108 民航特考三等 適航檢查 飛行原理 考古題詳解

核心觀念

本題考查高海拔機場的空氣密度降低，如何影響飛機起飛與降落性能。丹佛機場海拔為 $1{,}655$ 公尺；在其他條件相同時，海拔升高通常使空氣密度降低，飛機必須以較高的真實空速（TAS）才能達到相同的指示空速（IAS），而發動機推力也可能下降。

判斷跑道長度時，須區分：

• 起飛距離：從開始滑跑至起飛，以及達到規定爬升條件所需的距離。
• 降落距離：從飛機越過跑道入口至完全停止所需的距離，包含空中段與地面滑跑段。

題目未提供溫度、氣壓、風、飛機重量、襟翼設定、跑道坡度及道面狀況，因此不能算出實際所需跑道長度；以下以這些條件相同，並與低海拔機場比較作答。

解題方法

一、起飛跑道長度：增加，通常增加較顯著

機翼升力可表示為：

$$L=\frac{1}{2}\rho V^2SC_L$$

其中 $\rho$ 為空氣密度，$V$ 為飛機相對空氣的速度，$S$ 為機翼面積，$C_L$ 為升力係數。飛機要在起飛時取得足夠升力，須達到規定的起飛速度。

在高海拔、空氣密度較低時，飛機須提高真實空速，才能取得相同的升力。起飛速度所對應的地速因而較高，滑跑至離地所需時間與距離增加。

同時，空氣密度降低也會影響發動機性能，尤其是非渦輪增壓的活塞發動機；噴射發動機的推力亦會受到進氣條件影響。可用推力降低時，飛機沿跑道加速較慢，且離地後爬升性能較差。因此，高海拔起飛的跑道需求通常明顯增加。

二、降落跑道長度：也增加，但通常增幅小於起飛

核心觀念

本題考查三種機翼操縱面在功能、配置位置及操縱效果上的差異，以及襟副翼合併兩種功能後，對設計與操作所增加的要求。答題時應先分辨襟翼主要改變升力特性、副翼主要控制滾轉，再說明襟副翼如何兼具兩者功能。

• 襟翼（Flap）：位於機翼後緣內側、通常靠近機身的一段可動翼面。放下襟翼可增加機翼弧度；若為開縫式或後退式襟翼，也可增加有效弦長與最大升力係數 $C_{L_{\max}}$，使飛機能以較低速度起降。代價是阻力增加，並可能伴隨俯仰力矩改變。
• 副翼（Aileron）：位於機翼後緣外側、通常靠近翼尖的可動翼面，左右兩側差動偏轉。其主要目的在於控制飛機繞縱軸的滾轉：一側副翼上偏、另一側下偏，造成左右機翼升力差，使飛機傾斜轉彎。
• 襟副翼（Flaperon）：兼具襟翼與副翼功能的機翼後緣控制面。通常配置於機翼後緣較外側或較長的區段，受操縱系統控制時，可左右差動偏轉以控制滾轉，也可兩側同向偏轉以增加襟翼效果。

襟翼主要追求低速時的升力與阻力特性；副翼主要提供滾轉操縱；襟副翼則將兩種功能整合在同一組翼面及控制系統中。

解題方法

依序比較三項：目的、位置、偏轉方式，再檢視襟副翼同時執行兩種任務時，兩項功能如何互相影響。

裝置	主要目的	常見位置	主要偏轉方式
襟翼	增加低速升力，配合起降；通常也增加阻力	後緣內側	左右大致同向、同量放下
副翼	控制滾轉及傾斜轉彎	後緣外側	左右差動偏轉
襟副翼	兼具增升與滾轉控制	後緣兼顧襟翼與副翼功能的區段	同向偏轉作襟翼，差動偏轉作副翼

襟副翼能否安全使用，關鍵在於同時滿足襟翼的增升需求與副翼的滾轉操縱需求。兩側同向偏轉時，提供襟翼效果；左右差動偏轉時，提供副翼效果；兩種指令同時存在時，控制系統必須將兩者合成適當的翼面位置，並確保不超出結構與操縱限制。

襟副翼取代襟翼與副翼時的設計注意事項

1. 控制系統須能混合兩種操縱指令 襟翼操縱要求左右翼面同向偏轉，副翼操縱要求左右翼面差動偏轉。設計上須透過適當的機械連桿、混合機構或飛行操縱電腦，將襟翼指令與副翼指令合成，並確保飛行員操作其中一項功能時，不會不當削弱另一項功能。

2. 襟翼放下時仍須保有足夠的滾轉控制能力 起降時襟副翼已偏下，剩餘偏轉行程可能有限；若此時仍須差動偏轉以控制滾轉，翼面必須保有足夠的控制餘度。

核心觀念

本題考查兩個相連的航空器設計觀念：

1. 機型改型會改變氣動特性與操縱特性。 737 MAX 是 737 NG 家族的衍生機型；換裝較大、較高效的發動機後，發動機位置、短艙外形與機翼周圍氣流都會改變，因而需要評估高迎角時的俯仰特性。
2. 飛行控制系統必須妥善處理感測器失效與飛行員工作負荷。 MCAS 原本是用來改善特定高迎角狀態下的操縱特性，但其早期設計對單一迎角感測器資料依賴過高，且控制輸出可能重複發生，成為事故鏈中的關鍵因素。
3. 尾翼配置會影響氣流與失速特性，卻不能取代感測器、軟體與人因安全設計。 T 形尾翼涉及深失速等氣動風險，並不會自動消除錯誤迎角資料觸發控制系統的問題。

迎角（Angle of Attack, AOA）是翼弦方向與相對氣流方向之間的角度。迎角感測器（AOA sensor）通常以機身外側的迎角葉片量測迎角，資料可供飛行顯示、警示或飛行控制系統使用。

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一、737 MAX 與 737-800 的異同

相同之處

737 MAX 8 與 737-800 都是波音 737 系列的雙發動機窄體客機，737 MAX 8 是從 737-800 所屬的 737 NG 系列衍生而來。兩者保留相近的機身、駕駛艙配置與操作理念，設計上也重視機隊共通性，使航空公司可降低機師轉訓、維修與備料的負擔。

主要差異

項目	737-800	737 MAX 8
所屬世代	737 NG（Next Generation）	737 MAX
發動機	CFM56-7B	CFM LEAP-1B
發動機與短艙	扇葉直徑較小，短艙與安裝方式配合 NG 構型	扇葉直徑較大；受 737 原有離地高度限制，發動機安裝位置與短艙外形有所調整
氣動與結構	NG 世代的機翼、尾翼與系統配置	配合新發動機與性能需求，採用相應的氣動、系統與結構修改
飛行控制	使用 737 NG 的控制系統配置	增加 MCAS 等控制功能，用來改善特定飛行狀態下的操縱特性

兩型機外觀與操作具有高度延續性，但不能因此把 MAX 視為只換了發動機的 737-800。換裝發動機後，發動機較大，安裝位置與短艙形狀也不同；發動機短艙在高迎角時會影響周圍氣流與升力分布，改變飛機的俯仰特性。波音因此在 MAX 的飛行控制系統中加入 MCAS，作為特定高迎角狀態下的補償功能。

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二、MCAS 的功能與設計問題

MCAS 的原定功能

MCAS 全名為 Maneuvering Characteristics Augmentation System，即「機動特性增強系統」。它是 MAX 飛行控制系統中的一項功能，設計目的在特定飛行狀態下改善操縱特性，使飛機在較高迎角時呈現預期的俯仰反應。

早期 MCAS 的啟動條件包括：飛機處於手動飛行、襟翼收上，且系統接收到偏高的迎角訊號。MCAS 可透過電動水平安定面配平，使機頭朝下，降低迎角。

早期設計的關鍵弱點

事故前的 MCAS 使用單一迎角感測器的資料作為啟動依據。兩側迎角感測器中，一側的讀值若錯誤偏高，就可能使 MCAS 誤判飛機處於高迎角狀態並啟動。

此外，早期系統在符合條件時可以再次啟動，持續輸出機頭下俯配平。系統的介入方式、飛行員可取得的資訊，以及對失效情境的訓練與說明，未能充分反映這種反覆介入所造成的操作負荷。

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三、事故經過與成因鏈

獅航 610 航班

2018 年 10 月 29 日，獅航 610 航班的一架 737 MAX 8 起飛後墜入爪哇海，機上 189 人罹難。事故調查指出，迎角感測器錯誤資料使 MCAS 誤判迎角過高，接著反覆輸出機頭下俯配平。

飛機當時出現多項相互競爭的警示與操縱訊號，包括失速警告、空速與高度資訊異常，以及非預期的安定面配平。機組員必須在高工作負荷下辨認問題來源並處置，配平所造成的操縱阻力也使局面更難控制。

核心觀念

本題考查物體由空中墜落時，重力與空氣阻力如何決定終端速度。四旋翼若失去升力而進入穩定墜落，速度增加時，空氣阻力也會增加；當阻力與重量平衡後，合力為零，物體不再加速，便以終端速度下降。

空氣阻力可表示為：

$$D=\frac{1}{2}\rho V^2 C_D A$$

其中 $\rho$ 為空氣密度、$V$ 為相對氣流速度、$C_D$ 為阻力係數、$A$ 為迎風面積。終端速度時，阻力等於重量 $W=mg$，因此：

$$mg=\frac{1}{2}\rho V_t^2 C_D A$$

解得：

$$V_t=\sqrt{\frac{2mg}{\rho C_D A}}$$

若將重量、空氣密度、阻力係數與迎風面積分別比較，可見終端速度與重量平方根成正比，與阻力係數及迎風面積平方根成反比。

解題方法與關係說明

以題示約 $1.5$ 公斤的四旋翼為例，若質量為 $m=1.5\ \mathrm{kg}$，其重量約為：

$$W=mg=1.5\times 9.81\approx14.7\ \mathrm{N}$$

墜落時速度尚未達終端速度，重力大於阻力，飛行器仍會加速；速度愈大，阻力依 $V^2$ 增加。當阻力增至約 $14.7\ \mathrm{N}$ 時，重力與阻力平衡，達到終端速度。