.

2. Środkiem umożliwiającym wykonanie powyższych zadań może być jedynie samodzielna armia powietrzna składająca się z wielu „samolotów bitwy”(wielosilnikowy, silnie uzbrojony krążownik powietrzny o przeciętnej prędkości lotu).

3. Wojna powietrzna będzie prowadzona i zostanie rozstrzygnięta wyłącznie za pomocą sił powietrznych.

Polemizować z tezami Giulio Douheta jest dziś niezwykle łatwo, bowiem odpowiedzią na nie była II WŚ. Jego wizja wojny powietrznej była całkowicie sprzeczna z tendencjami panującymi w lotnictwie polskim. Według wytycznych sformułowanych przez marszałka Józefa Piłsudskiego: Lotnictwo w czasie wojny musi przede wszystkim pracować dla zapewnienia wywiadu i łączności.

Natomiast postulowany samolot pola walki, to towarzyszący dywizji piechoty, lekki, tani do wystawienia i utrzymania (nie wymagających oddzielnych lotnisk i hangarów) samolot dla bezpośredniej obsługi wojska.

Przekładając poglądy Douheta na polską rzeczywistość, pogardzane przez Włocha lotnictwo pomocnicze miało stanowić podstawę polskich sił powietrznych.

W latach trzydziestych nastąpiły zmiany, przyszedł czas na Łosia, a później Wilka, lecz nie były to samoloty bitwy w rozumieniu Douheta. Wywodziły się z niemieckich koncepcji samolotów wojskowych. Pierwszy, od szybkiego bombowca (Schnellbomber), drugi nawiązywał do wielozadaniowego niszczyciela (Zerstorer). Co najwyżej można w nich dostrzec odbicie wizji Douheta.

Teoria Douheta rozpalała wyobraźnię dyktatorów, ale na początku II WŚ, żadne państwo nie dysponowało lotnictwem strategicznym o takiej sile rażenia.

Nieśmiałym krokiem ku samodzielności polskiego lotnictwa było utworzenie Brygady Bombowej. W znoju i trudzie zbudowano ponad sto średnich bombowców, lecz wiara, że mogą one w istotny sposób wpłynąć na losy wojny, wydaje się z dzisiejszej perspektywy czystą naiwnością.

(Tabela 1.)

	PZL.37B ŁOŚ	Dornier DO-17 Z-2	SB-2	Bristol 149 BLENHEIM	Handley Page HAMPDEN
1.Rozpiętość[m]	17,93	18	20,33	17,17	21,98
2.Długość [m]	12,92	15,8	12,27	13,13	16,33
3.Powierzchnia nośna[m2]	53,5	55	51,95	43,64	62,1
4.Ciężar własny[kg]	4280	5160	4060	4400	5790
5.Ciężar całkowity[kg]	8900	8800	5760	6550	10206
6. Typ silnika	PZL Pegaz XX	Bramo 323-P	M-100	Bristol MercuryXV	Bristol Pegazus XVIII
7. Moc [KM]	940	940	860	920	1000
8. Na wysokości[m]	2800	4000	4000	3600	4200
9.Prędkość max.][km/h]	412	410	423	428	398
10. Zasięg [km]	1500	1160	1200	2450	3000
11. Wznoszenie	4,7	2000/7,5'	7,5	3000/5,4'	5
12.Uzbrojenie	3 km	3 km	4 km	2 km	3 km
13. Udźwig bomb [kg]	2580	1000	600	455	1800
14. Profil płata	IAW-743	NACA 2218 NACA 2209	CAGI-6/16% CAGI6/12,5	RAF-28/18% RAF-28/10%	NACA2317 NACA2311
15. Cx samolotu	0.0297250	0.033250	0.029321	0.034532	0.034969

SZYBKI BOMBOWIEC

Idea szybkiego bombowca wywarła istotny wpływ na konstrukcję Łosia. Ograniczone możliwości ówczesnych silników powodowały, że konstruktorzy sięgali po najnowsze rozwiązania techniczne i aerodynamiczne. Amerykańskie samoloty budowane wedle zasady: wąski półskorupowy kadłub, samonośne skrzydła, chowane podwozie, przyniosły lotnictwu prędkość. Tajemnica prędkości tkwiła też w korzystnej relacji pomiędzy masą ładunku a ciągiem, w przypadku szybkich bombowców silniki typowe dla średnich bombowców o mocy 900-1000 KM montowano w samolotach o dwukrotnie mniejszym udźwigu bomb. Zaletą Łosia była możliwość przenoszenia znacznie większego ładunku, typowego dla średnich bombowców jak Heinkel He-111 czy Vickers Wellington, ale miało to swoje konsekwencje.

Koncepcja szybkiego bombowca wiąże się z terminem strefy zaskoczenia taktycznego. Była to strefa poza frontem, w której szybki i lecący dość wysoko samolot byłby całkowicie bezpieczny od przechwycenia przez wrogie myśliwce, z uwagi na czas reakcji systemu obserwacyjnego oraz czas niezbędny do wzniesienia się myśliwca na odpowiednią wysokość. Biorąc pod uwagę prędkość taktyczną Łosia wynoszącą 330 km/h, ataku myśliwców poruszających się z prędkością taktyczną 380 km/h należało się spodziewać w odległości 63 km od linii frontu, wraz ze wzrostem prędkości myśliwców strefa ta zmniejszała się o około 10 %. Nieznacznie zmodyfikowany Łoś z silnikami GR 14N (440-450 km/h) byłby w stanie utrzymać wielkość strefy zaskoczenia nawet wobec myśliwców poruszających się z prędkością 650 km/h.

W latach 1935/36 wprowadzono do linii samoloty PZL P.11c. Nowe myśliwce były wolniejsze od Łosia, co w zasadzie potwierdzało słuszność teorii szybkiego bombowca. Dowództwo Lotnictwa nie przewidywało, że szybkie dolnopłaty myśliwskie w ciągu dwóch lat zdeklasują powolne „jedenastki”. W samotnym boju, jaki przyszło nam toczyć we wrześniu, najbardziej dokuczliwa i haniebna była bezkarność wrogiego lotnictwa. Szereg niemieckich lotnisk na Śląsku, Pomorzu i w Prusach Wschodnich leżało w strefie zaskoczenia taktycznego, dlaczego więc nie brano pod uwagę przeprowadzenia ataku siłami Brygady Bombowej? Odpowiedź jest prosta- pomijając niebezpieczeństwo związane z taką wyprawą, obydwa dywizjony Łosi pod względem wyszkolenia, organizacji i wyposażenia nie były przygotowane do dziennego, ani tym bardziej nocnego nalotu na wrogie lotniska.

Lotnictwo niemieckie nie miało takich problemów. Brygada Pościgowa broniąca Warszawy i rozproszone lotnictwo armijne nie było w stanie przeszkodzić zmasowanym nalotom. Luftwaffe atakowało bez skrupułów. Bazę Łosi w Małaszewiczach, zaatakowano bez strat w pierwszych godzinach wojny, Okęcie, pomimo wysiłków Brygady Pościgowej otrzymywało cios za ciosem. Wszystkie większe lotniska i fabryki lotnicze zostały zbombardowane, a produkcję przerwano.

Łoś, jako nowoczesny system uzbrojenia, wymagał dobrze bronionych i wyposażonych baz logistycznych, w których można było szkolić i zgrywać niedoświadczone załogi. Baza w Małaszewiczach miała pełnić taką rolę, ale jej działalność rozpoczęła się w połowie 1939 r., trudno więc mówić o efektach. Stacjonujące w Małaszewiczach Eskadra Ćwiczebna i rezerwowy XX Dywizjon Bombowy były na etapie kompletowania sprzętu i uzupełniania stanów osobowych.

Tymczasem procesy uzbrajania i wyposażania płatowców ciągnęły się w nieskończoność. PZL budowały płatowiec- silniki, uzbrojenie i wyposażenie zamawiało Dowództwo Lotnictwa, w rezultacie z fabryki wychodził goły płatowiec, a uzbrojeniem i wyposażeniem zajmowało się wojsko. Komplikowało to niezmiernie proces dochodzenia do gotowości bojowej. P.por obserwator Stanisław Kolczak z 216 Eskadry Bombowej pisał: Pogotowie alarmowe zastało Łosie zupełnie nieprzygotowane do działań wojennych. Brak radiostacji, zbiorników dodatkowych, instalacji paliwowych, przerabianie stanowisk k.m. w czasie alarmowym, jak również braki personelu latającego, co uzupełniano w ostatni dzień przed odlotem na lotniska zapasowe.

W sierpniu 39 praktycznie żaden z samolotów nie był w pełni gotowy do działań wojennych.

Kilka dni przed wybuchem wojny, mechanicy pracując dzień i noc instalowali wyposażenie : busole, inhalatory, radiostacje, doprowadzając do podstawowej sprawności nieprzygotowane Łosie.

Cytat z dziennika szefa mechaników 216 eskadry Stanisława Oyrzanowskiego: 26 VIII. Inaczej tego nie można określić, jak powszechny bałagan. Jeden Cwynar (kap.pil.Stanisław Cwynar d-ca 215 Dywizjonu Bombowego) jeszcze głowy nie traci i z nim można się dogadać, toteż innych wodzów nie szukam. Wojna lada godzina.

W obydwu relacjach pojawia się motyw dodatkowych zbiorników, co jednoznacznie kojarzy się ze zbiornikami podwieszanymi w komorze bombowej. Okazuje się jednak, że chodzi o zbiornik główny montowany pod siedzeniem pilota. Wynikałoby z tego, iż obloty dokonywano wykorzystując zbiorniki skrzydłowe. Zbiorników podwieszanych nie stosowano w działaniach wojennych, problemy związane z zasięgiem opisuję w dalszej części artykułu.

Gehenna Brygady Bombowej jest najlepszym dowodem braku strategicznego myślenia, ale przykłady fatalnego planowania i dowodzenia można mnożyć w nieskończoność. W Kampanii Wrześniowej Łosie zrzuciły 119 ton bomb, a więc na jeden zbudowany samolot przypada tona bomb. Wychodzi na to, że na niemieckie kolumny spadały najdroższe bomby na świecie.

Czy wizja armii opartej na dziewiętnastowiecznych wzorach, w której Łoś był tylko niepotrzebnym obciążeniem, oddaje prawdę tamtych dni? W pamiętnikach znajdujemy, że pilotom i obsłudze Brygady Bombowej brakowało nawet żywności, snu i środków higieny, J.B. Cynk ujmuje to następująco: Niedostateczne przygotowanie bojowe sprzętu, powodowało, że dysponując awangardowym, lecz niewyposażonym płatowcem, lotnicy musieli posługiwać się najbardziej prymitywnymi metodami pracy. Trudno sobie wyobrazić jak na płatowcu klasy Łosia można było latać na zadania bojowe bez skompensowanej busoli, bez łączności radiowej i bez fonii pokładowej, której brak nie pozwalał na porozumiewanie się z załogi między sobą, co musiało niezmiernie utrudniać naprowadzanie na cel i walkę z myśliwcami. Stosowanie rozpoznania wzrokowego z odręcznie rysowanymi mapkami, wymuszone brakiem funkcjonującego sprzętu fotograficznego, nie mogło również przynieść rezultatów, jakich należało oczekiwać od na wskroś nowoczesnego samolotu...

dyony Łosi przeciążone olbrzymim balastem personelu pomocniczego i cierpiące na wielką szczupłość środków transportu stanowiły wielkie niemrawe i mało elastyczne struktury, zupełnie nieprzystosowane, których ogony wlokły się całymi dniami i poza etapem wyjściowym nigdy nie zebrały się razem. W rezultacie załogi bojowe pozostawały na lotniskach w ogóle bez obsługi, a kolosalne braki w podstawowym ekwipunku i narzędziach do obsługi oraz w częściach zamiennych spowodowały, że kilka bombowców musiano porzucić w polu z powodu błahych uszkodzeń.

Naszym wodzom takie drobiazgi nie zaprzątały uwagi. Uderzenie na zachodzie miało zadać Wehrmachtowi śmiertelny cios, a bombardowania zaplecza frontu przez brytyjskie i francuskie samoloty pozbawić zaopatrzenia.

Plan „Z” zakładał walną bitwę graniczną, w której powodzenie miał zapewnić skomplikowany manewr kilkoma armiami. Można domniemywać, że zadaniem Brygady Bombowej było wsparcie polskiego kontrataku. Plan był tak tajny, że nie znali go nawet dowódcy armii, istniał w głowie marszałka Rydza-Śmigłego i tylko on wiedział jak manewrując dywizjami piechoty i brygadami kawalerii można wyprzedzić pancerno-motorowe korpusy. W rezultacie w ciągu tygodnia zagony pancerne znalazły się pod Warszawą, a Łosie, projektowane jako szybkie bombowce, musiały przeprowadzać ataki szturmowe na silnie bronione kolumny pancerne

W memoriale z 12 marca 1928 r. gen. L. Rayski stwierdził: na użycie lotnictwa do bezpośredniego wsparcia ogniowego wojsk lądowych będą mogły sobie pozwolić tylko najbardziej rozwinięte i najbogatsze państwa, natomiast w lotnictwie polskim zadania te muszą być uznane za wyjątkowe. Poglądy generała wykluczyły idę tworzenia lotnictwa szturmowego, a ogrom wrześniowej klęski jest najlepszym komentarzem dla tej decyzji.

Nieskuteczne działania Brygady Bombowej potwierdzały negatywną opinię gen. Józef Zająca dotyczącą rozbudowy lotnictwa bombowego, gdyby nie Luftwaffe.

Paradoksalnie, dopiero sukcesy wroga unaoczniły przerażająca siłę bojową dobrze zorganizowanego i dowodzonego lotnictwa.

Dochodzimy więc do ostatecznego pytania: czy istniały uzasadnione przesłanki do rozwoju lotnictwa bombowego? Innymi słowy, lepiej było Łosia mieć, czy raczej nie mieć? W kontekście sprawności organizacyjnej polskiego lotnictwa, Łoś był chimerą, pożerającą budżet, który można było spożytkować znacznie lepiej. Zwolennicy podkreślają znaczenie polityki odstraszania, 100 Łosi miało stanowić siłę odwetową, z którą musieli liczyć się nasi wrogowie. Przeciwnicy odpowiadają, iż za jeden dywizjon Łosi można było wystawić trzy dywizjony myśliwskie, a priorytetem powinna być obrona powietrzna realizowana przez myśliwce, a nie mrzonki o zniszczeniu wrogiego lotnictwa na lotniskach.

Zatrważające doświadczenia wypływające z Kampanii Wrześniowej nie pozostawiają złudzeń, Naczelne Dowództwo nie było w stanie zaplanować, przygotować, ani koordynować strategicznych operacji z wykorzystaniem połączonych broni.

Jeżeli zorganizowanie wyprawy bombowej osłanianej przez myśliwce Brygady Pościgowej przekraczało możliwości Naczelnego Dowództwa, jaką rolę mógł pełnić Łoś?

Godną uwagi odpowiedź daje Klaudiusz Klobuch:

W części znanych dokumentów z lat 1935-1936 PZL.37 opisywany jest jako samolot o udźwigu 2000 kg na 1000 km- i dlatego określany jako ciężki. Naturalne wydaje się pytanie, dlaczego Łosia nie zaprojektowano do udźwigu bomb1000 kg na 1000km- byłaby to wartość bliższa średniej nośności z 1932/1933, jak też analogiczna do przypisywanej Żubrowi….

Można przypuszczać, że PZL. 37 „1000*1000 np. z silnikiem Mercury VIII również miałby prędkość 460-500 km/h, a skrzydło o powierzchni około 40 m pomieściłoby 10 bomb 110 kg. Koncepcja powyższa jest interesująca z powodu zintegrowania takiego samolotu z ciężkim myśliwcem- polskim odpowiednikiem Bf 110 (być może z silnikami GR14N)… Zwiększenie ogólnego udźwigu Łosia wynikało głównie z powodów ekonomicznych, a nie dążenia do uzyskania możliwości przenoszenia ciężkich bomb.

Czy kusząca wizja wielozdaniowego Łosia jest zbudowana na realistycznych założeniach? Jedynym szybkim bombowcem napędzany silnikami Mercury był Bristol Blenheim, ale to zły wzór dla alternatywnego Łosia. Dobrze zapowiadające się, wielozadaniowe samoloty francuskie Potez 63 i Breguet 930 w 1940 r. sprawiły zawód, który nie skłania do optymizmu. W optymalnych warunkach można było oczekiwać, że odciążony PZL.37 z silnikami Bristol Mercury VIII, sprawdziłby się jako ciężki myśliwiec, przystosowany do ataków szturmowych. Czas stracony na bezowocne prace nad silnikiem Foka i pięknym, lecz nielotnym Wilkiem, można było wykorzystać na dopracowanie Jastrzębia.

Snując jednak rozważania alternatywne trzeba mieć na uwadze, że w Lotnictwie Polskim A.D.1939 z przyczyn wyżej opisanych, nie było miejsca dla nowoczesnych samolotów.

AERODYNAMIKA

Samoloty z początku lat trzydziestych latały, raczej, dzięki intuicji i doświadczeniu konstruktorów niż długotrwałym badaniom. Miejska opowieść głosi, iż konstruktor Łosia odkrył profil laminarny, bliższe prawdy jest stwierdzenie, iż przypadkowo wykorzystał jego własności.

Spuścizna wielu genialnych aerodynamików, Ludwiga Prandtla, Max. M. Munka, Thodore von Karmanna i innych, ciągle inspiruje następne pokolenia badaczy. W oparciu o ich prace Eastmn Jacobs w Langley Research Center opracował teorię profilu laminarnego. Z inicjatywy Jacobs’a zbudowano też pierwszy w świecie tunel aerodynamiczny o przepływie laminarnym, światowe lotnictwo zawdzięcza mu serie profili NACA.

W 1939 r. Jacobs opublikował wyniki badań dotyczących profili laminarnych. Praktyczne opracowanie skrzydła laminarnego jest dziełem Edgara Schmued'a, który w North American odpowiadał za konstrukcję Mustanga.

Aerodynamika Łosia nie była tak bardzo nowatorska, jak się powszechnie sądzi. Na pierwszy rzut oka wydawała się bardzo poprawna, dopiero po głębszej analizie ujawniły się błędy. Po wielokroć opisywany, jako pierwszy w świecie profil laminarny IAW-743 miał też swoją ciemną stronę.

PROFIL I PŁAT

Profil opracowany przez Jerzego Dąbrowskiego, przedmuchany w warszawskim Instytucie Aerodynamicznym opisywaliśmy w artykułach dotyczących myśliwców. 

Profil IAW-743, pierwotnie DJ-12/P.37, powstał poprzez modyfikację profilu JD-12 będącego pochodną profilu Bartel 37/IIa, wywodzącego się z Munk M12.

Profil Dąbrowskiego miał przesuniętą maksymalną grubość na odległość 40% długości cięciwy. Decyzja o przesunięci maksymalnej grubości profilu była wymuszona wielkością bomb których brzechwy nie mieściły się w pierwotnym obrysie. W zakresie kątów natarcia od -3^o do 3^o można było zaobserwować zmniejszenie współczynnika oporu (Cx min=0,0093, Re=7*10⁵), o około 10% w stosunku do profili wyjściowych. Pierwsza publikacja dotycząca profilu Dąbrowskiego ukazała się w 1948. Uznano, że profil posiadał właściwości laminarne. Andrzej Glass zalicza profil IAW-743 do największych osiągnięć Instytutu Aerodynamicznego.

W Instytucie Aerodynamicznym przedmuchano serię profili IAW od 689 o grubości 16% do 756 o grubości 10% ( Re=7*10⁵) stwierdzając niski opór na małych kątach natarcia, umożliwiający osiąganie wyższych prędkości. Metodologia naukowa wymaga wyjaśnienia przyczyn obserwowanego zjawiska, W tym przypadku, tego nie dokonano, ponieważ badania opływu laminarnego były w fazie początkowej. Podstawowa zasada, którą trzeba uwzględnić przy wyborze profilu polega na uniknięciu, za wszelką cenę, masywnego oderwania laminarnej warstwy przyściennej. Typowym remedium jest wcześniejsza destabilizacja laminarnej warstwy przyściennej, skutkująca pojawieniem się turbulentnej warstwy przyściennej, która jest bardziej odporna na oderwanie. Istota rzeczy polega na właściwym wyborze długości obszaru laminarnego i odpowiednim ukształtowaniu przebiegu ciśnienia w obszarze jego odzysku. W przypadku Łosia profil sprawiał problemy, ponieważ jego kształt sprzyjał oderwaniu warstwy przyściennej.

Charakterystyczne cechy profilu laminarnego to: smukły nosek, przesunięcie największej grubości na 50-65% cięciwy, oraz podgiętą krawędź spływu.

Kształt współczesnych profili oprócz wydłużenia strefy opływu laminarnego ma zapewnić monotoniczny przyrost siły nośnej, oraz zapobiec gwałtownemu oderwaniu warstwy przyściennej. Punkt przejścia na małych kątach natarcia pokrywa się z miejscem największej grubości.

W obszarze odzysku ciśnienia znajdującym się za punktem przejścia pęcherz oderwania laminarnego przykleja się do powierzchni profilu zapobiegając utracie siły nośnej. Póki występuje strefa odzysku ciśnienia, póty płat zachowuje się przewidywalnie, generując siłę nośną.

Podczas dmuchań profilu IAW-743(Re=7*10⁵) oderwanie opływu następowało po przekroczeniu kąta natarcia wynoszącego 13^o, przy wartości maksymalnego współczynnika siły nośnej Cz=1.08. W zakresie stosunkowo niskich liczb Reynoldsa ( od Re=3*10⁵ do Re=7*10⁵) profil IAW-743 zachowywał się jak cienki profil modelarski, oderwanie przebiegało łagodnie. Z opuszczonymi klapami Cz max wzrastał do 1,9, a oderwanie było było bardziej dynamiczne. W zakresie wyższych liczb Reynoldsa (Re= 3*10⁶) przejście L-T przesuwało się w stronę krawędzi natarcia tuż za punktem minimalnego ciśnienia. Dalsze podnoszenie liczby Reynoldsa (Re=1,7*10⁷⁾ przesuwało miejsce przejścia L-T jeszcze bardziej w kierunku krawędzi natarcia, co powodowało znaczącą redukcję (jeśli występował)bąbla laminarnego. W związku z tym warstwa odrywała się wyższych kątach natarcia, ale oderwanie następowało przy krawędzi natarcia i było bardzo gwałtowne.

(Tabela 2.)

Profil	Liczba Reynoldsa	Minimalny współczynnik oporu Cx min.	Maksymalny współczynnik siły nośnej Cz max.	Kąt krytyczny	Cz max/ Cx min
IAW-743	2,2*107	0.006909/lam. 0.0082856/turb.	1,3	13o	173,69
CLARK Y	2,2*107	0,008689	1,373	15o	158,02
NACA 2315	2,2*107	0.0064	1,7	16,5o	265,63
NACA 2415	9*106	0.0064	1,65	16o	257.81
NACA 4415	9*106	0.00635	1,55	16o	244.09
NACA 65(2)415	9*106	0,0058	1,63	16	281.03
NASA GA(W)-1	9*106	0.0078	2,0	19o	256.41

W (Tabeli 2.) zestawione zostały charakterystyki profili różnych generacji. Profile IAW-743,Clark Y i NACA 23015, mają charakterystyki przeliczone na liczbę Reynoldsa Re= 2,2*10⁷ odpowiadającą prędkości maksymalnej Łosia, dane uzyskane w połowie lat trzydziestych. Charakterystyki pozostałych profili NACA pochodzą z Raportów NACA z lat czterdziestych. Profil GA(W)-1 z 1973 r. ukazuje postęp, jaki dokonał się w aerodynamice, w latach sześćdziesiątych. Miał wszystko, czego brakowało profilowi Łosia, w bardzo szerokim zakresie katów natarcia utrzymywał niski opór, umożliwiało to ekonomiczną podróż w zmiennych warunkach lotu- stąd nazwa, skrót GA-oznacza General Aviation wskazujący na potencjalnego użytkownika.

Wnioski są dosyć oczywiste, profilowi IAW-743 jest znacznie bliżej do Clark Y z 1924 r. niż do profili laminarnych nowej generacji. Łoś latał szybko dzięki starannemu opracowaniu bryły samolotu, a nie nadzwyczajnym zaletom profilu. Profil IAW-743 znajdował się w połowie drogi pomiędzy typowym profilem z lat trzydziestych, a laminarnymi profilami NACA, dlatego można przyjąć, że miały one dwoistą naturę w zależności od liczby Re, kąta natarcia i chropowatości.

Miał wszystkie wady profilu laminarnego, a zalety w postaci mniejszego oporu tarcia ograniczała chropowatość powierzchni skrzydeł. W tunelu aerodynamicznym górował nad profilami starszej generacji, ale po zaburzeniu opływu nie był lepszy od innych. Biorąc pod uwagę niebezpieczne charakterystyki oderwania, wydaje się złym wyborem. Lepszy byłby któryś z czterocyfrowych profili NACA.

PŁAT

Z obliczeń wynika, że przy prędkości 412 km/h na wysokości 2800 m i mocy silników 2*940 KM i sprawności śmigieł n=0,8 minimalny współczynnik oporu samolotu wynosił Cx min=0,029725 Składają się nań współczynniki oporu: kadłuba-0,004583, płata-0,012808, gondoli-0,007540, usterzenia poziomego 0,002015, pionowego-0,001589 oraz opór interferencyjny-0,00119. Już na pierwszy rzut oka widać, że opór płata miał decydujący udział w oporze całego samolotu.

Zatrzymując się nad kwestią wad i zalet płata o teoretycznie laminarnym profilu, należy odpowiedzieć na dwa pytania:

1. Jaką części płata obejmował opływ laminarny?

2. W jakim stopniu opływ laminarny wpłynął na zmniejszenie oporu tarcia?

Odpowiedź na obydwa pytanie nie jest prosta. W tunelu aerodynamicznym na małych kątach natarcia rozkład ciśnień był tak ukształtowany, że do 40% cięciwy gradient ciśnień był ujemny, a więc pojawiał się opływ laminarny. Na skrzydle kończył się na pierwszym połączeniu blach lub rzędzie nitów. Laminarny opływ przy krawędzi natarcia występuje na każdym skrzydle, lecz tylko na gładkich, specjalnie ukształtowanych powierzchniach, obejmuje ich większą część.

Punkt przejścia znajdujący się między krawędzią natarcia, a punktem minimum ciśnienia, przesuwa się tym bliżej krawędzi natarcia im większa jest wysokość chropowatości, większa Re i mniejszy ujemny gradient ciśnienia. Opływ Łosia charakteryzowały duże liczby Reynoldsa. Na dużych kątach natarcia przejście w warstwę turbulentną zaczynało się już od noska. Na samym nosku pojawiał się wąski obszar podciśnienia, a także wyraźny dodatni gradient. W rezultacie punkt przejścia laminarno- turbulentnego wędrował gwałtownie do przodu powodując oderwanie w pobliżu krawędzi natarcia. W locie z małą prędkością na dużych kątach natarcia Łoś nie wybaczał błędów pilota, co przyczyniło się do kilku katastrof.

Odpowiedź na pytanie drugie wymaga kilku obliczeń. W artykule dotyczącym Jastrzębia próbowaliśmy udowodnić, że nadmierny opór płata ograniczył prędkość maksymalną. Łoś osiągnął zakładaną prędkość maksymalną, a nawet nieznacznie ją przekroczył. Łoś był staranniej zaprojektowany, można nawet powiedzieć, że jego aerodynamika była podporządkowana osiąganiu wysokich prędkości, ale niestety, według poziomu wiedzy z połowy lat trzydziestych, oprócz tego działał efekt skali.

Minimalny opór profilu IAW-743 na podstawie danych Instytutu Aerodynamicznego w Warszawie wynosił Cxmin.=0,0093 dla Re= 700000. Liczba Reynoldsa przy prędkości 412 km/h, na wysokości 2800m osiągała dla Łosia wartość 2,2* 10⁷. Po przeliczeniu na większa liczbę Reynoldsa, otrzymaliśmy Cxmin 0,006909, a Czmax=1,3

Dla prędkości maksymalnej układ współczynników oporu przedstawiał się następująco.

Cx min pł = Cx min pr + Cxi min + Cx szcz + ΔCx

0,0128086 = 0,006909 + 0,002123 + 0,0012 + 0,0025766

Na opór płata składają się opór profilu, opór indukowany, opór szczelin w slotach, klapach i lotkach oraz poprawka będąca sumą różnych oporów wynikających z niedoskonałości płata. Jest ona stosunkowo duża wynosi 0.0025766, co stanowi 38% minimalnego oporu profilu. Zakładamy, że obejmuje dwa rodzaje oporów:

-wzrost współczynnika oporów płata wywołany odchyleniami kształtu profilu na rzeczywistych skrzydłach od obrysu teoretycznego, chropowatością , nitami

- wzrost współczynnika oporu płata wynikający z zaburzenia opływu laminarnego.

Według Fiszdona minimalna wysokość ziaren powodujących szorstkość aerodynamiczną dla Re=2,2*10 wynosi 58.3 mikrona, co odpowiada zwiększeniu współczynnika oporu o 0,0012. Turbulizację warstwy przyściennej mógł powodować pierwszy rząd nitów, jednak nie jesteśmy w stanie określić ich oporu.

W podręcznikach przyjmuje się, że poprawka ΔCxtech dla skrzydeł metalowych wynosi około 15% minimalnego oporu profilu, przyjmujemy, iż wspomniana wartość stanowi ową poprawkę, a więc ΔCxtech = 0,0012.

Po odjęciu standardowej poprawki ΔCx tech= 0,0012 otrzymujemy pozycję , która teoretycznie ujmuje zwiększenie oporu profilu z powodu zaburzenia opływu laminarnego wynoszącą 0,0013766.

Cxmin pr =0,0069090 + 0, 0013766 = 0,0082856 - otrzymujemy wartość współczynnika oporu profilu płata, która zwiększyła się na skutek zaburzenia opływu laminarnego.

Jak interpretować ten problem? Sumując obydwa opory popełniamy pewne nadużycie. Z drugiej strony otrzymujemy obraz bliższy rzeczywistych oporów profilu, choć z natury rzeczy przybliżony, ponieważ dane przyjęte do obliczeń, poczynając od prędkości maksymalnej, moc silników, sprawność śmigieł, stanowią pewien ciąg aproksymacji. W idealnych warunkach, po wygładzeniu i uszczelnieniu powierzchni płata, biorąc pod uwagę jedynie opór indukowany wartość minimalnego współczynnika oporu wynosiłaby Cxmin= 0,009032, umożliwiłoby to osiągniecie prędkości 441 km/h.

Turbulencja nie jest samym złem. Ogromna większość samolotów z II WŚ miała skrzydła z opływem turbulentnym. W turbulentnej warstwie przyściennej można wydzielić kilka stref różniących się dominującymi mechanizmami kształtującymi przepływ. Warstwę przyścienną można podzielić na obszar wewnętrzny o grubości około 0,2 gdzie siły lepkości i bezwładności są podobnego rzędu i funkcjonuje przede wszystkim lepkościowy mechanizm wymiany pędu i energii oraz obszar przejściowy „logarytmiczny” gdzie dominują naprężenia turbulentne i turbulentny mechanizm wymiany masy, pędu i energii. Na skutek łącznego działania lepkościowego i turbulentnego mechanizmu wymiany pędu, profil prędkości w warstwie turbulentnej jest pełniejszy niż w warstwie laminarnej, dzięki czemu oderwanie następuje przy wyższym gradiencie ciśnienia i jest mniej gwałtowne. Z punktu widzenia oporu tarcia istotna jest relacja średniej wysokości chropowatości do grubości podwarstwy lepkiej w turbulentnej warstwie przyściennej. Jeżeli chropowatość mieści się w podwarstwie, to nie wywołuje zmiany profilu prędkości w warstwie i nie wpływa na opór tarcia – powierzchnię nazywamy aerodynamicznie gładką. Natomiast, jeżeli wysokość chropowatości wykracza poza tę podwarstwę, to jej obecność zmienia profil prędkości i wpływ na wzrost tarcia.

(Tabela 3.)

PRĘDKOŚĆ [km/h / m/s]	WYSOKOŚĆ [m]	LICZBA REYNOLDSA	GRUBOŚĆ WARSTWY PRZYŚCIENNEJ [m]	GRUBOŚĆ PODWARSTWY LEPKIEJ [m]
125/34,7 lądowania	0	8,3*106	0.0535	0.00107
160/44,4 przepadania	0	1*107	0.0515	0.00103
343/95,3 przelotowa	3000	1,8*107	0.0458	0.000917
412/114,4 max.	2800	2.2*107	0.0445	0.00089

Ze względu długość cięciwy aerodynamicznej wzrastała grubość turbulentnej warstwy przyściennej, a wraz z nią grubość podwarstwy lepkiej. Tworzyło to korzystniejszą relację średniej wysokości chropowatości do grubości podwarstwy lepkiej. Grubości podwarstwy lepkiej przy prędkości maksymalnej wynosiła 0.89 mm czyli 890 mikronów, a przy prędkości lądowania 1,07 mm czyli 1070 mikronów.

Chropowatość mieściła się w tej podwarstwie, nie wywołując zmiany profilu prędkości w warstwie przyściennej. Czyli nierówności płata powodowały zaburzenie warstwy laminarnej, nie wywołując dodatkowego oporu tarcia. Sukces Łosia polegał na tym, iż konstruktorom udało się uniknąć błędów, które były udziałem Jastrzębia. Aerodynamika płatowca stała na wyższym poziomie, a płat ze względu na efekt skali i być może staranniejsze wykonanie miał mniejszy opór tarcia.

Niewielkie wydłużenie (Λ=6) płata generowało duży opór indukowany. Eliptyczny obrys skrzydeł zmniejszał jego wartość, lecz na większych kątach natarcia był on bardzo wysoki, co odbijało się na doskonałości, a w głębokim zakręcie na małej prędkości mógł powodować przeciągnięcie

We wszystkich samolotach przedstawionych w (Tabeli 1.) zastosowano aerodynamiczne zwichrzenie skrzydeł.

W Łosiu zrezygnowano z takiego rozwiązania. Być może uznano, że skuteczność slotów jest wystarczająca. Katastrofy spowodowane przeciągnięciem wskazują, że była to zła decyzja, szczególnie wobec gwałtownego charakteru oderwania opływu płata.

Zwichrzenie skrzydła stosuje się w celu poprawy charakterystyki oderwania. Zwichrzenie aerodynamiczne polega na zastosowaniu dwóch różnych profili przy kadłubie i na końcówce dzięki czemu punkt początku oderwania przesuwa się w kierunku kadłuba. Oderwanie następuje blisko kadłuba, przez co samolot przepada, lecz nie wchodzi w korkociąg.

W celu przesunięcia miejsca początku oderwania należy na końcówce zastosować profil o większym współczynniku siły nośnej przy odpowiedniej liczbie Reynoldsa. W rezultacie linia maksymalnych współczynników siły nośnej zmienia położenie, zmienia je również punkt styczności rozkładu współczynników siły nośnej, dzięki czemu rośnie maksymalny współczynnik siły nośnej płata. Warto dodać, że odpowiednia kombinacja skręcenia i zbieżności powoduje rozkład siły nośnej zbliżony do eliptycznego, a w konsekwencji zmniejszenie oporu indukowanego. Podobnie działa zwichrzenie geometryczne, które polega na zróżnicowaniu kątów natarcia pomiędzy końcówką, a nasadą płata.

Laminarne właściwości płata są idealizowane, przy ówczesnej technologii osiągnięcie wymaganej gładkości było niemożliwe. Samolot bombowy wymaga płata zapewniającego duży zasięg i długotrwałość lotu z maksymalnym obciążeniem. Decydują o tym doskonałość i funkcja energetyczna, wydaje się, że konstruktor usiłował maksymalizować wszystkie osiągi naraz. Prędkość wymagała dużego obciążenia powierzchni nośnej i profilu o niskim współczynniku oporu, zasięg dużego wydłużenia, długotrwałość lotu z dużym obciążeniem wysokiego współczynnika siły nośnej Dodatkowo Dowództwo Lotnictwa narzuciło całkowicie nierealistyczny w polowych warunkach, wymóg przenoszenia ładunku bomb przekraczający 2000 kg, oraz silniki o ograniczonej mocy.

Łamigłówka, którą musieli rozwiązać konstruktorzy byłaby znacznie prostsza, gdyby przyszło im budować typowy model szybkiego bombowca określony symbolem 3*1000 czyli moc silnika -1000KM, ładunek bomb 1000 kg, zasięg 1000 km, lecz o tym w dalszej części artykułu.

KADŁUB

Współczynnik oporu kadłuba zależy od proporcji pomiędzy współczynnikami oporu kształtu i oporu tarcia.

Nadanie bocznemu rzutowi kadłubowi kształtu profilu laminarnego nie miało wpływu na zmniejszenie oporu, za to skutkowało ciasnotą kabin, problemami z rozmieszczeniem, bomb, paliwa i sprzętu. Niski współczynnik oporu kadłuba wynikał z małego przekroju poprzecznego.

Wydaje się, że lepsze wyniki dałby kadłub o przekroju kołowym, umożliwiłoby to dodatkowe zmniejszenie oporów kadłuba i powiększenie objętości użytecznej, w tym komory bombowej. Stosunek długości kadłuba do jego średnicy określa smukłość kadłuba.

Kiedy smukłość kadłuba zwiększa się, współczynnik oporu kształtu się zmniejsza, natomiast zmniejszenie smukłości powiększa współczynnik tarcia. W pierwszym przypadku ze względu na mniejsze prawdopodobieństwo oderwania, w drugim większą powierzchnię omywaną w stosunku do objętości. Relację pomiędzy powierzchnią (S)bryły opływowej , a jej objętością(V) przedstawia wzór: S = ³√V² .

Najbardziej korzystna relacja pomiędzy średnicą a długością kadłuba wynosi 0,3, ale jest rzadko stosowana ze względu na problemy ze statecznością. Krótki kadłub powoduje zbyt małą odległość pomiędzy skrzydłami a usterzeniem, co źle wpływa na stateczność, wiadomo, że Łoś cierpiał na te przypadłość.

STATECZNOŚĆ

Rozpatrując stateczność samolotu musimy odpowiedzieć na trzy pytania:

1. czy momenty sił działające na samolot równoważą się?

2. Jeżeli równoważą się, to czy jest to równowaga stała?

3. Jak zachowuje się samolot po wytrąceniu go z równowagi?

Odpowiedzi na dwa pierwsze pytania uzyskujemy rozpatrując problem statycznie-w oderwaniu od czasu. Odpowiedź na pytanie trzecie wymaga analizy sił bezwładności, a więc dynamicznie -w czasie.

Zgodnie z tym rozróżnia się dwa rodzaje stateczności:

• stateczność statyczną-zdolność samolotu do zachowania stanu równowagi i przeciwstawieniu się jego zmianom,

• stateczność dynamiczną -zdolność samolotu do powrotu do stanu równowagi po wytrąceniu go z tego stanu.

Kadłub Łosia był stosunkowo krótki. W ewolucyjnym projekcie PZL.49 Miś planowano jego wydłużenie, aby przy podobnej powierzchni statecznika poziomego zapewnić maszynie większą stateczność statyczną. Według Tadeusza Sołtyka empiryczną miarą odległości steru od środka masy jest warunek, żeby odległość ta wynosiła 2,5 do 3 średnich cięciw aerodynamicznych skrzydła, średnia cięciwa miała długość ok. 3,5 m, zatem odległość ta powinna wynosić od 8,75 m do 10,5 m , tymczasem wynosiła 7,5 m.

Empiryczną miarą dostatecznej powierzchni usterzenia wysokości lub kierunku jest cecha objętościowa - κ

κ = Powierzchnia usterzenia*odległość środka masy od zawiasu steru

Powierzchnia skrzydła* średnia cięciwa aerodynamiczna skrzydła

Jej wartość dla usterzenia kierunku powinna wynosić 0,3-0,6, a dla usterzenia wysokości 0,45-0,8

Wzór ten może służyć tylko do wstępnej orientacji gdyż nie uwzględnia dużej liczby ważnych czynników: destabilizującej roli śmigła, długość przedniej części kadłuba, położenia środka masy, charakterystyki profilu.

Dla Łosia cecha objętościowa usterzenia kierunku wynosiła 0,2559, a usterzenia wysokości 0,3453. W obydwu przypadkach cechy objętościowe są znacznie niższe od zalecanych i wskazują na możliwość niedostatecznej stateczności statycznej samolotu.

PRĘDKOŚĆ, UDŹWIG, ZASIĘG

Prędkość maksymalna Łosia bywa przesadnie eksponowana, przyjęliśmy ją za podstawę obliczeń i nie zamierzamy podważać. Lot z maksymalną prędkością mógł trwać pięć minut, w tym czasie zużycie paliwa wynosiło 740 l/h. Prędkość nie uchroniła przed atakami niemieckich myśliwców, a samoloty przedstawione w Tabeli 1. nie ustępowały pod tym względem Łosiowi.

Samolot lata z wieloma prędkościami użytkowymi w zależności od warunków lotu. Decydują o tym aerodynamika i silnik, problem ten można by analizować sięgając do różnicy pomiędzy PZL.37A, a PZL.37B

Zapis z instrukcji użytkowania samolotu PZL.37A Łoś: W normalnych warunkach lotu z ładunkiem bojowym 1142 kg na wysokości nominalnej 1220 m najkorzystniejsze obroty wynoszą 2000 obr/min. W tych warunkach szybkość wynosi około 300 km/godz.

Najwyższa prędkość przelotowa PZL.37B wynosiła 345 km/h, na wysokości 2600, przy obrotach 2230 obr/min. Wynikało to własności wysokościowych silnika osiąganych dzięki wydajniejszej sprężarce.

Jednak zdecydowanie lepsze osiągi zapewniłby silnik Bristol Pegazus XVIII, wyposażony w dwubiegową sprężarkę, który na wysokości 4730 m osiągał moc maksymalną 893 KM, a moc nominalną 593 KM na wysokości 6100m.

W rozrzedzonym powietrzu na wys. 6100 znacząco wzrósłby współczynnik oporu (Cx=0,0644) ponieważ zwiększyłby się kąt natarcia, ale prędkość nominalna PZL.37 z silnikami Pegazus XVIII wynosiłaby 381 km/h.

Łoś nie był szczególnie lotny, małe wydłużenie płata zwiększało opór indukowany i zmniejszało doskonałość więc trudno przywidzieć, jak by sobie radził na tej wysokości, ale różnica w prędkości przelotowej miała znaczenie w przypadku wyżej wspomnianej strefy zaskoczenia taktycznego.

Doskonałością aerodynamiczną nazywamy stosunek siły nośnej do siły oporu przy danym kącie natarcia. Doskonałość wyznacza się za pomocą wzorów: K = Pz/Px =Cz/Cx.

Krzywa K=f(α) zwykle buduje się na podstawie krzywych Cz i Cx w funkcji kąta natarcia. Od maksymalnej doskonałości samolotu zależą między innymi długotrwałość lotu, zasięg lotu ślizgowego, maksymalny kąt wznoszenia, minimalny ciąg niezbędny do lotu poziomego i inne charakterystyczne wielkości. Maksymalną doskonałość PZL.37 osiągał na kącie natarcia około 4^o.

Funkcja energetyczna C³z/C²x lub Cz^3/2/Cx=f(α) odpowiada za długotrwałość lotu. Kąt natarcia i prędkość lotu odpowiadające największej wartości funkcji energetycznej nazywamy katem i prędkością ekonomiczną. W przypadku Łosia funkcja energetyczna osiągała swoje maksimum w pobliżu kąta natarcia około 6^o.

Instrukcja obsługi przywiduje cztery warianty misji z różnym obciążeniem, spróbujemy obliczyć zasięg i długotrwałość tych lotów, które wprost wynikają z ilości zabieranego paliwa.

Pojemność zbiorników paliwa wynosiła 1246 l (945kg). Dodatkowo w komorze bombowej można było podwiesić dwa zbiorniki o pojemności 738 l, co dawało łączną pojemność 1984 l (1505 kg). Silniki Pegaz XX były zasilane mieszanką BABC o liczbie oktanowej 87. Masa właściwa paliwa wynosiła 0,7585685 kg/l.

Według instrukcji 2/3 pojemności zbiorników opadowych stanowią rezerwę nawigacyjną, do obliczenia zasięgu na przelot, można wykorzystać 1/3 ich pojemności czyli około 80 l. Pozostałe 158 l wystarcza na start, lądowanie i około15 minut lotu. W rezultacie do obliczenia rzeczywistego zasięgu można było przyjąć 1088 l (825 kg) paliwa.

(Tabela. 4)

Obciążenie	I. Lot treningowy	II. Lot treningowy z bombami	III. Lot bojowy z bombami	IV. Lot bojowy z bombami na największą odległość
1. Masa własna z wyposażeniem stałym	4920	4920	4920	4920
2. Paliwo + Olej	945 140	945 140	945 140	1505 185
3. Załoga	352	352	352	352
4. Masa wyposażenia zdejmowanego	107	231	190	313
5. Bomby i amunicja	Balast 80 kg + 2 bomby oświetlające 25 kg	1141	2318	1875
6. Masa całkowita	6569	7729	8865	9105
7. Masa ładunku	1649	2809	3945	4185
8. Obciążenie powierzchni	122,8	144,5	165,8	170,2
9. Masa zużytego paliwa	825	825	825	1385
10. Zasięg według instrukcji[km] V=324km/h, H=1000, 2050 obr/min	963	937	913	1486
11. Zasięg według wzorów Breguet’a [km] K=11,4, H=2500 m, ϥ=0,377kg/ kW*h	1192	1002	867	1464
12. Długotrwałość lotu[h] ϱ=0,956859, ϥ=0,4 kg/kW*h, Cx3/2/Cz=8,2	4,7	3,15	3,14	4,95

Zasięg i długotrwałość lotu określają wzory Breguet’a

L=3600*K*ɳ/g*q_e*ln(m_k/m₀) T=C^3/2z/Cx *2*ɳ/g*q_e*√ϱ*S/2g*(1/√m_k-1/√m₀)

W obydwu wzorach przyjmuje się, że wielkość η/ϥ jest stała oraz stały jest kąt natarcia samolotu. Drugie założenie pociąga za sobą stałość funkcji Cz/Cx oraz C^3/2z/Cx. Ze wzorów Breguet’a wynika, iż cały przelot odbywa się na stałej wysokości w locie ustalonym.

Zasięg i długotrwałość lotu w pierwszym rzędzie zależą od ilości zabieranego paliwa, przy czym masę paliwa przeznaczonego na przelot należy zmniejszyć o:

- paliwo zużywane na start i lądowanie

- zapas nawigacyjny, w przypadku Łosia jedynie 15 minut lotu.

Do obliczeń zasięgu przyjęliśmy: Kmax = 11,4 ɳ = 0,8, q = 0,277 kg/KM*h=0,377 kg/kW*h

Maksymalna doskonałość oblicza się ze wzoru: Kmax= 1/2√πΔe/Cx_0, gdzie Cx₀=0,03 -wartość współczynnika oporu odpowiadająca zerowej sile nośnej, e- współczynnik Oswalda wynoszący 0,8.

Wzory Breuget’a ujmują teoretyczne założenia, które w realnych warunkach lotu są trudne do utrzymania, mimo to wszelkie zakłócenia lotu wpływają raczej na obniżenie zasięgu. Zasadnicze znaczenie mają jednostkowe zużycie paliwa oraz doskonałość.

W literaturze podaje się najczęściej średnie zużycie wynoszące od 0,300 do 0,320 kg/KM*h. W instrukcji zużycie paliwa przy mocy nominalnej wynosi od 268 do 285 g/KM*h. Do obliczeń zasięgu przyjęliśmy średni wynoszącą 0,277 kg/KM*h co odpowiada 0,3767 kg/ kW*h. Doskonałość maksymalna, przy kącie natarcia około 4^o wynosiła około 11,4.

Wyniki obliczeń wskazują, że zasięg Łosia z przeciętnym ładunkiem bomb około 1000 kg, nieco przekraczał 1000 km. Obciążony ładunkiem ponad 2000 kg, mógł wykonać lot na odległość około 900 km. Długotrwałość lotu liczona w oparciu o wzory Breguet’a przedstawia poz.11. Ze względu na lot na dużych kątach natarcia z prędkością nie przekraczającą 250 km/h przyjęliśmy większe zużycie paliwa ϥ = 0,4 kg/kW*h, wartość funkcji Cz^3/2/Cx = 8.2

Obliczenia na podstawie jednakowych danych dla różnych obciążeń mogą zawierać błędy. Większy ładunek wymaga większej siły nośnej, co powoduje zwiększenie kąta natarcia, w efekcie wzrasta opór, zmniejsza się doskonałość i zwiększa zużycie paliwa, ostatecznym rezultatem jest mniejszy zasięg. Dlatego przedstawione wyniki można weryfikować raczej w dół niż w górę. W teorii maksymalny zasięg z dodatkowymi zbiornikami i ładunkiem bomb i amunicji wynoszącym 1850 kg, oscylował wokół 1500 km. Wspomniany wcześniej brak dodatkowych zbiorników podwieszanych w komorze bombowej, drastycznie ograniczył zasięg.

Opinie, iż nadzwyczajne osiągi dały Łosiowi zdecydowana wyższość nad współczesnymi mu bombowcami powtarzają się w wielu opracowaniach. Podane niegdyś na użytek propagandy i reklamy, utrwaliły nierealny obraz samolotu, funkcjonujący poza czasem i przestrzenią.

Jest wielce prawdopodobne, iż żaden Łoś nie wykonał lotu z maksymalnym ładunkiem bomb 2560 kg i pełnymi zbiornikami paliwa, a już na pewno na odległość przekraczającą 1000 km. Podwozie Łosia wbrew powszechnej opinii, było jego słabym punktem. W Rumunii PZL.37 latały z z ładunkiem nie przekraczającym 1200 kg ze względu na awarie podwozia. Polskie lotniska były pozbawione betonowych pasów startowych, opory toczenia na trawie są o 25%wyższe(współczynnik oporu toczenia 0,05-0,08). Biorąc pod uwagę warunki panujące na lotniskach polowych, ograniczenia były zwielokrotnione. Na polowych lotniskach Łosie startowały z obciążeniem nie przekraczającym 1000 kg, zatem projektowanie samolotu przenoszącego maksymalnie 2500 kg bomb, było przejawem megalomanii. Kiedy zaglądamy do popularnych monografii, podawane osiągi przyprawiają o zawrót głowy, J.B. Cynk a za nim B. Ganston podają zasięg 2600 km, a więc o 1000 km przekraczający możliwości Łosia.

A. Glass, A. Morgała - 1800 km i tu można by się zgodzić, wszakże pod kilkoma warunkami: po pierwsze byłby to lot do wyczerpania paliwa, po drugie bez ładunku bojowego i zdejmowanego wyposażenia, po trzecie z wykorzystaniem dodatkowych zbiorników, których w warunkach bojowych nigdy nie użyto. Jak łatwo zauważyć, są to okoliczności uniemożliwiające racjonalne użytkowanie samolotu.

Łoś był przeciętniakiem w swojej klasie. Bliźniaczy Handley Page Hampden pod tym względem znacznie go przewyższał. Angielski samolot miał zasięg 3033km (1885 mil) z ładunkiem bomb 900 kg (2000 lb) i 1931 km (1200 mil) z ładunkiem 1800 kg(40000 lb), lekki Bristol Blenheim miał zasięg 2450 km. Maksymalny zasięg bombowców niemieckich znacznie przekraczał możliwości Łosia. Zbiorniki He 111P-1 mieściły 3450 l paliwa, lecąc z prędkością 385 km/h i ładunkiem 2000 kg miał zasięg 1925 km, Ju-88A1 tankował normalnie 840 l, a dodatkowo 1900 l, co dawało mu zasięg 3700 km, rosyjski DB-3f latał na odległość 3300 km, lecz obiektywnie trzeba przyznać, że były to maszyny większe i cięższe od Łosia.

Koniec części pierwszej.