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

核心觀念

本題評量直昇機飛航前「載重與平衡」（Weight and Balance）之各項重量定義與操作限制。依據民航法規（以命題當年民國 111 年之《航空器飛航作業管理規則》為準）、民航局航空器飛航手冊（RFM）及 FAA 航空器載重平衡指引（FAA-H-8083-1B / FAA-H-8083-21B），直昇機載重必須同時滿足結構強度極限與旋翼氣動性能極限。考生需掌握由「基本空重」到「全載總重」，以及受高溫、高海拔影響的「性能限制重量」等核心要素。

解題方法

本題為申論題，切入點應採「層級化系統分類」：從航空器固有基礎重量、任務酬載與油量，推進至動態操作重量與極限/性能限制重量。依此脈絡論述，能展現出兼顧法規規範與實務飛航安全的完整架構。

直昇機載重必須考慮之重量因素詳析

1. 基本空重（Basic Empty Weight, BEW）

• 定義：標準空重（機體結構、發動機、固定裝備、不可用燃油、滿容量滑油與液壓油）加上所有後續加裝之選用裝備（Optional Equipment）的總重量。
• 考量要點：BEW 為計算載重平衡的基基準值，直昇機凡經改裝、加裝航電或設備（如搜救吊掛臂、外掛油箱架），均必須重新計算並登錄於載重平衡紀錄表。

2. 可用載重（Useful Load）

• 定義：直昇機能夠酬載的所有人員、行李、貨物、可使用燃油之總和。
• 關係式： $Useful\ Load = Maximum\ Allowable\ Gross\ Weight - Basic\ Empty\ Weight$

3. 有效酬載（Payload）

• 定義：直接產生任務效益或營收之裝載重量，包含乘客（Passengers）、貨物（Cargo）與行李（Baggage），但不包括機組員與燃油。

4. 燃油重量（Fuel Weight）

• 可使用燃油（Usable Fuel）：可供發動機在飛航各階段燃燒使用之燃油。直昇機通常以航程需求、法規備用油量（Reserve Fuel）進行配載。
• 不可用燃油（Unusable Fuel）：殘留於油箱底、管路中無法被抽汲至發動機的燃油（已計入空重）。
• 燃油消耗效應：燃油隨飛行時間消耗，總重量持續減輕，且油箱重心（CG）位移會直接改變飛機縱向與橫向平衡。

5. 操作空重（Operating Weight / Operational Empty Weight, OEW）

• 定義：基本空重（BEW）加上飛行組員、隨身行李、水與機載必備操作裝備的重量，即尚未裝載酬載與可用燃油前的重量。

6. 零燃油重量（Zero Fuel Weight, ZFW）

• 定義：裝載所有酬載（組員、乘客、貨物）後，但尚未加入任何可用燃油時的重量。
• 關係式： $Zero\ Fuel\ Weight = Operating\ Weight + Payload$

7. 起飛總重（Takeoff Gross Weight, TOGW）與 落地重量（Landing Weight, LW）

• 起飛總重：直昇機發動機啟動、滑行至起飛點並離地時的實際總重量。
• 落地重量：起飛總重扣除航程中消耗的燃油及其他消耗品後的重量：

核心觀念

本題考飛機的重量與平衡：先計算總重量與總力矩，再以力矩除以總重量求縱向重心位置。

題目以飛機鼻端為力臂參考點，力臂愈大代表位置愈靠後。圖上的橫軸是「裝載後力矩除以 1,000」，縱軸是總重量；計算所得的重量與力矩須落在圖示的重心許可範圍內。

解題方法

先求基地起飛時的總重量與總力矩

各項力矩如下：

因此基地起飛時的重心為：

（一）載病患準備返本島起飛

此時燃油為 770 磅，增加病患與行李 200 磅，位置在 180 英吋處。

在圖上以重量 7,530 磅、力矩約 1,166.7 千磅英吋定位，落在重心許可範圍內，因此不需額外移動壓載物來調整重心。

（二）抵達本島醫院機場時

由返程起飛後再消耗 180 磅燃油，燃油剩下 $770-180=590$ 磅；病患仍在機上。

核心觀念

載重平衡（Weight and Balance）是飛航安全與飛機性能表現的基石。不當的載重平衡主要包含兩大違規情境：重量超限（Overweight） 與 重心超出許可範圍（Center of Gravity Out of Limits）。

1. 基本定義與力矩平衡公式：

• 總力矩與重心位置： $CG = \frac{\text{Total Moment}}{\text{Total Weight}} = \frac{\sum (W_i \times \text{Arm}_i)}{\sum W_i}$
• 重心限制範圍（CG Envelope）：原廠飛航手冊（AFM/POH）明定之前限（Forward Limit）、後限（Aft Limit）以及側向限制（Lateral Limit）。

2. 飛行力學核心機制：

• 失速速度與重量之關係：失速速度 $V_s$ 與總重 $W$ 之平方根成正比： $V_s = V_{s0} \sqrt{\frac{W}{W_0}}$
• 縱向靜穩定性（Longitudinal Static Stability）：取決於重心（CG）相對於全機中性點（Neutral Point, NP）的位置。距離稱為靜穩定裕度（Static Margin）。
• 配平阻力（Trim Drag）：為平衡重心繞空氣動力中心產生之力矩，水平尾翼（或直昇機水平安定面）必須產生向下或向上的下壓配平力，進而增加誘導阻力。

3. 法規依據：

• 以命題當年（民國 111 年）法規為準，依據《航空器飛航作業管理規則》（AOR）及《民用航空法》，航空器於起飛、巡航及降落之全階段，其重量與重心均不得逾越民航局核准之飛航手冊規範極限。

解題方法

本題為典型的航空專業申論題。解題時切忌以條列雜感方式作答，應建立「性能（Performance）」、「穩定性與操縱性（Stability & Controllability）」及「結構安全（Structural Safety）」三大維度，並將問題精確拆解為四大失衡情境作答：

1. 超重（Overweight）之影響：從氣動力負荷、發動機可用馬力與跑道長度切入。
2. 縱向重心過前（Forward CG Limit Exceeded）之影響：從配平負擔、操縱桿行程與失速拉平切入。
3. 縱向重心過後（Aft CG Limit Exceeded）之影響：從靜穩定度喪失、失速／螺旋（Spin）改出困難切入。
4. 側向重心失衡（Lateral CG Imbalance）之影響：補充直昇機與定翼機之側向操縱裕度與不對稱升力問題。

選項分析（申論題各構面實務影響剖析）

本題為申論試題，將考題所涉之不當載重平衡狀況，逐項依飛行力學原理剖析其飛航影響如下：

一、 載重超限（超重，Overweight）之影響

1. 起降性能嚴重惡化：

• 起飛離地速度增加，起飛滾行距離（Takeoff Roll）大幅延長；起飛爬升角（Climb Angle）與爬升率（Rate of Climb）顯著下降，影響起飛初期的越障裕度。
• 降落進場速度提高，動能增加，接地後的滾行煞車距離延長，易導致煞車過熱或衝出跑道。

2. 飛行性能衰退：

• 依 $V_s = V_{s0}\sqrt{W/W_0}$，失速速度 $V_s$ 上升，可操作的安全空速區間收縮。
• 飛機的實用升限（Service Ceiling）與絕對升限降低。
• 巡航所需迎角增加，引致誘發阻力（Induced Drag）增大，巡航巡航油耗增加，巡航航程與滯空時間（Endurance）縮短。
• （旋翼機特性）直昇機懸停天花板（HIGE/HOGE）顯著降低，自轉降落（Autorotation）下沉率增大。

3. 結構超載風險增加：

• 飛機結構可承受之極限負載因數（Load Factor, $n = L/W$）受限，若遇亂流（Turbulence）或進行急劇操縱，結構應力易突破降伏點造成機體永久形變甚至解體。

二、 重心超出前限（CG Too Far Forward）之影響

1. 縱向操縱極其沉重、配平阻力大：

• 重心位於升力中心過前方，產生巨大的俯頭力矩（Nose-down Pitching Moment）。水平尾翼必須產生極大的負升力（尾翼下壓力）以維持水平配平，導致全機總阻力（Trim Drag）顯著增加，燃油效率降低。

2. 抬頭操控力矩裕度不足：

• 升降舵（Elevator）或直昇機循環桿（Cyclic）必須長時間保持後拉位移，可用之後向操縱裕度縮小。

3. 降落拉平（Flare）困難：

核心觀念

直昇機旋翼系統（Rotor System）在高速旋轉時，其葉片承受極大的離心力（Centrifugal Force）。旋翼葉片的重量平衡作業，核心目的在於消除旋轉過程中因各葉片質量分布不均所產生的非對稱離心力與慣性力偶，進而抑制一轉一次（1-per-rev，簡稱 1P）的低頻振動，避免傳遞至機身造成結構疲勞、儀表損壞或操縱困難。

旋翼葉片重量平衡涵蓋兩大核心層次與相應力學原理：

1. 靜態平衡（Static Balancing）：在離機狀態（Shop/Bench check）下，對單片葉片或成套葉片進行幾何與質量分布校準：

• 總重量（Total Weight）：各葉片總質量必須一致（在製造容許公差內）。
• 展向平衡（Spanwise Balancing）：確保各葉片沿葉展方向之重心力矩（Moment）相等。依力矩原理： $M_{\text{span}} = W \times L_{\text{CG}}$ 其中 $W$ 為葉片重量，$L_{\text{CG}}$ 為重心至旋翼旋轉中心（或葉根固定孔，Blade Retention Bolt Hole）的距離。若展向力矩不相等，旋轉時各葉片產生的離心力 $F_c = m r \omega^2$ 將不平衡，造成嚴重的側向振動（Lateral Vibration）。
• 弦向平衡（Chordwise Balancing）：確保翼剖面弦向（從前緣至後緣）之重心落在氣動力中心（Aerodynamic Center，約前緣起 25% 弦長處）或其前方，以防止葉片在旋轉受載時發生氣動發散或顫振（Flutter）。

2. 動態平衡與巡航循跡（Dynamic Balancing and Tracking）：在裝機運轉狀態下，修正因實際旋轉變形、氣動力差異與旋翼轂裝配誤差所引起的動態不平衡（側向振動與垂直振動）。

解題方法

本題為標準之航空維護與載重平衡實務申論題，作答時應以「先離機靜態平衡、後裝機動態校正」為邏輯主軸，依序說明標準作業流程：

一、離機靜態重量平衡作業（Static Balancing Procedure）

靜平衡通常使用原廠專用平衡架（Master Balancing Fixture）或刀口天平（Knife-edge balance scale）進行：

1. 清潔與檢查：

• 清潔葉片表面，確保無污垢、油漬或濕氣殘留。
• 檢查葉片有無外物損傷（FOD）、結構裂紋或表面塗裝剝落，以免影響微量配重。

2. 展向力矩與重量平衡（Spanwise Balancing）：

• 將待測葉片安裝於標準平衡治具上，以葉根固定螺栓孔作為基準點（Datum）。
• 測量葉根與葉梢兩端的支撐反力，計算出展向力矩 $M_{\text{span}}$ 與重心位置。
• 與標準主葉片（Master Blade）或原廠維護手冊規範（AMM）進行比對。
• 校正方式：增減位於葉梢配重槽（Tip Balance Pocket）或葉根配重腔（Root Pocket）內的配重墊圈或配重鉛塊（Balance Weights/Washers），使各葉片的展向力矩差值落在手冊容許公差（Tolerance）之內。

3. 弦向平衡（Chordwise Balancing）：

• 將葉片放置於弦向平衡刀口夾具上，測量弦向重心偏移量。
• 校正方式：調整預置於葉片前緣（Leading Edge）內部之配平重條（Balance weights），確保重心不會落於氣動力中心之後。

二、裝機動態平衡作業（Dynamic Balancing Procedure）

靜平衡完成並安裝至旋翼轂（Rotor Hub）後，必須在實際運轉下執行地面與空中動態配重：

1. 設備架設：

• 安裝振動分析儀（如 Chadwick-Helmuth 或現代整合式振動監控系統）。
• 在機身關鍵受震點安裝加速規（Accelerometer）以量測振動振幅（單位：Inches Per Second, IPS）。
• 安裝光學感測器或磁性拾波器（Magnetic Pickup / Interrupter）以獲取旋翼旋轉基準信號，判定振動之相角（Clock Angle / Phase Angle）。

2. 地面慢車與全速運轉測試（Ground Run）：

• 啟動發動機並帶動旋翼至額定轉速（$100\% N_R$），集體桿（Collective Pitch）置於最低位置。
• 記錄側向 1P 振動量與相位角。