CN113479318B - 一种具有气流控制增升的运动机翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种具有气流控制增升的运动机翼飞行器，涉及主动流动控制技术领域。该飞行器包括机体和设置在所述机体上的运动机翼；所述运动机翼包括运动机翼本体，在所述运动机翼本体的前半部分设置有至少一个腔体，所述腔体通过连通口和所述运动机翼本体外侧连通，所述连通口设置在所述运动机翼本体的上表面，所述腔体内设置有气流驱动组件，所述气流驱动组件用于驱动所述腔体内产生气流流动，通过所述连通口将所述腔体内的气流导至外界以对所述运动机翼本体周围的旋涡发展产生扰动。本申请提供的具有气流控制增升的运动机翼飞行器可以实现对动态过程中运动机翼上表面前缘涡的主动流动控制，从而提高了运动机翼在动态失速过程中的气动性能。

Description

一种具有气流控制增升的运动机翼飞行器

技术领域

本申请涉及飞行器流动控制技术领域，尤其涉及一种具有气流控制增升的运动机翼飞行器。

背景技术

由于利用非定常运动机翼作为气动力来源的小型飞行器具有的小型化、低飞行速度和高机动性等特点，可以广泛的应用于日常生活场合和工业应用场景当中。

这类小型飞行器的高机动性，主要依赖于非定常运动机翼在动态失速过程中的高升力。在非定常运动机翼运动的过程中，会经历动态失速过程，而该过程中的升力是由前缘分离流动在背风面产生的前缘涡所提供的。且在动态失速过程中，机翼前缘形成的剪切层随着机翼运动不断增强并向前缘涡供给能量，使得前缘涡的发展为运动机翼提供了额外的升力，保障了非定常运动机翼可以维持较高的峰值升力状态，这是传统固定机翼所不具有的。

前缘涡的发展会在机翼上壁面诱导产生二次涡，从而导致前缘涡从机翼上表面脱落，这导致动态失速过程中的高峰值升力状态不能覆盖整个机翼的运动周期。当前缘涡脱落后，机翼升力迅速下降，从而也限制了非定常运动机翼在更大范围内的应用。

发明内容

本申请实施例提供了一种具有气流控制增升的运动机翼飞行器，实现了对运动机翼的前缘涡演化过程进行主动干预，进而提高前缘涡强度以增加峰值升力，并延长前缘涡对升力提升的作用时间，最终实现了运动机翼增升的流动控制目的。

第一方面，本申请实施例提供了一种具有气流控制增升的运动机翼飞行器，该飞行器包括机体和设置在所述机体上的运动机翼；所述运动机翼包括运动机翼本体，在所述运动机翼本体沿所述机体方向的前半部分设置有至少一个腔体，所述腔体通过连通口和所述运动机翼本体外侧连通，所述连通口设置在所述运动机翼本体的上表面，所述腔体内设置有气流驱动组件，所述气流驱动组件用于驱动所述腔体内产生气流流动，以使所述腔体内的气流通过连通口对所述运动机翼本体周围的旋涡发展产生扰动。

在一种可能的实现方式中，所述腔体和所述运动机翼的前缘驻点之间的距离在运动机翼弦长的30％-50％之间。

在一种可能的实现方式中，所述气流驱动组件为吸气组件、活塞或压电陶瓷片。

在一种可能的实现方式中，所述连通口的朝向与相对于运动机翼上表面在孔口位置的切线之间的夹角为45°-135°。

在一种可能的实现方式中，所述腔体和所述运动机翼的前缘驻点之间的距离小于运动机翼弦长的10％；所述气流驱动组件为排气组件。

在一种可能的实现方式中，所述连通口的朝向与相对于运动机翼上表面在孔口位置的切线之间的夹角为90°-135°。

在一种可能的实现方式中，所述连通口为缝隙，所述缝隙沿所述运动机翼的翼展方向延伸。

在一种可能的实现方式中，所述缝隙在延伸方向上的各处的宽度均相等。

在一种可能的实现方式中，所述连通口的宽度小于或等于运动机翼弦长的1％。

在一种可能的实现方式中，飞行器还包括压力管道，所述压力管道的一端和所述气流驱动组件连接，所述压力管道的另一端设置在所述运动机翼本体的后半部分。

本申请实施例提供的一种具有气流控制增升的运动机翼飞行器，包括机体和设置在所述机体上的运动机翼，运动机翼包括运动机翼本体，在运动机翼本体的前半部分设置有至少一个腔体，腔体通过连通口和运动机翼本体外侧连通，连通口设置在运动机翼本体的上表面，腔体内设置有气流驱动组件，气流驱动组件用于驱动腔体内产生气流流动，以使腔体内的气流通过连通口对所述运动机翼本体周围的旋涡发展产生扰动。这样通过设置气流驱动组件改变腔体内压力的高低，在借助连通口实现对运动机翼本体上表面旋涡发展的影响，实现了对前缘涡演化过程进行主动干预，进而提高前缘涡强度以增加峰值升力，并延长前缘涡对升力提升的作用时间，最终实现运动机翼增升的流动控制目的。

附图说明

图1为本申请实施例提供的一种具有气流控制增升的运动机翼飞行器的结构示意图；

图2为气流驱动组件为吸气组件时的非定常运动机翼结构示意图；

图3为一种无控制工况下的非定常运动机翼上表面旋涡发展形态示意图；

图4为气流驱动组件为吸气组件控制工况下的非定常运动机翼上表面旋涡发展形态示意图；

图5为气流驱动组件为活塞或压电陶瓷片的非定常运动机翼结构示意图；

图6为气流驱动组件为活塞或压电陶瓷片控制工况下初始状态的非定常运动机翼上表面旋涡发展形态示意图；

图7为气流驱动组件为活塞或压电陶瓷片控制工况下非定常运动机翼上表面旋涡发展形态示意图；

图8为气流驱动组件为排气组件的非定常运动机翼结构示意图；

图9为无控制工况下的非定常运动机翼上表面前缘涡的演化形态示意图；

图10为气流驱动组件为排气组件控制工况下的非定常运动机翼上表面前缘涡旋涡发展形态示意图；

图11为本申请实施例提供的另一种非定常运动机翼的结构剖面示意图。

附图标记：

100：飞行器； 101：机体； 102：运动机翼；

201：运动机翼本体； 202：腔体； 203：连通口；

204：气流驱动组件；200：非定常运动机翼；11：非定常运动机翼本体；

402：控制工况下的二次涡； 302：无控制工况的二次涡；

602：反向旋涡； 603：正向旋涡； 301：无控制工况的前缘涡；

701：新的前缘涡； 603：正向旋涡； 1001：排气组件控制工况下的前缘涡； 901：无控制工况的前缘涡。

通过上述附图，已示出本公开明确的实施例，后文中将有更详细的描述。这些附图和文字描述并不是为了通过任何方式限制本公开构思的范围，而是通过参考特定实施例为本领域技术人员说明本公开的概念。

具体实施方式

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本公开相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本公开的一些方面相一致的装置和方法的例子。

在本申请的实施例中，“至少一个”是指一个或者多个，“多个”是指两个或两个以上。“和/或”，描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况，其中A，B可以是单数或者复数。在本申请的文字描述中，字符“/”一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。

小型飞行器利用非定常运动机翼实现的高机动性，主要依赖于非定常运动机翼在动态失速过程中获得的高升力，该升力由前缘分离流动在背风面产生的前缘涡所提供的，且该升力在动态失速过程，可以维持较高的峰值。但由于前缘涡会出现从机翼上表面脱落的现象，从而导致动态失速过程中的高峰值升力状态不能覆盖整个机翼的运动周期。当前缘涡脱落后，机翼升力迅速下降，从而也限制了非定常运动机翼在更大范围内的应用。

本申请实施例中考虑到上述问题，提出了一种具有气流控制增升的运动机翼飞行器。该飞行器中通过在运动机翼本体中设置气流驱动组件，驱动设置流驱动组件的腔体内产生气流流动，以使腔体内的气流通过连通口对外界气流产生影响，以对运动机翼本体周围的旋涡发展产生扰动，从而改变运动机翼本体的上表面前缘涡的演化过程，进而提高前缘涡强度以增加峰值升力，并延长前缘涡对升力提升的作用时间，最终实现非定常运动机翼增升的流动控制目的。

应理解，本申请实施例中所述的飞行器，可以包括普通的飞行装置，还可以为扑翼机、直升机等。本申请实施例中的运动机翼可以包括非定常运动机翼，还可以包括直升机中的旋转机翼，或者其他气动部件，本申请实施例对此不限限制。本申请实施例中均以运动机翼为非定常运动机翼为例进行说明，对于运动机翼为旋转机翼或其他气动部件的情况，气流驱动组件的工作原理与有益效果与运动机翼为非定常运动机翼时类似，此处不再赘述。

下面，将通过具体的实施例对本申请提供的具有气流控制增升的运动机翼飞行器进行详细地说明。可以理解的是，下面这几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图1为本申请实施例提供的一种具有气流控制增升的运动机翼飞行器的结构示意图。如图1所示，本申请实施例提供的飞行器100，包括机体101和设置在机体上的运动机翼102。

其中，若运动机翼为非定常运动机翼时，该非定常运动机翼设置在机体101两侧，该非定常运动机翼为相对来流可以进行上下扑动和/或俯仰的任意组合运动的机翼。

运动机翼102包括运动机翼本体201，在运动机翼本体201沿机体方向的前半部分设置有至少一个腔体202，该腔体202通过连通口203和运动机翼本体201外侧连通，连通口203设置在运动机翼本体201的上表面，腔体202内设置有气流驱动组件204，气流驱动组件204用于驱动腔体202内产生气流流动，以使腔体202内的气流通过连通口203对运动机翼本体201周围的旋涡发展产生扰动。

其中，可以在运动机翼本体201的前半部分设置多个腔体202，通过设置多个腔体202可以增强气流驱动组件204对运动机翼本体201外侧旋涡发展的影响，进而更好的提高前缘涡强度以增加峰值升力，并延长前缘涡对升力提升的作用时间。

气流驱动组件204是改变腔体202内部压力环境的组件，通过改变腔体202内部压力环境，实现腔体202内部的气体与运动机翼本体201上侧的连通口203外侧的气流实现交互，从而达到了对前缘涡演化过程进行主动干预的目的，进而提高前缘涡强度以增加峰值升力，并延长前缘涡对升力提升的作用时间，最终实现运动机翼102增升的流动控制目的。由于运动机翼的前缘涡是来流在运动机翼前缘驻点分离流动在运动机翼本体201的上表面产生的旋涡，因此为了对前缘涡演化过程进行主动干预，须将连通口203设置在运动机翼本体201的上表面。其中，前缘驻点位于运动机翼本体201前缘附近，该点处气流流速为零，且是正压最大点。

气流驱动组件204可以为吸气组件、排气组件、活塞或压电陶瓷片。

可选的，当气流驱动组件204为吸气组件、活塞或压电陶瓷片时，腔体202应设置在运动机翼本体201上距离前缘驻点长度为运动机翼弦长的30％-50％之间。其中，运动机翼弦长为运动机翼前缘点与后缘点的连线的长度，它是翼型的特征长度。

将腔体202设置在运动机翼本体201上距离前缘驻点长度为运动机翼弦长的30％-50％之间，是因为当连通口203与运动机翼本体201的前缘驻点之间的距离小于运动机翼弦长的30％时，二次涡生成位置位于连通口203下游，对二次涡的控制影响效果在二次涡向下游对流的过程中逐渐减弱，此时气流驱动组件204无法起到抑制和消除二次涡的控制效果，同时当连通口203与运动机翼本体201的前缘驻点之间的距离小于运动机翼弦长的30％时，会干扰前缘涡的发展，无法起到增强前缘涡的控制效果；当连通口203与运动机翼本体201的前缘驻点之间的距离大于运动机翼弦长的50％时，前缘涡和二次涡在连通口203上游位置已经生成并充分发展，因此当连通口203能够对前缘涡和二次涡施加影响时，前缘涡已经在二次涡的影响下脱落，此时对应升力已经达到最大并开始下降，在气流驱动组件204作用下，腔体202内的气体通过连通口203无法对运动机翼本体201上表面的前缘涡和二次涡施加影响，无法有效的提高运动机翼的升力，延长动态失速时间。

其中，二次涡为前缘涡发展过程中在运动机翼上壁面诱导产生的一种旋涡，该旋涡位于前缘涡上游并具有与前缘涡相反的旋转方向。二次涡的产生进一步促进了前缘涡与供给动量的前缘剪切层的分离过程，进而发生旋涡脱落，运动机翼升力下降。

可选的，当气流驱动组件204为排气组件时，连通口203位于运动机翼本体201上表面距离运动机翼前缘驻点10％运动机翼弦长以内，该位置可以有效的将连通口203输出的高速流体注入到前缘剪切层中以实现控制目标。

可选的，在距离运动机翼弦长的30％-50％内设置吸气组件的同时，可在运动机翼本体201距运动机翼前缘驻点10％弦长以内的位置具有排气组件的气流驱动组件204。

本申请实施例提供的具有气流控制增升的运动机翼飞行器，由于设置的气流驱动组件204改变了腔体202的压力环境，从而驱使腔体202内部的气体通过连通口203对运动机翼本体201上侧的旋涡产生了影响，因此实现了由气流驱动组件204干扰前缘涡演化过程的目的，进一步的提高了前缘涡强度以增加峰值升力，并延长前缘涡对升力提升的作用时间，最终实现了运动机翼102增升的流动控制目的。

下面，以运动机翼为非定常运动机翼时，分别对气流驱动组件204为吸气组件和排气组件的情形进行详细说明。

图2为气流驱动组件为吸气组件时的非定常运动机翼200结构示意图。如图2所示，在一种可能的实现方式中，在气流驱动组件204为吸气组件时，连通口203的朝向与相对于非定常运动机翼上表面在孔口位置的切线之间的夹角为45度-135度。由于吸气组件的工作，导致腔体202内的压力低于非定常运动机翼本体11上侧的压力，从而驱使非定常运动机翼本体11上侧的气流通过连通口203流入腔体202内。由于腔体202设置在非定常运动机翼本体11上距离前缘驻点长度为非定常运动机翼弦长的30％-50％之间，该区间正是二次涡生成位置，由于二次涡的气流被驱使进入腔体202内，导致二次涡发展受到抑制、二次涡减弱甚至消失，进而二次涡对前缘涡的促进分离作用也减弱，前缘涡可以持续从前缘剪切层处继续获取能量。因此，气流驱动组件204为吸气组件时能够增加前缘涡的强度并且推迟前缘涡的脱落时间，从而使得前缘涡可以持续为非定常运动机翼200提供高升力并延长动态失速时间，进而实现提高非定常运动机翼升力的气动优化效果。

图3为一种无控制工况下的非定常运动机翼上表面旋涡发展形态示意图。图4为气流驱动组件为吸气组件控制工况下的非定常运动机翼上表面旋涡发展形态示意图。由图3和图4对比，可发现当气流驱动组件204为吸气组件控制工况下的二次涡402的能量形态要小于无控制工况的二次涡302的能量形态，而控制工况下的前缘涡401的能量形态要大于无控制工况的前缘涡301的能量形态。对比结果可表明为吸气组件的气流驱动组件204可以通过抑制二次涡发展，使得前缘涡能量得到增强，且延长前缘涡的脱落时间，最终达到提高非定常运动机翼升力的气动优化效果。

图5为气流驱动组件为活塞或压电陶瓷片的非定常运动机翼结构示意图。如图5所示，在本实施例中，气流驱动组件204还可以为活塞或压电陶瓷片。

其中，当活塞式的气流驱动组件204进行周期性的往复运动时，会造成腔体202内形成动态变化的压力场。由于腔体202内部会周期性的在高压区和低压区之间变化从而在连通口203处形成周期性往复高速流动的射流涡环。该射流涡环为具有相反旋转方向的一对旋涡，当活塞式的气流驱动组件204工作时，会在连通口203下游产生与前缘涡具有相同旋转方向的旋涡结构，该旋涡结构能够为非定常运动机翼提供额外的涡升力，同时还会与前缘涡融合从而提高前缘涡强度以增加非定常运动机翼在动态失速过程中的峰值升力，此外该射流涡环还会在二次涡经过连通口203位置时抑制二次涡的发展，从而推迟前缘涡的脱落并延长动态失速时间。因此，活塞式的气流驱动组件204通过形成新的旋涡结构和提高前缘涡强度以实现非定常运动机翼的增升目标。

当气流驱动组件204采用压电陶瓷片时，压电陶瓷片四周固定，在接收提供的电压信号后会产生快速上下摆动运动，从而会造成腔体202内形成动态变化的压力场。由于腔体202内部会周期性的在高压区和低压区之间变化从而在连通口203处形成周期性往复高速流动的射流涡环。该射流涡环对非定常运动机翼带来的有益效果及机理与活塞式的气流驱动组件产生的有益效果及工作原理类似，在此不再赘述。

图6为气流驱动组件为活塞或压电陶瓷片控制工况下初始状态的非定常运动机翼上表面旋涡发展形态示意图。图7为气流驱动组件为活塞或压电陶瓷片控制工况下非定常运动机翼上表面旋涡发展形态示意图。由图3和图6对比可发现，在气流驱动组件204工作的初期，在非定常运动机翼本体11上表面连通口203位置形成了有相反旋转方向的一对旋涡，分别为反向旋涡602和正向旋涡603。其中正向旋涡603能够为非定常运动机翼提供额外的涡升力，与前缘涡旋转方向相反的反向旋涡602则会干扰抑制二次涡302的生成发展，从而推迟前缘涡的脱落并延长动态失速时间。如图3和图7所示，随着所述的气流驱动组件204的工作时间推移，原有二次涡302发展受到抑制，从而引发二次涡302强度减弱。由于二次涡302的强度得到衰减，促进了所述自由剪切层提供能量的所述前缘涡301的发展，使得由自由剪切层提供能量形成的前缘涡301与正向旋涡603相融合形成新的前缘涡701，从而使得前缘涡的能量得到加强，促进了前缘涡的发展，从而有效提高最大升力和延长旋涡对升力提升的作用时间，实现提高升力的流动控制目标。

在本实施例中，在图2和图5所示的非定常运动机翼结构中，可以设置连通口203朝向非定常运动机翼的前缘，该连通口的朝向与相对于非定常运动机翼上表面在连通口203位置的切线之间的夹角可以为45°-135°。这样的角度设置可以更好的保证连通口203对其附近的二次涡进行影响，从而更好的抑制二次涡的发展过程的效果，且还能保证由活塞或压电陶瓷片运动产生的射流涡与前缘涡更好的融合，从而实现控制增加前缘涡的强度并且推迟前缘涡的脱落时间，从而提高前缘涡的增升作用并延长动态失速时间，进而实现提高非定常运动机翼升力的气动优化效果。

图8为气流驱动组件为排气组件的非定常运动机翼结构示意图。如图8所示，在另一种可能的实现方式中，气流驱动组件204为排气组件时，连通口203的朝向与相对于机翼上表面在孔口位置的切线之间的夹角为90°-135°。由于排气组件的工作，导致腔体202内的压力高于非定常运动机翼本体11上侧的气流压力，从而驱使腔体202内的气体通过连通口203以高速连续射流的形式喷射流入非定常运动机翼本体11上侧的气流内。由于腔体202设置在非定常运动机翼本体11上距离前缘驻点长度为非定常运动机翼弦长的10％以内，该区间正是形成自由剪切层的区间，所以注入流场的高速流体能够有效增强前缘剪切层的能量，从而提高前缘涡的强度，并延长前缘涡对升力提升的作用时间，最终实现了非定常运动机翼增升的流动控制目的。

图9为无控制工况下的非定常运动机翼上表面前缘涡的演化形态示意图。图10为气流驱动组件为排气组件控制工况下的非定常运动机翼上表面前缘涡旋涡发展形态示意图。由图9和图10对比，可发现当气流驱动组件204为排气组件控制工况下的前缘涡1001的强度要大于无控制工况的前缘涡901的强度。对比结果可表明为排气组件的气流驱动组件204可以通有效增强前缘剪切层的能量，从而提高前缘涡的强度，并延长前缘涡对升力提升的作用时间，最终实现了非定常运动机翼增升的流动控制目的。

在本申请中，为了实现将腔体202内的高压气体以高速射流的形式注入到运动机翼机翼本体201上表面的气流中，可以将上述各实施例中的连通口设置为缝隙，该缝隙延机翼的翼展方向延伸。

示例性的，上述缝隙在延伸方向上的各处的宽度均相等，从而可以实现注入到运动机翼本体201上表面的气流比较均匀。

进一步的，将连通口的宽度设置为小于或等于运动机翼弦长的1％，可以保障当腔体202处于高压环境下，可以将腔体202中的高压气体以高速射流的形式注入到运动机翼本体201上表面的气流中。

本领域技术人员可以理解，可以分别在在运动机翼本体201上距离前缘驻点长度为运动机翼弦长的30％-50％和0～10％的范围各设置一组至少一个腔体202、连通口203和气流驱动组件204。

以运动机翼为非定常运动机翼为例进行说明。如图11所示，图11为本申请实施例提供的另一种非定常运动机翼的结构剖面示意图。其中位于非定常运动机翼本体11上距离前缘驻点长度为机翼弦长的0～10％范围内的气流驱动组件204为排气组件，其工作原理、有益效果与上述排气组件的实施例中类似，在此不再进行赘述。位于非定常运动机翼本体201上距离前缘驻点长度为非定常运动机翼弦长的30％-50％范围内的气流驱动组件204为吸气组件，其工作原理、有益效果与上述吸气组件的实施例中类似，在此不再进行赘述。

在本实施例中，该飞行器还包括压力管道，该压力管道的一端和气流驱动组件204连接，压力管道的另一端设置在运动机翼本体201的后半部分，且压力管道通过另一端与运动机翼本体外侧连通。

其中，当气流驱动组件204为吸气组件时，为保证腔体202可以通过连通口203持续从运动机翼本体201上表面吸入二次涡，所以需持续保持腔体202内的低压环境。因此需将腔体202内的气体通过压力管道输出至运动机翼本体201外侧。所述压力管道为当气流驱动组件204为吸气组件时的一种实现方式，在使用中还可以使用其它低压源实现。

当气流驱动组件204为排气组件时，为保证腔体202可以通过连通口203持续向运动机翼本体201上表面注入高速流体，所以需持续保持腔体202内的高压环境。该高压环境可以通过飞行器发动机动力额外对气体进行加压，或将运动机翼本体201前部外侧的高压气体通过压力管道输送至腔体202内。

综上，本申请实施例提供的一种具有气流控制增升的运动机翼飞行器，可以包括机体和设置在所述机体上的运动机翼，运动机翼包括运动机翼本体，在运动机翼本体的前半部分设置有至少一个腔体，腔体通过连通口和运动机翼本体外侧连通，连通口设置在运动机翼本体的上表面，腔体内设置有气流驱动组件，气流驱动组件用于驱动腔体内产生气流流动，以使腔体内的气流对所述运动机翼本体周围的旋涡发展产生扰动。这样通过设置气流驱动组件改变腔体内压力的高低，在借助连通口实现对运动机翼本体上表面旋涡发展的影响，实现了对前缘涡演化过程进行主动干预，进而提高前缘涡强度以增加峰值升力，并延长前缘涡对升力提升的作用时间，最终实现运动机翼增升的流动控制目的。

上述具体实施方式，并不构成对本申请保护范围的限制。本领域技术人员应该明白的是，根据设计要求和其他因素，可以进行各种修改、组合、子组合和替代。任何在本申请的精神和原则之内所作的修改、等同替换和改进等，均应包含在本申请保护范围之内。

Claims (8)

1.一种具有气流控制增升的运动机翼飞行器，其特征在于，包括机体和设置在所述机体上的运动机翼；所述运动机翼包括运动机翼本体，在所述运动机翼本体沿所述机体方向的前半部分设置有至少一个腔体，所述腔体通过连通口和所述运动机翼本体外侧连通，所述连通口设置在所述运动机翼本体的上表面，所述腔体内设置有气流驱动组件，所述气流驱动组件用于驱动所述腔体内产生气流流动，以使所述腔体内的气流通过连通口对所述运动机翼本体周围的旋涡发展产生扰动；

所述腔体和所述运动机翼的前缘驻点之间的距离在运动机翼弦长的30％-50％之间；

所述气流驱动组件为吸气组件、活塞或压电陶瓷片。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述连通口的朝向与相对于运动机翼上表面在孔口位置的切线之间的夹角为45°-135°。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述腔体和所述运动机翼的前缘驻点之间的距离小于运动机翼弦长的10％；所述气流驱动组件为排气组件。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于，所述连通口的朝向与相对于运动机翼上表面在孔口位置的切线之间的夹角为90°-135°。

5.根据权利要求1或3所述的飞行器，其特征在于，所述连通口为缝隙，所述缝隙沿所述运动机翼的翼展方向延伸。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，所述缝隙在延伸方向上的各处的宽度均相等。

7.根据权利要求1或3所述的飞行器，其特征在于，所述连通口的宽度小于或等于运动机翼弦长的1％。

8.根据权利要求1或3所述的飞行器，其特征在于，还包括压力管道，所述压力管道的一端和所述气流驱动组件连接，所述压力管道的另一端设置在所述运动机翼本体的后半部分。