I slutet av förra seklets trettiotal föreslog uppfinnaren av lamellen, Gustav Lachmann, att utrusta de svanslösa med en fritt flytande vinge placerad framför vingen. Denna vinge var utrustad med ett servo-roder, med vars hjälp dess lyftkraft reglerades. Det tjänade till att kompensera för det extra vingdykningsmomentet som uppstår när luckan släpps. Eftersom Lachmann var anställd i Handley-Page-företaget var det ägare av patentet för denna tekniska lösning och under detta varumärke nämns idén i den tekniska litteraturen. Men det finns fortfarande ingen praktisk implementering av denna idé! Vad är anledningen?
Balansera förluster
Vingen på ett flygplan, som skapar lyft, har en åtföljande, kan man säga, negativ biprodukt i form av ett dykmoment som tenderar att försätta flygplanet i ett dyk. För att förhindra att planet dyker finns det en liten vinge på svansen - en stabilisator, som förhindrar detta dyk och skapar en nedåtgående, det vill säga negativ, lyftkraft. Denna aerodynamiska konfiguration av flygplanet kallas "normal". Eftersom stabilisatorns lyft är negativt ökar det flygplanets tyngdkraft, och vingen måste ha ett lyft som är större än tyngdkraften.
Skillnaden mellan dessa krafter kallas balanseringsförluster, som kan nå upp till 20 %.
Men det första flygande planet från bröderna Wright hade inte sådana förluster, eftersom den lilla vingen - en destabilisator som förhindrar ett dyk - placerades inte bakom vingen, utan framför den. Denna aerodynamiska design av flygplanet kallas en "canard". Och för att förhindra att flygplanet dyker måste destabilisatorn skapa en uppåtgående, det vill säga positiv, lyftkraft. Det läggs till vingens lyft, och denna summa är lika med flygplanets gravitation. Som ett resultat måste vingen producera en lyftkraft som är mindre än tyngdkraften. Och inga förluster för balansering!
Stabilisator och destabilisator kombineras till en term - horisontell svans eller GO.
Men med den massiva utvecklingen av mekanisering av start- och landningsvingar i början av trettiotalet av förra seklet, förlorade "ankan" denna fördel. Huvudelementet i mekaniseringen är klaffen - den bakre delen av vingen som böjs nedåt. Det fördubblar ungefär vingens lyftkraft, på grund av vilket det är möjligt att minska hastigheten under landning och start och därigenom spara på chassivikten. Men biprodukten i form av dykmoment när luckan släpps ökar så till den grad att destabilisatorn inte klarar det, men stabilisatorn klarar inte av det. Att bryta bygger inte, i det här fallet en positiv kraft.
För att vingen ska skapa lyft måste den vara orienterad i en vinkel mot riktningen för det mötande luftflödet. Denna vinkel kallas attackvinkel och när den ökar ökar också lyftkraften, men inte oändligt, utan upp till en kritisk vinkel, som sträcker sig från 15 till 25 grader. Därför är den totala aerodynamiska kraften inte riktad strikt uppåt, utan lutar mot flygplanets svans. Och den kan delas upp i en komponent riktad strikt uppåt - lyftkraften, och riktad bakåt - den aerodynamiska dragkraften. Förhållandet mellan lyftkraft och dragkraft används för att bedöma flygplanets aerodynamiska kvalitet, som kan variera från 7 till 25.
Fenomenet som fungerar till förmån för det normala schemat är avfasningen av luftflödet bakom vingen, som består i en nedåtgående avböjning av flödesriktningen, ju större desto större lyftkraften av vingen. Därför, när klaffen avböjs, på grund av aerodynamiken, ökar den faktiska negativa anfallsvinkeln för stabilisatorn automatiskt och följaktligen dess negativa lyftkraft.
Dessutom fungerar en sådan omständighet som att säkerställa den longitudinella stabiliteten för flygplanets flygning också till förmån för det "normala" systemet jämfört med "canard". Ett flygplans attackvinkel kan genomgå förändringar till följd av vertikala rörelser av luftmassor. Flygplan är designade med detta fenomen i åtanke och strävar efter att motstå störningar. Varje yta på flygplanet har ett aerodynamiskt fokus - appliceringspunkten för ökningen i lyft när anfallsvinkeln ändras. Om vi betraktar resultatet av vinge- och GO-stegringen, så har flygplanet också ett fokus. Om flygplanets fokus ligger bakom massans centrum, med en slumpmässig ökning av attackvinkeln, tenderar ökningen av lyftkraften att luta flygplanet så att attackvinkeln minskar. Och planet återgår till sitt tidigare flygläge. I det här fallet, i den "normala" konfigurationen, skapar vingen ett destabiliserande ögonblick (för att öka anfallsvinkeln), och stabilisatorn skapar ett stabiliserande ögonblick (för att minska anfallsvinkeln), och det senare råder med cirka 10 % . I en canard skapas det destabiliserande momentet av destabilisatorn, och det stabiliserande momentet, som är cirka 10% större, skapas av vingen. Därför leder en ökning av området och axeln på den horisontella svansen till en ökning av stabiliteten i den normala designen och till dess minskning av "canard". Alla moment verkar och beräknas i förhållande till flygplanets massacentrum (se fig. 1).
)
Om planets fokus ligger före masscentrum, så ökar det med en slumpmässig liten ökning av attackvinkeln ännu mer och planet blir statiskt instabilt. Denna relativa position av fokus och massacentrum används i moderna fighters för att ladda stabilisatorn och få inte negativ, utan positiv lyftning på den. Och flygplanets flygning säkerställs inte av aerodynamik, utan av ett fyra gånger duplicerat automatiskt konstgjord stabilitetssystem, som "styrer" när flygplanet rör sig bort från den erforderliga attackvinkeln. När automatiseringen är avstängd börjar flygplanet svänga först, detta är vad figuren "Pugachev's Cobra" är baserad på, där piloten medvetet stänger av automatiken och, när den erforderliga svansrotationsvinkeln uppnås, avfyrar en raket in i den bakre halvklotet och slår sedan på automatiken igen.
I det följande betraktar vi endast statiskt stabila flygplan, eftersom endast sådana flygplan kan användas inom civil luftfart.
Den relativa positionen för flygplanets fokus och masscentrum kännetecknar begreppet "centrering".
Eftersom fokus ligger bakom massans centrum, oavsett mönstret, ökar avståndet mellan dem, som kallas stabilitetsmarginalen, GO-armen i det normala mönstret och minskar den i "canard".
Förhållandet mellan vingarmarna och canarden är sådant att destabilisatorns lyftkraft vid maximal avböjning av hissarna används helt när flygplanet förs till höga anfallsvinklar. Och det kommer att saknas när klaffarna släpps. Därför har alla "änder" av den berömda amerikanska designern Rutan ingen mekanisering. Hans Voyager-flygplan var världens första som flög runt jorden utan att landa och tanka 1986.
Ett undantag är Beechcraft Starship, men där användes i syfte att använda klaffar en mycket komplex design med variabel destabilisatorgeometri, som inte kunde bringas till ett seriellt reproducerbart tillstånd, varför projektet stängdes.
Vingarmen beror till stor del på hur mycket lyftkraften hos destabilisatorn ökar när dess attackvinkel ökar med en grad; denna parameter kallas derivatan med avseende på lyftkoefficientens attackvinkel eller helt enkelt derivatan av destabilisatorn. Och ju mindre denna derivata är, desto närmare vingen kan flygplanets masscentrum placeras, därför desto mindre blir vingarmen. För att minska denna derivata föreslog författaren 1992 att implementera destabilisatorn enligt ett biplansschema (2). Detta gör det möjligt att minska vingaxeln så mycket att det eliminerar hindret för att använda en flik på den. En bieffekt uppstår dock i form av en ökning av motståndet hos GO på grund av biplan. Dessutom finns det en komplikation i designen av flygplanet, eftersom det är nödvändigt att faktiskt tillverka två GO, och inte en.
Kollegor påpekade att funktionen "biplane destabilizer" fanns på bröderna Wrights plan, men i uppfinningarna patenterades inte bara en ny funktion, utan också en ny uppsättning funktioner. Wrights hade inte "flik"-funktionen. Dessutom, om uppsättningen av särdrag hos en ny uppfinning är känd, måste åtminstone en egenskap användas för nya ändamål för att denna uppfinning ska kännas igen. Wrights använde biplan för att minska vikten av strukturen, och i den beskrivna uppfinningen - för att minska derivatan.
"Weathervane Duck"
För nästan två decennier sedan kom vi ihåg idén om en "vane anka" som nämndes i början av artikeln.
Den använder en väderflöjel horisontell svans (FGO) som en destabilisator, som består av själva destabilisatorn, gångjärnsplacerad på en axel vinkelrät mot flygkroppen och ansluten till servorodrets destabilisator. Ett slags flygplan av normal design, där flygplanets vinge är FGO-destabilisatorn och flygplanets stabilisator är FGO-servot. Och detta flygplan flyger inte, utan är placerat på en axel, och det är självt orienterat i förhållande till det mötande flödet. Genom att ändra den negativa anfallsvinkeln för servostyrningen ändrar vi anfallsvinkeln för destabilisatorn i förhållande till flödet och följaktligen lyftkraften hos FGO under stigningskontroll.
När servorattens läge förblir oförändrat i förhållande till destabilisatorn, reagerar FGO inte på vindbyar av vertikal vind, d.v.s. till förändringar i flygplanets anfallsvinkel. Därför är dess derivata noll. Baserat på våra tidigare diskussioner är detta ett idealiskt alternativ.
När man testade det första flygplanet av "vane canard"-design designat av A. Yurkonenko (3) med en effektivt laddad FGO, utfördes mer än två dussin framgångsrika inflygningar. Samtidigt upptäcktes tydliga tecken på flygplansinstabilitet (4).
"Super motståndskraft"
Hur paradoxalt det än kan tyckas är instabiliteten hos "fanankan" en konsekvens av dess "superstabilitet". Det stabiliserande momentet för en klassisk canard med en fast GO bildas av vingens stabiliserande moment och det destabiliserande momentet av GO som motverkar den. I ankan med vädervanor deltar inte FGO i bildandet av det stabiliserande momentet, och det bildas endast från det stabiliserande momentet av vingen. Således är stabiliseringsmomentet för "vingankan" ungefär tio gånger större än det för den klassiska. Om attackvinkeln av misstag ökar, återgår flygplanet, under påverkan av ett överdrivet stabiliserande ögonblick av vingen, inte till sitt tidigare läge, utan "överskjuter" det. Efter "överskjutningen" får flygplanet en reducerad attackvinkel jämfört med föregående läge, så ett stabiliserande ögonblick av ett annat tecken uppstår, också överdrivet, och därmed uppstår självsvängningar, som piloten inte kan släcka.
En av förutsättningarna för stabilitet är flygplanets förmåga att neutralisera konsekvenserna av atmosfäriska störningar. Därför, i frånvaro av störningar, är tillfredsställande flygning av ett instabilt flygplan möjligt. Detta förklarar de framgångsrika inflygningarna av YuAN-1-flygplanet. I min avlägsna ungdom hade författaren ett fall när en ny segelflygplansmodell flög på kvällarna under lugna förhållanden i totalt minst 45 minuter, visade ganska tillfredsställande flygningar och visade betydande instabilitet - pitching alternerade med dykning på den första flygningen i blåsigt väder. Så länge vädret var lugnt och det inte förekom några störningar visade segelflygplanet tillfredsställande flygning, men dess inställning var instabil. Det fanns helt enkelt ingen anledning att uppvisa denna instabilitet.
Den beskrivna CSF kan i princip användas i en "pseudo-anka". Ett sådant flygplan är i huvudsak en "svanslös" design och har en lämplig inriktning. Och hans FGO används bara för att kompensera för det extra dykmomentet på vingen som uppstår när mekaniseringen släpps. I cruising-konfigurationen är det ingen belastning på FGO. Således fungerar FGO faktiskt inte i det huvudsakliga operativa flygläget, och därför är dess användning i denna utföringsform improduktiv.
"KRASNOV-ANDA"
"Överstabilitet" kan elimineras genom att öka derivatan av CSF från noll till en acceptabel nivå. Detta mål uppnås på grund av det faktum att FGO:s rotationsvinkel är betydligt mindre än servorodrets rotationsvinkel orsakad av en förändring i flygplanets attackvinkel (5). För detta ändamål används en mycket enkel mekanism, som visas i fig. 2. FGO 1 och servoratt 3 är ledade på axel OO1. Stängerna 4 och 6, genom gångjärnen 5,7, 9,10, 1, 3, förbinder FGO 8 och servoratten 12 med vippan 6. Kopplingen 1 tjänar till att ändra längden på stången 3 av piloten i syfte att styra stigningen. Rotationen av FGO 2 utförs inte genom hela avböjningsvinkeln för servoratten 1 i förhållande till flygplanet när riktningen för det mötande flödet ändras, utan endast genom dess proportionella del. Om andelen är lika med hälften, då under inverkan av ett uppåtgående flöde, vilket leder till en ökning av flygplanets attackvinkel med 1 grader, kommer den faktiska attackvinkeln för FGO att öka med endast 3 grad. Följaktligen kommer derivatan av FGO att vara två gånger mindre jämfört med den fasta GO. De streckade linjerna indikerar positionen för FGO 5 och servoroder 7 efter att ha ändrat flygplanets attackvinkel. Att ändra proportionen och därigenom bestämma värdet av derivatan kan enkelt åstadkommas genom att välja lämpliga avstånd mellan gångjärnen 1 och XNUMX till axeln OOXNUMX.
![bild]()
Genom att reducera derivatan av GO på grund av fjädring kan du placera fokus inom alla gränser, och bakom det flygplanets massacentrum. Detta är konceptet med aerodynamisk felinställning. Således avlägsnas alla restriktioner för användningen av modern vingmekanisering i canard-konfigurationen samtidigt som statisk stabilitet bibehålls.
"KRASNOV-FLUGER"
Allt är bra! Men det finns en nackdel. För att en positiv lyftkraft ska uppstå på FGO 1 måste en negativ lyftkraft verka på servoratten 3. En analogi är den normala layouten för ett flygplan. Det vill säga att det finns förluster för balansering, i detta fall balansering av CSF. Därför är sättet att eliminera denna nackdel "anka" -schemat. Vi placerar servoratten framför FGO, som visas i Fig. 3.
FGO fungerar enligt följande (6). Som ett resultat av verkan av aerodynamiska krafter på FGO 1 och servoratten 4, installeras FGO 1 spontant i en viss anfallsvinkel mot riktningen för det mötande flödet. Angreppsvinklarna för FGO 1 och servorodret 4 har samma tecken, därför kommer lyftkrafterna för dessa ytor att ha samma riktning. Det vill säga, den aerodynamiska kraften hos servorodret 4 minskar inte, utan ökar lyftkraften hos FGO 1. För att öka flygplanets attackvinkel flyttar piloten dragkraften 6 framåt, vilket resulterar i att servot rodret 4 på gångjärnet 5 roterar medurs och servorodrets 4 attackvinkel ökar. Detta leder till en ökning av anfallsvinkeln för FGO 1, dvs till en ökning av dess lyftkraft.
Förutom stigningsstyrning säkerställer anslutningen som utförs av drivkraften 7 en ökning från noll till det erforderliga värdet för derivatan av FGO.
Låt oss anta att planet gick in i en updraft och dess anfallsvinkel ökade. I detta fall roterar balken 2 moturs och gångjärnen 9 och 8, i frånvaro av dragkraft 7, skulle behöva röra sig närmare varandra. Stång 7 förhindrar närmande och vrider servoratten 4 medurs och ökar därmed dess anfallsvinkel.
Sålunda, när riktningen för det mötande flödet ändras, ändras servorattens 4 attackvinkel, och FGO 1 ställs spontant i en annan vinkel i förhållande till flödet och skapar en annan lyftkraft. I det här fallet beror värdet på denna derivata på avståndet mellan gångjärnen 8 och 3, såväl som på avståndet mellan gångjärnen 9 och 5.
Den föreslagna FGO:n testades på en elektrisk sladdmodell av "anka"-kretsen, medan dess derivata jämfört med en fast GO reducerades med hälften. Belastningen på FGO var 68 % av den för vingen. Målet med testet var inte att få lika belastningar, utan att få exakt en lägre belastning av FGO jämfört med vingen, eftersom om du får den kommer det inte att vara svårt att få likadana. I "ankor" med en fast GO är belastningen av empennage vanligtvis 20 - 30% högre än belastningen av vingen.
"Det ideala flygplanet"
Om summan av två tal är ett konstant värde, blir summan av deras kvadrater den minsta om dessa tal är lika. Eftersom lyftytans induktiva motstånd är proportionellt mot kvadraten av dess lyftkoefficient, kommer flygplanets minimimotståndsgräns att vara i fallet när dessa koefficienter för båda lyftytorna är lika med varandra under marschflygningsmod. Ett sådant flygplan bör betraktas som "idealiskt". Uppfinningarna "Krasnov-anka" och "Krasnov-väderflöjel" gör det möjligt att i verkligheten förverkliga konceptet "ideala flygplan" utan att tillgripa konstgjorda upprätthållande av stabilitet med automatiska system.
En jämförelse av det "ideala flygplanet" med ett modernt flygplan av normal design visar att det är möjligt att få en 33% vinst i kommersiell last samtidigt som man sparar 23% på bränsle.
FGO skapar maximal lyftning vid anfallsvinklar nära kritiska, och detta läge är typiskt för flygningens landningsfas. I detta fall är flödet av luftpartiklar runt den bärande ytan nära gränsen mellan normal och stall. Störningen av flödet från GO:ns yta åtföljs av en kraftig förlust av lyft på den och, som en konsekvens, en intensiv sänkning av flygplanets nos, den så kallade "pitch". Ett indikativt fall av en "peck" är Tu-144-katastrofen vid Le Bourget, när den kollapsade när den lämnade ett dyk precis efter dyket. Användningen av den föreslagna CSF gör det möjligt att enkelt lösa detta problem. För att göra detta är det bara nödvändigt att begränsa rotationsvinkeln för servostyrningen i förhållande till FGO. I det här fallet kommer den faktiska attackvinkeln för FGO att vara begränsad och kommer aldrig att bli lika med den kritiska.
"Väderflelsstabilisator"
![bild]()
Frågan om att använda FGO i ett normalt system är av intresse. Om du inte minskar, utan tvärtom, ökar rotationsvinkeln för FGO jämfört med servoratten, som visas i Fig. 4, då kommer derivatet av FGO att vara mycket högre jämfört med den fasta stabilisatorn (7).
Detta gör att flygplanets fokus och masscentrum kan förskjutas avsevärt bakåt. Som ett resultat blir marschbelastningen för FGO-stabilisatorn inte negativ, utan positiv. Dessutom, om flygplanets masscentrum förskjuts bortom fokus längs klaffavböjningsvinkeln (tillämpningspunkten för ökningen i lyftet på grund av klaffavböjning), skapar fjäderstabilisatorn en positiv lyftkraft i landningskonfigurationen .
Men allt detta kan vara sant så länge vi inte tar hänsyn till effekten av bromsning och flödesfas från den främre lagerytan till den bakre. Det är tydligt att i fallet med en "anka" är rollen för detta inflytande mycket mindre. Å andra sidan, om stabilisatorn "bär" på militära stridsflygplan, varför kommer den då att sluta "bära" på civila flygplan?
"Krasnov-plan" eller "pseudo-vane anka"
Den gångjärnsförsedda monteringen av destabilisatorn, även om den inte är radikalt, komplicerar fortfarande flygplanets design. Det visar sig att en minskning av destabilisatorderivatet kan uppnås på mycket billigare sätt.
![bild]()
I fig. Figur 4 visar destabilisator 1 för det föreslagna flygplanet stelt anslutet till flygkroppen (ej visat på ritningen). Den är utrustad med ett medel för att ändra dess lyftkraft i form av en ratt 2, som med hjälp av ett gångjärn 3 är monterat på ett fäste 4, stelt anslutet till destabilisatorn 1. På samma fäste 4, med ett gångjärn I fig. 5 finns en stång 6, vid vars bakre ände en servoratt 7 är fast fastsatt. Vid stångens 6 främre ände, intill gångjärnet 5, är en spak 8 fast fixerad, vars övre ände är ansluten till stången 9 med hjälp av ett gångjärn 10. Vid den bakre änden av stången 10 finns ett gångjärn 11 som förbinder den med spaken 12 på trimmern 13 på hissen 2. I detta fall är trimmern 13 monterad på den bakre delen av ratten 14 med hjälp av ett gångjärn 2. Kopplingen 15 ändrar dragkraftens längd 10 under styrning av piloten för stigningskontroll.
Den presenterade destabilisatorn fungerar enligt följande. Om flygplanets anfallsvinkel av misstag ökar, t.ex. när det går in i en uppströmning, böjs servoratten 7 uppåt, vilket medför en förskjutning av dragkraften 10 åt vänster, dvs. framåt och leder till avböjning av trimmern 13 nedåt, vilket resulterar i att hissen 2 böjs uppåt. Positionen för ratten 2, servoratten 7 och trimmern 13 i den beskrivna situationen representeras på ritningen med streckade linjer.
Som ett resultat kommer ökningen av lyftkraften hos destabilisatorn 1 på grund av en ökning av anfallsvinkeln till viss del att kompenseras av hissens 2 avböjning uppåt. Graden av denna utjämning beror på förhållandet mellan avböjningsvinklarna för servoratten 7 och ratten 2. Och detta förhållande ställs in av längden på spakarna 8 och 12. När anfallsvinkeln minskar, böjs hissen 2 ned, och lyftkraften hos destabilisatorn 1 ökar, vilket utjämnar minskningen i anfallsvinkeln.
På detta sätt uppnås en minskning av derivatet av destabilisatorn jämfört med den klassiska "ankan".
På grund av det faktum att servoratten 7 och trimmern 13 är kinematiskt förbundna med varandra, balanserar de varandra. Om denna balansering inte räcker är det nödvändigt att inkludera en balansvikt i konstruktionen, som måste placeras antingen inuti servoratten 7 eller på förlängningen av stången 6 framför gångjärnet 5. Hissen 2 måste också vara balanserad.
Eftersom derivatan med avseende på anfallsvinkeln för lagerytan är ungefär dubbelt så stor som derivatan med avseende på klaffens avböjningsvinkel, då när rodrets 2 avböjningsvinkel är dubbelt så hög som vinkeln av avböjning av servorodret 7, är det möjligt att uppnå ett värde på derivatan av destabilisatorn nära noll.
Servoroder 7 är lika i area som trimmer 13 på roder 2 höjd. Det vill säga tillägg till flygplansdesignen är mycket små i storlek och komplicerar det försumbart.
Således är det fullt möjligt att få samma resultat som "vane canard" med endast traditionell flygplansproduktionsteknik. Därför kan ett flygplan med en sådan destabilisator kallas en "pseudo-vane anka." Ett patent erhölls för denna uppfinning med namnet "Krasnov-plan" (8).
"Ett plan som ignorerar turbulens"
Det är mycket tillrådligt att designa ett flygplan där de främre och bakre lyftytorna har en total derivata lika med noll.
Ett sådant flygplan kommer nästan helt att ignorera vertikala flöden av luftmassor, och dess passagerare kommer inte att känna "prat" även med intensiv turbulens i atmosfären. Och eftersom vertikala flöden av luftmassor inte leder till överbelastning av flygplanet, kan man räkna med att det har en betydligt lägre operativ överbelastning, vilket kommer att ha en positiv effekt på vikten av dess struktur. På grund av det faktum att flygplanet inte utsätts för överbelastning under flygning utsätts dess flygplan inte för utmattningsslitage.
Att reducera derivatan av vingen på ett sådant flygplan uppnås på samma sätt som för destabilisatorn i en "pseudo-vane canard". Men servo verkar inte på hissarna, utan på vingklaffarna. Flaperon är en del av vingen som fungerar som ett skevroder och klaff. I det här fallet, som ett resultat av en slumpmässig förändring av vingens attackvinkel, ökar dess lyftkraft vid fokus längs attackvinkeln. Och en negativ ökning av vinglyftkraften som ett resultat av avböjningen av flaperonen av servorodret inträffar vid fokus längs flaperonens avböjningsvinkel. Och avståndet mellan dessa foci är nästan lika med en fjärdedel av vingens genomsnittliga aerodynamiska ackord. Som ett resultat av verkan av detta par av flerriktade krafter bildas ett destabiliserande moment, vilket måste kompenseras av destabilisatorns moment. I det här fallet bör destabilisatorn ha en liten negativ derivata, och värdet på vingderivatet bör vara något större än noll. RF-patent nr 2710955 mottogs för ett sådant flygplan.
Uppsättningen uppfinningar som presenteras representerar förmodligen den sista oanvända aerodynamiska informationsresursen för att öka den ekonomiska effektiviteten för subsonisk flygning med en tredjedel eller mer.
Jurij Krasnov
Referenser
- D. Sobolev. Hundraårsjubileumshistoria för den "flygande vingen", Moskva, Ryssland, 1988, s. 100.
- Yu Krasnov. RF patent nr 2000251.
- A. Yurkonenko. Alternativ "anka". Teknik - ungdom 2009-08. Sida 6-11
- V. Lapin. När flyger vindflöjeln? Allmänflyg. 2011. Nr 8. Sida 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.
Källa: will.com