NO325284B1 - System for a kontrollere flygeretning - Google Patents

Abstract

Den foreliggende oppfinnelsen viser en enkel måte å styre et luftfartøy som flyr sakte eller med høy angrepsvinkel. En kontrollanordning som mottar et kontrollsignal som indikerer en venstresving øker innfallsvinkelen på den venstre vingen og reduserer den på den høyre vingen. Ved en høyresving utføres den motsatte handlingen. Luftfartøyet har vingeprofiler (f.eks flate plater) som har økende luftmotstand ettersom angrepsvinkelen øker men som har hovedsakelig konstant løft. Luftfartøyet er i stand til å manøvrere på grunn av forskjeller i luftmotstanden som virker på vingene.

Description

System for å kontrollere flygeretning

Den foreliggende oppfinnelsen relateres til luftfartøy med faste vinger, slik som seilfly og fly, og til luftfartøy med flaksende vinger slik som ornikoptere. Mer spesifikt angår oppfinnelsen en anordning og fremgangsmåte for å kontrollere flygeretningen for slike luftfartøy.

Bakgrunn for oppfinnelsen

Typisk er det balanseror og et høyderor som styrer flygeretningen til et luftfartøy. Balanseroret er normalt en del av bakkanten, den bakre delen av en vinge som er hengslet slik at den kan vippes opp og ned. Når balanseroret er vippet ned endres vingens form, noe som igjen fører til at innfallsvinkelen og angrepsvinkelen økes og således også løfteevnen til vingen. Når balanseroret tiltes ned på én vinge tiltes alltid balaseroret opp på den motsatte vingen slik at løftet på denne vingen reduseres.

Innfallsvinkelen er vinkelen mellom vingens kordelinje og den langsgående aksen til selve luftfartøyet. Angrepsvinkelen er definert som vinkelen mellom vingens kordelinje og luftstrømmen under flygning.

Balanseroret kontrollerer krengningen eller roll-bevegelsen til luftfartøyet mens høyderoret kontrollerer høyden og opp-ned flygeretningen. Høyderoret er typisk plassert i bakkant av stabilisatoren i den bakre delen av luftfartøyet. Ved å tilte høyderoret opp eller ned endres løftekraften på stabilisatoren og således kan opp-ned flygeretningen kontrolleres.

For å kontrollere flygeretningen brukes balanserorene til å krenge flyet sidelengs. Ved å samtidig legge til litt opp- høyderor utfører flyet en sving mens det opprettholder sin høyde i luften.

For et langsomtflygende luftfartøy har balanserorene ofte en redusert effekt. Spesielt på fly med bare en propell er det mulig å bruke sideroret istedetfor balanserorene for å kontrollere flygeretningen. Sideroret har likheter med høyderoret bortsett i fra at det er plassert vertikalt på flyets hale og kontrollerer yaw (sidedreining).

Fly med bare en propell har normalt propellen plassert i front av flykroppen, noe som skaper en rask luftstrøm over stabilisatoren, høyderoret og sideroret. Fly med to propeller, veldig langsomtflygende seilfly eller luftfartøy med flaksende vinger (ornikoptere) mangler denne ekstra luftstrømmen over stabilisatorne og sideroret som enpropellfly normalt sett har. For disse typene luftfartøy er det derfor ofte vanskelig å få en god retningskontroll.

For fly med to motorer er en måte å overvinne disse problemene på å bruke differensiell drivkraft. Hver av de to motorene (jetmotor eller propellmotor), som typisk er plassert på hver sin vinge, kan bli styrt individuelt. Ved å øke hastigheten til den ene motoren og redusere hastigheten til den andre motoren, som sitter på den motsatte vingen, kan flygeretningen kontrolleres. Dette er en velkjent måte å kontrollere et to-motors fly og er beskrevet i for eksempel det amerikanske patentet US6612893.

For ornikoptere er det de flaksende vingene og ikke propeller som produserer drivkraften fremover. Hvis ornikopteret i tillegg flyr langsomt har et vanlig sideror bak på luftfartøyet redusert effekt. En måte å forsøke å løse dette problemet på er å lage hele halen bevegelig. Denne løsningen er vist i for eksempel det amerikanske patentet US6550716. Her er hele halen hengslet og kontrolleres av servoer. Denne løsningen antas å være både skjør og komplisert.

En enklere måte å kontrollere små sakteflygende luftfartøy på, slik som fjernstyrte leketøysfly og sakteflygende ornikoptere, er å bruke en liten vertikaltmontert propell i stedet for sideroret i bakenden av flyet. Denne metoden er beskrevet i den amerikanske patentsøknaden US 20040169485. Den lille propellen kan blåse luft enten til venstre eller høyre og dermed presse halen sidelengs for å kontrollere flygeretningen. Men når luftfartøyet svinger, for eksepel til venstre, vil det vanligvis også krenge eller rolle over mot venstre. I denne posisjonen presses halen opp av den blåsende halepropellen og effekten av dette er som å ha et ned-høyderor som tvinger luftfartøyet inn i en bratt nedadgående sving istedefor en myk sving hvor høyden opprettholdes. Denne tendensen gjør det vankselig å utføre krappe svinger med dette systemet.

Selv om noen av måtene, beskrevet over, for å kontrollere flyveretningen på er både innovative og enkle er det mulig å lage både enklerer og bedre systemer. Spesielt for sakteflygende luftfartøy, luftfartøy med høy angrepsvinkel og luftfartøy med flaksende vinger har eksisterende systemer begrensninger.

Kort oppsummering av oppfinnelsen

Den foreliggende oppfinnelsen tar sikte på å innfri behovet for en veldig enkel og billig måte å kontrollere flygeretningen til et sakteflygende luftfartøy eller et luftfartøy med høy angrepsvinkel ved å endre innfallsvinklene på vingene. Dessuten kan en slik kontrollinnretning brukes til å kontrollere et sakteflygende luftfartøy med flaksende vinger.

En kontrollinnretningen som mottar et kontrollsignal som indikerer en venstre sving øker innfallsvinkelen på den venstre vingen og reduserer innfallsvinkelen på den høyre vingen. For en høyre sving skjer det motsatte. Et luftfartøy som anvender den foreliggende oppfinnelsen for retningskontroll vil dra nytte av å ha en spesiell vingeprofil (f.eks en flat plate) som opplever økt luftmotstand da angrepsvinkelen øker men som har et hovedsaklig konstant løft ved høye og økende angrepsvinkler.

Normalt sett vil et luftfartøy være avhengig av endringer i løft på vingene for å kontrollere flygeretningen. Den foreliggende oppfinnelsen derimot har evnen til å manøvrere hovedsaklig på grunn av differanse i luftmotstand på vingene. For å utføre kontrollerte manøvre endres vingenes innfallsvinkler i motsatte retninger i forhold til hva som normalt sett er brukt på alle andre luftfartøy.

Ulike innretninger for å kontrollere innfallsvinkelen til faste eller flaksende vinger i følge den foreliggende oppfinnelsen er også diskutert.

Kort beskrivelse av tegningene

Den følgende detaljerte beskrivelsen av den foretrukne utførelsen er ledsaget av tegniner for å gjøre den lettere å forstå. Figur 1 er en perspektivtegning av et luftfartøy med flaksende vinger og en vippbar kontrollinnretning for å endre innfallsvinklene til vingene. Figur 2a og 2b er luftfartøyet i figur 1 sett bakfra og viser kontrollinnretningen i en henholdsvis nøytral posisjon og en høyresving posisjon. Figur 3 er en perspektivtegning av luftfartøyet i figur 1 i en venstresving. Figur 4 er en perspektivtegning av kontrollinnretningen bestående av tannhjul og en motor. Figur 5 er en perspektivtegning av kontrollinnretningen bestående av en permanent magnet og en u-formet elektromagnet. Figur 6 er en perspektivtegning av kontrollinnretningen bestående av en forbindelsesarm, en permanent magnet og en elektromagnetisk spole. Figur 7 er en perspektivtegning av kontrollinnretningen bestående av en arm som roterer rundt en vingebjelke, en forbindelsesarm og en servo. Figur 8a og 8b er perspektivtegninger av et luftfartøy; innfallsvinklene er vist i en nøytralposisjon og i en svingeposisjon. Figur 9 er et diagram som viser luftmotstand-koeffisienter (Cd) og løftkoeffisienter (Cl) for en flat plate vingeprofil.

Detaljert beskrivelse av den foretrukne utførelsen

I det følgende vil den foreliggende oppfinnelsen bli diskutert og den foretrukne utførelsen beskrevet gjennom å vise til tegningene. Noen alternative utførelser blir også diskutert, men for en fagmann på området er det innlysende at andre anvendelser og modifikasjoner også vil ligge innen omfanget av oppfinnelsen som beskrevet i de vedlagte uselvstenige kravene.

Figur 1 viser den foretrukne utførelsesformen for luftfartøyet (10) i følge den foreliggende oppfinnelsen. Det er et luftfartøy med flaksende vinger, et ornikopter, som anvender en kontrollinnretning for å kontrollere flygeretningen. Den foreliggende oppfinnelsen tar sikte på å tilfredstille behoved for en veldig enekel, billig og effektiv måte å kontrollere flygeretningen til et sakteflygende luftfartøy eller et luftfartøy med høy angrepsvinkel. Normalt avhenger et luftfartøy av endringer i løft på vingene for å kontrollere flygeretningen. Imidlertid, ved å bruke den foreliggende oppfinnelsen er det mulig å manøvrere hovedsaklig basert på differanser i luftmotstand mellom den venstre og den høyre vingen. For å utføre kontrollerte manøvre endres vingenes innfallsvinkler, men de er endret i motsatt retning av det som vanligvis sees på alle andre fly. Hvordan dette er mulig er beskrevet i detalj senere i dokumentet.

For enkelhets skyld er ornikopteret (10) vist som en prinsippskisse hvor all elektronikk, strømkilder og ledninger er utelatt fra tegningen. Ornikopteret (10) har en indre ramme eller en stang (26) som går fra hodet bakover til den hovedsaklig horisontale halen (25). Stangen (26) er parallel med den langsgående aksen til luftfartøyet og holder flaksemekanismen (16) som er posisjonert rett bak hodet til ornikopteret.

Ornikopteret (10) er et radiostyrt elektronisk leketøy og i tillegg til hva som er vist og beskrevet vil det også bestå av batterier, kontrollelektronikk (heri medregnet forsterker kretser) og en elektrisk motor for å drive flaksemekanismen (16). Stenger (14,15) er montert til flaksemekanismen (16) for å danne vingebjelkene og forkantene på vingene (11,12) . En stang (14) strekker seg ut til venstre, vinkelrett til den indre rammen (26), og den andre stangen (15) strekker seg ut til høyre. De er begge montert til flaksemekanismen (16) med en nominel vinkel i det vertikale planet for å gi vingene en V-form for bedre stabilitet. Resultatet av dette er at når flaksemekanismen (16) beveger vingetippene (11,12) opp og ned så vil de ha sin laveste posisjon rett under horisontalplanet mens de vil ha nær 45 grader vinkel til horisontalplanet i sin øverste posisjonen.

Den største delen av vingene (11,12) er laget av et tynt fleksibelt materiale (17,18). Det fleksible materialet (17,18) er skjært ut for å gi vingene (11,12) en avsmalnet form med en rett forkant og en krum bakkant (23,24). Vingenes kordeliner er lengst i den innerste enden, nærmest senterlinjen. Langs forkanten er det fleksible materialet (17,18) festet til de rette stengene (14,15) som er festet til flaksemekanismen (16).

For å kontrollere ornikopteret (10) er vingene koblet til en kontrollinnretning ved den innerste delen av vingene (11,12) på et punkt nær vingenes bakkant (23,24). Kontrollinnretningen består av en horisontal vippearm (19) som er dreibart festet (22) til den indre rammen (26), noe som gjør at vippearmen (19) kan vippe opp og ned om dreiepunktet (22). Vippearmen (19) har forbindelsespunkter (20, 21) i hver ende hvor vingene er forbundet til vippearmen (19). Fra midtpunktet av vippearmen (19) strekker en vertikal arm seg nedover inn i den nedre delen (13) av kontrollinnretningen. I den nedre delen av kontrollinnretningen (13) brukes en motor eller en aktuator til å bevege den vertikale armen fra side til side. Denne bevegelsen, som blir generert i den nedre delen (13) av kontrollinnretningen, får vippearmen til (19) å vippe og dermed kan for eksempel det venstre forbindelsespunktet (20) bli beveget ned mens det høyre forbindelesepunktet (21) beveges opp. Siden vingene (11,12) er forbundet til forbindelses-punktene (20,21) vil innfallsvinklene deres bli endret i motsatte retninger ettersom vippearmen (19) vipper. Retningen og kraften til bevegelsene styres av et kontrollsignal (ikke vist) som driver motoren eller aktuatoren i den nedre delen (13) av kontrollinnretningen.

Et flertall forskjellige tekniske utførelse av kontrollinnretningen er vist i figur 4-7 og er beskrevet senere.

Figur 2 og 3 viser hvordan kontrollinnretningen (13,19) endrer innfallsvinklene på vingene til ornikopteret (10) for å kontrollere flygeretningen. I figur 2a er vippearmen (19) horisontal og begge vingene har den samme innfallsvinkelen. Ornikopteret flyr da rett frem. I figur 2b derimot er vippearmen (19) vippet til høyre. Nå er det venstre forbindelsespunktet (20) beveget opp og det høyre forbindelsespunktet beveget ned. Siden vingene er forbundet til disse punktene (20,21) forstår vi at bakkanten (23) til den venstre vingen vil bli flyttet opp, noe som fører til at innfallsvinkelen til den venstre vingen (11) blir redusert, mens bakkanten (24) til den høyre vingen (12) vil bli flyttet ned og dermed øker innfallsvinkelen til den høyre vingen (12). Dette får ornikopteret til å svinge til høyre. Figur 3 viser den motsatte situasjonen med bakkanten (23) til den venstre vingen flyttet ned og bakkanten (24) til den høyre vingen flyttet opp. Nå svinger ornikopteret (10) til venstre.

Det er viktig å merke seg at når endringen i innfallsvinkelen brukes til å kontrollere luftfartøy i følge den foreliggende oppfinnelsen er det det motsatte av hva som vanligvis brukes for å kontrollere flygeretningen til luftfartøy som flyr fortere eller med lavere angrepsvinkler. Det er også viktig å merke seg at denne måten å kontollere et luftfartøy på virker for ornikoptere med flaksende vinger, for seilfly og for andre sakteflygende luftfartøy.

Alle luftfartøy opplever en effekt kalt motsatt yaw (advers yaw) når de bruker balanserorene til å igangsette en sving. For å svinge til høyre beveges balanseroret på den venstre vingen ned, noe som lokalt øker den effektive innfallsvinkelen til vingen, samtidig som balanseroret på den høyre vingen beveges opp, noe som lokalt reduserer den effektive innfallsvinkelen til den høyre vingen. På et vanlig fly vil disse endringene i de lokale innfallsvinklene i vingeområdene rundt posisjonen til balanserorene føre til at løftet på den venstre vingen øker og at løftet på den høyre vingen reduseres. Denne differansen i løft igangsetter en høyresving. Imidlertid er en annen effekt også tilstede: Den økte innfallsvinkelen på den venstre vingen fører til at luftmotstanden på denne vingen øker mens luftmotstanden på den høyre vingen reduseres. Denne differansen i luftmotstanden på vingene forsøker å dreie luftfartøyet mot venstre mens det krenger til høyre. Denne effekten kalles motsatt yaw (adverse yaw). På alle luftfartøy er dette en totalt uønsket effekt og må kompanseres for ved å bruke sideroret eller på andre måter prøve å redusere differansen i luftmotstand.

For å beskrive hvordan den foreliggende oppfinnelsen brukes for å kontrollere flygeretningen rettes oppmerksomheten til figur 8 og 9. Hvis vi kan utnytte den økte luftmotstanden på den vingen som får en økt innfallsvinkel uten å samtidig få en stor økning i løft kunne vi kontrollere flygeretningen. Figur 8a og 8b viser et fly med flate plater til vinger. Hvis vi også ser på diagrammet i figur 9 som viser typiske løft- og luftmotstand-koeffisienter som en funksjon av angrepsvinkel ser vi at disse vingene ikke staller som vanlige vinger med ordentlig krum vingeprofil. Løftkoeffisienten (Cl) øker jevnt opp til et punkt mellom 5 og 10 grader. Etter dette punktet er løftkoeffisienten (Cl) stort sett konstant selv om angrepsvinkelen fortsetter å øke. Hvis vi har et fly, et seilfly med faste vinger eller et ornikopter med fleksible (men flate vinger) kan vi se at hvis vi flyr med en angrepsvinkel nær eller i området hvor løftkoeffisienten (Cl) er stort sett konstant, vil en videre økning i angrepsvinkelen ikke føre til en vesentlig økning i løftet på den vingen.

Imidlertid, når vi ser på luftmotstandkoeffisienten (Cd) ser vi at luftmotstanden øker kontinuerlig idet angrepsvinkelen øker. Siden innfallsvinkelen og angrepsvinkelen er nært sammenkoblet kan vi nå se at flyet i figur 8b vil ha nogenlunde det samme løftet på begge vingene hvis det flyr med en høy angrepsvinkel selv om innfallsvinkelen (A2) på den venstre vingen er mye større enn innfallsvinkelen (B2) på den høyre vingen. Luftmotstanden vil imidlertid være mye større på den venstre vingen enn på den høyre vingen og flyet vil svinge til venstre

- fullstendig motsatt av hva man normalt ville forvente.

Det er et flertall andre faktorer som påvirker luftfartøyet beskrevet i den foreliggende oppfinnelsen, men differansen i luftmotstand er ansett å være den viktigste faktoren som muliggjør denne nye måten å kontrollere flygeretningen.

Figur 4, 5, 6 and 7 viser ulike utførelser av

kontrollinnretningen for endring av innfallsvinkelen.

Figur 4 viser en kontrollinnretning (40) som anvender en motor og tannhjul. En hovedsakelig horisontal vippearm (41) er vippbart forbundet (42) til en aksel som gjør at vippearmen (41) kan vippes opp og ned, roteres om akselen. Ved hver ende av vippearmen (41) er det et forbindelsespunkt (43,44) som brukes til å feste eller koble den indre akterdelen av vingen til vippearmen (41). Fra midtpunktet av vippearmen (41) strekker det seg en vertikal arm (45) nedover som ender i en tannhjuldel (46). En motor (47) med et lite tannhjul (48) er plassert under tannhjuldelen (46) og samspiller med tannhjuldelen (46) slik at når motoren (47) roterer, vipper vippearmen (41) og således kan for eksempel det venstre forbindelsespunktet (43) beveges ned mens det høyre forbindelsespunktet (44) beveges opp. Siden vingene er koblet til forbindlesespunktene (43,44) vil innfallsvinklene deres bli endret i motsatte retninger ettersom vippearmen (41) vippes. Motoren (47) vil rotere bare litt i hver retning, avhengig av gir utvekslingen. Retningen og kraften til bevegelsene styres av et kontrollsignal (ikke vist) som driver motoren. Figur 5 viser en kontrollinnretning (50) som anvender en U-formet elektromagnet. En hovedsaklig horisontal vippearm (51) er vippbart koblet (52) til en aksel som gjør at vippearmen (41) kan vippes opp og ned, roteres om akselen. Ved hver ende av vippearmen (51) er det et forbindelsespunkt (53,54) som brukes til å feste eller koble den indre akterdelen av vingen til vippearmen (51). Fra midtpunktet av vippearmen (51) strekker det seg en vertikal arm (55) nedover som ender i en permanent magnet (56). En elektromagnet (59) med U-formet venstre (57) og høyre (58) jernstenger er plassert under den permanente magneten (56) og samspiller med den permanente magneten (56) slik at når elektromagneten (59) er aktivert trekkes den permanente magneten (56) og således armen (55) mot for eksempel den venstre stangen (57). Dette vipper vippearmen (51) og således kan vingenes innfallsvinkelen kontrolleres på samme måten som beskrevet over (40). Retningen og kraften til bevegelsene styres av et kontrollsignal (ikke vist) som driver elektromagneten (59). Figur 6 viser en kontrollinnretning (60) som anvender en sirkulær spolemagnet. En hovedsaklig horisontal vippearm (61) er vippbart koblet (62) til en aksel som gjør at vippearmen (61) kan vippes opp og ned, roteres om akselen. Ved hver ende av vippearmen (61) er det et forbindelsespunkt (63,64) som brukes til å feste eller koble den indre akterdelen av vingen til vippearmen (61). Fra midtpunktet av vippearmen (61) strekker det seg en vertikal arm (65) nedover, og i enden er armen (55) utstyrt med et hull (66). En hovedsaklig horisontal forbindelsesarm (67) er montert i hullet (66) og strekker seg ut til venstre hvor den er forbundet med en permanent magnet (68). Den permanente magneten (68) er posisjonert inne i en sirkulær spole, og sammen med forbindelsesarmen (67) er den fri til å bevege seg sidelengs. Når spolen (69) er aktivert trekkes den parmanente magneten (68), forbindelsesarmen (67) og den vertikale armen (65) til for eksempel venstre. Dette vipper vippearmen (61) og dermed kan innfallsvinkelene til vingene kontrolleres på den samme måten som beskrevet over (40). Retningen og kraften til bevegelsene styres av et kontrollsignal (ikke vist) som driver elektromagneten (69). Figure 7 viser en kontrollinnretning (70) som anvender en servo. En hovedsaklig horisontal arm (71) er posisjonert i lengderetningen til luftfartøyet. I dens fremste punkt er den vippbart koblet (72) til en aksel som gjør at den bakre delen av armen (71) kan vippes opp og ned. Ved den bakre enden av armen (71) er det et forbindelsespunkt (73) som brukes til å

feste eller forbinde den indre bakre delen av en vinge til armen (71). Armen (71) er utstyrt med et hull (76). En vertikal forbindelsesarm (77) er montert i hullet (76) og strekker seg nedover. På den nedre delen er forbindelsesarmen (77) festet til en servoarm (75) på en servo (78). Når servoarmen (75) beveger seg fører dette til at armen (71) og

forbindelsespunktet (73) beveger seg opp og ned og dermed kan innfallsvinkelen til en av vingene kontrolleres. Retningen og kraften til bevegelsen styres av et kontrollsignal (ikke vist) som driver servoen (78). Én kontrollinnretning (70) trengs for hver vinge. Med bare minimal justering kan denne kontrollinnretningen (70) være en integrert del av en flaksende vinge slik at bakkanten til vingen ikke trenger å være direkte forbundet til luftfartøyets kropp.

Selv om den foretrukne utførelsen av den foreliggende oppfinnelsen har blitt beskrevet og enkelte alternativer har blitt foreslått vil en fagmann på området kunne finne andre modifiserte utførelse innnenfor en bredere ramme av konseptet beskrevet her men dekker modifikasjoner samt utførelser som ligger innenfor omfanget av oppfinnelsen slik den er definert i de vedlagte selvstendige kravene.

Claims (9)

1. Et luftfartøy (10) bestående av minst en venstre vinge (11) med en første innfallsvinkel, en høyre vinge (12) med en andre innfallsvinkel og en kontrollinnretning (13) tilpasset til å motta et kontrollsignal for å kontrollere luftfartøyet (10) i en ønsket retning,karakterisert vedat kontrollinnretningen (13) er tilpasset til å utføre en kontrollert endring i den første innfallsvinkelen og/eller i den andre innfallsvinkelen, og hvis kontrollinnretningen (13) mottar et kontrollsignal som indikerer en venstresving øker kontrollinnretningen den første innfallsvinkel og/eller reduserer den andre innfallsvinkelen, eller hvis kontrollinnretningen (13) mottar et kontrollsignal som indikerer en høyresving øker kontrollinnretningen den andre innfallsvinkelen og/eller reduserer den første innfallsvinkelen.

2. Et luftfartøy (10) i følge krav 1 hvor venstre og høyre vinge (11,12) har en vingeprofil med en angrepsvinkel og hvor vingeprofilen erkarakterisert vedat vingeprofilene har luftmotstandkoeffisienter (Cd) som øker kontinuerlig når angrepsvinkelen øker, og at vingeprofilene har løftkoeffisienter (Cl) som øker når angrepsvinkelen øker fra null opp til en gitt vinkel hvorpå løftkoeffisienten (Cl) er hovedsaklig konstant selv om angrepsvinkelen fortsetter å øke.

3. Et luftfartøy (10) i følge krav 2karakterisert vedat vingeprofilen er en flat plate.

4. Et luftfartøy (10) i følge krav 1karakterisert vedat venstre og høyre vinge (11,12) består av en stiv forkant (14,15) og et fleksibelt skinn (17,18).

5. Et luftfartøy (10) i følge krav 1karakterisert vedat venstre og høyre vinge (11,12) er montert med en V-form.

6. Et luftfartøy (10) i følge krav 1 med flaksende vinger (11,12), hvor de flaksende vingene har en forkant, en bakkant (23,24), en vingetipp og en indre del, hvor de flaksende vingene videre består av en stiv bjelke (14,15) nær forkanten, og hvor den stive bjelken er forbundet til en flaksemekanisme (16) tilpasset til å flakse vingene opp og ned, og hvor en betydelig del av vingene består av et fleksibelt skinn (17,18) festet til den stive bjelken,karakterisert vedat kontrollinnretningen (13) består av en vippearm (19) med et venstre forbindelsespunkt (20) og et høyre forbindelsespunkt (21), hvor det venstre forbindelsespunktet er forbundet til den indre delen av den venstre vingen (11) og det høyre forbindelsespunktet er forbundet til den indre delen av den høyre vingen (12), hvor vippearmen er vippbart forbundet (22) til resten av kontrollinnretningen og det er videre tilpasset til å vippe opp og ned for å bevege bakkanten (23) på den venstre vingen ned og bakkanten (24) på den høyre vingen opp hvis kontrollinnretningen mottar et kontrollsignal som indikerer en venstre sving, eller bevege bakkanten (24) på den høyre vingen ned og bakkanten (23) på den venstre vingen opp hvis kontrollinnretningen mottar et kontrollsignal som indikerer en høyre sving.

7. Et luftfartøy (10) i følge krav 1karakterisert vedat luftfartøyet er et fjernstyrt flygende leketøy.

8. Et luftfartøy (10) med flaksende vinger bestående av minst en flaksende venstre vinge (11) med en første innfallsvinkel, en flaksende høyre vinge (12) med en andre innfallsvinkel og en kontrollinnretning (13) tilpasset til å motta et kontrollsignal for å kontrollere luftfartøyet i en ønsket retning, hvor de flaksende vingene hver har en forkant, en bakkant (23,24), en vingetipp og en indre del, hvor de flaksende vingene består av en stiv bjelke (14,15) nær forkanten, hvor den stive bjelken er forbundet til en flaksemekanisme (16) tilpasset til å flakse vingene opp og ned, hvor en betydelig del av vingene består av et fleksibelt skinn (17,18) festet til den stive bjelken,karakterisert vedat kontrollinnretningen (13) består av en vippearm (19) med et venstre forbindelsespunkt (20) og et høyre forbindelsespunkt (21), hvor det venstre forbindelsespunktet er forbundet til den indre delen av den venstre vingen og det høyre forbindelsespunktet er forbundet til den indre delen av den høyre vingen, hvor vippearmen er vippbart forbundet (22) til resten av kontrollinnretningen og er videre tilpasset til å vippe opp og ned for å bevege bakkanten (23) på den venstre vingen ned og bakkanten (24) på den høyre vingen opp hvis kontrollinnretningen mottar et kontrollsignal som indikerer en venstre sving, eller bevege bakkanten (24) på den høyre vingen ned og bakkanten (23) på den venstre vingen opp hvis kontrollinnretningen mottar et kontrollsignal som indikerer en høyre sving.

9. En metode for å kontrollere flygeretningen til et luftfartøy (10) bestående av minst en venstre vinge (11) med en første innfallsvinkel, en høyre vinge (12) med en andre innfallsvinkel og en kontrollinnretning (13) tilpasset til å motta et kontrollsignal for å kontrollere luftfartøyet i en ønsket retning,karakterisert ved endre den første innfallsvinkelen og/eller den andre innfallsvinkelen på en kontrollert måte ved hjelp av kontrollinnretningen (13), og hvis kontrollinnretningen (13) mottar et kontrollsignal som indikerer en venstre sving; øke den første innfallsvinkelen og/eller redusere den andre innfallsvinkelen, eller hvis kontrollinnretningen (13) mottar et kontrollsignal som indikerer en høyre sving; øke den andre innfallsvinkelen og/eller redusere den første innfallsvinkelen.