Izumitelj letvice Gustav Lachmann je krajem tridesetih godina prošlog vijeka predložio da se bezrepi opremi slobodno plutajućim krilom postavljenim ispred krila. Ovo krilo je bilo opremljeno servo kormilom, uz pomoć kojeg je regulirana njegova sila podizanja. Služio je za kompenzaciju dodatnog momenta poniranja krila koji se javlja kada se zakrilac otpusti. S obzirom da je Lachmann bila zaposlenica kompanije Handley-Page, bila je vlasnica patenta za ovo tehničko rješenje i ova ideja se pominje pod ovim brendom u tehničkoj literaturi. Ali još uvijek nema praktične implementacije ove ideje! Šta je razlog?
Balansirajući gubitak
Krilo aviona koje stvara uspon ima prateći, moglo bi se reći negativan, nusproizvod momenta ronjenja koji teži da dovede avion u zaron. Da bi se spriječilo da letjelica zaroni, na repu mu se nalazi malo krilo - stabilizator, koji sprečava ovo zaranjanje, stvarajući nadole, odnosno negativnu silu dizanja. Takva aerodinamička shema aviona naziva se "normalna". Budući da je uzgona stabilizatora negativna, ona se dodaje gravitaciji aviona, a krilo mora imati uzgonu veće od gravitacije.
Razlika između ovih sila naziva se balansnim gubicima, koji mogu doseći i do 20%.
Ali prvi leteći avion braće Rajt nije imao takve gubitke, jer se malo krilo - destabilizator koji je sprečavao zaron, nalazilo ne iza krila, već ispred njega. Takva aerodinamička shema aviona naziva se "patka". A da bi spriječio letjelicu da zaroni, destabilizator mora stvoriti uzlaznu, odnosno pozitivnu silu dizanja. Sabira se sa silom uzgona krila, a ovaj zbir je jednak gravitaciji aviona. Kao rezultat toga, krilo mora stvoriti silu podizanja koja je manja od sile gravitacije. I bez gubitka ravnoteže!
Stabilizator i destabilizator spojeni su u jedan pojam - horizontalni rep ili GO.
Međutim, masovnim razvojem mehanizacije uzlijetanja i sletanja krila početkom tridesetih godina prošlog veka, "patka" je izgubila ovu prednost. Glavni element mehanizacije je zakrilac - stražnji dio krila okrenut prema dolje. Otprilike udvostručuje podizanje krila, zbog čega je moguće smanjiti brzinu prilikom slijetanja i polijetanja, čime se štedi na masi šasije. Ali nusproizvod momenta zaletanja pri izvlačenju zaklopke povećava se do te mjere da se destabilizator ne može nositi s tim, ali stabilizator može to podnijeti. Slomiti ne znači graditi, u ovom slučaju pozitivna sila.
Da bi krilo stvorilo podizanje, ono mora biti orijentirano pod uglom u odnosu na smjer nadolazećeg strujanja zraka. Ovaj ugao se zove napadni ugao, a sa njegovim rastom raste i sila dizanja, ali ne beskonačno, već do kritičnog ugla, koji je u rasponu od 15 do 25 stepeni. Dakle, ukupna aerodinamička sila nije usmjerena striktno prema gore, već je nagnuta prema repu aviona. I može se razložiti na komponentu usmjerenu striktno prema gore - sila dizanja i usmjerena unazad - sila aerodinamičkog otpora. Odnos sile uzgona i sile otpora koristi se za procjenu aerodinamičkog kvaliteta aviona, koji može biti u rasponu od 7 do 25.
U korist normalne sheme, takva pojava kao što je kosina strujanja zraka iza krila, koja se sastoji u odstupanju smjera strujanja prema dolje, veća je što je veća sila podizanja krila. Stoga, kada se zakrilac otkloni zbog aerodinamike, stvarni negativni kut napada stabilizatora automatski se povećava i, posljedično, njegovo negativno podizanje.
Osim toga, u korist "normalne" sheme, u poređenju s "patkom", funkcionira i takva okolnost kao što je osiguranje uzdužne stabilnosti leta aviona. Napadni ugao aviona može se promeniti kao rezultat vertikalnih kretanja vazdušnih masa. Zrakoplovi su dizajnirani imajući na umu ovaj fenomen i imaju tendenciju da se odupru smetnjama. Svaka površina aviona ima aerodinamički fokus – tačku primjene inkrementa uzgona kada se promijeni ugao napada. Ako uzmemo u obzir rezultujuće priraštaje krila i GO, onda i avion ima fokus. Ako je fokus aviona iza centra mase, onda sa nasumičnim povećanjem napadnog ugla, povećanje uzgona teži da nagne avion tako da se napadni ugao smanji. I avion se vraća na prethodni režim leta. Istovremeno, u „normalnoj“ shemi, krilo stvara destabilizujući moment (da poveća napadni ugao), a stabilizator stvara stabilizirajući moment (da smanji napadni ugao), a potonji prevladava za oko 10 %. Kod “patke” destabilizujući moment stvara destabilizator, a stabilizirajući moment, i on je oko 10% veći, stvara krilo. Stoga povećanje površine i ramena vodoravnog repa dovodi do povećanja stabilnosti u normalnoj shemi i do njegovog smanjenja u "patci". Svi momenti deluju i računaju se u odnosu na centar mase aviona (vidi sliku 1).
)
Ako je fokus letjelice ispred centra mase, onda se uz nasumično lagano povećanje ugla napada on još više povećava i zrakoplov će biti statički nestabilan. Ovakav međusobni raspored fokusa i centra mase koristi se u modernim lovcima kako bi se stabilizator opteretio i dobio na njemu ne negativno, već pozitivno podizanje. A let aviona ne obezbeđuje aerodinamika, već četvorostruko duplirani automatski sistem veštačke stabilnosti, koji „taksira“ kada letelica napusti traženi napadni ugao. Kada se automatizacija isključi, avion počinje da okreće rep prema naprijed, to je osnova figure Pugačevske kobre, u kojoj pilot namjerno isključuje automatizaciju i, kada se dostigne traženi ugao zaokreta repa, ispaljuje raketu u zadnju hemisferu, a zatim ponovo uključuje automatizaciju.
U nastavku se razmatraju samo statički stabilni avioni, jer se samo takvi avioni mogu koristiti u civilnom vazduhoplovstvu.
Međusobni raspored fokusa aviona i centra mase karakteriše koncept "centriranja".
Budući da je fokus iza centra mase, bez obzira na shemu, udaljenost između njih, nazvana margina stabilnosti, povećava GO krak u normalnoj shemi i smanjuje se u "patki".
Odnos ramena krila i GO kod "patke" je takav da se sila dizanja destabilizatora sa maksimalnim odstupanjem dizala u potpunosti koristi kada se avion dovede u velike napadne uglove. I to će propustiti kada se klapni otpuste. Dakle, sve "patke" poznatog američkog dizajnera Rutana nemaju nikakvu mehanizaciju. Njegov avion Voyager je prvi put obleteo svet 1986. godine bez sletanja ili dolivanja goriva.
Izuzetak je Beechcraft Starship, ali tamo je, kako bi se koristili zakrilci, korišten vrlo složen dizajn s promjenjivom geometrijom destabilizatora, koji nije mogao biti doveden u serijski reproducibilno stanje, zbog čega je projekt zatvoren.
Rame krila u velikoj meri zavisi od toga koliko raste sila uzgona destabilizatora sa povećanjem njegovog napadnog ugla za jedan stepen, ovaj parametar se naziva derivacija napadnog ugla koeficijenta uzgona ili jednostavno derivat destabilizatora. I, što je ovaj derivat manji, to bliže krilu možete postaviti centar mase aviona, dakle, rame krila će biti manje. Da bi se smanjio ovaj derivat, autor je 1992. godine predložio da se destabilizator izvede prema dvokrilnoj shemi (2). To omogućava smanjenje ramena krila toliko da eliminira prepreku u korištenju zakrilca na njemu. Međutim, postoji nuspojava u vidu povećanja otpora GO zbog dvokrilnosti. Osim toga, postoji komplikacija u dizajnu aviona, jer je zapravo potrebno proizvesti dva GO, a ne jedan.
Kolege su istakle da je funkcija "destabilizatora dvokrilca" dostupna na avionima braće Rajt, ali ne samo da je nova karakteristika patentirana u izumima, već i novi skup funkcija. Rajtovima je nedostajao znak "klapna". Osim toga, ako je poznat skup karakteristika novog pronalaska, onda da bi ovaj pronalazak bio prepoznat, najmanje jedno obilježje mora se koristiti u nove svrhe. Kod Wrightsa je dvosmjernost korištena za smanjenje težine konstrukcije, a u opisanom izumu za smanjenje derivata.
"Patka od vjetrokaza"
Prije gotovo dvije decenije sjetili su se ideje o "vremenskoj patki", spomenutoj na početku članka.
Kao destabilizator koristi pernati horizontalni rep - FGO, koji se sastoji od samog destabilizatora, okretno postavljenog na os okomitu na trup i spojenog na servo destabilizatora. Neka vrsta aviona normalne šeme, gde je krilo aviona destabilizator CSF, a stabilizator aviona je CSF servo. A ovaj avion ne leti, već je postavljen na osu, i sam se orijentiše u odnosu na nadolazeći tok. Promjenom negativnog napadnog ugla servo-a, mijenjamo napadni ugao destabilizatora u odnosu na tok i, posljedično, silu dizanja CSF-a tokom kontrole nagiba.
Sa fiksnim položajem servo upravljača u odnosu na destabilizator, CSF ne reaguje na vertikalne udare vjetra, tj. do promene ugla napada aviona. Stoga je njegov izvod nula. Na osnovu našeg prethodnog razmišljanja - idealna opcija.
Prilikom testiranja prvog aviona po shemi „vremenske patke“ koju je dizajnirao A. Yurkonenko (3) sa efektivno napunjenim CSF-om, izvedeno je više od dvadesetak uspješnih letova. Istovremeno su pronađeni jasni znaci nestabilnosti aviona (4).
"super otpornost"
Kako to nije paradoksalno, ali je nestabilnost "vremenske lopatice" posljedica njene "superstabilnosti". Moment stabilizacije klasičnog kanarda sa fiksnim GO formira se iz momenta stabilizacije krila i suprotnog destabilizacionog momenta GO. Kod lopatica CSF ne sudjeluje u formiranju momenta stabilizacije, a formira se samo od momenta stabilizacije krila. Dakle, moment stabilizacije "vremenske lopatice" je oko deset puta veći od onog kod klasične. Slučajnim povećanjem napadnog ugla, letelica se pod uticajem prekomernog stabilizacionog momenta krila ne vraća u prethodni režim, već ga "preskoči". Nakon „prebacivanja“, avion dobija smanjen napadni ugao u odnosu na prethodni režim, pa se javlja stabilizacioni moment drugog znaka, takođe prekomernog, pa dolazi do samooscilacija koje pilot nije u stanju da ugasi.
Jedan od uslova stabilnosti je sposobnost aviona da izravna efekte atmosferskih poremećaja. Dakle, u nedostatku smetnji, moguć je zadovoljavajući let nestabilnog aviona. Ovo objašnjava uspješne pristupe aviona YuAN-1. U svojoj dalekoj mladosti, autor je imao slučaj kada je novi model jedrilice leteo uveče po mirnom vremenu ukupno najmanje 45 minuta, pokazujući sasvim zadovoljavajuće letove i pokazujući sjajnu nestabilnost - podizanje nosa naizmjenično s zaranjanjem. u prvom letu po vjetrovitom vremenu. Sve dok je vrijeme bilo mirno i nije bilo smetnji, jedrilica je pokazala zadovoljavajući let, ali je njeno podešavanje bilo nestabilno. Jednostavno nije bilo razloga da se pokaže ova nestabilnost.
Opisani CSF se u principu može koristiti u "pseudo-patki". Takav avion je u suštini shema "bez repa" i ima odgovarajuće centriranje. A njegov CSF se koristi samo za kompenzaciju dodatnog momenta ronjenja krila koji se javlja prilikom puštanja mehanizacije. U konfiguraciji krstarenja, CSF nema opterećenja. Dakle, CSF zapravo ne radi u glavnom operativnom režimu leta, pa je stoga njegova upotreba u ovoj varijanti neproduktivna.
"KRASNOV-PATA"
"Super-stabilnost" se može eliminisati povećanjem CSF derivata sa nule na prihvatljiv nivo. Ovaj cilj se postiže činjenicom da je ugao rotacije FGO znatno manji od ugla rotacije servo motora uzrokovanog promenom napadnog ugla aviona (5). To se radi pomoću vrlo jednostavnog mehanizma, prikazanog na sl. 2. CSF 1 i servo 3 su okretno postavljeni na os OO1. Šipke 4 i 6 preko šarki 5,7, 9,10 povezuju CSF 1 i servo 3 sa klackalicom 8. Kvačilo 12 služi za promjenu dužine šipke 6 od strane pilota u cilju kontrole nagiba. Rotacija CSF 1 se ne vrši cijelim uglom odstupanja servo 3 u odnosu na avion pri promjeni smjera nadolazećeg toka, već samo njegovim proporcionalnim dijelom. Ako je proporcija jednaka polovini, tada će se pod djelovanjem uzlaznog toka, što dovodi do povećanja napadnog ugla zrakoplova za 2 stupnja, stvarni napadni kut CSF-a povećati za samo 1 stupanj. Shodno tome, CSF derivat će biti dva puta manji u odnosu na fiksni GO. Isprekidane linije označavaju položaj CSF 1 i servo 3 nakon promjene napadnog ugla aviona. Promjenu proporcije, a samim tim i određivanje vrijednosti derivacije, lako je provesti odabirom odgovarajućih udaljenosti šarki 5 i 7 do ose OO1.
![slika]()
Smanjenje GO derivata zbog perojanja omogućava postavljanje fokusa u bilo koje granice, a iza njega centar mase aviona. Ovo je koncept aerodinamičkog pomaka centriranja. Tako su uklonjena sva ograničenja u korištenju moderne mehanizacije krila u shemi "patka" uz zadržavanje statičke stabilnosti.
"KRASNOV-FLUGER"
Sve je uredu! Ali, postoji nedostatak. Da bi CSF 1 imao pozitivnu silu dizanja, negativna sila dizanja mora djelovati na servo 3. Analogija - normalna šema aviona. Odnosno, postoje gubici za balansiranje, u ovom slučaju, balansiranje CSF. Stoga je način za otklanjanje ovog nedostatka shema "patka". Postavljamo servo ispred CSF-a, kao što je prikazano na Sl. 3.
CSF radi na sljedeći način (6). Kao rezultat djelovanja aerodinamičkih sila na CSF 1 i servo 4, CSF 1 se spontano postavlja pod određenim uglom napada u smjeru nadolazećeg toka. Napadni uglovi CSF 1 i servo 4 imaju isti predznak, stoga će sile podizanja ovih površina imati isti smjer. Odnosno, aerodinamička sila servo 4 ne smanjuje, već povećava uzgon CSF 1. Da bi povećao napadni ugao aviona, pilot pomiče potisak 6 naprijed, zbog čega se servo 4 uključuje šarka 5 se okreće u smjeru kazaljke na satu i napadni ugao servo 4 se povećava. To dovodi do povećanja napadnog ugla CSF 1, odnosno do povećanja njegove sile podizanja.
Pored kontrole nagiba, veza koju obezbjeđuje potisak 7 omogućava povećanje od nule do tražene vrijednosti CSF derivata.
Pretpostavimo da je avion ušao u uzlazno strujanje i da se njegov napadni ugao povećao. U ovom slučaju, greda 2 rotira suprotno od kazaljke na satu i šarke 9 i 8 u nedostatku potiska 7 bi se morale približiti jedna drugoj. Potisak 7 sprječava konvergenciju i okreće servo 4 u smjeru kazaljke na satu i time povećava njegov napadni ugao.
Dakle, kada se promijeni smjer nadolazećeg toka, napadni ugao servo 4 se mijenja, a CSF 1 se spontano postavlja pod drugačijim uglom u odnosu na tok i stvara drugačiju silu dizanja. U ovom slučaju, vrijednost ove derivacije ovisi o udaljenosti između šarki 8 i 3, kao i od udaljenosti između šarki 9 i 5.
Predloženi CSF je testiran na modelu električnog kabla "patka" kola, dok je njegov derivat smanjen za polovinu u odnosu na fiksni CSF. Opterećenje CSF-a bilo je 68% od onog za krilo. Zadatak provjere nije bio postići jednaka opterećenja, već postići upravo manje opterećenje CSF-a u odnosu na krilo, jer ako ga dobijete, onda neće biti teško postići jednako. Kod "pataka" sa fiksnim GO opterećenje perja je obično 20 - 30% veće od opterećenja krila.
"Savršen avion"
Ako je zbir dva broja konstantna vrijednost, tada će zbir njihovih kvadrata biti najmanji ako su ti brojevi jednaki. Budući da je induktivni otpor nosive površine proporcionalan kvadratu njenog koeficijenta uzgona, tada će najmanja granica otpora zrakoplova biti u slučaju kada su ti koeficijenti obje nosive površine međusobno jednaki u režimu krstarenja. Takav avion treba smatrati "idealnim". Izumi "Krasnov-patka" i "Krasnov-vremenska lopatica" omogućavaju realizaciju koncepta "idealne letjelice" u stvarnosti bez pribjegavanja vještačkom održavanju stabilnosti automatskim sistemima.
Poređenje "idealnog aviona" sa modernim konvencionalnim avionom pokazuje da je moguće postići povećanje nosivosti od 33% uz istovremenu uštedu goriva od 23%.
CSF stvara maksimalno podizanje pri napadnim uglovima blizu kritičnih, a ovaj način je tipičan za sletnu fazu leta. U ovom slučaju, strujanje čestica zraka oko nosive površine je blizu granice između normale i zastoja. Odvajanje strujanja od površine GO praćeno je oštrim gubitkom uzgona na njemu i, kao rezultat, intenzivnim spuštanjem nosa aviona, takozvanim "poniranjem". Ilustrativan slučaj "poniranja" je pad Tu-144 u Le Bourgetu, kada se srušio nakon izlaska iz ronjenja neposredno nakon ronjenja. Upotreba predloženog CSF-a olakšava rješavanje ovog problema. Da biste to učinili, potrebno je samo ograničiti kut rotacije servo upravljača u odnosu na CSF. U ovom slučaju, stvarni napadni ugao CSF će biti ograničen i nikada neće postati jednak kritičnom.
"Stabilizator vjetrobrana"
![slika]()
Zanimljivo je pitanje upotrebe CSF u normalnoj shemi. Ako ne smanjite, već obrnuto, povećajte kut rotacije CSF-a u odnosu na servo upravljanje, kao što je prikazano na sl. 4, onda će derivat CSF biti mnogo veći u odnosu na fiksni stabilizator (7).
Ovo vam omogućava da značajno pomerite fokus i centar mase aviona unazad. Kao rezultat toga, opterećenje stabilizatora CSF-a postaje ne negativno, već pozitivno. Osim toga, ako se pokaže da je centar mase aviona pomjeren izvan fokusa u smislu kuta otklona zakrilca (točka primjene prirasta sile podizanja zbog otklona zakrilca), tada stabilizator lopatice stvara pozitivan sila dizanja iu konfiguraciji sletanja.
Ali sve je to vjerovatno tačno sve dok ne uzmemo u obzir utjecaj kočenja i nagiba strujanja od prednje nosive površine prema stražnjoj. Jasno je da je u slučaju "patke" uloga ovog uticaja mnogo manja. A sa druge strane, ako stabilizator "nosi" vojne lovce, zašto će onda prestati da se "nosi" u civilnom životu?
"Krasnov-plan" ili "pseudo-patka"
Zglobni destabilizator, iako ne drastično, ipak komplikuje dizajn aviona. Ispada da se smanjenje derivata destabilizatora može postići mnogo jeftinijim sredstvima.
![slika]()
Na sl. Na slici 4 prikazan je destabilizator 1 predloženog aviona koji je čvrsto povezan sa trupom (nije prikazan na crtežu). Opremljen je sredstvom za promjenu sile podizanja u obliku dizala 2, koje se pomoću šarke 3 montira na nosač 4 čvrsto povezan sa destabilizatorom 1. Na istom nosaču 4, pomoću šarke 5, postavljena je šipka 6 na čijem je zadnjem kraju čvrsto pričvršćen servo volan 7. Na prednjem kraju šipke 6, pored šarke 5, čvrsto je pričvršćena poluga 8 čiji je gornji kraj spojen na šipku 9 pomoću šarke 10. Na zadnjem kraju šipke 10 nalazi se šarka 11 koja ga povezuje sa polugom 12 trimera 13 elevatora 2. Kada se ovaj trimer 13 uz pomoć šarke 14 montira na stražnju stranu volana 2 visine. Kvačilo 15 mijenja dužinu potiska 10 pod kontrolom pilota kako bi kontrolirao nagib.
Prikazani destabilizator radi na sljedeći način. U slučaju slučajnog povećanja napadnog ugla aviona, na primjer, kada uđe u uzlazni mlaz, servo 7 odstupa prema gore, što za sobom povlači pomak potiska 10 ulijevo, tj. naprijed i uzrokuje odstupanje trimera 13 prema dolje, zbog čega dizalo 2 odstupa prema gore. Položaj kormila 2 visine, servo 7 i trimera 13 u opisanoj situaciji prikazan je na crtežu isprekidanim linijama.
Kao rezultat toga, povećanje sile dizanja destabilizatora 1 zbog povećanja napadnog ugla će se u određenoj mjeri izravnati skretanjem dizala 2 prema gore. Stepen ovog nivelisanja zavisi od odnosa uglova otklona servo 7 i visine elevatora 2. I ovaj omjer je postavljen dužinom poluga 8 i 12. Kada se napadni ugao smanji, dizalo 2 skreće prema dolje, a sila podizanja destabilizatora 1 se povećava, izravnavajući smanjenje napadnog ugla.
Tako se postiže smanjenje derivata destabilizatora u usporedbi s klasičnom "patkom".
Zbog činjenice da su servo 7 i trimer 13 kinematički međusobno povezani, balansiraju jedan drugog. Ako ovo balansiranje nije dovoljno, onda je potrebno u dizajn uključiti balansni uteg, koji se mora postaviti ili unutar servo upravljača 7, ili na produžetku šipke 6 ispred šarke 5. Dizalo 2 mora takođe biti uravnotežen.
Pošto je derivacija u odnosu na napadni ugao nosive površine približno dvostruko veća od derivacije u odnosu na ugao otklona zakrilca, onda sa dvostrukim viškom ugla otklona kormila 2 u odnosu na ugao otklona zakrilca servo 7, moguće je postići vrijednost derivata destabilizatora blizu nule.
Servo 7 je po površini jednak trimeru 13 visine kormila 2. Odnosno, dodaci dizajnu aviona su vrlo malih dimenzija i zanemarljivo ga komplikuju.
Dakle, sasvim je moguće dobiti iste rezultate kao i "vremenska lopatica" koristeći samo tradicionalne tehnologije proizvodnje aviona. Stoga se avion s takvim destabilizatorom može nazvati "pseudo-patka". Ovaj izum je dobio patent pod nazivom "Krasnov-plan" (8).
"Avioni koji ignorišu turbulenciju"
Vrlo je svrsishodno napraviti avion u kojem prednja i stražnja nosiva površina ukupno imaju izvod jednak nuli.
Takva letjelica će gotovo u potpunosti zanemariti vertikalne tokove vazdušnih masa, a njeni putnici neće osjetiti "čavrljanje" čak ni uz intenzivne atmosferske turbulencije. A kako vertikalni tokovi vazdušnih masa ne dovode do preopterećenja aviona, može se računati na znatno manje operativno preopterećenje, što će pozitivno uticati na masu njegove konstrukcije. Zbog činjenice da avion ne doživljava preopterećenja u letu, njegov okvir nije podložan habanju od zamora.
Smanjenje derivacije krila takvog aviona postiže se na isti način kao i kod destabilizatora u "pseudo-patkici". Ali servo ne djeluje na dizala, već na flaperone krila. Flaperon je dio krila koji funkcionira kao krilo i zakrilac. U ovom slučaju, kao rezultat nasumične promjene ugla napada krila, dolazi do povećanja njegovog uzgona u fokusu u smislu napadnog ugla. A negativni prirast podizanja krila kao rezultat otklona flaperona od strane servo upravljanja javlja se u fokusu duž ugla otklona flaperona. A udaljenost između ovih žarišta gotovo je jednaka četvrtini prosječne aerodinamičke tetive krila. Kao rezultat djelovanja navedenog para različito usmjerenih sila nastaje destabilizujući moment, koji se mora kompenzirati momentom destabilizatora. U tom slučaju destabilizator bi trebao imati malu negativnu derivaciju, a vrijednost krilnog derivata bi trebala biti nešto veća od nule. RF patent br. 2710955 je dobijen za takav avion.
Celokupnost navedenih pronalazaka je verovatno poslednji neiskorišćeni informacioni aerodinamički resurs za povećanje ekonomske efikasnosti podzvučne avijacije za trećinu ili više.
Yuri Krasnov
LITERATURA
- D. Sobolev. Stogodišnja istorija „letećeg krila“, Moskva, Rusavia, 1988, str.100.
- Y. Krasnov. RF patent br. 2000251.
- A. Yurkonenko. Alternativna patka. Tehnika - mladi 2009-08. Stranica 6-11
- V. Lapin. Kada će letjeti "patka od lopatice"? General Aviation. 2011. br. 8. Stranica 38-41.
- Y. Krasnov. RF patent br. 2609644.
- Y. Krasnov. RF patent br. 2651959.
- Y. Krasnov. RF patent br. 2609620.
- Y. Krasnov. RF patent br. 2666094.
izvor: www.habr.com