RWD-9 i Fieseler Fi 156 samoloty klasy STOL

Fieseler Fi 156 Storch w historii lotnictwa jest uważany za pierwowzór lekkiego samolotu klasy STOL. Osiągnięcia DWL-RWD w tej dziedzinie zostały zapomniane. Odpowiednikiem Storcha w lotnictwie polskim był RWD-14 Czapla. Polscy autorzy sugerują, iż wspomniane maszyny konstrukcyjnie nawiązują do RWD-9, najlepszego samolotu Challenge 1934. Bez wątpienia obydwa samoloty były maszynami krótkiego startu i lądowania najczęściej używanymi, jako maszyny obserwacyjno-łącznikowe, lecz w gruncie rzeczy przedstawiały dwie różne szkoły myślenia o lekkim lotnictwie współpracy z armią.  Po latach okazało się, że rewolucyjna idea wykorzystania Storcha, była dużo istotniejsza niż zapożyczenia konstrukcyjne.

   

RWD-9 i Fi 156 STORCH

Legendarne wyczyny Storcha dowiodły użyteczności lekkiego, wielozadaniowego samolotu w warunkach wojny błyskawicznej. Projekt wynikał z głębokiej analizy osiągów maszyn biorących udział w Challenge’u. Pomimo tego, że wszystkie trzy typy samolotów niemieckich były dolnopłatami, wybrano układ zastrzałowego górnopłata. Skojarzenia z konstrukcją RWD-9 są dosyć oczywiste. Klasyczny układ zastrzałowego górnopłatowca ze stałym trójpodporowym podwoziem o dużym skoku był wspólny dla obydwu samolotów. Szczegóły konstrukcyjne również cechuje uderzające podobieństwo, są to: kratownicowa struktura kadłuba spawana z rur stalowych i kryta płótnem z solidną przeszkloną kabinę, drewniane skrzydła ze sklejkowym kesonem podparte zastrzałami w kształcie litery V z profilowanych rur stalowych, skrzydła składane do tyłu, skrzela wzdłuż prostych krawędzi natarcia, drewniane klapy szczelinowe, tworzące całą krawędź spływu, których zewnętrzne sekcje służyły, jako klapolotki.

Silne strony projektu Storch wynikały z prostych rozwiązań technicznych doprowadzony do skrajności. Cały samolot, na pierwszy rzut oka, był absurdalnym zlepkiem niepasujących do siebie elementów.    Gabaryty płatowca wydawały się stanowczo zbyt wielkie, wrażenie pogłębiał mały, rzędowy, ośmiocylindrowy silnik, jakby przed chwilą wymontowany z szybkiego dolnopłata, kabina wyglądała jak niewielka oranżeria, a szczudłowate podwozie zamykało całość. Konstrukcja podporządkowana maksymalizacji siły nośnej, robiła wrażenie gwałtu zadanego klasycznej aerodynamice.

Źródło: Wikimedia

RWD-9 w stosunku do Fi 156 był samolotem bardziej wszechstronnym, górował nad konkurentem zasięgiem, prędkością i długością rozbiegu. Wynikało to ze sportowego charakteru RWD- 9. Regulamin Challenge 1934 wymagał połączenia krótkiego startu i lądowania z wysoką prędkością maksymalną. Najwyższe uznanie budziła rozbudowana mechanizacja płata. Pilot sterował tylko lotkami. Wysuwanie skrzeli i wychylanie klap odbywało się automatycznie. Przejście do lotu na dużych kątach natarcia skutkowało wzrostem podciśnienia na skrzydełkach skrzeli i niejako „wyssaniem” ich ze skrzydeł ku przodowi. Ruch slotów powodował, za pośrednictwem prowadnic, dźwigni i zewnętrznych popychaczy, wychylenie klap.

Działanie mechanizmów na obu skrzydłach nie było synchronizowane, co dobrze świadczy o ich precyzji. Stosunkowo prosty, lecz jednocześnie skuteczny i niezawodny układ kinematyczny napędzał lotki i przerywacze. Przerywacze umieszczone na końcach skrzydeł zapewniały większą skuteczność sterowania poprzecznego na dużych kątach natarcia, ich działanie było zsynchronizowane z działaniem lotek, które mogły funkcjonować, jako klapolotki, wspomagające działanie klap bez zakłócania funkcji sterowania poprzecznego (lotkowego). RWD-9 wyposażono w lotki typu Friese. Wyróżniały się one osią obrotu cofniętą do tyłu o 23% cięciwy lotki. Dzięki temu nosek lotki przy wychyleniu jej w górę, wystawał poniżej dolnej powierzchni skrzydła. Powodowało to dodatkowy spadek siły nośnej wskutek oderwania przepływu i wzrost oporu, co dawało moment oporowy, wywołujący zakręt samolotu w stronę opuszczonego skrzydła.

Źródło: Flickr Johny Comsted

 Mechanizację skrzydeł Storcha cechowała wojskowa prostota. Pod tym względem Fi 156 odbiega od wcześniejszych dolnopłatów wytwórni Fieselera, w których stosowano przesuwne klapy szczelinowe typu Rollflugel przypominające klapy Fowlera oraz automatyczne sloty. Fi 156 wyposażono w zwykłe, szczelinowe klapy napędzane przez popychacze w nasadzie skrzydła oraz dźwigienki śrubowe w nasadzie krawędzi natarcia za pośrednictwem kół zębatych i łańcuchów drabinkowych przez duże pokrętło umieszczone z lewej strony kabiny.

Dużym uproszczeniem było zastosowanie stałych aluminiowych slotów, pomimo tego, że prototyp Fi 156B, posiadał ruchome, automatyczne skrzela, które pozwalały uniknąć utraty prędkości. Wydaje się, że szefowie Luftwaffe uznali, iż samolot wojskowy musi byś skuteczny i niezawodny, jeżeli wypełnia swoje zadania, nie ma powodów, aby komplikować jego budowę.

Obydwa samoloty zawdzięczają swe osiągi doskonałym silnikom.  Przygotowany specjalnie do startu w Challenge 1934, gwiazdowy silnik Skoda GR-760 zbudowany w ilości jedynie 6 egzemplarzy okazał się równie niezawodny jak Argus, a mocą maksymalna wynosząca 290 KM, przewyższał wszystkich konkurentów. Kiedy tego wymagała sytuacja, RWD-9 latał „na silniku”. Podczas lotu na dużych kątach natarcia wysoka moc równoważyła opory klap i kadłuba, umożliwiając start nad bramką oraz strome podejście do lądowania bez rozpędzania samolotu. Te same czynniki działały w czasie lotu z prędkością minimalną, większy opór oznaczał konieczność zwiększenia poziomej składowej ciągu, dzięki czemu rosła składowa pionowa równoważąca ciężar.

Niemiecki Argus As-10 chłodzony powietrzem, ośmiocylindrowy w układzie odwróconego V, z rodowodem sięgającym 1928 roku, wyprodukowany w ilości pond 28000, stosowany w wielu samolotach, a więc sprawdzony i niezawodny. Ze względu na mniejsza moc silnika(240 KM) i większa masę własną, starty i lądowania Storcha był mniej dynamiczne, oparte na wykorzystaniu siły nośnej.

Wiesław Schier tymi słowy opisuje RWD-9: To był wspaniały samolot, moim zdaniem najciekawszy ze skonstruowanych w Europie w latach trzydziestych–genialny w szczegółach i ponadczasowy w koncepcji. Wyznaczył kierunek rozwoju samolotów sportowo-turystycznych na dziesiątki lat, aż po dzień dzisiejszy.

Tę opinię podzielają wszyscy polskich historycy lotnictwa, ale eksperymentalna, czysto zawodnicza maszyna wyprodukowana w ilości 8 sztuk nie mogła zaistnieć w światowym lotnictwie na podobnej zasadzie jak Storch.  RWD-9 do dziś dzierży pierwszeństwo w rankingu wczesnych samolotów STOL, jednakże najbardziej rozpoznawalnym samolotem tej klasy jest Fi-156 Storch.

 LOTNICTWO TOWARZYSZĄCE A WOJNA BŁYSKAWICZNA          

 

Lotnictwo towarzyszące wykreowano w akcie typowo sarmackiej pogardy dla zachodnich nowinek technicznych, takich jak broń pancerna i wyspecjalizowane lotnictwo. Delikatna materia narodowej metafizyki, głęboko oddziaływała na rozwój tzw. broni technicznych. Złożyło się na to wiele przyczyn, z których niemała część wybiegała daleko poza sferę techniki wojskowej i dotykała skomplikowanej osobowości Marszałka Józefa Piłsudskiego. Lotnictwo towarzyszące odzwierciedlało jego wizję lotnictwa współpracy z armią. Ową wizję konsekwentnie realizowano do ostatnich dni II Rzeczpospolitej, traktując, jako lotniczy testament marszałka. Przypisywanie całej winny za wrześniową klęskę Józefowi Piłsudskiemu jest zbyt wielkim uproszczeniem, ale był on twórcą systemu, który nie potrafił przewidzieć skali zagrożenia, jakie stworzy wrogie lotnictwo, ani tym bardziej, zapobiec nadciągającej katastrofie.

 Lotnictwo towarzyszące dla aspirujących do samodzielności sił powietrznych stanowiło krok wstecz. Rozdrobnienie lotnictwa obserwacyjnego i podporządkowanie dowódcy dywizji piechoty, było zabiegiem niespotkanym w światowym lotnictwie. W armiach o samodzielnym statusie sił powietrznych, dowódcy dużych związków operacyjnych mogli, co najwyżej liczyć na przydział lekkiego samolotu łącznikowego, tymczasem w Wojsku Polskim decydowali, o „być albo nie być” lotnictwa.

Pomimo tego, w powszechnie krytykowanych wytycznych dotyczących organizacji lotnictwa towarzyszącego, można odkryć przebłysk geniuszu. Lekkie samoloty dzięki mechanizacji skrzydeł były w stanie latać z prędkością dwukrotnie niższą od prędkości minimalnej nowoczesnych myśliwców. Dzięki czemu zwrotny górnopłat dla szybkiego dolnopłata stawał się niedostępnym łupem. Próby mające ustalić szanse Storcha przy spotkaniu z myśliwcami przeciwnika wykazały, że przy prędkości 55 km/h był on dla nich trudnym celem. Na filmie z fotokarabinu Udeta nie znalazł się ani jeden kadr ze Storchem. Doświadczenia zebrane w podczas Wojny Obronnej 1939 wskazują, że największe straty zadały lotnictwu obserwacyjnemu własne oddziały, myśliwce niemieckie zestrzeliły jedynie 3 maszyny obserwacyjne. Lekkie samoloty obserwacyjne korygujące ogień artylerii na froncie zachodnim, takie jak, Auster, Piper, były wrażliwe na ostrzał artylerii p-lot, ale radziły sobie z szybkimi myśliwcami.

Wbrew potocznym opiniom, lotnictwo obserwacyjne w Wojnie Obronnej godnie wypełniło swoją misję, ponosząc niestety najwyższe straty. W armiach posiadaliśmy 11 eskadr obserwacyjnych po 2 plutony każda, 16 eskadrę obserwacyjną wyposażoną w Lubliny, przydzielono do Brygady Bombowej. Eskadry armijne były wyposażone w samoloty R-XIII Lublin, 6 eskadr i RWD-14 Czapla-5 eskadr. Władysław Zaczkiewicz podaje, że lotnictwo obserwacyjne dysponowało na początku 77 samolotami, w ramach uzupełnień przybyło 12 samolotów, straty wyniosły 74 samoloty w lotnictwie armijnym oraz wszystkie 7 Lublinów w 16 eskadrze. Według Kurowskiego całkowite straty wyniosły 71 maszyn, natomiast 18 samolotów ewakuowano do Rumunii. Autor podkreśla bezprecedensową ilość samolotów utraconych w wyniku własnego ostrzału artylerii p-lot i ckm-ów piechoty, polskie oddziały zestrzeliły 16 samolotów obserwacyjnych, niemieckie 6. Większość strat wynikała z podstrzeleń i usterek, których nie udało się naprawić w polowych warunkach. Lotnictwo towarzyszące stało się symbolem wrześniowej klęski polskiego lotnictwa. W ogniu krytyki wywołanej wrześniową klęską ginęła pamięć o przelanej krwi i poświeceniu pilotów pracujących na potrzeby rozpoznania i łączności poszczególnych armii.

Bezradność wobec potęgi Luftwaffe wywołała potrzebę rozliczeń, jak zwykle w takich sytuacjach, potrzeba znalezienia „kozłów ofiarnych” dominowała nad uczciwą analizą przyczyn katastrofy. Rozmyte kompetencje centralnych instytucji wojskowych skutecznie chroniły ludzi odpowiedzialnych za obronę powietrzną kraju. W tej atmosferze lekkie samoloty obserwacyjne porównywano do Messerschmittów, co miało stanowić argument w dyskusji na temat słabości całego lotnictwa wojskowego.

 DYLEMATY CZAPLI

To oczywiste, że RWD-14 Czapla nie dorównywała prędkością nowoczesnym samolotom rozpoznawczym. Zamówienie dotyczyło samolotu w układzie zastrzałowego górnopłata ze stałym podwoziem i silnikiem o mocy 400 KM. Prędkość 247 km/h wynikała z założeń projektowych. Również Storch nie był samolotem nowoczesnym w potocznym rozumienia tego słowa. Genialne i rewolucyjne było wykorzystanie jego możliwości w spektakularnych akcjach komandosów, ratownictwie oraz wspieraniu wojsk pancernych.

Źródło: Odkrywca

Podporządkowanie konstrukcji Storcha, wymogom krótkiego startu i lądowania, paradoksalnie zwiększyło jego uniwersalność, czyniąc zeń wielozadaniowy samolot współpracujący z armią. Zatem podstawowym zarzutem, jaki można postawić RWD-14 jest fakt, że nie była wyspecjalizowana w podobny sposób. Innymi słowy, zamiast Czapli powinien powstać samolot posiadający wszystkie zalety RWD-9, dostosowany do warunków polowych. Mógł to być samolot przypominający RWD-15, z mocniejszym silnikiem, rozbudowaną mechanizacją skrzydeł, uzbrojony, co najwyżej w jeden karabin maszynowy. Wojskowym decydentom zabrakło wyobraźni, a poniekąd lotniczej wiedzy. Nie potrafili przełamać schematów narzuconych przez marszałka, ale co gorsza własnych ograniczeń mentalnych. Czapla była „samolotem pola walki” spóźnionym o dwadzieścia lat, przykładem myślenia o lotnictwie w kategoriach wojny 1920 r.

Podczas prób nurkowania wydarzyły się dwie katastrofy, które zdaniem wojska, obciążały konstruktorów samolotu. We wstępnych założeniach technicznych przyjęto prędkość nurkowania o 15% większą od prędkości maksymalnej, czyli około 290 km/h. Zaskakujący wymóg nurkowania z prędkością wyższa od projektowanej postawiono podczas badań drugiego prototypu w ITL. Za przyczynę pierwszej katastrofy uznano niedostateczną wytrzymałość okuć statecznika poziomego. Pilot doświadczalny Aleksander Onoszko: Mimo sprzeciwu DWL, Roland Kalpas pilot doświadczalny ITL, w kwietniu 1937 r, aby osiągnąć większą prędkość nurkowania przestawił statecznik na większe kąty natarcia, co spowodowało urwanie się przedniego zawieszenia. Samolot bez statecznika raptem został jakby ściągnięty w górę i odleciały skrzydła. Na szczęście stało się to na dużej wysokości i Kalpas zdążył wyskoczyć ratując się na spadochronie.

Profesor Tadeusz Sołtyk twierdził, że katastrofę spowodował mało znane wówczas zjawisko drgań statecznika, czyli flatter. Według profesora Dulęby obie katastrofy spowodowało zaczepienie dźwigni popychacza steru wysokości o rozpórkę kratownicy wywołane odkształceniem kadłuba przy prędkości około 350 km/h. Aleksander Onoszko w swych wspomnieniach w następujący sposób komentuje absurdalne wymogi dotyczące prędkości nurkowania:

Według instrukcji biura konstrukcyjnego miałem wykonywać loty nurkowe zmuszając samolot do zwiększenia prędkości o 15 % ponad maksymalną, tylko sterem, bez przestawiania statecznika, co w RWD wykonywałem bez kłopotu. Tymczasem, kiedy po próbach samolot przeszedł do ITL, komuś w wojsku przyszło do głowy, że samolot łącznikowy musi potrafić uciekać przed nieprzyjacielskim myśliwcem. Powinien, więc nurkować przy większych szybkościach. Cóż mogło dać na przykład dodatkowe zwiększenie prędkości o 30% ponad 240 km/h, czyli do 320 km/h, kiedy prędkości niemieckich myśliwców przekraczały 500 km/h nawet w locie poziomym.  

Prof. Edward Malak bardzo krytycznie ocenia kompetencje pracowników i stosunki panujące w DWL, jego zdaniem RWD-14 to: symbol bezsilności producenta, skutków atmosfery pobłażania ludziom z Doświadczalnych Zakładów Lotniczych–RWD oraz złych kontaktów firmy z dowództwem lotnictwa. Banalne, podobne przyczyny dwóch katastrof prototypu tego konwencjonalnego, prostego płatowca stały się smutną ilustracją zbyt niskiego potencjału twórczego DWL-RWD oraz za małej dbałości w procesie wyjaśniania przyczyn katastrofy.

Opinia Edwarda Malaka jest zbyt surowa, nie bierze on pod uwagę zdroworozsądkowych argumentów pilota Aleksandra Onoszki, a krytyka DWL wynika z jednostronnej oceny konfliktów pomiędzy zarządem wytwórni, a Dowódcą Lotnictwa płk. Ludomiłem Rayskim.

Problemy z wprowadzeniem do służby RWD-14 Czapla oddaje gęstniejącą atmosferę tamtych dni. Postęp w technice lotniczej przytłaczał decydentów swoim tempem, wymagania, co do osiągów zmieniały się z roku na rok. Lotnictwo potencjalnych przeciwników jeszcze niedawno lekceważone, rosło w siłę.

 W listopadzie 1937 roku prototyp Bf 109 V13 ustanowił rekord prędkości wynoszący 610,55 km/h. Tylko odmiennym stanom świadomości szefów polskie lotnictwa można przypisać założenie, iż samolot osiągający prędkość 247 km/h, zdoła w locie nurkowym umknąć myśliwcowi nurkującemu z podwójna prędkością. Z kolei wykonywanie obronnych manewrów przy prędkości minimalnej, kolidowało z doświadczeniami wyniesionymi z Wojny 1920 roku.

RWD-14 Czapla miał zastąpić Lublina R-XIII, uzbrojony w dwa karabinu maszynowe, nieco cięższy, latający z większą prędkością, w stosunku do Lublina nie stanowił zmiany jakościowej.  Powszechnie krytykowany Lublin R-XIII, pozbawiony mechanizacji skrzydeł, mieścił się w szeroko pojętej kategorii samolotów STOL, pod względem prędkości minimalnej dorównywał Czapli (80 km/h), a długością rozbiegu (70 m) przewyższał nawet Storcha (75 m).

Prędkość minimalna Czapli wynosiła 80 km/h, obciążenie powierzchni 77 kg/m², a obciążenie mocy 3,95 kg/KM. W przypadku Storcha: V_min=51 km/h, obciążenie powierzchni 51 kg/m, obciążenie mocy 5,5 kg/KM. Jak wdać moc silnika dawała Czapli przewagę, ale osiągnięcie podobnej prędkości minimalnej oraz skrócenia rozbiegu, wymagało zwiększenia siły nośnej i zmniejszenia masy.  Zastosowanie sprawniejszych klap oraz nowego profilu płata o dużym współczynniku siły nośnej np. NACA 6415 lub Bartel 35IIIc mogłoby podnieść C_zmax do około 4. Zmniejszenie masy przez demontaż uzbrojenia i odchudzenie konstrukcji, skróciłoby rozbieg do 80-90 m, a prędkość do około 60 km/h.

Rozważania alternatywne w tym przypadku mają sens, ponieważ DWL-RWD były w stanie skonstruować samolot lepszy od Storcha. Ze strony wojska potrzebne były jedynie jasno wyrażona wola i sprecyzowane Warunki Techniczno- Taktyczne, lecz z tym było już gorzej.  W obronie RWD-14 należy podkreślić, że umiejętnie wykorzystywany, jako samolot bliskiego rozpoznania, spełniał swoją powinność.

AERODYNAMIKA RWD-9

Kiedy w morzu dzieł dotyczących historii polskiego lotnictwa usiłujemy wyłowić opracowania głębiej wkraczające w problemy aerodynamiki i mechaniki lotu natrafiamy na zaskakujące bezrybie.

 Wiesław Schiera pisze: żadne źródło przedwojenne, żaden periodyk lotniczy, nikt z kręgu RWD nie wspomina o tym, jaki profil lotniczy zastosowano w RWD-9. Zarówno RWD-9, jak i RWD-14 Czapla miały ten sam profil skrzydeł autorstwa Jerzego Dąbrowskiego z grupy DJ-3, znany również, jako IAW-192 (skrót IAW, bądź I.A. oznacza Instytut Aerodynamiczny w Warszawie)

 Autor przedstawia wykresy biegunowych i krzywych momentu zrealizowane na podstawie badań przeprowadzonych w latach trzydziestych przez Laboratorium Aerodynamiczne Politechniki Lwowskiej. Dysponujemy danymi profilu IAW-192 z tego samego źródła, acz niedotyczącymi bezpośrednio płata RWD-9, dlatego przyjmujemy je za punktem odniesienia do dalszej dyskusji.

W Czasopiśmie Lotniczym redagowanym przez Dr. Zygmunta Fuchsa kierownika wspomnianego Laboratorium Aerodynamicznego znajdują się artykuły Wacława Czerwińskiego dotyczące szybowców jego konstrukcji ze skrzydłami o profilu IAW-192. Wybraliśmy trzy typy szybowców o różnym przeznaczeniu i budowie skrzydeł.

Źródło: Odkrywca

Wyczynowy CW-5 posiadał płat o rozpiętości 17 m i wydłużeniu 17,8 i grubości profilu 12%, a charakterystyki profilu wynosiły: C_xmin=0,0112, C_zmax=1,28.

 Analogicznie akrobacyjny CW-7, rozpiętość 13 m, wydłużenie 10,3, grubość profilu 13%, charakterystyki płata: C_xmin =0,0130, C_zmax=1,21.

 Najstarszy w tym gronie treningowy ITS-II/a, rozpiętość 12 m, wydłużenie 10, grubość profilu 13% charakterystyki płata: C_xmin=0,0128, C_zmax=1,3.

 Jedynie w przypadku CW-5 podana jest wartość C_xmin profilu, w pozostałych podaje się C_xmin płata, a zatem powiększoną o wartość współczynnika oporu indukowanego wynoszącego dla szybowców o wydłużeniu 10, około 0,0028. Czyli wartość współczynnika oporu minimalnego profilu można szacować na C_xmin=0,010-0,011.

 W przypadku korzystania z bardzo starych materiałów źródłowych pochodzących sprzed 1939 roku wykresy i tabele wartości współczynników aerodynamicznych, bardzo często są przedstawiane nie dla profilu, ale dla prostokątnego płata o znanym wydłużeniu. Ponadto charakterystyki aerodynamiczne uzyskane w niezbyt sprawnym tunelu aerodynamicznym, publikowane są tylko dla jednej, z reguły niewielkiej liczby Reynoldsa. Zarówno Laboratorium Aerodynamiczne Politechniki Lwowskiej jak i instytut Aerodynamiczny w Warszawie dysponowały na początku lat trzydziestych niewielkimi tunelami, w których uzyskiwano wyniki dla liczb Reynoldsa rzędu od 8.7*10⁴ do 2,9*10⁵. Badania modeli mogły służyć do analiz porównawczych, ale nie dawały wyników odpowiadających rzeczywistym warunkom lotu. Stosowanie wyników pomiarów C_x skrzydeł otrzymywanych w tunelach aerodynamicznych do warunków w locie może być tylko wtedy możliwe, jeśli wartość Re modelu zbliża się do wartości liczby Reynoldsa w locie, względnie jest dostatecznie duża. Przy małej liczbie Re, współistnienie dwu warstw, laminarnej w przedniej części profilu i burzliwej na tylnej, powoduje wystąpienie zgoła odmiennej wartości współczynnika oporu, aniżeli w locie. Ponadto wartości C_x otrzymywane w różnych tunelach nie mogą odpowiadać sobie przy małych liczbach Reynoldsa z powodu wpływu stopnia burzliwości strugi na punkt przejścia warstwy laminarnej w burzliwą, a tym samym na wartość współczynnika oporu. Po przekroczeniu wartości Re, przy której warstwa przyścienna przechodzi wzdłuż całej długości profilu w warstwę burzliwą wpływ burzliwości strugi zewnętrznej jest bardzo mały. Poza tym wpływ chropowatości występuje dopiero przy dużych liczbach Re.

Uznajemy, że przedstawione przez Wiesława Schiera wykresy biegunowych i krzywych momentu dotyczą modelu płata o profilu IAW-192, z klapą szczelinowa i slotami o wydłużeniu Λ=7, a nie profilu jak podaje autor. W tym przypadku opór profilu powiększony jest o opór indukowany. Bardzo wysoki, minimalny współczynnik oporu płata wynoszący C_xmin=0,02, po części wynika z niskiej liczby Reynoldsa Re=290000. Pojawia się, zatem problem przeliczenia wartości współczynników aerodynamicznych na inną liczbę Reynoldsa.

Współczynnik oporu indukowanego dla płata o wydłużeniu 7,13, przy wartości C_z=0,2 wynosi C_xi=0,0021, po odjęciu współczynnika oporu indukowanego otrzymujemy wartość współczynnika oporu profilu C_xmin=0,0179.

Następnie dokonujemy korekty C dla większych liczb Reynoldsa

Korzystamy z zależności: C_xmin2=C_xmin1 * (Re1/Re2)^0,11

Następnie ze wzoru ∆C_xRe= (C_xmin2 – C_xmin1) * (1 – [C_z/C_zmax] obliczamy poprawkę

Dokonujemy korekty C_x dla liczby Reynoldsa Re2=9,8*10⁶ odpowiadającej dopuszczalnej prędkości nurkowania (322 km/h), zakładamy, że wzorem RWD-14 projektowana prędkość nurkowania jest większa o 15% w stosunku do prędkości maksymalnej w locie poziomym(280 km/h, Re=8,5*10).  Wartość poprawki jest ujemna i wynosi ∆C_xRe=-0,0066, otrzymujemy zweryfikowaną wartość współczynnika oporu profilu wynoszącą 0,0113 łącznie z oporem klap i slotów. Według W. Fiszdona opór nieszczelności i nierówności, który daje zastosowanie slotów zwiększa C profilu od 0,0006 do 0,0008, a klap szczelinowych 0,0004-0008, po odjęciu uśrednionych wartości otrzymujemy C_xmin profilu IAW-192 wynoszący, około 0,010, co potwierdza wstępne kalkulacje dotyczące szybowców.

Przeliczenie opływu dwuwymiarowego(profil) na trójwymiarowy(skrzydło), powoduje zmniejszenie maksymalnego współczynnika siły nośnej, z kolei wartość C_zmax , z reguły rośnie wraz z liczbą Reynoldsa. Poprawne oszacowanie wpływu zmiany liczby Reynoldsa na wartość C_zmax, wymaga wykorzystania wyników obszernych badań tunelowych kilku serii profili. Przenosząc wartość współczynnika siły nośnej C_z z modelu na rzeczywistość musimy zaznaczyć, że dopóki nie ma oderwania, nie zachodzi zazwyczaj potrzeba stosowania poprawki ze względu na efekt skali. Dopiero po przeciągnięciu skrzydła, gdy występuje oderwanie warstwy przyściennej, występują różne wartości zależne od liczby Reynoldsa, stopnia burzliwości strugi i chropowatości powierzchni.

 Z wymienionych powodów, przyjmujemy do obliczeń podaną wartość współczynnika siły nośnej. Według A. Glassa RWD-9 mógł latać z prędkość minimalną 54,2 km/h. Prędkość tego rzędu mogła być osiągnięta z dwuosobową załogą i niewielkim zapasem paliwa przy C_zmax około 3. Podana przez W. Schiera wartość współczynnika siły nośnej z otwartymi slotami i klapami wychylonymi o 40 ^o C_zmax=2,3 jest zbyt niska. Przy tej wartości prędkość minimalna wynosiłaby 66,5 km/h.

RWD-9 posiadał wyjątkowo rozbudowaną mechanizację płata. Klapy szczelinowe zwiększają współczynnik siły nośnej od 85 do 95%, a skrzela od 55 do 65%. Przyrost współczynnika siły nośnej dotyczy sytuacji, gdy elementy mechanizacji obejmują całą rozpiętość płata. Przy częściowej rozpiętości klap czy slotów można przyjąć, że przyrost współczynnika jest wprost proporcjonalny do części powierzchni płata objętej przez klapy i skrzela. Stosownie do wzoru: ∆C_z= ∆C_zprof.*S_f/S gdzie S_f – część powierzchni płata objęta przez klapy

 Klapy szczelinowe i klapolotki obejmowały 96% powierzchni, a skrzela około 85%. W stosunku do płata bez mechanizacji, dawałoby to ponad dwukrotny przyrost nośności- 2,374, podnosząc maksymalną wartość współczynnika siły nośnej do C_zmax = 3,03. Prędkość minimalną 54 km/h, samolot osiągałby przy masie nieprzekraczającej 790 kg.

 RWD-9 był samolotem specjalnym, jego zalety cenne z punktu widzenia wojska lub sportowych zmagań, w codziennym życiu aeroklubu sprawiały wiele problemów. W oparciu o konstrukcją „dziewiątki” powstały dwa typy samolotów wyposażonych w ekonomiczne silniki i uproszczoną mechanizację płata, RWD-13 i RWD-15, wykorzystywane, jako samoloty sportowo-turystyczne, sanitarne i dyspozycyjne, doskonale wypełniały swoje zadania.

AERODYNAMIKA Fi 156 STORCH

Profesor Ludwig Prandtl w Instytucie Aerodynamicznym w Getyndze, zainicjował rewolucyjne badania profili lotniczych, które odmieniły oblicze światowej aerodynamiki. Profile Göttingen zastosowano w dwóch znanych myśliwcach zbudowanych przez Anthony Fokkera, które uzyskały przewagę nad maszynami Ententy.  Słynny trójpłatowiec Richthofena, Fokker Dr I otrzymał profil GOE 298, natomiast najlepszy niemiecki myśliwiec I WŚ, Fokker D VII-GOE 418. Stosowane dotąd cienkie, ptasie profile zastąpiono znacznie grubszymi, profilami nowej generacji. Nowe profile umożliwiły budowę wolnonośnych skrzydeł, dzięki czemu wyeliminowano zewnętrzne usztywnienia płata. Poprawiono wznoszenie i zwrotność, a wolnonośne skrzydła dawały mniejszy opór, pomimo grubszego profilu.

Jeżeli osiągi Storcha uznajemy za wiarygodne to w konsekwencji musimy przyjąć wysoką wartość współczynnika siły nośnej profilu. Do przeprowadzenia obliczeń wykorzystaliśmy dane profilu Göttingen GOE 387 zamieszczone na stronie Airfoils Tools. Cyfrowe metody badania opływu wykorzystujące program XFOIL, również nie są pozbawione błędów. Program służy do analizy opływu profilu oraz do projektowania metodą odwrotną, jest prawdopodobnie najlepszym programem do obliczeń w zakresie małych liczb Reynoldsa. Podstawową wadą programu jest zaniżanie oporu minimalnego oraz zawyżanie C_zmax oraz krytycznego kąta natarcia zwłaszcza dla opływów właściwych dla aerodynamiki lekkich samolotów.

Jak widać w dążeniu do wyjaśnienia skomplikowanych z natury rzeczy problemów aerodynamicznych musimy lawirować pomiędzy Scyllą zacofania, a Charybdą nowoczesności. 

 Profil Göttingen GOE 387 o grubości 14,9%, na 30% cięciwy jest znakomicie dobrany dla samolotu krótkiego startu i lądowania.  Przy Re=1*10⁶ w zależności od krytycznego współczynnika wzmocnienia-N_cr, charakterystyki wynoszą C_zmax od 1,6 do 1,66, a C_xmin od 0,07 do 0,09.

 Najstarsze dane pochodzące z 1919 r. odnajdujemy w Raporcie nr. 124 NACA, prymitywne warunki pomiaru oraz niewielka liczba Reynoldsa sprawiają, że ich wartość jest niska C_zmax=1,36, C_xmin=0,018. Nieco późniejsze wyniki zamieszczono w Raporcie nr. 530, przy Re=3,4*10 wartość C_zmax wynosi 1,42, a C_xmin=0,0133. Charakterystyki z programów komputerowych są znacznie lepsze, maksymalny współczynnik siły nośnej wynosi 1,8-1,9, a minimalny współczynnik oporu poniżej 0,01.

Podczas badań serii profili (GOE387,RAF-38,RAF-48,ClarkYH,RAF-34,RAF-28) w tunelu ciśnieniowym znajdującym się w londyńskim National Physical Laboratory, jedynie w przypadku profilu GOE 387 zaobserwowano odwrotnie proporcjonalną relację pomiędzy wzrostem liczbą Reynoldsa, a maksymalną wartością współczynnika siły nośnej.  Najwyższa wartość maksymalnego współczynnika siły nośnej stwierdzono przy Re około 9*10⁵, w zakresie od 9*10⁵ do 4*10⁶ wartość C_zmax malała od ponad 1,5 do 1,4, przy dalszym wzroście Re, wartość współczynnika nie ulegała zmianom. Liczba Reynoldsa Storcha, podczas lotu z prędkością minimalną, wynosiła 1,7-1,8*10⁶, co w przypadku cytowanych wyników badań odpowiada C_zmax=1,45. W tym przedziale wartość C_zmax była znacznie wyższa od pozostałych profili. Przykładem może być znany profil Clark YH, którego współczynnik C_zmax w tych warunkach sięgał wartości C_zmax=1,25, a dopiero przy Re ponad 6*10⁶, osiągał najwyższą wartość.

Wysoki współczynnik siły nośnej przy niskiej prędkości lotu był dla samolotu klasy STOL wartością samą w sobie. Bardzo podobnie przedstawiała się zmienność minimalnego współczynnika oporu. Najwyższa wartość wynosząca C_xmin=0,019 osiągał w okolicach Re=9*10⁵, po czym wraz ze wzrostem Re następował spadek, pomiędzy liczbami Re 1,8*10⁶ a 2,5*10⁶, czyli w zakresie prędkości minimalnej Storcha obniżał się do wartości minimalnej wynoszącej C_xmin=0,009.

Profil o wysokim maksymalnym współczynniku siły nośnej oraz stałe skrzela i klapy dające niemal dwuipółkrotny przyrost siły nośnej(∆C_z=2,43), składały się na nadzwyczaj wysoki maksymalny współczynnik siły nośnej samolotu(C_zmax =4,0) umożliwiający lot z prędkością 51 km/h. W aerodynamice Fi 156 Storch nie ma żadnej zagadki, poza konsekwencją w dążeniu do skrócenia startu i lądowania, które osiągnięto kosztem prędkości i zasięgu.

 Aby obiektywnie ocenić dokonania konstruktorów RWD-9 i Fi 156, musimy dostrzec, iż współczesne samoloty komunikacyjne osiągają tego rzędu współczynniki siły nośnej, przy bardzo zaawansowanej mechanizacji płata.

ZAKOŃCZENIE

Wyrafinowana mechanizacją skrzydeł samolotu RWD-9 nie została zaakceptowana przez wojskowych decydentów w stopniu wystarczającym do jej wykorzystania w samolotach obserwacyjno- łącznikowych. Na przykładzie Czapli wyposażonej jedynie w proste skrzela można wnioskować, że decydowały o tym obawy przed komplikacjami technicznymi. Czaplę zaprojektowano na podstawie doświadczeń wyniesionych z Wojny 1920r, w której lotnictwo myśliwskie i artyleria przeciwlotnicza wroga nie stanowiły zagrożenia. W warunkach dysproporcji sił zaistniałej we wrześniu 1939, nie mógł liczyć na sukcesy. 

Fieseler mając jasno sformułowaną specyfikację zamówienia, zbudował maszynę o konwencjonalnej konstrukcji i niezwykłych możliwościach. Ten prosty i powolny samolot podążający wraz z zagonami pancernymi Wehrmachtu, stanowił ważny trybik w machinie Blitzkriegu.

Teza, iż DWL była w stanie skonstruować wielozadaniowy samolot lepszy od Fi 156 nie jest pozbawiona podstaw. Taka możliwość istniała, pod warunkiem, że Dowództwo Lotnictwa od początku potraktowałoby DWL, jako firmę badawczo-produkcyjną przygotowującą prototypy samolotów wojskowych. Wiązałoby się ze wzmocnieniem potencjału wytwórni, ale wydatki na budowę nieudanych prototypów z naddatkiem pokryłyby wymagane inwestycje. O potencjale firmy świadczy ciekawy fakt opisana przez Andrzeja Glassa: RWD-13 przejęty przez Niemców był osobistą maszyną inż. Gerharda Fieselera. Może to budzić zdziwienie, że konstruktor słynnego Storcha wolał korzystać z polskiego samolotu. Najprawdopodobniej dla Fieselera ważna była większa prędkość, a RWD-13 mimo tylko 130- konnego silnika oferował 210 km/h. Storch z silnikiem 240 KM, a więc prawie dwukrotnie mocniejszym, rozwijał jedynie 176 km/h. Sądzę, że to bardzo dobrze świadczy o polskiej maszynie.

LITERATURA

1.       Das grose FlugzeugTypen Buch. transpress Berlin 1977.

2.       David Donald. Samoloty Luftwaffe w II WŚ. AMBER Warszawa 1998.

3.       Paul Eden. Samoloty IIWŚ. Niemcy, Japonia, Włochy. MAK Bremen 2011.

4.       Władysław Fiszdon. Mechanika Lotu Warszawa 1952.

5.       Andrzej Glass. PKL 1893-1939 WKiŁ Warszawa 1976.

6.       Andrzej Glass.Polska Technika Lotnicza Materiały Historyczne. Nr.29 (2/2007)

7.       Karlheinz Kens. Die deutschen Flugzeuge 1933-1945. J.F. Lehmanns Verlag Munchen 1977

8.       Adam Kurowski. Lotnictwo Polskie w 1939 roku. Wydawnictwo MON. Warszawa 1962.

9.       Wojciech Mazur. Samoloty RWD.14 I LWS.3. Edipresse Warszawa 2014.

10.   Edward Malak. Prototypy samolotów bojowych i zakłady lotnicze Polska 1930-1939. ERICA Warszawa 2011.

11.   Janusz Piekiełkiewicz. Fieseler Fi 156 Storch w II WŚ. Agencja Wydawnicza Jerzy Mostowski. Janki 2005

12.   Wiesław Schier. Najsłynniejsze Polskie Samoloty Wyczynowe. WKiŁ Warszawa 2008.

13.   Witold Szewczyk. Samoloty, z którymi walczyli Polacy. WKiŁ Warszawa 1997.

14.   Władysław Zackiewicz. Lotnictwo Polskie W Kampanii Wrześniowej 1939 r. Wojskowy Instytut Wydawniczy 1947.

15.   Lwowskie Czasopismo Lotnicze. Roczniki 1933-1937, redakcja Zygmunt Fuchs.