110 民航特考三等 飛航檢查 飛機飛行原理 考古題詳解

核心觀念

本題考機翼幾何展弦比、翼展效率因數，以及有限翼展機翼的誘導阻力。計算時用攻角與升力係數圖讀出 $C_L$，再代入誘導阻力係數公式：

其中 $C_{D_i}$ 為誘導阻力係數，$e$ 為翼展效率因數，$AR$ 為展弦比。

（一）展弦比

展弦比是機翼翼展平方與機翼面積的比值：

其中 $b$ 是翼展，$S$ 是機翼平面面積。也可寫成翼展除以平均幾何弦長。展弦比描述機翼的長窄程度；在機翼面積相同時，展弦比越大，翼展越長。

（二）翼展效率因數

翼展效率因數 $e$ 表示實際機翼升力分布與理想橢圓升力分布的接近程度。理想橢圓升力分布的效率因數為 $1$；實際升力分布偏離理想狀態時，$e$ 會小於 $1$。

在展弦比與升力係數相同時，$e$ 越大，誘導阻力越小；$e$ 越小，表示為產生相同升力所伴隨的誘導阻力越大。

（三）誘導阻力的物理意義與成因

誘導阻力是機翼產生升力時伴隨出現的阻力。有限翼展機翼上下表面有壓力差，氣流會由翼下方繞過翼尖流向翼上方，形成翼尖渦流與下洗氣流。下洗使機翼局部相對氣流向下偏轉，升力方向因而向後傾斜；升力的向後分量就是誘導阻力。

核心觀念

本題考查飛機的橫向靜穩定性，尤其是機翼上傾角與上單翼位置如何影響飛機受到側滑時的滾轉趨勢。分析時先區分兩個概念：

• 機翼上傾角（dihedral）：左右機翼由翼根向翼尖逐漸向上傾斜。
• 機翼上反角（anhedral）：左右機翼由翼根向翼尖逐漸向下傾斜，是上傾角的反向設計。

飛機的橫向靜穩定性，可用「受擾後是否產生使飛機回復水平的滾轉力矩」來判斷。上傾角通常提供正的橫向穩定效果；上反角則通常削弱此效果。

解題方法

依序分析各設計因素：

1. 先說明機翼上傾角的幾何形狀。
2. 再以飛機發生側滑時，左右機翼有效迎角與升力的差異，說明上傾角如何產生回正滾轉力矩。
3. 分析上單翼的重心相對機翼位置：重心低於機翼，側滑時機翼升力作用與重心之間的相對位置，會增加回復滾轉趨勢。
4. 最後說明上單翼已具有較強的橫向穩定效果，通常以機翼上反角抵銷部分穩定性，避免橫向穩定過強。

（一）何謂機翼上傾角設計？（6 分）

機翼上傾角是指飛機由正面觀察時，左右機翼自機身翼根向外側翼尖逐漸向上傾斜，機翼翼面相對水平面形成向上的夾角。此夾角稱為上傾角，英文為 dihedral angle。

相對地，若左右機翼由翼根向翼尖逐漸向下傾斜，則稱為機翼上反角，英文為 anhedral。

（二）機翼上傾角對飛機飛行穩定性的影響？（6 分）

機翼上傾角能增加飛機的橫向靜穩定性。當飛機受擾而產生側滑時，左右機翼相對來流的有效迎角與氣流狀況不同，造成兩側升力不相等，進而產生滾轉力矩。

對具有上傾角的機翼而言，側滑通常會使低側機翼產生較大的有效迎角與升力，高側機翼則相對較小；升力差形成使飛機回復水平的滾轉力矩。因此，上傾角具有滾轉回復作用，也就是增加橫向穩定性。

核心觀念

本題考查三種改變機翼氣動特性的裝置：前緣縫翼用來延後失速、提高低速升力能力；後緣襟翼用來增加升力並配合增加阻力；擾流板則破壞機翼上方氣流、減少升力並增加阻力。作答時可依序說明「位置與構造、氣流或升力變化、使用時機」。

升力可用下式表示：

其中 $\rho$ 為空氣密度、$V$ 為空速、$S$ 為機翼面積、$C_L$ 為升力係數。縫翼與襟翼主要提高可用的 $C_L$，使飛機能以較低速度產生足夠升力；擾流板則降低 $C_L$，同時增加阻力。

（一）縫翼（Leading-Edge Slats，6 分）

作用原理

縫翼設於機翼前緣，可為固定式或可伸縮式。伸出時，縫翼與主翼前緣之間形成狹縫，使機翼下方的高能量氣流流向主翼上表面，補充邊界層能量，延緩氣流分離。氣流較能附著於上表面，因此機翼可在較大的迎角下維持升力，提升最大升力係數 $C_{L_{\max}}$，並提高失速迎角。

縫翼的重點是延後前緣附近的氣流分離、改善大迎角性能；它本身不是主要用來作為減速裝置。

使用時機

縫翼通常在起飛及進場、降落等低速飛行階段伸出，以增加低速升力裕度、降低失速速度，並改善大迎角操控能力。飛機加速進入巡航後，通常收回，以減少阻力。

（二）襟翼（Trailing-Edge Flaps，7 分）

作用原理

襟翼設於機翼後緣，放下時改變翼型弧度，部分型式也會增加機翼有效面積。襟翼因此提高升力係數，使飛機在較低速度仍能產生足夠升力；放得愈多，通常升力與阻力都會增加。襟翼進一步放下時，阻力增加的幅度可能大於升力增加，因而有利於降低速度或增加下降角。

常見型式包括簡單襟翼、分裂襟翼、開縫襟翼及富勒襟翼。開縫與富勒襟翼利用縫隙改善氣流附著；富勒襟翼向後滑動，還可增加機翼面積。

使用時機

• **起飛：**適度放下襟翼，可在起飛速度下增加升力，縮短起飛滑跑距離；實際襟翼角度依機型操作手冊及跑道條件決定。

核心觀念

本題考查翼尖小翼（Winglet）如何減少誘導阻力，以及民航機常見的翼尖設計型態。翼尖小翼是設置於機翼翼端、通常大致朝上或朝下延伸的翼面；理解它的作用，關鍵在於認識有限翼展機翼產生的翼尖渦流。

機翼上下表面有壓力差，氣流會由下翼面繞過翼尖流向上翼面，形成翼尖渦流。渦流使機翼後方的氣流向下偏轉，產生下洗速度，並使局部相對氣流向下傾斜，形成誘導迎角與誘導阻力。誘導阻力可用下式表示：

其中，$C_{D_i}$ 為誘導阻力係數、$C_L$ 為升力係數、$AR=b^2/S$ 為展弦比、$e$ 為奧斯華效率因子、$b$ 為翼展、$S$ 為機翼面積。翼尖小翼的設計目標，是改善翼端附近的流場與翼展方向的升力分布，降低誘導阻力；它不會消除翼尖渦流，也不等同於單純增加機翼翼展。

解題方法

作答可依序說明「翼尖渦流的成因 → 下洗與誘導阻力 → 翼尖小翼如何改變翼端流場 → 常見設計型態」。第二小題以簡單側視或立體示意圖表示各型態，並標示機翼與翼尖裝置的方向；圖形著重辨識外觀差異，不必按比例繪製。

（一）翼尖小翼的功能及作用原理

1. 降低誘導阻力與燃油消耗

翼尖小翼在翼端形成額外的垂直或斜向翼面，使翼端附近的壓力差與流場分布改變，降低翼尖渦流及其造成的下洗效應。下洗減弱後，誘導迎角與誘導阻力隨之降低。對民航機而言，巡航時誘導阻力降低，可減少維持所需升力的推力與燃油消耗。

2. 改善翼端升力分布與氣動效率

翼尖小翼可使翼端附近的升力分布較平順，減少不利的翼尖流動效應，改善機翼的氣動效率。其效果可反映在較高的奧斯華效率因子 $e$，或在特定設計下達到增加有效展弦比的效果。

3. 產生側向氣動力

翼尖小翼本身是承受氣流作用的翼面。適當的外傾、後掠與扭轉設計，能使其氣動力具有有利的側向分量，協助抵銷翼端渦流對機翼造成的影響。實際作用取決於小翼的形狀、安裝角度及與主翼的整體設計。

4. 設計上的取捨

翼尖小翼會增加結構重量、表面積與翼根彎矩，也會帶來額外的黏性阻力與結構負荷。因此，設計須衡量誘導阻力的減少是否大於新增的重量與阻力；小翼越大並不代表整體性能必然越好。

（二）民航機常見翼尖設計型態

各型飛機的翼端設計可能同時採用後掠、外傾或曲面過渡等特徵，名稱也會因製造商而異。以下按外觀與基本構形分類。

1. 傳統直立式翼尖小翼（conventional winglet）