CN101855133A - 正压浮起型飞机 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种正压浮起型飞机(10)，其主要包括：翼形部(12)；右侧机身部(30A)和左侧机身部(30B)及中央机身部(40)；升降舵(50)和方向舵(52)，设置在翼形部(12)的后部；推进器(54)，设置在中央机身部(40)的后部；以及水平尾翼(56)，设置在右侧机身部(30A)和左侧机身部(30B)的后端部。翼形部(12)、右侧机身部(30A)、左侧机身部(30B)以及中央机身部(40)各自的前端在纵剖面中为圆弧形，并且在翼形部(12)的下侧设置有从前端到后端的凹槽形的空气捕捉部(32)，当利用推进器(54)的推力通过翼形部(12)按压流经空气捕捉部(32)的空气时，利用来自空气的反力使正压浮起型飞机(10)浮起，并利用推力的分力使正压浮起型飞机(10)前进。

Description

正压浮起型飞机

技术领域

本发明涉及一种飞机，特别是涉及一种被相对于机体的相对空气流(正压)按压而浮起的正压浮起型飞机。

背景技术

普通的飞机根据流经主翼上下表面的空气流的速度差，利用在主翼上表面上产生的负压抬起机体。在这种情况下，沿着迎角变大的主翼前端边缘，容易产生气流的剥离，由此，容易造成失速或处于不稳定的状态，有时也会坠落。

日本专利公开公报特开2004-106784号提出了一种被空气流(正压)按压而飞翔的滑翔风筝飞机。

该飞机称为滑翔风筝飞机，当低速时或着陆时，机体的迎角增大到接近60°，虽然在这方面与风筝相似，但实际上是利用沿机体上表面的翼部向斜下方喷射气体的喷射部，与普通飞机相同，产生推进力和升力，而并不是被空气流按压而产生升力。

此外，当低速时和离着陆时，必须使整个机体的迎角非常大，难以在保持上述较大迎角的状态下进行滑行，并且也不稳定。

发明内容

本发明的目的在于提供一种正压浮起型飞机，该正压浮起型飞机能被相对于机体的相对空气流按压而浮起，并且当离着陆时或低速飞行时，即使迎角增大也能稳定地飞行。

本发明人经过专心研究的结果发现：通过用推进器按压机体，利用从空气得到的反力的分力来支撑机体的载荷，并且利用推进器产生的推力的分力使机体上升，可以保持最佳姿势飞行。

即，利用下述本发明来解决上述课题。

(1)一种正压浮起型飞机，其特征在于包括：翼形部，该翼形部的前后方向和高度方向的剖面在前端为向前方凸的圆弧形、在后端为向后方尖细的形状，在下侧面的沿宽度方向的至少1/2范围内，具有从前端连续到后端的凹槽形的空气捕捉部；升降舵和方向舵，设置在所述翼形部的后方；以及推进器，安装在所述翼形部的上表面一侧。

(2)根据(1)所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述空气捕捉部具有向凹槽内突出的收缩部，所述收缩部的横剖方向的剖面面积在前端和后端之间的中间部位比在所述前端和后端小。

(3)根据(2)所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述收缩部包括上下收缩部，所述上下收缩部设置成使成为所述空气捕捉部的凹槽底面的翼形部下侧面从所述前端向所述中间部逐渐向下突出，并且从所述中间部向所述后端突出量逐渐变小。

(4)根据(2)或(3)所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述收缩部包括左右收缩部，所述左右收缩部设置成使所述空气捕捉部的凹槽左右侧面从所述前端到所述中间部向宽度方向中央突出，并且从所述中间部向所述后端突出量逐渐变小。

(5)根据(1)至(4)中的任一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述翼形部最大厚度部分的厚度为翼弦长度的3/10～4/10，所述翼弦长度为所述翼形部前后方向的长度。

(6)根据(5)所述的正压浮起型飞机，其特征在于，在从所述翼形部前端到翼弦长度的3/10～4/10的位置处设置所述最大厚度部分。

(7)根据(1)至(7)中的任一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述翼形部的所述圆弧形前端的圆弧直径在所述翼形部的最大厚度以下，而且为最大厚度的1/2。

(8)根据(1)至(7)中的任一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，在所述翼形部宽度方向两侧一体地配置有右侧机身部和左侧机身部，所述右侧机身部和左侧机身部在前后方向上长，而且比所述翼形部厚，高度比所述宽度方向两侧的端部更向下侧突出，所述右侧机身部和左侧机身部各自的前端形状为向前方凸的半球的一部分或全部，而且比所述翼形部两侧端部更向下侧突出部分的机体中央侧面形成为所述空气捕捉部的凹槽在宽度方向上的两个侧面。

(9)根据(8)所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述右侧机身部和左侧机身部设置成向后端逐渐变薄，而且在所述后端一体地安装有水平尾翼，所述升降舵配置在所述水平尾翼的后端。

(10)根据(1)至(7)中的任一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述翼形部包括中央机身部，该中央机身部在所述翼形部宽度方向中央与所述翼形部配置成一体，在所述翼形部的宽度方向两侧与该翼形部一体地配置有右侧机身部和左侧机身部，所述右侧机身部和左侧机身部在前后方向上长，而且比所述翼形部厚，高度比所述宽度方向两侧的端部更向下侧突出，所述中央机身部的前端形状为向前方凸的半球的一部分或全部，所述右侧机身部和左侧机身部各自的前端形状为向前方凸的半球的一部分或全部，而且机体中央侧面形成为所述空气捕捉部的凹槽在宽度方向上的两个侧面。

(11)根据(9)所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述中央机身部、所述右侧机身部和左侧机身部设置成向后端逐渐变薄，而且在所述右侧机身部和左侧机身部的后端一体地安装有水平尾翼，所述升降舵配置在所述水平尾翼的后端。

(12)根据(7)至(11)中的任一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述右侧机身部和左侧机身部为浮体，所述浮体能得到使整个机体在水上浮起的浮力。

(13)根据(1)至(7)中的任一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述翼形部设置成：在机体前后方向上长，并且横剖面中上表面的高度在机体宽度方向上相同。

(14)根据(1)至(7)中的任一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述翼形部包括中央机身部，该中央机身部配置在所述翼形部宽度方向的中央，所述中央机身部的前端形状为向前方凸的半球的一部分或全部。

(15)根据(10)至(12)、(14)中的任一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述中央机身部的下侧面在机体前后方向上的至少与所述翼形部重合的范围内，形成为所述空气捕捉部的凹槽底面的一部分。

(16)根据(8)至(12)中的任一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述右侧机身部和左侧机身部的最大厚度为其前后方向长度的2/10～3/10。

(17)根据(1)至(16)中的任一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，在所述翼形部的后方，在包含与所述空气捕捉部后端在机体宽度方向上的长度相同范围的宽度内，设置有水平尾翼。

(18)根据(17)所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述升降舵摆动自如地安装在所述水平尾翼的后端，该升降舵前后方向的纵剖面形状为上表面是直线形，并且下表面是向下凸的曲线形或折线形(折曲げ線状)。

(19)根据(1)至(18)中的任一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，在所述翼形部的下侧配置有机轮，该机轮用于在地上行走。

附图说明

图1是表示本发明实施例一的正压浮起型飞机的俯视图。

图2是表示图1的正压浮起型飞机的仰视图。

图3是表示沿图1的III-III线的剖视图。

图4是表示翼形部前端的剖面形状的示意性剖视图。

图5是表示其它翼形部前端的剖面形状的示意性剖视图。

图6是表示图1的正压浮起型飞机的主视图。

图7是表示本发明实施例二的正压浮起型飞机的俯视图。

图8是表示图7的正压浮起型飞机的仰视图。

图9是表示沿图5的IX-IX线的剖视图。

图10是表示图7的正压浮起型飞机的主视图。

具体实施方式

参照附图对本发明的实施例进行说明。

实施例一

如图1、图2所示，实施例一的正压浮起型飞机(以下称为飞机)10主要包括：翼形部12；右侧机身部30A、左侧机身部30B和中央机身部40；升降舵50和方向舵52，设置在翼形部12的后方；螺旋桨型推进器54，设置在中央机身部40的后端附近；以及水平尾翼56，设置在右侧机身部30A和左侧机身部30B的后端部，沿机体宽度方向连接右侧机身部30A和左侧机身部30B。

升降舵50安装在水平尾翼56的后端。如图3所示，在翼形部12的沿机体前后方向和高度方向的剖面中，包括：前端22，为向前方凸的圆弧形；以及后端26，为向后方尖细(大体上)的形状(锐角三角形)。在从翼形部12的前端22到翼弦长度的2/10～3/10的位置处形成有最大厚度部分21。

翼形部12中的最大厚度部分21的厚度为翼弦长度的3/10～4/10，优选的是35/100，该翼弦长度为翼形部12在前后方向上的长度。

前端22的圆弧直径在以下的范围内进行选择：在最大厚度部分21的厚度以下，且在最大厚度部分21的厚度的1/3以上。具体地说，从与图4所示最大厚度D相同直径的圆弧形前端22A，到图5所示的D/3的前端22B的范围内进行选择。此外，在图5中，假设在直径D的圆和前端的直径D/3的圆之间外切中间直径的圆，则它们的旁切线(包接線)成为前端22B形状的外形线。

如果上述最大厚度小于翼弦长度的3/10，则翼形部12的厚度不够，容易产生空气流的剥离，如果超过4/10，则空气阻力过大。此外，如果前端22的圆弧直径比翼形部12的最大厚度部分21的厚度大，则在翼形部12上产生凹凸，如果小于1/3，则容易产生后面叙述的空气流的剥离。关于最大厚度部分21的机体部分21在机体前后方向上的位置，利用实验找出了保持最稳定飞行的范围。

右侧机身部30A和左侧机身部30B连接在薄的翼形部12宽度方向的两端上，其形成为在飞机前后方向上长、并且主要部分的横剖面大体为半圆形。右侧机身部30A和左侧机身部30B的前端部为球形前端部31A、31B，该球形前端部31A、31B从向前方凸的半球各切去机体宽度方向上的一半，此外，右侧机身部30A和左侧机身部30B的横剖面面积从机体前后方向中间部向后端逐渐变小。

翼形部12的厚度大约为右侧机身部30A、左侧机身部30B高度的1/4，在右侧机身部30A、左侧机身部30B的高度方向中间位置进行连接，右侧机身部30A和左侧机身部30B的下侧部分比翼形部12更向下方突出，而且如图6所示，在机体宽度方向中央一侧的比翼形部12更靠向下侧的部分，设置有沿机体行进方向延伸的右导向面32A和左导向面32B。此外，在翼形部12和中央机身部40的下侧面上形成有沿飞机行进方向连续的底面24。

该底面24及其左右的右导向面32A、左导向面32B构成从翼形部12的前端到后端的凹槽形的空气捕捉部32。

如图2所示，右导向面32A和左导向面32B在翼形部12的前后方向大体中央位置具有左右收缩部33A，该左右收缩部33A向机体宽度方向中央一侧突出量最多，如图3、图6所示，成为凹槽形空气捕捉部32底面的翼形部12的底面24在翼形部12前后方向中央位置具有上下收缩部33B，该上下收缩部33B向下方突出量最多，上述左右收缩部33A和上下收缩部33B构成收缩部(絞り部)33。

按照上述结构，从空气捕捉部32前端流入的空气在收缩部33被收缩后向后方流出，该收缩部33由右导向面32A、左导向面32B和底面24的突出量最多的部分构成。

中央机身部40的前端为向前方凸的球形前端部42，而且主要部分的横剖面为纵向长的椭圆形，此外，剖面面积从机体前后方向的中间部到后端逐渐减小。

中央机身部40的前端一侧从翼形部12、右侧机身部30A和左侧机身部30B的前端向前方突出，而且该向前方突出部分的下侧面41比翼形部12更向下方突出，平滑地连接在空气捕捉部32的底面24上，与该底面24大体成同一个平面。

翼形部12的后端26隔着间隙58与水平尾翼56的前端相对配置，并与水平尾翼56的前端在机体高度方向上大体成同一个平面。

推进器54配置成位于中央机身部40的后端，螺旋桨55俯视看位于水平尾翼56前侧的间隙58的位置，在水平尾翼56的机体宽度方向的中央位置、且在中央机身部40的后方垂直配置有方向舵52。升降舵50摆动自如地安装在水平尾翼56的后端上，升降舵50前后方向的纵剖面形状做成上表面为直线形、且下表面为向下凸的曲线形或折线形，升降舵50在机体宽度方向上的长度做成与空气捕捉部32的后端部大体一致。水平尾翼56做成比右侧机身部30A和左侧机身部30B的后端更向机体宽度方向的两侧突出。

其中，水平尾翼56的剖面形状可以采用把翼形部12的剖面形状上下翻转的形状。在本实施例中，由于翼形部12的剖面形状是上表面水平、下表面向下凸，所以水平尾翼56的上表面做成向上方凸、下表面做成水平或凹形。翼形部12的上表面并不限定于图3的形状，也可以向上方凸或者凹陷。因此，如果翼形部12的上表面为凸或凹，则水平尾翼的上表面为凹或凸。如图3所示，当相对于翼形部12的后端26，提高水平尾翼56在上下方向上的位置时，飞行最稳定。

推进器54可以是喷气式发动机或火箭发动机，在飞机10例如是无人飞机或模型飞机等小型飞机的情况下，推进器54也可以是用蓄电池等电源驱动的电动机和螺旋桨。

在该正压浮起型飞机10中，可以根据需要设置在地上滑行用的机轮60。该机轮60可以设置在右侧机身部30A和左侧机身部30B的前部下侧以及水平尾翼56的下侧中央。在把正压浮起型飞机10作为飞艇使用的情况下，使右侧机身部30A和左侧机身部30B成为浮体。

本实施例一的正压浮起型飞机10从静止在地上或水上的状态利用推进器54向前方加速后，相对于飞机10在空气中产生相对速度，空气进入到翼形部12下侧的空气捕捉部32内。

其中，由于利用右导向面32A和左导向面32B捕捉空气流，以使空气流不向机体宽度方向外侧流出，所以空气捕捉部32的底面24按压空气。通过按压该空气，翼形部12通过底面24受到来自空气的反力。

在此，与日本风筝进行比较，对飞机10的浮起进行说明。

在日本风筝的情况下，受风面(前表面)受到风的按压，在保持该日本风筝的风筝线上产生张力。用风筝线保持日本风筝，在有风的状态或无风的状态下，通过牵拉风筝线使空气流冲击风筝的受风面，利用其反力使日本风筝浮起，使其能够上升到力取得平衡的迎角的位置。在不放出风筝线的情况下，该上升的力为上述反力沿风筝的受风面的分力，当放出风筝线时，为所述分力和与风筝的受风面垂直的分力的合力。

在本实施例中，替代风筝线的张力，利用推进器54，飞机10沿翼形部12按压空气的方向加速，得到作为其反力的上述两个分力。

在利用推进器54，翼形部12按压空气的状态下，如果使升降舵50向下，则翼形部12的飞翔力受到抑制，飞机10在稍微浮起的状态下紧贴着地面滑翔。

如果增加推进器54的功率，并且使升降舵50向上，则机体的前侧抬起，而且与推进器54增加的功率成比例，机体获得较大反力，加速并且上升。

此时，虽然翼形部12的迎角变得相当大，但由于翼形部12、右侧机身部30A、左侧机身部30B和中央机身部40的前端为圆弧形前端或球形前端部，所以在翼形部12前端部的空气流没有产生剥离，因此，不会失速或坠落。

在上述过程中，虽然从空气捕捉部32的前端向后端形成空气流，但由于利用位于前后方向中间位置的、因底面24、右导向面32A和左导向面32B的突出量为最大而形成的收缩部33来收缩空气流，而且由于向后方使通道剖面积变大，即，利用附壁效应，沿底面24、右导向面32A和左导向面32B产生粘性大的较慢气流，因此，在离开的位置产生高速气流，利用该高速气流可以使翼形部12获得大的推进力。

当推进器54的输出小而使飞机10进行低速飞行时，由于空气捕捉部32对空气的按压力弱，所以飞机10整体的迎角变大，由推进器54产生的推进力在机体前进方向上的分力小。

如果增加推进器54的功率，则由于翼形部12按压空气的力变大，翼形部12的迎角变小，所以由推进器54产生的推进力的分力在前进方向上变大，飞机10可以高速行进。

如上所述，由于根据推进器54的功率，飞机10的迎角改变，所以可以进行稳定的飞行。在大气的速度亦即风速与飞机10在前进方向上的分力一致的情况下，可以使飞机10悬停。

其中，由于水平尾翼56的剖面形状为将翼形部12的剖面形状翻转，所以在水平尾翼56的上表面上产生由负压造成的升力，该升力能够对抗把整个翼形部12向前方抬起的力矩，可以使飞行姿势稳定。

虽然机体重量、空气捕捉部32的受风面积和推进器54的输出之间的相互关系可以通过反复试验来确定，但如果确定了理论，则可以用计算机进行设计。

在实施例中具有一个空气捕捉部32，也可以在机体宽度方向上分开设置多个。但是空气捕捉部32相对于翼形部12在宽度方向上的尺寸的比例优选的是至少为1/2。如果小于1/2，则机体的浮起力不够，必须不必要的增加推进器54的功率。上限为从整个宽度减去右导向面32A和左导向面32B的宽度而得到的值。空气捕捉部32的深度只要不使机体横向滑动即可，也由反复试验来确定。

实施例2

下面参照图7至图10对本发明实施例二的正压浮起型飞机70进行说明。

该正压浮起型飞机70亦即全翼型飞机，沿机体整个宽度设置有与实施例一中的右侧机身部和左侧机身部相同高度的翼形部74。使空气补充部72的形成有右导向面73A、左导向面73B的左右侧壁73的宽度方向之和与翼形部74的宽度相等。由右导向面73A、左导向面73B和底面72A形成空气补充部72。

在翼形部74的中央位置上，一体地设置有与实施例一相同的中央机身部40。使该中央机身部40的前端位于比翼形部74的前端更靠向前方的位置，而且设置有如图7和图8所示的凹陷部76。在该凹陷部76的在宽度方向上的外侧连续形成有球形前端部31A、31B，该球形前端部31A、31B与实施例一中的右侧机身部30A、左侧机身部30B具有相同的纵剖面形状。

与上述实施例一中的结构要素相同部分采用了相同的附图标记，省略了说明。

由于该全翼型正压浮起型飞机70的空气补充部72的面积比机体平面的面积大，所以可以得到大的浮起力。由于可以利用比凹陷部76更突出的前端部31A、31B和球形42来抑制空气流的剥离，所以飞行稳定。

此外，在全翼型飞机中使用本发明的情况下，虽然不一定必须设置中央机身部，但在设置中央机身部的情况下会使飞行稳定。

在上述实施例一和实施例二中，虽然在翼形部的后端和水平尾翼之间设置有间隙58，但本发明并不限定于此，只要不干扰推进器，则不一定必须设置间隙58。

收缩部33由左右收缩部33A和上下收缩部33B构成，但是也可以只由其中任意一个构成。此外，中央机身部的前端不一定必须比左右机身部更突出，突出量也可以比左右机身部的小，如果在它们之间设置凹陷部76，则飞行状态稳定。

工业实用性

本发明能够提供一种与机体的姿势和速度无关、稳定地飞行的飞机。

Claims (19)

1.一种正压浮起型飞机，其特征在于包括：

翼形部，该翼形部的前后方向和高度方向的剖面在前端为向前方凸的圆弧形、在后端为向后方尖细的形状，在下侧面的沿宽度方向的至少1/2范围内，具有从前端连续到后端的凹槽形的空气捕捉部；

升降舵和方向舵，设置在所述翼形部的后方；以及

推进器，安装在所述翼形部的上表面一侧。

2.根据权利要求1所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述空气捕捉部具有向凹槽内突出的收缩部，所述收缩部的横剖方向的剖面面积在前端和后端之间的中间部位比在所述前端和后端小。

3.根据权利要求2所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述收缩部包括上下收缩部，所述上下收缩部设置成使成为所述空气捕捉部的凹槽底面的翼形部下侧面从所述前端向所述中间部逐渐向下突出，并且从所述中间部向所述后端突出量逐渐变小。

4.根据权利要求2或3所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述收缩部包括左右收缩部，所述左右收缩部设置成使所述空气捕捉部的凹槽左右侧面从所述前端到所述中间部向宽度方向中央突出，并且从所述中间部向所述后端突出量逐渐变小。

5.根据权利要求1至4中任意一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述翼形部最大厚度部分的厚度为翼弦长度的2/10～3/10，所述翼弦长度为所述翼形部前后方向的长度。

6.根据权利要求5所述的正压浮起型飞机，其特征在于，在从所述翼形部前端到翼弦长度的3/10～4/10的位置处设置所述最大厚度部分。

7.根据权利要求1至6中任意一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述翼形部的所述圆弧形前端的圆弧直径在所述翼形部的最大厚度以下，而且为最大厚度的1/2。

8.根据权利要求1至7中任意一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，

在所述翼形部宽度方向两侧一体地配置有右侧机身部和左侧机身部，所述右侧机身部和左侧机身部在前后方向上长，而且比所述翼形部厚，高度比所述宽度方向两侧的端部更向下侧突出，

所述右侧机身部和左侧机身部各自的前端形状为向前方凸的半球的一部分或全部，而且比所述翼形部两侧端部更向下侧突出部分的机体中央侧面形成为所述空气捕捉部的凹槽在宽度方向上的两个侧面。

9.根据权利要求8所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述右侧机身部和左侧机身部设置成向后端逐渐变薄，而且在所述后端一体地安装有水平尾翼，所述升降舵配置在所述水平尾翼的后端。

10.根据权利要求1至7中任意一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，

所述翼形部包括中央机身部，该中央机身部在所述翼形部宽度方向中央与所述翼形部配置成一体，在所述翼形部的宽度方向两侧与该翼形部一体地配置有右侧机身部和左侧机身部，所述右侧机身部和左侧机身部在前后方向上长，而且比所述翼形部厚，高度比所述宽度方向两侧的端部更向下侧突出，

所述中央机身部的前端形状为向前方凸的半球的一部分或全部，

所述右侧机身部和左侧机身部各自的前端形状为向前方凸的半球的一部分或全部，而且机体中央侧面形成为所述空气捕捉部的凹槽在宽度方向上的两个侧面。

11.根据权利要求10所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述中央机身部、所述右侧机身部和左侧机身部设置成向后端逐渐变薄，而且在所述右侧机身部和左侧机身部的后端一体地安装有水平尾翼，所述升降舵配置在所述水平尾翼的后端。

12.根据权利要求7至11中任意一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述右侧机身部和左侧机身部为浮体，所述浮体能得到使整个机体在水上浮起的浮力。

13.根据权利要求1至7中任意一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述翼形部设置成：在机体前后方向上长，并且横剖面中上表面的高度在机体宽度方向上相同。

14.根据权利要求1至7中任意一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述翼形部包括中央机身部，该中央机身部配置在所述翼形部宽度方向的中央，所述中央机身部的前端形状为向前方凸的半球的一部分或全部。

15.根据权利要求10至12、14中任意一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述中央机身部在比所述翼形部更靠向前侧的位置上具有下侧面，所述下侧面与所述空气捕捉部的凹槽底面连续。

16.根据权利要求8至12中任意一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述右侧机身部和左侧机身部的最大厚度为其前后方向长度的2/10～3/10。

17.根据权利要求1至16中任意一项所述的正压浮起型飞机，其特征在于，在所述翼形部的后方，在与所述空气捕捉部后端在机体宽度方向上的长度相同的范围内，设置有所述升降舵。

18.根据权利要求17所述的正压浮起型飞机，其特征在于，所述升降舵摆动自如地安装在所述水平尾翼的后端，该升降舵前后方向的纵剖面形状为上表面是直线形，并且下表面是向下凸的曲线形或折线形。

19.根据权利要求1至18中任意一项所述的正压浮起型飞机，其特在于，在所述翼形部的下侧配置有机轮，该机轮用于在地上行走。

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