113 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

本題考查旋翼機離地後的四種基本作用力：升力、重量、推力與阻力。旋翼機離地時，主旋翼旋轉使葉片與空氣產生相對運動，形成旋翼推力；飛行器同時受到重力與空氣阻力。這四種力共同決定旋翼機能否離地、如何移動，以及能否維持穩定飛行。

嚴格而言，重量是重力作用，並非空氣動力；題目所稱「四種空氣動力原理」，在旋翼機飛行基本原理中通常指飛行時作用於航空器的四種基本力。

解題方法

先以旋翼機整體受力分析切入，再說明每一力的方向、來源及對飛行的影響。懸停時，旋翼產生的總推力大致垂直向上，與重量平衡；開始水平飛行或機身姿態傾斜時，推力方向改變，其分量可用來克服阻力並推動旋翼機前進。

一、升力（Lift）

升力是由空氣對旋翼葉片的作用所形成、方向大致垂直於相對氣流的力。旋翼葉片具有翼剖面，旋轉時使周圍空氣流動，葉片上下表面的壓力差，以及葉片使空氣向下偏轉所產生的反作用，共同形成氣動力。

旋翼的氣動合力可分解為與飛行方向垂直的升力分量，以及沿飛行方向的推力分量。垂直向上的升力分量若大於重量，旋翼機便會上升；若兩者相等，則可維持高度。

二、重量（Weight）

重量是旋翼機受到地球重力作用的力，方向垂直向下，大小可表示為：

其中 $m$ 為旋翼機質量，$g$ 為重力加速度。旋翼機離地時，旋翼所產生的向上氣動力必須足以克服重量；在穩定懸停時，垂直方向的總向上力與重量相等。

三、推力（Thrust）

核心觀念

**傳導升力（translational lift）**是直升機旋翼相對周圍空氣產生水平運動時，旋翼效率提高所帶來的升力增加。直升機在定點懸停時，旋翼持續把空氣向下加速，形成誘導流與下洗；旋翼也會受到自身下洗及旋翼尾流渦流的影響。當直升機開始向前移動，旋翼逐漸進入較少受尾流干擾的新鮮空氣，誘導流與誘導阻力減少，因此在相同總距與功率下能產生較大的升力。

若維持高度與重量不變，飛行員可利用傳導升力降低所需總距或功率。若總距與功率維持不變，升力增加則會使直升機上升。

**有效傳導升力（effective translational lift, ETL）**是前進速度增加至一定範圍後，旋翼大部分都能有效利用未受尾流干擾的空氣，旋翼效率明顯改善的狀態。常見教材指出，ETL 約在 16 至 24 節附近出現；實際速度會受旋翼設計、重量、風況與大氣條件影響。

解題方法與原理

作答時按「懸停狀態 → 開始平移 → 達到 ETL → 對飛行的影響」說明，即可完整交代成因與結果。

在懸停時，旋翼下洗穿過旋翼盤，空氣以誘導速度向下流動。旋翼必須持續供應能量以建立這股流動，且部分旋翼尾流會影響旋翼自身，降低效率。

直升機開始向前平移後，旋翼盤中的氣流逐漸由近似垂直的下洗轉為帶有較多水平分量的氣流。旋翼不再持續穿過同一團尾流，旋翼葉片得以作用於較乾淨的空氣。誘導流與誘導阻力因而下降，葉片的有效迎角及升力增加；隨著速度增加，旋翼效率提升，直到進入 ETL。

可用升力關係式表示其基本趨勢：

其中 $\rho$ 為空氣密度、$V_{\mathrm{rel}}$ 為葉片相對氣流速度、$S$ 為參考面積、$C_L$ 為升力係數。

核心觀念

地面共振（ground resonance）是旋翼系統與直升機機身、起落架在地面上互相耦合所引發的自激振動。典型情況是具有鉸接式旋翼、旋翼葉片可繞垂直鉸鏈作前後擺動（lead–lag／拖曳運動）的直升機。

旋翼葉片原本均勻分布在旋轉平面內，旋翼的質量中心大致位於旋轉軸附近。若葉片前後擺動，使葉片間隔變得不均勻，旋翼質量中心便會偏離旋轉軸，產生不平衡的週期性力。當這股力與機身在彈性起落架上的搖擺振動相互配合，振幅就會持續增大，形成地面共振。

解題方法：依「擾動—耦合—放大」說明

作答時依序交代現象與成因，並說清楚旋翼與機身之間如何形成正回饋：

1. 初始擾動 直升機在地面運轉、滑行、起飛或著陸時，若受到不平整地面、單側起落架受撞擊或硬著陸等擾動，會激發機身搖晃，也可能使旋翼葉片的前後擺動不均。

2. 旋翼質量分布改變 葉片的前後擺動使葉片不再均勻分布於旋轉平面內，旋翼質量中心偏離旋轉軸，因而形成不平衡的離心力與週期性側向激振力。

3. 激發機身與起落架振動 起落架具有彈性，機身會在起落架上產生搖擺或側向振動。若旋翼激振頻率與機身—起落架系統的固有頻率接近，振動會被放大；此處所說的「共振」正是旋翼與機身／起落架振動相互耦合並放大的情形。

核心觀念

本題考查旋翼葉片的**平面形狀（planform）**如何改變沿葉片半徑的弦長分布、升力與阻力分布，以及旋翼的懸停與前飛效率。葉片形狀須與扭轉、翼型、轉速及飛行狀態一併考量；單看某一種形狀，不能斷定它在所有狀態下都最好。

葉片剖面所產生的升力與阻力，可用下列關係理解：

其中 $c(r)$ 是半徑位置 $r$ 的弦長，$V_{\mathrm{rel}}$ 是該處相對氣流速度，$C_l$、$C_d$ 分別為剖面升力與阻力係數。旋翼外段速度較高，因此弦長分布及葉尖形狀會明顯影響外段負載、剖面阻力、誘導損失及葉尖渦。

旋翼效率可從「產生所需升力時消耗多少功率」判斷。懸停時需克服誘導功率與剖面功率；前飛時還須考量前進側的壓縮性效應、後退側的失速裕度及阻力。因此，葉片形狀的效果會隨飛行狀態而變。

解題方法：按形狀比較負載與損失

作答時依序比較弦長是否沿半徑改變、葉尖是否後掠，以及這些變化對外段升力、阻力與葉尖流場的影響，再說明其對懸停和前飛性能的取捨。

一、矩形葉片

矩形葉片沿大部分半徑保持近似固定弦長，結構與製造較簡單，也容易作為比較基準。外段旋轉速度高，即使弦長不變，外段仍可能承受較大的氣動負載；葉尖附近的升力分布若不理想，會加強葉尖渦與誘導損失。

矩形葉片不代表升力不足或阻力必然最大，其實際表現仍取決於翼型、扭轉和設計負載。但若外段負載過重，剖面阻力與葉尖渦損失都可能增加，限制效率。

二、錐形或梯形葉片

核心觀念

反扭力踏板是直升機的偏航控制器。飛行員以左、右腳操縱踏板，改變尾旋翼槳葉的總距與推力，進而改變機身的偏航力矩與機頭方向。它主要控制直升機繞垂直軸的轉動，不是直接控制升降或前進速度。

主旋翼旋轉時，依作用與反作用原理，機身會受到方向相反的反扭力。尾旋翼產生的側向推力則在機身重心周圍形成力矩，用來抵銷主旋翼扭力，並在需要時使機身轉向。

操作方式與控制原理

以主旋翼自上方俯視為逆時針旋轉的常見構型為例：

• 踩左踏板：增加尾旋翼槳葉總距及尾旋翼推力，使機尾向右偏、機頭向左轉。
• 踩右踏板：減少尾旋翼槳葉總距及推力，使機頭向右轉；若主旋翼扭力仍使機身有向右偏航的趨勢，尾旋翼推力降低後，機頭便會向右偏轉。

不同機型可能採用不同的主旋翼旋轉方向與傳動配置，因此左右踏板與偏航方向的對應，應以該機型的操作手冊為準；上述方向是以逆時針主旋翼的常見構型說明。

尾旋翼推力 $T_{\mathrm{TR}}$ 與主旋翼扭力 $Q_{\mathrm{MR}}$ 分別作用於不同的力臂。若尾旋翼至機身重心的力臂為 $l_{\mathrm{TR}}$，則在定向懸停時，尾旋翼力矩約須滿足：