層流技術之發展 -- 可變後掠角 NLF 實驗

IV. 可變後掠角 NLF 實驗 -- F-14 VSTFE 實驗

因為在 F-111/TACT 的 NLF 實驗中，所設計的壓力分佈並未考慮到後掠角增大後的橫
向流問題，加上已知最大層流範圍與逆壓區的大小有關，所以在中度後掠角的情況下，
過渡雷諾數應該可以得到相當高的值。而且，F-111/TACT 實驗證明了利用發泡塑膠與
玻璃纖維構成翼套，再黏貼於金屬翼表面上，是一種可行的方法。所以，F-111/TACT
的實驗，等於是替後來的實驗打下了基礎。

在 1984 年開始了 F-14 可變後掠角紊流過渡飛行實驗(Variable Sweep Transition
Flight Experiment, VSTFE)。在 1987 年完成了整個計劃。此實驗的主要目的不在於
驗證某一種翼型，而是要獲的層流過渡到紊流的相關資料。所使用的翼套與 F-111/TACT
不同。不是個完整的翼型，而是從下表面的 10% 處，經前緣覆蓋到上表面的 60% 處。
在 F-14 可後掠的翼面上差不多都包上這一層翼套。還記得F-111/TACT 實驗的一個敗
筆嗎? 翼套的寬度若不夠，翼套上的流場會受旁邊機翼的影響。在左、右翼上使用了不
同形狀的翼套。左翼上的翼套與 F-14 的翼型(改良之 NACA6 系列翼型) 相符，只是讓
表面精度提高而已。右翼則使用 NASA Langley 特別設計的翼型，有較好的順壓分佈，
也可以在翼根附近較大範圍中，得到接近二維的氣流(無橫向流) 。在馬赫數 0.6 到
0.8 之間，順壓區差不多可達到弦長的 50% 。在每個翼套上都有兩排壓力孔以及三排熱
膜測速儀，可以量出機翼上的壓力及流速分佈，藉以推算出紊流過渡的位置。這些實驗
的數據及飛行的一些參數，都可以在地面上即時監看。

在後掠角小於 30 度時，F-14 VSTFE 得到的最高過渡雷諾數值也超過了 F-111/TACT 及
當時的風洞實驗值。不同後掠角，得到的最大值也不同，列表如下

                後掠角(度)      過渡雷諾數(百萬)
                --------------------------------
                    15              17.6
                    20              13.5
                    25              12.0
                    35               5.0

同樣的，這些過渡雷諾數的最大值不只受到逆壓區的影響，也受穿音速時的正震波影響
。如果沒有正震波存在，應該可以得到更高的過渡雷諾數。

--

                                        Curtiss Chiang, since 1967
                                        [e-mail]
                                        [e-mail]