具体实施方式

图1至图5示出了飞行器10的示意图。图1示出了从正面或机头方位观察的飞行器10。飞行器10可以是动力的或非动力的，即滑翔机。在飞行器10被提供动力的情形下，它可以由基本上任何适于引起飞行器10的一个或更多个升力产生部分穿过空气的相对运动的推进系统提供动力，例如螺旋桨、喷气发动机或任何其他合适的推进系统。典型地，飞行器10是无人飞行器，有时被称为无人机(UAV)。飞行器10包括以机身20形式的飞行器主体20。如下面参考图2更好地描述的，飞行器10限定了飞行器10的机头和机尾之间的纵向轴线(在图2和图3中标记为L)。在一些示例中，飞行器10的机尾不对应于飞行器10的特定的空气动力学部件，而仅是当飞行器10在前向方向上飞行时飞行器10的后部。在其他示例中，飞行器的机尾可以是飞行器10的空气动力学部件，被布置成在飞行器10的飞行期间提供空气动力学稳定性，包括飞行器10的俯仰控制。应当理解，对于飞行器10来说，机尾空气动力部件的许多不同的设计是已知的，并且飞行器10的设计者可以选择适当的设计，而不脱离本文公开的本发明概念。类似地，飞行器的机头通常是当飞行器10在前向方向上飞行时飞行器10的前部。以这种方式，可以看出，飞行器10的纵向轴线基本上与飞行器10的飞行方向对齐。为简单起见，请注意，本公开的附图中描绘的飞行器10的任何机尾和机头没有被示出。飞行器10进一步包括机翼，所述机翼包括第一机翼部分30A和第二机翼部分30B。第一机翼部分30A远离飞行器主体20延伸。第二机翼部分30B远离飞行器主体20延伸。第一机翼部分30A在第一沿机翼的方向上远离飞行器主体20延伸。第二机翼部分30B在第二沿机翼的方向上远离飞行器主体延伸，所述第二沿机翼的方向不同于第一沿机翼的方向。在该示例中，第一机翼部分30A基本上与第二机翼部分30B相对地延伸。第一机翼部分30A和第二机翼部分30B中的每一个具有机翼根部和机翼尖端，相应的机翼部分30A、30B在机翼根部处连接到飞行器主体20，机翼尖端远离机翼根部和飞行器主体20。按照惯例，由于飞行器10在前向方向上相对于局部大气的运动，机翼部分30A、30B各自产生升力。这可以称为飞行。每个机翼部分30A、30B柔性地安装到飞行器主体20。在该示例中，第一机翼部分30A围绕第一机翼枢转轴线32A可枢转地安装到飞行器主体20，第一机翼枢转轴线基本上平行于飞行器主体20的纵向轴线和飞行器10的纵向轴线。类似地，第二机翼部分30B围绕第二机翼枢转轴线32B可枢转地安装到飞行器主体20，第二机翼枢转轴线基本上平行于飞行器主体20的纵向轴线和飞行器10的纵向轴线。飞行器主体20的纵向轴线基本上与飞行器10的前向的飞行方向对齐，在该飞行方向上，机翼30A、30B被布置成产生升力。换句话说，当机翼部分30A、30B围绕第一机翼枢转轴线32A或第二机翼枢转轴线32B枢转时，机翼部分被布置成相对于飞行器主体20横滚。应当理解，由机翼部分30A、30B产生的增加的升力将在机翼部分30A、30B上施加更大的向上的力，这可以导致机翼部分30A、30B围绕相应的枢转轴线32A、32B在一定方向上旋转，使得机翼部分30A、30B中的每一个的重心升高。类似地，由机翼部分30A、30B产生的减小的升力将在机翼部分30A、30B上施加更小的向上的力，这可以导致机翼部分30A、30B围绕相应的枢转轴线32A、32B在一定方向上旋转，使得机翼部分30A、30B中的每一个的重心降低。在飞行器10在前向方向F上的水平飞行中，在第一机翼部分30A和第二机翼部分30B均处于平衡位置的情况下，第一机翼部分和第二机翼部分各自被构造成产生第一升力值。当由第一机翼部分30A或第二机翼部分30B产生的升力改变到第二升力值时，相应的第一机翼部分30A或第二机翼部分30B基本上远离平衡位置竖直地偏转。应当理解，机翼部分30A、30B的平衡位置可以根据飞行器10的空速以及机翼部分30A、30B的升力剖面和其他因素而变化。在该示例中，枢转轴线32A、32B各自基本上位于每个机翼部分30A、30B的机翼根部处。应当理解，第一机翼部分30A和第二机翼部分30B可以彼此独立地移动。换句话说，如果仅第一机翼部分30A遇到升力的变化，那么第一机翼部分30A可以偏转，而第二机翼部分30B可以不偏转。

飞行器10被构造成使得当第一机翼部分30A或第二机翼部分30B偏转远离平衡位置时，产生另外的力以基本上防止相应的第一机翼部分30A或第二机翼部分30B远离平衡位置的进一步偏转。在一个示例中，飞行器10包括平衡部件41A、41B、42A、42B，其形式为被构造成在机翼部分30A、30B上施加向上的力的上平衡部件41A、41B，以及被构造成在机翼部分30A、30B上施加向下的力的下平衡部件42A、42B。以这种方式，平衡部件41A、41B、42A、42B可以理解为向机翼部分30A、30B提供平衡力，以当由每个机翼部分30A、30B产生的升力从第二升力值返回到第一升力值时，基本上防止机翼部分30A、30B远离平衡位置的任何进一步偏转。直到升力正好返回到第一升力值，机翼部分30A、30B可以继续偏转远离平衡位置。在平衡位置，在正常飞行期间，应当理解，由来自机翼30A、30B的升力和由上平衡部件41A、41B施加的向上的力在机翼30A、30B的根部引起的力矩基本上被由机翼30A、30B的重量和由下平衡部件42A、42B施加的向下的力在机翼30A、30B的根部引起的力矩平衡。以这种方式，机翼30A、30B被构造成在处于平衡位置的正常飞行期间基本上静止。换句话说，由平衡部件41A、41B、42A、42B提供的力被配置成足以致使机翼部分30A、30B在正常飞行期间保持在平衡位置。典型地，机翼部分30A、30B的平衡位置基本上是水平的，这代表了这样一种位置，在该位置，由于机翼部分30A、30B在地平面上的投影表面积最大化，所以由机翼产生的升力最大化。在该示例中，由平衡部件41A、41B、42A、42B提供给机翼部分30A、30B的竖直力被配置成基本上独立于机翼部分30A、30B的偏转的量。然而，应当理解，在实践中，由平衡部件41A、41B、42A、42B提供的力可以根据平衡部件41A、41B、42A、42B的延伸至少稍微地变化。例如，由平衡部件41A、41B、42A、42B提供的力可以随着平衡部件41A、41B、42A、42B的长度的增加而增加。以这种方式，平衡部件41A、41B、42A、42B有时可以被称为可弹性变形的部件41A、41B、42A、42B，其可以被构造成在可弹性变形的部件41A、41B、42A、42B的任何变形之后恢复到它们的初始尺寸和形状。在这种情况下，可以认为当分别由第一机翼部分30A或第二机翼部分30B产生的升力从第二升力值返回到第一升力值时，飞行器10移动第一机翼部分30A和第二机翼部分30B回到平衡位置。因此，在升力实际达到第一升力值之前，机翼部分30A、30B可以移动回到平衡部分。这样，另外的力有时可以称为恢复力。可以提供阻尼部件作为每个可弹性变形的部件41A、41B、42A、42B的一部分，从而减少由可弹性变形的部件41A、41B、42A、42B施加到机翼部分30A、30B的另外的力的变化。换句话说，阻尼部件可以具有在机翼部分30A、30B的偏转期间降低机翼部分30A、30B的合成速度的效果。

当遇到阵风或由机翼部分30A、30B中的一个或两个产生的升力突然变化的其他原因时，机翼部分30A、30B可以灵活地移动，例如可以围绕枢转轴线32A、32B枢转，这将减少飞行器主体20的最终运动，或者至少将运动分散在更长的时间段内，使得飞行器主体20的任何最终运动不那么剧烈。从另一方面来看，机翼部分30A、30B的运动可以至少部分地补偿由阵风引起的升力的变化。

在这个示例中，平衡部件41A、41B、42A、42B可以由弹性绳索、弹簧或其他可弹性变形的部件提供，其可以将每个机翼部分30A、30B的区域连接到另一个部件，比如飞行器主体20。第一机翼部分30A经由第一上平衡部件41A并且单独地经由第一下平衡部件42A独立地连接到飞行器主体20。第二机翼部分30B经由第二上平衡部件41B并且单独地经由第二下平衡部件42B独立地连接到飞行器主体20。平衡部件41A、41B、42A、42B远离机翼根部并且远离枢转轴线32A、32B连接到机翼部分30A、30B，以允许平衡部件41A、41B、42A、42B中的每一个向机翼部分30A、30B施加围绕枢转轴线32A、32B作用的旋转力矩。以这种方式，可以看出，平衡部件41A、41B、42A、42B提供了应对阵风的被动的解决方案，而不需要对机翼部分30A、30B进行任何额外的主动监测或控制。当然，应当理解，飞行器10可以额外地包括一个或更多个主动措施，以用于缓解阵风对飞行器主体20的影响。

尽管未示出，但是应当理解，每个机翼部分30A、30B在其上设置有一个或更多个安装点，以用于将图中所示类型的平衡部件41A、41B、42A、42B附接到所述机翼部分。一个或更多个安装点可以基本上位于沿着机翼部分30A、30B在每个相应的机翼部分30A、30B的机翼根部和机翼尖端之间的任何位置。

尽管图1中所示的飞行器10具有连接到机翼部分30A、30B的上平衡部件41A、41B和下平衡部件42A、42B，但是应当理解，在其他示例中，可以提供不同数量、构造或甚至类型的平衡部件，以在机翼部分30A、30B偏转远离平衡位置时产生另外的力。例如，可以仅设置上平衡部件41A、41B。尽管平衡部件可以被构造成可弹性变形的部件，使得产生的另外的力是恢复力，并且与平衡部件的延伸长度成比例(例如成正比)，但优选的是，平衡部件41A、41B、42A、42B在机翼部分30A、30B偏转时向机翼部分30A、30B施加基本上不变的竖直力。当产生恢复力时，由机翼部分30A、30B的向上运动(例如由于阵风产生暂时的升力增加)引起的上可弹性变形的部件41A、41B的长度的减小将减小由上可弹性变形的部件41A、41B施加的力的向上的分量，这有效地导致向下的恢复力被施加到机翼部分30A、30B，这将起到将机翼部分30A、30B向下移动回到平衡位置的作用。以类似的方式，应当理解，可以仅提供下平衡部件42A、42B。在又一个示例中，平衡部件可以采取任何替代的形式，只要当机翼部分30A、30B偏转远离平衡位置时产生力，从而当机翼偏转的原因(例如阵风)被消除时防止机翼部分30A、30B进一步偏转。以这种方式，飞行器10可以被构造成允许机翼部分30A、30B在相应的机翼部分30A、30B与飞行器主体20之间的每个安装处灵活地偏转，以至少延迟或降低在飞行期间飞行器主体20对冲击飞行器10的阵风的响应的剧烈程度。优选地，飞行器主体20对阵风的响应基本上被消除。

应当理解，机翼部分30A、30B被构造成在飞行器10的至少一段正常飞行期间柔性地安装到飞行器主体20，以便该特征至少部分地缓解阵风的影响。

应当理解，除了机翼部分30A、30B柔性地安装到飞行器主体20之外，机翼部分30A、30B本身也可以形成为具有柔性的结构。换句话说，机翼部分30A、30B可以被布置成弯曲，这可以进一步缓解阵风的任何影响从机翼部分30A、30B到飞行器主体20的传递。

发明人已经意识到，通过使机翼部分30A、30B柔性地安装到飞行器主体20，较少的机翼部分30A、30B的运动(例如由于阵风的原因产生的升力的变化)将被传递到飞行器主体20。相反，在机翼部分30A、30B刚性地安装到飞行器主体20的情况下，机翼部分30A、30B的运动更容易传递到飞行器主体20，即使当机翼部分30A、30B本身被构造为弯曲时。

飞行器主体20是基本上无升力的主体。换句话说，飞行器10的至少大部分升力来自由机翼部分30A、30B产生的升力，飞行器10的小部分升力(如果有的话)由飞行器主体20本身产生。以这种方式，阵风导致的升力的任何变化造成对机翼部分30A、30B的运动的直接影响比对飞行器主体20的影响更显著。

在这个示例中，第一机翼部分30A基本上类似于第二机翼部分30B，但是关于与飞行器10的纵向轴线L对齐的基本上竖直的平面成镜像。发明人已经意识到，当机翼部分柔性地安装到飞行器主体20时，通过仔细设计机翼部分，在机翼部分的相应的机翼根部处的反作用力(比如竖直反作用力)可以被减小或者甚至基本上被消除。机翼根部处的反作用力的减小会减少飞行器主体20的运动，因为机翼根部处的任何反作用力都被传递到飞行器主体20。因此，通过减小机翼根部处的反作用力，可能导致机翼部分30A、30B运动的阵风引起的升力变化可以至少部分地与飞行器主体20的竖直运动分离。当然，在机翼部分30A、30B中的仅一个由于阵风而经历升力变化的情况下，或者在每个机翼部分30A、30B经历不同的升力变化的情况下，机翼根部处的任何不同的竖直反作用力都可能导致飞行器主体20横滚，这也是不希望的。发明人已经发现，减小或基本上消除机翼根部处的竖直反作用力(因此也提高了飞行器主体20在阵风中的横滚稳定性)的一种方式是将机翼部分30A、30B布置成使得机翼部分30A、30B的冲击中心至少靠近机翼部分30A、30B的长度(从机翼根部到机翼尖端)的比如25％之内，并且优选地在机翼部分30A、30B的长度的10％内，或者甚至当飞机10以预定的空速飞行时，基本上与机翼部分30A、30B的压力中心位于同一位置。换句话说，当飞行器10遇到高达预定的最大阵风风速的均匀阵风时，与具有相同机翼部分和飞行器主体但机翼部分和飞行器主体之间具有刚性且基本上不可弯曲的安装的飞行器相比，飞行器10被构造成使得在机翼部分30A、30B和飞行器主体20之间的安装处的反作用力(在该示例中通过枢转轴线32A、32B)被显著减小，或者甚至基本上消除。

应当理解，机翼部分的冲击中心是机翼部分上的点，在该点处，施加到其上的脉冲不会在枢转轴线32A、32B处引起合成的反作用力。当然，仍然可能存在机翼部分的质心的合成加速度，以及机翼部分围绕枢转轴线32A、32B的旋转，但是这些影响在机翼根部处抵消，从而导致枢转轴线32A、32B处的反作用力为零。还应当理解，施加到一个或更多个机翼部分30A、30B上的任何阵风都可以近似为在机翼部分上空气速度的均匀变化，而与在沿机翼的方向上沿着机翼部分的长度无关。此外，应当理解，为了计算机翼部分的枢转轴线处的反作用力，沿着机翼部分的不同点处施加的多个升力可以进一步近似为在机翼部分上的单个点处施加的单个组合的升力。

机翼部分的压力中心是机翼部分上的有效位置，在该有效位置处，升力和阻力的组合矢量力可以被认为对给定的飞行器情况起作用，包括迎角、空速和阵风条件。发明人已经发现，如果机翼部分的压力中心被发现用于目标空速和迎角以保持飞行器10的恒定高度(在没有任何阵风的情况下)，并且如果机翼部分被布置成使得机翼部分的冲击中心基本上与机翼部分的压力中心处位于同一位置或者位于机翼部分的长度(从机翼根部到机翼尖端)的大约25％内，机翼根部处的反作用力减小，由此传递到飞行器主体20的反作用力减小。压力中心离冲击中心越近，机翼根部处的反作用力减小的越大。因此，即使存在机翼部分30A、30B的运动，飞行器主体20也表现出随阵风的减小的竖直运动变化。

在该示例中，每个翼部30A、30B的冲击中心(未示出)位于从枢转轴线32A、32B到每个相应的机翼部分30A、30B的外侧端部处的机翼尖端的大约三分之二处。类似地，每个机翼部分30A、30B的压力中心大致位于枢转轴线32A、32B和机翼尖端之间的一半处。以这种方式，可以看出，冲击中心和压力中心之间的距离刚好小于从枢转轴线32A、32B到机翼尖端的距离的17％，使得冲击中心在每个机翼部分30A、30B的压力中心的外侧。换句话说，相比于压力中心，每个机翼部分30A、30B的机翼尖端更靠近相应的机翼部分30A、30B的冲击中心。

飞行器10还可以包括在使用过程中需要稳定安装的一个或更多个部件，以被提供或安装在飞行器主体20处。一个或更多个部件可以包括一个或更多个传感器(未示出)，其安装在设置在飞行器主体20处的传感器外壳50中。一个或更多个传感器通常包括至少光学图像传感器，比如相机，并且可以包括需要稳定的平台以捕获高质量的传感器遥测数据的其他传感器。在当前公开的飞行器10中(与具有刚性地安装到飞行器主体的机翼的类似尺寸的飞行器相比)，由于阵风导致的飞行器主体20的竖直运动和横滚减小，当一个或更多个传感器安装到飞行器主体20时需要显著减小的稳定，或者甚至不需要进一步的稳定。如上文所解释的，这是由于柔性安装的机翼30A、30B和/或机翼30A、30B的冲击中心与压力中心设计成邻近引起的。其他传感器可以包括例如雷达传感器、热成像传感器或任何其他期望的传感器中的任何一个或更多个。传感器外壳50可以进一步包括一个或更多个稳定部件，比如陀螺仪稳定器。应当理解，与将机翼刚性安装到飞行器主体上的类似飞行器相比，稳定部件的尺寸、重量、成本、功率消耗和/或复杂性将降低。

在一些示例中，在使用期间需要稳定安装的一个或更多个部件可以包括着陆部件，例如用于在飞行器10的着陆操纵期间与着陆表面(例如，地面或船的甲板)上的着陆系统接合的着陆钩(未示出)。

在一些示例中，在使用期间需要稳定安装的一个或更多个部件可以包括一个或更多个发射器。应当理解，发射器是从飞行器10发射热、光、声音或物质的任何部件。特别地，发射器可以是目标发射器。以这种方式可以看出，需要稳定的飞行器主体20，使得发射器可以精确地瞄准远离飞行器10的区域。发射器可以包括声音发射器，比如扬声器。发射器可以包括辐射发射器，比如被构造成发射可见光或电磁光谱的任何部分中的电磁辐射的发射器。发射器可以是激光器。发射器可以包括物质发射器，即被构造成从飞行器10发射物质的发射器，比如液体，例如油漆或水。如上文所述，飞行器10也可以或代替地传感器外壳50包括在飞行器主体20中的精密货物储存区域(未示出)，用于运输需要改善的稳定性的货物。

在一些示例中，可能希望将机翼部分30A、30B锁定在预定位置，以便防止机翼部分30A、30B的安装相对于飞行器主体20的不期望的挠曲。尽管未示出，但是应当理解，一种可能的选项是在每个机翼部分30A、30B和飞行器主体20之间提供锁定机构。锁定机构可以包括锁定部件，当被启动时，该锁定部件将每个机翼部分30A、30B刚性地锁定到飞行器主体20。在一个示例中，锁定部件包括构造成从飞行器主体20延伸到第一机翼部分30A内的第一锁定杆和被构造成从飞行器主体20延伸到第二机翼部分30B内的第二锁定杆。机翼部分30A、30B各自被构造成当锁定杆设置在其中时，相对于飞行器主体20旋转地锁定。应当理解，用于选择性地锁定机翼部分30A、30B和飞行器主体20之间的柔性安装的替代系统和部件对于本领域技术人员来说是清楚明白的。通过将机翼部分30A、30B锁定在围绕枢转轴线32A、32B的预定的角度位置，飞行器10仍然可以被构造成在必要时以敏捷的方式响应飞行控制输入。例如，可以的是，锁定机构可以在飞行器10的复杂操纵期间被启动，比如用于起飞和着陆。可选地，锁定机构可以在阵风更有可能发生或更会引起问题的任何环境期间被停用，比如在起飞和着陆期间在地面附近飞行。如果着陆部件(比如飞行器10的起落架或着陆钩或着陆绳)安装到飞行器主体20，其可以在起飞和着陆期间，甚至在阵风条件下，对于显著减少飞行器主体20的不希望的和不可预测的竖直运动是有用的。

应当理解，飞行器10可以被构造成包括一个或更多个旋转止动件，以基本上防止机翼部分30A、30B围绕枢转轴线32A、32B的旋转超过预定的旋转极限，例如小于大约30度。

在一些示例中，与典型的飞行器构造相比，飞行器10上的部件可以被重新分配，使得原本可能位于飞行器主体20中的至少一些部件改为位于机翼部分30A、30B中。发明人已经发现，与飞行器主体的质量相比，更大质量的机翼部分使得机翼部分30A、30B能够缓解更宽范围的阵风速度，因为需要更高的阵风速度来使机翼部分偏转预设的量。此外，机翼部分30A、30B的较小的偏转意味着对于给定的阵风范围而言，机翼部分30A、30B的压力中心将移动较少，使得机翼部分30A、30B的性能对于不同的风速更加一致。至少由于这些原因，可以看出，在机翼部分32A、32B中安装部件是有利的，否则在传统的飞行器设计中，这些部件将位于飞行器主体20中。当然，通过仔细的设计，将会理解，冲击中心在机翼部分32A、32B上的位置可以被布置成靠近机翼部分的压力中心，例如基本上与机翼部分的压力中心位于同一位置。在示例中，部件可以设置在机翼部分中，以将机翼部分的冲击中心比没有部件的情况下向内朝向机翼根部移动。在一个示例中，额外的部件可以位于机翼部分中从机翼根部到机翼尖端的路程的大约20％-30％的位置。应当理解，机翼部分的压力中心通常是机翼部分的外表面的形状的函数，并且很少或甚至不依赖于机翼部分的内部结构的质量分布。

图2和图3是分别从侧面方位和自上而下的方位观察的如图1所示的飞行器10的示意图。可以看出，图2中所示的第二机翼部分30B具有基本上均匀的翼型轮廓，该翼型轮廓是已知的当飞行器10在前向方向F上移动通过介质时产生提升的类型。应当理解，图中所示的翼型设计仅仅是示例性的翼型设计，在不脱离本文公开的发明概念的情况下，可以使用或者甚至根据需要设计任何其他合适的翼型设计来产生机翼部分30A、30B的升力和其他操作特性。

图4和图5是图1至图3中所示的飞行器10的进一步图示，提供了偏转构造，并且分别从正面和侧面的方位观察。尽管图4和图5示出了向上偏转的两个机翼部分30A、30B，但是应当理解，在一些示例中，可以仅偏转一个机翼部分。在只有一个机翼部分被偏转的情形中，本公开仍然提供基本相同的益处，因为在枢转轴线32A、32B处的反作用将被减小，例如基本上被消除，从而减小或者甚至基本上消除飞行器主体20的任何竖直运动和/或横滚。

尽管本说明书已经将阵风描述为由机翼或机翼的一部分产生的升力变化的原因，但是应当理解，其他现象可能会导致由机翼或机翼的一部分产生的升力变化，比如来自其他飞行器的湍流等。

尽管未示出，但是应当理解，飞行器10还可以包括一个或更多个电气系统，包括推进产生系统、能量存储系统、控制系统和通信系统。推进产生系统可以包括一个或更多个发动机、螺旋桨、转子、喷射器和任何其他推进单元。能量存储系统可以包括一个或更多个燃料箱和电池。控制系统可以包括用于控制飞行器的一个或更多个电气部件的控制器。通信系统可以包括收发器，以用于接收一个或更多个用于控制飞行器的控制指令，和/或用于发送出飞行器的状态和系统的飞行器状态信息，比如速度、航向、高度、位置、能量水平(比如燃料水平)，以及任何其他所需的状态信息。一个或更多个电气系统可以位于机翼部分中。

在适当的情况下，目前公开的用于被动缓解阵风对飞行器的影响的概念可以与主动缓解阵风对飞行器的影响的技术相结合。例如，飞行器的机翼部分的俯仰可以主动或被动地改变，以改变机翼部分中的一个或两个的迎角，从而主动补偿由于阵风引起的风速的任何增加，并减小或甚至基本消除飞行器主体对阵风的任何竖直高度响应或横滚响应。在一个示例中，飞行器可以被构造成根据机翼部分的偏转来改变飞行器的机翼部分的俯仰。例如，在机翼部分向上偏转的情况下，机翼的俯仰可以减小，以减小机翼部分的迎角，并减小由机翼部分产生的提升，这可以用于使机翼部分返回到平衡位置。可以通过向机翼部分施加另外的力来实现机翼部分的俯仰的变化。类似地，当机翼向下偏转时，机翼部分的俯仰可以增加，以增加机翼部分的迎角，并增加由机翼部分产生的升力，这可以用于使机翼部分返回到平衡位置。在一些示例中，由机翼部分产生的升力可以从第二升力值变化到第一升力值并超过第一升力值到第三升力值。换句话说，如果第二升力值大于第一升力值，则第三升力值低于第一升力值。随后，第二另外的力可以施加到机翼部分，以进一步改变由机翼部分产生的升力，例如通过将机翼部分的俯仰(有时称为迎角)，改变回到第一升力值。随着机翼部分返回平衡位置，通常施加第二另外的力。

另外的力和第二另外的力中的一个或两个(在存在的情况下)，可以响应于机翼部分的偏转而被动地产生。相反，在一些示例中，另外的力和第二另外的力中的一个或两个(在存在的情况下)，可以响应于感测由机翼部分产生的偏转或升力的变化(例如通过动力致动器)而主动地产生。用于被动地或主动地产生另外的力和第二另外的力的机械系统的实施对于技术人员来说是清楚明白的。

尽管本公开的部分涉及单个机翼的飞行器，或者称为单翼机，但是应当理解，本文公开的本发明概念同样可以应用于其他机翼构造，比如具有两个机翼的双翼机，或者具有三个机翼的三翼机，或者任何其他合适的飞行器构造，其中机翼和飞行器主体之间的机械联接可以由于快速变化的大气条件(例如阵风)，而引起飞行器主体的运动。

总之，提供了一种用于在前向方向(F)上飞行的飞行器(10)。飞行器(10)包括飞行器主体(20)和机翼，所述机翼包括第一机翼部分(30A)和第二机翼部分(30B)。第一机翼部分(30A)和第二机翼部分(30B)远离飞行器主体(20)延伸。第一机翼部分(30A)和第二机翼部分(30B)被构造成在飞行器(10)沿前向方向(F)水平飞行期间，在第一机翼部分(30A)和第二机翼部分(30B)处于平衡位置时，产生第一升力值。第一机翼部分(30A)和第二机翼部分(30B)中的每一个柔性地安装到飞行器主体(20)，使得当由第一机翼部分(30A)产生的提升力从第一升力值改变到第二升力值时，第一机翼部分(30A)基本上远离平衡位置竖直地偏转。飞行器(10)被构造为向第一机翼部分(30A)提供另外的力，以基本上防止第一机翼部分(30A)远离平衡位置的进一步偏转。

贯穿本说明书的描述和权利要求书，词语“包括”和“包含”以及它们的变型意味着“包括但不限于”，并且它们不旨在(并且不)排除其他部件、整体或步骤。贯穿整个说明书的描述和权利要求书，除非上下文另有要求，否则单数包括复数。特别地，在使用不定冠词的情况下，除非上下文另有要求，否则说明书应理解为考虑了复数和单数。

结合本发明的特定方面、实施例或示例描述的特征、整体、特性或组合应被理解为可适用于本文描述的任何其他方面、实施例或示例，除非与其不兼容。本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征和/或如此公开的任何方法或过程的所有步骤可以以任何组合的方式进行组合，除了至少一些这样的特征和/或步骤相互排斥的组合。本发明不限于任何前述实施例的细节。本发明延伸到本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的特征的任何新颖的特征或任何新颖的特征的组合，或者延伸到如此公开的任何方法或过程的步骤的任何新颖的步骤或任何新颖的步骤的组合。