114 高普考高考三級 航空器維修 航空器電氣系統 考古題詳解

核心觀念

本題考查正弦穩態交流電路中，各基本元件的阻抗，以及串聯 RLC 電路的總阻抗。

由輸入電壓

可得角頻率為

在相量法中：

• 電阻阻抗：$Z_R=R$
• 電感阻抗：$Z_L=j\omega L$
• 電容阻抗：$Z_C=\dfrac{1}{j\omega C}=-\dfrac{j}{\omega C}$

其中 $j=\sqrt{-1}$。

解題方法

圖中 $R$、$L$、$C$ 為串聯電路，因此電路總阻抗等於各元件阻抗的代數和：

先分別求出各元件的電抗，再合併虛部即可。

（一）各元件的電抗

1. 電阻

理想電阻的阻抗為

其電抗為

因此電阻不造成相位超前或落後。

2. 電感

電感的感抗為

其阻抗為

感抗為正值，表示電感電壓相位超前電流 $90^\circ$。

3. 電容

電容的容抗大小為

其阻抗為

若以「電抗」的代數值表示，則

容抗為負值，表示電容電流相位超前電壓 $90^\circ$。

（二）RLC 串聯電路之阻抗

由串聯阻抗相加：

核心觀念

本題考查三相交流發電機的定子三相繞組如何互接，以及接法對相電壓、線電壓、相電流、線電流、是否有中性點與供電用途的影響。三相發電機的三組繞組彼此相差 $120^\circ$ 電氣角；改變接線方式，可改變端電壓與供電形式。

以下以三相平衡、正弦波、三組繞組規格相同為前提。相電壓 $V_{\phi}$、線電壓 $V_L$、相電流 $I_{\phi}$、線電流 $I_L$ 的關係如下：

三相平衡負載的總視在功率為：

有功功率則為 $P=\sqrt{3}V_LI_L\cos\phi$，其中 $\cos\phi$ 為功率因數。

解題方法

作答時依序比較三項：電壓與電流關係、中性點與供電形式、優缺點及適用情境。再補充星形與三角形結合的方式和用途，即可完整回應題目。

一、星形接法（Y 接法）

將三組繞組的一端接在一起形成中性點，另一端分別接至三條線路。中性點可不引出，也可作為第四條中性線引出。

• 電壓、電流特性：

每相繞組承受線電壓的 $1/\sqrt{3}$。在相同繞組相電壓下，線電壓較高。

• 優點：

1. 可引出中性線，供應相對中性點的單相負載，也可供應相間的三相負載。
2. 每相繞組承受的電壓低於線電壓，有利於降低繞組對地絕緣需求。
3. 可建立三相四線供電系統，方便不同電壓等級的負載取電。

• **應用情境：**適合需要中性線或同時供應單相、三相負載的系統。航空器常見交流主電源採三相四線 Y 接，典型標稱值為 $115/200\ \mathrm{V}$：相對中性點為 $115\ \mathrm{V}$，相間為 $200\ \mathrm{V}$，因為 $115\sqrt{3}\approx 199.2$。

二、三角形接法（$\Delta$ 接法）

將每相繞組的末端依次接至下一相的首端，三組繞組首尾相連形成封閉三角形，三個接點作為三條線路端子。

• 電壓、電流特性：

每相繞組直接承受線電壓；線電流為兩相繞組電流的向量合成，故其大小為 $\sqrt{3}I_{\phi}$。

核心觀念

本題要掌握兩件事：哪些部位必須防止結冰，以及各部位常用什麼方式防冰或除冰。結冰會改變翼面氣流，使升力下降、阻力增加，也可能阻塞感測器或影響發動機進氣，因此系統設計涵蓋氣動表面、發動機、飛行儀表感測器及駕駛員視野等關鍵區域。

• 防冰（Anti-Icing）：在結冰形成前啟動，阻止冰附著或形成。
• 除冰（De-Icing）：結冰後啟動，將已形成的冰移除。

常見原理包括熱能、氣動機械、化學液體及機械振動。飛機會依機型與部位搭配不同方法，並非所有區域都使用同一種系統。

解題方法

按「氣動表面 → 發動機 → 螺旋槳 → 駕駛艙風擋 → 飛行儀表與感測器」逐區域作答。每一區域說明其結冰造成的危害，再配對常見的防冰或除冰方式，即能完整涵蓋題目要求。

主要防冰／除冰區域與方式

一、機翼及水平尾翼前緣

這些部位是迎風氣流首先接觸的氣動表面，結冰會破壞翼型與升力特性，降低失速裕度，嚴重時會影響飛機操縱。

1. 熱氣防冰：渦輪發動機飛機常將引擎壓縮段抽取的熱空氣導入機翼或尾翼前緣的防冰腔，持續加熱表面，防止冰層形成。部分機型也採電熱方式加熱前緣。
2. 氣動橡膠除冰靴：在前緣包覆橡膠除冰靴，結冰後以氣壓使其週期性膨脹，破裂並剝離冰層。此為除冰方式；操作時依飛機手冊設定啟動時機與循環。
3. 化學液體防冰：將防冰液輸送至前緣或多孔表面，使液體流散並降低水的凝固點，減少結冰或使冰層脫離。部分系統稱為「滲液翼」（weeping wing）。

二、發動機進氣口、整流罩及進氣道

進氣口結冰會縮小或阻塞進氣通道，冰塊脫落也可能損傷壓縮機，因此須保護進氣唇口及易結冰的進氣部位。

1. 熱氣防冰：將引擎壓縮空氣或其他熱源導至進氣唇口及進氣道表面，加熱以避免結冰。
2. 電熱防冰：部分機型以電熱元件加熱進氣口或特定易結冰表面。
3. 活塞發動機化油器／進氣防冰：化油器加熱或進氣預熱可避免化油器喉部因降壓與燃油汽化而結冰；渦輪發動機則依機型設置進氣防冰。

三、螺旋槳葉片

螺旋槳結冰會使葉片形狀與重量分布改變，造成推力下降及振動。

核心觀念

APU（Auxiliary Power Unit，輔助動力單元）是裝在飛機上的小型動力裝置，通常為燃氣渦輪機。它提供飛機所需的非推進動力，主要包括電力與壓縮空氣；部分機型也可供應液壓動力。APU 的作用是支援飛機系統運作與發動主發動機，不是用來產生飛機推力。

本題重點在於說明 APU 的兩個面向：一是系統由哪些主要部分構成、如何輸出動力；二是它在地面與飛行中的用途。

解題方法

可依「動力來源與本體 → 輸出介面 → 使用情境」的順序作答。這種寫法能同時交代 APU 系統架構及其功能，並凸顯 APU 與主發動機的差異。

一、主要架構

1. APU 動力核心 APU 多為小型燃氣渦輪機，包含進氣、壓縮、燃燒、渦輪與排氣等部分。燃料燃燒產生的動力驅動渦輪，供應 APU 的輸出軸功率。

2. 燃油、控制與起動系統 燃油系統提供燃料；起動系統使 APU 加速至可自行運轉的轉速；控制系統則管理起動、轉速、溫度、負載與停機。控制與監視功能通常包含保護邏輯，遇到超溫、超速、低油壓或火警等異常時，可發出警告或自動停機，實際保護項目依機型而定。

3. 潤滑、冷卻與排氣系統 潤滑系統供應軸承等旋轉部件所需的潤滑與冷卻；排氣系統導引燃燒後的高溫氣體排出機外。APU 通常裝在機身後段或其他合適位置，並配有安裝結構、隔熱與火警／滅火配置；配置依飛機設計而異。

4. 電力輸出系統 APU 藉由傳動軸帶動發電機，向飛機電力系統供電。發電機輸出經控制、保護與配電裝置接入匯流排，可供應地面或飛行中的電氣負載。電壓、頻率及可用負載依機型而定。

5. 引氣輸出系統 APU 壓縮機的引氣可經調節與閥門控制後，送入飛機氣源系統，供地面空調、客艙調溫與主發動機氣動起動使用。