III. 穿音速下的 NLF ： F-111/TACT NLF 翼套飛行實驗
有許多早期的噴射機採用 NACA 6 系列翼型。這一系列翼型原來是設計為低阻力的 NLF
翼型，但是在紊流狀態下的性能也不錯。近代「超臨界翼型」(supercritical airfoil)
技術的發展，使得紊流翼型的性能大為增進，包括在臨界馬赫數、厚度比及升力係數三
方面。因此，在 1970 年代末期，美國波音公司在 NASA 的資助下，開始發展穿音速飛
行所使用的超臨界 NLF 翼型。以此為起點，NASA 在 Langley 研究中心開始了超臨界
NLF 翼型的設計，並在 Ames-Dryden Flight Research Facility 以 F-111/TACT 飛機
進行飛行實驗。實驗目的就是要瞭解穿音速下的 NLF 特性。
實驗仍是採用翼套的方式，這是美國常用的飛行實驗法。翼套使用玻璃纖維外殼，內部
填充發泡聚苯乙稀，黏於機翼的金屬表面上。裝有量測儀器的翼套裝在右翼，而左翼也
裝了一個，但沒有儀器，純粹用來平衡。翼套的大小為 6 呎寬，10 呎長。其翼型設計
為：上表面前 70% 弦長的部份都是順壓區，下表面為前 50%。在馬赫數 0.77，雷諾數
25,000,000 時，可有 0.5 的升力係數。這個狀況下，上翼面的 20% 到 70%之間為超音
速流，在 70% 處以微弱的正震波轉變為次音速流。F-111/TACT 的前緣後掠角在 10 度
時，可達到設計的狀況。由風洞實驗結果，後掠角小於 26 度時，都不會產生前緣壓力
陡降及過早的逆壓。當時的研究，對於中度後掠翼是否能獲得 30,000,000的過渡雷諾數
，都不抱樂觀的態度，所以 F-111/TACT 的實驗僅針對小後掠角來設計。
實驗結果並不如預測的好。在 10 度後掠角、28,000,000 弦長雷諾數時，層流範圍只達
到 55% 的位置。後掠角加大至 26 度時，過渡發生的位置提前至 10% 到 20% 弦長之間
。至於下表面，層流範圍確實可達到 50% 的位置，即所有順壓區都是層流。後掠增加至
15 度時，仍然可以維持。與風洞實驗結果比較，飛行實驗中的翼表面壓力分佈不如風洞
中的平順，尤其當後掠角增加時，差異更大。利用風洞實驗結果進行的邊界層穩定分析
，預測出來的過渡位置比飛行所量得的位置更偏向後方。造成這些差異的原因是翼套的
寬度不夠，不能完全隔離機翼其他位置所傳來的影響，尤其是震波。即使在 10 度後掠
角時，在 55% 處震波就形成，而破壞了層流。在下表面，因為未達到臨界狀態，沒有震
波，所以壓力變化比較平順，層流範圍也可以涵蓋所有的順壓區。但是下表面的壓力梯
度較大，在後掠角增大後，引起的橫向流也較嚴重，繼而破壞層流。
雖然 F-111/TACT 實驗簡短，所得邊界層過渡的資料也有限，其達到的過渡雷諾數紀錄
超過了以往的飛行實驗，打破了四十年前 B-18 的紀錄。其比較如下：
飛 機 後掠角 雷 諾 數 層流範圍
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B-18 0 11,300,000 42.5%
F-111/TACT 10 15,000,000 55%
F-111/TACT 26 14,000,000 10-20%
--- 待續 ---