114 高普考高考三級 航空器維修 定翼機及旋翼機基本原理 考古題詳解

核心觀念

定翼機失速（stall）是機翼迎角超過臨界迎角後，機翼上表面氣流大幅分離，升力係數下降、阻力增加的飛行狀態。失速的直接原因是迎角過大，不是單純「空速太低」；飛機在高速急轉或突然拉起時，也可能因迎角超限而失速。

機翼升力可用下式表示：

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。迎角增加時，$C_L$ 通常隨之增加；達到臨界迎角後，氣流分離使 $C_L$ 不再增加而快速下降，機翼因而無法維持所需升力。

解題方法

依序說明「失速現象、發生原因、飛安影響」，並以臨界迎角作為主軸。題目詢問的是定翼機的一般原理，重點在交代失速如何發生，以及失速後為何會失去控制與高度。

1. **描述現象：**機翼氣流分離，升力減少、阻力增加；飛機可能出現抖振、操縱效能變差、機頭下沉或機翼下沉等徵候。具體徵候會依機型與失速狀態而異。
2. **說明成因：**飛機為維持升力而增加迎角，若迎角超過臨界值便失速。低速、急轉、突然拉桿、載重或重心與構型變化等因素，會增加失速風險或改變失速速度。
3. **連結飛安影響：**失速導致升力不足、下降率增加及操縱能力降低；若兩翼失速程度不均且伴隨偏航，可能進一步進入自旋，造成高度快速流失、碰撞地面或其他障礙物。

發生原因與相關因素

失速由迎角超過臨界值直接引起。飛行速度降低時，若要維持相同升力，飛行員須增加迎角；當迎角升至臨界值，即使再拉高機頭也無法有效增加升力，反而加劇氣流分離。

下列情況容易使迎角過大或提高失速速度：

核心觀念

本題考查機翼後掠對高速氣流、翼面升力分布，以及機翼結構受力的影響。比較後掠翼與前掠翼時，須分別看亞音速和超音速流況，並注意兩者雖可降低機翼法向氣流速度，結構受力卻有不同特性。

令機翼後掠角（或前掠角）為 $\Lambda$，自由流馬赫數為 $M_\infty$。氣流速度可分解成垂直於前緣的分量；其法向馬赫數為：

因此，後掠可降低垂直於前緣的有效馬赫數，延後翼面局部達到音速及激波形成的條件。此效應對跨音速阻力、臨界馬赫數及波阻尤其重要。

解題方法

依序比較三個面向：

1. 氣動力：運用 $M_n=M_\infty\cos\Lambda$ 說明後掠對跨音速與超音速流況的影響，再討論亞音速升力效率與失速特性。
2. 後掠與前掠的差異：兩者在幾何上皆使前緣與自由流方向形成斜角；然而前掠翼的翼尖流動與失速傾向，通常與後掠翼相反。
3. 結構設計：比較翼面氣動載荷造成的彎曲、扭轉方向，以及翼樑、蒙皮和翼尖所需的結構控制。

氣動力比較

核心觀念

本題考查旋翼機主旋翼的週期變距（cyclic pitch）：旋翼葉片在每一轉中，依所在方位改變俯仰角，使旋翼盤不同部位的升力分布能配合飛行狀態與操縱需求。

葉片俯仰角 $\theta$ 是葉片弦線相對旋轉平面的角度；攻角 $\alpha$ 則是弦線與相對氣流的夾角。兩者相關，但不相同：即使俯仰角不變，葉片方位、飛行速度、旋翼誘導流等因素改變，也會使攻角改變。

旋翼機的主要變距控制包括：

• 總距（collective pitch）：各葉片的俯仰角同量增加或減少，主要改變旋翼總升力。
• 週期變距（cyclic pitch）：葉片俯仰角隨旋轉方位週期性改變，改變旋翼盤升力分布及旋翼盤傾斜方向。

解題方法

先說明「為何要沿旋轉過程調整」：前飛時，前進側葉片與後退側葉片相對氣流速度不同，若俯仰角完全不變，兩側升力便不相等，旋翼盤升力分布也會不均。再說明「如何調整」：由週期變距機構依葉片方位改變俯仰角；最後以後退側葉片失速說明，若調整或飛行速度控制不當，後退側葉片會因相對速度低而需要更大的攻角，進而失速。

前飛時，葉片切向速度為 $\Omega r$，機體前進速度為 $V$。忽略誘導速度與其他小量時，前進側及後退側的相對速度可簡化表示為：

葉片升力可用下式概念化表示：

核心觀念

本題考查定翼機螺旋槳與旋翼機主旋翼雖都以旋轉翼片產生氣動力，但兩者的主要功能、產生推力的方向、設計條件與飛行控制角色不同。

螺旋槳主要把引擎輸入的軸功率轉換為沿飛機縱軸方向的推力，讓機體向前飛行；定翼機的機翼則利用前進速度產生升力。主旋翼除了提供旋翼機的垂直升力，也能藉由傾斜旋翼推力分量產生前進、後退或側向飛行所需的力，並參與姿態與方向控制。

解題方法

依序比較「氣動力來源與方向」、「設計理念」、「飛行性能影響」即可完整作答。先指出兩者都以翼型葉片旋轉、使氣流改變動量而產生氣動力，再說明它們如何分配推力與升力功能，以及由此帶來的性能差異。

一、推力產生原理

定翼機螺旋槳

螺旋槳葉片旋轉時，葉片剖面相對氣流具有攻角，因而產生升力與阻力。各葉片所受氣動力的軸向分量合成為推力，推動飛機前進；切向分量則形成阻力與所需的驅動轉矩。從動量觀點看，螺旋槳加速後方氣流，使氣流獲得向後的動量，飛機則受到向前的反作用力。

螺旋槳的主要作用是產生沿飛機縱軸的推力。飛機前進後，定翼機機翼再利用來流產生主要升力。螺旋槳本身的氣動力並非定翼機主要的垂直升力來源。

旋翼機主旋翼

主旋翼也是由旋轉翼型葉片產生氣動力，但旋翼的合氣動力主要表現為旋翼盤平面上方的旋翼推力。在垂直或定點飛行時，推力大致向上，用以平衡重量；在前飛時，旋翼盤傾斜，推力可分解為垂直分量與水平分量：

其中 $T$ 為旋翼推力，$\theta$ 為旋翼推力方向相對垂直方向的傾角；$T_v$ 支持機體重量，$T_h$ 提供前飛加速度或克服阻力所需的水平力。旋翼機並可透過改變總距、週期變距等方式調整旋翼推力的大小與方向。

二、設計理念差異

螺旋槳：推進器設計

螺旋槳的設計重點是將引擎軸功率有效轉換為軸向推力，並配合飛機的巡航速度、引擎功率與預定任務。螺距、直徑、葉片數與轉速等參數，需兼顧效率、噪音、結構強度及葉尖速度限制。定距螺旋槳的葉片角固定；可變螺距或恆速螺旋槳則能依飛行狀態調整葉片角，使螺旋槳在不同速度與功率條件下維持較佳效率。

主旋翼：升力與操縱系統設計

核心觀念

NOTAR（No Tail Rotor，無尾旋翼）以機身尾樑內的風扇和受控氣流取代傳統尾旋翼，產生抵抗主旋翼反扭矩的偏航力矩。它不是完全沒有尾部構件，而是取消外露尾旋翼，改以尾樑表面的氣流與尾端導流翼產生控制力。

主旋翼帶動機身承受反向扭矩。若反扭矩未被抵消，機身會朝與主旋翼相反的方向旋轉。尾部只要產生方向相反的力矩，即可維持偏航平衡：

其中 $F_{\text{尾部}}$ 是尾部氣流造成的側向力，$l$ 是該力相對重心的力臂。

解題方法：氣流如何產生反扭矩

NOTAR 的工作原理可分為三個環節：

1. 風扇供氣：主旋翼傳動系統帶動機身內的風扇，將空氣送入中空尾樑。
2. 尾樑附壁氣流：尾樑側面的縱向狹縫噴出氣流。氣流沿尾樑曲面流動，藉由柯恩達效應（Coandă effect）附著於表面，使主旋翼下洗氣流在尾樑周圍形成側向力。這股力作用在較長的尾部力臂上，產生抵抗主旋翼反扭矩的偏航力矩。
3. 尾端導流控制：尾樑末端設有可偏轉的垂直導流翼，通常稱為方向舵。導流翼利用風扇排出的氣流及周遭氣流產生額外側向力，補足反扭矩並控制偏航方向。飛行員操作方向舵踏板，即可改變尾端氣流方向與偏航力矩。

因此，NOTAR 同時利用尾樑表面氣流效應與尾端導流翼控制偏航；在懸停及低速時，風扇供氣與尾樑氣流效果特別重要。

優缺點

優點