El inventor del canard, Gustav Lachmann, propuso a finales de los años treinta equipar un avión sin cola con un pequeño ala flotante situada delante del ala principal. Esta ala estaba equipada con un servoala, que permitía regular su fuerza de sustentación. Su función era compensar el momento de picado adicional del ala que se producía al desplegar el flaps. Dado que Lachmann era empleado de Handley Page, esta empresa tenía la propiedad de la patente de esta solución técnica y la idea se menciona en la literatura técnica bajo esta marca. ¡Sin embargo, todavía no hay ninguna realización práctica de esta idea! ¿Cuál es la razón?
Pérdidas por equilibrado
El ala del avión, que genera sustentación, tiene un subproducto negativo en forma de un momento de picado que tiende a hacer que el avión entre en un picado. Para evitar que el avión picotee, en su cola se encuentra un pequeño ala estabilizadora, que previene este picado al crear una fuerza de sustentación dirigida hacia abajo, es decir, negativa. Este esquema aerodinámico del avión se denomina 'normal'. Dado que la fuerza de sustentación del estabilizador es negativa, se suma a la fuerza de gravedad del avión, y el ala debe generar una fuerza de sustentación que supere esta fuerza de gravedad.
La diferencia entre estas fuerzas se denomina pérdidas por equilibrado, que pueden alcanzar hasta el 20%.
Pero el primer avión volador de los hermanos Wright no tenía tales pérdidas, porque el pequeño ala, el desestabilizador que evita el picado, estaba colocada no detrás del ala, sino delante de ella. Este esquema aerodinámico del avión se llama 'pato'. Y para evitar el picado, el desestabilizador debe generar una fuerza de sustentación dirigida hacia arriba, es decir, positiva. Esta se suma a la fuerza de sustentación del ala, y esta suma es igual a la fuerza de gravedad del avión. Como resultado, el ala debe generar una fuerza de sustentación inferior a la fuerza de gravedad. ¡Y no hay pérdidas por equilibrado!
El estabilizador y el desestabilizador se combinan en un término: superficies de control horizontales o HC.
Sin embargo, con el desarrollo masivo a principios de la década de 1930 de la mecanización de despegue y aterrizaje del ala, la "pata" perdió la ventaja mencionada. El principal elemento de la mecanización es el flaps, la parte trasera del ala que se puede bajar. Esto aumenta aproximadamente dos veces la sustentación del ala, lo que permite reducir la velocidad en el aterrizaje y despegue, ahorrando así en el peso del tren de aterrizaje. Pero el efecto secundario en forma de momento de picado al desplegar el flaps aumenta hasta tal punto que el desestabilizador no puede manejarlo, mientras que el estabilizador sí puede. Romper no es construir, en este caso, fuerza positiva.
Para que el ala genere sustentación, debe orientarse en un ángulo hacia la dirección del flujo de aire en contra. Este ángulo se llama ángulo de ataque y a medida que aumenta, también lo hace la sustentación, aunque no de forma infinita, sino hasta un ángulo crítico, que se encuentra entre 15 y 25 grados. Por lo tanto, la fuerza aerodinámica total no está dirigida estrictamente hacia arriba, sino que está inclinada hacia la cola del avión. Y se puede descomponer en una componente que va estrictamente hacia arriba – la sustentación, y otra que se dirige hacia atrás – la fuerza de resistencia aerodinámica. La relación entre la sustentación y la resistencia indica la calidad aerodinámica del avión, que puede variar de 7 a 25.
A favor del diseño normal trabaja el fenómeno del desvío del flujo de aire detrás del ala, que consiste en la desviación hacia abajo de la dirección del flujo, siendo mayor cuanto mayor sea la sustentación del ala. Por lo tanto, al desviar el flaps, debido a la aerodinámica, automáticamente aumenta el ángulo de ataque negativo efectivo del estabilizador y, por ende, su fuerza de sustentación negativa.
Además, a favor del esquema "normal" en comparación con el "pato" se encuentra la provisión de la estabilidad longitudinal del vuelo del avión. El ángulo de ataque del avión puede cambiar como resultado de los movimientos verticales de las masas de aire. Los aviones se diseñan teniendo en cuenta este fenómeno y buscan resistir las perturbaciones. Cada superficie del avión tiene un foco aerodinámico, que es el punto de aplicación del incremento de la elevación al cambiar el ángulo de ataque. Si consideramos la resultante de los incrementos del ala y del estabilizador, también hay un foco en el avión. Si el foco del avión se encuentra detrás del centro de masas, entonces, al aumentar aleatoriamente el ángulo de ataque, el incremento de la elevación tiende a inclinar el avión de tal manera que el ángulo de ataque disminuya. Y el avión vuelve a su régimen de vuelo anterior. En este caso, en el esquema "normal", el ala crea un momento desestabilizador (al aumentar el ángulo de ataque), mientras que el estabilizador crea un momento estabilizador (al disminuir el ángulo de ataque) y este último prevalece aproximadamente en un 10%. En el "pato", el momento desestabilizador es creado por el desestabilizador, mientras que el estabilizador, que es aproximadamente un 10% mayor, lo es el ala. Por lo tanto, el aumento del área y del brazo del empenaje horizontal conduce a un aumento de la estabilidad en el esquema normal y a una disminución en el "pato". Todos los momentos actúan y se consideran respecto al centro de masas del avión (ver fig. 1).
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Si el foco del avión está delante del centro de gravedad, cualquier pequeño aumento aleatorio en el ángulo de ataque incrementará aún más ese ángulo, lo que hará que el avión sea estáticamente inestable. Esta disposición de foco y centro de gravedad se utiliza en los cazas modernos para cargar el estabilizador y obtener una fuerza de sustentación positiva en lugar de negativa. El vuelo del avión se asegura no por la aerodinámica, sino por un sistema automático de estabilidad artificial cuádruple que 'corrige' cuando el avión se desvía del ángulo de ataque requerido. Al desactivar la automatización, el avión comienza a girar con la cola hacia adelante, lo que da lugar a la figura 'Cobra de Pugachev', en la que el piloto apaga intencionadamente la automatización y, al alcanzar el ángulo de giro requerido, dispara un misil hacia la parte trasera, y luego vuelve a activar la automatización.
En adelante, consideraremos solo aviones estáticamente estables, ya que solo estos pueden utilizarse en la aviación civil.
La disposición relativa del foco del avión y del centro de gravedad caracteriza el concepto de 'centrado'.
Dado que el foco está detrás del centro de gravedad independientemente del diseño, la distancia entre ellos, conocida como margen de estabilidad, aumenta el brazo de la fuerza de gravedad en un diseño normal y lo reduce en un 'pato'.
La relación entre el brazo del ala y la fuerza de gravedad en un 'pato' es tal que la fuerza de sustentación del desestabilizador se utiliza completamente al llevar el avión a grandes ángulos de ataque. Y no será suficiente al desplegar los flaps. Por lo tanto, todos los 'patos' del famoso constructor estadounidense Rutan carecen de cualquier mecanismo. Su avión 'Voyager' fue el primero en el mundo en volar sin aterrizaje y sin reabastecimiento alrededor del globo en 1986.
La excepción es el Beechcraft 'Starship', pero allí se utilizó una construcción bastante compleja con geometría variable del desestabilizador con el fin de usar los flaps, que no se pudo llevar a un estado de producción en serie, por lo que el proyecto fue cerrado.
El brazo del ala depende en gran medida de cuánto aumenta la fuerza de elevación del estabilizador al aumentar su ángulo de ataque en un grado. Este parámetro se llama la derivada del coeficiente de elevación respecto al ángulo de ataque, o simplemente la derivada del estabilizador. Cuanto menor sea esta derivada, más cerca se puede colocar el centro de gravedad del avión al ala, y, por lo tanto, menor será el brazo del ala. Para reducir esta derivada, el autor propuso en 1992 fabricar el estabilizador según un esquema biplano (2). Esto permite disminuir tanto el brazo del ala que elimina el obstáculo para utilizar un flaps. Sin embargo, esto produce un efecto secundario que es el aumento de la resistencia del estabilizador debido a la biplanidad. Además, hay una complicación en la construcción del avión, ya que es necesario fabricar, de hecho, dos estabilizadores en lugar de uno.
Los colegas señalaron que la característica "estabilizador biplano" está presente en el avión de los Hermanos Wright, pero en las invenciones no solo se patenta una nueva característica, sino también una nueva combinación de características. Los Wright carecían de la característica "flap". Además, si la combinación de características de una nueva invención es conocida, al menos una de las características debe usarse para nuevos fines para reconocer esa invención. Los Wright usaron la biplanidad para reducir el peso de la estructura, mientras que en la invención descrita se utiliza para reducir la derivada.
La "pato veleta"
Casi dos décadas atrás, se recordó la idea de la "pato veleta", mencionada al principio del artículo.
En ella, se utiliza un timón horizontal de tipo veleta como estabilizador. Este consiste en el estabilizador en sí, montado en un eje perpendicular al fuselaje, y está relacionado con el estabilizador mediante un servoala. Es un pequeño avión de esquema normal, donde el ala del avión es el estabilizador de tipo veleta, y el estabilizador del avión es el servoala de tipo veleta. Y este pequeño avión no vuela, sino que está montado en un eje y se orienta automáticamente respecto al flujo de aire. Al cambiar el ángulo de ataque negativo del servoala, modificamos el ángulo de ataque del estabilizador respecto al flujo y, por lo tanto, la fuerza de elevación del estabilizador de tipo veleta al controlar el cabeceo.
Con la posición del servoempuje inalterada en relación con el desestabilizador, el FGO no reacciona a las ráfagas de viento vertical, es decir, a los cambios en el ángulo de ataque del avión. Por lo tanto, su derivada es igual a cero. A partir de nuestras observaciones anteriores, este es el escenario ideal.
Durante la prueba del primer avión del esquema 'pato veleta' del diseñador A. Yurkonenko (3) con un FGO eficientemente cargado, se llevaron a cabo más de dos docenas de aproximaciones exitosas. Sin embargo, se manifestaron claros signos de inestabilidad del avión (4).
«Súper estabilidad»
Parece paradójico, pero la inestabilidad del 'pato veleta' es consecuencia de su 'súper estabilidad'. El momento estabilizador del pato clásico con un FGO fijo se genera a partir del momento estabilizador del ala y el momento desestabilizador que se le opone. En el pato veleta, el FGO no participa en la formación del momento estabilizador, que se crea únicamente a partir del momento estabilizador del ala. Así, el momento estabilizador del 'pato veleta' es aproximadamente diez veces mayor que el del clásico. Ante un aumento aleatorio del ángulo de ataque, el avión, debido al excesivo momento estabilizador del ala, no regresa a su estado anterior, sino que lo 'salta'. Después del 'salto', el avión adopta un ángulo de ataque reducido en comparación con su estado anterior, por lo que se genera un momento estabilizador de signo opuesto, también excesivo, y así aparecen oscilaciones automáticas que el piloto no puede amortiguar.
Una de las condiciones de estabilidad es la capacidad del avión para mitigar las consecuencias de las perturbaciones atmosféricas. Así, en ausencia de perturbaciones, un vuelo satisfactorio de un avión inestable es posible. Esto explica los exitosos aterrizajes del avión JUAN-1. En mi lejana juventud, tuve un caso en el que un nuevo modelo de planeador volaba durante las tardes en calma durante un total de no menos de 45 minutos, demostrando vuelos bastante satisfactorios y manifestando una notable inestabilidad: el picado alternaba con un descenso en el primer vuelo en un clima ventoso. Mientras el clima era tranquilo y no había perturbaciones, el planeador demostraba un vuelo satisfactorio, pero su ajuste era inestable. Simplemente no había razones para que esta inestabilidad se manifestara.
El FG mencionado se puede utilizar, en principio, en un "pseudoáncora". Este avión es esencialmente un diseño "sin cola" y tiene un equilibrio correspondiente. Y el FG solo se utiliza para compensar el momento de picado adicional del ala que se produce al desplegar la mecanización. En la configuración de crucero, no hay carga en el FG. Por lo tanto, en el principal modo operacional de vuelo, el FG en realidad no funciona, y su uso en esta variante resulta ser poco productivo.
"KRASNOV-ANQUA"
La "superestabilidad" puede eliminarse aumentando la derivada del FG de cero a un nivel aceptable. El objetivo propuesto se logra porque el ángulo de desviación del FG es significativamente menor que el ángulo de desviación del serrotor, causado por el cambio en el ángulo de ataque del avión (5). Para esto, se utiliza un mecanismo bastante simple, como se muestra en la figura 2. El FG 1 y el serrotor 3 están montados en la articulación del eje OO1. Las varillas 4 y 6 conectan el FG 1 y el serrotor 3 con el balancín 8 a través de las articulaciones 5, 7, 9, 10. El acoplador 12 sirve para cambiar la longitud de la varilla 6 por parte del piloto con el fin de controlar el cabeceo. La desviación del FG 1 no se realiza en todo el ángulo de deflexión del serrotor 3 respecto al LA al cambiar la dirección del flujo de aire incidente, sino solo en una parte proporcional de este. Si la proporción es igual a la mitad, entonces, bajo la acción de una corriente ascendente que causa un aumento en el ángulo de ataque del LA de 2 grados, el ángulo de ataque real del FG aumentará únicamente en 1 grado. Por lo tanto, la derivada del FG será dos veces menor en comparación con el FG fijo. Las líneas discontinuas indican la posición del FG 1 y del serrotor 3 después de cambiar el ángulo de ataque del LA. Cambiar la proporción y, por lo tanto, determinar la magnitud de la derivada se puede realizar fácilmente eligiendo las distancias adecuadas entre las articulaciones 5 y 7 hasta el eje OO1.
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La disminución de la derivada del FG a través del planeo permite ubicar el enfoque y, detrás de él, el centro de gravedad del avión en cualquier rango. Esto implica el concepto de desplazamiento aerodinámico del centro de gravedad. Así, se eliminan todas las restricciones sobre el uso de la modernización del ala en la configuración "áncora" manteniendo la estabilidad estática.
"KRASNOV-FLUGER"
¡Todo está perfecto! Sin embargo, hay un pequeño inconveniente. Para que el FGO 1 genere una fuerza de elevación positiva, debe actuar una fuerza de elevación negativa sobre el servoriel 3. La analogía es la de un avión normal. Es decir, hay pérdidas en el equilibrio, en este caso el equilibrio del FGO. Por lo tanto, la solución a este inconveniente es el esquema de "pato". Colocamos el servoriel delante del FGO, como se muestra en la figura 3.
El FGO funciona de la siguiente manera (6). Como resultado de las fuerzas aerodinámicas que actúan sobre el FGO 1 y el servoriel 4, el FGO 1 se establece de forma espontánea en un cierto ángulo de ataque respecto a la dirección del flujo de aire entrante. Los ángulos de ataque del FGO 1 y del servoriel 4 tienen el mismo signo, por lo tanto, las fuerzas de elevación de estas superficies tendrán la misma dirección. Es decir, la fuerza aerodinámica del servoriel 4 no disminuye, sino que aumenta la fuerza de elevación del FGO 1. Para aumentar el ángulo de ataque del avión, el piloto desplaza el tirante 6 hacia adelante, lo que provoca que el servoriel 4 gire en el eje 5 en el sentido de las agujas del reloj y aumente su ángulo de ataque. Esto resulta en un incremento del ángulo de ataque del FGO 1, es decir, en un aumento de su fuerza de elevación.
Además del control del cabeceo, la conexión realizada por el tirante 7 asegura un aumento de cero a la magnitud necesaria del derivado del FGO.
Supongamos que el avión ha entrado en una corriente ascendente y su ángulo de ataque ha aumentado. En este caso, la viga 2 gira en sentido antihorario y las bisagras 9 y 8, en ausencia del tirante 7, deberían acercarse. El tirante 7 impide el acercamiento y gira el servoriel 4 en el sentido de las agujas del reloj, aumentando así su ángulo de ataque.
Por lo tanto, al cambiar la dirección del flujo de aire entrante, cambia el ángulo de ataque del servoriel 4, y el FGO 1 se establece espontáneamente en un nuevo ángulo respecto al flujo, generando una nueva fuerza de elevación. En este caso, la magnitud del derivado mencionado depende de la distancia entre las bisagras 8 y 3, así como de la distancia entre las bisagras 9 y 5.
La propuesta de FGO fue probada en un modelo electrocord del esquema 'pato', y su derivada en comparación con el GO fijo fue reducida a la mitad. La carga del FGO fue del 68% de la carga del ala. El objetivo de la prueba no era obtener cargas iguales, sino lograr una carga menor del FGO en comparación con el ala, porque si se logra eso, no será difícil obtener cargas iguales. En los 'patos' con GO fijo, la carga del área de control suele ser de un 20 a un 30% superior a la carga del ala.
‘Avión ideal’
Si la suma de dos números es una cantidad invariable, entonces la suma de sus cuadrados será mínima cuando estos números sean iguales. Dado que la resistencia inductiva de la superficie portante es proporcional al cuadrado de su coeficiente de sustentación, el límite mínimo de resistencia de un avión se alcanzará cuando estos coeficientes de ambas superficies portantes sean iguales en modo de crucero. Tal avión debería considerarse 'ideal'. Las invenciones del 'pato Krasnov' y el 'giróscopo Krasnov' permiten en realidad materializar el concepto de 'avión ideal' sin recurrir a mantener la estabilidad artificialmente a través de sistemas automáticos.
La comparación del 'avión ideal' con un avión moderno de esquema normal demuestra que se puede obtener un beneficio del 33% en carga comercial con un ahorro de combustible del 23%.
El FGO genera la máxima sustentación a ángulos de ataque cercanos al crítico, y este régimen es característico de la fase de aterrizaje del vuelo. En este caso, el flujo de aire alrededor de la superficie portante se aproxima al límite entre el flujo normal y el desprendimiento. El desprendimiento del flujo de la superficie del GO se acompaña de una brusca pérdida de sustentación en él y, como consecuencia, una intensa caída del morro del avión, lo que se conoce como 'picada'. Un caso emblemático de 'picada' es el desastre del Tu-144 en Le Bourget, cuando se destruyó al salir de un picado exactamente después de la picada. El uso del FGO propuesto permite resolver fácilmente el problema mencionado. Para ello, solo es necesario limitar el ángulo de giro del servocontrol respecto al FGO. En este caso, el ángulo de ataque real del FGO estará limitado y nunca será igual al crítico.
‘Estabilizador giróscopico’
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Es interesante el uso del FGO en un esquema normal. Si no se reduce, sino que se aumenta el ángulo de giro del FGO en comparación con el servoaleta, como se muestra en la Fig. 4, la derivada del FGO será mucho mayor en comparación con el estabilizador fijo (7).
Esto permite desplazar significativamente el enfoque y el centro de masa del avión hacia atrás. Como resultado, la carga de crucero del estabilizador FGO no es negativa, sino positiva. Además, si el centro de masa del avión se desplaza más allá del enfoque en el ángulo de desviación del flaperón (punto de aplicación del aumento de la sustentación debido a la desviación del flaperón), entonces el estabilizador de cola también genera sustentación positiva en la configuración de aterrizaje.
Pero todo esto es válido hasta que tengamos en cuenta la influencia de la desaceleración y el sesgo del flujo desde la superficie de sustentación delantera sobre la trasera. Es evidente que en el caso de un 'pato' este efecto es significativamente menor. Por otro lado, si en los cazas militares el estabilizador 'lleva', ¿por qué dejaría de 'llevar' en la aviación civil?
«Plan Krasnov» o «pato pseudo-fleugiano»
El montaje articulado del desestabilizador, aunque no de manera radical, complica la estructura del avión. Se demuestra que se puede lograr una reducción de la derivada del desestabilizador de maneras mucho más económicas.
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En la Fig. 4 se presenta el desestabilizador 1, rígidamente vinculado al fuselaje (no mostrado en el dibujo) del aparato volador propuesto. Está equipado con un medio para cambiar su sustentación en forma de un timón 2 de altura, que está fijado mediante un eje 3 en un soporte 4, que está rígidamente conectado al desestabilizador 1. En el mismo soporte 4, hay una varilla 6 colocada con un eje 5, cuyo extremo trasero está rígidamente fijado al servoaleta 7. En el extremo delantero de la varilla 6, cerca del eje 5, está fijada de forma rígida una palanca 8, cuyo extremo superior está conectado mediante un eje 9 a una barra 10. En el extremo trasero de la barra 10 se encuentra el eje 11, que la conecta a la palanca 12 del trimador 13 del timón 2 de altura. El trimador 13 está fijado en la parte trasera del timón 2 de altura mediante un eje 14. El acoplamiento 15 cambia la longitud de la barra 10 bajo el control del piloto para el manejo del cabeceo.
El desestabilizador presentado opera de la siguiente manera. Al aumentar aleatoriamente el ángulo de ataque de la aeronave, por ejemplo, al entrar en una corriente ascendente, el servoalabe 7 se desvía hacia arriba, lo que provoca un desplazamiento de la potencia 10 hacia la izquierda, es decir, hacia adelante, y lleva a la desviación del trim 13 hacia abajo, lo que resulta en que el timón 2 de altura se desvíe hacia arriba. La posición del timón 2 de altura, el servoalabe 7 y el trim 13 en esta situación está representada en el dibujo mediante líneas punteadas.
Como resultado, el aumento de la fuerza de elevación del desestabilizador 1 debido al aumento del ángulo de ataque será en cierta medida compensado por la desviación hacia arriba del timón 2 de altura. El grado de esta compensación depende de la relación entre los ángulos de desviación del servoalabe 7 y del timón 2 de altura. Y esta relación está determinada por la longitud de los brazos 8 y 12. Al reducir el ángulo de ataque, el timón 2 de altura se desvía hacia abajo, y la fuerza de elevación del desestabilizador 1 aumenta, compensando la reducción del ángulo de ataque.
De este modo, se logra una reducción de la derivada del desestabilizador en comparación con el clásico «patito».
Dado que el servoalabe 7 y el trim 13 están cinemáticamente interconectados, se equilibran entre sí. Si este equilibrio no es suficiente, es necesario incluir en la construcción un lastre de equilibrio, que debe colocarse ya sea dentro del servoalabe 7 o en la extensión del vástago 6 delante de la bisagra 5. El timón 2 de altura también debe estar equilibrado.
Dado que la derivada con respecto al ángulo de ataque de la superficie sustentadora es aproximadamente el doble de la derivada con respecto al ángulo de desviación del alerón, al superar en dos veces el ángulo de desviación del timón 2 de altura en comparación con el ángulo de desviación del servoalabe 7, es posible lograr un valor de la derivada del desestabilizador cercano a cero.
El servoalabe 7 tiene un área igual al trim 13 del timón 2 de altura. Es decir, las adiciones a la construcción del avión son muy pequeñas en tamaño y complican la misma de manera despreciable.
Por lo tanto, es bastante posible obtener resultados similares a los de un «patito de veleta» utilizando solo tecnologías tradicionales de construcción de aviones. Por ello, se puede llamar al avión con este desestabilizador «patito pseudo-veleta». Para esta invención se ha otorgado una patente bajo el nombre de «Plano Krasnov» (8).
«Avión que ignora la turbulencia»
Es muy razonable diseñar un avión cuya superficie portante delantera y trasera tenga una derivada que sea igual a cero.
Este avión ignorará prácticamente por completo las corrientes de aire verticales, y sus pasajeros no sentirán "turbulencias" ni siquiera durante intensas turbulencias atmosféricas. Y dado que las corrientes de aire verticales no provocan sobrecarga en el avión, se puede calcular para una sobrecarga operativa significativamente menor, lo que resultará en un peso más ligero de su construcción. Dado que en vuelo el avión no experimenta sobrecargas, su ala no está sujeta al desgaste por fatiga.
La reducción de la derivada del ala de tal avión se logra de la misma manera que para el desestabilizador en el "pato pseudo-flamenco". Pero el servo-alerón no actúa sobre los elevadores, sino sobre los flaperones del ala. Un flaperón es una parte del ala que funciona como alerón y flap. Como resultado de un cambio accidental en el ángulo de ataque del ala, el aumento de su sustentación ocurre en el foco del ángulo de ataque. Y el aumento negativo de la sustentación del ala debido a la deflexión del flaperón por el servo-alerón se produce en el foco del ángulo de deflexión del flaperón. La distancia entre esos focos es prácticamente igual a la cuarta parte de la cuerda aerodinámica media del ala. Como resultado de las fuerzas opuestas generadas por dicha pareja, se forma un momento desestabilizador que debe ser compensado por el momento del desestabilizador. En este caso, el desestabilizador debe tener una pequeña derivada negativa, y el valor de la derivada del ala debe ser ligeramente superior a cero. Para tal avión se ha obtenido la patente rusa №2710955.
La totalidad de los inventos descritos representa, probablemente, el último recurso aerodinámico informático no utilizado para aumentar en un tercio o más la eficiencia económica de la aviación subsónica.
Yuri Krasnov
LITERATURA
- D. Sobolev. Historia de cien años del "ala voladora", Moscú, Rusavia, 1988, p. 100.
- Yu. Krasnov. Patente rusa № 2000251.
- A. Yurkonenko. "Pato alternativo". Técnica — juventud 2009-08. Pp. 6-11
- V. Lapin. ¿Cuándo volará el "pato flamenco"? Aviación general. 2011. №8. Pp. 38-41.
- Yu. Krasnov. Patente rusa № 2609644.
- Yu. Krasnov. Patente rusa № 2651959.
- Y. Krasnov. Patente RF n.º 2609620.
- Y. Krasnov. Patente RF n.º 2666094.
Fuente: habr.com
