źródło: Kagero Publishing, Obraz: A. Wróbel
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.
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
Jaka była świadomość wśród inżynierów-konstruktorów lotniczych i naukowców do 1932 roku na temat zjawisk związanych z aeroelastycznością?
W publikacjach powojennych na temat przyczyn wypadków samolotów RWD-6 niezmiennie powtarzana jest teza, iż zjawisko niestateczności skrętnej skrzydeł było nieznane przed 1932 rokiem. Spróbujmy zweryfikować, jaki był ówczesny stan wiedzy naukowej i inżynierskiej w zakresie zjawisk związanych z aeroelastycznością i drganiami samowzbudnymi pod wpływem sił aerodynamicznych.
Historia rozwoju nauki w zakresie dywergencji skrętnej skrzydeł i flatteru statków powietrznych do roku 1932.
Opracowano na podstawie:
Historical Development of Aircraft Flutter
I. E. Garrick oraz Wilmer H. Reed III
NASA Langley Research Center, Hampton, listopad 1981
Myśliwce niemieckie I Wojny Światowej, Anthony Fokker — dywergencja skrętna
W czasie I Wojny Światowej w lotnictwie niemieckim za wiele katastrof spowodowanych zjawiskami aeroelastyczności odpowiadały dwa typy samolotów. Jednym z nich był myśliwski Albatros D-III wzorowany na francuskim Nieuport 17, określany terminem sesquiplane – „półtorapłat„, który miał wąskie, jednodźwigarowe dolne skrzydło połączone z dużym, dwudźwigarowym górnym skrzydłem za pomocą zastrzału w kształcie litery V (patrz rysunek). Ponieważ dźwigar dolnego skrzydła był umieszczony zbyt daleko do tyłu, a zastrzał V nie wnosił żadnego usztywnienia skrętnego, dolne skrzydło miało tendencję do skręcania się i wyrywania przy dużych prędkościach w nurkowaniu. Niemiecki as myśliwski Manfred von Richthofen „Czerwony Baron”, należał do nielicznych szczęśliwców, którym udało się bezpiecznie wylądować po pojawieniu się niebezpiecznych pęknięć w dźwigarze dolnego skrzydła podczas walki.
Pod koniec wojny Fokker wprowadził typ D-VIII, wolnonośny górnopłat typu parasol, który z powodu swojej znakomitej charakterystyki lotnej został w pośpiechu skierowany do produkcji. Niemal natychmiast jednak pojawiły się poważne problemy. D-VIII nie był w walce dłużej niż kilka dni, kiedy nastąpiła seria awarii skrzydeł w nurkowaniu z dużą prędkością. Samoloty te w pierwszej kolejności przekazywano najlepszym pilotom i eskadrom, a ich zawodność i wypadkowość mogła prowadzić do szybkiego ograniczenia liczebności elity personelu latającego. Po okresie, w którym inżynierowie wojskowi i firma Fokker próbowali wzajemnie przerzucać na siebie odpowiedzialność, wojsko przeprowadziło statyczne próby wytrzymałościowe i potwierdziło, że posiadają wymagany współczynnik bezpieczeństwa 6.
Jedyną różnicą między skrzydłem prototypowym, które nie wykazywało żadnych niedostatków konstrukcyjnych, a skrzydłem seryjnym było wzmocnienie tylnego dźwigara w tym ostatnim. Wzmocnienie to zostało nakazane przez wojsko na podstawie przepisów dla konstrukcji skrzydeł usztywnionych linkami, które wymagały proporcjonalnej wytrzymałości przedniego i tylnego dźwigara. Ironicznie, choć skrzydło stało się mocniejsze, nieświadomie uczyniono je podatnym na aeroelastyczną dywergencję wskutek przesunięcia jego osi sprężystej (patrz rysunek). W słowach samego Fokkera: „Odkryłem podczas prób wytrzymałościowych, że wraz ze wzrostem obciążenia kąt natarcia na końcówkach skrzydeł zauważalnie się zwiększa. Nie przypominam sobie, abym obserwował to zjawisko w przypadku pierwotnych skrzydeł, zaprojektowanych przeze mnie. Nagle uświadomiłem sobie, że ten wzrost kąta natarcia jest przyczyną złamania skrzydła, gdyż logicznie rzecz biorąc, obciążenie wynikające z ciśnienia powietrza w stromym nurkowaniu rośnie szybciej na końcówkach skrzydeł niż w części środkowej, ze względu na zwiększony kąt natarcia. To wzmocnienie tylnego dźwigara spowodowało nierównomierne ugięcie wzdłuż skrzydła pod obciążeniem. Powstały skręt spowodował łamanie się skrzydeł pod obciążeniami manewrów bojowych. Warto zauważyć, że bracia Wright zaobserwowali pokrewny efekt aeroelastyczności dla cienkich łopat śmigieł.
Wspomnijmy tutaj, że w 1926 r. H. Reissner, autor wielu prac o konstrukcjach lotniczych, opracował szczegółową analizę dywergencji skrętnej skrzydła, ukazując znaczenie względnych położeń aerodynamicznego środka parcia i osi sprężystej. Oś ta bywa nazywana osią skrętną skrzydła.
Od okresu powojennego do około 1930 r. – Von Baumhauer i Koning — koncepcja wyważenia masowego.
Krótko po I Wojnie Światowej, w Holandii podjęto zakrojone na szeroką skalę systematyczne badania zjawiska flatteru. Było to efektem stwierdzonych przypadków flatteru lotek w jednopłatowym wodnosamolocie rozpoznawczym dalekiego zasięgu van Berkel W.B. Badania doświadczalne i teoretyczne przeprowadzone przez A. G. von Baumhauera i C. Koninga opublikowano w 1923 r. Dotyczyły one głównie flatteru dwupłatowca w zginaniu pionowym połączonym z ruchem lotek. Najważniejszym wynikiem ich pracy było stwierdzenie, że wyważenie masowe lotki, a nawet częściowe wyważenie, może wyeliminować problem (patrz rysunek).
Holenderskie prace z 1923 r. zawierały już następujące cechy współczesnego badania flatteru:
– analizę zaobserwowanego zjawiska,
– wyprowadzenie równań ruchu,
– określenie właściwości masowych i sztywnościowych,
– pomiar pochodnych aerodynamicznych,
– obliczenia stateczności,
– pomiary flatteru w tunelu aerodynamicznym,
– porównanie wyników teoretycznych i doświadczalnych,
– szczególne „lekarstwo” na flatter – koncepcję wyważenia masowego,
– weryfikację w tunelu aerodynamicznym i w próbach w locie.
Jednak główną słabością, nieusuniętą przez wiele lat, było stosowanie przybliżonych i empirycznych quasistacjonarnych stałych aerodynamicznych.
Doświadczenia i badania brytyjskie 1925–1929
Rok później, w roczniku 1924–1925 Brytyjskiego Komitetu Badań Lotniczych (Aeronautical Research Committee, ARC), jego przewodniczący R. T. Glazebrook napisał: „Coraz większego znaczenia nabiera problem flatteru, który był omawiany z przedstawicielami wielu firm; podjęto wstępny teoretyczny atak na ten problem. Wydaje się, że zagadnienie to może wymagać znacznego zakresu badań doświadczalnych, zanim zostanie uzyskane pełne rozwiązanie. Departament Zdatności do Lotu Ministerstwa Lotnictwa zbiera informacje o sztywności skrzydeł, a Podkomisja ds. Wypadków bada serię zdarzeń związanych z flatterem”.
To dalekowzroczne stwierdzenie jest interesujące z kilku powodów. Techniczny termin „flatter” pojawia się tu tak, jakby był powszechnie używany, a jednak pojawia się po raz pierwszy i mógł stać się znany jedynie w kręgu wewnętrznych dyskusji komitetowych. Następnie komitet przydzielił odpowiedzialność za badania flatteru dwóm instytucjom: National Physical Laboratory (NPL) oraz Royal Aeronautical Establishment (RAE). Wkrótce potem powołał Podkomisję ds. Flatteru.
Jedna z pierwszych publikacji Podkomisji ds. Wypadków ARC opisuje w 1925 r. pięć przypadków flatteru skrzydło – lotka w dwóch podobnych jednomiejscowych dwupłatach myśliwskich: Gloster Grebe i Gloster Gamecock. Flatter o częstotliwości około 15 cykli/s opisano jako mający dla pilota wygląd „rozmycia”, a dla obserwatora naziemnego „zawisającego jastrzębia”. Zastosowanym środkiem zaradczym było przesunięcie zastrzału łączącego lotkę między płatami w pobliże środka masy oraz zmniejszenie niezrównoważonej powierzchni w pobliżu końcówki (patrz rysunek). Szczególnie interesujące jest stwierdzenie Podkomisji, że „podobne doświadczenia z flatterem zgłaszano zarówno w Holandii, jak i w USA.”
Po trzech latach intensywnych prac, opisanych głównie w dokumentach niepublikowanych, w 1929 r. opublikowano niezwykle wszechstronną monografię Frazera i Duncana z NPL, często nazywaną przez brytyjskich badaczy „Biblią flatteru”. Wykorzystywała ona uproszczone modele tunelowe do identyfikacji i badania zjawisk, zawierała dobrze przemyślane, ostrożnie szczegółowe zalecenia projektowe oraz wskazywała szerokie programy wymagane do pomiaru pochodnych aerodynamicznych. Należy jednak stwierdzić, że podstawa aerodynamiczna pracy Frazera i Duncana nie była zadowalająca, gdyż opierała się na empirycznych stałych aerodynamicznych, które nie uwzględniały efektu oddziaływania śladu oderwanych wirów. Sam Duncan zauważa w Podręczniku o aeroelastyczności „Wszystkie wczesne czysto teoretyczne prace nad flatterem były obarczone niedostatkiem reprezentacji oddziaływań aerodynamicznych.”
Równolegle z pracą Frazera i Duncana, w której wykorzystywano modele flatteru do badania tendencji i weryfikacji teorii, powstała równolegle towarzysząca publikacja Perringa (1928), która zapoczątkowała stosowanie przeskalowanych modeli samolotów do wyznaczania krytycznych prędkości flatteru. Konfiguracją wybraną do badań był jednomiejscowy dwupłat, którego przypadki flatteru skrzydło-lotka w locie były dobrze udokumentowane przez Podkomisję ds. Badania Wypadków. Prawa podobieństwa opracowane w dokumentach niepublikowanych przez McKinnona Wooda i Horace’a Lamba (1927) wymagały, aby dla dynamicznego podobieństwa między modelem a jego pełnowymiarowym odpowiednikiem istniało podobieństwo geometrii, rozkładu masy i rozkładu sztywności.
Aerodynamika nieustalona w latach dwudziestych
W 1918 r. profesor Prandtl w Getyndze przydzielił W. Ackermanowi temat pracy dyplomowej z teorii profili aerodynamicznych, a następnie, gdy Ackerman został powołany do służby wojskowej, przekazał niedokończoną pracę W. Birnbaumowi. Birnbaum opublikował dwie ważne prace, z których pierwsza przedstawiała w 1923 r. klasyczną teorię wirową dwuwymiarowego ustalonego przepływu wokół cienkich profili aerodynamicznych. Birnbaum był w stanie rozszerzyć swoje podejście na przypadek profilu wykonującego harmoniczne oscylacje w jednorodnym ruchu.
Drugie podstawowe podejście do teoretycznego problemu przepływu niestacjonarnego, uzupełniające harmoniczne podejście Birnbauma, zostało przedstawione przez H. Wagnera w pracy doktorskiej z 1925 r. Badał on narastanie wirowości w śladzie oraz narastanie siły nośnej na profilu w dwuwymiarowym przepływie po nagłej zmianie kąta natarcia lub nagłym pojawieniu się jednostkowego opływu w dół (downwash).
W 1929 r. H. Glauert idąc śladem metod Wagnera, rozpatrywał płaską płytkę podlegającą ustalonym oscylacjom kątowym.
W tym samym roku 1929 H. G. Küssner opublikował fundamentalną pracę na temat flatteru, wykorzystując udoskonalenia metody Birnbauma. Poprawił on zbieżność numeryczną i zastosował wyniki, przy użyciu teorii belek, do wielu przykładów obejmujących zginanie i skręcanie, w tym ruch lotek. Küssner wskazał także metody drgań naziemnych mające na celu sprawdzanie podstaw konstrukcyjnych analizy flatteru, zarówno dla modeli, jak i dla konstrukcji pełnoskalowych, w warunkach laboratoryjnych.
Warto odnotować, że w październiku 1980 r. zarówno Wagner, jak i Küssner, każdy w swoim osiemdziesiątym roku życia, zostali uhonorowani za całokształt wkładu w aeronautykę prestiżową nagrodą Ludwiga Prandtla za lata 1980 i 1981.
W okresie 1925-1929 kilku innych wybitnych niemieckich badaczy wykorzystywało koncepcje belkowo-prętowe do badania flatteru, stosując jednak quasistacjonarną aerodynamikę, która pomijała efekty śladu za skrzydłem. Wśród nich byli H. Blasius (1925), B. Hesselbach (1927) oraz, w szczególności, H. Blenk i F. Liebers (1927–1929).
Niektóre wczesne prace w Stanach Zjednoczonych
Jednym z najwcześniejszych badań flatteru w Stanach Zjednoczonych (1927) było badanie oscylacji usterzenia poziomego, o częstotliwości około 6 cykli/s, w samolocie marynarki wojennej Martin MO-1. Po wyeliminowaniu śladu głównego skrzydła jako przyczyny wzbudzenia, Zahm i Bear przeprowadzili analizę flatteru, ściśle wzorując się na metodach stosowanych w Holandii i Anglii. Problem przypisano flatterowi obejmującemu różnicowe ugięcia układu dwudźwigarowego, które powodowały silne sprzężenie między zginaniem a skręcaniem. Wśród zaleceń dotyczących jego uniknięcia znalazły się zwiększenie sztywności skrętnej oraz przesunięcie środka masy do przodu. Inne wprowadzające artykuły na temat flatteru opublikowane w latach 1927–1928 autorstwa J. S. Newella, J. E. Youngera oraz C. F. Greene’a 23 również przyczyniły się do rozwoju tej dziedziny.
W 1927 r. na Massachusetts Institute of Technology (MIT) rozpoczęto pewne prace nad flatterem, prowadzone przez Manfreda Rauschera w ramach pracy dyplomowej dotyczącej stosowania modeli w tunelu aerodynamicznym. Inne prace dyplomowe nad modelami zainicjowali G. W. Grady i F. McVay. Opublikowana wersja pracy Rauschera opisywała wykorzystanie modeli do próby weryfikacji ówczesnych prac Blenka i Liebersa, z wnioskiem, że porównania były niezadowalające i że wiele pozostaje do zrobienia.
Warto wspomnieć, że tuzin lat wcześniej na MIT J. C. Hunsaker i E. B. Wilson opublikowali pewne badania dotyczące podmuchów i stateczności w raporcie NACA nr 1 „Behavior of Airplanes in Gusts”, wykazując teoretycznie i doświadczalnie, że odpowiedź samolotu na dane podmuchy, będąca problemem aeroelastycznym, była wrażliwa na granice stateczności samolotu.
Samoloty wyścigowe a flatter
Po I Wojnie Światowej silna rywalizacja w dążeniu do bicia światowych rekordów prędkości i zdobywania prestiżowych nagród lotniczych skłaniała konstruktorów do osiągania coraz wyższych prędkości. Ceną za tę skądinąd zdrową rywalizację była seria spotkań z flatterem, zwykle katastrofalnych, które występowały podczas lotów z dużą prędkością. W galerii pokazano niektóre z samolotów wyścigowych, o których wiadomo lub przypuszcza się, że były nękane problemami flatteru. W wyścigach o Puchar Pulitzera w 1922 r. skrzydła dwóch jednomiejscowych wolnonośnych jednopłatów: Loening P-4 oraz Verville Sperry R-3 musiały zostać w pośpiechu usztywnione, aby przeciwstawić się temu dotychczas mało znanemu, lecz niezwykle niebezpiecznemu zjawisku. Środki zaradcze obejmowały między innymi pokrycie skrzydeł do tylnego dźwigara sztywną okleiną ze sklejki. Później inni konstruktorzy drewnianych wolnonośnych jednopłatów przyjęli okleinowe pokrycie skrzydeł jako sposób zapewnienia wymaganej sztywności skrętnej potrzebnej do uniknięcia flatteru.
Podczas wyścigu Pulitzera w 1924 r. w Dayton w stanie Ohio wyścigowy, wojskowy Curtiss R-6, doznał nagłych drgań, po czym stracił skrzydła w stromym nurkowaniu na samym początku wyścigu. Istnieje brak pewności, czy wypadek był spowodowany flatterem skrzydeł, czy też awarią drewnianego śmigła. W następnym roku ceniony brytyjski uczestnik międzynarodowego wyścigu Schneider Marine Trophy 1925, wyścigowy jednopłat Supermarine S-4, doświadczył flatteru skrzydeł podczas próbnego lotu przed wyścigiem i rozbił się w zatoce Chesapeake koło Baltimore. Pilot, któremu ledwie udało się przeżyć, powiedział, że skrzydła „trzepotały jak skrzydła ćmy”. Warto zauważyć, że S-4 był konstrukcją wolnonośną bez zewnętrznych zastrzałów; po jego rozbiciu konstruktor R. J. Mitchell, który później zaprojektował Spitfire’a, powrócił do skrzydeł z zewnętrznymi zastrzałami w modelach Supermarine S-5, S-6 i S-6b, które zdobyły trzy trofea Schneidera i dwa światowe rekordy prędkości w latach 1927–1931. W grudniu 1931 roku podczas próby pobicia światowego rekordu prędkości samolotu lądowego zginął pilot Lowell Bayles na samolocie Gee Bee „Z” w zdarzeniu, które przez niektórych przypisywane jest flatterowi skrzydło-lotka podczas lotu z prędkością ponad 480 km/h przy silnym wietrze i w turbulentnej atmosferze.
W niektórych incydentach, gdy flatter był bardziej łaskawy, pilot i jego samolot wracali „wstrząśnięci”, lecz bez uszczerbku. Gdy dano im drugą szansę na poprawę konstrukcji, konstruktorzy czasami uciekał się do śmiałych, jeśli nie wręcz pomysłowych rozwiązań. Leon Tolvé opisuje jeden taki przypadek w historycznym opracowaniu dotyczącym prób flatteru w locie: „W 1934 r., podczas National Air Races, jeden z zawodników stale napotykał flatter końcówek skrzydeł. Za każdym razem rozpiętość skrzydła była zmniejszana przez odcinanie części końcówki, aż flatter ustał. W rezultacie powierzchnia skrzydła została ostatecznie zredukowana z pierwotnej wartości 78 ft² do 42 ft², lecz pilot zakończył z samolotem wolnym od flatteru!”
1930 do II wojny światowej – badania brytyjskie
W przeciwieństwie do swej dalekowzroczności w latach 1924–1925, prognozy brytyjskiego ARC w roczniku 1929–1930 całkowicie chybiały celu, stwierdzając: „Komitet uważa, że główne praktyczne zagadnienia związane z flatterem skrzydeł zostały już postawione na zadowalających podstawach i że, z czysto praktycznego punktu widzenia, nie wydaje się potrzebne dalsze rozwijanie teorii.” W rzeczywistości lata 30. były dekadą znacznego fermentu i postępu w aeroelastyczności, zwłaszcza w teorii. Strukturalnie sztywny dwupłat ustępował miejsca jednopłatowi o lepszych osiągach; skrzydła kryte płótnem z dźwigarami drewnianymi były zastępowane skrzydłami metalowymi o konstrukcji półskorupowej z metalowymi dźwigarami i wewnętrznymi usztywnieniami oraz konstrukcjami skorupowymi, w których poszycie stanowiło znaczną część sztywności. Ponadto rosły prędkości.
W 1932 r. samolot de Havilland Puss Moth, jednosilnikowy jednopłat ogólnego przeznaczenia, którego skrzydła były usztywniane składanymi zastrzałami V, doświadczył serii śmiertelnych wypadków. Obszerne sprawozdanie Podkomisji ds. Badania Wypadków ARC z 1936 r. podsumowało ponad 50 odrębnych szczegółowych dochodzeń. Szczególnie interesujący był wniosek, że w grę wchodził nie tylko flatter skrzydeł, lecz także flatter steru kierunku i steru wysokości, że zastrzały V były czynnikiem we flatterze skrzydeł oraz że flatter steru kierunku zdawał się wymagać impulsu początkowego, takiego jak burzowa lub turbulentna pogoda.
Cox i Pugsley oraz Duncan i MacMillan badali nowo odkryty aeroelastyczny problem sterowania zwany „odwróceniem” lotek, w którym wraz ze wzrostem prędkości wychylenie lotek powoduje skręcanie skrzydła przeciwne do wychylenia lotek, tak że skuteczność przechyłowa lotek maleje, może zanikać, a następnie działać w kierunku przeciwnym. Brytyjczycy nie byli osamotnieni w problemach z flatterem. W latach 1932–1934 w USA wystąpiło wiele przypadków flatteru.
Analiza historyczna wskazuje, że rozwój wiedzy o zjawiskach aeroelastycznych był wymuszony serią katastrof lotniczych, a kluczowym przełomem było przejście od intuicyjnego wzmacniania konstrukcji do zrozumienia interakcji sił aerodynamicznych i sprężystych.
Głównym ograniczeniem epoki do ok. 1932 r. pozostawało stosowanie przybliżonych, quasistacjonarnych stałych aerodynamicznych, co ograniczało precyzję obliczeń w stanach nieustalonych. Świadomość zjawisk aeroelastycznych wśród konstruktorów do lat 30. XX wieku można określić jako intuicyjną i reaktywną, a nie systematyczną. Dominowało podejście czysto wytrzymałościowe, co w starciu z fizyką lotu wysokich prędkości prowadziło do tragicznych błędów. Trzeba podkreślić, że w wiodących ośrodkach naukowych w Niemczech, Wielkiej Brytanii, czy w USA w odpowiedzi na powtarzające się wypadki lotnicze, już w drugiej połowie lat dwudziestych zauważono nieznany problem i dla jego wyjaśnienia tworzono wyspecjalizowane komórki badawcze, w których rozpoczęto badania nad aeroelastycznością. Wiedza na temat dywergencji skrętnej i flatteru w aerodynamice dopiero się kształtowała i miała formę badań i wstępnych wniosków, a nie dostępnej wiedzy podręcznikowej.
W Polsce, która odrodziła się wraz z zakończeniem Wielkiej Wojny i wymagała zbudowania wszelkich struktur państwowych, także naukowych w zasadzie od podstaw, na przełomie lat dwudziestych i trzydziestych brakowało sił i środków, aby znaleźć się w awangardzie podstawowych badań naukowych w aerodynamice dużych prędkości, wymagających kosztownej infrastruktury.
1. Literatura fachowa była w powijakach
Do końca lat 20. i na początku lat 30. teoria aeroelastyczności, w tym zjawisko flutteru, nie była jeszcze powszechnie opisana w podręcznikach akademickich ani w literaturze inżynierskiej dostępnej dla absolwentów politechnik. Główne prace teoretyczne nad flutterem dopiero się formowały pod koniec lat 20., np. praca Frazera z 1929 r. uznawana później za fundament teorii flutteru, wskazywała na rosnące zainteresowanie tematem, ale nie stała się od razu częścią standardowych materiałów dydaktycznych.
2. Wiedza w praktyce projektowej
Inżynierowie w praktyce bardziej polegali na doświadczeniach empirycznych i analizie wypadków konstrukcji, a nie na ugruntowanej wiedzy teoretycznej. Doświadczenia z awariami strukturalnymi skrzydeł i lotek skłaniały konstruktorów do poszukiwania przyczyn, ale formalne ramy naukowe były dopiero w fazie powstawania.
3. Brak podręczników aeroelastyczności
Do połowy lat 30. nie istniały jeszcze powszechnie akceptowane i szeroko stosowane podręczniki lotnicze opisujące w sposób kompletny aeroelastyczność i flatter. Dopiero później w literaturze lotniczej lata 30. i 40. zaczęły pojawiać się bardziej szczegółowe analizy i syntezy tych zjawisk oraz ich wpływu na projektowanie.
4. Edukacja akademicka i praktyka konstrukcyjna
Programy nauczania politechnicznego w tej dekadzie często nie zawierały jeszcze wykładów o aeroelastyczności, a jeśli już poruszały aspekt drgań i odkształceń konstrukcji, to było to w niewielkim zakresie i zwykle w kontekście dynamiki ogólnej lub wytrzymałości materiałów.
W praktyce inżynierskiej rozpowszechnianie wiedzy o zjawiskach aeroelastycznych następowało głównie poprzez publikacje naukowe, referaty i dyskusje na seminariach inżynierskich, a nie formalne podręczniki dla studentów.
5. Rozwój wiedzy równoległy do praktyki
Chociaż teoretyczna świadomość flatteru rosła dzięki pracom badawczym jeszcze w latach 20. i wczesnych 30. XX wieku, jej implementacja w codziennej pracy konstruktorów była powolna i wymagała lat, zanim stała się standardowym elementem edukacji lotniczej i projektowania.
Inżynierowie lotniczy na początku lat 30. rozumieli i potrafili analizować dywergencję skrętną skrzydeł na poziomie inżynierskim, ale często jako zjawisko statyczne nie odróżniali jej jeszcze wyraźnie od flatteru.
Jakie mogły być przyczyny decyzji projektowej o zastosowaniu skrzydeł jednodźwigarowych, podpartych pojedynczymi zastrzałami w konstrukcji samolotu RWD-6 ?
Decyzja o zastosowaniu konstrukcji jednodźwigarowej z pojedynczymi zastrzałami w samolocie RWD-6 była podyktowana przede wszystkim dążeniem do ekstremalnej optymalizacji pod kątem zawodów Challenge 1932. Konstruktorzy z zespołu RWD: Rogalski, Wigura, Drzewiecki, stanęli przed trudnym zadaniem pogodzenia sprzecznych wymagań regulaminowych.
Projektanci RWD-6 postawili na lekkość i czystość aerodynamiczną, nie doszacowując dynamicznych obciążeń skrętnych, które w tamtym czasie nie były jeszcze w pełni opisywane normami wytrzymałościowymi.
Pułapka sukcesu konstruktorów, młodych mistrzów projektowania „lekkich konstrukcji”. Konstruktorzy RWD byli mistrzami budowania samolotów o bardzo niskiej masie. Wierzyli, że sztywność statyczna, kiedy skrzydło nie łamało się pod ciężarem worków z piaskiem podczas prób, jest tożsama ze sztywnością dynamiczną.
RWD-6 przeszedł próby statyczne pomyślnie. Nie rozumiano wtedy w pełni, że skrzydło może być bardzo mocne, a jednocześnie zbyt wiotkie skrętne, co przy określonej prędkości doprowadzi do rezonansu. Jednocześnie rozwiązania konstrukcyjne RWD-6 budziły wątpliwości, o czym pisze w swych wspomnieniach inny, znakomity projektant samolotów Stanisaw Prauss.
Czy jest możliwe, że zjawiska związane z aeroelastycznością konstrukcji w tym skrzydeł były nieznane konstruktorom RWD w czasie projektowania samolotu RWD-6?
Zjawiska te były znane teoretycznie, ale nie istniały jeszcze metody obliczeniowe pozwalające na ich precyzyjne uwzględnienie w procesie projektowania lekkiego samolotu. Można to rozbić na kilka kluczowych aspektów:
W 1932 roku prace badaczy flatteru były już publikowane, ale dotyczyły głównie fizyki teoretycznej i matematyki wyższej.
Brak norm: ówczesne przepisy budowy statków powietrznych (np. polskie oparte na francuskich) nakazywały obliczanie skrzydeł głównie na zginanie (siły pionowe).
Brak metod macierzowych: obliczanie częstotliwości drgań własnych i prędkości krytycznej flatteru bez komputerów, przy użyciu suwaka logarytmicznego, było zadaniem karkołomnym i rzadko praktykowanym przy małych konstrukcjach.
RWD-6 był w tym okresie, tzn. do 1932 roku jedynym znanym samolotem z silnikiem o znacznej mocy 160 KM i prędkości maksymalnej ponad 200 km/h , w którym zastosowano w skrzydłach pojedyncze dźwigary podparte pojedynczymi zastrzałami.
Dlaczego inni konstruktorzy, przy ówczesnym stanie wiedzy, zachowywali ostrożność projektową, a zespół RWD zdecydował się zastosować niesprawdzone i nieprzebadane rozwiązanie?
RWD-6 był w tamtym czasie konstrukcją wręcz zuchwałą, stojącą w opozycji do głównego nurtu inżynierii lotniczej. Podczas gdy inni konstruktorzy trzymali się sprawdzonych schematów, zespół RWD zaryzykował rozwiązanie, które balansowało na granicy bezpieczeństwa.
Dominacja szkoły dwudźwigarowej – dziedzictwo I Wojny Światowej. Większość ówczesnych konstruktorów (szczególnie z Francji, Wielkiej Brytanii czy Niemiec) wywodziła się ze szkół projektowania ukształtowanych podczas Wielkiej Wojny.
Standard: dwa dźwigary. Nawet jeśli jeden z nich był pomocniczy, tworzyły one z usztywnieniami (wykrzyżowaniami) kratownicę przestrzenną, która z natury była sztywna skrętnie.
Intuicja inżynierska. Inni projektanci „czuli”, że pojedynczy punkt podparcia skrzydła o dużej rozpiętości jest niestabilny. Brak teorii zastępowano konserwatyzmem i konstruowano tak, jak działało wcześniej.
Specyfika „szkoły RWD” – walka o każdy kilogram. Zespół RWD miał unikalną filozofię projektowania, którą można nazwać minimalizmem strukturalnym. W przypadku RWD-6 presja regulaminu Challenge 1932: bardzo niska masa własna przy mocnym silniku, popchnęła ich do ekstremum. Uznali, że skoro jeden dźwigar wytrzymuje obciążenia gnące, co potwierdziły próby statyczne, to drugi jest niepotrzebną masą. Warto zwrócić uwagę na diagonalne żebra dosztywniające w części spływowej skrzydeł RWD-6. Być może miały one stanowić element dosztywniający strukturę płata.
RWD-6 miał skrzydło o znacznej grubości. To zmyliło konstruktorów: wierzyli, że wysoki dźwigar skrzynkowy wraz z kesonem sklejkowym zapewni wymaganą sztywność, co było niewystarczające. Konstruktorzy RWD w tamtym czasie bazowali głównie na obliczeniach i intuicji. W Polsce nie było wtedy jeszcze rozwiniętej infrastruktury do badań dynamicznych (drgań) ani dużych tuneli aerodynamicznych, które pozwoliłyby wykryć problem flatteru przed oblotem. Inne kraje (np. Niemcy z ośrodkiem w Getyndze) miały głębsze zaplecze badawcze, co mogło studzić zapał ich inżynierów do tak radykalnych uproszczeń.
Po katastrofie w 1932 roku, zespół RWD musiał przyznać się do błędu. W następcy, modelu RWD-9, zwycięzcy Challenge 1934, wprowadzono konieczne zmiany:
zastosowano dwa zastrzały w układzie V, podpierające dźwigar w dwóch punktach rozstawionych wzdłuż cięciwy, wprowadzono skrzydło dwudźwigarowe.
W RWD już nigdy nie powrócono do koncepcji skrzydeł jednodźwigarowych podpartych pojedynczym zastrzałem.
Dlaczego nie zaniechano użytkowania RWD-6 po Challenge?
Zwycięstwo Franciszka Żwirki i Stanisława Wigury w Berlinie 28 sierpnia 1932 r. na samolocie SP-AHN przyćmiło obawy techniczne.
– złudne poczucie bezpieczeństwa: skoro samolot pokonał tysiące kilometrów podczas zawodów bez awarii, uznano, że wprowadzone wzmocnienia są skuteczne.
– euforia, presja społeczna i polityczna, cele promocyjne: po triumfie załoga stała się bohaterami narodowymi. Otrzymywali liczne zaproszenia na imprezy lotnicze. Wykorzystanie zwycięskiej maszyny do lotów propagandowych było naturalnym krokiem władz lotniczych.
– brak pełnej wiedzy o prędkości krytycznej: nadal nie zdawano sobie sprawy, że przy specyficznym zbiegu okoliczności (duża prędkość, gwałtowny podmuch i turbulentne powietrze), konstrukcja jednodźwigarowa z pojedynczym zastrzałem zostanie zniszczona przez flatter.
Stanisław Wigura był współtwórcą samolotu i jako konstruktor – inżynier był świadomy awangardowej i eksperymentalnej konstrukcji skrzydeł jednodźwigarowych podpartych pojedynczymi zastrzałami. Jednocześnie był świadkiem pierwszego wypadku, a jako członek załogi obserwował niepokojące zachowanie się samolotu RWD-6 przy dużych prędkościach. Dlaczego nie powiązał niepokojącego zachowania konstrukcji z dywergencją skrętną skrzydeł?
Wygoda z perspektywy dzisiejszej wiedzy o aeroelastyczności pozwala dostrzec błędy, które w 1932 roku były częścią pionierskich i tragicznych lekcji inżynierii. Stanisław Wigura nie powiązał niepokojących drgań z dywergencją skrętną głównie dlatego, że w tamtym czasie zjawisko to nie było jeszcze w pełni opisane matematycznie ani powszechnie znane w praktyce konstruktorskiej. Na początku lat 30. XX wieku teoria aeroelastyczności, w tym na temat dywergencji i flatteru, dopiero się rodziła. Większość konstruktorów opierała się na statycznej wytrzymałości materiałów, nie doceniając dynamicznych interakcji między siłami aerodynamicznymi a elastycznością konstrukcji.
Niepokojące zachowanie RWD-6 przy dużych prędkościach (drgania końcówek skrzydeł i rewers lotek) zinterpretowano zapewne jako problem ze sztywnością ogólną, a nie specyficzne zjawisko dywergencji. Wigura, jako współtwórca, ufał obliczeniom i założeniom przyjętym przez zespoł, które skupiały się na masie i osiągach, co było kluczowe dla wygrania zawodów.
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 części 7 – ciąg dalszy nastąpi.
