111 高普考高考三級 航空器維修 航空儀電系統 考古題詳解

核心觀念

本題評量考生對現代民航機「航空儀電系統」（Avionics）核心次系統架構的整體掌握，涵蓋航行導航、飛行安全記錄、發動機與警示人機介面、防撞預警及緊急備份系統。依據國際民航組織（ICAO）公約附件六（Annex 6）及我國民國 111 年適用之《航空器飛航作業管理規則》（AOR）與適航標準（FAR/CS 25），航電系統強調「系統整合性」、「容錯能力（Fault Tolerance）」與「情境警覺（Situational Awareness）」。

解題方法

本題為名詞解釋型申論題（共 5 小題，每題 5 分）。在國家考試評分標準中，單純翻譯字面僅能取得基本分（1～2 分）。欲獲取高分，每一小題之論述皆應採用「三層答題架構」：

1. 系統全名與基本定義：精確中英文名稱、系統基本用途與所屬航電類別（ATA 規範章節）。
2. 核心工作原理與組成架構：關鍵技術、訊號來源、資料庫或運作機制。
3. 飛安意涵與實務維護特點：對防範飛行事故（如 CFIT）、提升維修除錯效率或緊急備援之價值。

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各題詳解（實質意涵分析）

(一) Global Navigation Satellite System（GNSS，全球導航衛星系統）

1. 定義與功能： GNSS 是利用軌道衛星星座、地面監控站及機載接收機，在全球範圍內為航空器提供連續、全天候之三維位置（經緯度、高度）、地速與精準時間（Positioning, Navigation, and Timing, PNT）之星基無線電導航系統（隸屬 ATA 34 導航系統）。
2. 組成與核心架構：

• 核心衛星星座：包含美國 GPS、俄羅斯 GLONASS、歐盟 Galileo 及中國 BeiDou（北斗）。
• 增強系統（Augmentation Systems）：民航應用要求極高的精確度（Accuracy）、完整性（Integrity）、可用性（Availability）與連續性（Continuity）。因此需搭配「星基增強系統」（SBAS，如美國 WAAS、歐洲 EGNOS）或「地基增強系統」（GBAS）進行差分校正與垂直導引。
• 機載整合：機載多模接收機（MMR）將資料送入飛行管理系統（FMS），支援受要求導航性能（RNP）及區域導航（RNAV）程序。

3. 飛安與維護意涵： 徹底擺脫傳統陸基地面導航台（VOR/DME/NDB）之直線航路束縛，大幅縮小航路間距並縮短飛行航程；在終端區可執行高精度的儀器進場（如 LPV 及 GLS 進場），降低重飛與可控撞地風險。

(二) Flight Data Recorder（FDR，飛行資料紀錄器）

1. 定義與功能： 俗稱「黑盒子」之一（另一個為駕駛艙語音紀錄器 CVR，隸屬 ATA 31 指示/記錄系統）。FDR 安裝於航空器尾部結構最耐撞耐震區域，主要任務為在飛行全過程中持續採樣並記錄航行參數、發動機狀態及系統控制命令。
2. 規格與法規要求（以民國 111 年《航空器飛航作業管理規則》及 ICAO Annex 6 為準）：

• 耐碰撞防護容器（CSMU）：必須具備極端防護力，能承受高達 $3,400\,g$ 的衝擊力、耐受 $1,100^\circ\text{C}$ 連續 30 至 60 分鐘的烈火燃燒，以及深海 $6,000\text{ m}$ 水壓。
• 紀錄容量：現代固態記憶體（SSFDR）依規定至少須記錄最近 25 小時以上之飛行數據，參數涵蓋空速、高度、垂直加速度、俯仰/滾轉/偏航姿態、操縱面偏轉角、發動機推力及自動駕駛模式等數十至上千項參數。
• 水下定位發報器（ULB）：遇水即被激發，可持續發射 37.5 kHz 超音波脈衝信號至少 90 天（現行國際標準已提高至 90 天，命題當年法規至少規範 30 至 90 天）。

3. 飛安與維護意涵： FDR 為航空重大意外調查重建事故事實、分析機械故障或人為操作的決定性法定證據；平日則配合飛行數據分析計畫（FDA/FOQA），作為航空公司預防性維護及航機可靠度監控之數據庫。

(三) Engine-Indicating and Crew-Alerting System（EICAS，發動機指示與組員警告系統）

1. 定義與功能： EICAS 為現代波音及多數公務機採用之高度整合儀表系統（空中巴士類似架構稱為 ECAM，隸屬 ATA 31 儀表與警示）。該系統將傳統駕駛艙大量分散的指針式發動機儀表與信號警告燈牌，整合至共用的多功能彩色顯示螢幕（LCD）上。
2. 核心架構與顯示層級：

• 發動機指示（Engine Indicating）：常態顯示初級參數（Primary Engine Parameters），如發動機低壓轉子轉速（$N_1$）或發動機壓力比（EPR）、排氣溫度（EGT）；依需求或超越限度時自動叫出次級參數（Secondary），如 $N_2$、$N_3$、燃油流量（FF）、滑油壓力與滑油溫度等。
• 組員警告（Crew Alerting）：集中接收機上各系統之離散與類比警訊，以顏色及文字訊息進行階層化管理：

1. Warning（紅色）：危急狀況，需組員立即採取修正動作（伴隨音響警報與 Master Warning 燈閃爍）。
2. Caution（黃色/琥珀色）：異常狀況，需組員立即警覺並隨後處理（伴隨 Master Caution）。
3. Advisory（青色/白色）：系統狀態提示或例行狀態通知。
4. 飛安與維護意涵： 大幅降低飛行員工作負荷（Workload），過濾非關鍵資訊以消弭「警報疲勞」；

核心觀念

本題旨在測驗航空儀電系統中**電傳飛操系統（Fly-By-Wire, FBW）**的系統架構特性與工程效益。

1. 基本定義與運作架構： 傳統飛行操縱系統依賴鋼繩（Cables）、滑輪（Pulleys）、推拉連桿（Push-pull Rods）及搖臂等機械連桿機構，將駕駛員的機械位移指令傳遞至液壓伺服閥或操縱面。FBW 系統則將駕駛員的操縱桿輸入轉換為電氣訊號，送入數位飛行控制電腦（Flight Control Computer, FCC），經由內建之控制律（Control Laws）演算法運算，並結合機載慣性/大氣資料感測器回授訊號，再輸出電氣指令驅動各操縱面的電液/電動伺服致動器（Actuators）。
2. 技術演進背景：

• 類比 FBW（1970 年代）：如早期 F-16 戰機，以類比電路實現訊號傳輸與放大回授。
• 數位 FBW（DFBW, 1980 年代以後）：如 Airbus A320、F/A-18、Mirage 2000 等，引進微處理器與數位資料匯流排（如 MIL-STD-1553B、ARINC 429），實現精確的多重閉迴路控制與自適應演算法。

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解題方法

本題為高分申論題（要求列舉 9 項優點），解題切入點應避免僅列出空泛的宣傳詞彙，須從航空器結構、氣動性能、飛控品質、安全可靠度、航電整合與後勤維護等多維度展開，展現紮實的航空工程與儀電專業素養：

1. 結構與機動維度：重量減輕、放寬靜穩定度（RSS）、升阻比優化。
2. 飛行控制與人機維度：飛行包絡線保護、自動配平與陣風抑制、座艙人因佈局（側桿設計）。
3. 系統工程與安全維度：多重冗餘與容錯能力、先進航電系統無縫整合、戰損/故障動態重構。

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選項分析（申論重點剖析）

本題非選擇題，考官評分關鍵在於能否清晰闡述 9 項獨立且具專業深度的 FBW 核心優點：

1. 大幅減輕全機結構重量（Weight Reduction）： 以輕質電線（Wiring Harnesses）或光纖取代笨重的鋼繩、滑輪、扭力管、支架與推拉連桿機構，直接降低機身空重，增加有效酬載或燃油航程。
2. 實現放寬靜穩定度設計以提升機動性與燃油效率（Relaxed Static Stability, RSS）： 現代戰機可採用氣動靜不穩定（Static Instability）構型以獲得極致敏捷的俯仰響應；民航機則可將重心後移以減少水平尾翼配平負升力（Trim Drag）。此種不穩定構型全賴 DFBW 高頻率（通常 $\ge 50\text{ Hz}$）的閉迴路即時主動修正方能安全飛行。
3. 具備飛行包絡線主動保護功能（Flight Envelope Protection）： FCC 內建臨界保護限制演算法，能防止飛行員過度操縱（Over-control）。系統主動限制最大攻角（$\alpha$-limiting）、結構負載（$g$-limit）、側滑角與飛行速度上限，徹底杜絕失速（Stall）與結構過載解體風險。
4. 改善操縱品質並降低飛行員工作負荷（Handling Qualities & Workload Reduction）： FBW 具備「自動配平（Auto-trim）」功能；操縱手感與反饋由人工感覺系統（Artificial Feel Unit）或側桿彈簧機構提供，擺脫機械非線性摩擦與遲滯現象。控制律可提供俯仰率、飛行路徑角或滾轉率指令保持，減輕飛行員長途巡航或極端天候下的操作負擔。
5. 易於建構高度多重冗餘與容錯系統（High Redundancy and Fault Tolerance）： 電氣線路與數位信號極易實現多重通道配置（如四重冗餘 Quadruplex 架構），結合多數表決邏輯（Majority Voting Logic）及內建自檢（BITE），在發生單一或雙重通道故障時仍能維持「故障運作（Fail-Operational）」或「故障安全（Fail-Safe）」，系統可靠度遠高於單一機械卡死即全盤失效之傳統架構。
6. 主動陣風抑制與結構疲勞緩解（Gust Alleviation & Structural Load Alleviation）： 利用加速度計與大氣資料感測氣流擾動，FCC 可在幾毫秒內即時微調副翼、襟翼或擾流板，抵消突風產生的局部升力峰值，大幅提升乘坐舒適度並延長機體結構之疲勞壽命。

核心觀念

大氣數據系統（Air Data System, ADS；核心單元為大氣數據計算機 Air Data Computer, ADC）是現代航電架構的核心感測中樞。其基本原理是透過機體外部的皮托管（Pitot Tube）、靜壓孔（Static Port）、總溫感測探頭（Total Air Temperature Sensor）以及攻角／側滑角感測翼（Angle of Attack / Sideslip Vanes），採集原始大氣實體量：全壓（Total Pressure, $P_t$）、靜壓（Static Pressure, $P_s$）、總溫（Total Air Temperature, $TAT$）與氣流迎角（$\alpha, \beta$）。

ADC 經由氣體動力學公式換算輸出基礎與衍生大氣數據：

1. 壓力高度（Pressure Altitude, $H_p$）：由標準大氣模型與靜壓關係求得： $P_s = P_0 \left(1 - \frac{L \cdot H_p}{T_0}\right)^{\frac{g_0}{R L}}$
2. 垂直速度／升降率（Vertical Speed / Rate of Climb, $V_v$）：靜壓對時間之變化率 $\frac{dP_s}{dt}$。
3. 衝擊壓力（Impact Pressure, $q_c$）：$q_c = P_t - P_s$。
4. 校正空速（Calibrated Airspeed, $CAS$）與指示空速（$IAS$）：由 $q_c$ 依海平面標準大氣公式解算。
5. 馬赫數（Mach Number, $M$）： $M = \sqrt{\frac{2}{\gamma - 1} \left[ \left(\frac{P_t - P_s}{P_s} + 1\right)^{\frac{\gamma - 1}{\gamma}} - 1 \right]}$ （亞音速狀態，$\gamma = 1.4$）
6. 靜溫（Static Air Temperature, $SAT$ / $OAT$）： $SAT = \frac{TAT}{1 + \frac{\gamma - 1}{2} r M^2}$ （$r$ 為探頭回復係數 Recovery Factor）
7. 真空速（True Airspeed, $TAS$）： $TAS = M \cdot a = M \sqrt{\gamma R \cdot SAT}$
8. 攻角（Angle of Attack, $\alpha$）與側滑角（Angle of Sideslip, $\beta$）。

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解題方法

本題為標準的航電系統整合架構申論題。解題切入點應分為兩大層次：

1. 廣度列舉：完整區分「原始採樣物理量」與「計算衍生數據」，展現對大氣數據系統輸出參數的全面掌握。
2. 深度解構（子系統關聯機制）：針對題目指定的「飛行控制系統」、「導航系統」及「引擎控制系統」，不僅列出所需參數，必須具體寫出「該參數在該子系統中參與何種演算法或控制迴路」，說明缺乏該參數將導致何種控制失效，切中航空工程評分標準。

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選項分析

本題為高考三級申論題（非選擇題）。題目所列各項大氣數據與三大子系統之技術需求與運作依賴關係深入剖析如下：

1. 大氣數據系統提供的數據清單分析

• 壓力與高度參數：靜壓（$P_s$）、氣壓高度（Pressure Altitude）、標準儀表著陸高度／修正海平面高度（Baro-corrected Altitude）、升降速率（Vertical Speed）。
• 速度與動力學參數：全壓（$P_t$）、衝擊壓力（$q_c$）、動壓（Dynamic Pressure, $q = \frac{1}{2}\rho V^2$）、指示空速（$IAS$）、校正空速（$CAS$）、馬赫數（$M$）、真空速（$TAS$）。
• 溫度參數：外界大氣靜溫（$SAT$ / $OAT$）、總溫（$TAT$）。
• 氣流姿態參數：攻角（$\alpha$ / $AoA$）、側滑角（$\beta$ / $AoS$）。

2. (一) 飛行控制系統（Flight Control System, FCS / FBW）需求分析

• 所需數據：校正空速（$CAS$）、動壓（$q$）、馬赫數（$M$）、攻角（$\alpha$）、側滑角（$\beta$）。
• 運作機制分析：
• 增益排程（Gain Scheduling）：空氣動力舵面（副翼、升降舵、方向舵）之控制力矩與動壓 $q$ 成正比。在高速巡航時動壓大，微小舵面偏轉即產生大氣動力；若維持低速時的舵面增益，將導致結構過載或系統擺震。因此線傳飛控（Fly-By-Wire）電腦必須以 $CAS$ 或動壓 $q$ 進行增益排程，隨速度提高自動縮小舵面行程限制（Control Surface Travel Limitation）。
• 飛行包線保護（Flight Envelope Protection）：飛控電腦需藉由攻角（$\alpha$）計算當前氣流分離裕度，於接近失速攻角時啟動失速警告（Stall Warning）、搖桿抖動器（Stick Shaker）及推桿器（Stick Pusher）或俯仰限制；同時依據 $CAS$ 與馬赫數 $M$ 實施超速保護（防止超過 $V_{MO} / M_{MO}$）。
• 馬赫配平（Mach Trim）：在高亞音速飛行時，因機翼表面局部超音速產生震波，升力中心後移造成「馬赫低頭（Mach Tuck）」現象。飛控系統需依據馬赫數 $M$ 自動調整水平尾翼或升降舵進行配平補償。

3. (二) 導航系統（Navigation System / FMS / IRS）需求分析

• 所需數據：真空速（$TAS$）、氣壓高度（Pressure Altitude）、升降速率（Vertical Speed）。
• 運作機制分析：
• 航位推算與風向量計算（Dead Reckoning & Wind Vector Calculation）：慣性參考系統（IRS）與全球定位系統（GPS）提供地速向量（Ground Speed Vector, $\vec{V}_g$）。飛行管理系統（FMS）結合磁航向與大氣數據系統輸出的真空速向量（$\vec{V}_{TAS}$），利用航行速度三角形幾何關係計算環境風向與風速： $\vec{V}_{wind} = \vec{V}_g - \vec{V}_{TAS}$ 當 GPS 訊號喪失且無地面導航台校正時，導航系統必須依賴 $TAS$ 與航向進行傳統航位推算。
• 氣壓慣性高度混合濾波（Baro-Inertial Hybridization）：慣性導航系統的垂直軸加速度計存在常態零偏，經過二次積分計算高度時具有發散特性（舒勒週期的垂直軸不穩定性）。導航系統必須引入大氣數據系統的氣壓高度（$H_p$）構建閉迴路阻尼濾波器（第三階舒勒阻尼迴路），以獲得穩定的慣性氣壓混合垂直位置與垂直速度。

核心觀念

本題評量航空電子導航系統中核心的精密進場導引系統——儀器降落系統（Instrument Landing System, ILS）。考點聚焦於：

1. 系統組成架構：依據國際民航組織（ICAO Annex 10）與美國聯邦航空總署（FAA）規範，標準 ILS 由「導引資訊（Guidance Information）」、「距離資訊（Range Information）」與「目視資訊（Visual Information）」三大功能子系統所構成（或指發射電波導引之左右定位台、下滑台與標記信標／測距儀）。
2. 操作載波頻率與調變特性：各子系統所分配之頻帶（VHF/UHF）、頻道間隔、音頻調變頻率（$90\text{ Hz}$ 與 $150\text{ Hz}$ 之調變深度差，Difference in Depth of Modulation, DDM）。
3. 場地配置幾何與導引幾何：各天線陣列相對於跑道中心線與跑道頭（Threshold）之實體安裝位置、有效涵蓋範圍（Coverage Area），以及飛機截收訊號之空間幾何配置。

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解題方法

申論此題應採取「條列架構化、參數數據化、圖文整合化」之切入策略：

1. 定義三大子系統：以 ICAO/FAA 標準分類破題，明確點出「左右定位台（Localizer）」、「下滑台（Glide Slope）」與「距離導引設施（Marker Beacons 或 ILS/DME）」，並補充「目視進場燈光系統（ALS）」使答案更臻完備。
2. 精確標註頻率與調變參數：清楚寫出各子系統的射頻頻段、精確頻率範圍，以及導引信號所採用的音頻音調（$90\text{ Hz} / 150\text{ Hz}$），展現專業航電工程知識深度。
3. 繪製平面與立面配置圖（ASCII 圖示）：分別以「平面配置（水平航向導引）」與「立面剖面（垂直下滑導引）」呈現跑道、各天線場站、標記信標距離與下滑角之相對幾何關係，並詳細論述信號導引原理。

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選項分析

本題為申論題（非選擇題），依考選部評分要點進行配分與作答重點剖析：

• 子系統名稱與功能說明（約佔 30%）：須清楚界定各子系統負責之維度（橫向／水平、縱向／垂直、距離）。漏答任一子系統將直接扣減該項分數。
• 操作頻率（約佔 30%）：頻率範圍必須精準至小數點後兩位，包含頻段名稱（VHF、UHF）及頻道特性（如 LOC 之奇數頻道、GS 與 LOC 之成對配對機制）。
• 配置圖示與導引論述（約佔 40%）：圖示須標註跑道兩端、LOC 天線位置（跑道末端遠端）、GS 天線位置（著陸區側邊）、外／中／內標記信標之距離與進場方向。文字論述須涵蓋 $90\text{ Hz}$ 與 $150\text{ Hz}$ 空間重疊調變導引原理。

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解題技巧

1. 頻率記憶口訣：

• LOC（左右定位台）：VHF $108.10 \sim 111.95\text{ MHz}$，特徵是「小數點後第一位必為奇數」（例：$108.10, 108.15, 108.30\dots$，共 40 個頻道，與 VOR 偶數頻道區隔）。
• GS（下滑台）：UHF $329.15 \sim 335.00\text{ MHz}$（亦為 40 個頻道，航電接收機調諧 LOC 頻率時會自動配對 GS 頻率）。
• MB（標記信標）：固定單一頻率 $75\text{ MHz}$（VHF）。

2. 圖示繪製竅門：

• 繪製平面圖時，務必注意 LOC 天線在跑道離場端（遠端）的外側，絕不能畫在進場跑道頭；而 GS 天線則在進場跑道頭內縮約 $1,000\text{ ft}$ 的跑道旁側。
• 標註 $90\text{ Hz}$ 與 $150\text{ Hz}$ 時記住：「左 90、右 150」（面向進場跑道）；「上 90、下 150」。

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【答案】

一、儀器降落系統（ILS）的三個子系統及其使用頻率

依據國際民航組織（ICAO）與民航局規範，標準儀器降落系統包含以下三個主要子系統：

子系統名稱	功能與導引維度	操作頻率與頻段	調變與識別特徵
左右定位台<br>(Localizer, LOC)	提供進場飛機之**水平／橫向（Lateral）**航向中心線導引	VHF $108.10 \sim 111.95\text{ MHz}$<br>（間隔 $50\text{ kHz}$，小數點後第一位為奇數，共 40 個頻道）	跑道左側調變 $90\text{ Hz}$、右側調變 $150\text{ Hz}$；包含莫氏電碼識別碼（$1020\text{ Hz}$）
下滑台<br>(Glide Slope, GS)	提供進場飛機之**垂直／高度（Vertical）**下降坡度導引	UHF $329.15 \sim 335.00\text{ MHz}$<br>（共 40 個頻道，與 LOC 頻率自動成對配對）	下滑道上方調變 $90\text{ Hz}$、下方調變 $150\text{ Hz}$；標準下滑角通常為 $3.0^\circ$
距離導引設施<br>(Marker Beacons 或 DME)	提供飛機沿進場航道至跑道頭之**縱向距離（Range）**資訊	Marker Beacons：固定 $75\text{ MHz}$ (VHF)<br>(若由 ILS/DME 取代，DME 頻率為 UHF $960 \sim 1215\text{ MHz}$)	- 外標記 (OM)：$400\text{ Hz}$ 音頻，藍燈<br>- 中標記 (MM)：$1300\text{ Hz}$ 音頻，琥珀燈<br>- 內標記 (IM)：$3000\text{ Hz}$ 音頻，白燈

(註：完整的 ILS 運作環境另搭配目視進場燈光系統（Approach Light System, ALS），提供最後進場階段由儀器參考過渡至目視參考之燈光導引。)

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二、飛機精密進場與降落導引之配置圖示

1. 平面配置圖（水平航向導引與地面設施分佈）