108 高普考高考三級 航空駕駛(選試直昇機飛行原理) 直昇機飛行原理 考古題詳解

核心觀念

本題屬於直昇機飛行動力學與構型設計（Helicopter Configurations and Aerodynamics）的經典比較題。核心觀念涵蓋以下四個面向：

1. 反扭矩原理（Anti-Torque Principle）與功率利用率：根據牛頓第三運動定律，旋翼旋轉時空氣阻力對旋翼葉片產生的反作用力矩（扭矩 $Q = \frac{P}{\Omega}$，其中 $P$ 為功率、$\Omega$ 為旋翼轉速）會施加於機身，必須透過尾旋翼或雙旋翼反向旋轉（Counter-rotating）予以抵消。雙旋翼反向旋轉能將發動機輸出功率 $100\%$ 用於提供升力，而傳統單旋翼則需將 $10\% \sim 15\%$ 的發動機功率分流至尾旋翼。
2. 重心配平容許範圍（Center of Gravity [CG] Range）：機身重心移動對縱向配平與操縱力矩的限制。
3. 旋翼間氣動干擾（Aerodynamic Interference / Rotor-Wake Interaction）：多旋翼配置在不同飛行階段（懸停、前飛）所引起的誘導阻力與下洗流（Downwash）互擾。
4. 傳動系統與結構重量（Drive System Complexity & Structural Weight Penalty）：同步傳動軸（Interconnecting shaft）、複合齒輪箱帶來的機械複雜性與空重懲罰。

解題方法

本題為國家考試之申論評析題，作答策略採「系統構面剖析法」，將三種旋翼構型依據「動力與升力效率」、「操縱與重心特性」、「機械傳動與結構」、「氣動干擾與操作限制」四大維度切入，建立對比矩陣與條列申論，確保論述層次分明且論據完整。

選項分析（構型剖析）

本題非選擇題，針對題目所列之三種直昇機構型，分別進行詳細優缺點深度剖析：

一、單旋翼直昇機（Single Rotor with Tail Rotor）

由一具主旋翼提供升力與操縱力矩，並於機尾裝設尾旋翼抵消主旋翼扭矩。

• 優點：

1. 機械構造相對精純：僅需一套主旋翼頭、旋翼減速箱與斜盤系統，免除多旋翼之間的同步連動機構，機械複雜度低、零組件少，製造與後勤維護成本低。
2. 氣動干擾最小：前飛時主旋翼處於完全乾淨之迎面氣流中，無雙旋翼下洗流互擾與機身大型外伸結構引起的額外形阻，高速前飛巡航阻力低。
3. 空重比較佳：結構緊湊、機體內部無需布置長距離貫通之主傳動軸，結構空重較輕，空間有效利用率高。

• 缺點：

1. 反扭矩功率損耗：尾旋翼需消耗發動機約 $10\% \sim 15\%$ 的可用功率，且該功率完全不產生有效升力。
2. 重心容許範圍狹窄：俯仰配平僅依賴單一旋翼頭產生的週期變距力矩（Cyclic pitch control moment），重心變化範圍（CG Travel Range）非常有限，嚴格限制載重配置。
3. 地面與飛行安全風險：高速旋轉的尾旋翼對地面作業人員構成重大安全威脅；在空中若遭遇尾旋翼失效（Loss of Tail-rotor Effectiveness, LTE）或尾傳動系統損壞，機身極易陷入災難性自旋。

二、左右並排旋翼直昇機（Side-by-Side / Transverse Rotors）

於機身兩側支架或短翼末端各配置一具旋翼，兩旋翼呈橫向反向旋轉。

• 優點：

1. 發動機功率利用率高：雙旋翼反向旋轉自我抵消扭矩，無需尾旋翼，所有發動機功率全額轉化為旋翼垂直升力。
2. 橫滾操縱力矩極強：橫向力矩可直接透過兩側旋翼的「差動總距」（Differential Collective Pitch, DCP）精確且強烈地產生，橫向操縱靈敏度極高。
3. 懸停地面效應與外展升力增益：雙旋翼橫向分開，在接近地面時翼尖渦流受抑制，具有極佳的懸停升力效率；部分機型若具短翼結構，前飛時機翼可分擔部分升力。

• 缺點：

1. 結構空重懲罰大：必須設計極具剛性與強度的外伸支架（Outriggers）或懸臂機翼以承載兩側旋翼及發動機/齒輪箱重量，大幅增加結構空重。
2. 正面寄生阻力極大：外露的支架、橫向傳動軸包皮與寬幅機身大幅增加迎風截面積，前飛寄生阻力（Parasite drag）劇增，限制前飛最高航速。
3. 停機與機動維度受限：整體橫向跨距（Spanwise footprint）極大，對停機庫、艦上起降甲板與野戰狹隘地帶的操作適應性差。

核心觀念

本題考查全關節式旋翼系統（Fully Articulated Rotor System）​中單一槳葉的動態受力與力矩平衡。全關節式旋翼利用三種鉸鍊賦予槳葉三個運動自由度：

1. 揮舞鉸（Flapping Hinge）：允許槳葉在垂直平面內上下揮舞，消除前進飛行時的左右升力不對稱（Dissymmetry of Lift）。
2. 擺振鉸／滯後鉸（Lead-Lag / Drag Hinge）：允許槳葉在旋轉平面內前後擺動，吸收因揮舞運動改變質心旋轉半徑所誘發的科氏力（Coriolis Force）。
3. 變距鉸（Feathering / Pitch Hinge）：允許槳葉繞自身展向軸扭轉，用以改變槳距角（Pitch Angle）來控制升力大小。

在穩態旋轉時，單一槳葉受到的主要外力包含：空氣動力（升力與阻力）、慣性力（離心力與科氏力）、重力，以及在鉸鍊處產生的反作用力。鉸鍊的理想力學特性為「可承受剪力與拉力，但無法承受繞鉸軸方向的彎矩（Bending Moment $\approx 0$）」。

解題方法

解答本題應採取「正交平面分解法」，將受力拆解為「垂直平面（揮舞平面）」與「旋轉平面（水平平面）」兩部分進行受力圖繪製與力平衡說明。

一、 簡圖繪製

1. 垂直平面（揮舞運動與錐面角側視圖）

 空氣動力升力 (L)
 ↑
 | / 槳葉軸線 (Blade Axis)
 | /
 | d_L / 
 | / 
 | / 質心 (CG)
 | * ------------→ 離心力 (CF)
 | /|
 | / |
 |/ ↓ 槳葉重力 (W)
 旋翼轂 (Hub) / 
 [===]========o' ------------------- 旋轉參考平面 (Tip-path plane)
 | / \
 | / β \
 轉軸 (Shaft) 揮舞鉸 (Flap Hinge)

2. 旋轉平面（擺振運動與力矩俯視圖）

 旋轉方向 (Rotation: Ω)
 ▲
 | 驅動速度 (V)
 |
 空氣動力阻力 (D)
 |
 ↓ (反向)
 槳葉軸線 /
 / 質心 (CG)
 * --------→ 離心力 (CF)
 /
 / 擺振角 (δ)
 旋翼轂 (Hub) /
 ( O )=============o' (擺振鉸 Drag Hinge)

二、 單一槳葉在旋轉時的受力分析

在旋轉與飛行狀態下，作用在單一槳葉上的受力可歸納為以下四大類：

1. 空氣動力（Aerodynamic Forces）

• 升力（Lift, $L$）：氣流流經旋轉槳葉翼型時產生，方向垂直於相對風（相對氣流），整體合力方向向上。 $L = \frac{1}{2} \rho V^2 C_L S$ 其中 $\rho$ 為空氣密度、$V$ 為切向氣流合成速度、$C_L$ 為升力係數、$S$ 為槳葉面積。升力使槳葉繞揮舞鉸向上抬起。
• 剖面阻力與誘導阻力（Drag, $D$）：平行且順著相對氣流方向，阻礙旋翼旋轉。阻力產生一個與旋轉方向相反的力矩，必須由引擎動力經由旋翼轂所傳遞的扭矩來平衡。

2. 離心力（Centrifugal Force, $CF$）

• 槳葉以角速度 $\Omega$ 繞旋翼軸高速旋轉時，各質量微元產生的慣性離心力向外拉伸槳葉。總離心力為： $CF = \int_0^R r \Omega^2 \, dm = m r_{cg} \Omega^2$ 其中 $m$ 為單一槳葉總質量、$r_{cg}$ 為槳葉質心至旋轉軸的距離、$R$ 為旋翼半徑。
• 離心力數值極大（通常為升力的 5 至 10 倍），是將槳葉向外拉緊、提供結構剛度並防止槳葉過度向上折起的最主要力量。

3. 重力（Blade Weight, $W$）

• 槳葉自身的地球引力，方向垂直向下，作用於槳葉質心： $W = m g$
• 在正常運轉轉速下，$W$ 相對 $CF$ 與 $L$ 極小，但在低轉速或靜止停俥時，重力會使槳葉下垂（Droop）。

核心觀念

本題旨在測驗直昇機在不同飛行狀態下的「需用功率」（Power Required, $P_{req}$）特性與空氣動力學機制。

單旋翼帶尾槳型直昇機的總需用功率主要由四個部分組成： $P_{total} = P_i + P_o + P_p + P_{tr}$

1. 誘導功率（Induced Power, $P_i$）：

• 旋翼將空氣向下加速產生升力（拉力 $T$）所誘發的功率：$P_i = T \cdot v_i$（$v_i$ 為下洗流誘導速度）。
• 依動量理論（Momentum Theory），在前進速度 $V$ 下： $v_i \approx \frac{T}{2\rho A V} \quad (\text{當 } V \gg v_i)$ 其中 $\rho$ 為空氣密度，$A$ 為旋翼盤面積。因此，$P_i \propto \frac{1}{V}$。在懸停時 $P_i$ 最大；隨著前進速度增加，通過旋翼的空氣質量流率（Mass Flow Rate）大幅增加，誘導速度迅速減小，故 $P_i$ 隨前進速度劇烈下降。

2. 葉素型阻功率 / 葉剖面功率（Profile Power, $P_o$）：

• 用於克服旋翼葉片表面黏滯摩擦阻力與形狀阻力旋轉所需的功率。
• 與前進比（Advance Ratio, $\mu = \frac{V}{\Omega R}$）之關係式為： $P_o \approx P_{o,0} \left(1 + 4.65\mu^2\right)$ 低速至中速前進時僅微幅上升；但在極高速飛行時，因後行葉片失速（Retreating Blade Stall）及前進葉片翼端可壓縮性震波阻力（Compressibility Drag Rise），$P_o$ 會陡峭攀升。

3. 寄生功率（Parasite Power, $P_p$）：

• 用於克服機身、旋翼輪轂、起落架等非升力部件迎風前進阻力（Parasite Drag）所需的功率。
• 公式為： $P_p = D_{parasite} \cdot V = \frac{1}{2}\rho V^3 f$ 其中 $f$ 為機身等效平板阻力面積（Equivalent Flat Plate Area）。在懸停時（$V = 0$），$P_p = 0$；前進時其數值與空速三次方（$V^3$）成正比，在高速時急速膨脹並主導總需用功率。

4. 尾槳及附屬功率（Tail Rotor and Losses, $P_{tr}$）：

• 尾槳提供反扭矩拉力所需之功率，通常約佔主旋翼功率的 $5\% \sim 15\%$。懸停時主旋翼扭矩大，尾槳功率需求較高；中高速前進時，垂直安定面（Vertical Fin）分擔空氣動力偏航力矩，尾槳負擔減輕。

解題方法

評估與比較三種飛行狀態的需用功率大小，切入點為分析各功率分量隨空速變化的消長關係：

功率 (Power)
 ^
 | / (總功率曲線 P_total = 凹槽形)
 | P_hover 
 | * * P_max (最高速度，受限於發動機最大輸出)
 | \ /
 | \ / / P_parasite (∝ V³)
 | *_______/ /
 | P_moderate /
 | (最低點 V_mp)
 |----------------------------> 前進速度 (Airspeed, V)

1. 懸停狀態（Hovering, $V = 0$）

• 功率特徵：
• $P_p = 0$：無前進速度，寄生阻力為零。
• $P_i$ 達到最大值：靜止空氣中需完全依賴旋翼葉片自身吸入並加速氣流下洗，在無地效懸停（OGE）時，$P_{i, hover} = \frac{T^{3/2}}{\sqrt{2\rho A}}$，佔總需用功率的 $60\% \sim 75\%$。
• $P_o$ 為基準怠速旋轉阻力功率。
• $P_{tr}$ 偏高：主旋翼需產生最大升力平衡機重，扭矩極大，尾槳需輸出高拉力以抗衡扭矩。
• 整體耗能：總需用功率次高（通常約為發動機額定最大可用功率的 $65\% \sim 80\%$）。

2. 以適中速度前進（Moderate Forward Speed）

• 工況定義：空速約在 $60 \sim 80 \text{ knots}$ 區間，對應直昇機的「最小功率速度」（Speed for Minimum Power, $V_{mp}$，即最大耐空速度）或「最佳

核心觀念

1. 靜態穩定（Static Stability）之定義：

• 飛行器在原本處於平衡（配平，Trimmed）飛行狀態下，受到外力或氣流擾動（Disturbance）偏離平衡點的「最初瞬間（Initial tendency）」，在無飛行員控制介入下，自身產生恢復力矩趨向返回原平衡狀態的物理傾向。
• 分類：
• 正靜態穩定（Positive Static Stability）：受擾動後，最初傾向朝原平衡位置恢復。
• 中立靜態穩定（Neutral Static Stability）：受擾動後，停留在新位置，既不趨向恢復亦不繼續發散。
• 負靜態穩定（Negative Static Stability / Static Instability）：受擾動後，最初傾向沿擾動方向進一步擴大偏離。

2. 動態穩定與靜態穩定之關係：

• 正靜態穩定是正動態穩定（Positive Dynamic Stability，即擾動隨時間衰減振盪消失）的必要條件，但非充分條件。

3. 單旋翼帶尾槳直昇機懸停（Hovering）氣動力學特性：

• 懸停時前進動壓為零（$q \approx 0$），各軸缺乏固定翼飛機靠高速前進氣流作用於尾翼所產生的強大氣動恢復力矩。
• 旋翼推力向量與機身重心（CG）之相對位置決定力矩。
• 旋翼揮舞回退（Flapback）與前進片／後退片升力差異所產生的速度穩定效應。
• 流入比（Inflow ratio）與誘導速度變化對垂直升力的阻尼作用。

解題方法

本題為標準的國家考試專業申論題，採「由一般性定義出發，再落實至特定載具與特定飛行狀態」的兩階段結構作答：

1. 第一部分：闡明靜態穩定的通用物理本質

• 明確定義靜態穩定著眼於「擾動發生的最初趨勢（Initial response）」，並以力矩導數（如縱向俯仰力矩對迎角之導數 $\frac{dM}{d\alpha} < 0$ 為正穩定）或簡潔的趨勢圖文輔助說明三種穩定狀態。

2. 第二部分：分軸向詳析懸停時的靜態穩定特性

• 直昇機在空間中有六個自由度，探討懸停穩定特性時，應切入四大維度逐一論述：
• 縱向（俯仰，Pitch）：區分「姿態擾動」與「水平速度擾動」的反應機制。
• 橫向（滾轉，Roll）：滾轉轉動慣量小、反應靈敏且因側傾產生水平推力分量。
• 方向（偏航，Yaw）：尾槳的側向力矩與風向標效應（Weathervane effect）。
• 垂直軸（高度／升降，Heave）：旋翼有效迎角隨升降速度的自調節特性。
• 歸納總結：指出懸停時直昇機角位移本質上呈現「中立至負靜態穩定」，需靠飛行員或穩定增強系統（SAS）主動修正。

選項分析

註：本題為高考三級公職專門技術申論題（非選擇題），依命題核心子題進行評分要點剖析：

• 子題一：飛機飛行中靜態穩定定義評析
• 關鍵失分點在於混淆「靜態」與「動態」。若僅回答「飛機能不能回到平衡」，閱卷老師通常認定為動態穩定的概念；必須明確標示「最初瞬間趨勢（Initial tendency）」才給予滿分。
• 子題二：懸停時靜態穩定特性評析
• 常見誤答：全盤寫成「直昇機具有正靜態穩定」或「完全不穩定」。
• 標準剖析：直昇機各軸特性不同，不可一概而論。懸停時俯仰與滾轉姿態缺乏如固定翼平尾、立尾的被動恢復力矩，呈現中立或負靜態穩定；然而在垂直軸（升降）由於氣流流入變化具有正靜態穩定；速度擾動因揮舞回退具有正速度穩定性，但該力矩隨即惡化姿態，引發後續發散。分軸陳述才能展現考生深厚的旋翼機空氣動力學素養。

解題技巧

1. 破題口訣記三態：「初始趨勢看靜態，隨時變化看動態；回正為正、停留中立、偏離為負」。
2. 懸停直昇機各軸記憶心法：

• 俯仰／滾轉（週期桿）：負或中立（推力傾斜致加速漂移，需手動修正）。
• 升降（總距桿）：正穩定（上升降迎角，推力自動減；下墜增迎角，推力自動增）。