Lamellens opfinder, Gustav Lachmann, foreslog i slutningen af XNUMX'erne af forrige århundrede at udstyre de haleløse med en frit svævende winglet placeret foran vingen. Denne winglet var udstyret med et servo-ror, ved hjælp af hvilket dets løftekraft blev reguleret. Det tjente til at kompensere for det ekstra dykkemoment af vingen, der opstår, når klappen slippes. Da Lachmann var ansat i firmaet Handley-Page, var hun ejer af patentet for denne tekniske løsning, og denne idé er nævnt under dette mærke i den tekniske litteratur. Men der er stadig ingen praktisk implementering af denne idé! Hvad er grunden?
Balanceret tab
En flyvinge, der skaber løft, har et ledsagende, man kan sige negativt, biprodukt af et dykkemoment, der har tendens til at bringe flyet ind i et dyk. For at forhindre flyet i at dykke, er der en lille vinge på halen - en stabilisator, som forhindrer dette dyk, hvilket skaber en nedadgående, det vil sige negativ løftekraft. Et sådant aerodynamisk skema for flyet kaldes "normalt". Fordi stabilisatorløftet er negativt, lægger det op til flyets tyngdekraft, og vingen skal have løft større end tyngdekraften.
Forskellen mellem disse kræfter kaldes balanceringstab, som kan nå op til 20 %.
Men det første flyvende fly fra Wright Brothers havde ikke sådanne tab, fordi en lille vinge - en destabilisator, der forhindrede et dyk, var placeret ikke bag vingen, men foran den. Et sådant aerodynamisk skema for flyet kaldes en "and". Og for at forhindre flyet i at dykke, skal destabilisatoren skabe en opadgående, det vil sige positiv, løftekraft. Det summerer til vingens løftekraft, og denne sum er lig med flyets tyngdekraft. Som følge heraf skal vingen skabe en løftekraft, der er mindre end tyngdekraften. Og intet tab af balance!
Stabilisator og destabilisator er kombineret i et led - horisontal hale eller GO.
Men med den massive udvikling af start- og landingsmekanisering af vingen i begyndelsen af trediverne af forrige århundrede, mistede "anden" denne fordel. Hovedelementet i mekanisering er klappen - den bageste del af vingen bøjes nedad. Det fordobler tilnærmelsesvis løftet af vingen, på grund af hvilket det er muligt at reducere hastigheden under landing og start og derved spare på chassisets masse. Men biproduktet af swooping-momentet, når klappen forlænges, øges i en sådan grad, at destabilisatoren ikke kan klare det, men stabilisatoren kan klare det. At bryde er ikke at bygge, i dette tilfælde en positiv kraft.
For at vingen kan skabe løft, skal den orienteres i en vinkel i forhold til retningen af den modgående luftstrøm. Denne vinkel kaldes angrebsvinklen, og med dens vækst vokser løftekraften også, men ikke uendeligt, men op til en kritisk vinkel, som ligger i området fra 15 til 25 grader. Derfor er den samlede aerodynamiske kraft ikke rettet strengt opad, men hælder mod flyets hale. Og det kan nedbrydes til en komponent, der er rettet strengt opad - løftekraften, og rettet bagud - den aerodynamiske trækkraft. Forholdet mellem løftekraften og modstandskraften bruges til at bedømme flyets aerodynamiske kvalitet, som kan variere fra 7 til 25.
Til fordel for det normale skema er et sådant fænomen som skråningen af luftstrømmen bag vingen, som består i den nedadgående afvigelse af strømmens retning, større, jo større løftekraften af vingen er. Derfor, når klappen afbøjes på grund af aerodynamik, øges den faktiske negative angrebsvinkel for stabilisatoren automatisk og dermed dens negative løft.
Hertil kommer, til fordel for den "normale" ordning, i sammenligning med "anden", en sådan omstændighed som at sikre den langsgående stabilitet af flyet flyvningen også fungerer. Et flys angrebsvinkel kan ændre sig som følge af lodrette bevægelser af luftmasser. Fly er designet med dette fænomen i tankerne og har en tendens til at modstå forstyrrelser. Hver overflade af flyet har et aerodynamisk fokus - anvendelsespunktet for løftstigningen, når angrebsvinklen ændres. Hvis vi betragter de resulterende stigninger af vingen og GO, så har flyet også et fokus. Hvis flyets fokus er bag massecentret, så med en tilfældig stigning i angrebsvinklen, har stigningen i løft en tendens til at vippe flyet, så angrebsvinklen falder. Og flyet vender tilbage til den tidligere flytilstand. Samtidig, i det "normale" skema, skaber vingen et destabiliserende øjeblik (for at øge angrebsvinklen), og stabilisatoren skaber et stabiliserende øjeblik (for at mindske angrebsvinklen), og sidstnævnte sejrer med omkring 10 %. I “anden” skabes det destabiliserende moment af destabilisatoren, og det stabiliserende moment, og det er omkring 10 % større, skabes af vingen. Derfor fører en stigning i området og skulderen af den vandrette hale til en stigning i stabiliteten i det normale skema og til dets fald i "anden". Alle momenter virker og beregnes i forhold til flyets massecenter (se fig. 1).
)
Hvis flyets fokus er foran massecentret, så med en tilfældig lille stigning i angrebsvinklen, øges det endnu mere, og flyet vil være statisk ustabilt. Dette indbyrdes arrangement af fokus og massecenter bruges i moderne jagerfly for at belaste stabilisatoren og få på den ikke et negativt, men et positivt løft. Og flyets flyvning leveres ikke af aerodynamik, men af et firedobbelt duplikeret automatisk system af kunstig stabilitet, som "taxerer", når flyet forlader den nødvendige angrebsvinkel. Når automatikken er slået fra, begynder flyet at dreje halen fremad, dette er grundlaget for Pugachev Cobra-figuren, hvor piloten bevidst slukker for automatiseringen og, når den nødvendige haledrejningsvinkel er nået, affyrer en raket ind i bagerste halvkugle, og tænder derefter for automatikken igen.
I det følgende betragter vi kun statisk stabile fly, da kun sådanne fly kan anvendes i civil luftfart.
Den indbyrdes indretning af flyets fokus og massecentret karakteriserer begrebet "centrering".
Da fokus er bag massecentret, uanset skemaet, øger afstanden mellem dem, kaldet stabilitetsmarginen, GO-armen i det normale skema og falder i "anden".
Forholdet mellem vingens skuldre og GO i "anden" er sådan, at destabilisatorens løftekraft med den maksimale afvigelse af elevatorerne udnyttes fuldt ud, når flyet bringes til høje angrebsvinkler. Og det vil blive savnet, når klapperne slippes. Derfor har alle "ænderne" af den berømte amerikanske designer Rutan ikke nogen mekanisering. Hans Voyager-fly fløj jorden rundt for første gang i 1986 uden at lande eller tanke.
Undtagelsen er Beechcraft Starship, men der, for at bruge klapper, blev der brugt et meget komplekst design med variabel destabilisatorgeometri, som ikke kunne bringes til en serielt reproducerbar tilstand, som et resultat af, at projektet blev lukket.
Vingens skulder afhænger i høj grad af, hvor meget løftekraften af destabilisatoren stiger med en stigning i dens angrebsvinkel med en grad, denne parameter kaldes den afledte af angrebsvinklen for løftekoefficienten eller blot derivat af destabilisatoren. Og jo mindre denne afledte er, jo tættere på vingen kan du placere flyets massecenter, derfor bliver vingeskulderen mindre. For at reducere denne afledte foreslog forfatteren i 1992 at udføre destabilisatoren i henhold til biplan-skemaet (2). Dette gør det muligt at reducere vingens skulder så meget, at det eliminerer forhindringen ved at bruge klappen på den. Der er dog en bivirkning i form af en stigning i GO modstand på grund af biplanhed. Derudover er der en komplikation i designet af flyet, da det faktisk er nødvendigt at fremstille to GO'er og ikke en.
Kolleger påpegede, at "biplane-destabilisator"-funktionen er tilgængelig på Wright-brødrenes fly, men ikke kun en ny funktion er patenteret i opfindelser, men også et nyt sæt funktioner. The Wrights manglede "flap"-tegnet. Desuden, hvis sættet af træk ved en ny opfindelse er kendt, så skal mindst én funktion bruges til nye formål, for at denne opfindelse kan genkendes. I Wrights blev biplanhed brugt til at reducere vægten af strukturen og i den beskrevne opfindelse til at reducere derivatet.
"Weathervane Duck"
For næsten to årtier siden huskede de ideen om "vejranden", nævnt i begyndelsen af artiklen.
Den bruger en fjerbeklædt vandret hale som destabilisator - FGO, som består af selve destabilisatoren, drejeligt placeret på en akse vinkelret på flykroppen og forbundet med destabilisatorservoen. En slags flyvemaskine af et normalt skema, hvor flyvemaskinens vinge er CSF's destabilisator, og flyvemaskinens stabilisator er CSF-servoen. Og dette fly flyver ikke, men er placeret på en akse, og det selv orienterer sig i forhold til den modgående strøm. Ved at ændre servoens negative angrebsvinkel ændrer vi angrebsvinklen for destabilisatoren i forhold til flowet og følgelig løftekraften af CSF under pitchkontrol.
Med en fast position af servostyringen i forhold til destabilisatoren reagerer CSF ikke på lodrette vindstød, dvs. til ændringer i flyets angrebsvinkel. Derfor er dens afledte nul. Baseret på vores tidligere begrundelse - den ideelle mulighed.
Da man testede det første fly af "weather duck"-skemaet designet af A. Yurkonenko (3) med en effektivt ladet CSF, blev der udført mere end to dusin vellykkede flyvninger. Samtidig blev der fundet tydelige tegn på flyets ustabilitet (4).
"Super modstandsdygtighed"
Da det ikke er paradoksalt, men "vejrfløjens" ustabilitet er en konsekvens af dens "overstabilitet". Det stabiliserende moment af en klassisk canard med en fast GO dannes ud fra det stabiliserende moment af vingen og det modvirkende destabiliserende moment af GO. Hos vejrhaneanden deltager CSF ikke i dannelsen af det stabiliserende moment, og det dannes kun fra det stabiliserende moment af vingen. Således er det stabiliserende moment for "vejrfløjen" omkring ti gange større end det for den klassiske. Med en utilsigtet stigning i angrebsvinklen vender flyet, under påvirkning af et overdreven stabiliseringsmoment af vingen, ikke tilbage til den forrige tilstand, men "overskyder" den. Efter "overshootet" opnår flyet en reduceret angrebsvinkel sammenlignet med det tidligere regime, derfor opstår der et stabiliserende øjeblik af et andet tegn, også overdreven, og dermed opstår selvsvingninger, som piloten ikke er i stand til at slukke.
En af betingelserne for stabilitet er et flys evne til at udjævne virkningerne af atmosfæriske forstyrrelser. Derfor, i fravær af forstyrrelser, er en tilfredsstillende flyvning af et ustabilt fly mulig. Dette forklarer YuAN-1-flyets vellykkede tilgange. I sin fjerne ungdom havde forfatteren et tilfælde, da en ny model af et svævefly fløj om aftenen i roligt vejr i i alt mindst 45 minutter, og demonstrerede ganske tilfredsstillende flyvninger og udviste lys ustabilitet - en næse-op vekslet med et dyk i den første flyvning i blæsevejr. Så længe vejret var roligt, og der ikke var nogen forstyrrelser, demonstrerede svæveflyet tilfredsstillende flyvning, men dets justering var ustabil. Der var simpelthen ingen grund til at vise denne ustabilitet.
Den beskrevne CSF kan i princippet bruges i en "pseudo-and". Et sådant fly er i det væsentlige et "haleløst" system og har en passende centrering. Og hans CSF bruges kun til at kompensere for det ekstra dykkermoment af vingen, der opstår under frigivelsen af mekanisering. I cruising-konfigurationen er der ingen belastning på CSF. Således fungerer CSF faktisk ikke i den primære operationelle flyvetilstand, og derfor er dens brug i denne variant uproduktiv.
"KRASNOV-AND"
"Superstabilitet" kan elimineres ved at øge CSF-derivatet fra nul til et acceptabelt niveau. Dette mål opnås på grund af det faktum, at rotationsvinklen af FGO er væsentligt mindre end rotationsvinklen for servoen forårsaget af en ændring i angrebsvinklen for flyet (5). Dette gøres ved en meget simpel mekanisme, vist i fig. 2. CSF 1 og servo 3 er drejeligt placeret på aksen OO1. Stænger 4 og 6 gennem hængsler 5,7, 9,10, 1, 3 forbinder CSF 8 og servo 12 med vippe 6. Kobling 1 tjener til at ændre længden af stang 3 af piloten til at styre stigningen. Rotationen af CSF 2 udføres ikke af hele afvigelsesvinklen af servoen 1 i forhold til flyet ved ændring af retningen af den modkørende strøm, men kun af dens proportionale del. Hvis andelen er lig med halvdelen, så under påvirkning af den opadgående strøm, hvilket fører til en stigning i angrebsvinklen for flyet med 1 grader, vil den faktiske angrebsvinkel for CSF kun stige med 3 grad. Følgelig vil CSF-derivatet være to gange mindre sammenlignet med den faste GO. Stiplede linjer markerer positionen af CSF 5 og servo 7 efter ændring af angrebsvinklen for flyet. Ændring af proportionen og dermed bestemmelse af værdien af den afledte er let at implementere ved at vælge de passende afstande mellem hængslerne 1 og XNUMX til aksen OOXNUMX.
![billede]()
Reduktionen af GO-derivatet på grund af fjerring gør det muligt at placere fokus inden for alle grænser, og bagved flyets massecenter. Dette er konceptet med aerodynamisk centreringsskift. Således fjernes alle restriktioner for brugen af moderne mekanisering af vingen i "and"-ordningen, mens statisk stabilitet opretholdes.
"KRASNOV-FLUGER"
Alt er fint! Men der er en ulempe. For at CSF 1 skal have en positiv løftekraft, skal en negativ løftekraft virke på servo 3. Analogi - det normale skema for flyet. Det vil sige, at der er tab for balancering, i dette tilfælde balancering af CSF. Derfor er måden at fjerne denne mangel på "and"-ordningen. Vi placerer servoen foran CSF, som vist i fig. 3.
CSF fungerer som følger (6). Som et resultat af virkningen af aerodynamiske kræfter på CSF 1 og servo 4, indstilles CSF 1 spontant i en bestemt angrebsvinkel i forhold til retningen af den modgående strøm. Angrebsvinklerne for CSF 1 og servo 4 har samme fortegn, derfor vil løftekræfterne på disse overflader have samme retning. Det vil sige, at den aerodynamiske kraft af servoen 4 ikke reducerer, men øger løftet af CSF 1. For at øge angrebsvinklen for flyet flytter piloten fremdriften 6, hvilket resulterer i, at servoen 4 på hængslet 5 drejer med uret og angrebsvinklen for servoen 4 øges. Dette fører til en stigning i angrebsvinklen for CSF 1, dvs. til en stigning i dens løftekraft.
Ud over pitchstyring giver forbindelsen tilvejebragt af fremdriften 7 en stigning fra nul til den påkrævede værdi af CSF-derivatet.
Lad os antage, at flyet kom ind i updraft og dets angrebsvinkel steg. I dette tilfælde roterer bjælken 2 mod uret, og hængslerne 9 og 8 ville i fravær af tryk 7 skulle nærme sig hinanden. Thrust 7 forhindrer konvergens og drejer servoen 4 med uret og øger derved dens angrebsvinkel.
Når retningen af den modgående strøm ændres, ændres servoens 4 angrebsvinkel, og CSF 1 sætter sig spontant i en anden vinkel i forhold til strømmen og skaber en anden løftekraft. I dette tilfælde afhænger værdien af denne afledte af afstanden mellem hængslerne 8 og 3, såvel som af afstanden mellem hængslerne 9 og 5.
Den foreslåede CSF blev testet på den elektriske ledningsmodel af "and"-kredsløbet, mens dens afledte blev reduceret til det halve sammenlignet med den faste CSF. Ladningen af CSF var 68% af den for vingen. Checkens opgave var ikke at opnå ens belastninger, men at opnå netop en lavere belastning af CSF sammenlignet med vingen, da hvis du får det, så vil det ikke være svært at få ens. Hos "ænder" med fast GO er belastningen af fjerdragten normalt 20 - 30 % højere end belastningen af vingen.
"Perfekt fly"
Hvis summen af to tal er en konstant værdi, vil summen af deres kvadrater være den mindste, hvis disse tal er ens. Da den induktive modstand af lejefladen er proportional med kvadratet af dens løftekoefficient, så vil den mindste grænse for flymodstand være i tilfældet, når disse koefficienter for begge lejeflader er lig med hinanden i cruising flight mode. Et sådant fly bør betragtes som "ideelt". Opfindelserne af "Krasnov-and" og "Krasnov-vejrflåge" gør det muligt at realisere konceptet "ideelle fly" i virkeligheden uden at ty til kunstig stabilitetsvedligeholdelse af automatiske systemer.
En sammenligning af det "ideelle fly" med et moderne konventionelt fly viser, at det er muligt at opnå en 33% gevinst i nyttelast med en samtidig brændstofbesparelse på 23%.
CSF skaber maksimal løft ved angrebsvinkler tæt på kritiske, og denne tilstand er typisk for flyvningens landingsstadie. I dette tilfælde er strømmen omkring lejefladen af luftpartikler tæt på grænsen mellem normal og stall. Strømningsadskillelsen fra overfladen af GO er ledsaget af et kraftigt tab af løfteevne på den og som et resultat af en intensiv sænkning af flyets næse, det såkaldte "dive". Et illustrativt tilfælde af "dyk" er styrtet af Tu-144 ved Le Bourget, da den kollapsede, da den forlod dykket lige efter dykket. Brugen af den foreslåede CSF gør det let at løse dette problem. For at gøre dette er det kun nødvendigt at begrænse rotationsvinklen for servostyringen i forhold til CSF. I dette tilfælde vil den faktiske CSF-angrebsvinkel være begrænset og vil aldrig blive lig med den kritiske.
"Weathervane stabilisator"
![billede]()
Af interesse er spørgsmålet om at bruge CSF i en normal ordning. Hvis du ikke reducerer, men omvendt, skal du øge rotationsvinklen for CSF i sammenligning med servostyringen, som vist i fig. 4, så vil CSF-derivatet være meget højere sammenlignet med den faste stabilisator (7).
Dette giver dig mulighed for betydeligt at flytte fokus og massecenter af flyet tilbage. Som et resultat bliver krydsbelastningen af CSF-stabilisatoren ikke negativ, men positiv. Desuden, hvis flyets massecentrum viser sig at være forskudt ud over fokus i form af flapafbøjningsvinklen (påføringspunktet for løftekrafttilvæksten på grund af flapafbøjningen), så skaber vingestabilisatoren en positiv løftekraft også i landingskonfigurationen.
Men alt dette er nok sandt, så længe vi ikke tager højde for påvirkningen af bremsning og flow, der skråner fra den forreste lejeflade til den bageste. Det er klart, at i tilfælde af "anden" er denne indflydelse meget mindre. Og på den anden side, hvis stabilisatoren "bærer" på militære krigere, hvorfor vil den så holde op med at "bære" i det civile liv?
"Krasnov-plan" eller "pseudo-vane and"
Den leddelte destabilisator komplicerer, selv om den ikke er drastisk, stadig designet af flyet. Det viser sig, at et fald i derivatet af destabilisatoren kan opnås med meget billigere midler.
![billede]()
På fig. 4 viser en destabilisator 1 af det foreslåede fly stift forbundet med skroget (ikke vist på tegningen). Den er udstyret med et middel til at ændre dens løftekraft i form af en elevator 2, som ved hjælp af et hængsel 3 er monteret på et beslag 4, der er stift forbundet med destabilisatoren 1. På samme beslag 4 ved hjælp af et hængsel 5, er anbragt en stang 6, i hvis bagende et servorat 7. Ved stangens 6 forreste ende er der ved siden af hængslet 5 fastgjort en arm 8, hvis øvre ende er forbundet til stangen 9 ved hjælp af et hængsel 10. Ved den bagerste ende af stangen 10 er der et hængsel 11, der forbinder den med håndtaget 12 på trimmeren 13 af elevatoren 2. Når denne trimmer 13 ved hjælp af hængslet 14 er monteret på bagsiden af rattet 2 højder. Koblingen 15 ændrer længden af trykkraften 10 under styring af piloten for at styre stigningen.
Den præsenterede destabilisator virker som følger. I tilfælde af en utilsigtet forøgelse af angrebsvinklen for flyet, f.eks. når det kommer ind i en opstrøm, afviger servoen 7 opad, hvilket medfører en forskydning af fremstødet 10 til venstre, dvs. fremad og får trimmeren 13 til at vige nedad, hvorved elevatoren 2 viger opad. Positionen af ror 2 højde, servo 7 og trimmer 13 i den beskrevne situation er vist på tegningen med stiplede linjer.
Som et resultat heraf vil stigningen i løftekraften af destabilisatoren 1 på grund af stigningen i angrebsvinklen til en vis grad udjævnes af elevatorens 2 opadgående afbøjning. Graden af denne nivellering afhænger af forholdet mellem afbøjningsvinklerne for servoen 7 og elevatorens 2 højde. Og dette forhold indstilles af længden af håndtagene 8 og 12. Når angrebsvinklen falder, bøjes elevatoren 2 ned, og løftekraften af destabilisatoren 1 øges, hvilket udjævner faldet i angrebsvinklen.
Således opnås et fald i derivatet af destabilisatoren i sammenligning med den klassiske "and".
På grund af det faktum, at servoen 7 og trimmeren 13 er kinematisk forbundet, balancerer de hinanden. Hvis denne afbalancering ikke er nok, så er det nødvendigt at inkludere en balancevægt i designet, som skal placeres enten inde i servostyringen 7, eller på forlængelsen af stangen 6 foran hængslet 5. Elevatoren 2 skal også være afbalanceret.
Da den afledede med hensyn til lejefladens angrebsvinkel er omtrent det dobbelte af den afledte med hensyn til klappens afbøjningsvinkel, så med et dobbelt overskud af afbøjningsvinklen for roret 2 sammenlignet med afbøjningsvinklen på servoen 7, er det muligt at opnå en værdi af destabilisator-derivatet tæt på nul.
Servoen 7 har samme areal som trimmeren 13 af ror 2 højderne. Det vil sige, at tilføjelserne til flydesignet er meget små i størrelse og komplicerer det ubetydeligt.
Det er således meget muligt at opnå de samme resultater som "vejrfløjen" kun ved brug af traditionelle flyproduktionsteknologier. Derfor kan et fly med en sådan destabilisator kaldes en "pseudo-vane and." Denne opfindelse modtog et patent med navnet "Krasnov-plan" (8).
"Turbulens-ignorerende fly"
Det er meget hensigtsmæssigt at lave et fly, hvor de forreste og bageste lejeflader i alt har en afledning lig nul.
Et sådant fly vil næsten fuldstændig ignorere de lodrette strømme af luftmasser, og dets passagerer vil ikke føle "snakren" selv med intens atmosfærisk turbulens. Og da de lodrette strømme af luftmasser ikke fører til en overbelastning af flyet, kan det regnes med en betydeligt lavere operationel overbelastning, hvilket vil påvirke massen af dets struktur positivt. På grund af det faktum, at flyet ikke oplever overbelastning under flyvning, er dets flyskrog ikke udsat for træthedsslid.
Faldet i derivatet af vingen på et sådant fly opnås på samme måde som for destabilisatoren i "pseudo-vane duck". Men servoen virker ikke på elevatorerne, men på vingeflaperonerne. Flaperon er den del af vingen, der fungerer som aileron og flap. I dette tilfælde, som et resultat af en tilfældig ændring i vingens angrebsvinkel, sker stigningen i dens løft ved fokus med hensyn til angrebsvinklen. Og den negative tilvækst af vingeløftet som følge af afbøjning af flaperonen ved servostyringen sker ved fokus langs flaperonens afbøjningsvinkel. Og afstanden mellem disse foci er næsten lig med en fjerdedel af den gennemsnitlige aerodynamiske akkord på vingen. Som et resultat af virkningen af det specificerede par forskelligt rettede kræfter dannes et destabiliserende moment, som skal kompenseres af destabilisatorens moment. I dette tilfælde skal destabilisatoren have en lille negativ afledt, og værdien af vingederivatet skal være lidt større end nul. RF patent nr. 2710955 er opnået for et sådant fly.
Helheden af ovenstående opfindelser er sandsynligvis den sidste ubrugte aerodynamiske informationsressource til at øge den økonomiske effektivitet af subsonisk luftfart med en tredjedel eller mere.
Yuri Krasnov
REFERENCER
- D. Sobolev. Hundredårets historie om den "flyvende vinge", Moskva, Rusavia, 1988, s. 100.
- Y. Krasnov. RF patent nr. 2000251.
- A. Yurkonenko. Alternativ and. Teknik - ungdom 2009-08. Side 6-11
- V. Lapin. Hvornår vil "vejrhaneanden" flyve? Almen luftfart. 2011. Nr. 8. Side 38-41.
- Y. Krasnov. RF patent nr. 2609644.
- Y. Krasnov. RF patent nr. 2651959.
- Y. Krasnov. RF patent nr. 2609620.
- Y. Krasnov. RF patent nr. 2666094.
Kilde: www.habr.com