СПОСОБ И УСТРОЙСТВО СОЗДАНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ВЕРТИКАЛЬНЫМ ВЗЛЕТОМ И ПОСАДКОЙ
METHOD AND DEVICE FOR LIFT GENERATION FOR VTOL AIRCRAFT

Изобретение относится к транспортному машиностроению, в частности к авиационно-космической технике и может быть использовано для перемещения людей и грузов в атмосфере планет, выполнения транспортно-технологических операций со значительными по массе и габаритам грузами, для монтажа и/или демонтажа конструкций, или например, для тушения пожаров с воздуха и др.
Известен способ создания подъемной силы, для летательного аппарата (ЛА) с вертикальным влетом и посадкой, реализованный в ЛА - вертолете [1], заключающийся в том, что необходимая подъемная сила для его взлета, полета и посадки создается несущим винтом (ротором), а не крылом. Для создания подъемной силы вертолет не нуждается в поступательном перемещении.
К недостаткам данного способа и устройства для его реализации следует отнести следующие [1]:
необходимость уравновешивания реактивного момента;
существенные, до 10% потери мощности в трансмиссии при передаче крутящего момента от двигателя к несущему и рулевому винтам, а в самой конструкции используются длинные валы, что приводит к нежелательным вибрациям в этом ЛА;
сложность управления вертолетом из-за требования строгого соответствия между шагом хвостового винта, шагом несущего винта и мощностью двигателя.
Известен так же способ поучения подъемной силы для ЛА с вертикальным взлетом, заключающийся в обдуве газо-воздушным потоком под требуемым углом атаки, аэродинамически профилированных плоскостей большого удлинения и реализованный в устройстве [2], которое содержит: фюзеляж, крылья, установленные по обеим сторонам фюзеляжа, силовые установки (СУ) и движители, крылья своими длинными сторонами расположены параллельно продольной оси фюзеляжа, причем крылья выполнены в вариантах моноплана или n-плана и снабжены элеронами, СУ выполнены в виде турбореактивных двигателей (ТРД), установленных вертикально в ряд вдоль продольной оси фюзеляжа и снабжены соплами, направляющими потоки газов в стороны крыльев, на фюзеляже установлены экраны, образующие с соплами эжекторы для смешивания потоков газов с воздухом и движители, выполненные в виде комплектов щитков, установленных вертикально с возможностью поворота и расположены на пути газо-воздушных потоков.
При включении ГТД истекающие из них газы, смешиваются с воздухом, образуют газо-воздушные потоки, с высокой скоростью обтекающие крылья, создавая на них подъемную силу. Газовоздушные потоки, движущиеся над верхней поверхностью фюзеляжа, создают дополнительную подъемную силу. ЛА получает движение вертикально вверх. Для сообщения ЛА дополнительного движения «вперед», щитки разворачивают в определенное положение. Газовоздушные потоки, сработав на крыльях и имея запас скорости, воздействуют на щитки, создавая на них горизонтальное тяговое усилие, которое и движет ЛА в горизонтальном направлении.
К недостаткам данного способа можно отнести то обстоятельство, что поскольку, создание подъемной силы на фюзеляже и на крыльях, а также тяговое усилие создается одними и теми же ГТД, то управление ЛА по каналам «вверх-вниз» и «вперед-назад» не всегда будет раздельным, что может затруднить движение ЛА по заданному эшелону высоты с заданным курсом, например при сильном ветре.
Известен также способ создания подъемной или движущей силы для ЛА вертикального взлета [3], взятый в качестве прототипа, в котором крыло выполняют полым в форме кольца, в центральной части которого через радиально-щелевое сопло создают поток воздуха, который нагнетают так, что он обеспечивает образование двух зон пониженного давления у верхней и нижней плоскости крыла с возможностью регулирования разрежения клапанами. Воздух нагнетают в центральную полость крыла, которую разделяют винглетами на обоих стенках, с образованием равных сегментов. Воздух нагнетают через радиально-щелевое сопло, имеющее в разрезе форму конуса или сопла Лаваля. В каждом сегменте сверху и/или снизу крыла выполняют щели, ведущие в сегменты с возможностью перекрытия посредством открытия/закрытия клапанов и регулирования скорости потоков через радиально-щелевое сопло. Изобретение направлено на усиление подъемной силы и резкости смены курса.
К недостатку предложенного способа создания подъемной силы следует отнести следующее: поскольку, области пониженного давления создаются в едином замкнутом контуре полого крыла на внутренних верхней и нижней стенках, а регулирование давления на соответствующей поверхности осуществляется, в частности, открытием клапана, то при этом будет происходить подмешивание к потоку воздуха с большим разрежением потока воздуха с меньшим разрежением, поступающего через клапан из зоны регулирования, а это приведет к безусловным энергопотерям при создании подъемной силы.
Известно, так же устройство [4] для создания подъемной силы крыла, содержащее крыло, установленное под определенным углом атаки к направлению дозвукового незакрученного набегающего или нагнетаемого потока жидкости или газа на входе устройства, отличающееся тем, что крыло с оптимизированным для заданного скоростного диапазона профилем размещено между профилированной отклоняющей поверхностью дефлектором с верхней выпуклой стороны профиля крыла и наклонной или изогнутой плитой с противоположной стороны профиля крыла, расположенными на определенных расстояниях от профиля, а также двумя продольными вертикально-симметричными боковыми стенками, плоскими или многогранными, или криволинейными, по концам крыла, дефлектора и плиты, в которые они упираются своими концами, образуя сквозной симметричный профилированный проточный канал, соответствующий квадратному, прямоугольному, треугольному, многоугольному, круглому, овальному или иной вертикально-симметричной форме поперечного сечения канала, в который встраивается крыльевое устройство.
К недостатку предложенного устройства можно отнести его перегруженность сопутствующими крыльевому устройству элементами - дефлектором, плитой и боковыми стенками и соответственно невозможность получения больших значений подъемной силы ввиду того, что крыльевое устройство встраивается в замкнутый контур образованный этими элементами и разница давлений (разрежений) на крыльевом устройстве будет воздействовать дополнительно на эти элементы, а не только на крыло.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является расширение области применения способа получения подъемной силы, увеличение этой силы и/или снижение энергозатрат на его применение путем рационального распределения энергии газо-воздушного потока посредством регулирования с одной стороны - параметров самого потока, а с другой - условий обтекания этим потоком аэродинамически профилированного крыла, выполненного в форме кольца, носком внутрь.
Для достижения этого результата предлагается способ создания подъемной силы, заключающийся в обдуве управляемым потоком газовоздушной смеси (ГВС) с управляемыми параметрами последней, кольцевого крыла (КК). Кольцевое крыло выполняют аэродинамически профилированным снаружи, лонжеронным или моноблочным и герметичным, при этом носок кольцевого крыла направляют, внутрь кольца, к геометрическому центру последнего. Для получения подъемной силы поток ГВС берут от источника, выравнивают и с заданными параметрами: температурой, плотностью, давлением и скоростью (расходом), подают по кольцевому в сечении каналу, далее через кольцевое регулируемое сопло, направляют ГВС на носок кольцевого крыла. Воздействуя через источник на вышеназванные параметры ГВС, изменяют динамику обтекания профиля КК, а посредством регулируемого сопла или его части изменяют характер обтекания потоком газо-воздушной смеси КК или меняют направление потока по отношению к носку КК или его части, чем обеспечивают оптимальное управление подъемной силой, возникающей на КК при обтекании его потоком ГВС.
Известно [5], что в аэродинамике широко применяется «Принцип обращения движения», который заключается в том, что силы, действующие на ЛА, не зависят от того, рассматривается ли движение тела в воздушной среде или, наоборот, воздушный поток набегает с той же скоростью на тело.
Известно, так же [5], что аэродинамические силы, действующие на тело, помещенное в воздушный поток, определяются силами трения и давления.
Рассмотрим последние. Так, силы давления зависят от формы тела, ориентации его относительно потока и параметров самого потока - температуры, плотности, давления и скорости (расхода). Помещенное в поток тело, деформирует его. На фиг.1 показана картина обтекания профиля крыла при дозвуковой скорости потока [5]. Вблизи передней кромки поток разделяется на два, а границей является критическая точка К. Каждый из потоков можно представить в виде струйки воздуха, которая, обтекая профиль, деформируется, однако, через каждое сечение струйки за одно и то же время проходит одинаковая масса воздуха что приводит согласно уравнению постоянства расхода
<mrow><mi>ρ</mi><mi>f</mi><mi>V</mi><mo>=</mo><msub><mi>ρ</mi><mn>1</mn></msub><msub><mi>f</mi><mn>1</mn></msub><msub><mi>V</mi><mn>1</mn></msub><mo>+</mo><msub><mi>ρ</mi><mn>2</mn></msub><msub><mi>f</mi><mn>2</mn></msub><msub><mi>V</mi><mn>2</mn></msub><mo>=</mo><mi>c</mi><mi>o</mi><mi>n</mi><mi>s</mi><mi>t</mi><mo>,</mo><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>
где ρ - плотность;
f - площадь сечения струйки;
V - скорость воздуха;
к изменению скорости и плотности, а значит, и к изменению давления на обтекаемой поверхности, что следует из уравнения энергии Бернулли, для случая когда сжимаемостью воздуха можно пренебречь,
<mrow><mfrac><mrow><mi>ρ</mi><msup><mi>V</mi><mn>2</mn></msup></mrow><mn>2</mn></mfrac><mo>+</mo><mi>P</mi><mo>=</mo><mfrac><mrow><msub><mi>ρ</mi><mn>1</mn></msub><msubsup><mi>V</mi><mn>1</mn><mn>2</mn></msubsup></mrow><mn>2</mn></mfrac><mo>+</mo><msub><mi>P</mi><mn>1</mn></msub><mo>=</mo><mfrac><mrow><msub><mi>ρ</mi><mn>2</mn></msub><msubsup><mi>V</mi><mn>2</mn><mn>2</mn></msubsup></mrow><mn>2</mn></mfrac><mo>+</mo><msub><mi>P</mi><mn>2</mn></msub><mo>=</mo><mi>c</mi><mi>o</mi><mi>n</mi><mi>s</mi><mi>t</mi><mo>,</mo><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mrow><mo>(</mo><mn>2</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>
<mrow><mfrac><mrow><mi>ρ</mi><msup><mi>V</mi><mn>2</mn></msup></mrow><mn>2</mn></mfrac></mrow>
где
- скоростной напор, в единицах давления (который иногда обозначают буквой - q):
P - статическое давление.
Иначе говоря, сумма скоростного напора и статического давления в струйке есть величина постоянная. Так например, с увеличением площади сечения струйки, в ней снижается скорость потока, а значит и скоростной напор q - динамическая составляющая энергии потока также снижается, но в этом случае увеличивается ее статическая составляющая - P и наоборот, если площадь сечения струйки уменьшается, то скорость потока в ней, а следовательно скоростной напор q увеличивается, но тогда снижается статическое давление P.
Так, на фиг.2 изображена векторная диаграмма распределения давления по профилю крыла при его обтекании [6]. Стрелками показаны величины разности местного и атмосферного давлений в каждой точке профиля. Положительное избыточное давление (атмосферное давление меньше местного) отмечено стрелкой направленной к контуру, а отрицательное или разрежение (атмосферное давление больше местного) - стрелкой направленной от контура.
Из диаграммы на фиг.2, видно, что при обтекании профиля дозвуковым потоком, разрежение на верхней поверхности выше, чем на нижней, вследствие чего и возникает на профиле подъемная сила, направленная в сторону большего разрежения, т.е. вверх.
В отличие от обычного обтекания крыла самолета или лопасти несущего винта вертолета, где набегающий поток, обладая определенным запасом энергии делится в критической точке на два потока и далее на создание подъемной силы расходуется разность их энергий, в предлагаемом устройстве, реализующем предлагаемый способ, существует возможность посредством управляемого сопла, обдувать потоком ГВС преимущественно верхнюю поверхность профиля. В этом случае на создание подъемной силы будет расходоваться преимущественно вся энергия потока. Векторная диаграмма фиг.2 распределения давления по профилю крыла примет вид - фиг.3. Поэтому мощность источника потока ГВС может быть существенно ниже.
Одновременно, важным является и то обстоятельство, что после торможения потока в критической точке К на носке КК, последующее уменьшение скорости за счет расширения сечения и, как следствие - увеличение давления в струйке на поверхности КК, осуществляется не только за счет кривизны профиля, но и за счет, собственно кольцевой формы.
Рассмотрим КК в плане, фиг.4 и выделим на его носке две точки А и В, на некотором расстоянии друг от друга, условно соизмеримом с диаметром сечения струйки потока, как на фиг.1. Если провести через эти точки из геометрического центра O кольцевого крыла, до пересечения с задней кромкой последнего, в точках C и D два луча Oi и Oj, то окажется, что расстояние CD будет больше, чем AB.
2
1
Очевидно, что форма КК сама по себе создает возможность увеличения сечения струйки потока, (f больше f) при движении его по радиусу от носка к периферии по поверхности КК. Поэтому бесспорным является тот факт, что вышеизложенный характер обтекания КК позволяет провести аналогию с обтеканием стреловидного крыла, которое имеет ряд преимуществ по сравнению с прямым [5]:
больше критическое число М;
более плавное изменение коэффициентов подъемной силы Су и лобового сопротивления Сх по числу M при постоянном угле атаки α=const;
более плавно меняются моментные характеристики.
В то же время КК лишено и присущего стреловидному крылу существенного недостатка - тенденции к концевому срыву потока, поскольку у кольцевого крыла нет концов.
При сверхзвуковом обтекании, когда скорость потока больше скорости звука, на профиле наблюдается развитие сверхзвуковых зон и скачков уплотнения, происходит перераспределение давления по профилю и зона разрежения потока смещается к его задней кромке, что оказывает влияние на аэродинамические силы, действующие на ЛА [5]. У кольцевого крыла тоже будет наблюдаться это явление, но влияния на КК оно не окажет, поскольку при равномерном обтекании носка КК равнодействующие аэродинамических сил будут приложены к некоторой окружности на КК, центр которой совпадает с центром КК, при сверхзвуковом же обтекании увеличится лишь радиус этой окружности.
Все вышеизложенное позволяет заключить, что задача получения подъемной силы на аэродинамическом профиле КК может решаться следующими путями:
перераспределением энергии потока ГВС между верхней и нижней поверхностями КК путем изменения положения критической точки К на носке КК, т.е. изменением угла атаки, по отношению ко всему носку КК равномерно;
перераспределением энергии потока ГВС по секторам КК, так же путем изменения положения критической точки К, т.е. изменением угла атаки не равномерно, а по секторам КК для обеспечения процесса управления ЛА по крену и тангажу, где может быть реализован данный способ;
управлением параметрами самого потока ГВС - температурой, давлением, скоростью (расходом), посредством воздействия на источник потока с целью управления динамикой вертикального перемещения;
направлением потока ГВС по радиусу КК от носка к периферии, и соответственно перераспределением энергии потока при его движении по поверхности кольцевого крыла и как следствие - расширением диапазона рабочих скоростей ГВС.
Очевидным достоинством КК по сравнению с традиционным, крылом самолета или лопастью несущего винта вертолета, являются его меньшие в 3,14 (π) раз размеры диаметра по отношению к размаху. Так, если свернуть прямое крыло по его средней линии в кольцо, получается именно это соотношение.
Отсюда следует вывод о том, что при прочих равных условиях и, в частности, при соизмеримых размерах но с учетом прочностных (строительных) свойств кольцевого сечения, таких, как момент инерции и момент сопротивления можно построить без существенного утяжеления конструкции КК существенно большего удлинения, которое для крыльев любой формы в плане [5] определяется выражением:
<mrow><mi>λ</mi><mfrac><mrow><msup><mi>ℓ</mi><mn>2</mn></msup></mrow><mi>S</mi></mfrac><mo>,</mo><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mrow><mo>(</mo><mn>3</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>
где ℓ - размах крыла;
S - площадь крыла.
Так, если для самолета Боинг В-52 [8], при размахе крыла 56,39 м и площади 371,6 квадратных метров значение λ составляет 8,5, то КК с таким же показателем λ будет иметь диаметр около 18 м.
При этом удлинение λ крыла положительно влияет на аэродинамическое качество последнего [7], особенно при дозвуковом обтекании.
Таким образом, применение предлагаемых способа и устройства не только дает возможность создания подъемной силы, но и позволяет управлять ею, а форма КК обеспечивает получение ряда преимуществ с точки зрения ее влияния на аэродинамические, геометрические и прочностные (строительные) характеристики.
Вот в чем, по мнению авторов, выражается технический результат предлагаемых технических решений в интересах получения подъемной силы, их существенное отличие от других и их преимущество.
1
Предлагаемое для реализации способа техническое устройство изображено на фиг.5 и включает кольцевое крыло - 1, источник газовоздушной смеси, например двухконтурный турбовентиляторный авиационный двигатель - 2, трубчатый конический канал - 3, сформированный из наружного трубчатого кожуха - 4 и центрального тела - 5, оканчивающийся регулируемым кольцевым соплом - 6-6, с исполнительными механизмами - 7.
Кольцевое крыло выполнено в виде аэродинамического профиля - 8, а в плане, в виде кольца с геометрическим центром - O, фиг.3. Причем, носок профиля - 8, направлен к центру O кольца. Центральное тело - 5 (фиг.5), наружный трубчатый кожух - 4, с эжекторами - 9 и кольцевое крыло - 1, соединены между собой обтекаемыми и установленными радиально стойками - 10. Стойки размещенные внутри кольцевого канала служат еще для спрямления потока после источника. Причем, такими же стойками вся конструкция через крыло крепится к горизонтальной платформе - 11. На этой платформе могут быть размещены системы: технические, технологические, жизнеобеспечения и аварийного покидания, а также отсеки ЛА, в том числе обитаемые, кабины, запасы горючего, специальных жидкостей, газов, полезные грузы и др. - 12. Сама платформа может опираться на шасси - 13. Для осуществления горизонтального перемещения и путевой управляемости может быть использована автономная маршевая СУ - 14, с изменяемым вектором тяги. Эжекторы - 9 могут быть применены, как дополнительная мера для снижения температуры потока ГВС, подаваемого на КК. Несмотря на тот факт, что при работе ТРД в горении участвует 25…35% проходящего через его тракт воздуха [5], а в двухконтурном турбовентиляторном двигателе соотношение горячего и холодного воздуха т.е. степень двухконтурности, колеблется в пределах 0,23…3,5 [6], актуальным является снижение температуры потока ГВС, не столько затем, что бы увеличить его плотность, а в силу необходимости сократить мероприятия по температурной компенсации конструкции КК.
Следует заметить, что ЛА, где может быть применено данное устройство, не претендует на высокую горизонтальную скорость полета, поскольку увеличение такой скорости неизбежно повлечет за собой снижение подъемной силы на той части КК, которая будет направлена по полету, так как при этом скорость полета будет вычитаться из скорости ГВС, подаваемой на КК от источника ГВС. Для исключения этого негативного воздействия может быть применен аэродинамический и весовой или моментный, по отношению к маршевой СУ, компенсатор - 15 в виде кольцевого полу-крыла, такого же диаметра и профиля, но носком по полету.
1
1
Регулируемое кольцевое сопло 6-6 может быть сформировано соответственно, из двух контуров 6 и 6, каждый выполнен створчатым по типу створчатого реактивного сопла форсажного авиадвигателя, с управлением изменяемой геометрией выхода [7] и каждый из контуров может приводиться в действие исполнительными механизмами - 7, например гидроцилиндрами, как самостоятельно, так и совместно с другим, по заданной программе, обеспечивая потребные параметры потока ГВС направляемого на профиль КК.
Работа устройства
кр
После запуска, прогрева на малом газу и опробования источника ГВС на режимах, при этом, что бы устройство не взлетело, поток ГВС направляют на нижнюю поверхность профиля или любым известным способом осуществляют перепуск потока ГВС минуя КК, затем, на режиме малого газа прекращают перепуск ГВС и посредством регулируемого сопла - направляют его на КК под требуемым для взлета углом атаки и начинают увеличивать обороты источника потока ГВС, что повлечет за собой изменение параметров потока ГВС и, в частности, его скорости. Поток ГВС, от источника по трубчатому коническому каналу с заданными параметрами и направляемый регулируемым соплом натекает на носок КК и равномерно создает на нем требуемую для отрыва подъемную силу. Для дальнейшего вертикального перемещения увеличивают либо обороты источника ГВС, либо угол атаки набегающего потока ГВС на носок КК. Однако, с целью рационального использования ресурсов горючего и мощности источника ГВС, заранее на основе экспериментов, определяют качество К для кольцевого крыла (отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления при тех или иных углах атаки), строят график этой зависимости-поляру на которой и отмечают эти углы [5]. Пик кривой - покажет критический угол атаки α, когда коэффициент подъемной силы максимальный, но при этом и коэффициент лобового сопротивления профиля, так же высокий, а проведя к поляре касательную из центра координат, получают наивыгоднейшее для данного конкретного профиля значение угла атаки при котором качество профиля - К максимально и далее - полученные значения соотносят с потребными и располагаемыми режимами работы источника потока ГВС, которых может быть несколько.
Управление устройством по каналам крена и тангажа обеспечивается регулируемым соплом и состоит в увеличении или уменьшении угла атаки потока ГВС направляемого на профиль КК в противолежащих секторах, соответственно в этих секторах КК так же будут увеличиваться или уменьшаться аэродинамические силы, что создаст неравномерность моментов от этих сил.
Для выполнения некоторых транспортно-технологических операций может возникнуть необходимость вращения устройства относительно его собственной оси, для чего могут быть использованы щитки, как в вышеописанном устройстве [2].
Перечень фигур, чертежей и иных материалов.
Фиг.1 поясняет уравнение постоянства расхода.
На фиг.2 изображена векторная диаграмма распределения давления по профилю крыла при его обтекании потоком сверху и снизу профиля.
На фиг.3 показана векторная диаграмма распределения давления по поверхностям профиля при его обтекании преимущественно сверху.
Фиг.4 поясняет форму кольцевого крыла и возможность увеличения сечения струйки на поверхности кольцевого крыла при его обтекании потоком от носка к периферии по аналогии с обтеканием стреловидного крыла.
На фиг.5 представлен пример устройства, с позициями основных элементов и связей между ними, где может быть реализован заявленный способ получения подъемной силы для ЛА с вертикальным взлетом и посадкой.
Источники информации
1. В.М. Коц, Д.Е. Липовский, В.Л. Вельский, И.П. Власов, В.Н. Зайцев, С.Н. Кан, В.П. Карножицкий. Конструкция летательных аппаратов. М.: Оборонгиз, 1963, (с.124, 131).
2. Заявка РФ 94022100/11 МПК6 B64C 29/00, 27.06.1996 г., автор В.А. Алексеев.
3. Заявка РФ 2010101391/11 МПК B64C 15/00, B64C 39/06, 20.12.2010 г., автор Ю.П. Андреев
4. Заявка на изобретение 2005131763/11, МПК B63B 1/00 20.04.2007 г., автор В.А. Кобелев
5. Справочник авиационного техника. М.: Воениздат, 1964, (с.224, 225, 232, 233, 240, 241, 354, 243, 244, 238, 239).
6. Т.И. Лигум. Аэродинамика и динамика полета турбореактивных самолетов. М.: Транспорт, 1967, (с.29, 69).
7. Авиационный справочник под ред. В.М. Лавского. Военное издательство Министерства Обороны СССР, М.: 1964, (с.40, 98, рис.47, поз.31, 33, 34).
8. Н.И. Рябинкин Современные боевые самолеты. Минск, ООО «Элайда», 1997, (с.209).