PZL P.24 KONTRA DWUPŁATY

Ewolucja samolotów myśliwskich przebiegała wieloma drogami. Z dzisiejszej perspektywy łatwo wskazać, które konstrukcje wytyczyły jej główny nurt, ale dziesięć lat przed II Wojną Światową nie było to takie oczywiste. 

W połowie dekady lat trzydziestych metalowe górnopłatowce Puławskiego zdystansowały tradycyjne dwupłaty o konstrukcji mieszanej. Sukces opierał się na genialnym połączeniu szeregu przełomowych rozwiązań technicznych.

Jednak u progu wojny, ów dystans stał się mniej widoczny. Jakie okoliczności sprawiły, że ostatnia generacja dwupłatów pod względem osiągów zrównała się z najbardziej zaawansowanymi maszynami ze stajni Puławskiego?

OLDTIMERY

Zarówno P.24, jak i trzy znane typy myśliwskich dwupłatów: Gloster Gladiator, Fiat CR 42 i Polikarpow I–153 wzięły udział w pierwszych zmaganiach II WŚ. Cała czwórka, pomimo dużej zwrotności i wznoszenia, nie była w stanie nawiązać równorzędnej walki z szybkimi, dobrze uzbrojonymi dolnopłatami, które korzystając z przewagi prędkości, dyktowały swoją taktykę walki. Porównanie PZL P.24G do ostatnich dwupłatowców wydaje się proste. Mimo to stajemy wobec faktów, które burzą utrwalone stereotypy o wyższości samolotów Puławskiego nad dwupłatowcami. W roku 1934, kiedy drugi prototyp PZL P.24 ustanowił międzynarodowy rekord prędkości dla samolotów myśliwskich napędzanych silnikiem gwiazdowym, dwupłaty z silnikami rzędowymi pozostawały daleko w tyle. Doskonały Hawker Fury I napędzany silnikiem Rolls-Royce Kastrel IIS, osiągał prędkość 340 km/h. Jego następca Hawker Fury II, prawdopodobnie najlepszy myśliwiec połowy lat trzydziestych, nie przekraczał magicznej prędkości 100 m/s, (360 km/h). Wydawało się, dwupłatowce osiągnęły kres swoich możliwości. Jednak postęp w aerodynamice i ciągły wzrost mocy silników lotniczych sprawiły, że pod koniec dekady ostatnia generacja dwupłatowców zniwelowała tę przewagę. Aby wyjaśnić istotę owego procesu, skoncentrujemy się na aerodynamice wszystkich czterech maszyn. Tab.1

Tabela 1 przedstawia dane i osiągi wszystkich czterech samolotów.

Łatwo dostrzec, że PZL P.24G dysponuje największą mocą silnika, umożliwiającą osiągnięcie najwyższej prędkości, mimo to prędkość maksymalna jest niższa od dwóch najszybszych (I–153, CR 42) dwupłatów i znacząco nie odbiega od najsłabszego w tym gronie Gladiatora. Wszystkie trzy maszyny odznaczają się dużym wznoszeniem i pod tym względem przewyższają polskiego myśliwca. W przypadku Czajki jest to istotna różnica, wynikająca wszakże z większej powierzchni nośnej. Najwięcej wątpliwości budzi kwestia prędkości maksymalnej. Analizę rozpoczniemy od obliczenia minimalnego współczynnika oporu w oparciu o dane z tabeli 1.

1. PZL P. 24G Cx min = 0,0487125

2. Gloster Gladiator Cx min = 0,032IO9–0,0281004

3. Fiat RC 42 Falco Cx min = 0,0312489–0,0290968

4. Polikarpow I–153 Cx min = 0,033053–0,0302200

Na pierwszy rzut oka wyniki wydają się nielogiczne. Minimalny współczynnik oporu jednopłatowego PZL P.24G jest o ponad połowę wyższy od teoretycznie gorszych aerodynamicznie dwupłatów. Przy najwyższych podawanych prędkościach, współczynniki Cx trzech wymienionych dwupłatowców, osiągają wartości właściwe wolnonośnym dolnopłatom.

W literaturze odnajdujemy, że starannie oprofilowane dwupłaty z niechowanym podwoziem mają Cx min rzędu 0,06–0,04, dwupłaty z chowanym podwoziem, również starannie oprofilowane 0,04–0,03, a jednopłaty i dwupłaty z niechowanym podwoziem, zastrzałami i stójkami niezbyt starannie oprofilowane 0,10–0,05.

Bez wątpienia wspomniane dwupłatowce należały w swojej klasie do konstrukcji najbardziej zaawansowanych, ale tak niską wartość Cx trudno przyjąć za wiarygodną. Wychodząc od oporu profilu postaramy się oszacować całkowite opory wszystkich czterech samolotów. Biorąc pod uwagę złożoność konstrukcji, wyniki mogą odbiegać od uzyskanych podczas badań w tunelu aerodynamicznym. Jednak zastosowanie jednolitej metody obliczeń sprawi, że drobne błędy nie będą miały istotnego wpływu na relacje pomiędzy poszczególnymi maszynami. Prędkość maksymalna P.24G, w kontekście mocnego silnika wydaje się być całkowicie realna, zatem osiągi PZL P.24G przyjmujemy za pewne i niepodlegające dyskusji i do nich będziemy odnosili wyniki obliczeń.

BŁĘDNI RYCERZE

Ostatnie dwupłatowce powstawały w czasie, kiedy szybkie dolnopłaty miały już ugruntowaną pozycję, a kierunek rozwoju samolotów myśliwskich był wytyczony. To stwierdzenie dotyczy przede wszystkim Fiata CR 42 oraz Polikarpowa I–153, ponieważ Gladiatora budowano na podstawie specyfikacji F.7/30, wcześniejszej od dokumentów F.5/34 i F.36/34 w oparciu, o które powstały Hurricane i Spitfire.

Zamawiano je w przeświadczeniu, że jedynie zwrotny dwupłat jest myśliwcem par exellance. Pomimo tego, że dolnopłaty przewyższają go prędkością, nie musi obawiać się porażki, bo w każdej sytuacji obroni się zwrotnością. Co ciekawe była to opinia większości pilotów myśliwskich, dla których szybkie, niezbyt zwrotne dolnopłaty z zakrytą kabiną, były zaprzeczeniem idei samolotu myśliwskiego.

Układ dwupłatowy w stosunku do wolnonośnego jednopłata pozwala na budowę samolotów znacznie lżejszych, o sztywniejszej konstrukcji i mniejszym momencie bezwładności. Duża powierzchnia nośna w połączeniu z małą rozpiętością sprawia, że masa samolotu jest skupiona w pobliżu jego osi, z tej przyczyny ma on mniejszy moment bezwładności oraz mniejsze jest tłumienie od sił aerodynamicznych powstałych w czasie obrotu, zwłaszcza wokół osi podłużnej. Te trzy czynniki powodują, że dwupłatowiec charakteryzuje wyjątkowa zwrotność, szczególnie wymagana od samolotów myśliwskich i akrobacyjnych.

Niestety podczas wykonywania figur, dwupłaty dużo tracą na wysokości. W miarę wzrostu prędkości rośnie opór generowany przez: elementy wiązania między skrzydłami, dużą powierzchnię skrzydeł oraz interferencję. Wzajemne oddziaływanie skrzydeł sprawia, że pomimo zastosowania cienkiego profilu o małym oporze opór jednostkowy jest wyższy, a nośność niższa niż w jednopłacie. Nośność można zwiększyć budując skrzydła o większej powierzchni, co niestety dodatkowo podnosi opór i stawia konstruktora w sytuacji błędnego koła.

Gdy w latach trzydziestych jednopłaty zaczęły wypierać z rynku dwupłaty, producenci bronili się powiększając znacznie wydłużenie skrzydeł swoich samolotów. Tak np. de Havilland bardzo znacznie powiększył wydłużenie klasycznych dwupłatów pasażerskich DH–86B i HP Hannibal, nie przyniosło to istotnej zmiany i firma przeszła na produkcję jednopłatów.

Gloster Gladitor łączył tradycyjne rozwiązania zastosowane w wcześniejszych typach dwupłatów z charakterystycznymi dla pierwszej generacji szybkich dolnopłatowców. Kratownicowy kadłub i dwudźwigarowe skrzydła o dużej powierzchni z płóciennym pokryciem nie porażały nowoczesnością. Jeżeli do tego dodamy bardzo konwencjonalną konstrukcję płatów złożoną z rozpórek, cięgien i wsporników oraz wzmocnienia usterzenia ze stalowych linek to można przypuszczać, że gwiazdowy silnik Bristol Mercury (krytykowany w Polsce z powodu Jastrzębia) znaczną część swojej mocy tracił na pokonanie oporu. Mimo to, współczynnik Cx obliczony na podstawie prędkości maksymalnej prezentuje się znakomicie. Korzystnym rozwiązaniem było jednogoleniowe podwozie o niewielkim oporze oraz dobrze dobrany profil RAF–28, o grubości 9.8% i optymalnym stosunku siły nośnej do oporu. Zalety zakrytej kabiny niwelowała duża średnica kadłuba wynikająca ze średnicy silnika.

Fiat CR 42 Falco-zwarta konstrukcja, drapieżna sylwetka, wigor i zwinność były jego atutami, ale wchodził do służby w tym samym roku, co Hawker Hurricane i Supermarine Spitfire, które niebawem stały się jego pogromcami. Niewielki półtorapłat miał wiele zalet, gwiazdowy czternastocylindrowy silnik o malej średnicy i cienki dziesięcioprocentowy profil NACA 2410 ograniczały opór, podobnie jak wolnonośne stateczniki i oprofilowane podwozie. Rozwiązanie konstrukcji płatów oparte na systemie Warrena przejęte zostało z poprzedniego myśliwca CR 32. W źródłach odnajdujemy bardzo wysokie dane dotyczące prędkości maksymalnej. Doskonałe własności pilotażowe oraz zwarta i mocna konstrukcja sprawiają, że Fiat może być uznany za najlepszy dwupłatowiec myśliwski.

I–153 Czajka, czyli mewa budzi mieszane uczucia. Pękaty, krótki kadłub jest dosyć harmonijnie połączony z mewim płatem i już na pierwszy rzut oka wiadomo, że w walce największym atutem tej maszyny jest zwrotność. Jednak idea manewrowego myśliwca, wspierającego szybkie pościgowce była oderwana od rzeczywistości. Choć może ona wywoływać odległe skojarzenia z koncepcją zwrotnego samolotu odrzutowego wypracowaną podczas wojny w Wietnamie, w praktyce wykazała, że pomysły centralnych instytucji wojskowych nie przekładają się na operacyjną rzeczywistość. Luftwaffe narzuciły Rosjanom swoja taktykę wykorzystując przewagę w sprzęcie i wyszkoleniu. Prędkość maksymalna, według producenta, wynosi ponad 440 km/h. Pomimo chowanego podwozia aerodynamika I-153 budzi liczne wątpliwości. Z uwagi na krótki kadłub o dużej średnicy oraz profil skrzydła Clark YH, o grubości 11,9%, opór aerodynamiczny całego układu był wysoki.

PZL P.24G

Protoplastą samolotów z rodziny P. był francuski Wibault 70 C1 - maszyna toporna, a więc nielotna. Potraktowany, jako wzorzec technologiczny przyniósł nowe doświadczenie związane z obróbką duralu, ale w spadku otrzymaliśmy sposoby nitowania pokrycia z blachy falistej generujące duże opory. Blachę falistą stosowano, ponieważ gładka blacha przynitowana do dźwigara, przejmowała jego naprężenia, falowała i pękała.

Puławski znacznie zmodyfikował proces nitowania górnej powierzchni skrzydeł, pozbywając się grzebieni, ale nie dawało to idealnej gładkości pokrycia, ponieważ blachy nitowano na zakładkę. Grzebienie na dolnej powierzchni skrzydeł pozostały bez zmian. Zamiast blachy falistej zastosowano blachę żłobkowana o grubości 0,32, 0,4 i 0,5 mm, ze żłobkami o rozstawie 5 mm i promieniu 1/1,5 mm. Takie rozwiązanie nie wzmacnia konstrukcji, a jedynie uniemożliwia przejmowanie przez blachę naprężeń od gięcia dźwigara i tworzenia fal.

W monografiach samolotów rodziny P. podkreśla się przełomowe znaczenie zastosowanych rozwiązań konstrukcyjnych, jakimi były: mewi płat, nożycowe podwozie, półskorupowy kadłub. Niechętnie wspomina się o tym, że aerodynamika owych rozwiązań pozostawiała wiele do życzenia. Lotnictwo myśliwskie stało się zakładnikiem szybko starzejącej się formuły samolotu myśliwskiego, tym bardziej, że użytkowało wcześniejsze wersje samolotów Puławskiego.

Ostatnie egzemplarze PZL P.11c dostarczono w 1936 r, kiedy latał już Dornier Do–17 i rosyjski SB–2. W połowie lat trzydziestych dostrzegano, konieczność wprowadzenia nowoczesnego myśliwca, z drugiej strony błędnie prognozowano proces starzenia się użytkowanych samolotów. Dowództwo Lotnictwa zbyt długo pozostawało w przekonaniu, że posiadane samoloty są ciągle dobrymi i użytecznymi myśliwcami. Opóźniło to prace nad prototypami nowoczesnego pościgowca, jego dostaw można się było spodziewać około roku 1942.

SKRZYDŁA

Analizę zaczynaliśmy od charakterystyki zastosowanych profili lotniczych, poszukując najniższej wartości współczynnika oporu i odpowiadającego mu współczynnika siły nośnej. Następnie obliczaliśmy współczynnika oporu indukowanego, ponieważ wszystkie trzy płatowce miały płaty prostokątne z zaokrąglonymi końcówkami przyjęliśmy korekcyjny współczynnik Glauerta k= 1,12. Współczynnik k zależy od obrysu skrzydeł, dla skrzydeł prostokątnych przyjmuje wartość k=1,15, dla trapezowych 1,07, dla obrysu eliptycznego k= 1( bez względu na wydłużenie). Dodatkowo przyjęliśmy 15 % wzrost współczynnika oporu wywołany względami technicznymi, takimi jak: odchyleniami kształtu profilu na rzeczywistych skrzydłach od obrysu teoretycznego, chropowatością materiału, z jakiego wykonane były skrzydła, nitami oraz 15% przyrost oporu wywołany przez konstrukcję skrzydeł, za podstawę służył minimalny współczynnik oporu danego profilu.

Cxp = Cx∞ + ∆ Cxtech +Cxi

Cxp–współczynnik oporu płata

Cx∞-współczynnik oporu profilu(płata o nieskończonej rozpiętości)

∆Cx tech–wzrost współczynnika oporu płata wywołany odchyleniami kształtu profilu na rzeczywistych skrzydłach samolotu od obrysu teoretycznego, chropowatością materiału, z jakiego wykonano skrzydła, dla wszystkich czterech samolotów przyjęliśmy wartość równą 0,3 Cxp

Cxi–współczynnik oporu indukowanego, Cxi = Cz/π* Λ(1+δ)

Należy dodać, że w literaturze dla samolotów o skrzydłach drewnianych krytych płótnem lub o konstrukcji mieszanej wartość ∆ Cx tech = 0.50 Cxmin. 

KADŁUB

Współczynniki oporu starych samolotów miały wartości od 0.1 do 0.3. Powierzchnią odniesienia dla współczynnika oporu kadłuba jest zwykle maksymalny przekrój czołowy bryły kadłuba, łącznie z konturem silnika i owiewką kabiny. Opór szkodliwy kadłuba oblicza się w odniesieniu do powierzchni skrzydła, zatem obliczony współczynnik powinien być podzielony przez powierzchnię skrzydła. Przystępując do szacowania współczynnika oporu kadłuba obliczyliśmy powierzchnię wytyczoną przez średnicę silnika gwiazdowego, która z reguły stanowi maksymalny przekrój czołowy bryły kadłuba. Otrzymaną powierzchnię powiększyliśmy o 20%, dodatek obejmuje: powierzchnię przekroju owiewki kabiny, osłonę silnika, wlot powietrza do silnika, rury wydechowe itp. Dla dwupłatowców ze względu na opory płóciennego pokrycia przyjęliśmy współczynnik wynoszący 0.2, dla P.24 wynosi on 0.14. 

PODWOZIE

Dane dotyczące oporów trójgoleniowego podwozia z kołami o średnicy 600 mm i szerokości 216 mm, przy prędkości 161 km/h = 44,7 m/s uzyskaliśmy z książki autorstwa T. Sołtyka „Amatorskie projektowanie samolotów”. Według autora wynosi ono 206 N, dokonaliśmy przeliczeń na wielkość podwozia poszczególnych samolotów. Autor podaje wartość oporu łącznie z oporem interferencyjnym, ponieważ współczynnik oporu interferencyjnego obliczaliśmy po podsumowaniu Cx całego samolotu, odjęliśmy tę wartość od o poru podwozia. 

USTERZENIE

Współczynnik oporu usterzenia poziomego, analogicznie jak dla płata nośnego, wyznaczamy ze związku:

Cxh = Cxh min + ∆ Cxszcz + Cxi

Ponieważ nie posiadamy danych dotyczących profili usterzenia dla wszystkich samolotów przyjęliśmy charakterystyki symetrycznego profilu NACA 0009. Dla usterzenia poziomego Cx obliczaliśmy podobnie jak dla płata. Minimalny współczynnik oporu wynosi Cx = 0, 0054, przyrost współczynnik oporu profilowego o opór szczelinowy–0,005, opór indukowany obliczamy stosując współczynnik korygujący wydłużenie o wpływ obrysu i szczelin między statecznikiem a sterem-e od 0, 7 (małe wydłużenie) do 9.  

SILNIKI I ŚMIGŁA
Pod koniec dekady lat trzydziestych silniki gwiazdowe dawały moc rzędu 800-900 KM, taka moc silnika w połączeniu z przestawialnym śmigłem umożliwiała najbardziej zaawansowanym dwupłatom osiągnięcie prędkości ponad 400 km/h.
W wielu opracowaniach moc silników tłokowych podawana jest wedle fantazji autora. Bardzo rzadko podaje się wykresy mocy w zależności od obrotów silnika, stopnia doładowania i wysokości lotu. Kiedy porównamy możliwości silników napędzających dwupłatowce, to okazuje się, że są one bardzo zbliżone. Wyposażone w odśrodkowe sprężarki uzyskiwały maksymalną moc na wysokości ponad 4000 m.
Fiat CR 42, osiągał prędkość maksymalną na wysokości 6100m, gdzie moc silnika wynosiła jedynie 660 KM, moc maksymalną 840 KM generował na wysokości 3500m, a moc startowa sięgała 890 KM. Ten przykład dobrze ilustruje, jak zmienne są relacje pomiędzy mocą silnika, prędkością i gęstością powietrza. Moc silnika M-62, według rosyjskich źródeł wynosi 1000 KM, ale była to krótkotrwała moc startowa osiągana przy obrotach 2200 obr/min. Na wysokości 4200 m silnik osiągał moc 850 KM przy 2100 obr/min i taką moc przyjęliśmy do obliczeń. PZL P.24G miał trójłopatowe, metalowe, nastawne śmigło Gnome–Rhone, Fiat dysponował przestawialnym, dwuzakresowym śmigłem Fiat Hamilton 3D.41-1, Gladiator miał stałe metalowe trójłopatowe śmigło

Fairey – Reed, natomiast I–153 przestawialne, dwułopatowe AW–1, przyjmujemy, że sprawność wszystkich śmigieł przy prędkości maksymalnej wynosiła Ꞃ=80%.

WNIOSKI




Wyniki obliczeń przedstawione w tabeli 2.

Wyniki obliczeń, potwierdzają wyrażone na wstępie wątpliwości, co do prędkości maksymalnej dwupłatów. Samoloty dwupłatowe osiągające granicę 400 km/h stanowiły prawdziwą elitę. Wszystkie trzy dwupłaty miały zawyżoną prędkość od 4 do 28 km/h. Takie praktyki stosowano bardzo często, podając osiągi maszyn specjalnie przygotowanych do bicia rekordów prędkości, bądź pozbawionych wyposażenia i uzbrojenia. Trafnie oszacowaliśmy prędkość Gladiatora II, William Green podaje prędkość wynosząca 246 m.p.h. na wysokości 14500 stóp, co odpowiada 396 km/h, w innych publikacjach ta prędkość jest wyższa ( poz. 9), co ze względu na duża powierzchnię nośną i umiarkowaną moc silnika budzi uzasadnione wątpliwości. Teoretycznie, ze względu na chowane podwozie, najszybszy w tym gronie powinien być Polikarpow I-153, jednak w stosunku do Fiata CR 42, tę przewagę niwelowała duża średnica kadłuba i większy opór płata. Obliczone prędkości maksymalne obu samolotów są bardzo podobne, chowane podwozie, jako rozwiązanie kłopotliwe i zwiększające masę samolotu nie ma uzasadnienia przy niskich prędkościach lotu. Natomiast, pewne jest, że na wysokość 0 m, I–153 byłby najszybszym samolotem(ok.380 km/h), jako że moc startowa silnika M-62 wynosiła 1000 KM, a Fiat CR 42 byłby niewiele wolniejszy(ok. 368 km/h). W tabeli 

(poz.11) przedstawiamy iloczyn współczynnika oporu i powierzchni nośnej, który daje wyobrażenie o wielkości oporu aerodynamicznego w identycznych warunkach lotu. Widać, że Gladiator generował najwyższe opory przy porównywalnej prędkości i wysokości lotu.

Trzy typy samolotów wieńczyły ogromną spuściznę konstrukcji wielopłatowych i jako takie miały niewiele słabych punktów. Znakomicie dobrane, cienkie profile skrzydeł, oprofilowanie kadłuba i
podwozia, duża moc silników czyniły z nich zwrotne i dynamiczne maszyny myśliwskie. Współczynnik oporu PZL P.24G jest niedoszacowany, natomiast wszystkie dwupłaty mają współczynniki wyższe od obliczonych na podstawie deklarowanej prędkości. Niższa wartość Cx P.24 wynika z niedoszacowania oporów tarcia żłobkowanego pokrycia skrzydeł i stateczników. Dla wszystkich samolotów przyjęliśmy dodatek w wysokości 30 % minimalnego oporu profilu, zakładając, że 15% stanowią opory pokrycia, a następne 15% opory konstrukcji skrzydeł. Blacha żłobkowana dawała powierzchnię aerodynamicznie szorstką, wysokość żłobków wynosiła od 1 do 1,5 mm. Współczynnik oporu przy chropowatości tego rzędu powinien wzrosnąć o około 0,0078. Uznajemy, że różnica wynosząca z interferencją 0,00438 stanowi nieujęte opory tarcia pokrycia skrzydeł i stateczników. Zastosowanie metalowego, żłobkowanego pokrycia w przypadku dwudźwigarowej konstrukcji skrzydeł jest uzasadnione ze względu na naprężenia konstrukcji, oraz odpornością na warunki atmosferyczne, pod względem aerodynamicznym, żłobkowane pokrycie jest
rozwiązaniem negatywnym, powodującym wzrost oporów tarcia. Prędkość maksymalna najstarszego w rodzinie Puławskiego P.1 wynosiła 295 km/h przy mocy silnika 630 KM, P.24 latał z prędkością wyższą o 135 km, którą uzyskano drogą doskonalenia kolejnych wersji. Ale postęp w lotnictwie był tak duży, że w krótkim czasie osiągnięto kres możliwości przyjętego układu konstrukcyjnego. Samoloty Puławskiego były znakomite od strony czysto konstrukcyjnej. Aerodynamicznie układ zastrzałowego górnopłata sprawdzał się do prędkościach około 300 km/h, powyżej następował lawinowy wzrost oporu i nawet silniki o mocy 1000 KM nie były w stanie istotnie zwiększyć prędkości maksymalnej. Duże opory były wynikiem podporządkowania konstrukcji wymogom
wytrzymałości i dobrej widoczności.

Koncepcja samolotu powstawała w końcówce dekady lat dwudziestych, kiedy prędkość 300 km/h uważano za wręcz oszałamiającą, a walki powietrzne polegały na poziomych manewrach wykonywanych z prędkością około 200 km/h. Profil Bartel IIa należał do starszej generacji i nie posiadał zalet profilu IAW–743. Można domniemywać, że opływ laminarny dotyczył jedynie powierzchni krytej gładką blachą duralową, czyli de facto ograniczało się do krawędzi natarcia, od połączenia z blachą żłobkowaną następowała turbulizacja warstwy przyściennej, co nie służyło wzrostowi prędkości, ale zwiększało siłę nośną i zarazem zwrotność samolotu. Konstrukcja skrzydeł i rodzaj pokrycia w decydujący sposób wpływały na obniżenie prędkości maksymalnej. Postulat zwrotności miał wówczas zdecydowaną przewagę, zatem samoloty Puławskiego spełniały  oczekiwania pilotów.

Analiza całkowitego oporu samolotu w zmiennych warunkach lotu jest zadaniem godnym dobrze wyposażonych laboratoriów. Świadomi własnych ograniczeń staraliśmy się uchwycić opór poszczególnych typów samolotów w locie ustalonym z maksymalną prędkością. Opór aerodynamiczny płata składa się z oporu tarcia i oporu kształtu, które w odniesieniu do profilu lotniczego tworzą opór profilowy, oraz z dodatkowego oporu wzbudzonego zwanego indukowanym. Opór tarcia pochodzi z ocierania się powietrza o powierzchnię skrzydła i zależy od chropowatości jego powierzchni. Skrzydła PZL P.24 odznaczały się dużą chropowatością aerodynamiczną ze względu na żłobkowane pokrycie, nity, oraz grzebienie na dolnej powierzchni. Strugi powietrza  układające się skośnie do żłobkowanego pokrycia oraz grzebieni, powodowały ogromny wzrost oporów tarcia. Opór kształtu zwany też oporem ciśnieniowym, wynika z rozkładu ciśnienia na opływanym ciele. W tym przypadku wysokie były opory całego samolotu, ze względu na stałe podwozie, zastrzały i pozostałe elementy konstrukcyjne.

Opór wzbudzony(indukowany) jest spowodowany układem wirów spływających ze skrzydła. Opór indukowany wywołuje różnica ciśnienia pomiędzy górną a dolną powierzchnią płata. Cząsteczki powietrza wędrują, bowiem na końcach skrzydeł z obszaru wysokiego ciśnienia panującego na dolnej powierzchni płata do obszaru niskiego ciśnienia występującego na górnej powierzchni. Na górnej powierzchni skrzydła strugi odginane są ku kadłubowi, na dolnej zaś - ku końcom skrzydeł. Poza krawędzią spływu spotykają się, więc strugi powietrza poruszające się wobec siebie skośnie i ścierając się ze sobą tworzą całą powierzchnię wirową, którą nazywamy oporem indukowanym, Charakterystyczne wycięcie krawędzi spływu przy kabinie, ułatwiające widoczność, tworzyło dwa uskoki. Na wystających końcówkach uskoków, po obu stronach kabiny powstawały wiry zwiększające opór indukowany.

Mewi kształt skrzydeł, w połączeniu ze zwężającym się przekrojem kadłuba, sprawiał, że pomiędzy wygiętymi skrzydłami, a wierzchołkiem kadłuba następował wzrost prędkości strug opływających przejście skrzydło-kadłub. W rezultacie prędkość powietrza w przykadłubowych częściach skrzydeł była większa od prędkości lotu, a opór całości był większy od oporu samego płata. Dodatkowo zastrzały łączące się ze skrzydłami i kadłubem pod kątem ostrym, oraz nasady skrzydeł zamykając trójkąt, również tworzyły kąt ostry z wierzchołkiem kadłuba, tym sposobem powstawały  trzy dysze, w których odrywające się warkocze wirów powodowały duże opory interferencyjne

Skomplikowane relacje pomiędzy różnymi rodzajami oporu składają się na całkowity opór samolotu, który w przypadku PZL P.24G jest zaskakująco wysoki. Polski samolot swoje osiągi zawdzięczał silnikowi Gnome-Rhone 14 N 07 o stosunkowo dużej mocy. PZL P.11g Kobuz z silnikiem Bristol Mercury VIII, identycznym jak Gloster Gladiator, nie był w stanie przekroczyć prędkości 400 km/h. Pod tym względem był nawet nieco gorszy od Gladiatora, najstarszego i największego z pośród  dwupłatów.

PODSUMOWANIE
Przez lata PZL P.24 był ikoną polskiej techniki lotniczej. PZL P.24G był lepiej uzbrojony, nieco szybszy i dysponował większą prędkością nurkowania, ale w manewrowej walce powietrznej byłby równorzędnym przeciwnikiem dla każdego z przedstawionych dwupłatów. Wraz z nadciągającą wojną kończyła się w lotnictwie epoka zwrotnych myśliwców starszej generacji. W walce z szybkim jednopłatowcami mógł bronić się zwrotnością, ale to przeciwnik dyktował warunki starcia. Niemieccy myśliwcy wypracowali w Hiszpanii sposób atakowania zwrotnych dwupłatów z przewagi wysokości, bez wdawania się w walkę kołową i stosowali go z powodzeniem do końca wojny.

Polski myśliwiec, podobnie do ostatnich dwupłatowców, stanął przed nieprzekraczalną barierą technologiczną. Anachroniczność zastrzałowego górnopłata dostrzega się dopiero w porównaniu do szybkich dolnopłatów. Suma oporów podwozia 0,00816, zastrzałów 0, 001836 żłobkowanej powierzchni skrzydeł i stateczników 0,0078 powiększona o interferencję daje różnicę 20 – 22 tysięcznych, niby niewiele, ale stanowi to prawie 100% wartość współczynnika oporu minimalnego Spitfire.

LITERATURA
Giorgio Apostolo. Fiat CR 42. Wyd. Militaria. Warszawa 1997.
Władysław Fiszdon. Mechanika Lotu. PWN. Łódź-Warszawa 1961.
Andrzej Glass. Polskie konstrukcje lotnicze 1893-1939. WKiŁ. Warszawa 1976.
Andrzej Glass. PZL P.24 A-G. Oficyna wydawnicza KAGERO. Lublin 2009.
Bill Gunston. Combat aircraft of WW II. Tiger Books International. London 1990.
William Green. Famus fighter of Second Worold War – 2. MACDONALD. London 1962.
A.S. Jakowlew. Sowietskije samalioty. Nauka. Moskwa 1979.
JANE’S. Faighting Aircraft of WW II. Studio Editions. London 1990.
Francis K. Mason. The Hawker Hurricane. MACDONALD. London 1962.
Vaclav Nemecek. Vojenska letadla. Nase vojsko. Praha 1975.
R. A. Saville-Sneath. British Aircraft. Penguin Books. London 1944
Tadeusz Sołtyk. Amatorskie projektowanie samolotów. Wydawnictwa Naukowe Instytutu Lotnictwa. Warszawa 2012.
Tadeusz Sołtyk. Błędy I doświadczenia w konstrukcji samolotów. WKiŁ. Warszawa 1986.
Tadeusz Sołtyk. Polska myśl techniczna w lotnictwie 1919-1939 i 1945-1965.
Owen Thetford. Aircraft of the Royal Air Force since 1918. Putnam. London 1962.