II. 早期之 LFC 飛行實驗
利用邊界層控制來維持層流的方法中，「邊界層吸氣」法是最早，也是研究最廣泛的一
種方法。使用吸氣法可以將層流範圍擴展到機翼上的「逆壓區」(即翼後半部份)，這是
NLF 不可能作到的。在過去的飛行實驗中，不論是使用多孔性材質、多狹縫或洞板的實
驗，結果都不錯。
美國最早的飛行實驗是在 1955 年使用三架 Vampire，裝上具有可吸氣裝置的翼套。有
三種形態的表面進行測試：有 Nylon 覆蓋的多孔表面、洞板(直徑0.007 及 0.02 吋的
小洞)以及多孔長條。在馬赫數 0.7 的情況下，維持全翼面為層流的最高過渡雷諾數為
30,000,000。1957 年，換用 F-94 進行實驗，完全採用展向的狹長隙縫來吸氣。有三
種不同的分佈密度：
狹縫數 分佈範圍
------------------------
⑴ 12 條 41 - 95% 弦長
⑵ 69 41 - 95%
⑶ 81 8 - 95%
因為使用的翼型為 662X-116，本身即屬於層流翼型，所以在順壓區(41%以前)本來就有
維持層流的能力。使用上表第⑵種分佈時，可提高過渡雷諾數至 36,400,000。第⑶種
分佈是在順壓區也加上吸氣狹縫(8% - 41%)，其作用對提高過渡雷諾數沒有很大幫助，
但因吸氣也可以減少邊界層厚度，避免分離流產生，所以明顯的擴大了低阻力對應的升
力係數範圍 (通常層流翼型的升力係數超過 0.5 時，就很難維持低阻力)。穿音速的實
驗中，當局部的馬赫數達到 1.09，震波後的層流會完全破壞。在 F-94 的實驗中，有一
個重要的結果是，在低空昆蟲碰撞留在翼面的殘骸，在高度達到 20,000 呎的高速飛行
中，不會影響到層流。但是在後來的後掠翼實驗中，昆蟲殘骸就會造成問題。不論是
Vampire 或 F-94 的實驗，都遇到一個大問題。就是這種可吸氣的表面無法實用化，在
製造及維護上都有困難。比較可能實用化的兩種方法：多孔長條及直徑 0.02 吋的孔板
，其結果並不好。前者是在機翼受力時會形成不連續的表面，後者是孔太大了，會對氣
流增加干擾，反而提早觸發紊流的產生。
1963 到 1965 年之間，美國最具野心的飛行實驗要屬 Northrop 公司與空軍合作的兩
架改裝 WB-66 及實驗機 X-21 的設計。計劃結束時，要在雷諾數 20,000,000 到
25,000,000下達到全翼層流，已是很平常的事。在計劃中所遇到困難，主要是因為後掠
翼對層流的不良影響。
後掠翼對層流的不良影響早在 1951 年就已發現。英國 Armstrong Whitworth 的A.W.52
，嘗試結合無尾翼(飛翼)與層流翼的優點，作為發展運輸飛機的基礎。雖然 A.W.52 以
特別的製造技術達到極精確的表面精度，但其實驗結果卻一塌糊塗。氣流在後掠前緣附
近就已開始過渡為紊流了。與 X-21 同時(1965年)，英國在 Lancaster 機身上方裝了一
片垂直的 LFC 實驗後掠翼面，進行飛行實驗。也遇到後掠翼的問題。因此，後掠翼的問
題真正暴露出來。在 Werner 博士引導的一連串研究，包括風洞及飛行實驗，發現前緣
是一個主要的因素。必需小心的處理翼內段的前緣，才能避免前緣產生的干擾傳遞下去
，而形成紊流。目前已經瞭解後掠翼的主要問題在於橫向流動的產生。這些橫向流動起
因於翼面上的壓力差(同一側的翼面)。橫向流動提高了邊界層的不穩定性，加快紊流的
生成。
X-21 由於製造上的問題，使得翼表面很不精確，甚至需要動用填充材料才能勉強補回
來。即使如此，在計劃後期，於 40,000 呎高度，馬赫數 0.75 的飛行仍可以輕易的達
到層流。在飛行中，由於機翼撓曲，使得填充物慢慢脫落，但還是有連續十二次的飛行
顯示，良好的層流控制能一再重複獲得。因為結構上的這些問題，所以 X-21 實驗結果
並不能用來評估 LFC 實用化的可能性，而且在低空、高弦長(高單位雷諾數)的層流控
制也受到影響，不能獲得正確的評估。
另一種有害於層流的因素，在 X-21 實驗中也發現了。當 X-21 穿過可見雲層，或是非
常薄的霧，都有可能壞破層流。這是因為在巡航高度，雲層主要由冰晶構成。冰晶進入
邊界層後，其產生的紊尾流對邊界層形成局部的干擾。當冰晶的大小、濃度及停滯時間
達到某的條件時，會觸發紊流的形成。在 X-21 計劃結束時，這個現象及其他一些問題
仍然沒有解決。
--- 待續 ---
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