110 民航特考三等 適航檢查 航空電子 考古題詳解

核心觀念

本題要分辨兩種高度的量測基準與飛航意義：

• 雷達高度（radar altitude，又稱無線電高度）：以航機正下方地面或水面的反射訊號，量出航機距離地表的高度，主要表示離地高度。
• 氣壓高度（barometric altitude）：由靜壓系統感測周圍大氣靜壓，再依標準大氣關係換算高度；其數值會受高度表設定影響，主要用於飛航高度層與垂直間隔管理。

解題方法

依照「量測原理 → 高度基準 → 飛航用途」逐一說明，即可清楚比較兩者。

一、雷達高度的量測與意義

無線電高度計由航機向下方地面發射無線電波，接收地表反射回來的訊號，利用發射與接收的時間差測出航機至地表的距離，並顯示為雷達高度。它是相對於航機正下方地表的高度，因此反映航機當下的離地高度（AGL，above ground level）。

雷達高度不依賴大氣壓力作高度換算，常用於進場與著陸階段、低高度警告，以及需要判斷離地高度的系統。量測結果代表天線至反射地表的距離；地形起伏或反射面狀況會影響其所對應的地表位置與使用範圍。

二、氣壓高度的量測與意義

氣壓高度表由靜壓孔或靜壓系統取得外界靜壓，再根據大氣壓力隨高度變化的關係換算高度。高度表通常可以設定基準氣壓，例如標準氣壓或當地高度表設定值，因此顯示高度會隨設定基準而改變。

核心觀念

VOR（VHF Omni-directional Range，特高頻多向導航台）利用兩個在時間上有相位差的 30 Hz 參考信號，讓航機計算自己相對於地面導航台的磁方位。這題的重點是辨認：

• VOR 的載波頻率位於 VHF 航空導航頻段。
• 導航資訊以兩種方式調變到載波上：一個是固定相位的參考信號，另一個是隨方位改變相位的可變信號。
• 接收器比較兩個 30 Hz 信號的相位差，將相位差換算成方位角。

VOR 傳送的信號

VOR 使用 108.00–117.95 MHz 的 VHF 載波。載波上同時提供識別信號及導航信號；導航資訊由兩個 30 Hz 信號構成。

1. 參考信號（Reference phase） 以 9960 Hz 副載波為基礎，並以 30 Hz 調頻（FM）形成參考相位信號。接收器解調後取得 30 Hz 參考信號，其相位與導航台的基準方向有關。

2. 可變信號（Variable phase） 以 30 Hz 振幅調變（AM）方式傳送。其相位會隨航機相對於導航台的方位而改變。

兩個信號的 30 Hz 頻率相同，但接收器觀察到的相位差依航機方位而異。此處的相位差是 VOR 提供方位資訊的核心。

接收器如何解讀方位角

接收器分別解調參考信號與可變信號，再比較兩者的相位。以磁北為基準，當航機位於磁方位角 $\theta$ 的徑向上，兩個信號的相位差對應該方位角：

核心觀念

本題考的是傳統自動駕駛系統的多迴圈、由內而外（由快而慢）設計法。高度保持系統由俯仰角速率、俯仰姿態及高度三個迴圈串接而成：內迴圈先穩定飛機的快速動態，外迴圈再利用內迴圈已建立的控制能力，完成較慢的姿態與高度控制。

此處的控制增益是控制器用來調整迴授誤差反應的參數。以一般負迴授表示，誤差為命令值與量測值之差，例如 $e=r-y$；控制器依誤差產生控制命令，再由迴授使量測狀態追蹤命令。

解題方法

判斷設計順序時，先辨認三種狀態的反應快慢。俯仰角速率是快速的短週期動態，俯仰姿態是較慢的角度狀態，高度則是更慢的飛行路徑狀態。因此，先設計並閉合最內層的俯仰角速率迴圈，再設計俯仰姿態迴圈，最後設計高度迴圈。

在訊號架構上，外層產生內層的命令：高度迴圈根據高度誤差產生俯仰姿態命令；俯仰姿態迴圈根據姿態誤差產生俯仰角速率命令；俯仰角速率迴圈根據角速率誤差產生升降舵等控制面命令。

逐題作答

1. 三個控制迴圈的設計順序

1. 俯仰角速率（pitch rate）控制迴圈：最內層，先設計。
2. 俯仰姿態（pitch attitude）控制迴圈：建立在已完成的角速率迴圈之上，第二設計。
3. 高度（altitude hold）控制迴圈：最外層，最後設計。

這個順序同時反映各迴圈的時間尺度：先處理快速的角速率，再處理姿態，最後處理高度。

2. 多迴圈設計的優點

• 降低設計複雜度：將整體控制問題拆成數個單一狀態的迴圈，逐層設計控制增益。
• 由內層穩定外層：角速率迴圈先提供快速、穩定的俯仰響應；姿態迴圈可利用此響應追蹤姿態命令；高度迴圈再利用姿態迴圈調整高度。
• 各層功能清楚、便於調整：可以分別檢視角速率、姿態與高度的追蹤性能及穩定性。
• 形成不同時間尺度的響應：內層反應快，外層反應較慢，避免外層直接操控飛機快速動態而難以整定。

設計時仍須檢查迴圈間的頻寬與穩定裕度；多迴圈架構不代表各迴圈可彼此完全獨立。

3. 各迴圈所需的飛機狀態迴授信號

核心觀念

飛行管理系統（Flight Management System, FMS）整合航機導航資料庫、感測器、飛行計劃與性能資料，計算預定航路及飛行狀態，並向飛航管理與導引系統提供資訊。題目要說明的五項功能彼此相連：導航確定航機位置與航路，飛行計劃描述預定航程，軌跡預測與性能計算估算航機將如何飛行，導引則將計畫轉為飛行控制指令。

解題方法

依「知道目前在哪裡 → 決定要飛去哪裡 → 預測如何飛 → 計算能否達成 → 引導航機執行」的順序說明，可完整涵蓋題目所列功能，並呈現各功能間的關係。

各項功能的主要內容

1. 導航（Navigation） FMS 融合慣性導航系統（INS／IRS）、全球衛星導航系統（GNSS）、DME、VOR 等來源的導航資訊，估算航機目前位置、地速、航跡與航向等狀態。系統將目前位置與飛行計劃中的航路比較，計算航向偏差、橫向偏差及至航點的距離或時間，供機組員監控與後續導引使用。

2. 飛行計劃（Flight Planning） 機組員可透過控制顯示單元（CDU）輸入或修改起飛、航路、航點、航路轉換、進場及備降等資料。FMS 依導航資料庫中的航路、航點與程序資料建立橫向航路，並可配合高度、速度及時間等限制形成縱向計劃。系統也可支援航路修改、直接飛往指定航點及備降規劃。

3. 軌跡預測（Trajectory Prediction） FMS 根據飛行計劃、目前位置與速度、風場、預定高度及性能資料，預測航機沿計畫航路的未來飛行狀態。