Vynálezce předkřídla Gustav Lahmann na konci třicátých let minulého století navrhl vybavit bezocasé letadlo volně plovoucím křídlem umístěným před hlavním křídlem. Toto křídlo bylo vybaveno servoventilem, pomocí kterého se regulovala jeho vztlaková síla. Sloužilo k kompenzaci dodatečného klesajícího momentu křídla, který vznikal při uvolnění klapek. Jelikož byl Lahmann zaměstnancem firmy Handley Page, tato firma byla vlastníkem patentu na toto technické řešení a pod tímto brandem je zmiňována uvedená myšlenka v technické literatuře. Praktického ztělesnění této myšlenky však dosud není! Jaký je důvod?
Ztráty na vyvážení
Křídlo letadla, které vytváří vztlakovou sílu, má vedlejší, řekněme negativní vedlejší produkt v podobě klesajícího momentu, který se snaží uvést letadlo do klesání. Aby letadlo neklesalo, na jeho ocase je malé křídlo – stabilizátor, který tomuto klesání brání vytvořením směrované dolů, tedy negativní, vztlakové síly. Takové aerodynamické uspořádání letadla se nazývá 'normální'. Jelikož je vztlaková síla stabilizátoru negativní, sčítá se s tíhou letadla a křídlo musí mít vztlakovou sílu překračující tíhu.
Rozdíl těchto sil se nazývá ztráty na vyvážení, které mohou dosahovat až 20%.
Ale první létající letadlo bratří Wrightů nemělo takové ztráty, protože malé křídlo – destabilizátor, který brání klesání, bylo umístěno před křídlem, nikoli za ním. Takové aerodynamické uspořádání letadla se nazývá 'kachna'. Aby destabilizátor bránil klesání letadla, musí vytvářet směrovanou nahoru, tedy pozitivní, vztlakovou sílu. Ta se sčítá s vztlakovou silou křídla, a tento součet se rovná tíze letadla. Výsledkem je, že křídlo musí vytvářet vztlakovou sílu menší než tíha. A žádné ztráty na vyvážení!
Stabilizátor a destabilizátor jsou spojeny do jednoho termínu – horizontální stabilizace nebo HS.
S masovým rozvojem mechanizace křídel na začátku třicátých let minulého století však "kachna" ztratila tuto výhodu. Hlavním prvkem mechanizace je klapka – otočená dolů zadní část křídla. Ta přibližně zdvojnásobuje vztlak křídla, což umožňuje snížit rychlost při přistání a vzletu, čímž se šetří na hmotnosti podvozku. Avšak vedlejším produktem v podobě zatáčejícího momentu při vysunutí klapky roste natolik, že stabilizátor s tímto problémem dokáže poradit, zatímco de-stabilizátor už ne. Ničit je mnohem obtížnější než budovat, a v tomto případě to platí zvlášť.
Aby křídlo vytvořilo vztlak, musí být natočeno pod úhlem proti směru protékajícího vzduchu. Tento úhel se nazývá úhel attack a s jeho nárůstem roste i vztlak, ale ne nekonečně, nýbrž do kritického úhlu, který leží mezi 15 a 25 stupni. Proto je celková aerodynamická síla směrována ne striktně nahoru, ale je nakloněna k ocasu letadla. A lze ji rozložit na složku, která směřuje striktně nahoru – vztlakovou sílu, a složku, která je nasměrována zpět – aerodynamický odpor. Vztah mezi vztlakovou silou a odporem se posuzuje podle aerodynamické kvality letadla, která může činit od 7 do 25.
Ve prospěch normálního schématu hraje roli jev, jako je sklon toku vzduchu za křídlem, který spočívá v odchylce směru toku dolů, čímž větší je vztlak křídla. Proto při odklonu klapky roste v důsledku aerodynamiky automaticky skutečný negativní úhel attack stabilizátoru a tudíž i jeho negativní vztlak.
Kromě toho hraje ve prospěch "normální" schématu ve srovnání s "kachnou" takový faktor, jako je zajištění podélné stability letu letadla. Úhel náletu letadla může podléhat změnám v důsledku vertikálních pohybů vzdušných mas. Letadla jsou navrhována s ohledem na tento jev a snaží se odolávat poruchám. Každá plocha letadla má aerodynamický fokus - bod, kde dochází k přídavku vztlakové síly při změně úhlu náletu. Pokud bychom zvažovali výslednici přídavků křídla a stabilizátoru, pak má fokus i letadlo. Pokud se fokus letadla nachází za těžištěm, při náhodném zvýšení úhlu náletu se přídavek vztlakové síly snaží naklonit letadlo tak, aby se úhel náletu snížil. A letadlo se vrací do předchozího režimu letu. Přitom v "normálním" schématu křídlo vytváří destabilizující moment (na zvýšení úhlu náletu), zatímco stabilizátor vytváří stabilizující moment (na snížení úhlu náletu), a ten převládá přibližně o 10 %. V "kachně" vytváří destabilizující moment destabilizátor, zatímco stabilizující moment, který je přibližně o 10 % silnější, má křídlo. Proto zvýšení plochy a ramene horizontálního ovládání zvyšuje stabilitu v normálním schématu a snižuje ji v "kachně". Všechny momenty působí a jsou počítány vzhledem k těžišti letadla (viz obr. 1).
)
Pokud je zaměření letadla před těžištěm, pak při náhodném mírném zvýšení úhlu náběhu se ještě více zvyšuje a letadlo bude staticky nestabilní. Toto vzájemné uspořádání zaměření a těžiště využívají moderní stíhačky, aby zatížily stabilizátor a dosáhly na něm nikoli záporného, ale kladného vztlaku. A let letadla není zajištěn aerodynamikou, ale čtyřnásobně zdvojeným automatickým systémem umělé stability, který „navádí“ při odchyle od požadovaného úhlu náběhu. Při vypnutí automatiky se letadlo začíná otáčet ocasem vpřed, na čemž je založena figura „Pugachevova kobra“, při které pilot záměrně vypíná automatiku a po dosažení požadovaného úhlu otočení ocasu vypouští raketu do zadní polokoule, a poté znovu zapíná automatiku.
Dále zvažujeme pouze staticky stabilní letadla, protože pouze taková letadla mohou být používána v civilním letectví.
Vzájemné uspořádání zaměření letadla a těžiště charakterizuje pojem „vyvážení“.
Protože je zaměření za těžištěm nezávisle na schématu, vzdálenost mezi nimi, nazývaná rezerva stability, zvyšuje rameno GS v normálním schématu a snižuje v „kachně“.
Poměr ramene křídla a GS v „kachně“ je takový, že vztlak destabilizátoru při maximálním vychýlení výškových kormidel je plně využit při uvedení letadla na velké úhly náběhu. A nebude stačit při vysunutí klapek. Proto všechny „kachny“ slavného amerického konstruktéra Rutan nemají žádnou mechanizaci. Jeho letadlo „Voyager“ poprvé na světě obletělo zeměkouli bez přistání a dotankování v roce 1986.
Výjimkou je Beechcraft „Starship“, ale tam byla s cílem použití klapek použita velmi složitá konstrukce s proměnlivou geometrií destabilizátoru, kterou se nepodařilo dotáhnout do sériově reprodukovatelného stavu, a proto byl projekt uzavřen.
Rameno křídla v zásadě závisí na tom, jak moc se zvyšuje vztlaková síla destabilizátoru při zvýšení jeho úhlu náběhu o jeden stupeň; tento parametr se nazývá derivace vztlakového koeficientu podle úhlu náběhu, nebo jednoduše derivace destabilizátoru. A čím menší je tato derivace, tím blíže křídlu lze umístit těžiště letadla, a tedy tím menší bude rameno křídla. Pro snížení uvedené derivace navrhl autor v roce 1992 provádět destabilizátor podle biplanové schématu (2). To umožňuje tak výrazně zmenšit rameno křídla, že se eliminuje překážka pro použití klapky. Nicméně vzniká vedlejší efekt v podobě zvýšení odporu ГО kvůli biplanosti. Kromě toho dojde ke komplikaci konstrukce letadla, protože je třeba vyrobit vlastně dva ГО, nikoli jedno.
Kolegové poukazovali na to, že znak "biplanový destabilizátor" je přítomen na letadle bratří Wrightů, ale vynálezy patenty nejen na nový znak, ale i na novou souvislost znaků. U Wrightů chyběl znak "klapka". Navíc, pokud je soubor znaků nového vynálezu znám, pak pro uznání tohoto vynálezu musí být alespoň jeden znak použit k novým účelům. U Wrightů se biplanost používala ke snížení hmotnosti konstrukce, zatímco v popisovaném vynálezu – ke snížení derivace.
"Větrná kachna"
Téměř před dvěma desetiletími byla připomenuta myšlenka "větrné kachny", zmíněná na začátku článku.
Jako destabilizátor se používá větrné horizontální řízení – ФГО, které se skládá ze samotného destabilizátoru, kloubově umístěného na ose kolmé k trupové konstrukci, a spojeného s destabilizátorem servořídícího prvku. Je to jakýsi letadélko normální konstrukce, kde křídlo letadélka – destabilizátor ФГО a stabilizátor letadélka – servořídící prvek ФГО. A toto letadélko neletí, ale je umístěno na ose, a samo se orientuje vzhledem k protivětru. Změnou záporného úhlu náběhu servořídícího prvku měníme úhel náběhu destabilizátoru vzhledem k proudění a tedy zvedací sílu ФГО při řízení podle výškového směru.
Při nezměněné poloze servovuly vůči destabilizátoru FGO nereaguje na nárazy vertikálního větru, t.j. na změny úhlu útoku letadla. Proto je jeho derivace rovna nule. Vycházeje z našich předchozích úvah – ideální varianta.
Při zkoušení prvního letadla schématu „vlaštovka“ konstruktéra A. Jurkonečka (3) s efektivně zatíženým FGO bylo provedeno více než dvacet úspěšných přistání. Zároveň se objevily jasné známky nestability letadla (4).
„Nadměrná stabilita“
Jak to může znít paradoxně, nestabilita „vlaštovky“ je důsledkem její „nadměrné stability“. Stabilizační moment klasické vlaštovky s pevným GO vzniká ze stabilizačního momentu křídla a proti němu působícího destabilizačního momentu GO. U „vlaštovky“ se FGO nepodílí na tvorbě stabilizačního momentu, ten vzniká pouze ze stabilizačního momentu křídla. Tím pádem je stabilizační moment u „vlaštovky“ přibližně desetkrát větší než u klasické. Při náhodném zvýšení úhlu útoku letadlo vlivem nadměrného stabilizačního momentu křídla se nevrací do předchozího režimu, ale „přeskočí“ ho. Po „přeskočení“ má letadlo snížený úhel útoku v porovnání s předchozím režimem, proto vzniká stabilizační moment opačného znaménka, také nadměrný, a tímto vznikají automatické oscilace, které pilot není schopen potlačit.
Jednou z podmínek stability je schopnost letadla kompenzovat následky atmosférických poruch. Proto při absenci poruch může nezbytně probíhat uspokojivý let nestabilního letadla. To vysvětluje úspěšná přistání letadla JUAN-1. V dávné minulosti měl autor případ, kdy nový model kluzáku létal po večerech v bezvětří celkem nejméně 45 minut a předváděl zcela uspokojivé lety a projevoval výraznou nestabilitu – vzlet a klesání se v prvním letu při větrném počasí střídaly. Dokud bylo počasí klidné a nebyly žádné poruchy, kluzák vykazoval uspokojivý let, ale jeho regulace byla nestabilní. Prostě nebylo důvodů tuto nestabilitu projevit.
Popisované FGO může být v zásadě použito v "pseudokachně". Tento letoun je ve své podstatě koncepcí "bezocasého" a má odpovídající vyvážení. FGO se zde používá pouze k vyrovnání dodatečného klesajícího momentu křídla, který vzniká při vysunutí mechanizace. V křižníkové konfiguraci je zatížení na FGO nulové. Tím pádem v hlavním provozním režimu letu FGO v podstatě nefunguje, a proto je jeho použití v této variantě málo efektivní.
"KRASNOV-KACHNA"
"Superstabilita" může být odstraněna zvýšením derivace FGO z nuly na přijatelnou úroveň. Stanoveného cíle je dosaženo tím, že úhel otočení FGO je podstatně menší než úhel otočení servosměru, vyvolaný změnou úhlu attack letadla (5). K tomu slouží poměrně jednoduchý mechanismus, znázorněný na obr. 2. FGO 1 a servosměr 3 jsou kloubově umístěny na ose OO1. Tyče 4 a 6 propojují FGO 1 a servosměr 3 s páčkou 8 prostřednictvím kloubů 5, 7, 9, 10. Spojka 12 slouží ke změně délky tyče 6 pilotem za účelem řízení v podélném směru. Otočení FGO 1 se provádí pouze na část úhlu odchylky servosměru 3 vůči LА při změně směru proti proudu, a pouze na jeho proporcionální část. Pokud je poměr roven polovině, pak při působení vzestupného proudu, který vyvolává zvýšení úhlu attack LА o 2 stupně, skutečný úhel attack FGO vzroste pouze o 1 stupeň. Odpovídajícím způsobem bude derivace FGO dvakrát menší ve srovnání s pevným GO. Čárkované čáry označují polohu FGO 1 a servosměru 3 po změně úhlu attack LА. Změna poměru a tím pádem určení velikosti derivace se snadno provádí volbou odpovídajících vzdáleností kloubů 5 a 7 od osy OO1.
)
Snížení derivace GO pomocí flutterování umožňuje umístit fokus v jakýchkoli mezích, a za ním i těžiště letadla. V tom spočívá pojem aerodynamického posunu vyvážení. Takto se odstraňují všechna omezení na použití moderní mechanizace křídla v uspořádání "kachna" při zachování statické stability.
"KRASNOV-FLUGER"
Všechno je skvělé! Ale existuje malý nedostatek. Aby na FGO 1 vznikla pozitivní vztlaková síla, musí na servorul 3 působit negativní vztlaková síla. Analogie – standardní schéma letadla. To znamená, že existují ztráty při vyvážení, v tomto případě vyvážení FGO. Odtud vyplývá cesta k odstranění tohoto nedostatku – schéma „kachny“. Umístěte servorul před FGO, jak je znázorněno na obr. 3.
FGO funguje takto (6). V důsledku působení aerodynamických sil na FGO 1 a servorul 4 se FGO 1 samovolně ustaví pod určitým úhlem attacku vůči směru protitlaku. Úhly attacku FGO 1 a servorula 4 mají stejný znak, a proto budou vztlakové síly těchto ploch mít stejný směr. T. j. aerodynamická síla servorula 4 nezmenšuje, ale zvyšuje vztlakovou sílu FGO 1. Pro zvýšení úhlu attacku letadla pilot posune tah 6 vpřed, čímž servorul 4 na kloubu 5 otáčí ve směru hodinových ručiček a úhel attacku servorula 4 se zvyšuje. To vede ke zvýšení úhlu attacku FGO 1, tj. ke zvýšení jeho vztlakové síly.
Kromě řízení po příčné ose zajišťuje spojení uskutečňované tahem 7 zvýšení derivace FGO od nuly na požadovanou hodnotu.
Předpokládejme, že letadlo vstoupilo do stoupajícího proudu a jeho úhel attacku se zvýšil. V takovém případě se nosník 2 otáčí proti směru hodinových ručiček a klouby 9 a 8 by se za absence tahu 7 měly přiblížit. Tah 7 brání přiblížení a otáčí servorul 4 po směru hodinových ručiček, čímž zvyšuje jeho úhel attacku.
Takže při změně směru protitlaku se mění úhel attacku servorula 4 a FGO 1 se samovolně ustavuje pod jiným úhlem vůči proudu a vytváří jinou vztlakovou sílu. Přitom velikost uvedené derivace závisí na vzdálenosti mezi klouby 8 a 3, stejně jako na vzdálenosti mezi klouby 9 a 5.
Navrhovaná FGO byla testována na elektro-kabelové variantě schématu „kachna“, přičemž její derivát ve srovnání s pevným GO byl snížen na polovinu. Zatížení FGO činilo 68 % oproti zatížení křídla. Cílem zkoušky nebylo dosáhnout stejného zatížení, ale zajistit nižší zatížení FGO ve srovnání s křídlem, protože pokud by se to podařilo, nebylo by obtížné dosáhnout stejného zatížení. U „kachnů“ s pevným GO je zatížení ocasních ploch obvykle o 20 – 30 % vyšší než zatížení křídla.
„Ideální letadlo“
Pokud je součet dvou čísel neměnná hodnota, pak součet jejich čtverců bude minimální, když jsou tato čísla rovna. Protože indukční odpor nosné plochy je úměrný čtverci jejího koeficientu vztlaku, minimální hranice odporu letadla bude v případě, že tyto koeficienty obou nosných ploch jsou si rovny v režimu kroužení. Takové letadlo bychom měli považovat za „ideální“. Vynálezy „Krasnov-kachna“ a „Krasnov-větrník“ umožňují reálně zrealizovat pojem „ideální letadlo“ bez umělého udržování stability automatickými systémy.
Srovnání „ideálního letadla“ se současným letadlem normálního schématu ukazuje, že lze dosáhnout 33% zisku na komerčním zatížení při současné úspoře paliva ve výši 23%.
FGO vytváří maximální vztlak při úhlech náběhu blízkých kritickému a tento režim je charakteristický pro fázi přistání. Při tom je obtékání nosné plochy částicemi vzduchu blízké hranici mezi normálním a přerušovaným. Přerušení toku z povrchu GO je doprovázeno ostrou ztrátou vztlaku na něm a jako důsledek intenzivním klesáním nosu letadla, takzvanému „zkusu“. Představitelným případem „zkusu“ je katastrofa Tu-144 na Le Bourget, kdy se rozpadl při vystoupení z náklonu právě po zkušení. Použití navrhovaného FGO umožňuje snadno vyřešit uvedený problém. K tomu stačí pouze omezit úhel otočení servoruleta vůči FGO. V tomto případě bude skutečný úhel náběhu FGO omezen a nikdy se nestane rovným kritickému.
„Větrný stabilizátor“
)
Zajímavou otázkou je využití FGO v normálním schématu. Pokud nezmenšíme, ale naopak, zvýšíme úhel rotace FGO ve srovnání se servorem, jak je znázorněno na obr. 4, bude odvozená FGO mnohem vyšší ve srovnání s fixním stabilizátorem (7).
To umožňuje výrazně posunout fokus a těžiště letadla dozadu. V důsledku toho se křídlo stabilizátoru FGO stává pozitivní namísto záporné. Kromě toho, pokud se těžiště letadla nachází za fokusem při úhlu odklonu klapky (bod aplikace přírůstku vztlaku způsobeného odklonem klapky), pak i ve vzletové konfiguraci vytváří stabilizátor pozitivní vztlak.
Ale to všechno platí pouze do té doby, než zohledníme vliv brzdění a zkreslení toku od přední nosné plochy na zadní. Je jasné, že v případě 'kachny' je tento vliv mnohem menší. A na druhé straně, pokud na vojenských stíhačkách stabilizátor 'nesou', proč by přestal 'nést' na civilních letadlech?
„Krasnovův plán“ nebo „pseudo-fluggerová kachna“
Kĺbové uchycení destabilizátoru, i když ne radikálně, ztěžuje konstrukci letadla. Ukazuje se, že snížení odvozené deaktivace destabilizátoru lze dosáhnout mnohem levnějšími prostředky.
)
Na obr. 4 je zobrazen rigidně spojený s trupem (na výkresu nezobrazený) destabilizátor 1 navrhovaného létajícího zařízení. Je vybaven prostředkem ke změně jeho vztlaku v podobě výškového kormidla 2, které je pomocí kloubu 3 upevněno na konzole 4, rigidně spojené s destabilizátorem 1. Na stejné konzole 4 je pomocí kloubu 5 umístěna tyč 6, na zadním konci které je pevně upevněno servokormidlo 7. Na předním konci tyče 6, vedle kloubu 5, je pevně upevněn páka 8, jejíž horní konec je prostřednictvím kloubu 9 spojen s táhlem 10. Na zadním konci táhla 10 je umístěn kloub 11, spojující jej s pákou 12 trimru 13 výškového kormidla 2. Přičemž trimr 13 je pomocí kloubu 14 upevněn na zadní části výškového kormidla 2. Spojka 15 mění délku táhla 10 pod vedením pilota pro ovládání podle výšky.
Předložený destabilizátor funguje následujícím způsobem. Při náhodném zvýšení úhlu útoku letadla, například při vstupu do vzestupného proudu, se servopohon 7 odchyluje nahoru, což způsobuje posunutí tažné síly 10 vlevo, t.j. dopředu a vede k odchylce trimru 13 dolů, což způsobí, že výškový kormidel 2 se odchýlí nahoru. Poloha výškového kormidla 2, servopohonu 7 a trimru 13 v popsané situaci je znázorněna na výkresu tečkovanými čarami.
V důsledku toho se zvýšení vztlakové síly destabilizátoru 1 v důsledku zvýšení úhlu útoku do určité míry vyrovná odchylkou výškového kormidla 2 nahoru. Stupeň tohoto vyrovnání závisí na poměru úhlů odchylky servopohonu 7 a výškového kormidla 2. A tento poměr je dán délkou pák 8 a 12. Při snížení úhlu útoku se výškové kormidlo 2 odchyluje dolů a vztlaková síla destabilizátoru 1 se zvyšuje, čímž se vyrovnává snížení úhlu útoku.
Tímto způsobem se dosahuje snížení derivační funkce destabilizátoru ve srovnání s klasickým "šídlem".
Vzhledem k tomu, že servopohon 7 a trimr 13 jsou kinematicky propojeni, vyrovnávají se navzájem. Pokud tato vyrovnání nestačí, je nutné do konstrukce zahrnout vyvažovací hmotnost, kterou je třeba umístit buď uvnitř servopohonu 7, nebo na prodloužení páky 6 před kloubem 5. Výškové kormidlo 2 by také mělo být vyváženo.
Jelikož derivace podle úhlu útoku nosné plochy přibližně dvakrát převyšuje derivaci podle úhlu odchylky klapky, je možné při dvojnásobném překročení úhlu odchylky výškového kormidla 2 ve srovnání s úhlem odchylky servopohonu 7 dosáhnout hodnoty derivační funkce destabilizátoru blízké nule.
Servopohon 7 má stejnou plochu jako trimr 13 výškového kormidla 2. To znamená, že přidání do konstrukce letadla je velmi malé a zanedbatelně to zkomplikuje.
Tímto způsobem je zcela možné dosáhnout stejných výsledků jako u "střehové kachny" s použitím pouze tradičních technologií výroby letadel. Proto lze letadlo s takovým destabilizátorem nazvat "pseudostřehovou kachnou". Na tento vynález byl získán patent s názvem "Krasnov-plán" (8).
"Letadlo ignorující turbulence"
Je velmi rozumné navrhnout letadlo, jehož přední a zadní nosné plochy mají v součtu derivaci rovnou nule.
Takové letadlo prakticky zcela ignoruje vertikální vzdušné proudy, a jeho pasažéři nebudou cítit "kolébání" ani při intenzivní atmosférické turbulenci. A protože vertikální vzdušné proudy nezpůsobují přetížení letadla, lze očekávat podstatně menší provozní přetížení, což pozitivně ovlivní hmotnost jeho konstrukce. Vzhledem k tomu, že během letu letadlo nezažívá přetížení, neprochází jeho křídlo únavovým opotřebením.
Snížení derivace křídla takového letadla se dosahuje stejně jako u destabilizátoru v "pseudo-větrné kachně". Ale servorádius neovlivňuje kormidla výšky, ale flaperony křídla. Flaperon je část křídla, která funguje jako aileron a klapka. Při tom, v důsledku náhodné změny úhlu náběhu křídla, se přírůstek jeho vztlaku vyskytuje v ohnisku podle úhlu náběhu. A záporný přírůstek vztlaku křídla v důsledku odchylky flaperonu servomotorem se objevuje v ohnisku podle úhlu odchylky flaperonu. A vzdálenost mezi uvedenými ohnisky je prakticky rovna čtvrtině průměrné aerodynamické chordy křídla. V důsledku působení uvedené dvojice protichůdných sil se vytváří destabilizační moment, který je nutné kompenzovat momentem destabilizátoru. V tomto případě by měl mít destabilizátor malou zápornou derivaci, a hodnota derivace křídla by měla být mírně vyšší než nula. Na takové letadlo byl získán patent RF č. 2710955.
Soubor uvedených vynálezů představuje pravděpodobně poslední nevyužitý informační aerodynamický zdroj pro zvýšení o třetinu a více ekonomické efektivity podzvukového letectví.
Juri Krasnov
LITERATURA
- D. Sobolev. Stoletá historie "létaajícího křídla", Moskva, Rusavia, 1988, str. 100.
- J. Krasnov. Patent RF č. 2000251.
- A. Jurkoněnko. Alternativní "kachna". Technika — mládeži 2009-08. Str. 6-11
- V. Lapin. Kdy poletí "větrná kachna"? Letectví všeobecné užití. 2011. č. 8. str. 38-41.
- J. Krasnov. Patent RF č. 2609644.
- J. Krasnov. Patent RF č. 2651959.
- J. Krasnov. Patent ČR č. 2609620.
- J. Krasnov. Patent ČR č. 2666094.
Zdroj: habr.com
