專利名稱：正壓浮起型飛機的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種飛機，特別是涉及一種被相對于機體的相對空氣流(正壓)按壓 而浮起的正壓浮起型飛機。
背景技術：
普通的飛機根據(jù)流經(jīng)主翼上下表面的空氣流的速度差，利用在主翼上表面上產(chǎn)生 的負壓抬起機體。在這種情況下，沿著迎角變大的主翼前端邊緣，容易產(chǎn)生氣流的剝離，由 此，容易造成失速或處于不穩(wěn)定的狀態(tài)，有時也會墜落。日本專利公開公報特開2004-106784號提出了一種被空氣流(正壓)按壓而飛翔 的滑翔風箏飛機。該飛機稱為滑翔風箏飛機，當?shù)退贂r或著陸時，機體的迎角增大到接近60°，雖然 在這方面與風箏相似，但實際上是利用沿機體上表面的翼部向斜下方噴射氣體的噴射部， 與普通飛機相同，產(chǎn)生推進力和升力，而并不是被空氣流按壓而產(chǎn)生升力。此外，當?shù)退贂r和離著陸時，必須使整個機體的迎角非常大，難以在保持上述較大 迎角的狀態(tài)下進行滑行，并且也不穩(wěn)定。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提供一種正壓浮起型飛機，該正壓浮起型飛機能被相對于機體 的相對空氣流按壓而浮起，并且當離著陸時或低速飛行時，即使迎角增大也能穩(wěn)定地飛行。本發(fā)明人經(jīng)過專心研究的結果發(fā)現(xiàn)通過用推進器按壓機體，利用從空氣得到的 反力的分力來支撐機體的載荷，并且利用推進器產(chǎn)生的推力的分力使機體上升，可以保持 最佳姿勢飛行。S卩，利用下述本發(fā)明來解決上述課題。(1) 一種正壓浮起型飛機，其特征在于包括翼形部，該翼形部的前后方向和高度 方向的剖面在前端為向前方凸的圓弧形、在后端為向后方尖細的形狀，在下側面的沿寬度 方向的至少1/2范圍內(nèi)，具有從前端連續(xù)到后端的凹槽形的空氣捕捉部；升降舵和方向舵， 設置在所述翼形部的后方；以及推進器，安裝在所述翼形部的上表面一側。(2)根據(jù)(1)所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述空氣捕捉部具有向凹槽內(nèi) 突出的收縮部，所述收縮部的橫剖方向的剖面面積在前端和后端之間的中間部位比在所述 前端和后端小。(3)根據(jù)(2)所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述收縮部包括上下收縮部， 所述上下收縮部設置成使成為所述空氣捕捉部的凹槽底面的翼形部下側面從所述前端向 所述中間部逐漸向下突出，并且從所述中間部向所述后端突出量逐漸變小。(4)根據(jù)(2)或(3)所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述收縮部包括左右收 縮部，所述左右收縮部設置成使所述空氣捕捉部的凹槽左右側面從所述前端到所述中間部 向?qū)挾确较蛑醒胪怀?，并且從所述中間部向所述后端突出量逐漸變小。
(5)根據(jù)(1)至(4)中的任一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述翼形部 最大厚度部分的厚度為翼弦長度的3/10 4/10，所述翼弦長度為所述翼形部前后方向的 長度。(6)根據(jù)(5)所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，在從所述翼形部前端到翼弦長 度的3/10 4/10的位置處設置所述最大厚度部分。(7)根據(jù)(1)至(7)中的任一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述翼形部 的所述圓弧形前端的圓弧直徑在所述翼形部的最大厚度以下，而且為最大厚度的1/2。(8)根據(jù)(1)至(7)中的任一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，在所述翼形 部寬度方向兩側一體地配置有右側機身部和左側機身部，所述右側機身部和左側機身部在 前后方向上長，而且比所述翼形部厚，高度比所述寬度方向兩側的端部更向下側突出，所述 右側機身部和左側機身部各自的前端形狀為向前方凸的半球的一部分或全部，而且比所述 翼形部兩側端部更向下側突出部分的機體中央側面形成為所述空氣捕捉部的凹槽在寬度 方向上的兩個側面。(9)根據(jù)(8)所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述右側機身部和左側機身部 設置成向后端逐漸變薄，而且在所述后端一體地安裝有水平尾翼，所述升降舵配置在所述 水平尾翼的后端。(10)根據(jù)(1)至(7)中的任一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述翼形部 包括中央機身部，該中央機身部在所述翼形部寬度方向中央與所述翼形部配置成一體，在 所述翼形部的寬度方向兩側與該翼形部一體地配置有右側機身部和左側機身部，所述右側 機身部和左側機身部在前后方向上長，而且比所述翼形部厚，高度比所述寬度方向兩側的 端部更向下側突出，所述中央機身部的前端形狀為向前方凸的半球的一部分或全部，所述 右側機身部和左側機身部各自的前端形狀為向前方凸的半球的一部分或全部，而且機體中 央側面形成為所述空氣捕捉部的凹槽在寬度方向上的兩個側面。(11)根據(jù)(9)所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述中央機身部、所述右側機 身部和左側機身部設置成向后端逐漸變薄，而且在所述右側機身部和左側機身部的后端一 體地安裝有水平尾翼，所述升降舵配置在所述水平尾翼的后端。(12)根據(jù)(7)至(11)中的任一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述右側 機身部和左側機身部為浮體，所述浮體能得到使整個機體在水上浮起的浮力。(13)根據(jù)(1)至(7)中的任一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述翼形部 設置成在機體前后方向上長，并且橫剖面中上表面的高度在機體寬度方向上相同。(14)根據(jù)(1)至(7)中的任一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述翼形部 包括中央機身部，該中央機身部配置在所述翼形部寬度方向的中央，所述中央機身部的前 端形狀為向前方凸的半球的一部分或全部。(15)根據(jù)(10)至(12)、(14)中的任一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所 述中央機身部的下側面在機體前后方向上的至少與所述翼形部重合的范圍內(nèi)，形成為所述 空氣捕捉部的凹槽底面的一部分。(16)根據(jù)(8)至(12)中的任一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述右側 機身部和左側機身部的最大厚度為其前后方向長度的2/10 3/10。(17)根據(jù)(1)至(16)中的任一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，在所述翼形部的后方，在包含與所述空氣捕捉部后端在機體寬度方向上的長度相同范圍的寬度內(nèi)， 設置有水平尾翼。(18)根據(jù)(17)所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述升降舵擺動自如地安裝 在所述水平尾翼的后端，該升降舵前后方向的縱剖面形狀為上表面是直線形，并且下表面 是向下凸的曲線形或折線形(折曲#線狀)。(19)根據(jù)(1)至(18)中的任一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，在所述翼 形部的下側配置有機輪，該機輪用于在地上行走。


圖1是表示本發(fā)明實施例一的正壓浮起型飛機的俯視圖。圖2是表示圖1的正壓浮起型飛機的仰視圖。圖3是表示沿圖1的III-III線的剖視圖。圖4是表示翼形部前端的剖面形狀的示意性剖視圖。圖5是表示其它翼形部前端的剖面形狀的示意性剖視圖。圖6是表示圖1的正壓浮起型飛機的主視圖。圖7是表示本發(fā)明實施例二的正壓浮起型飛機的俯視圖。圖8是表示圖7的正壓浮起型飛機的仰視圖。圖9是表示沿圖5的IX-IX線的剖視圖。圖10是表示圖7的正壓浮起型飛機的主視圖。
具體實施例方式參照附圖對本發(fā)明的實施例進行說明。實施例一如圖1、圖2所示，實施例一的正壓浮起型飛機(以下稱為飛機)10主要包括翼形 部12 ；右側機身部30A、左側機身部30B和中央機身部40 ；升降舵50和方向舵52，設置在翼 形部12的后方；螺旋槳型推進器54，設置在中央機身部40的后端附近；以及水平尾翼56， 設置在右側機身部30A和左側機身部30B的后端部，沿機體寬度方向連接右側機身部30A 和左側機身部30B。升降舵50安裝在水平尾翼56的后端。如圖3所示，在翼形部12的沿機體前后方 向和高度方向的剖面中，包括前端22，為向前方凸的圓弧形；以及后端26，為向后方尖細 (大體上)的形狀(銳角三角形)。在從翼形部12的前端22到翼弦長度的2/10 3/10 的位置處形成有最大厚度部分21。翼形部12中的最大厚度部分21的厚度為翼弦長度的3/10 4/10，優(yōu)選的是 35/100，該翼弦長度為翼形部12在前后方向上的長度。前端22的圓弧直徑在以下的范圍內(nèi)進行選擇在最大厚度部分21的厚度以下，且 在最大厚度部分21的厚度的1/3以上。具體地說，從與圖4所示最大厚度D相同直徑的圓 弧形前端22A，到圖5所示的D/3的前端22B的范圍內(nèi)進行選擇。此外，在圖5中，假設在直 徑D的圓和前端的直徑D/3的圓之間外切中間直徑的圓，則它們的旁切線(包接線)成為 前端22B形狀的外形線。
如果上述最大厚度小于翼弦長度的3/10，則翼形部12的厚度不夠，容易產(chǎn)生空氣 流的剝離，如果超過4/10，則空氣阻力過大。此外，如果前端22的圓弧直徑比翼形部12的 最大厚度部分21的厚度大，則在翼形部12上產(chǎn)生凹凸，如果小于1/3，則容易產(chǎn)生后面敘述 的空氣流的剝離。關于最大厚度部分21的機體部分21在機體前后方向上的位置，利用實 驗找出了保持最穩(wěn)定飛行的范圍。右側機身部30A和左側機身部30B連接在薄的翼形部12寬度方向的兩端上，其形 成為在飛機前后方向上長、并且主要部分的橫剖面大體為半圓形。右側機身部30A和左側 機身部30B的前端部為球形前端部31A、31B，該球形前端部31A、31B從向前方凸的半球各切 去機體寬度方向上的一半，此外，右側機身部30A和左側機身部30B的橫剖面面積從機體前 后方向中間部向后端逐漸變小。翼形部12的厚度大約為右側機身部30A、左側機身部30B高度的1/4，在右側機身 部30A、左側機身部30B的高度方向中間位置進行連接，右側機身部30A和左側機身部30B 的下側部分比翼形部12更向下方突出，而且如圖6所示，在機體寬度方向中央一側的比翼 形部12更靠向下側的部分，設置有沿機體行進方向延伸的右導向面32A和左導向面32B。 此外，在翼形部12和中央機身部40的下側面上形成有沿飛機行進方向連續(xù)的底面24。該底面24及其左右的右導向面32A、左導向面32B構成從翼形部12的前端到后端 的凹槽形的空氣捕捉部32。如圖2所示，右導向面32A和左導向面32B在翼形部12的前后方向大體中央位置 具有左右收縮部33A，該左右收縮部33A向機體寬度方向中央一側突出量最多，如圖3、圖6 所示，成為凹槽形空氣捕捉部32底面的翼形部12的底面24在翼形部12前后方向中央位 置具有上下收縮部33B，該上下收縮部33B向下方突出量最多，上述左右收縮部33A和上下 收縮部33B構成收縮部(絞>9部)33。按照上述結構，從空氣捕捉部32前端流入的空氣在收縮部33被收縮后向后方流 出，該收縮部33由右導向面32A、左導向面32B和底面24的突出量最多的部分構成。中央機身部40的前端為向前方凸的球形前端部42，而且主要部分的橫剖面為縱 向長的橢圓形，此外，剖面面積從機體前后方向的中間部到后端逐漸減小。中央機身部40的前端一側從翼形部12、右側機身部30A和左側機身部30B的前端 向前方突出，而且該向前方突出部分的下側面41比翼形部12更向下方突出，平滑地連接在 空氣捕捉部32的底面24上，與該底面24大體成同一個平面。翼形部12的后端26隔著間隙58與水平尾翼56的前端相對配置，并與水平尾翼 56的前端在機體高度方向上大體成同一個平面。推進器54配置成位于中央機身部40的后端，螺旋槳55俯視看位于水平尾翼56 前側的間隙58的位置，在水平尾翼56的機體寬度方向的中央位置、且在中央機身部40的 后方垂直配置有方向舵52。升降舵50擺動自如地安裝在水平尾翼56的后端上，升降舵50 前后方向的縱剖面形狀做成上表面為直線形、且下表面為向下凸的曲線形或折線形，升降 舵50在機體寬度方向上的長度做成與空氣捕捉部32的后端部大體一致。水平尾翼56做 成比右側機身部30A和左側機身部30B的后端更向機體寬度方向的兩側突出。其中，水平尾翼56的剖面形狀可以采用把翼形部12的剖面形狀上下翻轉的形狀。 在本實施例中，由于翼形部12的剖面形狀是上表面水平、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圖3的形 狀，也可以向上方凸或者凹陷。因此，如果翼形部12的上表面為凸或凹，則水平尾翼的上表 面為凹或凸。如圖3所示，當相對于翼形部12的后端26，提高水平尾翼56在上下方向上的 位置時，飛行最穩(wěn)定。推進器54可以是噴氣式發(fā)動機或火箭發(fā)動機，在飛機10例如是無人飛機或模型 飛機等小型飛機的情況下，推進器54也可以是用蓄電池等電源驅(qū)動的電動機和螺旋槳。在該正壓浮起型飛機10中，可以根據(jù)需要設置在地上滑行用的機輪60。該機輪 60可以設置在右側機身部30A和左側機身部30B的前部下側以及水平尾翼56的下側中央。 在把正壓浮起型飛機10作為飛艇使用的情況下，使右側機身部30A和左側機身部30B成為 浮體。本實施例一的正壓浮起型飛機10從靜止在地上或水上的狀態(tài)利用推進器54向前 方加速后，相對于飛機10在空氣中產(chǎn)生相對速度，空氣進入到翼形部12下側的空氣捕捉部 32內(nèi)。其中，由于利用右導向面32A和左導向面32B捕捉空氣流，以使空氣流不向機體寬 度方向外側流出，所以空氣捕捉部32的底面24按壓空氣。通過按壓該空氣，翼形部12通 過底面24受到來自空氣的反力。在此，與日本風箏進行比較，對飛機10的浮起進行說明。在日本風箏的情況下，受風面(前表面)受到風的按壓，在保持該日本風箏的風箏 線上產(chǎn)生張力。用風箏線保持日本風箏，在有風的狀態(tài)或無風的狀態(tài)下，通過牽拉風箏線使 空氣流沖擊風箏的受風面，利用其反力使日本風箏浮起，使其能夠上升到力取得平衡的迎 角的位置。在不放出風箏線的情況下，該上升的力為上述反力沿風箏的受風面的分力，當放 出風箏線時，為所述分力和與風箏的受風面垂直的分力的合力。在本實施例中，替代風箏線的張力，利用推進器54，飛機10沿翼形部12按壓空氣 的方向加速，得到作為其反力的上述兩個分力。在利用推進器54，翼形部12按壓空氣的狀態(tài)下，如果使升降舵50向下，則翼形部 12的飛翔力受到抑制，飛機10在稍微浮起的狀態(tài)下緊貼著地面滑翔。如果增加推進器54的功率，并且使升降舵50向上，則機體的前側抬起，而且與推 進器54增加的功率成比例，機體獲得較大反力，加速并且上升。此時，雖然翼形部12的迎角變得相當大，但由于翼形部12、右側機身部30A、左側 機身部30B和中央機身部40的前端為圓弧形前端或球形前端部，所以在翼形部12前端部 的空氣流沒有產(chǎn)生剝離，因此，不會失速或墜落。在上述過程中，雖然從空氣捕捉部32的前端向后端形成空氣流，但由于利用位于 前后方向中間位置的、因底面24、右導向面32A和左導向面32B的突出量為最大而形成的收 縮部33來收縮空氣流，而且由于向后方使通道剖面積變大，S卩，利用附壁效應，沿底面24、 右導向面32A和左導向面32B產(chǎn)生粘性大的較慢氣流，因此，在離開的位置產(chǎn)生高速氣流， 利用該高速氣流可以使翼形部12獲得大的推進力。當推進器54的輸出小而使飛機10進行低速飛行時，由于空氣捕捉部32對空氣的 按壓力弱，所以飛機10整體的迎角變大，由推進器54產(chǎn)生的推進力在機體前進方向上的分 力小。
8
如果增加推進器54的功率，則由于翼形部12按壓空氣的力變大，翼形部12的迎 角變小，所以由推進器54產(chǎn)生的推進力的分力在前進方向上變大，飛機10可以高速行進。如上所述，由于根據(jù)推進器54的功率，飛機10的迎角改變，所以可以進行穩(wěn)定的 飛行。在大氣的速度亦即風速與飛機10在前進方向上的分力一致的情況下，可以使飛機10懸停。其中，由于水平尾翼56的剖面形狀為將翼形部12的剖面形狀翻轉，所以在水平尾 翼56的上表面上產(chǎn)生由負壓造成的升力，該升力能夠?qū)拱颜麄€翼形部12向前方抬起的 力矩，可以使飛行姿勢穩(wěn)定。雖然機體重量、空氣捕捉部32的受風面積和推進器54的輸出之間的相互關系可 以通過反復試驗來確定，但如果確定了理論，則可以用計算機進行設計。在實施例中具有一個空氣捕捉部32，也可以在機體寬度方向上分開設置多個。但 是空氣捕捉部32相對于翼形部12在寬度方向上的尺寸的比例優(yōu)選的是至少為1/2。如果 小于1/2，則機體的浮起力不夠，必須不必要的增加推進器54的功率。上限為從整個寬度減 去右導向面32A和左導向面32B的寬度而得到的值。空氣捕捉部32的深度只要不使機體 橫向滑動即可，也由反復試驗來確定。實施例2下面參照圖7至圖10對本發(fā)明實施例二的正壓浮起型飛機70進行說明。該正壓浮起型飛機70亦即全翼型飛機，沿機體整個寬度設置有與實施例一中的 右側機身部和左側機身部相同高度的翼形部74。使空氣補充部72的形成有右導向面73A、 左導向面73B的左右側壁73的寬度方向之和與翼形部74的寬度相等。由右導向面73A、左 導向面73B和底面72A形成空氣補充部72。在翼形部74的中央位置上，一體地設置有與實施例一相同的中央機身部40。使 該中央機身部40的前端位于比翼形部74的前端更靠向前方的位置，而且設置有如圖7和 圖8所示的凹陷部76。在該凹陷部76的在寬度方向上的外側連續(xù)形成有球形前端部31A、 31B，該球形前端部31A、31B與實施例一中的右側機身部30A、左側機身部30B具有相同的縱 剖面形狀。與上述實施例一中的結構要素相同部分采用了相同的附圖標記，省略了說明。由于該全翼型正壓浮起型飛機70的空氣補充部72的面積比機體平面的面積大， 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 來抑制空氣流的剝離，所以飛行穩(wěn)定。此外，在全翼型飛機中使用本發(fā)明的情況下，雖然不一定必須設置中央機身部，但 在設置中央機身部的情況下會使飛行穩(wěn)定。在上述實施例一和實施例二中，雖然在翼形部的后端和水平尾翼之間設置有間隙 58，但本發(fā)明并不限定于此，只要不干擾推進器，則不一定必須設置間隙58。收縮部33由左右收縮部33A和上下收縮部33B構成，但是也可以只由其中任意一 個構成。此外，中央機身部的前端不一定必須比左右機身部更突出，突出量也可以比左右機 身部的小，如果在它們之間設置凹陷部76，則飛行狀態(tài)穩(wěn)定。工業(yè)實用性本發(fā)明能夠提供一種與機體的姿勢和速度無關、穩(wěn)定地飛行的飛機。
權利要求
一種正壓浮起型飛機，其特征在于包括翼形部，該翼形部的前后方向和高度方向的剖面在前端為向前方凸的圓弧形、在后端為向后方尖細的形狀，在下側面的沿寬度方向的至少1/2范圍內(nèi)，具有從前端連續(xù)到后端的凹槽形的空氣捕捉部；升降舵和方向舵，設置在所述翼形部的后方；以及推進器，安裝在所述翼形部的上表面一側。
2.根據(jù)權利要求1所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述空氣捕捉部具有向凹槽 內(nèi)突出的收縮部，所述收縮部的橫剖方向的剖面面積在前端和后端之間的中間部位比在所 述前端和后端小。
3.根據(jù)權利要求2所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述收縮部包括上下收縮部， 所述上下收縮部設置成使成為所述空氣捕捉部的凹槽底面的翼形部下側面從所述前端向 所述中間部逐漸向下突出，并且從所述中間部向所述后端突出量逐漸變小。
4.根據(jù)權利要求2或3所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述收縮部包括左右收縮 部，所述左右收縮部設置成使所述空氣捕捉部的凹槽左右側面從所述前端到所述中間部向 寬度方向中央突出，并且從所述中間部向所述后端突出量逐漸變小。
5.根據(jù)權利要求1至4中任意一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述翼形部最 大厚度部分的厚度為翼弦長度的2/10 3/10，所述翼弦長度為所述翼形部前后方向的長 度。
6.根據(jù)權利要求5所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，在從所述翼形部前端到翼弦 長度的3/10 4/10的位置處設置所述最大厚度部分。
7.根據(jù)權利要求1至6中任意一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述翼形部的 所述圓弧形前端的圓弧直徑在所述翼形部的最大厚度以下，而且為最大厚度的1/2。
8.根據(jù)權利要求1至7中任意一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，在所述翼形部寬度方向兩側一體地配置有右側機身部和左側機身部，所述右側機身部 和左側機身部在前后方向上長，而且比所述翼形部厚，高度比所述寬度方向兩側的端部更 向下側突出，所述右側機身部和左側機身部各自的前端形狀為向前方凸的半球的一部分或全部，而 且比所述翼形部兩側端部更向下側突出部分的機體中央側面形成為所述空氣捕捉部的凹 槽在寬度方向上的兩個側面。
9.根據(jù)權利要求8所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述右側機身部和左側機身 部設置成向后端逐漸變薄，而且在所述后端一體地安裝有水平尾翼，所述升降舵配置在所 述水平尾翼的后端。
10.根據(jù)權利要求1至7中任意一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述翼形部包括中央機身部，該中央機身部在所述翼形部寬度方向中央與所述翼形部 配置成一體，在所述翼形部的寬度方向兩側與該翼形部一體地配置有右側機身部和左側機 身部，所述右側機身部和左側機身部在前后方向上長，而且比所述翼形部厚，高度比所述寬 度方向兩側的端部更向下側突出，所述中央機身部的前端形狀為向前方凸的半球的一部分或全部，所述右側機身部和左側機身部各自的前端形狀為向前方凸的半球的一部分或全部，而且機體中央側面形成為所述空氣捕捉部的凹槽在寬度方向上的兩個側面。
11.根據(jù)權利要求10所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述中央機身部、所述右側 機身部和左側機身部設置成向后端逐漸變薄，而且在所述右側機身部和左側機身部的后端 一體地安裝有水平尾翼，所述升降舵配置在所述水平尾翼的后端。
12.根據(jù)權利要求7至11中任意一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述右側機 身部和左側機身部為浮體，所述浮體能得到使整個機體在水上浮起的浮力。
13.根據(jù)權利要求1至7中任意一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述翼形部 設置成在機體前后方向上長，并且橫剖面中上表面的高度在機體寬度方向上相同。
14.根據(jù)權利要求1至7中任意一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述翼形部 包括中央機身部，該中央機身部配置在所述翼形部寬度方向的中央，所述中央機身部的前 端形狀為向前方凸的半球的一部分或全部。
15.根據(jù)權利要求10至12、14中任意一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述中 央機身部在比所述翼形部更靠向前側的位置上具有下側面，所述下側面與所述空氣捕捉部 的凹槽底面連續(xù)。
16.根據(jù)權利要求8至12中任意一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述右側機 身部和左側機身部的最大厚度為其前后方向長度的2/10 3/10。
17.根據(jù)權利要求1至16中任意一項所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，在所述翼形 部的后方，在與所述空氣捕捉部后端在機體寬度方向上的長度相同的范圍內(nèi)，設置有所述 升降舵。
18.根據(jù)權利要求17所述的正壓浮起型飛機，其特征在于，所述升降舵擺動自如地安 裝在所述水平尾翼的后端，該升降舵前后方向的縱剖面形狀為上表面是直線形，并且下表 面是向下凸的曲線形或折線形。
19.根據(jù)權利要求1至18中任意一項所述的正壓浮起型飛機，其特在于，在所述翼形部 的下側配置有機輪，該機輪用于在地上行走。
全文摘要
本發(fā)明提供一種正壓浮起型飛機(10)，其主要包括翼形部(12)；右側機身部(30A)和左側機身部(30B)及中央機身部(40)；升降舵(50)和方向舵(52)，設置在翼形部(12)的后部；推進器(54)，設置在中央機身部(40)的后部；以及水平尾翼(56)，設置在右側機身部(30A)和左側機身部(30B)的后端部。翼形部(12)、右側機身部(30A)、左側機身部(30B)以及中央機身部(40)各自的前端在縱剖面中為圓弧形，并且在翼形部(12)的下側設置有從前端到后端的凹槽形的空氣捕捉部(32)，當利用推進器(54)的推力通過翼形部(12)按壓流經(jīng)空氣捕捉部(32)的空氣時，利用來自空氣的反力使正壓浮起型飛機(10)浮起，并利用推力的分力使正壓浮起型飛機(10)前進。
文檔編號B64C39/04GK101855133SQ20088011535
公開日2010年10月6日 申請日期2008年8月12日 優(yōu)先權日2007年9月14日
發(fā)明者鈴木政彥 申請人:全球能量有限公司