CN101293568A - 用于控制飞行方向的系统 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种能够在所期望的方向上转向的飞行器，和一种通过利用相应机翼上的不同阻力来控制飞行器的飞行方向的方法。一种控制装置，该装置接收一个指示左转向的控制信号，其增大在左机翼上的迎角，并减小在右机翼的迎角。对于一个右转向，则实施相反的操作。飞行器包括阻力随迎角增加而增加但具有基本恒定的升力的翼形。

Description

用于控制飞行方向的系统

技术领域

本发明涉及固定翼飞行器例如滑翔机和螺旋桨驱动的飞机和扑翼飞行器例如扑翼飞机。尤其涉及用于控制这些飞行器的飞行方向的装置和方法。

背景技术

典型地，副翼和升降舵控制着飞机的飞行方向。副翼通常是尾缘的一部分，尾缘即机翼的尾部部分，其是铰接的因此它能够上下倾斜。当副翼向下倾斜时，它改变了机翼的形状从而有效地增加了迎角和攻角，由此也增加了机翼上的升力。当一个机翼上的副翼向下倾斜时，通常另外一个机翼上的副翼向上倾斜，由此减小这个机翼上的升力。

迎角是指翼的弦线与飞行器本身的纵轴线之间的夹角。另一方面攻角被定义为翼弦线与气流方向之间的夹角。如果我们改变迎角且保持其他一切都不变，可以认为，攻角也改变了相同的量。但是改变飞行器的姿态例如拉升机头，将会改变攻角，而迎角却保持不变。

副翼控制飞机的滚动、转弯倾斜，而升降舵控制飞机的偏航倾斜和上下飞行方向。升降舵典型地被放置在飞机的后端的水平尾翼的尾缘上，并且通过使它上下倾斜能够改变水平尾翼上的升力，从而控制上下的方向。

为了控制飞行方向，副翼被用来使飞机向侧向转弯倾斜，并且通过施加一使升降舵略微抬升的力，飞机能够保持原来在空中的高度而转向。

对于一慢速飞行的飞行器，副翼作用较小，尤其对于单螺旋桨推进器飞机可能需要使用方向舵替代来控制飞行方向。方向舵被垂直放在飞机的尾部上从而控制偏航。

单螺旋桨推进器飞机通常具有放置在前部的螺旋桨，在水平尾翼、升降舵和方向舵上产生快速气流。但是双引擎飞机，非常慢速飞行的滑翔机或者扑翼飞行器例如扑翼飞机，缺乏单螺旋桨推进器飞行器通常所具有的水平尾翼和方向舵上的附加气流。对于这些种类的飞行器，取得良好的飞行方向控制比较困难。

一种解决这个问题的方式是例如在双引擎飞机上使用不同的推进力。典型地每个机翼上放置两个马达中的一个，喷射发动机或者螺旋桨中的每一个能够分别受到控制。通过增加一个马达的速度而减小另一个马达的速度，使得飞行方向能够被控制。这是一种众所周知的控制双引擎飞机的方法，如在美国专利US6612893中所描述的。

在扑翼飞机情况中，向前的推力是由扑翼产生的而不是螺旋桨。如果该扑翼机飞行又很慢，通常处在飞行器的后部的方向舵作用就会有所减少。试图解决这个问题的方法是使得整个尾部移动。这一解决方案在例如美国专利US6550716中所示。其中整个尾部被铰接且由伺服系统来控制。但这种方案普遍被认为是既脆弱又复杂的。

一种较为简单的控制慢速飞行的小飞行器，例如遥控玩具飞机或慢速飞行扑翼飞机的方法是利用一垂直放置的小螺旋桨来代替飞行器的尾部的方向舵。这一方法在美国专利申请US20040169485中有所描述。这个小螺旋桨能够向左或向右鼓风，从而向侧向(或旁边)推动机尾以控制飞行方向。但是，当飞行器例如转向左时，飞行器通常也会朝左倾斜或翻转。在这个位置，尾部被尾部螺旋桨的吹力向上推，这种效果就像施加一下压升降舵作用来迫使飞行器向下转向，而不是在保持飞行高度的情况下平稳转向。这种倾向使得利用这种系统实现可靠的操纵显得更加困难。

特别对于具有大攻角的慢速飞行器和扑翼飞行器，现有的系统都存在着局限。上述的用于控制飞行方向的方法既是创新的又是简单的，但是我们相信可能存在着更为简单且更好的系统。

发明内容

本发明旨在满足对一种非常简单且低成本的、通过改变机翼的迎角来控制慢速飞行或具有大攻角的飞行器的飞行方向的方法的需求。另外这种控制手段可以被用于控制慢速飞行的扑翼飞行器。

一种控制装置，其接收到指示左转向的控制信号，该控制装置将增大左机翼上的迎角，因此也增大左机翼上的攻角，且减小右机翼上的攻角。对于右转向，则进行相反的操作。一种利用本发明进行方向控制的飞行器将受益于具有在大且持续增加的攻角下随着攻角的增加而增大阻力但又能基本上保持升力恒定的翼形(例如平板)。

通常一飞行器依赖于改变机翼上的升力来控制飞行方向。但是本发明中能够主要依靠在机翼上的阻力差异进行操控。为了实现这种受控的操作，在与所有其他飞机上通常所能见到的相反的方向上来改变机翼的迎角。

最后，简要论述根据本发明的各种不同的用于控制固定翼和扑翼的迎角及攻角的装置。

附图说明

为了更容易理解，下面将结合附图对优选实施例进行详细描述，其中：

图1是一具有用于改变机翼的迎角的摇摆控制装置的扑翼飞行器的透视图；

图2a和2b是图1中飞行器的后视图，示出了处于中立位置和右转向位置的控制装置；

图3是图1中飞行器向左转时的透视图；

图4是一个包括齿轮和马达的控制装置的透视图；

图5是一个包括永磁铁和U形电磁体的控制装置的透视图；

图6是一个包括一连杆臂，一永磁铁和一电磁线圈的控制装置的透视图；

图7是一个包括一绕翼梁枢转的臂，一连杆臂和一伺服系统的控制装置的透视图；

图8a和8b是一飞行器的透视图，表示出处于中立位置和处于转向状态的迎角；以及

图9是一张显示平板翼形的阻力系数(Cd)和升力系数(Cl)的图表。

具体实施方式

在下文中，将对本发明进行讨论，以及参照附图描述优选实施例。也将对选择性的实施例进行讨论，但是本领域技术人员将会意识到在所附的独立权利要求中所定义的本发明范围之内的其他的应用和变型。

图1示出了根据本发明的一种飞行器10的优选实施例。它是一种扑翼飞行器，一种扑翼飞机，利用一种控制装置来控制其飞行方向。本发明旨在实现这种为飞行缓慢或具有大攻角的飞行器提供一种非常简单、低成本且有效的控制方向的需求。

通常情况下飞行器依靠其机翼上的升力的改变来控制飞行方向。但是利用本发明，主要基于左、右机翼之间的阻力差异来操作方向是可能的。为了执行这种受控制的操作，机翼的迎角被改变，但是它们改变的方向与所有其他飞机上通常所能见到的是相反的。这是如何成为可能的，将在下面详细描述。

为了本说明书和如权利要求中所使用的术语的方便，升力是一种垂直于飞行方向维持飞行器在空中的力。升力可以由机翼产生或者通过来自具有垂直分力的螺旋桨/旋翼的推进力。另一方面，阻力是一种与飞行的方向相反、减缓飞行器的力。阻力的大部分作用在机翼上。

为了清楚起见，扑翼飞机10以一种原理概略图的形式示出，且所有的电子器件，动力源和控制线路，还有扑翼飞机的主体都没有被显示出。该扑翼飞机10具有一内部框架或杆26，其从头部向后一直延伸到水平尾部25。杆26平行于飞行器的纵轴线并且保持扑翼机构16，该机构就被定位在该扑翼飞机的头部后面。

扑翼飞机10是一种遥控电子飞行玩具并且除了被显示和描述的之外，还将会有电池，包括驱动线圈和用以供给扑翼机构16能量的电动机的电子控制器件。杆14、15安装到扑翼机构16上以形成翼梁和机翼11、12的前缘。一个杆14垂直于内部框架26向左边延伸出，而另一个杆15向右边延伸出。它们都被安装到扑翼机构16上，在垂直面内有一很小的角度，以给机翼一个两面角，为了更好的稳定性。这种设置的结果就是当扑翼机构16上下移动机翼11、12的末梢时，它们的低位恰好在水平面之下，而高位接近45度角。

机翼11、12的主要部分是由薄柔性材料17、18制成。柔性材料17、18裁剪成赋予机翼11、12一个带有一直的前缘和一弯曲的尾缘23、24的锥形的形状。机翼的弦线最长的地方是在内端，最靠近中线的地方。沿着前缘，柔性材料17、18被连接到安装在扑翼机构16上的直杆14、15上。

为了控制扑翼飞机10，机翼11、12的内端在接近它们的尾缘23、24的地方被连接于一控制装置上。该控制装置包括一力传递部件，一基本水平的摇臂19，其枢转地连接于内部框架26上，使得摇臂19能够围绕枢轴点22上下倾斜，摇摆。摇臂19每一端都有将机翼连接于摇臂上的连接点20、21。一垂直部件从摇臂19的中点向下延伸到控制装置的下部中。在控制装置的下部件，一致动器13被用来从一边向另一边移动该垂直部件。这种产生在控制装置的下部件中的移动意味着导致摇臂19摇摆，并且因此能够导致例如左连接点20被向下移动，而右连接点21被向上移动。由于机翼11、12是柔性地(通过柔性机翼材料)安装于前缘处的杆上，且由于它们被连接于连接点20、21，因此它们的平均迎角(且因此同样它们的平均攻角)将随着摇臂19的摇摆而得到改变。移动的方向和力连接于一输入，一控制信号(未示出)驱动或设定致动器13在一正确的位置。

不同的用于控制装置的技术方案，致动器和力传递部件表示在图4到7中，且将在下面进行描述。

图2和3示出了致动器13和摇臂19是如何改变扑翼飞机10的机翼的迎角来控制飞行方向的。在图2a中，摇臂19是水平的且两个机翼具有相同的迎角。扑翼飞机向前直着飞行。但是在图2b中，摇臂19向右倾斜。现在左连接点20被向上移动，而右连接点21被向下移动。由于机翼连接于这两个点20、21，因此，我们能够意识到，左机翼的尾缘23将被向上移动从而导致左机翼11上的迎角和攻角将减小，而右机翼12的后缘24将被向下移动从而增加右机翼12上的迎角和攻角。这就导致扑翼飞机向右转向。图3示出了相反的状况，左机翼的后缘23被向下移动，而右机翼的后缘24被向上移动。此时扑翼飞机10向左转向。

用于控制根据本发明飞行器的迎角的变化与通常用于控制飞行较快或具有较小攻角的飞行器的飞行方向是相反的，注意到这一点是重要的。这是由于攻角的改变而带来的阻力的差异，而不是升力差异促使了飞行方向的改变。这是本发明的主要特征。

此外这种控制飞行器的方式可以被用于带有扑翼的扑翼飞机，也同样可以用于滑翔机和其他慢速飞行飞行器。由于扑翼飞行器的机翼是柔性的，因此迎角将在翼展上且在扑扇动作期间改变。这种机翼上的阻力和升力作用主要关系于机翼的平均攻角。在图8a和8b中所示的飞行器具有刚性机翼和薄板状的翼形。机翼可枢转地安装于飞行器的支架上。当这些机翼围绕它们的枢转轴线(未示出)旋转时，它们相应的迎角发生改变(A1到A2，B1到B2)。当迎角被改变时，攻角也以相同的方向改变。

将会意识到的是，如果仅机翼的部分(或部件)具有可变的迎角，这种控制原理也同样可以发挥作用。如果机翼包括两部分或由例如两部分组成，一刚性部分安装于飞行器上，而一可移动部分枢转地连接于该刚性部分上，可以达到相同的结果。当可移动部分的角度被改变，则整个机翼的平均迎角(和攻角)也将被改变。

当所有的飞行器使用它们的副翼进行转向的时候，它们都经历一种所谓的反向偏航效应，。为了转向右方，左机翼上的副翼被向下移动，局部增加在左机翼上的平均攻角，而右机翼上的副翼被向上移动，局部减小在右机翼上的平均攻角。在一具有常规翼形的普通飞机上，迎角中这些改变导致左机翼上的升力显著增加而右机翼上的升力将被减小。这种升力上的差别引起右转。但是另一种效应也会出现：左机翼上的平均攻角的增加导致该翼上的阻力随之增加，而右机翼上的阻力减小。这种作用在机翼上的阻力的差异当飞行器向右转弯时却试图向左偏航飞行器。这种效应被称作逆偏航。在所有飞行器上这是一种完全有害的效应，且必须通过使用方向舵或其他试图减小阻力差异的装置进行补偿。

为了描述本发明是如何被用来控制飞行方向，我们可以转到图8和9。如果我们能够利用得到一增加的攻角而没有充分增加升力的机翼上增加的阻力，我们就能够控制飞行的方向。在图8a和8b中示出了带有平板机翼的飞机。如果我们也看一下示出典型的用于平板的剖面的升力和阻力系数与攻角的函数关系曲线的图9中的图表，我们能够看到这些机翼不会像具有传统翼形的普通机翼那样发生失速。升力系数(Cl)随着攻角从零并向上增加而增加，但我们没有看到随着攻角的继续增加升力突然而显著的下降(失速)。相反，当攻角足够大时我们可以继续改变攻角而没有显著改变升力。

翼形可以被定义成机翼如剖面中看到的形状。多种形状，例如以角度相对流动设定的平板，将产生升力。但是，大多数形状所产生的升力将会效率非常低下且产生大量阻力。翼形设计的一个主要目标就是设计一种形状，它能够产生最大的升力而产生最小的阻力。对于几乎所有的翼形，用于部分升力系数相对攻角的曲线图遵循相同的一般形状，但是个别的数据会改变。图表示出了升力系数随增加的攻角的几乎线性的增长关系，直到一最大点，在这之后升力系数迅速下落。此时机翼处于失速状态。在气动力学中，失速是机翼所产生的升力的一个突然减小且发生在超过翼形时“临界攻角”，即失速角时。

失速是一个有害的效应，但是在一个普通的飞机的通常的飞行中，它不会立即产生问题。通常机翼的翼形具有一个正好低于失速角的攻角。翼形在升力和阻力效率上的积极效应比超过失速行为要大一些。

但在本发明中，我们需要一种不会显示出典型失速行为的机翼和翼形。为了本说明书和在独立权利要求中所使用的方便，定义了一种“升力保存翼形”。一种采用这种升力保存翼形的机翼的特征在于：

升力随着攻角从零向上增加而增加，并随着攻角继续增加而没有突然而显著的下降。

在大攻角时，攻角的持续增加没有实质地改变升力。

阻力随着攻角从零向上增加而持续增加。

这种升力保存翼形的示例如平板，非常薄的翼形具有尖锐的前缘，特别的翼形在顶部表面带有一个大的台阶或者孔。这些翼形通常不使用在任何飞行器中，因为它们的升力和阻力效率不是非常好，但是，它们可以使用在利用本发明来控制飞行方向的飞行器的机翼中。

另外一个升力保存翼形的示例是典型地使用在一些扑翼飞行器当中的薄且柔性的翼形，包括在本发明的优选实施例中所描述的翼形。可以相信的是，这种机翼的柔性和它们在机翼扑扇动作期间改变形状有助于抑制失速且使得攻角增加而不会出现升力的显著下降这样一种事实。

如果我们拥有一个飞行器，一个带有这样的升力保存翼形(且这些翼形所产生的升力贡献了总的维持飞行所需的垂直力的主要部分，不是那种通过其螺旋桨的推力而悬空的飞行器)的固定翼滑翔机或扑翼机，我们可以意识到，当我们以一个接近于或在那个升力不会显著增加的范围内的攻角飞行时，在其中一个机翼上攻角的进一步增加不会导致在那个机翼上升力的实质性增加。如果升力已经增加了，这将会导致飞行器倾斜并引起一个与我们想要的方向相反的方向上的转向。

然后当我们看一下阻力，我们将看到它会随着攻角的增加而持续增加。由于迎角和攻角是紧密相关的，我们能够意识到，如图8b中所示的飞机，由于它以一个大攻角进行飞行，即使左机翼上的迎角(A2)大于右机翼上的迎角(B2)，在两个机翼上也将会具有大致相同的升力。但是左机翼上的阻力将会大于右机翼上的阻力，从而飞行器将会转向左，这与通常所期待的完全相反。

还有几个其他因素会影响到本发明中所描述的飞行器，但是可以相信的是阻力间的差异是实现这个控制飞行方向新方式的最重要因素。

对于任何一个本领域技术人员来说，很显然的是固定翼或扑翼飞行器，以及装备有多于一组机翼的飞行器都能够利用本发明来控制飞行方向从而受益。例如，具有两个左机翼和两个右机翼的扑翼飞机，两对机翼向相反的方向扑扇，可能非常好地具有一种控制装置来调整机翼的迎角以控制飞行的方向。另一方面，改变具有一个或多个附加固定翼的飞行器上的仅一个机翼上的迎角也可以用来控制飞行方向。

在图4、5、6和7中，表示出不同的用来改变迎角的装置。

在图4中，表示出本发明40利用一马达致动器和齿轮的优选实施例。一力传递部件，一基本上水平的摇臂41枢转地连接于一个能够使臂41可以上下倾斜、围绕其摇摆的轴42上。臂41的每一端都有一连接点43、44，被用来安装或连接机翼的内侧后部到摇臂41上。从摇臂41的中点，一垂直臂45向下延伸至一扇形齿轮46。一以带有小齿轮48的马达47的形式出现的致动器被放置在扇形齿轮46下面，且与扇形齿轮46一起工作(或起作用)，因此当马达旋转时，摇臂41随之摇摆，且因此能够导致例如使左连接点43向下移动，而右连接点44向上移动。由于机翼连接于连接点43、44，它们的迎角将随着摇臂41的摆动而朝着相反的方向改变。马达47将会在每个方向上仅仅转动几圈，这取决于齿轮齿数比。运动的方向和力度与驱动马达的输入信号相关联(未示出)。

如果垂直臂45不是定位在中心处或者具有不同的形状，扇形齿轮46可以被放置在小齿轮48之下，轮齿朝上。这是一种较为复杂的设计，但是它也具有其优势，即齿轮齿数比将会较高，因此经由摇臂41传递的力也就较大。

在图5中，示出了一个利用了一U形电磁致动器的控制装置50。一基本水平的摇臂51枢转地连接于一个能够使得臂51上下倾斜的绕其摇摆的轴52上。臂51的每一端都有一连接点53、54，用来安装或连接机翼的内侧后部到摇臂51上。从摇臂51的中点，一垂直臂55向下延伸至一永磁铁56。一带有左磁极57和右磁极58的U形电磁体59被放置在永磁铁56之下，且与永磁铁56一起工作，因此当电磁体59受到激励(或被激活)时，永磁铁56和臂55能够对着例如左磁极57受到拉动。这就摇动摇臂51并且因此能够使得机翼的迎角以如上述的对于马达制动器40相同的方式受到控制。运动的方向和力度与驱动电磁体59的输入信号(未示出)相联系。

在图6中，示出了一具有利用环形圈磁体的致动器的控制装置60。基本水平的摇臂61枢转地连接于一个能够使得臂61上下倾斜绕其摇摆的轴上。在臂61的每一端都有一连接点63、64，被用来安装或连接机翼的内侧后部到摇臂61上。从摇臂61的中点，一垂直臂65向下延伸且在其端部设有一孔66。一基本水平的部件，一个连杆臂67被安装在孔66中，并向外延伸到左边，在此它被连接到一永磁铁68上。永磁铁68定位于环形线圈内，且连同连杆臂67它可以自由向侧边移动。当线圈69受到激励时，永磁铁68，连杆臂67和垂直臂65被拉向例如左方。这就摆动摇臂61且因此能够使得机翼的迎角以如上述的对于马达制动器40相同的方式受到控制。运动的方向和力度与驱动线圈69的输入信号(未示出)相联系。

其他种类的电子致动器也可以适于用来控制机翼的迎角。一种压电致动器可以非常好地替代图6中所示的实施例中的磁线圈69和磁铁68。另外一种选择是在摇臂61本身中使用压电材料。臂的内部可以使用一种压电部件替代，而臂的外部仍然具有原来的连接点63、64且将力传递到机翼上。不使用枢转点62且摇臂替代地安装到飞行器上。当压电材料响应电输入而弯曲时，臂的外部和连接点63、64扮演上下移动机翼的力传递部件的角色。

在图7中，表示出一种利用伺服系统的控制装置70。一基本水平的力传递臂71定位在飞行器的纵向上。在其首端，它枢转地连接于一个使得臂71的尾部能够绕其上下倾斜的轴72上。在臂71的尾端，有一连接点73，被用于安装或连接一机翼的内侧尾部分到臂71上。一孔76置于臂71上。一第二力传递部件，一垂直连接臂77安装在孔76中且向下延伸。在其下端，连接臂77连接到一伺服器78的伺服臂75上。当伺服臂75移动时，它导致臂71和连接点73上下移动并因此能够控制一机翼的迎角。运动的方向和力度与驱动伺服器78的输入信号(未示出)相联系。一控制装置70只能改变一机翼的迎角。以一最小的调整，该控制装置70就能够成为扑翼的一整体部分，因此机翼的尾缘不需要直接连接于飞行器的主体上。

图7中所示的实施例的另外一个选择性的应用是在固定翼飞行器上。在这个实施例中，不使用连接点73，但替代地是臂71被直接连接于机翼本身或者它可以是机翼的一整体部分。当来自伺服器的力通过垂直连接臂77被传递到机翼上时，机翼因此被上下移动而导致另外的固定翼的迎角被改变。对于本领域技术人员来说，很显然的是同样的系统也可以被用来控制仅仅机翼一部分的角度。该部分可枢转地连接于机翼的支架上。

图7此外也可以被用来说明飞行方向或者更准确地说转弯的速度和方向是如何在飞行之前被手动设定的。如果伺服器78起着类似摩擦件的作用，一个保持或支持力通过垂直连接臂77被传递到臂71上，只要没有手动输入就将它保持在一个位置。该控制迎角的输入将是一手动力，设定或调整臂的位置且因此包括机翼的迎角。当没有输入时，臂71将机翼保持就位，并且响应于施加在它最尾端的手动力而上下移动机翼的内部部分。伺服器78上的摩擦力足够大以在飞行中将臂71保持就位，但又足够的低以便通过手动输入超越。

如果图4中的致动器(马达)是一个在摇臂的下部抵靠齿作用的机械摩擦部件，则这个实施例也可以是一实现手动输入功能的装置。通过手动倾斜摇臂，新的转向速度可以被设定。马达也可以非常好地用一个置于齿之间的带尖的弹簧部件替代，从而允许摇臂位置的步进调整。如果摇臂装备有一个在机翼之上向上延伸的垂直部件，该部件可以被用作用于易于手动调整的指状夹持件。

在已经描述了本发明的优选实施例和某些建议的选择方案的同时，本领域的技术人员能够意识到在不脱离本发明主要的、创造性的构思的情况下，可以对这些实施例作出其他的改变。也因此应当理解的是，本发明并不限于所披露的特定实施例，而是涵盖了任何在所附的独立权利要求中所定义的本发明的范围和精神内的任何变型。

Claims (17)

1.一种有翼的飞行器，它能够利用作用在机翼上的不同阻力在所期望的方向上转向，其特征在于，所述飞行器包括：

左机翼和右机翼，每个所述机翼具有处于第一初始阻力状态的第一平均攻角，其中所述机翼的至少一部分可以在第一方向和第二方向之间移动，从而所述部分在所述第一方向上的移动正向改变平均攻角，以达到阻力增大的第二状态，而所述部分在所述第二方向上的移动负向改变平均攻角，以达到阻力减小的第三状态；

力传递部件可操作地连接于所述机翼的所述部分，所述力传递部件配置成在所述第一方向和/或所述第二方向上移动所述部分；

所述左、右机翼具有升力保存翼形，所述机翼产生升力且所述升力贡献了维持飞行所需的总垂直力的大部分；

所述左、右机翼设置有足够大的平均攻角，因此平均攻角的变化改变作用在所述机翼上的阻力，但升力没有发生显著的变化，

由此，改变至少一个所述机翼上的所述平均攻角至所述左、右机翼具有不同的平均攻角的状态将导致作用在相应的机翼上的不同阻力，具有较大平均攻角的机翼也具有较大阻力，因此使所述飞行器在具有所述较大平均攻角的所述机翼的方向上转向。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：所述力传递部件是配置成响应于作用力移动所述机翼的所述部分的可移动连杆。

3.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于：所述连杆是枢转地安装于所述飞行器上的摇臂，所述摇臂连接到至少一个所述机翼上，所述摇臂的运动导致所述平均攻角的改变。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于：所述摇臂连接于两个所述机翼，当所述摇臂运动时，正向改变其中一个所述机翼上的所述平均攻角，同时负向改变另一个所述机翼的攻角。

5.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于：所述力由致动器响应于控制信号来提供。

6.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于：为了设定或调整至少一个所述机翼的迎角，所述力通过手动输入提供。

7.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于：所述致动器包括电机，磁线圈或压电部件。

8.根据权利要求1-7中任一个所述的飞行器，其特征在于：所述左、右机翼是扑翼，所述扑翼包括刚性前缘和安装于所述前缘的柔性蒙皮。

9.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：所述升力保存翼形是薄板。

10.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：所述飞行器包括附加的左、右机翼，所述附加的左、右机翼是固定翼，枢转地安装的机翼或扑翼。

11.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：所述飞行器是飞行玩具。

12.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于：所述左、右机翼每个都具有尾缘和内侧部分，其中：

所述可移动连杆包括一个或多个连接点，至少一个所述机翼在其内侧部分连接于所述连接点中的一个；和

所述力由致动器响应于输入信号或手动输入来提供，所述力响应于指示左转的输入而朝第一方向移动所述连杆，且所述力响应于指示右转的输入而朝第二方向移动所述连杆；已经

所述连杆在所述第一方向上的移动使所述左机翼上的所述尾缘向下移动并使所述右机翼上的所述尾缘向上移动；

所述连杆在所述第二方向上的移动使所述左机翼上的所述尾缘向上移动而使所述右机翼上的所述尾缘向下移动。

13.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于：所述左、右机翼是扑翼，所述扑翼具有前缘，尾缘，翼尖和内侧部分，每个所述扑翼包括靠近所述前缘的刚性臂，所述刚性臂连接于适于上下扑动机翼的扑动机构，所述机翼的主体部分包括连接在所述臂上的蒙皮，其中，

所述摇臂具有连接于所述左机翼的所述内侧部分的左连接点和连接于所述右机翼的所述内侧部分的右连接点，所述摇臂可枢转地连接于所述飞行器且它另外适于响应所述力移动，上下摆动；

所述力由致动器响应于输入信号或手动输入来提供，所述力响应于指示左转的输入在第一方向上移动所述摇臂且响应于指示右转的输入在第二方向上移动移动所述摇臂；

所述摇臂在所述第一方向上的移动使所述左机翼上的所述尾缘向下移动而使所述右机翼上的所述尾缘向上移动；

所述摇臂在所述第二方向上的移动使所述左机翼上的所述尾缘向上移动而使所述右机翼上的所述尾缘向下移动。

14.根据权利要求1所述的飞行器，其中，其包括具有第一平均迎角的左机翼，具有第二平均迎角的右机翼和适于接收用来通过利用作用所述机翼上的不同阻力控制所述飞行器在所期望的方向上的输入的装置，其特征在于，

所述控制装置可操纵地连接于一个或两个机翼的一部分，且布置成移动所述部分，为的是改变所述第一和/或第二平均迎角；和

增加所述第一和/或第二平均迎角来增加作用在相应机翼上的阻力，以及减小所述第一和/或第二平均迎角来减小作用在相应机翼上的阻力；以及

如果所述控制装置接收到指示左转的输入，所述控制装置增加所述第一平均迎角和/或减小所述第二平均迎角；以及

如果所述控制装置接收到指示右转的输入，所述控制装置减小所述第一平均迎角和/或增加所述第二平均迎角；

由此，将至少一个所述机翼上的所述平均迎角改变到所述第一和第二迎角不同的状态导致作用在相应机翼上的不同的阻力，因此所述飞机在具有阻力大的机翼的方向上转向。

15.一种利用作用在机翼上的不同阻力而控制有机翼的飞行器的飞行方向的方法，所述方法的特征在于：

提供带有左机翼和右机翼的飞行器，其中，所述左机翼具有第一平均迎角，而所述右机翼具有第二平均迎角，

将所述机翼的一个或多个部分构形成是可移动的，

将所述机翼构形成，使得所述一个或多个部分的移动改变所述第一和/或第二平均迎角；和

提供可操作地连接于所述一个或多个部分上的力传递部件；

将所述力传递部件构形成在第一方向上移动以增加所述第一平均迎角和/或减小所述第二平均迎角，和在第二方向上移动以减小所述第一平均迎角和/或增加所述第二平均迎角；

将所述力传递部件进一步构形成响应于一个正力在所述第一方向上移动，而响应于一个负力在所述第二方向上移动；

施加所述正力以产生所述第一平均迎角大于所述第二平均迎角的状态，由此作用在所述左机翼上的阻力将会比作用在所述右机翼上的力大，且所述飞行器转向左方；或者

施加所述负力以产生所述第一平均迎角小于所述第二平均迎角的状态，由此作用在所述左机翼上的阻力将会比作用在所述右机翼上的力小，飞机转向右方。

16.如权利要求15所述的方法，其特征在于：

提供能够产生所述力的致动器；

提供控制信号并使得所述控制信号能够控制所述力的方向和大小；

如果所述控制信号指示左转，产生所述正力，而如果所述控制信号指示右转，产生所述负力。

17.如权利要求15所述的方法，其特征在于：

提供摩擦或保持部件以避免所述力传递部件在正常飞行中移动；

提供手动输入力以移动所述力传递部件；和

产生所述正力以手动设定左转，而产生所述负力以手动设定右转。

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