讀者•作者•編者

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編者案：

本刊於今年二月二十五日接獲陳文新先生寄來「對『八十年來機翼的發展』的幾點意見」，係針對68年12月號及69年1月號所刊載盛天予先生的文章提出了許多意見，經編輯委員多人審查，並轉交盛先生參考，終於在五月八日、五月十四日接獲盛先生之答辯。本刊認為，陳文篇幅過長，且多屬專業性之討論，故決定只刊出對盛文明顯錯誤之指正，以及盛先生對原稿之更正部分。

陳先生現任職於美國波音公司空氣動力研究部門，本刊對他熱心的指正，深為感謝。盛先生現就讀清華大學物理系，他認真向學的精神亦值得讚揚。讀者如對陳、盛二文有興趣，請與本刊連絡。

陳文新先生的指正

前面八點是有關68年12月號上篇：

一、14頁右欄第13行，「以當時的技術而言，若加大引擎，則須增大油量，加大結構」是完全本末倒置的說法。這句話前面才說過，要「伴隨B-17轟炸機深入德國境內」，顯見航程大是最重要的目標，要航程大就要載油多，載油多則由兩方面增加飛行重量，一是油的本身，二是大油箱連帶引起的大機翼、大結構。重量增加了，推力就要增加，所以要加大引擎，這是末，不是因。

二、16頁左欄第2行，「當飛機飛到某一速度時，會碰到一個突如其來的阻力，使得飛機的重心改變」是錯的。飛機的重心完全由本身重量的分配、負載（人及貨或武器）及燃油的重量分配而決定，與飛行速度毫無關係。受飛行速度影響的，是飛機外表的壓力分布，影響到空氣對飛機所產生之總合力的位置，也就是壓力中心（center of pressure）的位置會改變，而使飛機失去平衡。重心或因外載武器的投擲而改變，或因燃油消耗而改變，但絕不因飛行速度而改變。

三、16頁左欄第二、三段對於音爆及臨界馬赫數的解釋是錯的。音爆是震波傳到地上，被人聽到，這只有超音速飛行才辦得到；但是，臨界馬赫數則是飛行體上任何一點，氣流達到音速時的自由流馬赫數。說得明白一點，當速度未達臨界之前，流場中任何位置的馬赫數都小於1，正好臨界時，流場中恰有一點，馬赫數為1，這可以在機翼上、座艙罩上、尾翼上、任何地點；當自由流的馬赫數高於臨界馬赫數不太多時，流場中可有一小區域超音速流，其周圍被次音速流包著，沒有震波。如果自由流的馬赫數再增高，到一程度時會生震波，亦即超音速流突然減速成次音速流。這個震波因為不能傳播太遠，故不構成音爆，而它的位置與機翼的厚度與弦長之比、翼剖面的形狀、馬赫數及攻角均有關。

四、超音速飛機垂直尾翼大，是為保持橫向的穩定。一架飛機在次音速飛行時，機身部分並不產生多少升力；但在超音速飛行時，機身──尤其近前端部分──有顯著的升力。如果飛機保持方向，絕對向正前方飛行，也沒什么問題，一旦遭遇橫風，這前端的升力就產生一個扭矩，而使飛機不安定，因此要較大的垂直尾翼，來維持超音速飛行時的安定。要突破音速，只要發動機的推力夠大就行，而並不是像原文16頁左欄第12行所說「當飛行達到某一速度時，壓力波向前伸展的速度無法超越飛機的速度，前面的空氣在毫無準備的情況下與飛機接觸，就會使飛機失去控制」。

五、16頁右欄第7行，「由於氣流中有摩擦力」，這摩擦力，其實說成黏滯性比較妥當。固體之間互相摩擦，有靜摩擦與動摩擦之分，固體（飛行體）與流體（氣流）之間則不然，流體因為有黏滯性，所以飛行體表面的氣流，與飛行體沒有相對速度，離開表面後，不但有相對速度，而且值會很大，這一段距離就是邊界層。邊界層之內，因為相對速度變化大，流體的黏滯性具有重要的角色，邊界層之外，黏滯性的影響較小，但並不是圖八中的b點沒有黏滯性。邊界層的厚度，與飛行體的大小、飛行速度及流體的黏滯係數都有關係。柏努利方程式只能用在全壓力（total pressure，即靜壓p與動壓1/2 ρv²之和）不變的地方，因此速度大，靜壓就小，但邊界層由圖八的a點到b點，全壓力由於黏滯性而變化，故原文說由柏努利方程式來求a點的速度，是不對的。事實上，a點由於流體黏滯性的關係，流體速度與固體表面速度相等，不算也知道，而一般很薄的邊界層，內外靜壓差是很小的。因此，b點的全壓力是p+ ρv²，而a點的全壓力則只是靜壓p而已。

六、18頁左欄，對波阻力的解釋是不正確的。波阻力的來源是震波，原文中指的是飛行速度低於音速的一種，另外超音速飛行時也有一種，並不一樣，現就前者加以說明。前面說過，機翼表面在馬赫數為1的情況時，並不立即形成震波，也就是說，要馬赫數超出臨界馬赫一個相當的量，才有震波形成。一開始有震波後，就有波阻力，卻不一定有流體分離，也就是說，震波初成時，其強度並不足以使流體分離。是在馬赫數再增加到一定程度後，才出現原文圖十三(c)所示的那種情形。並且，流體分離也可能在震波處開始，也可能從後緣開始，要看震波的強度及位置而定。

七、19頁左欄下方，解釋大展弦比飛機的缺點，第一點還有道理，第二、三點都是錯的。波阻是依翼的後掠角、厚度、弧度及切形而變的，大展弦比的飛機，如果後掠角夠大，照樣能飛得快。機翼對陣風反應的敏感性，一般是以翼負載為準繩，單位翼投影面積上所承受負荷愈大的，對陣風愈不敏感。同時，要看機翼在何種情況下使用，U-2之難飛，是因為機翼操作點，是在高馬赫數及高升力係數的狀況下，故攻角稍微太大，就會失速，若飛得太快，則又進入抖動（buffet）區，所以，它一旦升上75000呎的巡航高度，飛行員就得仔細地飛在這窄窄的區間內。因為這一操作點是如此地接近極限，它才對陣風敏感，與展弦比無關。單座競賽用的滑翔機，其翼負載小（約在每平方呎10磅以內，靈巧的戰鬥機可低至40，高至70，噴氣客機可高達110），所以對陣風也相當敏感，但也不是因為大展弦比的緣故。

八、20頁左欄下方說「馬赫錐是一層很強的震波」是不對的。馬赫錐是流體擾動所影響的範圍，只在擾動很小時，如聲波，才見到馬赫錐，錐角全視聲源的速度及音速之比〔即馬赫數）而定。可是在飛行體的情況，它的前端無論是機身也好，機翼也好，都有斜角，氣流要轉向，而產生震波，震波與自由流的夾角，就不再是馬赫錐角。事實上，震波與自由流的夾角，是依馬赫數及飛行體夾角而定的，夾角太大時，如圓球，震波甚至不能挨在球面，而離開一段距離，震波也成為弧形。原文說，「若翼前緣伸在馬赫錐外，則以機翼最前端為頂點的馬赫錐會落到機翼上，而產生極大的波阻」是錯的。原因是，前緣伸到機翼前端馬赫錐之外，則前緣每一點都產生震波（前面說過，氣流要轉向，故而生震波），所以阻力才大，而並不是因為尖端馬赫錐落在機翼上，就產生大波阻。同理，前緣在尖端馬赫錐之內時，馬赫錐內（其實是尖端震波之後）馬赫數比自由流為低，即使前緣每一點都生震波，卻因它所見之馬赫數已較低，因而震波較弱，波阻較小，並不是原文中所說「強烈的震盪就不會在翼表面發生了」。事實上，二維流場內，馬赫錐也不落在翼剖面上，卻仍有波阻，便是明顯的例子之一。

下面是關於69年1月號下篇的幾點：

九、15頁左欄，進氣口與機身分隔，是為了隔開機身上的邊界層，因為邊界層內速度較小，流量不夠，會導致引擎熄火，而不是層流或擾流的問題。

十、19頁右欄下方「低速時，用不著渦流產生器，氣流也不易分離」，不但是錯，而且是多餘的。低速時，攻角大，甚至放下襟翼，因此氣流分離的傾向還更大。

盛天予先生的更正：

一、68年12月號16頁左欄第22行，原文尾鰭在飛機進入螺旋時，可防止音爆的產生」，這是錯的，尾鰭旨在防止飛機進入螺旋，並不能防止音爆。

二、68年12月號20頁最後一段，F-104翼前緣曲率半徑應為0.016吋（=0.041公分）。

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