No final dos anos trinta do século passado, o inventor da ripa, Gustav Lachmann, propôs equipar o sem cauda com uma asa flutuante colocada na frente da asa. Esta asa estava equipada com um servo-leme, com o qual era regulada a sua força de sustentação. Serviu para compensar o momento adicional de mergulho da asa que ocorre quando o flap é liberado. Por ser funcionário da empresa Handley-Page, Lachmann era o detentor da patente desta solução técnica e sob esta marca a ideia é mencionada na literatura técnica. Mas ainda não existe uma implementação prática desta ideia! Qual é a razão?
Equilibrando perdas
A asa de um avião, que cria sustentação, tem um subproduto negativo, pode-se dizer, na forma de um momento de mergulho que tende a colocar o avião em mergulho. Para evitar que o avião mergulhe, há uma pequena asa em sua cauda - um estabilizador, que impede esse mergulho, criando uma força de sustentação descendente, ou seja, negativa. Este design aerodinâmico da aeronave é denominado “normal”. Como a sustentação do estabilizador é negativa, ela aumenta a gravidade da aeronave, e a asa deve ter uma sustentação maior que a gravidade.
A diferença entre essas forças é chamada de perdas de equilíbrio, que podem chegar a até 20%.
Mas o primeiro avião voador dos irmãos Wright não teve tais perdas, porque a pequena asa - um desestabilizador que impede o mergulho - foi colocada não atrás da asa, mas na frente dela. Este design aerodinâmico da aeronave é chamado de “canard”. E para evitar que a aeronave mergulhe, o desestabilizador deve criar uma força de sustentação ascendente, ou seja, positiva. É adicionado à sustentação da asa, e essa soma é igual à gravidade da aeronave. Como resultado, a asa deve produzir uma força de sustentação menor que a força da gravidade. E sem perdas para equilibrar!
Estabilizador e desestabilizador são combinados em um termo - cauda horizontal ou GO.
No entanto, com o desenvolvimento maciço da mecanização das asas de decolagem e pouso no início dos anos trinta do século passado, o “pato” perdeu essa vantagem. O principal elemento da mecanização é o flap - a parte traseira da asa que é desviada para baixo. Duplica aproximadamente a força de sustentação da asa, graças à qual é possível reduzir a velocidade durante o pouso e a decolagem, economizando assim no peso do chassi. Mas o subproduto na forma de momento de mergulho quando o flap é liberado aumenta a tal ponto que o desestabilizador não consegue lidar com ele, mas o estabilizador não consegue lidar com isso. Quebrar não é construir, neste caso uma força positiva.
Para que a asa crie sustentação, ela deve ser orientada em ângulo com a direção do fluxo de ar que se aproxima. Esse ângulo é chamado de ângulo de ataque e à medida que aumenta, a força de sustentação também aumenta, mas não indefinidamente, mas até um ângulo crítico, que varia de 15 a 25 graus. Portanto, a força aerodinâmica total não é direcionada estritamente para cima, mas inclinada em direção à cauda da aeronave. E pode ser decomposto em um componente direcionado estritamente para cima - a força de sustentação, e direcionado para trás - a força de arrasto aerodinâmico. A relação entre força de sustentação e força de arrasto é usada para avaliar a qualidade aerodinâmica da aeronave, que pode variar de 7 a 25.
O fenômeno que favorece o esquema normal é o bisel do fluxo de ar atrás da asa, que consiste em um desvio para baixo da direção do fluxo, tanto maior quanto maior for a sustentação da asa. Portanto, quando o flap é desviado, devido à aerodinâmica, o ângulo de ataque negativo real do estabilizador aumenta automaticamente e, conseqüentemente, sua força de sustentação negativa.
Além disso, uma circunstância como a garantia da estabilidade longitudinal do voo da aeronave também funciona a favor do esquema “normal” em comparação com o “canard”. O ângulo de ataque de uma aeronave pode sofrer alterações em decorrência de movimentos verticais das massas de ar. As aeronaves são projetadas com esse fenômeno em mente e se esforçam para resistir a perturbações. Cada superfície da aeronave possui um foco aerodinâmico - o ponto de aplicação do incremento na sustentação quando o ângulo de ataque muda. Se considerarmos a resultante dos incrementos de asa e GO, então a aeronave também tem foco. Se o foco da aeronave estiver atrás do centro de massa, então, com um aumento aleatório no ângulo de ataque, o aumento na sustentação tende a inclinar a aeronave de modo que o ângulo de ataque diminua. E o avião retorna ao modo de voo anterior. Neste caso, na configuração “normal”, a asa cria um momento desestabilizador (para aumentar o ângulo de ataque), e o estabilizador cria um momento estabilizador (para diminuir o ângulo de ataque), e este último prevalece em cerca de 10% . Num canard, o momento desestabilizador é criado pelo desestabilizador, e o momento estabilizador, que é cerca de 10% maior, é criado pela asa. Portanto, um aumento na área e ombro da cauda horizontal leva a um aumento na estabilidade do desenho normal e à sua diminuição no “canard”. Todos os momentos atuam e são calculados em relação ao centro de massa da aeronave (ver Fig. 1).
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Se o foco do avião estiver à frente do centro de massa, então, com um pequeno aumento aleatório no ângulo de ataque, ele aumentará ainda mais e o avião ficará estaticamente instável. Essa posição relativa do foco e do centro de massa é usada em caças modernos para carregar o estabilizador e receber sustentação não negativa, mas positiva. E o vôo da aeronave é garantido não pela aerodinâmica, mas por um sistema automático de estabilidade artificial quatro vezes duplicado, que “direciona” quando a aeronave se afasta do ângulo de ataque exigido. Quando a automação é desligada, a aeronave começa a virar a cauda primeiro, é nisso que se baseia a figura da “Cobra de Pugachev”, na qual o piloto desliga deliberadamente a automação e, ao atingir o ângulo de rotação da cauda necessário, dispara um foguete para o hemisfério traseiro e, em seguida, liga a automação novamente.
A seguir, consideramos apenas aeronaves estaticamente estáveis, uma vez que somente tais aeronaves podem ser utilizadas na aviação civil.
A posição relativa do foco da aeronave e do centro de massa caracteriza o conceito de “centralização”.
Como o foco está atrás do centro de massa, independente do padrão, a distância entre eles, chamada de margem de estabilidade, aumenta o braço GO no padrão normal e o diminui no “canard”.
A relação entre os braços das asas e o canard é tal que a força de sustentação do desestabilizador na deflexão máxima dos profundores é usada completamente quando a aeronave é levada a ângulos de ataque elevados. E fará falta quando os flaps forem liberados. Portanto, todos os “patos” do famoso designer americano Rutan não possuem nenhuma mecanização. Sua aeronave Voyager foi a primeira do mundo a voar ao redor do globo sem pousar e reabastecer em 1986.
Uma exceção é o Beechcraft Starship, mas ali, para efeito de utilização de flaps, foi utilizado um projeto muito complexo com geometria desestabilizador variável, que não pôde ser levado a um estado reproduzível em série, razão pela qual o projeto foi encerrado.
O braço da asa depende em grande parte de quanto a força de sustentação do desestabilizador aumenta quando o seu ângulo de ataque aumenta em um grau; este parâmetro é chamado de derivada em relação ao ângulo de ataque do coeficiente de sustentação ou simplesmente a derivada do desestabilizador. E, quanto menor for essa derivada, mais próximo da asa poderá ser colocado o centro de massa da aeronave, portanto, menor será o braço da asa. Para reduzir esta derivada, o autor em 1992 propôs implementar o desestabilizador segundo um esquema biplano (2). Isso permite reduzir tanto o ombro da asa que elimina o obstáculo ao uso de um flap. Porém, um efeito colateral ocorre na forma de aumento na resistência do GO devido ao biplano. Além disso, há uma complicação no projeto da aeronave, já que é necessário fabricar efetivamente dois GOs, e não um.
Colegas apontaram que o recurso “desestabilizador biplano” estava presente no avião dos irmãos Wright, mas nas invenções foi patenteado não apenas um novo recurso, mas também um novo conjunto de recursos. Os Wrights não tinham o recurso “flap”. Além disso, se o conjunto de características de uma nova invenção for conhecido, então para que esta invenção seja reconhecida, pelo menos uma característica deve ser usada para novos fins. Os Wrights usaram o biplano para reduzir o peso da estrutura, e na invenção descrita - para reduzir a derivada.
"Pato cata-vento"
Há quase duas décadas, lembramos da ideia de “pato cata-vento” mencionada no início do artigo.
Ele utiliza como desestabilizador uma cauda horizontal de cata-vento (FGO), que consiste no próprio desestabilizador, colocado de forma articulada em um eixo perpendicular à fuselagem, e conectado ao desestabilizador do servo leme. Uma espécie de avião de desenho normal, onde a asa do avião é o desestabilizador FGO e o estabilizador do avião é o servo FGO. E este avião não voa, mas é colocado em um eixo e ele próprio é orientado em relação ao fluxo que se aproxima. Ao alterar o ângulo de ataque negativo da servodireção, alteramos o ângulo de ataque do desestabilizador em relação ao fluxo e, consequentemente, a força de sustentação do FGO durante o controle de pitch.
Quando a posição do servo volante permanece inalterada em relação ao desestabilizador, o FGO não responde às rajadas de vento vertical, ou seja, a mudanças no ângulo de ataque da aeronave. Portanto sua derivada é zero. Com base em nossas discussões anteriores, esta é uma opção ideal.
Ao testar a primeira aeronave do projeto “vane canard” projetada por A. Yurkonenko (3) com um FGO efetivamente carregado, mais de duas dúzias de abordagens bem-sucedidas foram realizadas. Ao mesmo tempo, foram descobertos sinais claros de instabilidade da aeronave (4).
"Super Resiliência"
Por mais paradoxal que possa parecer, a instabilidade do “pato cata-vento” é consequência da sua “superestabilidade”. O momento estabilizador de um canard clássico com GO fixo é formado a partir do momento estabilizador da asa e do momento desestabilizador do GO que a neutraliza. No pato catavento, o FGO não participa da formação do momento estabilizador, sendo formado apenas a partir do momento estabilizador da asa. Assim, o momento de estabilização do “pato cata-vento” é aproximadamente dez vezes maior que o do clássico. Se o ângulo de ataque aumentar acidentalmente, a aeronave, sob a influência de um momento de estabilização excessivo da asa, não retorna ao modo anterior, mas o “ultrapassa”. Após o “overshoot”, a aeronave adquire um ângulo de ataque reduzido em relação ao modo anterior, surge então um momento de estabilização de sinal diferente, também excessivo, e assim surgem auto-oscilações, que o piloto não consegue extinguir.
Uma das condições para a estabilidade é a capacidade da aeronave de neutralizar as consequências das perturbações atmosféricas. Portanto, na ausência de perturbações, é possível um voo satisfatório de uma aeronave instável. Isto explica as abordagens bem-sucedidas da aeronave YuAN-1. Na minha juventude distante, o autor teve um caso em que um novo modelo de planador voou à noite em condições calmas por um total de pelo menos 45 minutos, demonstrando voos bastante satisfatórios e apresentando instabilidade significativa - inclinação alternada com mergulho no primeiro voo em condições de vento clima. Enquanto o tempo estava calmo e não houve perturbações, o planador demonstrou voo satisfatório, mas seu ajuste foi instável. Simplesmente não havia razão para exibir essa instabilidade.
O LCR descrito pode, em princípio, ser utilizado num “pseudo-pato”. Tal aeronave é essencialmente um projeto “sem cauda” e possui um alinhamento apropriado. E seu FGO é usado apenas para compensar o momento adicional de mergulho da asa que ocorre quando a mecanização é liberada. Na configuração cruzeiro não há carga no FGO. Assim, o FGO na verdade não funciona no modo de voo operacional principal e, portanto, seu uso nesta modalidade é improdutivo.
"KRASNOV-PATO"
A “estabilidade excessiva” pode ser eliminada aumentando a derivada do LCR de zero para um nível aceitável. Este objetivo é alcançado devido ao fato do ângulo de rotação do FGO ser significativamente menor que o ângulo de rotação do servo leme causado por uma mudança no ângulo de ataque da aeronave (5). Para isso, é utilizado um mecanismo muito simples, mostrado na Fig. 2. O FGO 1 e o volante servo 3 são articulados no eixo OO1. As hastes 4 e 6, através das dobradiças 5,7, 9,10, conectam o FGO 1 e o servo volante 3 ao balancim 8. A embreagem 12 serve para alterar o comprimento da haste 6 pelo piloto para fins de controle de passo. A rotação do FGO 1 é realizada não através de todo o ângulo de deflexão do servo volante 3 em relação à aeronave quando a direção do fluxo que se aproxima muda, mas apenas através de sua parte proporcional. Se a proporção for igual à metade, então sob a ação de um fluxo ascendente, levando a um aumento no ângulo de ataque da aeronave em 2 graus, o ângulo de ataque real do FGO aumentará apenas 1 grau. Dessa forma, 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 servo leme 3 após a alteração do ângulo de ataque da aeronave. Alterar a proporção e, assim, determinar o valor da derivada pode ser facilmente conseguido escolhendo as distâncias apropriadas das dobradiças 5 e 7 ao eixo OO1.
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Reduzir a derivada do GO devido ao embandeiramento permite colocar o foco dentro de quaisquer limites e atrás dele o centro de massa da aeronave. Este é o conceito de desalinhamento aerodinâmico. Assim, todas as restrições ao uso da mecanização moderna da asa na configuração canard são removidas, mantendo a estabilidade estática.
"KRASNOV-FLUGER"
Tudo está bem! Mas há uma desvantagem. Para que uma força de sustentação positiva ocorra no FGO 1, uma força de sustentação negativa deve atuar no servo volante 3. Uma analogia é o layout normal de um avião. Ou seja, há perdas por balanceamento, no caso balanceamento do LCR. Portanto, a forma de eliminar esta desvantagem é o esquema do “pato”. Colocamos o volante servo na frente do FGO, conforme mostrado na Fig. 3.
O FGO funciona da seguinte forma (6). Como resultado da ação de forças aerodinâmicas sobre o FGO 1 e o servo volante 4, o FGO 1 é instalado espontaneamente em um determinado ângulo de ataque em relação à direção do fluxo que se aproxima. Os ângulos de ataque do FGO 1 e do servo leme 4 possuem o mesmo sinal, portanto, as forças de sustentação dessas superfícies terão o mesmo sentido. Ou seja, a força aerodinâmica do servo leme 4 não reduz, mas aumenta a força de sustentação do FGO 1. Para aumentar o ângulo de ataque da aeronave, o piloto desloca o empuxo 6 para frente, como resultado o servo o leme 4 na dobradiça 5 gira no sentido horário e o ângulo de ataque do servo leme 4 aumenta. Isto leva a um aumento no ângulo de ataque do FGO 1, ou seja, a um aumento na sua força de sustentação.
Além do controle de pitch, a ligação realizada pelo empuxo 7 garante um aumento de zero até o valor requerido da derivada do FGO.
Vamos supor que o avião entrou em uma corrente ascendente e seu ângulo de ataque aumentou. Neste caso, a viga 2 gira no sentido anti-horário e as dobradiças 9 e 8, na ausência de tração 7, teriam que se aproximar. A haste 7 impede a aproximação e gira o volante servo 4 no sentido horário e, assim, aumenta seu ângulo de ataque.
Assim, quando a direção do fluxo que se aproxima muda, o ângulo de ataque do volante servo 4 muda e o FGO 1 se ajusta espontaneamente em um ângulo diferente em relação ao fluxo e cria uma força de elevação diferente. Neste caso, o valor desta derivada depende da distância entre as dobradiças 8 e 3, bem como da distância entre as dobradiças 9 e 5.
O FGO proposto foi testado em um modelo de cabo elétrico do circuito “pato”, enquanto sua derivada em comparação com um GO fixo foi reduzida pela metade. A carga do FGO foi de 68% daquela da asa. O objetivo do teste não foi obter cargas iguais, mas sim obter justamente uma carga menor do FGO em relação à asa, pois se conseguir não será difícil obter cargas iguais. Em "patos" com GO fixo, a carga da empenagem costuma ser 20 a 30% maior que a carga da asa.
"O Avião Ideal"
Se a soma de dois números for um valor constante, então a soma de seus quadrados será a menor se esses números forem iguais. Como o arrasto indutivo da superfície de elevação é proporcional ao quadrado do seu coeficiente de sustentação, o limite mínimo de arrasto da aeronave será no caso em que esses coeficientes de ambas as superfícies de elevação forem iguais entre si durante o modo de voo de cruzeiro. Tal aeronave deveria ser considerada “ideal”. As invenções “pato Krasnov” e “cata-vento Krasnov” permitem concretizar na realidade o conceito de “aeronave ideal” sem recorrer à manutenção artificial da estabilidade por sistemas automáticos.
Uma comparação da “aeronave ideal” com uma aeronave moderna de desenho normal mostra que é possível obter um ganho de 33% em carga comercial e simultaneamente poupar 23% em combustível.
O FGO cria sustentação máxima em ângulos de ataque próximos ao crítico, e este modo é típico para a fase de pouso do vôo. Neste caso, o fluxo de partículas de ar ao redor da superfície de suporte de carga está próximo do limite entre normal e estol. A interrupção do fluxo da superfície do GO é acompanhada por uma acentuada perda de sustentação do mesmo e, como consequência, um intenso abaixamento do nariz da aeronave, o chamado “pitch”. Um caso indicativo de “bicada” é o desastre do Tu-144 em Le Bourget, quando ele desabou ao sair de um mergulho precisamente após o mergulho. A utilização do LCR proposto permite resolver facilmente este problema. Para isso, basta limitar o ângulo de rotação do servodiretor em relação ao FGO. Neste caso, o ângulo de ataque real do FGO será limitado e nunca será igual ao crítico.
"Estabilizador de cata-vento"
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A questão do uso do FGO em um esquema normal é interessante. Se não reduzir, pelo contrário, aumente o ângulo de rotação do FGO em relação ao volante servo, conforme mostrado na Fig. 4, então a derivada do FGO será muito maior em comparação com o estabilizador fixo (7).
Isso permite que o foco e o centro de massa da aeronave se desloquem significativamente para trás. Como resultado, a carga de cruzeiro do estabilizador FGO não se torna negativa, mas positiva. Além disso, se o centro de massa da aeronave for deslocado além do foco ao longo do ângulo de deflexão do flap (o ponto de aplicação do incremento na sustentação devido à deflexão do flap), então o estabilizador de penas cria uma força de sustentação positiva na configuração de pouso .
Mas tudo isso pode ser verdade, desde que não levemos em conta o efeito da frenagem e do bisel do fluxo da superfície de apoio dianteira para a traseira. É claro que no caso de um “pato” o papel desta influência é muito menor. Por outro lado, se o estabilizador “transporta” caças militares, então por que deixará de “transportar” aeronaves civis?
"Plano Krasnov" ou "pato pseudo-pato"
A montagem articulada do desestabilizador, embora não radicalmente, ainda complica o projeto da aeronave. Acontece que a redução da derivada desestabilizadora pode ser conseguida por meios muito mais baratos.
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Na Fig. A Figura 4 mostra o desestabilizador 1 da aeronave proposta rigidamente conectado à fuselagem (não mostrado no desenho). Está equipado com um meio de alteração da sua força de sustentação em forma de volante 2, que, por meio de uma dobradiça 3, é montado em um suporte 4, rigidamente conectado ao desestabilizador 1. No mesmo suporte 4, por meio de uma dobradiça 5, há uma haste 6, em cuja extremidade traseira um volante servo 7 está rigidamente fixado. Na extremidade frontal da haste 6, próximo à dobradiça 5, uma alavanca 8 é fixada rigidamente, cuja extremidade superior é conectado à haste 9 por meio de uma dobradiça 10. Na extremidade traseira da haste 10 há uma dobradiça 11 conectando-a à alavanca 12 do aparador 13 do elevador 2. Neste caso, o aparador 13 é montado na parte traseira do volante 14 por meio de uma dobradiça 2. A embreagem 15 altera o comprimento do empuxo 10 sob o controle do piloto para controle de inclinação.
O desestabilizador apresentado funciona da seguinte forma. Se o ângulo de ataque da aeronave aumentar acidentalmente, por exemplo, quando ela entra em uma corrente ascendente, o servo volante 7 é desviado para cima, o que acarreta um deslocamento do empuxo 10 para a esquerda, ou seja, para frente e leva à deflexão do aparador 13 para baixo, como resultado do qual o elevador 2 é desviado para cima. A posição do volante 2, do servo volante 7 e do aparador 13 na situação descrita é representada no desenho por linhas tracejadas.
Como resultado, o aumento na força de sustentação do desestabilizador 1 devido a um aumento no ângulo de ataque será, até certo ponto, compensado pela deflexão ascendente do elevador 2. O grau deste nivelamento depende da relação entre os ângulos de deflexão do volante servo 7 e do volante 2. E essa relação é definida pelo comprimento das alavancas 8 e 12. Quando o ângulo de ataque diminui, o elevador 2 é desviado para baixo e a força de sustentação do desestabilizador 1 aumenta, nivelando a diminuição do ângulo de ataque.
Desta forma, consegue-se uma diminuição na derivada do desestabilizador em comparação com o “pato” clássico.
Devido ao fato de o volante servo 7 e o aparador 13 estarem cinematicamente conectados entre si, eles se equilibram. Caso esse balanceamento não seja suficiente, é necessário incluir no projeto um peso de balanceamento, que deve ser colocado dentro do servo volante 7 ou na extensão da haste 6 em frente à dobradiça 5. O elevador 2 deve também seja equilibrado.
Como a derivada em relação ao ângulo de ataque da superfície de apoio é aproximadamente duas vezes maior que a derivada em relação ao ângulo de deflexão do flap, então quando o ângulo de deflexão do leme 2 é duas vezes maior que o ângulo de deflexão do servo leme 7, é possível atingir um valor da derivada do desestabilizador próximo de zero.
O servo leme 7 é igual em área ao trimmer 13 da altura do leme 2. Ou seja, os acréscimos ao projeto da aeronave são muito pequenos e complicam-no de forma insignificante.
Assim, é perfeitamente possível obter os mesmos resultados do “canard de palhetas” utilizando apenas tecnologias tradicionais de produção de aeronaves. Portanto, uma aeronave com tal desestabilizador pode ser chamada de “pato pseudo-paleta”. Foi recebida uma patente para esta invenção com o nome “Plano Krasnov” (8).
“Um avião que ignora a turbulência”
É altamente aconselhável projetar uma aeronave na qual as superfícies de elevação dianteira e traseira tenham uma derivada total igual a zero.
Tal aeronave ignorará quase completamente os fluxos verticais de massas de ar, e seus passageiros não sentirão “vibração”, mesmo com intensa turbulência na atmosfera. E, como os fluxos verticais de massas de ar não levam à sobrecarga da aeronave, pode-se contar com uma sobrecarga operacional significativamente menor, o que terá um efeito positivo no peso de sua estrutura. Devido ao fato da aeronave não sofrer sobrecargas durante o vôo, sua fuselagem não está sujeita a desgaste por fadiga.
A redução da derivada da asa de tal aeronave é conseguida da mesma forma que para o desestabilizador em um “canard pseudo-vane”. Mas o servo não atua nos elevadores, mas sim nos flaperons das asas. Flaperon é uma parte da asa que funciona como aileron e flap. Neste caso, como resultado de uma mudança aleatória no ângulo de ataque da asa, sua força de sustentação aumenta no foco ao longo do ângulo de ataque. E um incremento negativo na força de sustentação da asa como resultado da deflexão do flaperon pelo servoleme ocorre no foco ao longo do ângulo de deflexão do flaperon. E a distância entre esses focos é quase igual a um quarto da corda aerodinâmica média da asa. Como resultado da ação deste par de forças multidirecionais, forma-se um momento desestabilizador, que deve ser compensado pelo momento do desestabilizador. Neste caso, o desestabilizador deve ter uma pequena derivada negativa, e o valor da derivada da asa deve ser ligeiramente superior a zero. A patente RF nº 2710955 foi recebida para tal aeronave.
O conjunto de invenções apresentado representa, provavelmente, o último recurso aerodinâmico de informação não utilizado para aumentar a eficiência económica da aviação subsónica em um terço ou mais.
Юрий Краснов
REFERÊNCIAS
- D.Sobolev. História centenária da “asa voadora”, Moscou, Rusavia, 1988, p. 100.
- Yu. Krasnov. Patente RF nº 2000251.
- A. Yurkonenko. "Pato" alternativo. Tecnologia - juventude 2009-08. Página 6-11
- V. Lapin. Quando o cata-vento voará? Aviação geral. 2011. Nº 8. Página 38-41.
- Yu. Krasnov. Patente RF nº 2609644.
- Yu. Krasnov. Patente RF nº 2651959.
- Yu. Krasnov. Patente RF nº 2609620.
- Yu. Krasnov. Patente RF nº 2666094.
Fonte: habr.com