Opfinderen af forhjulet, Gustav Lachmann, foreslog i slutningen af tresserne at udstyre den hale-frie flyvemaskine med en frit flydende vinge placeret foran hovedvingen. Denne vinge var udstyret med et servo-ror, som justerede dens løftkraft. Den fungerede som kompensation for det ekstra nedadgående moment, der opstod ved udfoldelsen af flaps. Da Lachmann var ansat hos Handley Page, var virksomheden ejer af patentet på denne tekniske løsning, og under dette brand nævnes den nævnte idé i teknisk litteratur. Men der er stadig ingen praktisk implementering af denne idé! Hvad er årsagen?
Tab ved balancejustering
Et flys vinge, der skaber løft, har en ledsagende, man kan sige, negativ biprodukt i form af nedadgående moment, der forsøger at bringe flyet i stigning. For at forhindre, at flyet styrter, er der en lille vinge bagpå – stabilisatoren, der modvirker denne negativ bevægelse ved at skabe en nedadgående, altså negativ, løftkraft. En sådan aerodynamisk skema for flyet kaldes "normal." Da stabilisatorens løftkraft er negativ, summeres den med flyets tyngdekraft, og vingen skal have en løftkraft, der overstiger tyngdekraften.
Forskellen mellem disse kræfter kaldes tab ved balancejustering, som kan nå op til 20%.
Men de første flyvende fly af brødrene Wright havde ikke sådanne tab, fordi den lille vinge – destabilizatoren, der modvirker nedadgående bevægelse, var placeret foran vingen i stedet for bagved. Denne aerodynamiske skema for et fly kaldes "anden." For at forhindre, at flyet styrter, skal destabilizatoren skabe en opadrettet, altså positiv, løftkraft. Den summeres med løftkraften fra vingen, og denne sum er lig med flyets tyngdekraft. Som følge heraf skal vingen skabe en løftkraft, der er mindre end tyngdekraften. Og ingen tab ved balancejustering!
Stabilisatoren og destabilizatoren er samlet under én betegnelse – horisontal stabilisering eller HS.
Men med den massive udvikling i begyndelsen af 1930'erne mistede vingen med mekaniseringen af landings- og startmekanismen sit tidligere fortrin. Det primære element i mekaniseringen er klaffen – den nedadvendte del af vingen. Den fordobler omtrent løftkraften, hvilket gør det muligt at reducere hastigheden ved landing og start og dermed spare på vægten af landingsstellet. Men et bivirkning i form af et dykkende moment ved udbud af klaffen stiger så meget, at dækstabilisatoren ikke kan håndtere det, mens stabilisatoren kan. At bryde er ikke det samme som at bygge, i dette tilfælde positiv kræft.
For at vingen kan skabe løftkraft, skal den orienteres i en vinkel i forhold til den modstrømmende luftstrøm. Denne vinkel kaldes angrebsvinklen, og med dens stigning vokser løftkraften, men ikke ubegribelig, kun op til en kritisk vinkel, som ligger mellem 15 og 25 grader. Derfor er den samlede aerodynamiske kraft ikke rettet strengt opad, men hælder mod bagenden af flyet. Og den kan opdeles i en komponent, der er rettet strengt opad – løftkraften, og en, der er rettet bagud – aerodynamisk modstandskraft. Forholdet mellem løftkraft og modstandskraft vurderes ved det aerodynamiske kvalitetsniveau af flyet, som kan være mellem 7 og 25.
Fordi der er et fænomen for normal konfiguration, som er luftstrømmens skråning bag vingen, der indebærer en nedadgående afbøjning af strømningsretningen, som er større jo mere løftkraft vingen har. Derfor, når klaffen er afbrudt, øges det faktiske negative angrebsvinkel automatisk for stabilisatoren på grund af aerodynamikken, og følgelig dens negative løftkraft.
Derudover taler omstændigheder som opretholdelse af langsgående stabilitet i flyvningen også for en "normal" konfiguration i forhold til en "and". Flyets angrebsvinkel kan ændre sig som følge af vertikale bevægelser i luftmasserne. Fly designes med hensyn til dette fænomen og stræber efter at modstå forstyrrelser. Hver del af flyet har et aerodynamisk fokus – et punkt, hvor det ekstra løft opstår ved ændringer af angrebsvinklen. Ser man på resultant kræfterne fra vinge og stabilisator, så har flyet også et fokus. Hvis flyets fokus ligger bag massens centrum, så vil en tilfældig stigning af angrebsvinklen forsøge at hælde flyet, så angrebsvinklen reduceres. Og flyet vender tilbage til sin oprindelige flyveposition. I "normal" konfigurationen skaber vingen et destabiliserende moment (ved at øge angrebsvinklen), mens stabilisatoren skaber et stabiliserende moment (ved at reducere angrebsvinklen), hvor det sidste prævalerer med cirka 10%. I "anden" konfiguration skaber destabilisereren et destabiliserende moment, mens stabilisatormomentet, som er cirka 10% større, kommer fra vingen. Derfor fører en stigning i arealet og armen af det horisontale stabilisator til øget stabilitet i den normale konfiguration og til reduceret stabilitet i "anden". Alle momenter virker og beregnes i forhold til flyets massecentrum (se fig. 1).
)
Hvis flyets fokus er placeret foran centrum af massen, vil en utilsigtet lille stigning i angrebet føre til en endnu større stigning, hvilket gør flyet statisk ustabilt. Denne relative placering af fokus og centrum af massen anvendes i moderne jagerfly for at belaste stabilisatoren og opnå, at den ikke har negativ, men positiv løftkraft. Flyvningen sikres ikke af aerodynamik, men af et fire-gange-duplikeret automatisk system til kunstig stabilitet, som "hjælper" når flyet afviger fra den ønskede angrebsvinkel. Når automatikken slukkes, begynder flyet at dreje om halen, hvilket danner figuren "Pugachev's Cobra", hvor piloten bevidst slukker for automatikken, og når den ønskede vinkel på haledrejningen er nået, affyrer han en raket mod den bageste halvkugle, og tænder derefter automatikken igen.
Fremover vil vi kun overveje statisk stabile fly, da kun sådanne fly kan anvendes i civil luftfart.
Den indbyrdes placering af flyets fokus og centrum af massen karakteriserer begrebet "centrering".
Da fokus er placeret bag centrum af massen uanset skemaet, øger afstanden mellem dem, kaldet stabilitetsreserven, momentarmen for GO i det normale skema og reducerer den i "anden".
Forholdet mellem vinge- og GO-armene i "anden" er sådan, at løftkraften fra destabilizatoren ved maksimal afbøjning af højde-styrerene udnyttes fuldt ud, når flyet bringes til store angrebsvinkler. Og der vil ikke være nok kraft ved udslipning af flaps. Derfor har alle "andefly" fra den berømte amerikanske konstruktør Rutan ingen mekanisering. Hans fly "Voyager" fløj første gang i verden uden landing og genopfyldning omkring kloden i 1986.
En undtagelse er Beechcraft "Starship", men der blev der anvendt en meget kompleks konstruktion med variabel geometri for destabilizatoren til brug af flaps, som ikke kunne bringes til en seriefremstillet tilstand, hvilket resulterede i, at projektet blev lukket.
Vinklen på vingen afhænger i høj grad af, hvor meget løftekraften fra stabilisatoren øges, når dens vinkel for angreb øges med én grad. Denne parameter kaldes den afledte efter angrebsvinklen af løftekoefficienten eller blot stabilisatorens afledte. Jo mindre denne afledte er, desto tættere kan tyngdepunktet på flyet placeres på vingen, hvilket betyder, at vinklen på vingen vil være mindre. For at reducere den nævnte afledte foreslog forfatteren i 1992 at udføre stabilisatoren i en biplan-konfiguration (2). Dette gør det muligt at reducere vinklen på vingen så meget, at det fjerner begrænsningen ved brug af flaps. Men der opstår en bivirkning i form af øget modstand på grund af biplanstrukturen. Derudover bliver flyets konstruktion mere kompleks, da der skal fremstilles faktisk to stabilisatorer og ikke en.
Kollegaer har påpeget, at kendetegnet "biplan stabilisator" findes på flyet fra Brødrene Wright, men i opfindelser patenteres ikke kun et nyt kendetegn, men også en ny kombination af kendetegn. Wrights design manglede kendetegnet "flap". Desuden, hvis kombinationen af kendetegn ved den nye opfindelse er kendt, skal mindst ét kendetegn bruges til nye formål for at anerkende denne opfindelse. Hos Wright blev biplanstrukturen anvendt til at reducere vægten af konstruktionen, mens den beskrevne opfindelse bruges til at reducere den afledte.
Vejrvindue
For næsten to årtier siden blev ideen om "vejrvindue" genoplivet, som nævnt indledningsvis i artiklen.
I denne anvendes et vejrrelateret horisontalt stabilisator — FGO, som består af selve stabilisatoren, som er leddelt placeret på en akse, der er vinkelret på fuselage, og som er forbundet med stabilisatoren via en servo-rulle. Denne lille "flyver" med normal konfiguration, hvor vingen på flyveren er FGO stabilisatoren, og stabilisatoren på flyveren er FGO servo-rullen. Og dette lille fly flyver ikke, men er placeret på aksen, og det orienterer sig selv i forhold til den tilsvarende strøm. Ved at ændre den negative angrebsvinkel af servo-rullen ændrer vi angrebsvinklen på stabilisatoren i forhold til strømmen og dermed løftekraften af FGO ved kontrol af pitch.
Når servoens position i forhold til stabilisatoren forbliver uændret, reagerer FGO ikke på lodrette vindstød, dvs. på ændringer i flyets angrebsvinkel. Derfor er dets afledning lig med nul. Baseret på vores tidligere overvejelser – den ideelle løsning.
Under testen af det første fly i "fluefangende and"-konceptet af konstruktøren A. Jurkonenko (3) med effektivt belastet FGO blev der gennemført over to dusin vellykkede flyvninger. Samtidig blev der observeret tydelige tegn på ustabilitet i flyet (4).
"Overstabilitet"
Som det er paradoksalt, er ustabiliteten i "fluefangende and" et resultat af dens "overstabilitet". Den stabiliserende moment for den klassiske and med fast GO dannes af den stabiliserende moment fra vingen og den modstridende, destabiliserende moment fra GO. I den fluefangende and deltager FGO ikke i dannelsen af den stabiliserende moment, og den dannes kun fra vingen. Således er den stabiliserende moment hos den fluefangende and cirka ti gange større end hos den klassiske. Ved en tilfældig stigning i angrebsvinklen, under indflydelse af det overdrevne stabiliserende moment fra vingen, vender flyet ikke tilbage til den tidligere tilstand, men "springer over" den. Efter "springet" får flyet en reduceret angrebsvinkel i forhold til den tidligere tilstand, hvilket resulterer i en stabiliserende moment af modsat tegn, også overdreven, og derved opstår der selvoscillationer, som piloten ikke kan dæmpe.
Et af betingelserne for stabilitet er flyets evne til at neutralisere konsekvenserne af atmosfærisk forstyrrelse. Derfor kan et ustabilt fly flyve tilfredsstillende i fravær af forstyrrelser. Dette forklarer de vellykkede flyvninger med flyet YAN-1. I en fjern ungdom havde forfatteren en situation, hvor en ny model af en glider fløj i alt i ikke mindre end 45 minutter i vindstille om aftenen og viste ganske tilfredsstillende flyvninger samt blegede tydelig ustabilitet – kabretering blev blandet med dyk i den første flyvning under blæsende vejr. Så længe vejret var roligt, og der ikke var nogen forstyrrelser, viste glideren en tilfredsstillende flyvning, men dens indstillinger var ustabile. Der var simpelthen ingen grunde til at vise denne ustabilitet.
Den beskrevne FGO kan i princippet anvendes i en „pseudoand”. Sådan et fly er i sin essens en „haleløs” konfiguration og har en tilsvarende centrering. FGO bruges kun til at kompensere for det ekstra dykkende moment, der opstår ved udrulningen af mekaniseringen af vingerne. I krydsekonfiguration er belastningen på FGO fraværende. Således fungerer FGO faktisk ikke i den primære driftsmode under flyvningen, hvorfor dets anvendelse i denne version er ineffektiv.
„KRASNOV-AND”
„Superstabilitet” kan elimineres ved at hæve den afledte FGO fra nul til et acceptabelt niveau. Det satte mål opnås ved, at FGO's drejning er betydeligt mindre end drejningen af servostyret, som skyldes ændringen i flyets angrebsvinkel (5). Til dette formål anvendes en ganske simpel mekanisme, som vist på fig. 2. FGO 1 og servostyr 3 er leddelt placeret på aksen OO1. Forbindelserne 4 og 6, via leddene 5, 7, 9, 10, forbinder FGO 1 og servostyr 3 med hængslet 8. Koblingen 12 bruges til at ændre længden af forbindelsen 6 af piloten med det formål at styre i højde. Drejningen af FGO 1 sker ikke over hele vinklen af afvigelsen fra servostyret 3 i forhold til LA ved ændring af retningen af det modsatrettede flow, men kun over dens proportionelle del. Hvis proportionaliteten er halvdelen, så ved virkningen af et opadgående flow, der medfører en stigning i angrebsvinklen på LA med 2 grader, vil den faktiske angrebsvinkel af FGO kun stige med 1 grad. Tilsvarende vil den afledte FGO være to gange mindre sammenlignet med den faste GO. Den stiplede linje angiver positionen af FGO 1 og servostyret 3 efter ændringen af angrebsvinklen på LA. Ændringen af proportionaliteten og dermed definitionen af størrelsen af den afledte kan nemt udføres ved at vælge de relevante afstande af leddene 5 og 7 til aksen OO1.
)
Nedgangen i den afledte GO gennem fløjtning gør det muligt at placere fokuspunktet i enhver afstand, og dermed også center af massen af flyet. Dette udgør forståelsen af det aerodynamiske centerjustering. Således ophæves alle begrænsninger for anvendelsen af moderne vinger mekanisering i „and” konfigurationen under bevarelse af statisk stabilitet.
„KRASNOV-FLÜGER”
Alt er godt! Men der er en lille mangel. For at der skal opstå en positiv opdrift på FGO 1, skal der virke en negativ opdrift på servorullen 3. Analogi – den normale skema for et fly. Det vil sige, at der er tab i balanceringen, i dette tilfælde balanceringen af FGO. Herfra kommer løsningen på denne mangel – "andeskemaet". Vi placerer servorullen foran FGO, som vist på fig. 3.
FGO fungerer på følgende måde (6). Som følge af de aerodynamiske kræfter på FGO 1 og servorullen 4, indstiller FGO 1 sig selv spontant i en bestemt angrebsvinkel mod retningen af den modstrømmende luft. Angrebsvinklerne for FGO 1 og servorullen 4 har samme tegn, derfor vil opdriftskræfterne på disse overflader have samme retning. Dvs. den aerodynamiske kraft fra servorullen 4 reducerer ikke, men øger opdriften af FGO 1. For at øge flyets angrebsvinkel skubber piloten kraften 6 fremad, hvilket får servorullen 4 til at rotere med uret om hængslet 5, og angrebsvinklen for servorullen 4 øges. Dette fører til en stigning i angrebsvinklen for FGO 1, dvs. en stigning i dens opdrift.
Udover kontrol i højden sikrer forbindelsen gennem kraften 7 en stigning fra nul til den nødvendige værdi af FGO's derivat.
Antag, at flyet er kommet ind i en opadgående strøm, og dets angrebsvinkel er øget. I dette tilfælde roterer stilken 2 mod uret, og hængslerne 9 og 8, i mangel af kraft 7, ville være blevet tættere. Kraft 7 modvirker denne samling og drejer servorullen 4 med uret og dermed øger dens angrebsvinkel.
Dermed, når retningen af den modstrømmende luft ændres, ændres angrebsvinklen for servorullen 4, og FGO 1 indstiller sig selv spontant under en anden vinkel i forhold til strømmen og skaber en anden opdrift. Størrelsen af den angivne derivat afhænger af afstanden mellem hængslerne 8 og 3 samt afstanden mellem hængslerne 9 og 5.
Det foreslåede FGO er blevet testet på en elektrisk kornmodel af "anden", hvorved dets afledte i forhold til den faste GO er blevet halveret. FGO's belastning var 68% af den for vingen. Formålet med testen var ikke at opnå ligelige belastninger, men at opnå en mindre belastning af FGO sammenlignet med vingen, da det, hvis dette opnås, ikke vil være svært at opnå ligelige belastninger. I "andemodeller" med fast GO er belastningen af overfladen normalt 20-30% højere end belastningen af vingen.
"Den perfekte flyvemaskine"
Hvis summen af to tal er en konstant størrelse, så vil summen af deres kvadrater være mindst, når disse tal er lige. Da den induktive modstand af den bæredygtige overflade er proportional med kvadratet af dens løftefaktor, vil den mindste grænse for en flyvemaskines modstand være, når disse faktorer for begge bæredygtige overflader er ens under krydseflyvning. En sådan flyvemaskine bør betragtes som "perfekt". Opfindelserne "Krasnov-and" og "Krasnov-vinge" muliggør rent faktisk at realisere begrebet "den perfekte flyvemaskine" uden at ty til kunstig opretholdelse af stabilitet ved hjælp af automatiske systemer.
Sammenligningen af "den perfekte flyvemaskine" med moderne flyvemaskiner i normal konfiguration viser, at det er muligt at opnå en 33% gevinst i kommerciel nyttelast med samtidig en brændstofbesparelse på 23%.
FGO skaber maksimal løftekraft ved Angles of Attack, der er nær det kritiske punkt, og dette regime er kendetegnende for landingsfasen af flyvningen. I denne fase er strømningen over den bæredygtige overflade tæt på grænsen mellem normal og stall. Stall af strømningen fra GO's overflade ledsages af et pludseligt tab af løftekraft og, som følge heraf, en intens nedgang af flyvemaskinens næse, kendt som "nedbøjning". Et bemærkelsesværdigt tilfælde af "nedbøjning" er katastrofen med Tu-144 i Le Bourget, hvor det brød sammen under udgangen af et dykning efter netop en nedbøjning. Brug af det foreslåede FGO kan nemt løse det nævnte problem. For dette skal man blot begrænse servostyringens drejevinkel i forhold til FGO. I så fald vil den faktiske angrebsvinkel for FGO være begrænset og aldrig blive lig med det kritiske.
"Vinge-stabilisator"
)
Det er interessant at overveje anvendelsen af FGO i den normale skema. Hvis man ikke sænker, men derimod øger FGO's drejningsvinkel sammenlignet med servo-rattet, som vist på fig. 4, vil FGO's derivat være meget højere sammenlignet med en fast stabilisator (7).
Dette muliggør en betydelig forskydning af fokus og massecentret for flyet bagud. Som et resultat bliver den cruisende belastning for FGO-stabilisatoren ikke negativ, men positiv. Derudover, hvis massecentret for flyet forskydes bag fokus ved flapsens afvigelsesvinkel (punktet for styrkeforøgelsen på grund af flapsens afvigelse), så skaber den flyvende stabilisator også i landingskonfigurationen en positiv løftekraft.
Men alt dette er sandsynligvis sandt, indtil vi tager hensyn til indflydelsen af bremse og strømskæringer fra den forreste bæreevne til den bageste. Det er klart, at i tilfælde af "ankomsten" er denne indflydelse betydeligt mindre. På den anden side, hvis stabilisatoren "bærer" på militære jagerfly, hvorfor skulle den så holde op med at "bære" på civile?
"Krasnov-plan" eller "pseudo-flyvende and"
Det hængslede anlæg til destabiliserer, omend ikke radikalt, gør dog stadig konstruktionen af flyet mere kompleks. Det viser sig, at reduktionen af derivatet fra destabilisereren kan opnås med meget billigere midler.
)
På fig. 4 er den stift forbundet med skroget (ikke vist på tegningen) destabiliserer 1 af det foreslåede fly. Den er udstyret med et middel til ændring af dens løftekraft i form af en højde-ror 2, som er fastgjort med en hængsel 3 på en beslag 4, der er stift forbundet med destabiliserer 1. På samme beslag 4 er der med hængsel 5 placeret en stang 6, hvis bageste ende er stift fastgjort til servo-ror 7. I den forreste ende af stangen 6, tæt på hængsel 5, er der stift fastgjort en arm 8, hvis øverste ende er forbundet til styringen 10 via hængsel 9. På den bageste ende af styret 10 er der en hængsel 11, der forbinder det til armen 12 for trimmeren 13 af højde-ror 2. Her er trimmeren 13 fastgjort med en hængsel 14 på den bageste del af højde-ror 2. Koblingen 15 ændrer længden af styret 10 under kontrol af piloten for at styre hældningen.
Den præsenterede destabiliser arbejder på følgende måde. Ved en tilfældig stigning i angrebsvinklen på flyet, for eksempel ved indtræden i en opadgående strøm, bevæger servostyret 7 sig opad, hvilket medfører en forskydning af træk 10 til venstre, dvs. fremad, og fører til en bevægelse af trimmeren 13 nedad, hvilket får højderoret 2 til at bevæge sig opad. Positionen af højderoret 2, servostyret 7 og trimmeren 13 i den beskrevne situation er vist med stiplet linje på tegningen.
Som et resultat vil stigningen i løftkraften fra destabiliser 1 på grund af stigning i angrebsvinklen i nogen grad blive udlignet af højderoret 2, der bevæger sig opad. Graden af denne udligning afhænger af forholdet mellem afvigelserne af servostyret 7 og højderoret 2. Og dette forhold bestemmes af længden af arme 8 og 12. Ved reduktion af angrebsvinklen bevæger højderoret 2 sig nedad, og løftkraften fra destabiliser 1 øges, hvilket udligner reduktionen af angrebsvinklen.
Dermed opnås en reduktion af destabiliserens afledning sammenlignet med den klassiske "and".
Da servostyret 7 og trimmeren 13 er kinematisk forbundet med hinanden, balancerer de hinanden. Hvis denne balance ikke er tilstrækkelig, skal der inkluderes en balanceringsvægt i konstruktionen, som skal placeres enten inde i servostyret 7 eller foran leddet 5 på stangen 6. Højderoret 2 skal også være afbalanceret.
Da afledningen ved angrebsvinklen på bærefladen er cirka dobbelt så stor som afledningen ved flapsens afvigelse, kan man ved at have en dobbelte afvigelse af højderoret 2 i forhold til afvigelsen af servostyret 7 opnå en værdi af destabiliserens afledning tæt på nul.
Servostyret 7 har et areal, der svarer til trimmeren 13 af højderoret 2. Det vil sige, at ændringerne i flyets konstruktion er meget små i størrelse og næsten ikke gør det mere kompliceret.
Dermed er det muligt at opnå samme resultater som den "vejrfløj-ande" ved udelukkende at bruge traditionelle flyproduktionsmetoder. Derfor kan et fly med en sådan destabiliser kaldes en "pseudo-vejrfløj-and". Der er opnået et patent for denne opfindelse med navnet "Krasnov-plan" (8).
"Turbulens-ignorant fly"
Det er meget fornuftigt at konstruere et fly, hvor de forreste og bagerste løftflader tilsammen har en afledning, der er lig med nul.
Et sådant fly vil praktisk talt ignorere vertikale luftstrømmene, og dets passagerer vil ikke mærke "rystelser" selv under intens atmosfærisk turbulens. Og da vertikale luftstrømme ikke forårsager overbelastning af flyet, kan man forvente en væsentligt lavere driftsbelastning, hvilket vil have en positiv indvirkning på bygningens vægt. Da flyet i flugt ikke oplever overbelastninger, er dets vinge ikke udsat for træthedsbelastning.
Reduktionen af afledningen af vingen på et sådant fly opnås på samme måde som for en destabilizator i en "pseudo-vindfløj". Men servostyret påvirker ikke højde-udenrigs, men flaperonerne på vingen. En flaperon er en del af vingen, der fungerer som både aileron og flap. Som et resultat af en tilfældig ændring i angrebsvinklen på vingen vil der ske en stigning i dens løftekraft i fokus for angrebsvinklen. Og den negative stigning i løftekraften på vingen som følge af flaperonens bevægelse opnås i fokus for afvigelsen af flaperonen. Afstanden mellem de nævnte fokuspunkter er praktisk talt lig med en fjerdedel af den gennemsnitlige aerodynamiske akse på vingen. Som resultat af dette par modsatrettede kræfter dannes der et destabiliserende moment, som skal kompenseres af stabilisatorens moment. I dette tilfælde skal stabilisatoren have en lille negativ afledning, og værdien af afledningen af vingen skal være lidt over nul. Der er givet patent i Rusland nr. 2710955 for et sådant fly.
Samlingen af de nævnte opfindelser repræsenterer sandsynligvis den sidste ubenyttede information om aerodynamik til at øge den økonomiske effektivitet af subsonisk luftfart med en tredjedel eller mere.
Juri Krasnov
LITTERATUR
- D. Sobolev. Hundrede års historie af "flyvende vinge", Moskva, Rusavia, 1988, s. 100.
- J. Krasnov. Patent nr. 2000251 fra Rusland.
- A. Jurkoneko. Alternativ "and". Teknologi for unge 2009-08. S. 6-11
- V. Lapin. Hvornår vil "vindfløj" flyve? Generel luftfart. 2011. nr. 8. s. 38-41.
- J. Krasnov. Patent nr. 2609644 fra Rusland.
- J. Krasnov. Patent nr. 2651959 fra Rusland.
- Y. Krasnov. Patent DK Nr. 2609620.
- Y. Krasnov. Patent DK Nr. 2666094.
Kilde: habr.com
