層流技術之發展
從1930年代開始，航空工程師就嘗試提高機翼表面上的「層流」(laminar flow)範圍。
維持層流的方法可分為主動(active)及被動(passive)兩種方式。主動方式即利用一些
機構來達到維持層流的目的，如在翼表面上吸氣(suction)。這一類又稱為「層流控制
」(laminar flow control, LFC)。被動方式是藉由適當的外形，延遲紊流的產生。又
稱作「自然層流」(natural laminar flow, NLF)。就功能來看，LFC 的能力遠大於
NLF。在實驗中，LFC 可以讓整個機翼表面都維持在層流狀態。但至今實用化的 LFC
仍未出現。真正用在飛機上的(非實驗的)層流技術只有 NLF 。對航空有興趣的人，一
定聽過「層流翼」，這就是 NLF。層流技術的不只與空氣動力學或流體力學有關，與
工業製造能力也有很大的關連。在1970年代以前，雖然已有很多相當成功的實驗，但
受限於製造能力，不能真正的實用，也因此有將近10年的時間，層流技術未有明顯的
進展。
I. 早期的 NLF 飛行實驗
最早在飛行中，觀察到翼表面上可獲得相當大的層流範圍，是在1934年的 Stuper。
他發現在上翼面有30%的部份可以維持在層流。1939年，美國 NACA 的 B-18 飛行實驗
是 NLF 發展上的里程碑。這個實驗是將一個木製的翼套，放在 B-18 的機翼上。翼套
弦長為17呎，寬只有10呎，使用 NACA 35-215 翼型。在翼套上，層流可維持到 42.5%
弦長的範圍，邊界層開始過渡為紊流的雷諾數為 11,300,000 [註1]。同時，研究結果
也顯示翼表面品質對於維持層流有極大的影響。在當時及後來的各種飛行測試或風洞
實驗，可得到的過渡雷諾數極限，都受到表面品質的限制。隨著單位雷諾數[註2]的提
高，這些表面起伏、階梯狀或三維粗糙程度的影響力會下降。直到1940年代末期及
1950年代，對這些現象有進一步的了解，也可以估算出允許的三維粗糙度。
B-18 翼套實驗創下的過渡雷諾數紀錄(11,300,000)，直到四十年後的 NASA F-111/
TACT NLF 實驗才打破。在當時，這個紀錄比在風洞中的紀錄還要高。這是因為風洞中
的單位雷諾數比較高。後來，在 NASA 低噪音的 LTPT 風洞的實驗結果，認為 B-18
翼套實驗的紀錄也受限於單位雷諾數，否則還可以更高。在這些實驗中，使用 NACA
6-系列翼型，可獲得最高過渡雷諾數在 14 到 16 百萬之間。
在第二次世界大戰期間，一些美國軍用機採用6-系列的翼型，以擴大翼面上的層流範
圍。其中最受矚目的就是 P-51。但是，實際上層流範圍增加了多少，卻是值得懷疑。
因為當時翼表面的品質未特別加以注重，而其飛行又多為高速、低空(單位雷諾數高)
的情況，更加重了表面品質的影響。但是，這些飛機的航程確實增加了，只是沒有進
一步的精確實驗，來了解層流翼型的助益有多大。
在戰後，有更多的研究嘗試使 NLF 技術實用化。其中，1945年的 King Cobra 飛行實
驗採用特別打造、低表面起伏程度的機翼，其翼型為 NACA 662X116。獲得最高過渡雷
諾數約為11,000,000，層流可維持到最低壓點之後 [註3]。實驗的目的還包括測試不
同操作情況的影響。例如翼面上的小蟲、灰塵、雨滴及日常維護狀況的影響。另外在
Hurricane 上的實驗，使用所謂「低阻力建造方法」。沒有翼樑，使用加厚的表皮，
使維持層流更為容易。其翼型的最低壓處在翼弦中央，可維持50%到60%翼面為層流。
雖然這些飛機都能得到很好的層流效果，但在實用中，表面的維護不良及製造時的精
確度不足，都會破壞層流的維持。直到近十年來，一般的航空工業才開始嘗試 NLF 技
術。這是因為許多飛機可以在更高的地方飛行，使單位雷諾數降低。而且製造技術的
大幅進步，小型飛機也能有足夠平滑、準確的機翼。
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[註1] 通常在平板上的過渡雷諾數約為 50,000。這個過渡雷諾數的大小與壓力梯度有
關。順向壓力梯度可提高過渡雷諾數，即延後紊流的產生。逆向壓力梯度則會降
低過渡雷諾數，使紊流提早發生。
[註2] 單位雷諾數(unit Reynolds number)定義為 (密度)(速度)/(黏滯係數)，單位
為 1/(長度單位)。用來表示飛行狀態 (高度及速度)。
[註3] 在翼表面上的壓力變化，通常是先減低，然後在升高，直到後緣處，差不多回
復到大氣壓。所以在前半段為順壓(由高壓到低壓)，後半段為逆壓(由低壓到
高壓)。King Cobra 實驗的結果表示，在順壓區可以一直抑制紊流產生的因素。
到逆壓區後，這些因素才開始發展。
--- 待續 ---
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