Во доцните триесетти години на минатиот век, пронаоѓачот на летвата, Густав Лахман, предложил да се опреми безопашот со слободно лебдечко крило поставено пред крилото. Ова крило било опремено со серво-кормило, со чија помош се регулирала неговата подигачка сила. Служеше за да се компензира дополнителниот момент на нуркање на крилото што се јавува кога ќе се ослободи капакот. Бидејќи Лахман беше вработен во компанијата Handley-Page, таа беше сопственик на патентот за ова техничко решение и под овој бренд идејата се споменува во техничката литература. Но, сè уште нема практично спроведување на оваа идеја! Што е причината?
Балансирање на загубите
Крилото на авионот, кое создава подигање, има придружен, може да се каже, негативен нуспроизвод во форма на нуркачки момент кој има тенденција да го стави авионот во нуркање. За да се спречи нуркањето на авионот, на неговата опашка има мало крило - стабилизатор, кој го спречува ова нуркање, создавајќи надолна, односно негативна сила на кревање. Оваа аеродинамична конфигурација на авионот се нарекува „нормална“. Бидејќи подигањето на стабилизаторот е негативно, тој ја зголемува гравитацијата на авионот, а крилото мора да има подигање поголемо од гравитацијата.
Разликата меѓу овие сили се нарекува загуби на балансирање, која може да достигне и до 20%.
Но, првиот летечки авион на браќата Рајт немаше такви загуби, бидејќи малото крило - дестабилизатор што спречува нуркање - беше поставено не зад крилото, туку пред него. Овој аеродинамичен дизајн на авионот се нарекува „канард“. А за да се спречи нуркањето на авионот, дестабилизаторот мора да создаде нагорна, односно позитивна сила на подигање. Се додава на подигнувањето на крилото, и оваа сума е еднаква на гравитацијата на авионот. Како резултат на тоа, крилото мора да произведе сила на подигање што е помала од силата на гравитацијата. И без загуби за балансирање!
Стабилизатор и дестабилизатор се комбинираат во еден термин - хоризонтална опашка или GO.
Меѓутоа, со масовниот развој на механизацијата на крилата за полетување и слетување во раните триесетти години на минатиот век, „патката“ ја загуби оваа предност. Главниот елемент на механизацијата е размавта - задниот дел од крилото што се отклонува надолу. Приближно ја удвојува силата на кревање на крилото, поради што е можно да се намали брзината при слетување и полетување, а со тоа да се заштеди на тежината на шасијата. Но, нуспроизводот во форма на момент на нуркање кога ќе се ослободи капакот се зголемува до тој степен што дестабилизаторот не може да се справи со него, но стабилизаторот не може да се справи. Кршењето не е градење, во овој случај позитивна сила.
За да може крилото да создаде подигање, мора да биде ориентирано под агол на насоката на протокот на воздух што доаѓа. Овој агол се нарекува агол на напад и како што се зголемува се зголемува и силата на подигање, но не на неодредено време, туку до критичен агол, кој се движи од 15 до 25 степени. Затоа, вкупната аеродинамична сила не е насочена строго нагоре, туку е наклонета кон опашката на авионот. И може да се распадне во компонента насочена строго нагоре - силата на подигање, и насочена наназад - аеродинамичната сила на влечење. Односот на подигање и сила на влечење се користи за да се процени аеродинамичкиот квалитет на авионот, кој може да се движи од 7 до 25.
Феноменот што функционира во корист на нормалната шема е закосувањето на протокот на воздух зад крилото, кое се состои во надолно отклонување на насоката на протокот, толку е поголемо, толку е поголемо подигањето на крилото. Затоа, кога ќе се оттргне размавта, поради аеродинамиката, вистинскиот негативен агол на напад на стабилизаторот автоматски се зголемува и, следствено, неговата негативна сила на подигање.
Покрај тоа, таквата околност како обезбедување на надолжната стабилност на летот на авионот, исто така, работи во корист на „нормалната“ шема во споредба со „канардот“. Аголот на напад на авион може да претрпи промени како резултат на вертикални движења на воздушните маси. Авионите се дизајнирани со овој феномен на ум и се стремат да издржат пречки. Секоја површина на авионот има аеродинамичен фокус - точка на примена на зголемувањето на подигањето кога се менува аголот на напад. Ако го земеме предвид резултатот од зголемувањата на крилото и GO, тогаш и авионот има фокус. Ако фокусот на авионот е зад центарот на масата, тогаш со случајно зголемување на аголот на напад, зголемувањето на подигнувањето има тенденција да го навалува авионот така што аголот на напад се намалува. И авионот се враќа на претходниот режим на летање. Во овој случај, во „нормалната“ конфигурација, крилото создава дестабилизирачки момент (за зголемување на аголот на напад), а стабилизаторот создава момент на стабилизација (за намалување на аголот на напад), а вториот преовладува за околу 10% . Кај канардот, дестабилизирачкиот момент го создава дестабилизаторот, а стабилизирачкиот момент, кој е околу 10% поголем, го создава крилото. Затоа, зголемувањето на површината и рамото на хоризонталната опашка доведува до зголемување на стабилноста во нормалниот дизајн и до нејзино намалување на „канардот“. Сите моменти дејствуваат и се пресметуваат во однос на центарот на масата на авионот (види слика 1).
)
Ако фокусот на авионот е пред центарот на масата, тогаш со случајно мало зголемување на аголот на напад тој се зголемува уште повеќе и авионот ќе биде статички нестабилен. Оваа релативна позиција на фокусот и центарот на масата се користи кај современите борци за да се вчита стабилизаторот и да се добие не негативен, туку позитивен подигнување на него. И летот на авионот е обезбеден не со аеродинамика, туку со четири пати дупликат автоматски вештачки систем за стабилност, кој „управува“ кога авионот се оддалечува од потребниот агол на напад. Кога автоматизацијата е исклучена, авионот прво почнува да ја врти опашката, на тоа се заснова фигурата „Пугачовска кобра“, во која пилотот намерно ја исклучува автоматизацијата и кога ќе се достигне потребниот агол на вртење на опашката, пука ракета во задната хемисфера, а потоа повторно ја вклучува автоматизацијата.
Во продолжение, ги разгледуваме само статички стабилните авиони, бидејќи само такви авиони можат да се користат во цивилната авијација.
Релативната позиција на фокусот на авионот и центарот на маса го карактеризира концептот на „центрирање“.
Бидејќи фокусот е зад центарот на масата, без оглед на шаблонот, растојанието меѓу нив, наречено маргина на стабилност, ја зголемува раката GO во нормална шема и ја намалува во „канард“.
Односот на краците на крилата со канадот е таков што силата на кревање на дестабилизаторот при максимално отклонување на лифтовите целосно се користи кога авионот е доведен до високи агли на напад. И ќе се пропушти кога ќе се ослободат клапите. Затоа, сите „патки“ на познатиот американски дизајнер Рутан немаат никаква механизација. Неговиот авион „Војаџер“ беше првиот во светот што леташе низ светот без слетување и полнење гориво во 1986 година.
Исклучок е Beechcraft Starship, но таму, заради користење на клапи, се користеше многу сложен дизајн со променлива геометрија на дестабилизатор, кој не можеше да се доведе во сериска репродуктивна состојба, поради што проектот беше затворен.
Раката на крилото во голема мера зависи од тоа колку се зголемува силата на подигање на дестабилизаторот кога неговиот агол на напад се зголемува за еден степен; овој параметар се нарекува дериват во однос на аголот на напад на коефициентот на подигнување или едноставно дериват на дестабилизаторот. И, колку е помал овој дериват, толку поблиску до крилото може да се постави центарот на масата на авионот, затоа, толку е помала раката на крилото. За да се намали овој дериват, авторот во 1992 година предложи да се имплементира дестабилизаторот според двопланска шема (2). Ова овозможува толку многу да се намали рамото на крилото што да ја елиминира пречката за користење на преклоп на него. Сепак, несакан ефект се јавува во форма на зголемување на отпорноста на GO поради биплан. Покрај тоа, постои компликација во дизајнот на авионот, бидејќи е неопходно всушност да се произведат два ГО, а не еден.
Колегите истакнаа дека во авионот на браќата Рајт е присутна карактеристиката „двоплани дестабилизатор“, но во пронајдоците не е патентирана само нова карактеристика, туку и нов сет на функции. Рајтс ја немаа функцијата „флап“. Дополнително, ако се знае множеството карактеристики на нов пронајдок, тогаш за да се препознае овој пронајдок, мора да се користи барем една карактеристика за нови цели. Рајтс користеле биплан за да ја намалат тежината на структурата, а во опишаниот изум - за да го намалат дериватот.
„Ведерска патка“
Пред речиси две децении, се сетивме на идејата за „лопатка“ спомната на почетокот на статијата.
Како дестабилизатор користи хоризонтална опашка на временската проветрница (FGO), која се состои од самиот дестабилизатор, шарки поставен на оска нормална на трупот и поврзан со дестабилизатор на серво кормилото. Еден вид авион со нормален дизајн, каде што крилото на авионот е дестабилизатор на FGO, а стабилизаторот на авионот е сервото FGO. И овој авион не лета, туку е поставен на оска, а самиот е ориентиран во однос на протокот што доаѓа. Со менување на негативниот агол на напад на серво управувањето, го менуваме аголот на напад на дестабилизаторот во однос на протокот и, следствено, силата на подигање на FGO за време на контролата на теренот.
Кога положбата на серво воланот останува непроменета во однос на дестабилизаторот, FGO не реагира на налетите на вертикалниот ветер, т.е. на промените во аголот на напад на авионот. Затоа неговиот дериват е нула. Врз основа на нашите претходни дискусии, ова е идеална опција.
При тестирање на првиот авион од дизајнот „лопатка канард“ дизајниран од А. Јурконенко (3) со ефективно натоварен FGO, беа изведени повеќе од дваесетина успешни пристапи. Во исто време, откриени се јасни знаци на нестабилност на авионите (4).
„Супер еластичност“
Колку и да изгледа парадоксално, нестабилноста на „лопатката“ е последица на нејзината „суперстабилност“. Стабилизирачкиот момент на класичен канард со фиксен GO се формира од моментот на стабилизирање на крилото и дестабилизирачкиот момент на GO што му се спротивставува. Кај атмосферската патка, FGO не учествува во формирањето на стабилизирачкиот момент, а се формира само од стабилизирачкиот момент на крилото. Така, моментот на стабилизирање на „лопатката“ е приближно десет пати поголем од оној на класичниот. Ако аголот на напад случајно се зголеми, авионот, под влијание на прекумерен стабилизирачки момент на крилото, не се враќа во претходниот режим, туку го „прегазува“. По „прескокнувањето“, леталото добива намален агол на напад во однос на претходниот режим, па настанува стабилизирачки момент со различен знак, исто така прекумерен, а со тоа се јавуваат и самоосцилации кои пилотот не може да ги изгасне.
Еден од условите за стабилност е способноста на авионот да ги неутрализира последиците од атмосферските нарушувања. Затоа, во отсуство на нарушувања, можен е задоволителен лет на нестабилен авион. Ова ги објаснува успешните приоди на авионот ЈуАН-1. Во мојата далечна младост, авторот имаше случај кога нов модел на едрилица леташе во вечерните часови во мирни услови вкупно најмалку 45 минути, демонстрирајќи доста задоволителни летови и покажа значителна нестабилност - фрлање на теренот наизменично со нуркање на првиот лет во ветровито времето. Сè додека времето беше мирно и немаше нарушувања, едрилицата покажа задоволителен лет, но неговото прилагодување беше нестабилно. Едноставно немаше причина да се покаже оваа нестабилност.
Опишаниот CSF, во принцип, може да се користи во „псевдопатка“. Таквиот авион во суштина е дизајн „без опашка“ и има соодветно усогласување. А неговиот FGO се користи само за да се компензира дополнителниот нуркачки момент на крилото што се јавува при ослободување на механизацијата. Во конфигурацијата за крстарење нема оптоварување на FGO. Така, FGO всушност не работи во главниот оперативен режим на лет, и затоа неговата употреба во ова олицетворение е непродуктивна.
„КРАСНОВ-патка“
„Преголема стабилност“ може да се елиминира со зголемување на дериватот на CSF од нула на прифатливо ниво. Оваа цел е постигната поради фактот што аголот на ротација на FGO е значително помал од аголот на ротација на серво кормилото предизвикан од промена на аголот на напад на авионот (5). За таа цел се користи многу едноставен механизам, прикажан на сл. 2. FGO 1 и серво воланот 3 се закачени на оската OO1. Прачките 4 и 6, преку шарките 5,7, 9,10, ги поврзуваат FGO 1 и серво воланот 3 со ролерот 8. Спојката 12 служи за промена на должината на шипката 6 од страна на пилотот заради контрола на теренот. Вртењето на FGO 1 се врши не преку целиот агол на отклонување на серво воланот 3 во однос на авионот кога се менува насоката на идниот проток, туку само преку неговиот пропорционален дел. Ако пропорцијата е еднаква на половина, тогаш под дејство на нагорен проток, што доведува до зголемување на аголот на напад на авионот за 2 степени, вистинскиот агол на напад на FGO ќе се зголеми за само 1 степен. Според тоа, дериватот на FGO ќе биде два пати помал во споредба со фиксниот GO. Испрекинатите линии ја означуваат позицијата на FGO 1 и серво кормилото 3 по промената на аголот на напад на авионот. Промената на пропорцијата и, со тоа, одредувањето на вредноста на дериватот може лесно да се постигне со избирање на соодветни растојанија на шарките 5 и 7 до оската OO1.
![слика]()
Намалувањето на дериватот на GO поради пердувување ви овозможува да го поставите фокусот во какви било граници, а зад него центарот на масата на авионот. Ова е концептот на аеродинамичко неусогласеност. Така, сите ограничувања за употреба на модерна механизација на крилата во конфигурацијата на канард се отстранети додека се одржува статичка стабилност.
„КРАСНОВ-ФЛУГЕР“
Се е во ред! Но, постои недостаток. За да се појави позитивна сила на подигање на FGO 1, негативна сила на подигање мора да дејствува на серво воланот 3. Аналогија е нормален распоред на авион. Односно, има загуби за балансирање, во овој случај балансирање на CSF. Оттука начин да се елиминира овој недостаток е шемата „патка“. Го поставуваме серво воланот пред FGO, како што е прикажано на сл. 3.
FGO работи на следниов начин (6). Како резултат на дејството на аеродинамичките сили на FGO 1 и на серво воланот 4, FGO 1 спонтано се инсталира под одреден агол на напад во насока на идниот проток. Аглите на напад на FGO 1 и серво кормилото 4 имаат ист знак, затоа, силите на подигање на овие површини ќе имаат иста насока. Односно, аеродинамичната сила на серво кормилото 4 не ја намалува, туку ја зголемува силата на кревање на FGO 1. За да го зголеми аголот на напад на авионот, пилотот го поместува потисокот 6 напред, како резултат на што серво кормилото 4 на шарката 5 се ротира во насока на стрелките на часовникот и аголот на напад на серво кормилото 4 се зголемува. Ова доведува до зголемување на аголот на напад на FGO 1, односно до зголемување на неговата сила на кревање.
Покрај контролата на чекорот, поврзувањето извршено со потисок 7 обезбедува зголемување од нула до потребната вредност на дериватот на FGO.
Да претпоставиме дека авионот влегол во нагорен проток и неговиот агол на напад се зголемил. Во овој случај, зракот 2 се ротира спротивно од стрелките на часовникот и шарките 9 и 8, во отсуство на влечење 7, ќе мора да се приближат една до друга. Шипката 7 го спречува приближувањето и го врти серво воланот 4 во насока на стрелките на часовникот и со тоа го зголемува неговиот агол на напад.
Така, кога се менува правецот на протокот што доаѓа, аголот на напад на серво воланот 4 се менува, а FGO 1 спонтано се поставува под различен агол во однос на протокот и создава различна сила на кревање. Во овој случај, вредноста на овој дериват зависи од растојанието помеѓу шарките 8 и 3, како и од растојанието помеѓу шарките 9 и 5.
Предложениот FGO беше тестиран на модел на електричен кабел од колото „патка“, додека неговиот дериват во споредба со фиксниот GO беше намален за половина. Оптоварувањето на FGO беше 68% од тоа за крилото. Целта на тестот не беше да се добијат еднакви товари, туку да се добие прецизно помало оптоварување на FGO во споредба со крилото, бидејќи ако го добиете, нема да биде тешко да се добијат еднакви. Во „патки“ со фиксен GO, оптоварувањето на емпеннажата е обично 20 - 30% поголемо од оптоварувањето на крилото.
„Идеалниот авион“
Ако збирот на два броја е константна вредност, тогаш збирот на нивните квадрати ќе биде најмал ако овие броеви се еднакви. Бидејќи индуктивното влечење на површината за подигање е пропорционално на квадратот на коефициентот на подигнување, најниската граница на влечење на авионот ќе биде во случај кога овие коефициенти на двете површини за подигање се еднакви еден со друг за време на крстаречкиот лет. Таквиот авион треба да се смета за „идеален“. Пронајдоците „Краснов-патка“ и „Краснов-времето лопатка“ овозможуваат во реалноста да се реализира концептот на „идеален авион“ без прибегнување кон вештачко одржување на стабилноста со автоматски системи.
Споредбата на „идеалниот авион“ со модерен авион со нормален дизајн покажува дека е можно да се добие зголемување од 33% во комерцијалното оптоварување додека истовремено се заштедува 23% на гориво.
FGO создава максимално подигнување при агли на напад блиску до критичните, а овој режим е типичен за фазата на слетување на летот. Во овој случај, протокот на воздушни честички околу носечката површина е блиску до границата помеѓу нормалната и штандот. Нарушувањето на протокот од површината на GO е придружено со нагло губење на подигањето на него и, како последица на тоа, интензивно спуштање на носот на авионот, т.н. Индикативен случај на „пек“ е катастрофата Ту-144 во Ле Бурже, кога се урна при излегување од нуркање токму по нуркањето. Употребата на предложениот CSF овозможува лесно решавање на овој проблем. За да го направите ова, потребно е само да се ограничи аголот на ротација на серво управувачот во однос на FGO. Во овој случај, вистинскиот агол на напад на FGO ќе биде ограничен и никогаш нема да стане еднаков на критичниот.
„Стабилизатор на временската лента“
![слика]()
Прашањето за користење на FGO во нормална шема е од интерес. Ако не го намалите, туку напротив, го зголемите аголот на вртење на FGO во споредба со серво воланот, како што е прикажано на сл. 4, тогаш дериватот на FGO ќе биде многу поголем во споредба со фиксниот стабилизатор (7).
Ова овозможува фокусот и центарот на масата на авионот значително да се поместат наназад. Како резултат на тоа, оптоварувањето на крстарење на стабилизаторот FGO не станува негативно, туку позитивно. Дополнително, ако центарот на масата на авионот е поместен надвор од фокусот долж аголот на отклонување на вратичката (точка на примена на зголемувањето на подигнувањето поради отклонување на капачето), тогаш стабилизаторот на пердувот создава позитивна сила на подигање во конфигурацијата за слетување .
Но, сето ова може да биде точно сè додека не го земеме предвид ефектот на сопирање и откос на проток од предната површина на лежиштето кон задниот дел. Јасно е дека во случај на „патка“ улогата на ова влијание е многу помала. Од друга страна, ако стабилизаторот „носи“ воени ловци, тогаш зошто ќе престане да „носи“ на цивилни авиони?
„Краснов-план“ или „псевдо-лопатка“
Монтажата со шарки на дестабилизаторот, иако не радикално, сепак го комплицира дизајнот на авионот. Излегува дека намалувањето на дериватот на дестабилизатор може да се постигне со многу поевтини средства.
![слика]()
На сл. Слика 4 го прикажува дестабилизаторот 1 на предложениот авион цврсто поврзан со трупот (не е прикажан на цртежот). Опремен е со средство за менување на неговата сила на подигање во форма на волан 2, кој со помош на шарка 3 е монтиран на држачот 4, цврсто поврзан со дестабилизатор 1. На истиот држач 4, со помош на шарка 5, има прачка 6, на задниот крај на која е цврсто прикачен серво волан 7 На предниот крај на шипката 6, до шарката 5, цврсто е фиксирана рачката 8, чиј горен крај е поврзан со шипката 9 со помош на шарка 10. На задниот крај на шипката 10 има шарка 11 што ја поврзува со рачката 12 на тримерот 13 на лифтот 2. Во овој случај, тримерот 13 е монтиран на задниот дел од воланот 14 со помош на шарка 2. Спојката 15 ја менува должината на потисокот 10 под контрола на пилотот за контрола на теренот.
Презентираниот дестабилизатор работи на следниов начин. Ако аголот на напад на авионот случајно се зголеми, на пример, кога влегува во нагорен проток, серво воланот 7 се отклонува нагоре, што повлекува поместување на потисокот 10 налево, т.е. напред и води до отклонување на тримерот 13 надолу, како резултат на што лифтот 2 се отклонува нагоре. Позицијата на воланот 2, серво воланот 7 и тримерот 13 во опишаната ситуација е претставена на цртежот со испрекинати линии.
Како резултат на тоа, зголемувањето на силата на кревање на дестабилизаторот 1 поради зголемувањето на аголот на нападот до одреден степен ќе биде неутрализирано со нагорното отклонување на лифтот 2. Степенот на ова израмнување зависи од односот на аглите на отклонување на серво воланот 7 и воланот 2. И овој однос е поставен со должината на лостовите 8 и 12. Кога аголот на напад се намалува, лифтот 2 се отклонува надолу, а силата на подигање на дестабилизаторот 1 се зголемува, израмнувајќи го намалувањето на аголот на напад.
На овој начин се постигнува намалување на дериватот на дестабилизаторот во однос на класичната „патка“.
Поради фактот што серво воланот 7 и тримерот 13 се кинематски поврзани еден со друг, тие се балансираат едни со други. Ако ова балансирање не е доволно, тогаш неопходно е да се вклучи балансна тежина во дизајнот, која мора да биде поставена или внатре во серво воланот 7 или на продолжетокот на шипката 6 пред шарката 5. Лифтот 2 мора исто така бидете избалансирани.
Бидејќи дериватот во однос на аголот на напад на површината на лежиштето е приближно двојно поголем од дериватот во однос на аголот на отклонување на капакот, тогаш кога аголот на отклонување на кормилото 2 е двојно поголем од аголот на отклонување на серво кормилото 7, можно е да се постигне вредност на дериватот на дестабилизаторот блиску до нула.
Серво кормилото 7 е еднакво по површина на тримерот 13 од височината на кормилото 2. Односно, додатоците на дизајнот на авионот се многу мали по големина и незначително го комплицираат.
Така, сосема е возможно да се добијат истите резултати како „вине канард“ користејќи само традиционални технологии за производство на авиони. Затоа, авионот со таков дестабилизатор може да се нарече „патка од псевдо-крала“. За овој изум е добиен патент со име „Краснов-план“ (8).
„Авион што ги игнорира турбуленциите“
Многу е препорачливо да се дизајнира авион во кој предните и задните површини за подигање имаат вкупен дериват еднаков на нула.
Таквото летало речиси целосно ќе ги игнорира вертикалните текови на воздушните маси, а неговите патници нема да чувствуваат „муабет“ дури и со интензивни турбуленции во атмосферата. А, бидејќи вертикалните текови на воздушните маси не доведуваат до преоптоварување на авионот, може да се смета дека ќе има значително помало оперативно преоптоварување, што позитивно ќе влијае на тежината на неговата структура. Поради фактот што авионот не доживува преоптоварување за време на летот, неговата воздушна рамка не е предмет на абење поради замор.
Намалувањето на дериватот на крилото на таквото летало се постигнува на ист начин како и за дестабилизаторот во „псевдо-лопатка канард“. Но, сервото не дејствува на лифтовите, туку на флапероните на крилата. Флаперон е дел од крилото што функционира како флапер и размавта. Во овој случај, како резултат на случајна промена на аголот на напад на крилото, неговата сила на подигање се зголемува во фокусот долж аголот на напад. И негативно зголемување на силата на подигање на крилото како резултат на отклонувањето на флаперонот од серво кормилото се јавува во фокусот долж аголот на отклонување на флаперонот. И растојанието помеѓу овие фокуси е речиси еднакво на една четвртина од просечната аеродинамична акорд на крилото. Како резултат на дејството на овој пар повеќенасочни сили, се формира дестабилизирачки момент, кој мора да се компензира со моментот на дестабилизатор. Во овој случај, дестабилизаторот треба да има мал негативен дериват, а вредноста на дериватот на крилото треба да биде малку поголема од нула. За таков авион е примен RF патент бр. 2710955.
Презентираниот сет на пронајдоци го претставува, веројатно, последниот неискористен информациски аеродинамичен ресурс за зголемување на економската ефикасност на субсоничното воздухопловство за една третина или повеќе.
Јуриј Краснов
ЛИТЕРАТУРА
- Д.Соболев. Стогодишна историја на „летечкото крило“, Москва, Русавија, 1988 година, стр. 100.
- Ју Краснов. RF патент бр. 2000251.
- А. Јурконенко. Алтернативна „патка“. Технологија - млади 2009-08. Страница 6-11
- В. Лапин. Кога ќе лета временската лента? Општа авијација. 2011. бр.8. Страница 38-41.
- Ју Краснов. RF патент бр. 2609644.
- Ју Краснов. RF патент бр. 2651959.
- Ју Краснов. RF патент бр. 2609620.
- Ју Краснов. RF патент бр. 2666094.
Извор: www.habr.com