107 高普考普通考試 航空器維修 旋翼機原理 考古題詳解

核心觀念

本題測驗「旋翼機空氣動力學」中主旋翼葉片所受阻力的分類、物理機制，以及在特定飛行工況（懸停，Hover）下的能量分佈。

1. 主旋翼空氣動力阻力分類： 直升機主旋翼葉片產生升力與旋轉時，主要克服兩種空氣動力阻力：

• 翼型阻力（Profile Drag，簡稱型阻，$D_0$）：與升力產生無直接必然關聯，純粹由葉片在黏性流體中運動所致，包含「表面摩擦阻力」與「壓差阻力（形狀阻力）」。
• 誘導阻力（Induced Drag，$D_i$）：伴隨升力產生而生的阻力，由葉片產生升力時誘導之下洗氣流（Downwash）使有效相對氣流方向後傾所引起。 (註：機身等非升力構組所產生的「寄生阻力 Parasite Drag」在懸停時相對氣流速度為零，不屬於懸停時主旋翼運轉的主要阻力成分。)

2. 相關氣動力與功率關係：

• 翼型阻力功率：$P_0 = \int C_{d0} \cdot \frac{1}{2} \rho V^2 \, dA \approx \frac{1}{8} \rho \sigma A (\Omega R)^3 C_{d0}$
• 誘導阻力功率（動量理論）：$P_i = T \cdot v_i = T \sqrt{\frac{T}{2 \rho A}}$ 其中 $T$ 為旋翼總推力（懸停時 $T \approx W$ 全機重），$v_i$ 為通過旋翼槳盤的誘導下洗速度，$\rho$ 為空氣密度，$A$ 為旋翼槳盤面積，$\Omega R$ 為槳尖速度，$\sigma$ 為實度（Solidity）。

解題方法

本題為申論題，作答應採「先分類破題、次深論原理特性、後給出數據與物理意義」之三段式結構：

一、 主旋翼運轉所受的兩種主要阻力

主旋翼運轉時所受的空氣動力阻力主要分為翼型阻力（Profile Drag）與誘導阻力（Induced Drag）。

二、 基本原理與特性說明

1. 翼型阻力（Profile Drag, $D_0$）

• 基本原理： 空氣具有黏滯性（Viscosity），當旋翼葉片切過空氣旋轉時，葉片表面邊界層（Boundary Layer）剪應力產生「表面摩擦阻力（Skin Friction Drag）」；同時，流體流經葉片厚度幾何形狀時，前後壓力分佈不均及尾流分離產生「壓差阻力／形狀阻力（Form/Pressure Drag）」。兩者合稱為翼型阻力。
• 重要特性：
• 速度相依性：主要取決於葉片剖面速度（$V = \Omega r$），阻力大小與局部線速度平方成正比（$D_0 \propto V^2$），且隨槳尖速度大幅上升。
• 幾何與表面狀態相依性：受葉片翼型厚度比、表面粗糙度、前緣結冰或磨耗顯著影響。
• 攻角特性：在失速前之一般工作攻角範圍內，翼型阻力係數 $C_{d0}$ 變化相對平緩；一旦超過臨界失速攻角，壓差阻力將急遽暴增。

2. 誘導阻力（Induced Drag, $D_i$）

• 基本原理：

核心觀念

本題為旋翼機飛行力學與飛行安全的核心申論題，命題範圍涵蓋「旋翼機空氣動力學」與「緊急飛行程序」，主要評量考生對以下觀念的掌握程度：

1. 旋翼自轉（Autorotation）之物理定義：旋翼動力來源由「發動機輸出扭力」轉換為「機身下降時由下而上穿透旋翼面的相對氣流」，並透過超越離合器（Freewheeling Unit）自動切斷發動機之反拖阻力。
2. 採用自轉操作之時機：包含完全喪失發動機動力（Engine Failure）、空中熄火、尾旋翼失效（Tail Rotor Failure）及重大傳動機構異常等緊急處置程序。
3. 自轉之空氣動力平衡與葉片分區：下降過程中氣流由下而上通過旋翼盤（與動力飛行相反），旋翼葉片沿半徑方向形成三個空氣動力區域：失速區（Stall Region）、主動區／驅動區（Driving/Autorotative Region）、被動區／減速區（Driven Region），其力矩平衡維持了穩態旋翼轉速（$N_R$）。

解題方法

本題為三合一問答申論題，答題邏輯應採「層遞式拆解」，不可混成一段：

1. 第一部分（定義）：以能量轉換觀點切入，點出「無發動機動力驅動」、「位能轉換為動能」與「超越離合器分離」三個得分關鍵詞。
2. 第二部分（時機）：分項列舉「動力系統失效」與「反扭力／傳動系統失效」之具體情境，展現航空維修與飛行安全準則的完備性。
3. 第三部分（氣動力基本原理）：此為配分最高的核心，須採雙軸說明：

• 氣流方向反轉：動力飛行（氣流由上往下抽送，Induced Flow Downward）$\to$ 自轉下降（氣流由下往上穿透，Upward Flow）。
• 葉片徑向三區域受力平衡：分析葉片由槳根至槳尖的切線速度 $V_{\text{rot}}$、相對氣流角 $\phi$、攻角 $\alpha$ 及全空氣動力向量（Total Aerodynamic Force, TAF）之分力走向，說明主動區如何產生向前拉力克服阻力，維持轉速恆定。

選項分析（本題為申論申述題）

本題非選擇題，無選項待測。依國家考試閱卷標準，子題配分與應答要點拆解如下：

• 子問一：何謂旋翼機自轉（佔比約 25%） 必須答出發動機動力切離、超越離合器動作，以及僅靠向上相對氣流驅動旋翼維持轉速的本質。若只寫「沒動力飛機往下掉」，無法獲得核心分數。
• 子問二：在何種情況必需採用自轉操作（佔比約 25%） 核心在於「失去前進與高度維持動力」或「失去航向平衡控制」。應列出：單發動機完全失效、雙發動機同時失效、傳動系統嚴重卡阻、尾旋翼傳動中斷或失控，以及飛行員自轉進場訓練。
• 子問三：自轉下降的空氣動力基本原理（佔比約 50%） 必須完整寫出葉片半徑的三大區域（失速區、主動區、被動區）的受力特性。若未分析「全空氣動力向量傾斜方向（向前產生驅動力 vs 向後產生阻力）」，無法拿到高分等級。

解題技巧

1. 口訣記憶法（葉片三區域）：「根失、中驅、尖減」

• 槳根（約 0%～25% R）：線速度極慢，攻角過大 $\to$ 失速區。
• 槳中（約 25%～70% R）：相對風夾角適中，TAF 向前傾 $\to$ 主動（驅動）區。
• 槳尖（約 70%～100% R）：線速度最高，攻角小，TAF 向後傾 $\to$ 被動（減速）區。

2. 避開常見觀念陷阱：

• 陷阱一：誤以為自轉時整片葉片都在驅動旋翼。事實上僅有「主動區」提供正向旋轉力矩，其餘兩區皆為阻力。
• 陷阱二：誤以為自轉完全無法控制著陸。著陸前透過「減速姿態拉平（Flare）」與「上提集體桿緩衝（Cushion）」，利用旋翼的旋轉動能可實現軟著陸。

3. 關鍵力學示意驗算： 穩態自轉時，旋翼總力矩必須平衡： $\sum Q = Q_{\text{driving}} - Q_{\text{driven}} - Q_{\text{stall}} - Q_{\text{friction}} = 0$ 轉速（$N_R$）即能維持恆定。

【答案】

核心觀念

1. 主旋翼翼尖旋轉速度（Tip Speed, $V_{\text{tip}}$）： 旋翼旋轉時，翼尖繞旋翼軸作圓周運動，其線速度與角速度 $\omega$ 及旋翼半徑 $R$ 成正比： $V_{\text{tip}} = \omega R = \left(\frac{2\pi N}{60}\right) R$ 其中 $N$ 為主旋翼轉速（單位為 $\mathrm{rpm}$），$R$ 為旋翼半徑（直徑的一半）。

2. 前進飛行之相對氣流合成（Advancing Blade Aerodynamics）： 直升機在水平前進飛行速度 $V_{\infty}$ 下，主旋翼葉片所感受到的切向相對氣流速度隨旋轉方位角（Azimuth Angle, $\psi$）而變化： $V(\psi) = V_{\text{tip}} + V_{\infty}\sin\psi$

• 當 $\psi = 90^\circ$ 時（前行葉片側，Advancing Blade），葉片旋轉方向與機身前進方向完全一致，氣流速度呈純量直接疊加，此時翼尖相對氣流速度達到全圓盤之最大值： $V_{\max} = V_{\text{tip}} + V_{\infty}$
• 當 $\psi = 270^\circ$ 時（後行葉片側，Retreating Blade），葉片旋轉方向與機身前進方向相反，相對氣流速度降至最低。

3. 翼尖馬赫數（Mach Number, $M$）： 氣流相對速度與當地聲速 $a$ 之比值： $M = \frac{V}{a}$ 前行葉片翼尖馬赫數（$M_{\text{AT}} = M_{(1,90)}$）是評估旋翼葉尖是否進入跨音速區、引發壓縮性效應（波阻激增、氣流分離、劇烈震動與噪音）的核心指標。

解題方法

一、已知條件彙整

• 主旋翼直徑 $D = 16.4\ \mathrm{m} \implies$ 旋翼半徑 $R = \frac{D}{2} = 8.2\ \mathrm{m}$
• 主旋翼轉速 $N = 260\ \mathrm{rpm}$
• 直升機前進飛行速度 $V_{\infty} = 300\ \mathrm{km/hr}$
• 當地聲速 $a = 1236\ \mathrm{km/hr}$

二、計算主旋翼翼尖速度 $V_{\text{tip}}$

主旋翼轉動角速度 $\omega$ 為： $\omega = 260 \times \frac{2\pi}{60} = \frac{26\pi}{3}\ \mathrm{rad/s} \approx 27.227\ \mathrm{rad/s}$

翼尖線速度 $V_{\text{tip}}$ 為： $V_{\text{tip}} = \omega R = \frac{26\pi}{3} \times 8.2 = \frac{213.2\pi}{3} \approx 223.26\ \mathrm{m/s}$

換算為公制速率常用單位 $\mathrm{km/hr}$： $V_{\text{tip}} = 223.2625 \times 3.6 = 803.75\ \mathrm{km/hr}$

核心觀念

本題旨在測驗旋翼機在前進飛行（Forward Flight）時，主旋翼葉片所處的局部相對氣流速度場與**逆流現象（Reverse Flow）**的形成機制。

1. 旋翼幾何與運動學參數：

• 前進飛行速度為 $V$。
• 主旋翼半徑為 $R$。
• 旋翼旋轉角速度為 $\Omega$（$\text{rad/s}$），葉尖旋轉速度為 $V_{tip} = \Omega R$。
• 葉片截面徑向距離為 $r$（$0 \le r \le R$）。
• 前進比（Advance Ratio）定義為： $\mu = \frac{V}{\Omega R}$

2. 葉片切向速度（Tangential Velocity, $U_T$）： 定義葉片方位角 $\psi$（以機尾朝後為 $\psi = 0^\circ$，逆時針旋轉，前進側為 $\psi = 90^\circ$，機頭朝前為 $\psi = 180^\circ$，後行側／退行側為 $\psi = 270^\circ$）。葉片展向任一截面所感受到的切向相對氣流速度為葉片自轉速度與直升機前進速度的向量和： $U_T = \Omega r + V \sin\psi$
3. 逆流（Reverse Flow）的物理定義：

• 正常狀態下，氣流由葉片前緣（Leading Edge）吹向後緣（Trailing Edge），定義為 $U_T > 0$。
• 當前進速度分量在後行側反向壓過自轉切線速度時，氣流轉為由葉片後緣吹向前緣，即 $U_T < 0$，此區域稱為「逆流區」。

解題方法

步驟一：列出切向氣流速度方程式

在前進飛行中，葉片截面的合成切向速度為： $U_T(r, \psi) = \Omega r + V \sin\psi$

步驟二：建立逆流發生的臨界條件

逆流發生的臨界邊界為氣流切向速度剛好降為零（$U_T = 0$）： $\Omega r + V \sin\psi = 0 \implies r = -\frac{V}{\Omega} \sin\psi$ 發生逆流的幾何區域滿足： $r \le -\frac{V}{\Omega} \sin\psi$

步驟三：求最大逆流半徑

由於葉片徑向長度 $r \ge 0$，逆流僅可能存在於 $\sin\psi < 0$ 的區間，即後行側（Retreating Blade Side, $180^\circ < \psi < 360^\circ$）：

• 當方位角 $\psi = 270^\circ$（葉片垂直於前進飛行方向之後行側中點）時，$\sin\psi = -1$，此時逆流沿展向向外延伸至最大值： $r_{\max} = -\frac{V}{\Omega} \sin(270^\circ) = -\frac{V}{\Omega}(-1) = \frac{V}{\Omega}$

步驟四：推導占葉片長度的最大比例

葉片總長度為旋翼半徑 $R$。逆流區向外延伸的最大徑向長度為 $r_{\max} = \frac{V}{\Omega}$。 因此，逆流發生的範圍最大可占葉片長度的比例為：

核心觀念

本題考查單主旋翼帶尾旋翼（Conventional Helicopter Configuration）直升機的**飛行控制系統（Flight Control System）**架構、功能劃分與空氣動力／機械轉換機制。涉及的核心物理與工程原理包含：

1. 旋翼總升力向量控制（Rotor Thrust Vector Control）：利用主旋翼總升力大小的改變控制垂直運動，利用升力向量的空間傾斜控制水平方向運動（俯仰與滾轉）。
2. 葉片安裝角與升力關係：依葉素理論（Blade Element Theory），葉片剖面攻角 $\alpha \approx \theta - \phi$（$\theta$ 為葉片幾何安裝角/槳距，$\phi$ 為流入角），升力與安裝角 $\theta$ 在未失速範圍內呈正相關。
3. 旋翼陀螺效應與氣動相位滯後（Gyroscopic Precession & Phase Lag）：旋翼葉片受週期性操縱力矩作用時，最大響應位移會出現在作用點旋轉方向之後約 $90^\circ$ 處，故機械輸入點須具備相位超前設計。
4. 反作用扭矩平衡（Anti-Torque Balance / 牛頓第三運動定律）：主旋翼旋轉時對機身產生大小相等、方向相反的反扭矩 $Q$，尾旋翼必須產生側向推力 $T_{tail}$ 與力臂 $L_{tail}$ 形成力矩 $M_{yaw} = T_{tail} \times L_{tail}$ 以達成方向配平與轉向控制。
5. 固定系統至旋轉系統的機械轉換：斜盤機構將機身非旋轉座標系之操控位移，線性解耦並傳遞至高速旋轉之旋翼葉片。

解題方法

本題屬於國家考試「旋翼機原理」標準之申論問答題。解答切入點應採「模組化拆解」法，針對題目指定的四個核心控制部件，個別依循**「基本功能（控制何種飛行自由度）」與「操控原理（機械連動路徑及氣動向量轉換機制）」**進行雙維度完整論述。

1. 結構編排：先提煉其所負責之飛行動力學自由度（六個自由度中的對應維度），再推導從駕駛員手腳動作到最終空氣動力變化的完整傳動因果鏈。
2. 原理深度：說明斜盤時必須點出「旋轉盤」與「非旋轉盤」之分工；說明週期變距桿時必須結合斜盤傾斜與 $90^\circ$ 相位角概念；說明總距桿時強調集體同向升降；說明尾旋翼踏板時著重反扭矩平衡與偏航力矩之關係。

選項分析

本題為公職高普考之申論問答題，無客觀選項。閱卷評分標準重點如下：

• 週期變距桿：必須明確寫出「控制俯仰（Pitch）與滾轉（Roll）」、「週期性改變各葉片角度」、「旋翼槳盤傾斜產生水平分力」。
• 總距桿：必須明確寫出「控制垂直升降（Climb/Descent）」、「等量且同時改變所有葉片安裝角」、「總升力大小變化」。
• 斜盤：必須明確拆解「非旋轉盤（接收桿件位移）」與「旋轉盤（隨軸旋轉並驅動變距拉桿）」，並分別說明其「垂直移動（對應總距）」與「角度傾斜（對應週期變距）」之雙重運動模式。
• 踏板：必須明確寫出「控制偏航（Yaw）」、「改變尾旋翼總距大小」、「平衡或克服主旋翼反扭矩」。

解題技巧

1. 名詞配對口訣：

• 週期桿（Cyclic）$\rightarrow$ 斜盤傾斜 $\rightarrow$ 週期變距 $\rightarrow$ 槳盤（TPP）傾斜 $\rightarrow$ 水平運動（前後、左右）。
• 總距桿（Collective）$\rightarrow$ 斜盤等量升降 $\rightarrow$ 集體變距 $\rightarrow$ 總升力增減 $\rightarrow$ 垂直運動（上下）。
• 踏板（Pedals）$\rightarrow$ 尾旋翼總距變更 $\rightarrow$ 尾推力增減 $\rightarrow$ 反扭矩失衡/重整 $\rightarrow$ 航向運動（偏航）。

2. 常見失分陷阱：

• 陷阱一：誤以為尾旋翼有週期變距。常規尾旋翼僅有「總距變更（Collective pitch change）」，無週期變距斜盤。
• 陷阱二：忽略斜盤的兩大部件分工。若只寫「斜盤改變葉片角度」，未說明「固定盤轉旋轉盤」的傳動轉換本質，難獲高分。
• 陷阱三：忽略直升機操控時的轉速維持。總距改變時伴隨阻力變化，實務上需透過相關連動機構（Correlator）或定速器（Governor）調節引擎輸出，維持旋翼轉速（$N_R$）恆定。

【答案】