På slutten av trettitallet av forrige århundre foreslo oppfinneren av lamellen, Gustav Lachmann, å utstyre de haleløse med en frittflytende vinge plassert foran vingen. Denne vingen var utstyrt med et servo-ror, ved hjelp av hvilket dens løftekraft ble regulert. Det tjente til å kompensere for det ekstra vingedykkemomentet som oppstår når klaffen slippes. Siden Lachmann var ansatt i Handley-Page-selskapet, var det eieren av patentet for denne tekniske løsningen, og under dette merket er ideen nevnt i faglitteraturen. Men det er fortsatt ingen praktisk implementering av denne ideen! Hva er grunnen?
Balansering av tap
Vingen på et fly, som skaper løft, har et medfølgende, kan man si, negativt biprodukt i form av et dykkemoment som har en tendens til å sette flyet i et dykk. For å forhindre at flyet dykker, er det en liten vinge på halen - en stabilisator, som forhindrer dette dykket, og skaper en nedadgående, det vil si negativ løftekraft. Denne aerodynamiske utformingen av flyet kalles "normal". Fordi stabilisatorens løft er negativ, øker det flyets tyngdekraft, og vingen må ha en løft større enn tyngdekraften.
Forskjellen mellom disse kreftene kalles balanseringstap, som kan komme opp i 20 %.
Men det første flyvende flyet til Wright Brothers hadde ikke slike tap, fordi den lille vingen - en destabilisator som forhindrer et dykk - ble plassert ikke bak vingen, men foran den. Denne aerodynamiske utformingen av flyet kalles en "canard". Og for å forhindre at flyet dykker, må destabilisatoren skape en oppadgående, det vil si positiv, løftekraft. Det legges til løftet av vingen, og denne summen er lik tyngdekraften til flyet. Som et resultat må vingen produsere en løftekraft som er mindre enn tyngdekraften. Og ingen tap for balansering!
Stabilisator og destabilisator er kombinert til ett ledd - horisontal hale eller GO.
Men med den massive utviklingen av mekanisering av start- og landingsvinger på begynnelsen av trettitallet av forrige århundre, mistet "anden" denne fordelen. Hovedelementet i mekanisering er klaffen - den bakre delen av vingen som bøyes nedover. Den dobler tilnærmet løftekraften til vingen, på grunn av dette er det mulig å redusere hastigheten under landing og start, og dermed spare chassisvekten. Men biproduktet i form av dykkemoment når klaffen slippes øker i en slik grad at destabilisatoren ikke takler det, men stabilisatoren ikke takler det. Å bryte bygger ikke, i dette tilfellet en positiv kraft.
For at vingen skal skape løft, må den være orientert i vinkel mot retningen til den motgående luftstrømmen. Denne vinkelen kalles angrepsvinkel og etter hvert som den øker, øker også løftekraften, men ikke i det uendelige, men opp til en kritisk vinkel, som varierer fra 15 til 25 grader. Derfor er den totale aerodynamiske kraften ikke rettet strengt oppover, men skråner mot flyets hale. Og den kan dekomponeres i en komponent rettet strengt oppover - løftekraften, og rettet bakover - den aerodynamiske dragkraften. Forholdet mellom løftekraft og dragkraft brukes til å bedømme den aerodynamiske kvaliteten til flyet, som kan variere fra 7 til 25.
Fenomenet som virker til fordel for det normale opplegget er skråstilling av luftstrømmen bak vingen, som består i en nedadgående avbøyning av strømningsretningen, jo større jo større løftet av vingen. Derfor, når klaffen avbøyes, på grunn av aerodynamikk, øker den faktiske negative angrepsvinkelen til stabilisatoren automatisk og følgelig dens negative løftekraft.
I tillegg fungerer en slik omstendighet som å sikre den langsgående stabiliteten til flyets flyvning også til fordel for den "normale" ordningen sammenlignet med "canard". Angrepsvinkelen til et fly kan gjennomgå endringer som følge av vertikale bevegelser av luftmasser. Fly er designet med tanke på dette fenomenet og streber etter å motstå forstyrrelser. Hver overflate av flyet har et aerodynamisk fokus - påføringspunktet for økningen i løftet når angrepsvinkelen endres. Hvis vi tar i betraktning resultanten av vinge- og GO-inkrementene, så har flyet også et fokus. Hvis fokuset til flyet er bak massesenteret, med en tilfeldig økning i angrepsvinkelen, har økningen i løftet en tendens til å vippe flyet slik at angrepsvinkelen avtar. Og flyet går tilbake til sin forrige flymodus. I dette tilfellet, i den "normale" konfigurasjonen, skaper vingen et destabiliserende øyeblikk (for å øke angrepsvinkelen), og stabilisatoren skaper et stabiliserende øyeblikk (for å redusere angrepsvinkelen), og sistnevnte råder med omtrent 10 % . I en canard skapes det destabiliserende momentet av destabilisatoren, og det stabiliserende momentet, som er omtrent 10 % større, skapes av vingen. Derfor fører en økning i området og skulderen til den horisontale halen til en økning i stabiliteten i den normale utformingen og til dens nedgang i "canard". Alle momenter virker og beregnes i forhold til flyets massesenter (se fig. 1).
)
Hvis flyets fokus er foran massesenteret, så øker det med en tilfeldig liten økning i angrepsvinkelen enda mer og flyet vil være statisk ustabilt. Denne relative posisjonen til fokus og massesenter brukes i moderne jagerfly for å laste stabilisatoren og motta ikke negativ, men positiv løft på den. Og flyets flyvning sikres ikke av aerodynamikk, men av et fire ganger duplisert automatisk kunstig stabilitetssystem, som "styrer" når flyet beveger seg bort fra den nødvendige angrepsvinkelen. Når automatiseringen er slått av, begynner flyet å snu hale først, dette er hva "Pugachev's Cobra"-figuren er basert på, der piloten bevisst slår av automatiseringen og, når den nødvendige halerotasjonsvinkelen er nådd, avfyrer en rakett inn i den bakre halvkule, og slår deretter på automatikken igjen.
I det følgende tar vi kun for oss statisk stabile fly, siden bare slike fly kan brukes i sivil luftfart.
Den relative plasseringen av flyets fokus og massesenteret karakteriserer konseptet "sentrering."
Siden fokuset er bak massesenteret, uavhengig av mønsteret, øker avstanden mellom dem, kalt stabilitetsmarginen, GO-armen i det normale mønsteret og reduserer den i "canard".
Forholdet mellom vingearmene og canarden er slik at løftekraften til destabilisatoren ved maksimal avbøyning av heisene brukes fullstendig når flyet bringes til høye angrepsvinkler. Og det vil bli savnet når klaffene slippes. Derfor har ikke alle "endene" til den berømte amerikanske designeren Rutan noen mekanisering. Voyager-flyet hans var verdens første som fløy jorden rundt uten å lande og fylle bensin i 1986.
Et unntak er Beechcraft Starship, men der, med det formål å bruke klaffer, ble det brukt en svært kompleks design med variabel destabilisatorgeometri, som ikke kunne bringes til en seriell reproduserbar tilstand, og derfor ble prosjektet stengt.
Vingearmen avhenger i stor grad av hvor mye løftekraften til destabilisatoren øker når angrepsvinkelen øker med én grad; denne parameteren kalles den deriverte med hensyn til angrepsvinkelen til løftekoeffisienten eller ganske enkelt den deriverte av destabilisatoren. Og jo mindre denne derivatet er, jo nærmere vingen kan massesenteret til flyet plasseres, derfor vil vingearmen være mindre. For å redusere dette derivatet foreslo forfatteren i 1992 å implementere destabilisatoren i henhold til et biplan-skjema (2). Dette gjør det mulig å redusere vingeskulderen så mye at det eliminerer hindringen for å bruke klaff på den. Imidlertid oppstår en bivirkning i form av en økning i motstanden til GO på grunn av biplan. I tillegg er det en komplikasjon i utformingen av flyet, siden det er nødvendig å faktisk produsere to GO-er, og ikke en.
Kolleger påpekte at funksjonen "toplandestabilisator" var til stede på Wright-brødrenes fly, men i oppfinnelsene ble ikke bare en ny funksjon patentert, men også et nytt sett med funksjoner. Wrights hadde ikke "klaff"-funksjonen. I tillegg, hvis settet med trekk ved en ny oppfinnelse er kjent, så for at denne oppfinnelsen skal bli gjenkjent, må minst ett trekk brukes til nye formål. Wrights brukte biplan for å redusere vekten av strukturen, og i den beskrevne oppfinnelsen - for å redusere derivatet.
"Weathervane Duck"
For nesten to tiår siden husket vi ideen om en "vane and" nevnt i begynnelsen av artikkelen.
Den bruker en værvinge horisontal hale (FGO) som destabilisator, som består av selve destabilisatoren, hengslet plassert på en akse vinkelrett på flykroppen, og koblet til destabilisatoren til servororet. Et slags fly av vanlig design, der flyets vinge er FGO-destabilisatoren, og flyets stabilisator er FGO-servoen. Og dette flyet flyr ikke, men er plassert på en akse, og det selv er orientert i forhold til den motgående strømmen. Ved å endre den negative angrepsvinkelen til servostyringen, endrer vi angrepsvinkelen til destabilisatoren i forhold til strømmen og følgelig løftekraften til FGO under pitchkontroll.
Når posisjonen til servorattet forblir uendret i forhold til destabilisatoren, reagerer ikke FGO på vindkast av vertikal vind, dvs. til endringer i flyets angrepsvinkel. Derfor er dens deriverte null. Basert på våre tidligere diskusjoner er dette et ideelt alternativ.
Ved testing av det første flyet av "vane canard"-design designet av A. Yurkonenko (3) med en effektivt lastet FGO, ble det utført mer enn to dusin vellykkede tilnærminger. Samtidig ble det oppdaget klare tegn på flyustabilitet (4).
"Super motstandskraft"
Paradoksalt som det kan virke, er ustabiliteten til "vane duck" en konsekvens av dens "superstabilitet". Det stabiliserende momentet til en klassisk canard med fast GO dannes fra det stabiliserende momentet til vingen og det destabiliserende momentet til GO som motvirker det. I den værvante anda deltar ikke FGO i dannelsen av det stabiliserende momentet, og det dannes kun fra det stabiliserende momentet til vingen. Dermed er stabiliseringsmomentet til "vane duck" omtrent ti ganger større enn det for den klassiske. Hvis angrepsvinkelen øker ved et uhell, går ikke flyet, under påvirkning av et overdreven stabiliserende øyeblikk av vingen, tilbake til sin forrige modus, men "overskyter" det. Etter "overshoot" får flyet en redusert angrepsvinkel sammenlignet med forrige modus, så det oppstår et stabiliserende øyeblikk av et annet tegn, også overdreven, og dermed oppstår selvsvingninger som piloten ikke er i stand til å slukke.
En av betingelsene for stabilitet er flyets evne til å nøytralisere konsekvensene av atmosfæriske forstyrrelser. Derfor, i fravær av forstyrrelser, er tilfredsstillende flyging av et ustabilt fly mulig. Dette forklarer de vellykkede tilnærmingene til YuAN-1-flyene. I min fjerne ungdom hadde forfatteren et tilfelle da en ny seilflymodell fløy om kveldene under rolige forhold i totalt minst 45 minutter, og demonstrerte ganske tilfredsstillende flyginger og viste betydelig ustabilitet - pitching vekslet med dykking på den første flyturen i vind. vær. Så lenge været var rolig og det ikke var noen forstyrrelser, viste seilflyet tilfredsstillende flyging, men justeringen var ustabil. Det var rett og slett ingen grunn til å vise denne ustabiliteten.
Den beskrevne CSF kan i prinsippet brukes i en "pseudo-and". Et slikt fly er i hovedsak en "haleløs" design og har en passende innretting. Og hans FGO brukes kun til å kompensere for det ekstra dykkemomentet til vingen som oppstår når mekaniseringen utløses. I cruising-konfigurasjonen er det ingen belastning på FGO. Dermed fungerer FGO faktisk ikke i hovedoperativ flymodus, og derfor er bruken i denne utførelsesformen uproduktiv.
"KRASNOV-AND"
"Overstabilitet" kan elimineres ved å øke derivatet av CSF fra null til et akseptabelt nivå. Dette målet oppnås på grunn av det faktum at rotasjonsvinkelen til FGO er betydelig mindre enn rotasjonsvinkelen til servororet forårsaket av en endring i angrepsvinkelen til flyet (5). For dette formål brukes en veldig enkel mekanisme, vist i fig. 2. FGO 1 og servoratt 3 er hengslet på akse OO1. Stengene 4 og 6, gjennom hengslene 5,7, 9,10, kobler FGO 1 og servorattet 3 til vippe 8. Clutch 12 tjener til å endre lengden på stangen 6 av piloten med det formål å kontrollere stigningen. Rotasjonen av FGO 1 utføres ikke gjennom hele avbøyningsvinkelen til servorattet 3 i forhold til flyet når retningen til den motgående strømmen endres, men bare gjennom dens proporsjonale del. Hvis andelen er lik halvparten, vil den faktiske angrepsvinkelen til FGO øke med bare 2 grad under påvirkning av en oppadgående strøm, noe som fører til en økning i angrepsvinkelen til flyet med 1 grader. Følgelig vil derivatet av FGO være to ganger mindre sammenlignet med den faste GO. De stiplede linjene indikerer posisjonen til FGO 1 og servo ror 3 etter endring av angrepsvinkelen til flyet. Å endre proporsjonen og derved bestemme verdien av den deriverte kan enkelt oppnås ved å velge passende avstander mellom hengslene 5 og 7 til aksen OO1.
![bilde]()
Ved å redusere avledet av GO på grunn av fjæring kan du plassere fokus innenfor alle grenser, og bak det massesenteret til flyet. Dette er konseptet med aerodynamisk feiljustering. Dermed fjernes alle restriksjoner på bruk av moderne vingemekanisering i canard-konfigurasjonen samtidig som statisk stabilitet opprettholdes.
"KRASNOV-FLUGER"
Alt er bra! Men det er en ulempe. For at en positiv løftekraft skal oppstå på FGO 1, må en negativ løftekraft virke på servorattet 3. En analogi er den normale utformingen av et fly. Det vil si at det er tap for balansering, i dette tilfellet balansering av CSF. Derfor er måten å eliminere denne ulempen på "and"-ordningen. Vi plasserer servorattet foran FGO, som vist i fig. 3.
FGO fungerer som følger (6). Som et resultat av virkningen av aerodynamiske krefter på FGO 1 og servorattet 4, installeres FGO 1 spontant i en viss angrepsvinkel i forhold til retningen til den motgående strømmen. Angrepsvinklene til FGO 1 og servororet 4 har samme fortegn, derfor vil løftekreftene til disse overflatene ha samme retning. Det vil si at den aerodynamiske kraften til servororet 4 ikke reduserer, men øker løftekraften til FGO 1. For å øke angrepsvinkelen til flyet, flytter piloten skyvekraften 6 fremover, som et resultat av at servoen ror 4 på hengslet 5 roterer med klokken og angrepsvinkelen til servo ror 4 øker. Dette fører til en økning i angrepsvinkelen til FGO 1, dvs. til en økning i løftekraften.
I tillegg til tonehøydekontroll, sikrer forbindelsen utført av skyvekraft 7 en økning fra null til den nødvendige verdien av derivatet til FGO.
La oss anta at flyet gikk inn i en updraft og angrepsvinkelen økte. I dette tilfellet roterer bjelken 2 mot klokken og hengslene 9 og 8, i fravær av trekkraft 7, vil måtte bevege seg nærmere hverandre. Stang 7 hindrer tilnærming og dreier servorattet 4 med klokken og øker dermed angrepsvinkelen.
Således, når retningen til den motgående strømmen endres, endres angrepsvinkelen til servorattet 4, og FGO 1 stilles spontant i en annen vinkel i forhold til strømmen og skaper en annen løftekraft. I dette tilfellet avhenger verdien av denne deriverte av avstanden mellom hengslene 8 og 3, samt avstanden mellom hengslene 9 og 5.
Den foreslåtte FGO ble testet på en elektrisk ledningsmodell av "and"-kretsen, mens dens derivater sammenlignet med en fast GO ble halvert. Belastningen på FGO var 68 % av den for vingen. Målet med testen var ikke å oppnå like belastninger, men å oppnå nøyaktig en lavere belastning av FGO sammenlignet med vingen, siden hvis du oppnår den, vil det ikke være vanskelig å oppnå like. I "ender" med fast GO er belastningen av empennagen vanligvis 20 - 30% høyere enn belastningen av vingen.
"Det ideelle flyet"
Hvis summen av to tall er en konstant verdi, vil summen av kvadratene deres være den minste hvis disse tallene er like. Siden den induktive motstanden til en løfteflate er proporsjonal med kvadratet av dens løftekoeffisient, vil den laveste grensen for flymotstand være i tilfellet når disse koeffisientene til begge løfteflatene er lik hverandre under cruising. Et slikt fly bør betraktes som "ideelt". Oppfinnelsene "Krasnov-duck" og "Krasnov-weather vine" gjør det mulig å realisere konseptet "ideelle fly" i virkeligheten uten å ty til kunstig opprettholdelse av stabilitet med automatiske systemer.
En sammenligning av det "ideelle flyet" med et moderne fly av normal design viser at det er mulig å oppnå en 33 % gevinst i kommersiell last samtidig som man sparer 23 % på drivstoff.
FGO skaper maksimal løft ved angrepsvinkler nær kritiske, og denne modusen er typisk for landingsfasen av flygningen. I dette tilfellet er strømmen av luftpartikler rundt den bærende overflaten nær grensen mellom normal og stall. Forstyrrelsen av strømmen fra overflaten av GO er ledsaget av et kraftig tap av løft på den og som en konsekvens en intens senking av flyets nese, den såkalte "pitch". Et indikativt tilfelle av en "peck" er Tu-144-katastrofen ved Le Bourget, da den kollapset da den forlot et dykk nøyaktig etter dykket. Bruken av den foreslåtte CSF gjør det mulig å enkelt løse dette problemet. For å gjøre dette er det bare nødvendig å begrense rotasjonsvinkelen til servostyringen i forhold til FGO. I dette tilfellet vil den faktiske angrepsvinkelen til FGO være begrenset og vil aldri bli lik den kritiske.
"Værhanestabilisator"
![bilde]()
Spørsmålet om bruk av FGO i en vanlig ordning er av interesse. Hvis du ikke reduserer, men tvert imot, øker rotasjonsvinkelen til FGO sammenlignet med servorattet, som vist i fig. 4, vil derivatet av FGO være mye høyere sammenlignet med den faste stabilisatoren (7).
Dette gjør at flyets fokus og massesenter kan skifte betydelig bakover. Som et resultat blir cruisebelastningen til FGO-stabilisatoren ikke negativ, men positiv. I tillegg, hvis massesenteret til flyet forskyves utenfor fokus langs klaffavbøyningsvinkelen (påføringspunktet for økningen i løft på grunn av klaffavbøyning), skaper fjærstabilisatoren en positiv løftekraft i landingskonfigurasjonen .
Men alt dette kan være sant så lenge vi ikke tar hensyn til effekten av bremsing og strømningsfas fra fremre lagerflate til bak. Det er klart at i tilfelle av en "and" er rollen til denne påvirkningen mye mindre. På den annen side, hvis stabilisatoren "bærer" på militære jagerfly, hvorfor vil den da slutte å "bære" på sivile fly?
"Krasnov-plan" eller "pseudo-vane and"
Den hengslede monteringen av destabilisatoren, selv om den ikke er radikalt, kompliserer fortsatt utformingen av flyet. Det viser seg at reduksjon av destabilisatorderivatet kan oppnås på mye billigere måter.
![bilde]()
I fig. Figur 4 viser destabilisator 1 til det foreslåtte flyet stivt forbundet med flykroppen (ikke vist på tegningen). Den er utstyrt med en anordning for å endre løftekraften i form av et ratt 2, som ved hjelp av et hengsel 3 er montert på en brakett 4, stivt forbundet med destabilisatoren 1. På samme brakett 4 ved hjelp av et hengsel 5 er det en stang 6, i den bakre ende av hvilken et servoratt 7 er stivt festet. Ved den fremre ende av stangen 6, ved siden av hengslet 5, er en spak 8 stivt festet, hvis øvre ende er koblet til stangen 9 ved hjelp av et hengsel 10. På den bakre enden av stangen 10 er det et hengsel 11 som forbinder den med spaken 12 på trimmeren 13 til heisen 2. I dette tilfellet er trimmeren 13 montert på den bakre delen av rattet 14 ved hjelp av et hengsel 2. Clutch 15 endrer lengden på skyvekraft 10 under kontroll av piloten for stigningskontroll.
Den presenterte destabilisatoren fungerer som følger. Hvis angrepsvinkelen til flyet ved et uhell øker, for eksempel når det kommer inn i en oppstrøm, bøyes servorattet 7 oppover, noe som medfører en forskyvning av skyvekraften 10 til venstre, dvs. fremover og fører til avbøyning av trimmeren 13 nedover, som et resultat av at heisen 2 bøyes oppover. Posisjonen til rattet 2, servorattet 7 og trimmeren 13 i den beskrevne situasjonen er representert på tegningen med stiplede linjer.
Som et resultat vil økningen i løftekraften til destabilisatoren 1 på grunn av en økning i angrepsvinkelen til en viss grad kompenseres av den oppoverrettede avbøyningen av heisen 2. Graden av denne utjevningen avhenger av forholdet mellom avbøyningsvinklene til servorattet 7 og rattet 2. Og dette forholdet er satt av lengden på spakene 8 og 12. Når angrepsvinkelen avtar, bøyes heisen 2 ned, og løftekraften til destabilisatoren 1 øker, og utjevner nedgangen i angrepsvinkelen.
På denne måten oppnås en reduksjon i derivatet av destabilisatoren sammenlignet med den klassiske "anden".
På grunn av det faktum at servorattet 7 og trimmeren 13 er kinematisk forbundet med hverandre, balanserer de hverandre. Hvis denne balanseringen ikke er nok, er det nødvendig å inkludere en balansevekt i designet, som må plasseres enten inne i servorattet 7 eller på forlengelsen av stangen 6 foran hengslet 5. Heisen 2 må også være balansert.
Siden den deriverte med hensyn til anleggsflatens angrepsvinkel er omtrent dobbelt så stor som den deriverte med hensyn til avbøyningsvinkelen til klaffen, så når avbøyningsvinkelen til roret 2 er dobbelt så høy som vinkelen av avbøyning av servororet 7, er det mulig å oppnå en verdi av den deriverte av destabilisatoren nær null.
Servo ror 7 er lik i areal til trimmer 13 av ror 2 høyde. Det vil si at tillegg til flydesignet er svært små i størrelse og kompliserer det ubetydelig.
Dermed er det fullt mulig å oppnå de samme resultatene som "vane canard" kun ved bruk av tradisjonelle flyproduksjonsteknologier. Derfor kan et fly med en slik destabilisator kalles en "pseudo-vane and." Det ble mottatt patent på denne oppfinnelsen med navnet "Krasnov-plan" (8).
"Et fly som ignorerer turbulens"
Det er sterkt tilrådelig å designe et fly der de fremre og bakre løfteflatene har en total derivert lik null.
Et slikt fly vil nesten fullstendig ignorere vertikale strømmer av luftmasser, og passasjerene vil ikke føle "skravling" selv med intens turbulens i atmosfæren. Og siden vertikale strømmer av luftmasser ikke fører til overbelastning av flyet, kan man regne med at det har en betydelig lavere operasjonell overbelastning, noe som vil ha en positiv effekt på vekten av strukturen. På grunn av det faktum at flyet ikke opplever overbelastning under flyging, er flyrammen ikke utsatt for utmattelsesslitasje.
Reduksjon av derivatet av vingen til et slikt fly oppnås på samme måte som for destabilisatoren i en "pseudo-vane canard". Men servoen virker ikke på heisene, men på vingeflaperonene. Flaperon er en del av vingen som fungerer som en krok og klaff. I dette tilfellet, som et resultat av en tilfeldig endring i angrepsvinkelen til vingen, øker løftekraften ved fokus langs angrepsvinkelen. Og en negativ økning i vingeløftkraften som et resultat av avbøyningen av flaperonet av servororet oppstår ved fokus langs flaperonens avbøyningsvinkel. Og avstanden mellom disse fokusene er nesten lik en fjerdedel av vingens gjennomsnittlige aerodynamiske akkord. Som et resultat av virkningen av dette paret av flerretningskrefter, dannes et destabiliserende moment, som må kompenseres av øyeblikket til destabilisatoren. I dette tilfellet bør destabilisatoren ha et lite negativt derivat, og verdien av vingderivatet bør være litt større enn null. RF patent nr. 2710955 ble mottatt for et slikt fly.
Settet med oppfinnelser som presenteres representerer sannsynligvis den siste ubrukte aerodynamiske informasjonsressursen for å øke den økonomiske effektiviteten til subsonisk luftfart med en tredjedel eller mer.
Yuri Krasnov
REFERANSER
- D. Sobolev. Hundreårshistorien til den "flygende vingen", Moskva, Russland, 1988, s. 100.
- Yu. Krasnov. RF patent nr. 2000251.
- A. Yurkonenko. Alternativ "and". Teknologi - ungdom 2009-08. Side 6-11
- V. Lapin. Når vil værhanen fly? Generell luftfart. 2011. Nr. 8. Side 38-41.
- Yu. Krasnov. RF patent nr. 2609644.
- Yu. Krasnov. RF patent nr. 2651959.
- Yu. Krasnov. RF patent nr. 2609620.
- Yu. Krasnov. RF patent nr. 2666094.
Kilde: www.habr.com