110 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

主旋翼旋轉時，葉片對空氣施力，使空氣獲得向下速度；依牛頓第三運動定律，空氣對旋翼產生向上的反作用力，形成旋翼推力。旋翼下方因此建立向下的誘導流（induced flow），而旋翼盤上的誘導速度也會影響葉片的相對氣流與所需功率。

懸停時，可用動量理論說明此現象。若旋翼推力為 $T$、空氣密度為 $\rho$、旋翼盤面積為 $A$，理想懸停誘導速度為

這表示旋翼須持續向下加速空氣，才能產生支撐直升機重量所需的推力。

解題方法

本題分別說明「誘導流如何形成」以及「接近地面時，地面如何改變誘導流」。第一小題從旋翼對空氣做功、空氣向下加速切入；第二小題則說明地面限制下洗氣流的發展，使旋翼的誘導損失與功率需求降低。

（一）主旋翼誘導流產生的原因

主旋翼葉片旋轉時，葉片翼型產生升力；各葉片升力合成為主旋翼推力。依作用與反作用，旋翼將空氣向下加速，空氣則對旋翼施加向上的反作用力，支撐航空器重量並提供飛行所需推力。

空氣通過旋翼盤後形成向下的氣流，稱為下洗流。為了維持推力，旋翼必須持續給空氣動量與能量，因此旋翼盤附近形成向下的誘導速度，也就是誘導流。誘導流會改變葉片所感受到的相對氣流方向，使葉片需以一定攻角運作，並消耗誘導功率。

（二）接近地面時誘導流帶來的優點

核心觀念

本題考查旋翼機在定高懸停時，地面效應如何改變旋翼周圍的氣流，進而影響維持相同重量所需的功率與葉片節距角。

懸停時，旋翼必須產生與機重平衡的推力，即 $T=W$。旋翼把空氣向下加速以產生推力；靠近地面時，地面限制下洗氣流向下發展，旋翼誘導流與葉尖渦流受到干擾，誘導損失因而降低。地面效應在距地較近時最明顯，離地愈高則逐漸減弱。

（一）地面效應對發動機輸出功率的影響

懸停所需功率包含誘導功率、型面功率及其他損失。地面效應主要降低誘導功率；在機重、空氣密度與旋翼轉速相同的條件下，靠近地面懸停所需的總功率較低。

以理想懸停動量理論表示，旋翼盤面誘導速度為 $v_i$ 時，誘導功率可寫為：

在地面效應範圍內，地面阻礙下洗氣流，使誘導速度及誘導功率需求下降。因此，若發動機輸出維持不變，旋翼較容易產生足以平衡機重的推力；若要維持同一高度與推力，則所需發動機功率較低。

當直升機爬升離地、逐漸離開地面效應範圍時，誘導流與誘導功率需求增加；為維持相同懸停狀態，必須增加發動機輸出功率。故同條件下，地面效應內懸停（IGE）所需功率低於地面效應外懸停（OGE）。

（二）地面效應對旋翼葉片節距角的影響

在相同機重與旋翼轉速下，旋翼須維持相同推力。靠近地面時，地面效應使誘導流減弱，葉片所受相對風與攻角條件改變；若維持原有總距，旋翼會產生較多推力。因此，為維持 $T=W$，飛行員須降低總距，使葉片的集體節距角較小。

核心觀念

本題考查旋翼機側飛時的力平衡與機體外型對穩定性的影響。側飛時，機體相對空氣有側向速度，因而受到側向氣動力；旋翼則需傾斜其推力方向，提供抵銷側向氣動力的分力。自由體圖應以整架旋翼機為受力系統，標示重量、旋翼推力、機身氣動力及必要的尾旋翼側向力。

解題方法

先設定側飛方向，再分解各外力。以下以機體向右側飛、速度穩定且高度不變為例；忽略加速度，並以機身所受合氣動力表示機身各部位的氣動作用合力。

 ↑ T（旋翼推力）
 │
 ↖ T（旋翼傾斜）
 \ │
 機身氣動力 D_y ← ● ─────→ 側飛速度 V_y
 ↑ F_TR
 ↓ W = mg

圖中旋翼推力 $T$ 向左傾斜，提供與側飛方向相反的分力；$D_y$ 表示機身及其他外露部位所受的側向氣動力合力；$F_{TR}$ 為尾旋翼的側向推力，方向依旋翼轉向及飛行狀態而定。若尾旋翼的力有重要側向分量，應一併列入側向力平衡。

穩定側飛且高度不變時，垂直與側向加速度皆為零，因此：

若尾旋翼側向力取向上為正，則可寫成：

其中 $\theta$ 為旋翼推力相對垂直方向的傾角；各分力正負號須依所選座標方向一致設定。若尾旋翼力在側向平衡中可忽略，則側向關係簡化為 $T\sin\theta=-D_y$。

核心觀念

主旋翼葉片扭曲（blade twist），是指葉片沿半徑方向，從葉根到葉尖逐漸改變安裝角，使不同半徑位置的翼型弦線具有不同的槳距角。典型設計是葉根槳距角較大、葉尖槳距角較小，亦稱負扭轉（negative twist）。

本題考查葉片各半徑位置的相對氣流速度差異，以及扭轉如何改善旋翼盤上的升力分布與功率需求。

解題方法

（一）設計葉片扭曲的原因

旋翼旋轉時，各半徑位置的切向速度不同。若角速度為 $\Omega$，距旋轉軸半徑為 $r$，則該處的切向速度為：

所以，靠近葉尖處的速度遠高於靠近葉根處。若葉片全長採用相同槳距角，葉尖便會因速度較高而產生較大的局部升力，形成外段負荷過重、升力分布不均的情形。

將葉片設計成葉根角度大、葉尖角度小，可補償半徑方向上的速度差異，使升力分布較均勻，並降低葉尖區域的過度負荷。這項設計也有助於減少誘導功率需求、改善旋翼效率，並降低葉片外段過大的氣動負荷。

在簡化分析中，局部升力可表示為：

其中 $\rho$ 為空氣密度、$V$ 為局部相對氣流速度、$c$ 為葉片弦長、$C_L$ 為升力係數。由於 $V$ 隨半徑增加，若其他條件相同，外段的動壓及升力會較大；扭轉便是藉由降低外段槳距角，調整局部攻角與升力係數，以改善升力分布。

（二）例子與圖示

以葉根槳距角較大、葉尖槳距角較小的負扭轉葉片為例。下圖為葉片平面示意；槳距角 $\theta$ 是各半徑位置翼型弦線相對於旋轉平面的角度。

核心觀念

自旋（autorotation）是指主旋翼不再由發動機或傳動系統提供驅動扭矩時，旋翼仍因旋翼機相對氣流而持續旋轉的飛行狀態。旋翼在此狀態下由下降氣流提供能量，維持轉速並產生一定升力，使旋翼機能受控制地下降。

自旋的關鍵在於：旋翼機下降時，空氣相對旋翼盤向上流動；適當的旋翼葉片區域會產生使旋翼加速或維持轉速的氣動力矩。飛行員透過總距、週期變距與方向舵控制下降率、旋翼轉速及機身姿態。

解題方法

本題分成兩部分作答：第一部分定義自旋並說明能量來源；第二部分說明主旋翼系統如何透過傳動設計，在發動機失效時讓旋翼與發動機分離，保留自旋能力。

（一）何謂自旋？

正常動力飛行時，發動機經傳動系統帶動主旋翼旋轉。若發動機失效或無法提供扭矩，旋翼轉速會有下降趨勢。進入自旋時，飛行員降低總距並使直升機下降，讓相對氣流由旋翼盤下方流向上方。此氣流作用於旋翼葉片，形成維持旋翼旋轉的氣動力矩。

因此，自旋不是旋翼停止轉動後的自由落下，而是利用下降所釋出的位能，經由相對氣流轉換為旋翼的旋轉能量。旋翼在維持轉速的同時仍可產生升力，讓飛行員控制下降並在接地前拉高總距，以旋翼儲存的轉動能量減緩下降速度。

（二）主旋翼系統如何利用自旋發揮緊急功用？