Vynálezce lamely Gustav Lachmann na konci třicátých let minulého století navrhl vybavit bezocasý volně plovoucí winglet umístěný před křídlem. Tento winglet byl vybaven servokormidlem, pomocí kterého se regulovala jeho vztlaková síla. Sloužil ke kompenzaci dodatečného střemhlavého momentu křídla, ke kterému dochází při uvolnění klapky. Jelikož Lachmannová byla zaměstnankyní firmy Handley-Page, byla majitelkou patentu na toto technické řešení a tato myšlenka je pod touto značkou uváděna v odborné literatuře. Praktická realizace této myšlenky ale stále neexistuje! Jaký je důvod?
Vyrovnání ztráty
Křídlo letadla, které vytváří vztlak, má průvodní, dalo by se říci negativní, vedlejší produkt střemhlavého momentu, který má tendenci přivést letadlo do střemhlavého letu. Aby se letadlo nemohlo ponořit, je na jeho ocasu malé winglet - stabilizátor, který tomuto ponoru brání a vytváří tak dolů, tedy zápornou, vztlakovou sílu. Takové aerodynamické schéma letadla se nazývá „normální“. Protože vztlak stabilizátoru je záporný, sčítá se s gravitací letadla a křídlo musí mít vztlak větší než gravitace.
Rozdíl mezi těmito silami se nazývá vyrovnávací ztráty, které mohou dosahovat až 20 %.
První létající letoun bratří Wrightů ale takové ztráty neměl, protože malé křídlo – destabilizátor, který bránil střemhlavému letu, se nacházelo nikoli za křídlem, ale před ním. Takové aerodynamické schéma letadla se nazývá "kachna". A aby se letadlo nemohlo ponořit, musí destabilizátor vytvořit vzestupnou, tedy kladnou, vztlakovou sílu. Sčítá se se vztlakovou silou křídla a tento součet se rovná gravitaci letadla. V důsledku toho musí křídlo vytvořit vztlakovou sílu, která je menší než síla gravitace. A žádná ztráta rovnováhy!
Stabilizátor a destabilizátor jsou spojeny do jednoho pojmu - horizontální ocas nebo GO.
S masivním rozvojem vzletové a přistávací mechanizace křídla na počátku třicátých let minulého století však „kachna“ tuto výhodu ztratila. Hlavním prvkem mechanizace je klapka - zadní část křídla vychýlená směrem dolů. Přibližně zdvojnásobuje vztlak křídla, díky čemuž je možné snížit rychlost při přistání a vzletu a tím ušetřit na hmotnosti podvozku. Jenže vedlejší produkt swooping momentu při vysouvání klapky se zvětší natolik, že si s tím destabilizátor neporadí, ale stabilizátor si s ním poradí. Rozbít neznamená stavět, v tomto případě pozitivní sílu.
Aby křídlo vytvářelo vztlak, musí být orientováno pod úhlem ke směru přicházejícího proudu vzduchu. Tento úhel se nazývá úhel náběhu a s jeho růstem roste i zvedací síla, ale ne donekonečna, ale až do kritického úhlu, který je v rozmezí od 15 do 25 stupňů. Celková aerodynamická síla tedy nesměřuje striktně nahoru, ale je nakloněna k ocasní ploše letadla. A dá se rozložit na složku směřující striktně nahoru - zvedací síla, a nasměrovanou dozadu - aerodynamickou odporovou sílu. Poměr vztlakové síly k síle odporu se používá k posouzení aerodynamické kvality letadla, která se může pohybovat od 7 do 25.
Ve prospěch normálního schématu je takový jev jako zkosení proudění vzduchu za křídlem, který spočívá v odchylce směru proudění směrem dolů, tím větší, čím větší je vztlaková síla křídla. Při vychýlení klapky vlivem aerodynamiky se tedy automaticky zvětší skutečný negativní úhel náběhu stabilizátoru a následně i jeho negativní zdvih.
Navíc ve prospěch „normálního“ schématu ve srovnání s „kachnou“ funguje i taková okolnost, jako je zajištění podélné stability letu letadla. Úhel náběhu letadla se může měnit v důsledku vertikálních pohybů vzdušných hmot. Letadla jsou navržena s ohledem na tento jev a mají tendenci odolávat rušení. Každá plocha letadla má aerodynamické zaměření – místo aplikace přírůstku vztlaku při změně úhlu náběhu. Pokud vezmeme v úvahu výsledné přírůstky křídla a GO, pak má letadlo také ohnisko. Pokud je ohnisko letadla za těžištěm, pak při náhodném zvýšení úhlu náběhu má přírůstek vztlaku tendenci naklánět letadlo tak, že se úhel náběhu zmenšuje. A letadlo se vrátí do předchozího letového režimu. Současně v „normálním“ schématu křídlo vytváří destabilizační moment (pro zvětšení úhlu náběhu) a stabilizátor vytváří stabilizační moment (pro snížení úhlu náběhu), a ten převládá asi o 10 %. V „kachně“ je destabilizační moment vytvářen destabilizátorem a stabilizační moment, a ten je asi o 10% větší, vytváří křídlo. Proto zvětšení plochy a ramene horizontálního ocasu vede ke zvýšení stability v normálním schématu a k jeho snížení v "kachně". Všechny momenty působí a jsou vypočteny vzhledem k těžišti letadla (viz obr. 1).
)
Pokud je ohnisko letadla před těžištěm, pak se při náhodném mírném zvýšení úhlu náběhu ještě zvětší a letoun bude staticky nestabilní. Toto vzájemné uspořádání ohniska a těžiště se používá u moderních stíhaček za účelem zatížení stabilizátoru a dostat na něj nikoli negativní, ale pozitivní zdvih. A let letadla nezabezpečuje aerodynamika, ale čtyřnásobně zdvojený automatický systém umělé stability, který „pojíždí“, když letadlo opustí požadovaný úhel náběhu. Když je automatika vypnutá, letadlo se začne otáčet ocasem dopředu, to je základ figurky Pugachev Cobra, ve které pilot schválně vypne automatiku a po dosažení požadovaného úhlu natočení ocasu vystřelí raketu do zadní polokouli a poté automatiku znovu zapne.
Dále budeme uvažovat pouze staticky stabilní letadla, protože pouze taková letadla mohou být použita v civilním letectví.
Vzájemné uspořádání ohniska letadla a těžiště charakterizuje pojem „centrování“.
Vzhledem k tomu, že ohnisko je za těžištěm, bez ohledu na schéma, vzdálenost mezi nimi, nazývaná rezerva stability, zvyšuje rameno GO v normálním schématu a snižuje se v "kachně".
Poměr ramen křídla a GO v „kachně“ je takový, že při uvedení letounu do vysokých úhlů náběhu je plně využita zvedací síla destabilizátoru s maximální výchylkou výškovek. A při uvolnění klapek bude chybět. Všechny „kachny“ slavného amerického konstruktéra Rutana proto nemají žádnou mechanizaci. Jeho letadlo Voyager obletělo svět poprvé v roce 1986 bez přistání a bez doplňování paliva.
Výjimkou je Beechcraft Starship, ale tam byla pro použití klapek použita velmi složitá konstrukce s proměnnou geometrií destabilizátoru, kterou se nepodařilo uvést do sériově reprodukovatelného stavu, v důsledku čehož byl projekt uzavřen.
Rameno křídla závisí do značné míry na tom, jak moc vzrůstá vztlaková síla destabilizátoru s nárůstem jeho úhlu náběhu o jeden stupeň, tento parametr se nazývá derivace úhlu náběhu koeficientu vztlaku nebo jednoduše derivát destabilizátoru. A čím menší je tento derivát, tím blíže ke křídlu můžete umístit těžiště letadla, tím menší bude rameno křídla. Pro snížení této derivace autor v roce 1992 navrhl provést destabilizátor podle dvourovinného schématu (2). To umožňuje zmenšit rameno křídla natolik, že eliminuje překážku v použití klapky na něm. Existuje však vedlejší účinek v podobě zvýšení odporu GO v důsledku biplaneity. Navíc je zde komplikace v konstrukci letadla, protože je ve skutečnosti nutné vyrobit dva GO a ne jeden.
Kolegové poukázali na to, že na letadlech bratří Wrightů je k dispozici funkce „destabilizátor dvouplošníků“, ale ve vynálezech je patentována nejen nová funkce, ale také nová sada funkcí. Wrightové postrádali znak „klapka“. Navíc, pokud je znám soubor znaků nového vynálezu, pak aby byl tento vynález rozpoznán, musí být alespoň jeden znak použit pro nové účely. U Wrightů byla dvojrovinnost použita ke snížení hmotnosti konstrukce a v popsaném vynálezu ke snížení derivace.
"Kachna korouhvička"
Před téměř dvěma desetiletími si vzpomněli na myšlenku „kachny počasí“, uvedenou na začátku článku.
Jako destabilizátor používá opeřenou vodorovnou ocasní plochu - FGO, která se skládá ze samotného destabilizátoru, otočně uloženého na ose kolmé k trupu a spojeného se servem destabilizátoru. Jakýsi letoun normálního schématu, kde křídlo letounu je destabilizátor CSF a stabilizátor letounu je servo CSF. A toto letadlo nelétá, ale je umístěno na ose a samo se orientuje vzhledem k protiletí. Změnou negativního úhlu náběhu serva měníme úhel náběhu destabilizátoru vzhledem k průtoku a následně i zvedací síle CSF při regulaci výšky tónu.
Při pevné poloze servořízení vůči destabilizátoru CSF nereaguje na vertikální poryvy větru, tzn. ke změnám úhlu náběhu letadla. Proto je jeho derivace nulová. Na základě naší předchozí úvahy - ideální varianta.
Při testování prvního letounu schématu „povětrnostní kachny“ navrženého A. Jurkoněnkem (3) s efektivně zatíženým CSF byly provedeny více než dvě desítky úspěšných letů. Zároveň byly zjištěny jasné známky nestability letadla (4).
"Super odolnost"
Jak to není paradoxní, ale nestabilita "korouhvičky" je důsledkem její "superstability". Stabilizační moment klasické kachny s pevnou GO je tvořen stabilizačním momentem křídla a protipůsobícím destabilizačním momentem GO. U korouhvových kachen se CSF na tvorbě stabilizačního momentu nepodílí a vzniká pouze ze stabilizačního momentu křídla. Stabilizační moment "korouhvičky" je tedy asi desetkrát větší než u klasického. Při náhodném zvětšení úhlu náběhu se letoun pod vlivem nadměrného stabilizačního momentu křídla nevrátí do předchozího režimu, ale „přestřelí“. Letoun po „překmitu“ získá oproti minulému režimu zmenšený úhel náběhu, proto vzniká stabilizační moment jiného znamení, rovněž nadměrného a dochází tak k samokmitům, které pilot není schopen uhasit.
Jednou z podmínek stability je schopnost letadla vyrovnávat účinky atmosférických poruch. Proto při absenci poruch je možný uspokojivý let nestabilního letadla. To vysvětluje úspěšné přístupy letounu YuAN-1. V dávném mládí měl autor případ, kdy nový model větroně létal ve večerních hodinách za bezvětří celkem minimálně 45 minut, přičemž předváděl vcelku uspokojivé lety a vykazoval jasnou nestabilitu - nos střídal střemhlav při prvním letu za větrného počasí. Dokud bylo klidné počasí a nedocházelo k žádným poruchám, předváděl kluzák uspokojivý let, ale jeho nastavení bylo nestabilní. Nebyl prostě důvod tuto nestabilitu projevovat.
Popsaný CSF lze v zásadě použít v „pseudokachně“. Takové letadlo je v podstatě "bezocasé" schéma a má vhodné centrování. A jeho CSF slouží pouze ke kompenzaci dodatečného střemhlavého momentu křídla, ke kterému dochází při vypouštění mechanizace. V cestovní konfiguraci není CSF zatížen. CSF tedy fakticky nefunguje v hlavním operačním letovém režimu, a proto je jeho použití v této variantě neproduktivní.
"KRASNOV-KAČNA"
"Superstabilita" může být odstraněna zvýšením derivace CSF z nuly na přijatelnou úroveň. Tohoto cíle je dosaženo díky tomu, že úhel natočení FGO je výrazně menší než úhel natočení serva způsobený změnou úhlu náběhu letadla (5). To se provádí velmi jednoduchým mechanismem, znázorněným na obr. 2. CSF 1 a servo 3 jsou otočně umístěny na ose OO1. Tyče 4 a 6 prostřednictvím závěsů 5,7, 9,10 spojují CSF 1 a servo 3 s vahadlem 8. Spojka 12 slouží ke změně délky táhla 6 pilotem za účelem řízení stoupání. Rotace CSF 1 se při změně směru protiletadlového proudu neprovádí celým úhlem výchylky serva 3 vůči letadlu, ale pouze jeho proporcionální částí. Pokud je podíl roven polovině, pak při působení vzestupného proudění, vedoucího ke zvýšení úhlu náběhu letadla o 2 stupně, se skutečný úhel náběhu CSF zvýší pouze o 1 stupeň. V souladu s tím bude derivát CSF dvakrát nižší ve srovnání s pevným GO. Přerušované čáry označují polohu CSF 1 a serva 3 po změně úhlu náběhu letadla. Změnu proporce a tím i stanovení hodnoty derivace lze snadno realizovat volbou vhodných vzdáleností závěsů 5 a 7 k ose OO1.
![obraz]()
Snížení derivace GO v důsledku praporování umožňuje umístit ohnisko v libovolných mezích a za ním těžiště letadla. To je koncept aerodynamického centrovacího posunu. Odpadají tak veškerá omezení pro použití moderní mechanizace křídla ve schématu „kachna“ při zachování statické stability.
"KRASNOV-FLUGER"
Vše je v pořádku! Má to však nevýhodu. Aby CSF 1 měl kladnou zvedací sílu, musí na servo 3 působit záporná zvedací síla. Analogie - normální schéma letadla. To znamená, že existují ztráty pro vyrovnání, v tomto případě pro vyrovnání CSF. Způsobem, jak odstranit tento nedostatek, je tedy schéma „kachna“. Servo umístíme před CSF, jak je znázorněno na obr. 3.
CSF funguje následovně (6). Působením aerodynamických sil na CSF 1 a servo 4 se CSF 1 samovolně nastaví pod určitým úhlem náběhu ke směru přicházejícího proudění. Úhly náběhu CSF 1 a serva 4 mají stejné znaménko, takže vztlakové síly těchto ploch budou mít stejný směr. To znamená, že aerodynamická síla serva 4 nesnižuje, ale zvyšuje vztlak CSF 1. Pro zvětšení úhlu náběhu letadla pilot posune tah 6 dopředu, v důsledku čehož se servo 4 zapne závěs 5 se otáčí ve směru hodinových ručiček a úhel náběhu serva 4 se zvyšuje. To vede ke zvýšení úhlu náběhu CSF 1, tj. ke zvýšení jeho zvedací síly.
Kromě řízení náklonu poskytuje spojení zajišťované tahem 7 zvýšení z nuly na požadovanou hodnotu derivace CSF.
Předpokládejme, že letoun vstoupil do stoupavého proudu a jeho úhel náběhu se zvětšil. V tomto případě se nosník 2 otáčí proti směru hodinových ručiček a závěsy 9 a 8 by se při absenci tahu 7 musely k sobě přiblížit. Tah 7 zabraňuje konvergenci a otáčí servo 4 ve směru hodinových ručiček a tím zvyšuje jeho úhel náběhu.
Když se tedy změní směr přicházejícího toku, změní se úhel náběhu serva 4 a CSF 1 se spontánně nastaví pod jiným úhlem vzhledem k toku a vytvoří jinou zvedací sílu. V tomto případě závisí hodnota této derivace na vzdálenosti mezi závěsy 8 a 3 a také na vzdálenosti mezi závěsy 9 a 5.
Navrhovaný CSF byl testován na modelu elektrické šňůry „kachního“ obvodu, přičemž jeho derivace byla snížena na polovinu ve srovnání s pevným CSF. Zatížení CSF bylo 68 % zatížení křídla. Úkolem kontroly nebylo získat stejné zatížení, ale dosáhnout přesně nižšího zatížení CSF ve srovnání s křídlem, protože pokud ho dostanete, nebude těžké se vyrovnat. U "kačen" s pevnou GO je zatížení opeření obvykle o 20 - 30% vyšší než zatížení křídla.
"Perfektní letadlo"
Je-li součet dvou čísel konstantní hodnotou, pak součet jejich druhých mocnin bude nejmenší, pokud se tato čísla rovnají. Protože indukční odpor nosné plochy je úměrný druhé mocnině jejího součinitele vztlaku, pak bude nejmenší mez odporu letadla v případě, kdy jsou tyto koeficienty obou nosných ploch v režimu cestovního letu navzájem stejné. Takové letadlo by mělo být považováno za „ideální“. Vynálezy "Krasnov-kachna" a "Krasnov-povětrnostní korouhvička" umožňují realizovat koncept "ideálního letadla" ve skutečnosti, aniž by se uchylovalo k umělému udržování stability automatickými systémy.
Srovnání "ideálního letadla" s moderním konvenčním letadlem ukazuje, že je možné získat 33% nárůst užitečného zatížení při současné úspoře paliva 23%.
CSF vytváří maximální vztlak při úhlech náběhu blízkých kritickým a tento režim je typický pro přistávací fázi letu. V tomto případě je obtékání dosedací plochy částicemi vzduchu blízko k hranici mezi normálem a zastavením. Oddělení proudění od povrchu GO je doprovázeno prudkou ztrátou vztlaku na něm a v důsledku toho intenzivním snížením nosu letadla, tzv. „ponořením“. Ilustrativním případem „potápění“ je havárie Tu-144 v Le Bourget, kdy se zhroutila při výstupu z ponoru těsně po ponoru. Použití navrhovaného CSF usnadňuje řešení tohoto problému. K tomu je nutné pouze omezit úhel natočení servořízení vzhledem k CSF. V tomto případě bude skutečný úhel náběhu CSF omezený a nikdy se nerovná kritickému.
"Stabilizátor korouhvičky"
![obraz]()
Zajímavá je otázka použití CSF v normálním schématu. Pokud nezmenšujete, ale naopak, zvětšete úhel natočení CSF ve srovnání se servořízením, jak je znázorněno na obr. 4, pak bude derivace CSF mnohem vyšší ve srovnání s pevným stabilizátorem (7).
To umožňuje výrazně posunout ohnisko a těžiště letadla zpět. V důsledku toho se cestovní zatížení stabilizátoru CSF nestane negativní, ale pozitivní. Navíc, pokud se ukáže, že těžiště letadla je posunuto za ohnisko z hlediska úhlu vychýlení klapky (bod aplikace přírůstku vztlakové síly v důsledku vychýlení klapky), pak stabilizátor lopatky vytvoří pozitivní vztlakovou sílu také v přistávací konfiguraci.
To vše ale asi platí, pokud nebereme v úvahu vliv brzdění a proudění svažující se od přední dosedací plochy dozadu. Je jasné, že v případě „kachny“ je role tohoto vlivu mnohem menší. A na druhou stranu, když stabilizátor "nese" na vojenských stíhačkách, tak proč přestane "nosit" v civilu?
"Krasnov-plan" nebo "pseudo-lopatková kachna"
Kloubový destabilizátor, i když ne nijak drasticky, stále komplikuje konstrukci letadla. Ukazuje se, že snížení derivátu destabilizátoru lze dosáhnout mnohem levnějšími prostředky.
![obraz]()
Na Obr. 4 znázorňuje destabilizátor 1 navrhovaného letadla pevně spojený s trupem (na výkrese neznázorněno). Je vybavena prostředkem pro změnu zvedací síly ve formě elevátoru 2, který je pomocí závěsu 3 namontován na konzole 4 pevně spojené s destabilizátorem 1. Na stejné konzole 4 je pomocí závěsu 5 je umístěna tyč 6, na jejímž zadním konci je pevně upevněno servořízení 7. Na předním konci tyče 6 vedle závěsu 5 je pevně upevněna páka 8, jejíž horní konec je spojen k tyči 9 pomocí závěsu 10. Na zadním konci tyče 10 je závěs 11 spojující ji s pákou 12 trimru 13 elevátoru 2. Když je tento trimr 13 pomocí závěsu 14 namontován na zadní straně volantu 2 výšky. Spojka 15 mění délku tahu 10 pod kontrolou pilota pro ovládání sklonu.
Prezentovaný destabilizátor funguje následovně. V případě náhodného zvýšení úhlu náběhu letadla, například když vstoupí do vzestupného proudu, se servo 7 vychýlí nahoru, což má za následek posunutí tahu 10 doleva, tzn. dopředu a způsobí vychýlení trimru 13 směrem dolů, v důsledku čehož se zdviž 2 odchýlí nahoru. Poloha kormidla 2 výška, servo 7 a trimr 13 v popsané situaci je na výkrese znázorněna čárkovaně.
V důsledku toho bude zvýšení zvedací síly destabilizátoru 1 v důsledku zvýšení úhlu náběhu do určité míry vyrovnáno výchylkou výtahu 2 nahoru. Stupeň tohoto vyrovnání závisí na poměru úhlů vychýlení serva 7 a výšky výškovky 2. A tento poměr je nastaven délkou pák 8 a 12. Když se úhel náběhu sníží, výškovka 2 se vychýlí dolů a zvýší se zvedací síla destabilizátoru 1, čímž se vyrovná pokles úhlu náběhu.
Tím je dosaženo poklesu derivátu destabilizátoru oproti klasické „kachně“.
Vzhledem k tomu, že servo 7 a trimr 13 jsou kinematicky propojeny, vzájemně se vyrovnávají. Pokud toto vyvážení nestačí, pak je nutné do návrhu zahrnout vyvažovací závaží, které musí být umístěno buď uvnitř servořízení 7, nebo na prodloužení táhla 6 před závěsem 5. Výškovka 2 musí být také vyvážený.
Vzhledem k tomu, že derivace vzhledem k úhlu náběhu nosné plochy je přibližně dvojnásobná derivace vzhledem k úhlu vychýlení vztlakové klapky, pak s dvojnásobným přebytkem úhlu vychýlení kormidla 2 oproti úhlu vychýlení vztlakové klapky serva 7 je možné dosáhnout hodnoty derivace destabilizátoru blízké nule.
Servo 7 se svou plochou rovná trimru 13 výšky kormidla 2. To znamená, že doplňky ke konstrukci letadla jsou velmi malé a zanedbatelně to komplikují.
Je tedy docela možné získat stejné výsledky jako "korouhvička" pouze za použití tradičních technologií výroby letadel. Proto lze letadlo s takovým destabilizátorem nazvat „pseudovaneckou kachnou“. Tento vynález získal patent s názvem „Krasnov-plan“ (8).
"Letadlo ignorující turbulence"
Je velmi účelné vyrobit letadlo, u kterého mají přední a zadní nosné plochy celkem derivaci rovnou nule.
Takové letadlo bude téměř úplně ignorovat vertikální proudění vzdušných hmot a jeho pasažéři nepocítí „brblání“ ani při intenzivních atmosférických turbulencích. A protože vertikální proudění vzduchových hmot nevede k přetížení letadla, lze počítat s výrazně nižším provozním přetížením, což se pozitivně projeví na hmotnosti jeho konstrukce. Vzhledem k tomu, že letadlo za letu nedochází k přetížení, nepodléhá jeho drak únavě.
Snížení derivace křídla takového letounu je dosaženo stejným způsobem jako u destabilizátoru v „pseudovankové kachně“. Servo ale nepůsobí na výškovky, ale na flaperony křídla. Klapka je část křídla, která funguje jako křidélko a klapka. V tomto případě dochází v důsledku náhodné změny úhlu náběhu křídla ke zvýšení jeho vztlaku v ohnisku z hlediska úhlu náběhu. A záporný přírůstek vztlaku křídla v důsledku vychýlení flaperonu servořízením nastává v ohnisku podél úhlu výchylky flaperonu. A vzdálenost mezi těmito ohnisky je téměř rovna čtvrtině průměrné aerodynamické tětivy křídla. V důsledku působení zadané dvojice různě směrovaných sil vzniká 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 o něco větší než nula. Pro takové letadlo byl získán RF patent č. 2710955.
Souhrn výše uvedených vynálezů je pravděpodobně posledním nevyužitým informačním aerodynamickým zdrojem pro zvýšení ekonomické efektivity podzvukového letectví o třetinu nebo více.
Jurij Krasnov
REFERENCE
- D. Sobolev. Sto let historie „létajícího křídla“, Moskva, Rusavia, 1988, s. 100.
- Y. Krasnov. RF patent č. 2000251.
- A. Jurkoněnko. Alternativní kachna. Technika - mládež 2009-08. Strana 6-11
- V. Lapin. Kdy poletí „kachna korouhvička“? Všeobecné letectví. 2011. č. 8. Strana 38-41.
- Y. Krasnov. RF patent č. 2609644.
- Y. Krasnov. RF patent č. 2651959.
- Y. Krasnov. RF patent č. 2609620.
- Y. Krasnov. RF patent č. 2666094.
Zdroj: www.habr.com