O inventor do estabilizador Gustav Lahmann, no final dos anos trinta do século passado, sugeriu equipar a aeronave sem cauda com uma pequena asa flutuante posicionada à frente da asa principal. Essa asa era equipada com um servo comando, que regulava sua força de sustentação. Servia para compensar o momento adicional de mergulho da asa, que ocorre quando o flap é acionado. Como Lahmann era funcionário da empresa Handley-Page, ela era a detentora da patente para essa solução técnica, e sob essa marca, a ideia é mencionada na literatura técnica. No entanto, essa ideia ainda não foi concretizada! Qual é a razão?
Perdas na balanceamento
A asa da aeronave, que gera força de sustentação, possui um subproduto negativo associado, que é o momento de mergulho, que tende a fazer a aeronave entrar em mergulho. Para evitar isso, há uma pequena asa na parte traseira da aeronave - o stabilizador, que impede o mergulho, gerando uma força de sustentação direcionada para baixo, ou seja, negativa. Esse esquema aerodinâmico da aeronave é denominado "normal". Como a força de sustentação do estabilizador é negativa, ela se soma à força da gravidade da aeronave, e a asa deve gerar uma força de sustentação que exceda a força da gravidade.
A diferença entre essas forças é chamada de perdas na balanceamento, que podem chegar até 20%.
Mas o primeiro avião voador dos Irmãos Wright não apresentava essas perdas, porque a pequena asa - o destabilisador, que impede o mergulho, estava posicionada à frente da asa principal. Esse esquema aerodinâmico é chamado de "pato". Para que o destabilisador impeça o mergulho da aeronave, ele deve gerar uma força de sustentação direcionada para cima, ou seja, positiva. Essa força se soma à força de sustentação da asa, e essa soma é igual à força da gravidade da aeronave. Como resultado, a asa deve gerar uma força de sustentação menor do que a força da gravidade. E sem perdas na balanceamento!
Estabilizador e destabilisador são combinados em um único termo – leme horizontal ou OH.
No entanto, com o rápido desenvolvimento, no início dos anos trinta do século passado, da mecanização de decolagem e pouso das asas, a "ganso" perdeu a vantagem mencionada. O principal elemento da mecanização é o flap – a parte traseira da asa que se move para baixo. Ele aumenta aproximadamente duas vezes a força de sustentação da asa, permitindo assim reduzir a velocidade durante a decolagem e pouso, economizando assim no peso do trem de pouso. Porém, o efeito colateral, sob a forma de um momento de mergulho ao estender o flap, aumenta a tal ponto que o desestabilizador não consegue lidar com isso, enquanto o estabilizador consegue. Quebrar não é construir, neste caso uma força positiva.
Para que uma asa crie força de sustentação, é necessário orientá-la em um ângulo em relação à direção do fluxo de ar que vem em sentido contrário. Esse ângulo é chamado de ângulo de ataque e, à medida que aumenta, a força de sustentação também cresce, mas não indefinidamente, até um ângulo crítico, que varia entre 15 e 25 graus. Portanto, a força aerodinâmica total não é direcionada estritamente para cima, mas inclinada em direção à cauda do avião. E ela pode ser decomposta em uma componente direcionada estritamente para cima – força de sustentação, e uma direcionada para trás – força de resistência aerodinâmica. A relação entre a força de sustentação e a força de resistência avalia a qualidade aerodinâmica da aeronave, que pode variar de 7 a 25.
Um fenômeno a favor do esquema normal é o escoamento do ar atrás da asa, caracterizado pela deflexão para baixo da direção do fluxo, quanto maior a força de sustentação da asa. Portanto, ao defletir o flap, devido à aerodinâmica, aumenta automaticamente o verdadeiro ângulo de ataque negativo do estabilizador e, consequentemente, sua força de sustentação negativa.
Além disso, o fato de garantir a estabilidade longitudinal do voo do avião apóia a escolha do esquema "normal" em comparação com o "pato". O ângulo de ataque do avião pode variar devido a movimentos verticais das massas de ar. Os aviões são projetados levando em conta este fenômeno e buscam resistir às perturbações. Cada superfície do avião tem um foco aerodinâmico – um ponto onde a variação da força de sustentação se aplica com a alteração do ângulo de ataque. Considerando a resultante das variações da asa e do estabilizador, existe um foco também no avião. Se o foco do avião está atrás do centro de massa, um aumento acidental do ângulo de ataque faz com que a variação da força de sustentação tente inclinar o avião de modo a reduzir o ângulo de ataque. Assim, o avião retorna ao seu regime de voo anterior. Neste caso, no esquema "normal", a asa cria um momento desestabilizador (em relação ao aumento do ângulo de ataque), enquanto o estabilizador gera um momento estabilizador (em relação à diminuição do ângulo de ataque), prevalecendo este último em cerca de 10%. No "pato", o momento desestabilizador é gerado pelo desestabilizador, enquanto o estabilizador, que é cerca de 10% maior, provém da asa. Portanto, o aumento da área e do braço do leme horizontal resulta em um aumento da estabilidade no esquema normal e em uma diminuição no "pato". Todos os momentos agem e são considerados em relação ao centro de massa do avião (ver fig. 1).
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Se o foco da aeronave estiver à frente do centro de gravidade, ao ocorrer um pequeno aumento no ângulo de ataque, ele aumentará ainda mais, tornando a aeronave estaticamente instável. Essa disposição do foco em relação ao centro de gravidade é utilizada em caças modernos para carregar o estabilizador, gerando assim uma força de sustentação positiva, em vez de negativa. O voo da aeronave é garantido não pela aerodinâmica, mas por um sistema automático de estabilidade, com quádrupla redundância, que "corrige" a trajetória da aeronave quando ela se desvia do ângulo de ataque ideal. Ao desligar a automação, a aeronave começa a girar com a cauda à frente, o que é a base da manobra chamada "Cobra de Pugachev", onde o piloto desativa intencionalmente a automação e, ao alcançar o ângulo desejado de rotação da cauda, dispara um míssil na semicera posterior antes de reativar a automação.
Nas próximas seções, focaremos apenas em aeronaves estaticamente estáveis, pois apenas estas podem ser utilizadas na aviação civil.
A disposição relativa do foco da aeronave e do centro de gravidade caracteriza o conceito de "balanceamento".
Como o foco está sempre atrás do centro de gravidade, independentemente da configuração, a distância entre eles, chamada de reserva de estabilidade, aumenta o braço do CG na configuração normal e diminui na "pato".
A relação entre o braço da asa e o CG na configuração "pato" é tal que a força de sustentação do desestabilizador em desvio máximo das superfícies de controle é totalmente utilizada ao levar a aeronave a grandes ângulos de ataque. E ela será insuficiente ao acionar os flaps. Portanto, todos os "patos" do famoso designer americano Burt Rutan não possuem qualquer mecanização. Seu avião, o "Voyager", foi o primeiro no mundo a dar a volta ao globo sem pousos ou reabastecimentos em 1986.
A exceção é o Beechcraft "Starship", mas lá, para o uso de flaps, foi aplicada uma estrutura bastante complexa com geometria variável do desestabilizador, que não pôde ser desenvolvida até um estado de produção em série, levando ao fechamento do projeto.
A asa da asa depende em grande medida de quão significativa é o aumento da força de sustentação do desestabilizador à medida que seu ângulo de ataque aumenta em um grau; esse parâmetro é chamado de derivada do ângulo de ataque do coeficiente de sustentação ou simplesmente derivada do desestabilizador. E quanto menor essa derivada, mais próximo da asa pode ser colocado o centro de massa da aeronave, consequentemente, menor será o braço da asa. Para reduzir essa derivada, o autor propôs em 1992 a execução do desestabilizador no esquema biplano (2). Isso permite reduzir tanto o braço da asa que elimina o impedimento de uso de flaps. No entanto, há um efeito colateral sob a forma de aumento da resistência do GO devido à biplanaridade. Além disso, há uma complicação na construção da aeronave, uma vez que é necessário fabricar na prática dois GOs, e não um só.
Colegas apontaram que o traço "desestabilizador biplano" está presente na aeronave dos Irmãos Wright, mas em invenções não se patenteia apenas um novo traço, mas também uma nova combinação de traços. Os Wright não tinham o traço "flap". Além disso, se a combinação de traços da nova invenção é conhecida, para que esta invenção seja reconhecida, pelo menos um traço deve ser usado para novos fins. Nos Wright, a biplanaridade era usada para reduzir o peso da estrutura, enquanto na invenção descrita – para reduzir a derivada.
Pato cata-vento
Quase duas décadas atrás, a ideia do "pato cata-vento" foi relembrada, mencionada no início do artigo.
Nela, utiliza-se como desestabilizador um leme horizontal de cata-vento – FGO, que consiste propriamente no desestabilizador, montado de forma articulada em um eixo perpendicular ao fuselagem, e ligado ao desestabilizador por um servo-leme. É um pequeno avião em configuração normal, onde a asa do pequeno avião é o desestabilizador FGO, e o estabilizador do pequeno avião é o servo-leme FGO. E esse pequeno avião não voa, mas está montado sobre um eixo, e ele se orienta em relação ao fluxo de ar. Alterando o ângulo de ataque negativo do servo-leme, mudamos o ângulo de ataque do desestabilizador em relação ao fluxo e, consequentemente, a força de sustentação do FGO ao controlar o pitch.
Com a posição do estabilizador em relação ao destabilizador inalterada, o FGO não reage aos rajadas verticais do vento, ou seja, a mudanças no ângulo de ataque da aeronave. Portanto, sua derivada é igual a zero. Com base em nossas considerações anteriores - é a situação ideal.
Durante o teste do primeiro avião do projeto 'pato giratório' do designer A. Yurkonenko, com o FGO efetivamente carregado, foram realizados mais de duas dezenas de voos bem-sucedidos. No entanto, foram detectados sinais claros de instabilidade da aeronave.
«Superestabilidade»
Por mais paradoxal que pareça, a instabilidade do 'pato giratório' é uma consequência de sua 'superestabilidade'. O momento estabilizador do pato clássico com um GO fixo é formado pelo momento estabilizador da asa e pelo momento destabilizador oposto do GO. No pato giratório, o FGO não participa na formação do momento estabilizador, que é formado apenas pelo momento estabilizador da asa. Assim, o momento estabilizador no 'pato giratório' é aproximadamente dez vezes maior do que no clássico. Com um aumento acidental no ângulo de ataque, a aeronave, sob a ação do momento estabilizador excessivo da asa, não retorna ao modo anterior, mas 'salta' para além dele. Após o 'salto', a aeronave adquire um ângulo de ataque reduzido em comparação ao modo anterior, e assim surge um momento estabilizador de outro sinal, também excessivo, e assim ocorrem oscilações automáticas que o piloto não consegue apagar.
Uma das condições para a estabilidade é a capacidade da aeronave de neutralizar as consequências das perturbações atmosféricas. Portanto, na ausência de perturbações, um voo satisfatório de uma aeronave instável é possível. Isso explica os voos bem-sucedidos da aeronave JUAN-1. Em minha juventude, tive um caso em que um novo modelo de planador voava à noite em calmaria por pelo menos 45 minutos, demonstrando voos bastante satisfatórios e evidenciando uma clara instabilidade - o ângulo de ataque alternava entre cabeceio e mergulho no primeiro voo em tempo ventoso. Enquanto o tempo estava calmo e não havia perturbações, o planador demonstrava um voo satisfatório, mas suas configurações eram instáveis. Simplesmente não havia razões para manifestar essa instabilidade.
O FGO descrito pode ser utilizado basicamente em um "pseudo-pato". Essa aeronave, na verdade, é uma versão do "sem cauda" e tem uma centralização correspondente. E o FGO é utilizado apenas para compensar o momento de mergulho extra da asa, que ocorre durante a liberação da mecânica. Na configuração de cruzeiro, a carga sobre o FGO é inexistente. Assim, no principal modo de operação de voo, o FGO na prática não funciona, tornando seu uso nesta variante pouco produtivo.
"KRASNOV-PATO"
A "superestabilidade" pode ser eliminada aumentando a derivada do FGO de zero a um nível aceitável. O objetivo é alcançado pelo fato de que o ângulo de rotação do FGO é substancialmente menor que o ângulo de rotação do leme servo, causado pela alteração do ângulo de ataque da aeronave (5). Para isso, existe um mecanismo bastante simples, ilustrado na Fig. 2. O FGO 1 e o leme servo 3 estão articulados em torno do eixo OO1. Os braços 4 e 6, através das articulações 5, 7, 9, 10, conectam o FGO 1 e o leme servo 3 ao braço 8. O acoplamento 12 é utilizado para alterar o comprimento do braço 6 pelo piloto, para controle de pitch. A rotação do FGO 1 não ocorre em todo o ângulo de deflexão do leme servo 3 em relação à aeronave ao mudar a direção do fluxo de ar, mas apenas em uma parte proporcional dele. Se a proporção for igual à metade, então, ao atuar um fluxo ascendente que aumenta o ângulo de ataque da aeronave em 2 graus, o ângulo de ataque efetivo do FGO aumentará apenas 1 grau. Assim, a derivada do FGO será duas vezes menor em comparação com o GO fixo. As linhas tracejadas indicam a posição do FGO 1 e do leme servo 3 após a alteração do ângulo de ataque da aeronave. A mudança na proporção e, assim, a determinação da magnitude da derivada, é facilmente realizada através da escolha das distâncias adequadas das articulações 5 e 7 até o eixo OO1.
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A redução da derivada do G0 por meio da flutuabilidade permite posicionar o foco e, em seguida, o centro de massa da aeronave dentro de qualquer limite. Isso se refere ao conceito de deslocamento aerodinâmico do centro de gravidade. Assim, todas as restrições sobre o uso da mecânica moderna da asa no esquema "pato" são removidas, mantendo a estabilidade estática.
"KRASNOV-FLÜGER"
Tudo está perfeito! Mas há um pequeno detalhe. Para que a FGO 1 tenha uma força de elevação positiva, deve haver uma força de elevação negativa atuando no leme 3. A analogia é o esquema normal de uma aeronave. Ou seja, existem perdas na estabilização, neste caso, a estabilização da FGO. Portanto, a solução para esse pequeno detalhe é o esquema conhecido como "pato". Colocamos o leme à frente da FGO, como mostrado na figura 3.
A FGO funciona da seguinte maneira (6). Como resultado das forças aerodinâmicas atuando sobre a FGO 1 e o leme 4, a FGO 1 se posiciona espontaneamente sob um determinado ângulo de ataque em relação à direção do fluxo de ar contrária. Os ângulos de ataque da FGO 1 e do leme 4 têm o mesmo sinal, portanto, as forças de elevação dessas superfícies terão a mesma direção. Ou seja, a força aerodinâmica do leme 4 não diminui, mas aumenta a força de elevação da FGO 1. Para aumentar o ângulo de ataque da aeronave, o piloto desloca a barra de controle 6 para frente, resultando no giro do leme 4 em sentido horário, aumentando assim o ângulo de ataque do leme 4. Isso leva ao aumento do ângulo de ataque da FGO 1, ou seja, ao aumento da sua força de elevação.
Além do controle do pitch, a ligação realizada pela barra de controle 7 fornece o aumento da derivada da FGO de zero até o valor necessário.
Suponha que a aeronave entrou em uma corrente ascendente e seu ângulo de ataque aumentou. Nesse caso, a viga 2 gira no sentido anti-horário e as articulações 9 e 8, na ausência da barra de controle 7, deveriam se aproximar. A barra de controle 7 impede essa aproximação e gira o leme 4 no sentido horário, aumentando assim seu ângulo de ataque.
Assim, ao mudar a direção do fluxo de ar contrário, o ângulo de ataque do leme 4 muda, e a FGO 1 se ajusta espontaneamente a um novo ângulo em relação ao fluxo, criando uma força de elevação diferente. O valor dessa derivada depende da distância entre as articulações 8 e 3, bem como da distância entre as articulações 9 e 5.
O FGO proposto foi testado em um modelo elétrico de 'pato', tendo sua derivada em comparação com o GO fixo diminuída em duas vezes. A carga do FGO foi de 68% da carga da asa. O objetivo do teste não era obter cargas iguais, mas sim uma menor carga do FGO em comparação com a asa, já que, se isso fosse alcançado, não seria difícil obter cargas iguais. Em 'patos' com GO fixo, a carga da superfície de controle geralmente ultrapassa em 20 a 30% a carga da asa.
"Avião ideal"
Se a soma de dois números é uma quantidade constante, então a soma de seus quadrados será mínima quando os dois números forem iguais. Como a resistência indutiva da superfície portadora é proporcional ao quadrado de seu coeficiente de sustentação, o menor limite de resistência de um avião ocorrerá quando esses coeficientes de ambas as superfícies portadoras forem iguais entre si durante o voo de cruzeiro. Esse avião deve ser considerado como o "ideal". As invenções do 'Krasnov-Pato' e do 'Krasnov-Veleta' permitem que o conceito de "avião ideal" seja realmente realizado sem a necessidade de suporte artificial de estabilidade por sistemas automáticos.
A comparação do "avião ideal" com um avião moderno de configuração normal mostra que é possível obter um ganho de 33% na carga comercial com uma economia de combustível de 23%.
O FGO cria máxima sustentação em ângulos de ataque próximos ao crítico, e esse modo é característico da fase de pouso do voo. Nesse caso, o escoamento da superfície portadora por partículas de ar está próximo do limite entre o fluxo normal e o separação. A separação do fluxo da superfície do GO é acompanhada por uma perda abrupta de sustentação e, como consequência, pela intensa descida do nariz do avião, o chamado "mergulho". Um caso emblemático de "mergulho" é o acidente do Tu-144 em Le Bourget, quando ele se destruiu ao sair de um mergulho exatamente após o mergulho. O uso do FGO proposto permite resolver facilmente esse problema. Para isso, basta limitar o ângulo de movimento do servo em relação ao FGO. Nesse caso, o ângulo de ataque real do FGO será limitado e nunca se tornará igual ao crítico.
"Estabilizador de Veleta"
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A questão do uso do FGO em um esquema normal é interessante. Se não reduzirmos, mas, ao contrário, aumentarmos o ângulo de rotação do FGO em comparação com o leme servo, como apresentado na Fig. 4, a derivada do FGO será muito maior em comparação com o estabilizador fixo (7).
Isso permite deslocar significativamente o foco e o centro de gravidade da aeronave para trás. Como resultado, a carga de cruzeiro do estabilizador FGO não se torna negativa, mas sim positiva. Além disso, se o centro de gravidade da aeronave ficar deslocado além do foco em função do ângulo de deflexão do flap (ponto de aplicação do aumento da força de sustentação devido à deflexão do flap), o estabilizador tipo flâmula também cria força de sustentação positiva em configuração de pouso.
Mas tudo isso é válido até que consideremos a influência da frenagem e do desvio do fluxo da superfície de sustentação frontal para a traseira. É claro que no caso de uma "oca" o papel dessa influência é significativamente menor. Por outro lado, se em caças militares o estabilizador "suporta", por que ele deixaria de "suportar" em aeronaves civis?
"Plano Krasnov" ou "pseudoflâmula"
A montagem articulada do destabilizador, embora não radical, complica a estrutura da aeronave. Verifica-se que a redução da derivada do destabilizador pode ser alcançada por meios muito mais baratos.
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Na Fig. 4, está apresentado o destabilizador 1 rigidamente ligado ao fuselagem (não mostrado no desenho) da aeronave proposta. Ele é equipado com um meio para alterar sua força de sustentação na forma de um leme 2 de altura, que está fixado ao suporte 4 por meio de uma articulação 3, rigidamente ligada ao destabilizador 1. No mesmo suporte 4, por meio de uma articulação 5, está disposta a barra 6, cuja extremidade traseira está rigidamente fixada ao leme servo 7. Na extremidade dianteira da barra 6, próximo à articulação 5, um braço 8 está rigidamente fixado, cuja extremidade superior está ligada pela articulação 9 à barra 10. Na extremidade traseira da barra 10, está disposta a articulação 11, que a conecta ao braço 12 do trimador 13 do leme 2 de altura. Neste caso, o trimador 13 está fixado na parte traseira do leme 2 de altura por meio de uma articulação 14. A junta 15 altera o comprimento da barra 10 sob o controle do piloto para o gerenciamento do cabreista.
O desestabilizador apresentado funciona da seguinte forma. Quando há um aumento aleatório no ângulo de ataque da aeronave, por exemplo, ao entrar em uma corrente de ar ascendente, o servo leme 7 se move para cima, o que resulta em um deslocamento da tração 10 para a esquerda, ou seja, para frente, e leva à deflexão do trimador 13 para baixo, fazendo com que o leme 2 de altura se desloque para cima. A posição do leme 2 de altura, do servo leme 7 e do trimador 13 nesta situação está representada no desenho por linhas tracejadas.
Assim, o aumento da força de sustentação do desestabilizador 1 devido ao aumento do ângulo de ataque será, em certa medida, compensado pela deflexão para cima do leme 2 de altura. O grau dessa compensação depende da relação entre os ângulos de deflexão do servo leme 7 e do leme 2 de altura. E essa relação é determinada pelos comprimentos dos braços 8 e 12. Quando o ângulo de ataque diminui, o leme 2 de altura se move para baixo, e a força de sustentação do desestabilizador 1 aumenta, compensando a redução do ângulo de ataque.
Dessa forma, alcança-se uma redução da derivada do desestabilizador em comparação com a "pato clássico".
Devido ao fato de que o servo leme 7 e o trimador 13 estão cinemáticamente interligados, eles se equilibram mutuamente. Se esse equilíbrio não for suficiente, será necessário incluir um peso equilibrador na estrutura, que deve ser colocado dentro do servo leme 7 ou na extensão da vara 6 à frente da articulação 5. O leme 2 de altura também deve ser equilibrado.
Como a derivada em relação ao ângulo de ataque da superfície portante é aproximadamente o dobro da derivada em relação ao ângulo de deflexão do flap, então com um aumento de duas vezes no ângulo de deflexão do leme 2 de altura em comparação com o ângulo de deflexão do servo leme 7, é possível alcançar um valor da derivada do desestabilizador próximo a zero.
O servo leme 7 tem uma área igual ao trimador 13 do leme 2 de altura. Ou seja, as adições à estrutura do avião são muito pequenas e negligenciavelmente complicadas.
Assim, é perfeitamente possível obter os mesmos resultados que os da "pato com direcionador" usando apenas tecnologias tradicionais de fabricação de aviões. Portanto, um avião com tal desestabilizador pode ser chamado de "pseudo-direcionador do pato". Este invento recebeu uma patente sob o nome "Krasnov-plan" (8).
"Avião que ignora turbulência"
É bastante sensato projetar uma aeronave cuja superfície de sustentação dianteira e traseira, em conjunto, tenha uma derivada igual a zero.
Tal aeronave ignorará praticamente completamente os fluxos verticais de massa de ar, e seus passageiros não sentirão 'turbulência' mesmo durante intensas turbulências atmosféricas. E, uma vez que os fluxos verticais de massa de ar não produzem sobrecarga na aeronave, pode-se contar com uma sobrecarga operacional significativamente menor, o que será benéfico para a massa da sua estrutura. Como a aeronave não sofre sobrecargas durante o voo, seu planador não está sujeito ao desgaste por fadiga.
A diminuição da derivada da asa de tal aeronave é alcançada da mesma forma que para o destabilizador na 'pata pseudo-flapper'. Mas o servo-rudder não atua nos estabilizadores de altura, e sim nos flaperons da asa. Flaperon é uma parte da asa que funciona como aileron e flap. Assim, como resultado da mudança acidental do ângulo de ataque da asa, o aumento da sua força de sustentação ocorre no foco do ângulo de ataque. O aumento negativo da força de sustentação da asa, resultante da deflexão do flaperon pelo servo-rudder, ocorre no foco do ângulo de deflexão do flaperon. E a distância entre os focos mencionados é praticamente igual a um quarto da corda aerodinâmica média da asa. Como resultado da ação deste par de forças de direções opostas, forma-se um momento desestabilizador, que deve ser compensado por um momento do destabilizador. Nesse caso, o destabilizador deve ter uma pequena derivada negativa, enquanto o valor da derivada da asa deve ser um pouco superior a zero. Este design de aeronave possui a patente da RF nº 2710955.
O conjunto das invenções apresentadas é, provavelmente, o último recurso aerodinâmico informacional ainda não utilizado para aumentar em um terço ou mais a eficiência econômica da aviação subsônica.
Yuri Krasnov
LITERATURA
- D. Sobolev. A História de Cem Anos da "Asa Voadora", Moscovo, Rusavia, 1988, p. 100.
- Y. Krasnov. Patente da RF nº 2000251.
- A. Yurkonenko. A "Pata Alternativa". Técnica — Juventude 2009-08. Pp. 6-11
- V. Lapin. Quando a "Pata Flapper" Voará? Aviação Geral. 2011. nº 8. Pp. 38-41.
- Y. Krasnov. Patente da RF nº 2609644.
- Y. Krasnov. Patente da RF nº 2651959.
- Y. Krasnov. Patente RF nº 2609620.
- Y. Krasnov. Patente RF nº 2666094.
Fonte: habr.com
