Izumitelj letvice Gustav Lachmann je konec tridesetih let prejšnjega stoletja predlagal, da bi brezrepca opremili s prosto lebdečim krilcem, nameščenim pred krilom. Ta winglet je bil opremljen s servo krmilom, s pomočjo katerega se je uravnavala njegova dvižna sila. Služil je za kompenzacijo dodatnega potopnega momenta krila, ki se pojavi, ko se loputa sprosti. Ker je bila Lachmannova zaposlena v podjetju Handley-Page, je bila lastnica patenta za to tehnično rešitev in ta ideja se pod to znamko omenja v strokovni literaturi. Toda praktične izvedbe te ideje še vedno ni! Kakšen je razlog?
Izguba ravnotežja
Krilo letala, ki ustvarja vzgon, ima sočasni, lahko bi rekli negativen, stranski produkt trenutka potopa, ki nagiba k temu, da letalo pripelje v potop. Da letalu preprečimo potapljanje, je na njegovem repu majhno krilo - stabilizator, ki preprečuje potop in ustvarja navzdol, torej negativno, dvižno silo. Takšna aerodinamična shema letala se imenuje "normalna". Ker je vzgon stabilizatorja negativen, se prišteje k gravitaciji letala in krilo mora imeti vzgon večji od gravitacije.
Razliko med temi silami imenujemo izravnalne izgube, ki lahko dosežejo do 20 %.
Toda prvo leteče letalo bratov Wright ni imelo takšnih izgub, ker majhno krilo - destabilizator, ki je preprečil potop, ni bilo za krilom, ampak pred njim. Takšna aerodinamična shema letala se imenuje "raca". In da bi preprečil potapljanje letala, mora destabilizator ustvariti navzgor, to je pozitivno dvižno silo. Sešteje se z vzgonsko silo krila in ta vsota je enaka gravitaciji letala. Posledično mora krilo ustvariti dvižno silo, ki je manjša od gravitacijske sile. In brez izgube ravnotežja!
Stabilizator in destabilizator sta združena v en izraz - horizontalni rep ali GO.
Vendar pa je z množičnim razvojem vzletne in pristajalne mehanizacije krila v zgodnjih tridesetih letih prejšnjega stoletja "raca" to prednost izgubila. Glavni element mehanizacije je loputa - zadnji del krila je odklonjen navzdol. Približno podvoji vzgon krila, zaradi česar je mogoče zmanjšati hitrost med pristankom in vzletom, s čimer prihranite na masi šasije. Toda stranski produkt naletnega momenta pri iztegovanju lopute se poveča do te mere, da se destabilizator ne more spoprijeti z njim, stabilizator pa ga lahko obvlada. Lomiti ne pomeni graditi, v tem primeru pozitivna sila.
Da bi krilo ustvarilo vzgon, mora biti usmerjeno pod kotom glede na smer prihajajočega zračnega toka. Ta kot imenujemo vpadni kot, z njegovim naraščanjem pa raste tudi dvižna sila, vendar ne v nedogled, temveč do kritičnega kota, ki je v območju od 15 do 25 stopinj. Zato skupna aerodinamična sila ni usmerjena strogo navzgor, ampak je nagnjena proti repu letala. In ga je mogoče razstaviti na komponento, usmerjeno strogo navzgor - dvižna sila, in usmerjena nazaj - aerodinamična sila upora. Razmerje med vzgonsko in uporno silo se uporablja za presojo aerodinamične kakovosti letala, ki se lahko giblje od 7 do 25.
V prid normalne sheme je pojav, kot je poševnina zračnega toka za krilom, ki je sestavljen iz odklona smeri toka navzdol, večji, čim večja je dvižna sila krila. Zato se ob odklonu zakrilca zaradi aerodinamike samodejno poveča dejanski negativni vpadni kot stabilizatorja in posledično njegov negativni vzgon.
Poleg tega v korist "normalne" sheme v primerjavi z "raco" deluje tudi takšna okoliščina, kot je zagotavljanje vzdolžne stabilnosti leta letala. Napadni kot letala se lahko spremeni zaradi navpičnega gibanja zračnih mas. Letala so zasnovana z mislijo na ta pojav in se upirajo motnjam. Vsaka površina letala ima aerodinamični fokus - točko uporabe prirastka vzgona, ko se spremeni vpadni kot. Če upoštevamo rezultantne prirastke krila in GO, potem ima letalo tudi fokus. Če je žarišče letala za središčem mase, potem z naključnim povečanjem vpadnega kota povečanje vzgona teži k nagibu letala, tako da se vpadni kot zmanjša. In letalo se vrne v prejšnji način letenja. Hkrati v "normalni" shemi krilo ustvari destabilizacijski moment (za povečanje napadnega kota), stabilizator pa stabilizacijski moment (za zmanjšanje napadnega kota), slednji pa prevlada za približno 10 %. V "raci" destabilizacijski moment ustvari destabilizator, stabilizacijski moment, ki je približno 10% večji, pa ustvari krilo. Zato povečanje površine in ramena vodoravnega repa vodi do povečanja stabilnosti v normalni shemi in zmanjšanja v "raci". Vsi momenti delujejo in se izračunajo glede na središče mase letala (glej sliko 1).
)
Če je žarišče letala pred središčem mase, se z naključnim rahlim povečanjem vpadnega kota ta še poveča in letalo bo statično nestabilno. Ta medsebojna razporeditev težišča in središča mase se v sodobnih lovcih uporablja za obremenitev stabilizatorja in na njem ne doseže negativnega, ampak pozitivnega vzgona. In letenje letala ne zagotavlja aerodinamika, temveč štirikrat podvojen avtomatski sistem umetne stabilnosti, ki "taksira", ko letalo zapusti zahtevani napadalni kot. Ko je avtomatika izklopljena, začne letalo obračati rep naprej, to je osnova figure Pugačovove kobre, pri kateri pilot namerno izklopi avtomatiko in, ko je dosežen zahtevani kot zasuka repa, izstreli raketo v zadnjo poloblo in nato znova vklopi avtomatizacijo.
V nadaljevanju obravnavamo le statično stabilna letala, saj se le takšna lahko uporabljajo v civilnem letalstvu.
Medsebojna razporeditev žarišča letala in središča mase označuje koncept "centriranja".
Ker je fokus za središčem mase, ne glede na shemo, razdalja med njima, imenovana meja stabilnosti, poveča roko GO v normalni shemi in zmanjša v "raci".
Razmerje med rameni krila in GO v "raci" je takšno, da se dvižna sila destabilizatorja z največjim odklonom dvigal v celoti izkoristi, ko je letalo pripeljano do visokih napadnih kotov. In pogrešali ga bomo, ko se zavihki sprostijo. Zato vse "race" znanega ameriškega oblikovalca Rutana nimajo nobene mehanizacije. Njegovo letalo voyager je leta 1986 prvič obletelo svet brez pristanka ali polnjenja goriva.
Izjema je Beechcraft Starship, a tam je bila za uporabo zakrilc uporabljena zelo kompleksna zasnova s spremenljivo geometrijo destabilizatorja, ki je ni bilo mogoče spraviti v serijsko ponovljivo stanje, zaradi česar je bil projekt zaprt.
Rame krila so v veliki meri odvisne od tega, koliko se vzgonska sila destabilizatorja poveča s povečanjem njegovega vpadnega kota za eno stopinjo, ta parameter se imenuje derivat vpadnega kota koeficienta vzgona ali preprosto derivat destabilizatorja. In, manjši kot je ta izpeljanka, bližje krilu lahko postavite središče mase letala, zato bo manjša rama krila. Za zmanjšanje tega derivata je avtor leta 1992 predlagal izvedbo destabilizatorja po dvokrilni shemi (2). To omogoča toliko zmanjšati ramo krila, da odpravi oviro pri uporabi zavihka na njem. Vendar pa obstaja stranski učinek v obliki povečanja odpornosti GO zaradi dvokrilnosti. Poleg tega se zapleta pri načrtovanju letala, saj je dejansko treba izdelati dva GO in ne enega.
Kolegi so poudarili, da je funkcija "dvokrilnega destabilizatorja" na voljo na letalu bratov Wright, vendar v izumih ni patentirana le nova funkcija, ampak tudi nov nabor funkcij. Wrightovi niso imeli znaka "flap". Poleg tega, če je nabor lastnosti novega izuma znan, potem mora biti za priznanje tega izuma vsaj ena lastnost uporabljena za nove namene. Pri Wrightovih je bila dvokrilnost uporabljena za zmanjšanje teže konstrukcije, pri opisanem izumu pa za zmanjšanje izpeljanke.
"Raca z vetrovko"
Pred skoraj dvema desetletjema so se spomnili ideje o "vremenski raci", omenjeni na začetku članka.
Kot destabilizator uporablja pernati horizontalni rep - FGO, ki je sestavljen iz samega destabilizatorja, vrtljivo nameščenega na osi, pravokotni na trup, in povezanega s servom destabilizatorja. Nekakšno letalo običajne sheme, kjer je krilo letala destabilizator CSF, stabilizator letala pa servo CSF. In to letalo ne leti, ampak je postavljeno na os in se samo orientira glede na prihajajoči tok. S spreminjanjem negativnega vpadnega kota servo, spremenimo vpadni kot destabilizatorja glede na pretok in posledično vzgonsko silo CSF med krmiljenjem višine.
S fiksnim položajem servo krmiljenja glede na destabilizator se CSF ne odziva na navpične sunke vetra, tj. na spremembe vpadnega kota letala. Zato je njegov derivat enak nič. Na podlagi našega prejšnjega razmišljanja je to idealna možnost.
Pri testiranju prvega letala sheme "vremenska raca", ki ga je zasnoval A. Yurkonenko (3) z učinkovito obremenjenim CSF, je bilo izvedenih več kot dva ducata uspešnih letov. Hkrati so bili ugotovljeni jasni znaki nestabilnosti letala (4).
"Super odpornost"
Kot ni paradoksalno, je nestabilnost "vremenske lopatice" posledica njene "superstabilnosti". Stabilizacijski moment klasičnega kanarda s fiksnim GO se oblikuje iz stabilizacijskega momenta krila in nasprotnega destabilizacijskega momenta GO. Pri vremenskih racah CSF ne sodeluje pri nastanku stabilizacijskega momenta in nastane le iz stabilizacijskega momenta krila. Tako je stabilizacijski moment "vremenske lopatice" približno desetkrat večji od tistega pri klasičnem. Z nenamernim povečanjem napadnega kota se letalo pod vplivom pretiranega stabilizacijskega momenta krila ne vrne v prejšnji način, ampak ga "preleti". Po »preletu« letalo pridobi zmanjšan vpadni kot v primerjavi s prejšnjim režimom, zato nastane stabilizacijski moment drugega znaka, prav tako prevelik, in tako pride do lastnih nihanj, ki jih pilot ne zna pogasiti.
Eden od pogojev za stabilnost je sposobnost letala, da izravna vplive atmosferskih motenj. Zato je ob odsotnosti motenj možen zadovoljiv let nestabilnega letala. To pojasnjuje uspešne pristope letala YuAN-1. V svoji daljni mladosti je imel avtor primer, ko je nov model jadralnega letala letel zvečer v mirnem vremenu skupaj vsaj 45 minut, pri čemer je pokazal povsem zadovoljive lete in pokazal svetlo nestabilnost - dvig nosa se je izmenjeval s potopom v prvem letu v vetrovnem vremenu. Dokler je bilo vreme mirno in ni bilo motenj, je jadralno letalo zadovoljivo letelo, vendar je bila njegova nastavitev nestabilna. Preprosto ni bilo razloga za prikaz te nestabilnosti.
Opisani likvor se načeloma lahko uporablja v "psevdo-raci". Tak letalnik je v bistvu "brezrepa" shema in ima ustrezno centriranje. In njegov CSF se uporablja samo za kompenzacijo dodatnega potopnega momenta krila, ki se pojavi med sprostitvijo mehanizacije. V konfiguraciji križarjenja CSF ni obremenjen. Tako CSF dejansko ne deluje v glavnem operativnem načinu letenja, zato je njegova uporaba v tej različici neproduktivna.
"KRASNOV-RACA"
"Superstabilnost" je mogoče odpraviti s povečanjem derivata CSF z nič na sprejemljivo raven. Ta cilj je dosežen zaradi dejstva, da je kot vrtenja FGO bistveno manjši od kota vrtenja servo, ki ga povzroči sprememba vpadnega kota letala (5). To se naredi z zelo preprostim mehanizmom, prikazanim na sl. 2. CSF 1 in servo 3 sta vrtljivo nameščena na osi OO1. Palice 4 in 6 preko tečajev 5,7, 9,10 povezujejo CSF 1 in servo 3 z rockerjem 8. Sklopka 12 služi za spreminjanje dolžine palice 6 s strani pilota za nadzor naklona. Vrtenje CSF 1 se ne izvaja s celotnim kotom odstopanja servo 3 glede na letalo pri spreminjanju smeri prihajajočega toka, temveč le z njegovim sorazmernim delom. Če je delež enak polovici, potem se bo pod delovanjem toka navzgor, ki vodi do povečanja vpadnega kota letala za 2 stopinji, dejanski vpadni kot CSF povečal le za 1 stopinjo. Skladno s tem bo izpeljanka CSF dvakrat manjša v primerjavi s fiksno GO. Črtkane črte označujejo položaj CSF 1 in servo 3 po spremembi vpadnega kota letala. Spreminjanje razmerja in s tem določanje vrednosti odvoda je enostavno izvesti z izbiro ustreznih razmikov tečajev 5 in 7 do osi OO1.
![slika]()
Zmanjšanje izpeljanke GO zaradi peresenja omogoča postavitev fokusa v poljubnih mejah in za njim središče mase letala. To je koncept aerodinamičnega premika središča. Tako so odpravljene vse omejitve glede uporabe sodobne mehanizacije krila v shemi "raca" ob ohranjanju statične stabilnosti.
"KRASNOV-FLUGER"
Vse je vredu! Vendar obstaja pomanjkljivost. Da ima CSF 1 pozitivno dvižno silo, mora na servo 3 delovati negativna dvižna sila. Analogija - običajna shema letala. To pomeni, da obstajajo izgube za uravnoteženje, v tem primeru za uravnoteženje CSF. Zato je način za odpravo te pomanjkljivosti shema "raca". Servo postavimo pred CSF, kot je prikazano na sl. 3.
CSF deluje na naslednji način (6). Zaradi delovanja aerodinamičnih sil na CSF 1 in servo 4 se CSF 1 spontano nastavi pod določenim vpadnim kotom glede na smer prihajajočega toka. Vpadni koti CSF 1 in servo 4 imajo enak predznak, zato bodo vzgonske sile teh površin imele isto smer. To pomeni, da aerodinamična sila servo 4 ne zmanjša, ampak poveča vzgon CSF 1. Za povečanje vpadnega kota letala pilot premakne potisk 6 naprej, zaradi česar se servo 4 na tečaj 5 se obrne v smeri urinega kazalca in vpadni kot servo 4 se poveča. To vodi do povečanja vpadnega kota CSF 1, to je do povečanja njegove dvižne sile.
Poleg krmiljenja naklona povezava, ki jo zagotavlja potisk 7, zagotavlja povečanje od nič do zahtevane vrednosti derivata CSF.
Predpostavimo, da je letalo vstopilo v vzpon in se je njegov vpadni kot povečal. V tem primeru se žarek 2 vrti v nasprotni smeri urinega kazalca in tečaja 9 in 8 bi se morala v odsotnosti potiska 7 približati drug drugemu. Potisk 7 preprečuje konvergenco in obrne servo 4 v smeri urinega kazalca ter s tem poveča njegov vpadni kot.
Tako se, ko se spremeni smer prihajajočega toka, spremeni vpadni kot servo 4 in CSF 1 se spontano nastavi pod drugačnim kotom glede na tok in ustvari drugačno dvižno silo. V tem primeru je vrednost tega derivata odvisna od razdalje med tečaji 8 in 3, kot tudi od razdalje med tečaji 9 in 5.
Predlagani CSF je bil preizkušen na modelu električnega kabla vezja "raca", medtem ko je bil njegov derivat zmanjšan za polovico v primerjavi s fiksnim CSF. Obremenitev CSF je bila 68 % tiste za krilo. Naloga preverjanja ni bila doseči enake obremenitve, ampak dobiti natančno nižjo obremenitev CSF v primerjavi s krilom, saj če jo dobite, potem ne bo težko doseči enake. Pri "racah" s fiksnim GO je obremenitev perja običajno 20 - 30% višja od obremenitve krila.
"Popolno letalo"
Če je vsota dveh števil konstantna vrednost, bo vsota njunih kvadratov najmanjša, če sta ti števili enaki. Ker je induktivni upor nosilne površine sorazmeren s kvadratom njenega vzgonskega koeficienta, bo najmanjša meja upora letala v primeru, ko sta ta koeficienta obeh nosilnih površin enaka med seboj v načinu križarjenja. Takšno letalo je treba obravnavati kot "idealno". Izumi "Krasnov-duck" in "Krasnov-weather vane" omogočajo uresničitev koncepta "idealnega letala" v resnici, ne da bi se zatekli k umetnemu vzdrževanju stabilnosti z avtomatskimi sistemi.
Primerjava »idealnega letala« s sodobnim konvencionalnim letalom pokaže, da je možno doseči 33-odstotno povečanje tovora ob hkratnem 23-odstotnem prihranku goriva.
CSF ustvari največji vzgon pri vpadnih kotih blizu kritičnih in ta način je značilen za pristajalno fazo leta. V tem primeru je tok okoli naležne površine z delci zraka blizu meje med normalnim in zastojem. Ločitev toka od površine GO spremlja ostra izguba vzgona na njem in posledično intenzivno spuščanje nosu letala, tako imenovani "potapljanje". Ilustrativen primer "potopa" je strmoglavljenje Tu-144 pri Le Bourgetu, ko se je zrušil ob izstopu iz potopa takoj po potopu. Uporaba predlaganega CSF olajša rešitev tega problema. Za to je potrebno le omejiti kot vrtenja servo krmiljenja glede na CSF. V tem primeru bo dejanski vpadni kot CSF omejen in nikoli ne bo enak kritičnemu.
"Stabilizator vremenske lopatice"
![slika]()
Zanimivo je vprašanje uporabe CSF v običajni shemi. Če ne zmanjšate, ampak obratno, povečajte kot vrtenja CSF v primerjavi s servo krmiljenjem, kot je prikazano na sl. 4, potem bo derivat CSF veliko višji v primerjavi s fiksnim stabilizatorjem (7).
To vam omogoča, da bistveno premaknete fokus in središče mase letala nazaj. Zaradi tega potovalna obremenitev stabilizatorja CSF ne postane negativna, ampak pozitivna. Poleg tega, če se izkaže, da je središče mase letala premaknjeno izven fokusa glede na kot odklona zakrilca (točka uporabe prirastka vzgonske sile zaradi odklona zakrilca), potem stabilizator lopatice ustvari pozitivno vzgonska sila tudi pri pristajalni konfiguraciji.
A vse to verjetno drži, dokler ne upoštevamo vpliva zaviranja in nagiba toka od sprednje naležne ploskve proti zadnji. Jasno je, da je v primeru "race" vloga tega vpliva veliko manjša. In po drugi strani, če stabilizator "nosi" vojaške lovce, zakaj potem neha "nositi" v civilnem življenju?
"Krasnov načrt" ali "psevdo-krilna raca"
Zgibni destabilizator, čeprav ne drastično, še vedno otežuje konstrukcijo letala. Izkazalo se je, da je zmanjšanje derivata destabilizatorja mogoče doseči z veliko cenejšimi sredstvi.
![slika]()
Na sl. 4 prikazuje destabilizator 1 predlaganega letala, ki je togo povezan s trupom (ni prikazan na risbi). Opremljen je s sredstvom za spreminjanje dvižne sile v obliki dvigala 2, ki je s pomočjo tečaja 3 pritrjen na nosilec 4, togo povezan z destabilizatorjem 1. Na istem nosilcu 4 z uporabo tečaja 5, nameščena palica 6, na zadnjem koncu katere je togo pritrjen servo volan 7. Na sprednjem koncu palice 6, poleg tečaja 5, je togo pritrjen vzvod 8, katerega zgornji konec je povezan na palico 9 s pomočjo tečaja 10. Na zadnjem koncu palice 10 je tečaj 11, ki ga povezuje z ročico 12 trimerja 13 dvigala 2. Ko je ta trimer 13 s pomočjo tečaja 14 nameščen na zadnji strani volana 2 višine. Sklopka 15 spreminja dolžino potiska 10 pod nadzorom pilota za nadzor naklona.
Predstavljeni destabilizator deluje na naslednji način. V primeru nenamernega povečanja vpadnega kota letala, na primer, ko vstopi v navzgor, se servo 7 odmakne navzgor, kar povzroči premik potiska 10 v levo, tj. naprej in povzroči, da se trimer 13 odmakne navzdol, zaradi česar se dvigalo 2 odmakne navzgor. Položaj višine krmila 2, servo 7 in trimera 13 v opisani situaciji je na risbi prikazan s črtkanimi črtami.
Posledično bo povečanje dvižne sile destabilizatorja 1 zaradi povečanja vpadnega kota do neke mere izravnano z odklonom dvigala 2 navzgor. Stopnja tega niveliranja je odvisna od razmerja odklonskih kotov servo 7 in višine dvigala 2. In to razmerje je določeno z dolžino vzvodov 8 in 12. Ko se vpadni kot zmanjša, se dvigalo 2 odkloni navzdol in dvižna sila destabilizatorja 1 se poveča, kar izravna zmanjšanje vpadnega kota.
Tako se doseže zmanjšanje derivata destabilizatorja v primerjavi s klasično "raco".
Zaradi dejstva, da sta servo 7 in trimer 13 kinematično medsebojno povezana, se uravnotežita. Če to uravnoteženje ne zadošča, je treba v projekt vključiti izravnalno utež, ki mora biti nameščena bodisi znotraj servo krmiljenja 7 bodisi na podaljšku droga 6 pred tečajem 5. Dvigalo 2 mora biti tudi uravnotežen.
Ker je odvod glede na vpadni kot naležne ploskve približno dvakrat večji od odvoda glede na kot odklona zakrilc, potem je z dvakratnim presežkom kota odklona višinskega krmila 2 v primerjavi s kotom odklona servo 7 mogoče da se doseže vrednost derivata destabilizatorja blizu nič.
Servo 7 je po površini enak trimerju 13 višine krmila 2. To pomeni, da so dodatki k zasnovi letala zelo majhni in ga zanemarljivo komplicirajo.
Tako je povsem mogoče doseči enake rezultate kot "vremenska loputa" samo s tradicionalnimi tehnologijami izdelave letal. Zato lahko letalo s takim destabilizatorjem imenujemo "psevdo-krilna raca". Ta izum je prejel patent z imenom "Krasnov-plan" (8).
"Zrakoplov, ki ne upošteva turbulence"
Zelo smotrno je izdelati letalo, pri katerem imata prednja in zadnja naležna ploskev skupaj odvod enak nič.
Takšno letalo bo skoraj popolnoma ignoriralo navpične tokove zračnih mas, njegovi potniki pa tudi ob intenzivnih atmosferskih turbulencah ne bodo čutili "klepetanja". In ker vertikalni tokovi zračnih mas ne povzročajo preobremenitve letala, lahko računamo na bistveno nižjo operativno preobremenitev, kar bo pozitivno vplivalo na maso njegove strukture. Ker letalo med letom ne doživlja preobremenitev, njegovo ogrodje ni izpostavljeno obrabi zaradi utrujenosti.
Zmanjšanje izpeljanke krila takšnega letala je doseženo na enak način kot pri destabilizatorju v "psevdokrilni raci". Toda servo ne deluje na dvigala, ampak na flaperone kril. Flaperon je del krila, ki deluje kot krilo in zakrilce. V tem primeru zaradi naključne spremembe vpadnega kota krila pride do povečanja njegovega vzgona v središču v smislu vpadnega kota. In negativni prirastek vzgona krila kot posledica odklona flaperona s servo krmiljenjem se pojavi v središču vzdolž kota odklona flaperona. In razdalja med temi žarišči je skoraj enaka četrtini povprečne aerodinamične tetive krila. Kot posledica delovanja določenega para različno usmerjenih sil nastane destabilizacijski moment, ki ga je treba kompenzirati z momentom destabilizatorja. V tem primeru mora imeti destabilizator majhen negativni odvod, vrednost odvoda krila pa mora biti nekoliko večja od nič. Za takšno letalo je bil pridobljen RF patent št. 2710955.
Skupaj zgornjih izumov je verjetno zadnji neizkoriščen informacijski aerodinamični vir za povečanje ekonomske učinkovitosti podzvočnega letalstva za tretjino ali več.
Jurij Krasnov
LITERATURA
- D. Sobolev. Stoletna zgodovina "letečega krila", Moskva, Rusavia, 1988, str. 100.
- Y. Krasnov. RF patent št. 2000251.
- A. Jurkonenko. Alternativna raca. Tehnika - mladinci 2009-08. Stran 6-11
- V. Lapin. Kdaj bo poletela "raca vetrokazka"? Splošno letalstvo. 2011. št. 8. Stran 38-41.
- Y. Krasnov. RF patent št. 2609644.
- Y. Krasnov. RF patent št. 2651959.
- Y. Krasnov. RF patent št. 2609620.
- Y. Krasnov. RF patent št. 2666094.
Vir: www.habr.com