Opracowanie niniejsze, które powstało jako akt wspomagający budowę latającej repliki samolotu RWD-6, ma na celu także zachowanie ciągłości pamięci na temat historycznych, szczytowych osiągnięć w polskim lotnictwie sportowym.
Ponadto zamierzeniem autorów jest podsycenie dyskusji tematycznej w środowisku lotniczym dla skorygowania nieścisłości lub błędnych informacji oraz hipotez oraz uzupełnienia skąpych informacji źródłowych.
źródło: Kagero Publishing, Obraz: Robert Firszt
Spis treści:
- Zawody Challenge – początek
- Regulamin konkursu Challenge 1932 jako baza do projektu nowej konstrukcji
- Narodziny RWD-6 – koncepcja konfiguracji i rozwiązań konstrukcyjnych
- Opis konstrukcji i dane techniczne samolotu RWD-6
- Próby samolotu w locie, osiągi i jego udział w konkursie
- Wypadki i hipoteza na temat ich przyczyn
- Zasadnicze pytania – próba odpowiedzi
- Dziedzictwo techniczne – wpływ samolotu RWD-6 na rozwój konstrukcji samolotów turystycznych oraz samolotów o właściwościach STOL
- Dziedzictwo kulturowe – wpływ zwycięstwa w turnieju Challenge 1932 na polskie lotnictwo i kulturę narodową
- Bibliografia
Kalendarium wydarzeń od dnia tryumfu w Berlinie
Wtorek, 30 sierpnia 1932 roku – powrót lotników polskich do kraju: Berlin 10.44 – Poznań 11.55
Przywitanie zwycięzców w Poznaniu
Cała Warszawa na lotnisku mokotowskim o godzinie 17.00
31 sierpnia – 7 września 1932 roku: uroczystości w Warszawie.
8 września 1932 roku – trasa Warszawa Mokotów – Wilno Porubanek
10 – 11 września 1932 roku – Międzynarodowy Mityng Lotniczy w Pradze
Aeroklub Polski przyjął zaproszenie Aeroklubu Czechosłowacji do udziału polskiej ekipy turnieju Challenge 1932 w IV Międzynarodowym Mityngu Lotniczym w Pradze, który odbywał się w dniach 10–11 września 1932 roku. Po spektakularnym zwycięstwie w międzynarodowych zawodach Challenge 1932, polscy lotnicy stali się bohaterami narodowymi. Udział w mityngu w Pradze miał być kolejną okazją do zaprezentowania kunsztu polskich pilotów oraz nowoczesnej myśli technicznej, reprezentowanej przez samoloty RWD i PZL.
Załoga F. Żwirko i St.Wigura przełożyła start zaplanowany na sobotę 10 września na dzień następny.
Polska ekipa przewidywała dotrzeć na główne uroczystości i pokazy, które miały odbyć się w niedzielę 11 września. Tragiczny wypadek Franciszka Żwirki i Stanisława Wigury miał miejsce rano 11 września w drodze na mityng.
Analiza wypadku samolotu RWD-6 o znakach SP-AHN
Spis treści:
- Historia lotu, informacje meteorologiczne
- Informacje o miejscu zdarzenia
- Uszkodzenia statku powietrznego, analiza szczątków konstrukcji i ich usytuowania w terenie
- Informacje o załodze, czynniki przeżycia
- Próba zdefiniowania przyczyn wypadku
Historia lotu, informacje meteorologiczne
Miejsce startu: lotnisko mokotowskie w Warszawie.
Godzina startu: tuż po godzinie 6:00 rano w niedzielę, dnia 11 września 1932 roku
Planowana trasa lotu, miejsce lądowania: Praga, stolica ówczesnej Czechosłowacji, prawdopodobnie z międzylądowaniem w Brnie.
Trasa lotu: maszyna RWD-6 kierowała się na południowy zachód, w stronę Brna, co było standardowym rozwiązaniem trasowym w drodze do Pragi.
Zgodnie z późniejszymi publikacjami treść oryginalnego komunikatu meteorologicznego z poranka 11 września 1932 roku, przekazanego załodze na lotnisku mokotowskim, brzmiała według relacji historycznych: „Pogoda na trasie dobra”. Komunikat prawdopodobnie pochodził z wojskowej stacji meteorologicznej na Lotnisku Mokotowskim w Warszawie. Raport wskazywał na stabilne warunki atmosferyczne, brak opadów i dobrą widzialność na przewidywanej trasie lotu w kierunku południowym. Ówczesne metody przewidywania pogody nie pozwoliły na wykrycie tworzącego się nad Śląskiem Cieszyńskim lokalnego, gwałtownego ośrodka burzowego. Około godziny 8:00 rano, w rejonie Cieszyna, lotnicy napotkali gwałtowne załamanie pogody. Nad Śląskiem Cieszyńskim przechodził wąski, ale bardzo aktywny front chłodny. Załoga napotkała prawdopodobnie tzw. szkwał o gwałtownym nasileniu.
Informacje o miejscu zdarzenia
W 1932 roku jednostką administracyjną, na której terenie doszło do wypadku, była gmina Cierlicko Górne (Horní Těrlicko), Republika Czechosłowacka w granicach tzw. Zaolzia. Region geograficzny: zachodnia część Pogórza Śląskiego.
Punkt topograficzny: północno-wschodnie zbocze wzgórza Kościelec (395 m n.p.m.).
Współrzędne geograficzne: 49°45′26.6″N 18°29′57.2″E.
Wysokość punktu: Około 345 m n.p.m.
Miejsce wypadku znajduje się w linii prostej około 7,5–8 km na zachód od ówczesnej granicy z Polską i ok. 7,5 km w linii prostej na zachód od historycznego centrum Cieszyna na pofalowanym obszarze Pogórza Śląskiego, na zboczu wzniesienia Kościelec (395 m n.p.m.). Teren cechuje się deniwelacjami i nachyleniem stoku w kierunku północno-wschodnim. W 1932 roku miejsce wypadku znajdowało się wewnątrz zwartego, niewielkiego kompleksu leśnego. Dominował starodrzew iglasty, głównie świerkowy, typowy dla tej części beskidzkiego przedgórza. W bliskim sąsiedztwie (ok. 1,5 km na północny zachód) przepływała rzeka Stonawka. W 1932 roku dolina ta była naturalna, nie istniał jeszcze współczesny Zbiornik Cierlicki, który powstał w latach 50. XX wieku.
Miejsce było odizolowane od zabudowań, położone na skraju wsi Cierlicko Górne. Najbliższa zwarta zabudowa znajdowała się u podnóża wzgórza, co nadawało lokalizacji charakter typowo leśnego ustronia. Las na wzgórzu Kościelec był otoczony mozaiką pól uprawnych i pastwisk, co jest charakterystyczne dla krajobrazu rolniczo-leśnego Śląska Cieszyńskiego.
Dziś w bezpośrednim sąsiedztwie znajduje się Dom Polski, asfaltowa droga dojazdowa oraz parkingi, co zmieniło charakter punktu z dzikiego zbocza wzgórza w obiekt turystyczno-historyczny. Dzięki wycinkom i zagospodarowaniu terenu wokół miejsca pamięci, obecnie ze zbocza Kościelca rozpościera się szerszy widok na dolinę i jezioro. Dzisiaj jest to przestrzeń zagospodarowana pod kątem kultu pamięci.
Uszkodzenia statku powietrznego, analiza szczątków i ich usytuowania w terenie
Na podstawie fotografii archiwalnych wraku, wykonanych bezpośrednio po katastrofie na miejscu wypadku oraz na podstawie danych źródłowych, relacji świadków i ekspertów, które przytoczono wcześniej w tym opracowaniu, można przyjąć następujące stwierdzenia.
W wyniku wypadku nastąpiła defragmentacja konstrukcji samolotu RWD-6 na prawdopodobnie sześć głównych elementów:.
Element 1. Silnik ze śmigłem oraz prawdopodobnie pierścień Townenda.
Element 2. Przednia część kadłuba z podwoziem oraz fragmentem prawego skrzydła na odcinku od nasady płata do końca długości klapy wraz z klapą.
Element 3. Tylna część kadłuba wraz z usterzeniem.
Element 4. Leżący na ziemi za kadłubem środkowy fragment prawego skrzydła – pokryta sklejką część kesonu od strony krawędzi natarcia do dźwigara.
Element 5. Fragment prawego skrzydła – końcówka bez lotki.
Element 6. Lewe skrzydło z brakującym centropłatem.
Źródło zdjęć: Muzeum Lotnictwa Polskiego w Krakowie
Analiza usytuowania poszczególnych elementów konstrukcji samolotu w terenie i ich wzajemne relacje.
Element 1 – silnik ze śmigłem oraz leżący obok prawdopodobnie pierścień Townenda znajdowały się w lesie. Łopaty śmigła nie zostały zgięte. Silnik leżał prawdopodobnie w pobliżu kadłuba.
Elementy 2 i 3 przedniej części kadłuba wraz z centropłatem prawego skrzydła (2) i tylnej części kadłuba wraz z usterzeniem (3) zostały od siebie oddzielone i znajdowały się lesie w niewielkiej odległości od siebie, około 1,5 – 2 m.
W pobliżu elementów 2 i 3, za usterzeniem w odległości około 1,5 – 2 m od usterzenia znajdował się element 4 – środkowy fragment prawego skrzydła: część przednia od strony krawędzi natarcia, pokryta sklejką.
Element 5 końcówka prawego skrzydła znajdowała się poza obszarem zalesionym, na gruncie rolnym w odległości około 300 m od elementów kadłuba.
Element 6 duża część lewego skrzydła bez centropłata znajdowała się na terenie leśnym wśród drzew w odległości około 300 m od elementów kadłuba.
Hipoteza na temat sekwencji zdarzeń
Na podstawie dostępnych źródeł, w tym analizy fotografii szczątków przyjęto, że wystąpiły drgania samowzbudne skrzydeł (flatter), które spowodowały ich zniszczenie strukturalne. W wyniku tego nastąpiło oddzielenie się lewego skrzydła od kadłuba w powietrzu, prawdopodobnie z powodu rozerwania tylnego węzła konstrukcyjnego, przegubu kardana mocowania skrzydeł do kadłuba i służącego do składania skrzydeł, a następnie oderwanie zastrzału na węźle mocowania do kadłuba. Jednocześnie pod wpływem flatteru rozsypało się prawe skrzydło w taki sposób, że oddzieliła się jego końcówka o długości około 2 m. Samolot pozbawiony lewego skrzydła w całości wraz z częścią prawego skrzydła wciąż podpartego zastrzałem, rozpoczął prawdopodobnie lot nurkowy z obrotem autorotacyjnym w lewo, podobny do korkociągu. W takiej konfiguracji, z prędkością opadania opadania nie mniejszą niż 100 km/h (27,78m/s) oraz prędkością kątową obrotów, destrukt samolotu o masie ca. 600 kG zderzył się z wysokimi drzewami iglastymi w terenie zalesionym. Kadłub uderzył w dwa drzewa, kilka metrów poniżej ich wierzchołków. Na zdjęciu widać, że drzewa mają w miejscu złamania średnicę około 15 cm. Duża prędkość opadania i wynikająca stąd energia kinetyczna spowodowała udarowe złamanie obu pni drzew, przy czym jeden z pni został ścięty, drugi natomiast ma ślady rozszczepienia wskutek momentów gnących.
Kadłub prawdopodobnie uderzył masywniejszą, przednią częścią, na przykład łożem silnika, tuż za silnikiem w drzewo ze śladami udarowego ścięcia, a lżejszą częścią kabinową za skrzydłem w drzewo, które nosiło ślady rozszczepienia wskutek zgięcia pnia.
Oszacowanie energii samolotu w chwili uderzenia w drzewa: Ek = 600 kg (27,78m/s)^2/2 = ca. 231 500 J (231,5 kJ)
Szacuje się, że do ścięcia świerku o średnicy 15 cm za pomocą tępego narzędzia potrzeba od 30 000 do 60 000 J (30–60 kJ) energii kinetycznej.
O tym, że wystąpił obrót autorotacyjny samolotu w trakcie opadania, może świadczyć, widoczne na fotografiach, zawinięcie się tylnej części kratownicy kadłuba wokół drzewa. Zespół napędowy oddzielił się od łoża silnika i kadłuba prawdopodobnie w chwili uderzenia kadłuba w drzewa. Nie wystąpił pożar. Śmigło pozostało zamocowane do wału silnika, a łopaty śmigła nie były zagięte, co może świadczyć, o tym że pilot wyłączył silnik jeszcze w powietrzu, po awarii strukturalnej skrzydeł. Kadłub prawdopodobnie w chwili uderzenia w drzewa, został rozerwany na dwie części: przednią i tylną, a miejsce oddzielenia tych części było zlokalizowane za kabiną załogi i tylnym okuciem mocowania skrzydeł.
Lewe skrzydło zostało znalezione w lesie w odległości około 300 m od kadłuba.
Końcówka prawego skrzydła leżała w innym miejscu na terenie rolniczym, niezalesionym także w dużej odległości od kadłuba.
Załoga samolotu została wyrzucona z kabiny prawdopodobnie w chwili uderzenia w drzewa i została znaleziona w odległości kilku metrów od kadłuba.
Prawdopodobny stan defragmentacji struktury samolotu w powietrzu na skutek wystąpienia flatteru i destrukcji skrzydeł w jego następstwie.
Informacje o załodze, czynniki przeżycia
Załoga poniosła śmierć w wyniku prawdopodobnie masywnych obrażeń wewnętrznych i złamań od krótkotrwałych przeciążeń o dużej wartości po uderzeniu w drzewa i następnie po upadku na ziemię.
Krótkie biogramy załogi cytowane z artykułu „Dziennika Bydgoskiego” nr 210 z 13 września 1932 r. (pisownia oryginalna).
Franciszek Żwirko
„Franciszek Żwirko porucznik-pilot, lat 37 zasłużony dla sportu lotniczego w którym pracował jako zawodnik organizator i instruktor. Służy w lotnictwie od roku 1917. W roku 1929 rozpoczyna pracę w lotnictwie sportowem, jako oficer łącznikowy przy Aeroklubie Akademickim w Warszawie. W roku 1930 i 1931 zostaje Komendantem Centrum Przysposobienia Wojskowego i Lotniczego w Łodzi, do ostatniej chwili był kierownikiem wyszkolenia i pilotażu w Centrum Wyszkolenia Oficerów Lotnictwa w Dęblinie.
Pracował w lotnictwie już to jako organizator-instruktor, już to jako zawodnik w zawodach lotniczych, osiągając zawsze pierwsze miejsca. We wszystkich zawodach brał sobie za towarzysza inż. Wigurę. Latali wyłącznie na samolotach typu RWD, których zalety ś. p. por. Żwirko szczególnie sobie cenił.
Brał udział w licznych Meetingach i zawodach między innemi w Challenge 1930 r. Zwycięzca w Locie Małej Ententy i Polski 1927 r. Zdobywca 1-szych nagród w Locie Płd. i Zach. Polski 1919 i 1930, w trzecim i czwartym konkursie samolotów turystycznych. Posiadał czasowo w roku 1929 międzynarodowy rekord wysokości w II. kategorji samolotów turystycznych.
Dokonywując lotów po kraju, oddawał on nieocenione usługi lotnictwu sportowemu, propagując go wśród najszerszych mas społeczeństwa, dla którego był symbolem zwycięskiego podążającego w rozwoju lotnictwa polskiego.
Niezwykle ujmującą swą skromnością, z jaką przyjął swe wielkie zwycięstwo w challenge w tym roku oraz swą pogodą ducha i prostotą ś. p. por. Żwirko podbił serca społeczeństwa polskiego, dla którego śmierć jego urasta do miary straty narodowej.
Osierocił żonę i 2-letniego synka.”
Stanisław Wigura
„Stanisław Wigura, urodzony w 1901 r. w Warszawie skończył szkołę im. Zamojskiego w r. 1922. W r. 1920 przerwał na razie naukę w szkole i wstępuje do ósmego pułku artylerji polowej, biorąc udział w walkach przeciwko bolszewikom. Po ukończeniu szkoły w r. 1922 wstępuje na politechnikę warszawską na wydział mechaniczny, gdzie od pierwszej chwili zajmuje się konstrukcją samolotów. Przez rok 1923 pracuje nad budową samolotu konstrukcji Drzewieckiego. W r. 1924 z Rogalskim konstruuje pierwszy typ samolotu RWD 1. Następnie od r. 1926 pracuje wespół z Rogalskim i Drzewieckim nad samolotami typu RWD 1, 2, 3, 4, 5, 6 i 7. Śmierć oderwała ś. p. inż. Wigurę od prac nad konstrukcją samolotu RWD 8.
Ś. p. Wigura brał udział w licznych meetingach i zjazdach lotniczych wraz z por. Żwirko. M. in. brał udział w trzecim i czwartym konkursie samolotów turystycznych i locie południowo-zachodniej Polski w r. 1929 i w r. 1930. W latach tych wespół z por. Żwirko odnosi szereg zwycięstw na aparatach konstrukcji RWD, osiągając pierwsze miejsca w tych konkurencjach. Ś. p. inż. Wigura do ostatniej chwili pracował w Warszawskiej sekcji lotniczej studentów mechaników politechniki warszawskiej. Pozatem był wykładowcą w szkole samochodowo-lotniczej. Przez pewien czas ś. p. Wigura był asystentem politechniki warszawskiej przy katedrze budowy płatowców.
Ostatnio ś. p. Wigura brał udział w challenge w 1932 wraz z por. Żwirko na aparacie RWD. 6.”
Czynniki przeżycia
Integralność strukturalna
Zachowanie integralności konstrukcji kabiny załogi oraz zachowanie przestrzeni kubaturowej wewnątrz kabiny podczas uderzenia jest kluczowe dla ochrony załogi.
Kadłub prawdopodobnie w wyniku uderzenia w drzewa nie zachował integralności i został rozdzielony za kabiną załogi na dwie części: przednią i tylną. Załoga samolotu została prawdopodobnie wyrzucona z kabiny w chwili uderzenia w drzewa i została znaleziona w odległości kilku metrów od kadłuba.
Pasy bezpieczeństwa
Na fotografiach wykonanych w trakcie zawodów Challenge 1932 nie widać, aby samoloty RWD-6 były wyposażone w czteropunktowe, barkowe i biodrowe pasy bezpieczeństwa. Przyjmuje się zatem, że w wyposażeniu tych samolotów zastosowano wyłącznie biodrowe pasy bezpieczeństwa. Piloci zajmowali miejsca obok siebie.
Zapięte pasy bezpieczeństwa: brak zapiętych pasów drastycznie zmniejsza szanse przeżycia, nawet jeśli konstrukcja samolotu pozostaje nienaruszona.
Nie ma podstaw do przyjęcia hipotezy, czy załoga miała zapięte biodrowe pasy bezpieczeństwa, czy też uległy one destrukcji w trakcie uderzenia kadłuba w drzewa i jego defragmentacji na dwie części.
Spadochrony ratunkowe
Na podstawie fotografii z miejsca wypadku w Cierlicku można jednoznacznie stwierdzić, że ciała Franciszka Żwirki i Stanisława Wigury odnaleziono bez spadochronów ratunkowych.
Wiadomo, że w celu uzyskania jak największej liczby punktów w konkursie, konstrukcja drzwi załogi RWD-6 przewidywała ich awaryjny zrzut dla wykonania skoku ratowniczego ze spadochronem. Zrzucane drzwi w RWD-6 były rozwiązaniem zaprojektowanym prawdopodobnie głównie z uwagi na warunki regulaminowe konkursu, ale podczas turnieju uznano spadochrony za zbędny balast. Być może w zawodach Challenge spadochrony na przykład systemu Irvin typu plecowego, zostały umieszczone w kabinie dla potrzeb oceny technicznej.
Na fotografiach wykonanych w trakcie Challenge 1932 nie widać, aby członkowie załóg samolotów RWD-6 używali spadochronów. W dostępnych źródłach historycznych i technicznych brak jest potwierdzenia, aby załogi samolotu RWD-6 kiedykolwiek używały spadochronów ratowniczych.
Paradoksy braku spadochronów ratowniczych na RWD-6:
– uczestniczące w turnieju samoloty RWD-6 były prototypami, z których jeden egzemplarz uległ strukturalnej awarii skrzydeł w powietrzu, którego przyczyny były dla twórców samolotu prawdopodobnie niepotwierdzoną hipotezą.
– wiemy, że konstrukcja drzwi załogi RWD-6 przewidywała ich awaryjny zrzut dla wykonania skoku ratowniczego ze spadochronem.
– w trakcie lotu okrężnego były przypadki strukturalnych uszkodzeń w powietrzu konstrukcji samolotów włoskich i niemieckich, których załogi ratowały życie używając spadochronów.
Dlaczego wobec powyższego załoga RWD-6 wykonywała loty bez spadochronów?
Oszczędność masy. Konstrukcja RWD-6 była maksymalnie odchudzona, aby spełnić rygorystyczne limity wagowe regulaminu zawodów. Dwa spadochrony, każdy o masie ok. 8–10 kg, stanowiłyby znaczące obciążenie, pogarszające osiągi maszyny w próbach technicznych.
Standardy epoki. W lotnictwie sportowym lat 30. XX wieku spadochrony były rzadkością. Postrzegano je raczej jako wyposażenie pilotów wojskowych lub doświadczalnych, a nie cywilnych załóg turystycznych.
Włoskie załogi na maszynach Breda 33 oraz niektóre niemieckie na samolotach Heinkel He 64, korzystały ze spadochronów, ponieważ ich maszyny były jeszcze bardziej „wyżyłowane” prędkościowo i ich piloci, często wojskowi, mieli wyrobione nawyki w ich używaniu. Choć piloci ekipy polskiej byli także pilotami wojskowymi, był nim także porucznik Franciszek Żwiko, nie stosował standardu lotów turystycznych ze spadochronem.
Polska ekipa, mimo profesjonalizmu, podchodziła do RWD-6 jak do samolotu turystycznego, w którym spadochron był postrzegany jako element opcjonalny.
Załoga RWD-6 nie miała spadochronów z powodu oszczędności wagowej, jako nawyk z zawodów oraz braku formalnego wymogu w lotach turystycznych, przy jednoczesnym, mylnym przekonaniu, że samolot został gruntownie sprawdzony w trakcie forsownych zawodów i nie ma wad konstrukcyjnych.
Próba określenia obszarów przyczyn wypadku samolotu RWD-6 SP-AHN:
1. Obszar techniczny (zespół wad ukrytych konstrukcji) – praprzyczyna wypadku, która obejmuje:
- Wady projektowe: niedostateczna sztywność skrętną skrzydeł, co prowadziło do zjawiska flatteru.
- Niewłaściwie zinterpretowane i zignorowane symptomy: drgania końcówek skrzydeł i konieczność kontrowania lotkami przy dużych prędkościach, co świadczyło o odkształcaniu się struktury.
- Charakter maszyny: był to samolot wyczynowy, zbudowany na granicy wytrzymałości, by wygrać zawody, a nie do rutynowej eksploatacji.
2. Obszar operacyjny (brak spadochronów ratunkowych)
- Rezygnacja z używania spadochronów ratunkowych przez załogę podczas m.in. lotu do Pragi.
- Pozbawienie się jedynej szansy na ratunek po technicznej destrukcji płatowca w powietrzu.
- Paradoks konstrukcyjny: konstruktorzy RWD-6 (w tym sam Wigura) przewidzieli mechanizm awaryjnego zrzutu drzwi, co było nowoczesnym rozwiązaniem ułatwiającym opuszczenie kabiny. Fakt, że lotnicy nie założyli spadochronów, czynił ten system całkowicie bezużytecznym w sytuacji krytycznej.
3. Obszar systemowo – organizacyjny (presja społeczna i polityczna)
- Sukces propagandowy: po spektakularnym triumfie w zawodach Challenge 1932, załoga Żwirko i Wigura stała się bohaterami narodowymi.
- Presja polityczna na eksploatację. Zwycięstwo wywołało ogromny entuzjazm społeczny. Pojawiło się silne oczekiwanie, zarówno ze strony społeczeństwa, jak i władz, aby samolot był prezentowany jako symbol polskiej myśli technicznej.
- Mimo świadomości, że RWD-6 był maszyną wyczynową, zaprojektowaną specyficznie pod regulamin zawodów (gdzie liczyła się lekkość), środowisko lotnicze poddało się presji organizowania lotów propagandowych i rajdów po zakończeniu turnieju, zamiast poddać maszynę gruntownym badaniom.
4. Obszar warunków meteorologicznych (czynnik wyzwalający)
- Wlot w szkwał burzowy i obszar silnych turbulencji
- Przekroczenie granic wytrzymałości konstrukcji: gwałtowny podmuch wiatru stał się ostatecznym impulsem, który przy braku sztywności płata doprowadził do wystąpienia niszczącego flatteru.
Ad. 1 Próba zdefiniowania technicznych przyczyn wypadku samolotu RWD-6 SP-AHN:
Konstrukcja samolotu RWD-6 cechowała się podatnością na dywergencję skrzydeł oraz wystąpienie drgań samowzbudnych skrzydeł przy prędkościach bliskich maksymalnej prędkości eksploatacyjnej.
Wynikało to z następujących rozwiązań konstrukcyjnych skrzydeł:
– eksperymentalna, niedostatecznie przebadana i co do zasady niestosowana w tamtym okresie konstrukcja jednodźwigarowa podparta pojedynczym zastrzałem o niedostatecznej sztywności skrętnej kesonu.
– usytuowanie dźwigara głównego o znacznej masie w dużej odległości, wynoszącej 30-35% długości cięciwy płata, od krawędzi natarcia, co spowodowało tylne usytuowanie środka masy własnej skrzydeł na odcinku cięciwy płata. Mogło to mieć istotny wpływ na tendencję układu do wystąpienia skręcających momentów aerodynamicznych i drgań samowzbudnych.
– usytuowanie przednich okuć konstrukcyjnych zamocowania skrzydeł do kadłuba w dużej odległości, wynoszącej 30-35% długości cięciwy płata, od krawędzi natarcia. Rozwiązanie to było spowodowane podcięciem w planie krawędzi natarcia centropłata dla zapewnienia dobrej widoczności. Mogło to mieć istotny wpływ na tendencję układu do wystąpienia skręcających momentów aerodynamicznych i drgań samowzbudnych.
– zastosowanie niesprawdzonego rozwiązania dla potrzeb składania skrzydeł – usytuowanie tylnych okuć konstrukcyjnych w formie przegubów kardana bezpośrednio przy krawędzi spływu płata, w miejscu, w której grubość profilu wynosi zaledwie ca. 42 mm. Takie radykalne ograniczenie wymiarowe powodujące brak zapasów wytrzymałości kluczowego dla bezpieczeństwa elementu konstrukcji, wobec wystąpienia tam momentów sił nieprzewidzianych przez konstruktorów, doprowadziło do katastrofalnej awarii konstrukcyjnej.
Zgodnie z definicją, sztywność to zdolność struktury do przeciwstawiania się deformacjom pod wpływem sił i momentów. W przypadku RWD-6 konfiguracja struktury skrzydła okazała się zbyt podatna na skręcanie w relacji do sił aerodynamicznych występujących w trakcie lotu.
Brak dostatecznej sztywności doprowadził do wystąpienia niebezpiecznych zjawisk o charakterze dynamicznych drgań aeroelastycznych.
W odniesieniu do obu zdarzeń na RWD-6 prawdopodobnie wystąpił flatter giętno-skrętny skrzydeł, w których energia pobierana jest z przepływającego powietrza. Prędkość przelotowa samolotu wynosiła 180-190 km/h, prędkość maksymalna ok. 216–225 km/h. Podczas prób fabrycznych prototyp SP-AHM uległ katastrofie przy locie z dużą prędkością, prawdopodobnie zbliżoną do maksymalnej.
Prędkość krytyczna flatteru dla samolotu RWD-6 nie została nigdy wyznaczona w formie jednej, oficjalnej liczby, ponieważ w latach 30. XX wieku zjawisko to nie było jeszcze w pełni opisane matematycznie. Na podstawie danych historycznych i analiz wypadków proponuje się oszacować ją na ca. 240 – 250 km/h.
W przypadku egzemplarza SP-AHN, samolot prawdopodobnie wleciał w gwałtowny poryw szkwałowy, który zwiększył prędkość powietrzną powyżej krytycznej prędkości flatteru. Zgodnie z relacjami świadków, w obliczu nasuwającej się gwałtownej i rozległej burzy, załoga zmniejszyła wysokość i manewrowała prawdopodobnie w celu wykonania lądowania zapobiegawczego. Lot mógł być wtedy wykonywany ze zredukowaną prędkością w stosunku do prędkości przelotowej, na przykład 160 km/h. W takich okolicznościach w chwili napotkania podmuchu szkwałowego o prędkości ca. 90-100 km/h prędkość powietrzna osiągnęła ca. 250 – 260 km/h i przekroczyła krytyczną prędkość flatteru.
Artykuł ten powstał w oparciu o publikacje, których pełną lista będzie podana w bibliografii, ale wśród których za najważniejsze dla tematu autorzy uważają następujące pozycje:
– dokumentację fotograficzną w zasobach domeny publicznej, głównie NAC;
– monografie książkowe i artykuły dotyczące konstrukcji RWD oraz działalności DWL autorstwa prof. inż. Leszka Dulęby oraz dr inż. Andrzeja Glassa.
– opracowania analityczne samolotu w zakresie jego geometrii oraz konstrukcji wykonane przez inż. Wiesława Schiera w latach 1968-2008;
– referat z prac analitycznych i konstrukcyjnych na potrzeby opracowania dokumentacji budowy repliki samolotu RWD-6 autorstwa inż. Jerzego Mularczyka, głównego konstruktora zrealizowanej, latającej repliki samolotu RWD-5;
– wspomnienia i fotografie z epoki autorstwa inż. Witolda Rychtera.
Autorzy: Artur Caban i Dariusz Parzyszek
Koniec 6 części, odcinka 3 artykułu – ciąg dalszy nastąpi.
