113 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

本題屬於「載重平衡（Weight and Balance）」科目的基本名詞解釋題，考的是航空器適航文件（如飛機飛行手冊 AFM、重量平衡手冊 Weight and Balance Manual）中最核心的五個基本概念。這些名詞環環相扣，共同構成航空器裝載作業「確保重心落在安全範圍內」的理論基礎。解題關鍵在於：每個名詞都要寫出「定義」＋「作用／意義」＋（若適用）「與其他名詞的關係」，才能拿到該小題滿分（5分）。

以下逐一作答。

(一) 備用油量（RFW, Reserve Fuel Weight）

定義：備用油量係指航空器完成正常飛行任務（含起飛、巡航、降落）之後，為應付非預期狀況（如目的地機場天候不佳需轉降備降場、空中等待、儀器飛行程序延誤等）而額外保留、規劃上不得動用的燃油重量。

意涵說明：

• 依民航法規（如 CAA 相關運作規則）及各機型飛行手冊規定，飛航前必須依飛航計畫預先扣除此部分油量，不列入「可用業務載重（Payload）」計算。
• 在載重平衡計算中，RFW 通常被視為固定於機身某油箱位置的重量，會影響航空器空重（Empty Weight）之後、起飛重量之前的重心位置，故計算 Ramp Weight 或 Takeoff Weight 之重心時，須將 RFW 的重量與力矩一併納入。
• RFW 的存在確保航空器有足夠燃油餘裕應付緊急情況，是飛航安全之基本保障。

(二) 重心限制（CG limits）

定義：重心限制係指航空器製造廠依據結構強度、操縱性、穩定性等飛行測試結果，於飛機飛行手冊（AFM）或重量平衡手冊中所訂定之重心（Center of Gravity）前限（Forward limit）與後限（Aft limit），航空器實際運作時之重心必須落於此範圍內，方能維持飛航安全。

意涵說明：

• 重心過度前移：會使航空器縱向操縱性下降，起飛/降落時可能出現操縱桿力過重、拉不起機頭之情況。
• 重心過度後移：會使航空器縱向靜穩定性降低甚至變成不穩定，可能發生失控（尤其在低速、大角度攻角時更危險）。
• 重心限制常隨總重（Gross Weight）​而變化（重心限制常以「重量-重心」二維圖表方式呈現，即下述之 CG envelope），故不可僅用單一固定數值判斷，須配合當時之實際總重查閱對應的前限、後限。
• 任何裝載作業（人員、貨物、燃油）完成後，皆須驗證計算出之重心落在對應總重之限制範圍內，此即載重平衡作業之核心目的。

(三) 許可空重（Licensed Empty Weight, LEW）

定義：許可空重係指航空器於取得型別檢定證（Type Certificate）或個別適航證時，經航空主管機關（如民航局）核准登記之空重數值，通常記載於該航空器之重量平衡手冊或適航證明文件中，作為該機日後計算實際空重（Basic Empty Weight）之官方基準值。

意涵說明：

• 許可空重包含航空器機體結構、發動機、固定裝備等，但不含可卸載之燃油、機組人員、旅客、貨物、業務載重（不含可抽取的無用油 unusable fuel 通常包含在內，隨機型定義而有差異，一般定義為：機體結構＋標準裝備＋不可用燃油＋液壓油等固定液體）。
• 許可空重是官方「登記在案」的數值，若航空器後續加裝或拆除設備（如加裝雷達、拆除座椅），必須依規定重新過磅（reweighing）並辦理空重變更（reweigh & amendment）​手續，更新其許可空重與對應重心位置，否則不得逕自沿用舊值計算，以免載重平衡計算失準。
• 此數值是所有後續裝載計算（如 Basic Empty Weight → Zero Fuel Weight → Takeoff Weight）之起點基準。

(四) 重心包線（CG Envelope）

定義：重心包線係指以「總重（Gross Weight）」為縱軸（或橫軸）、「重心位置（CG，常以百分比 MAC 或英吋表示）」為另一軸所繪製之封閉圖形（多邊形），圖形內部區域即代表該航空器在各種重量下，重心可被允許存在之安全範圍。

意涵說明：

• 重心包線是「重心限制」之圖形化呈現，因前限、後限會隨總重不同而改變（例如低重量時容許前限較前、後限較後；

核心觀念

本題考的是載重平衡（Weight and Balance）​這門學科最根本的​「目的」與「基本要求」，屬於全科的總綱性觀念，後續所有計算題（重心計算、力矩配平、裝載表編製）都是由這一題的觀念延伸出來的。答題時必須掌握兩條主軸：

1. 重量限制：飛機的總重量（Weight）不得超過依結構強度、發動機性能、起降性能所訂出的各項極限重量。

2. 重心限制：飛機的重心（Center of Gravity, CG）必須落在飛機製造廠依穩定性與操縱性所核定的重心包絡線（CG Envelope）​範圍內。

這兩條主軸貫穿全部理論基礎，其數學核心即為力矩原理（Moment Principle）：

$Moment = Weight \times Arm$

$\overline{CG} = \frac{\sum (W_i \times Arm_i)}{\sum W_i}$

其中 $Arm$ 為各裝載物（人員、貨物、燃油）相對於基準線（Datum Line）的力臂距離。載重平衡工作即是運用此一力矩平衡原理，確保飛機在裝載後同時滿足重量與重心兩項限制。

解題方法

本題為問答題（申論題），採​「目的」與「基本要求」二段式作答架構，每段再以條列分項展開，使閱卷者能清楚辨識得分點。以下依此架構完整展開內容。

壹、載重平衡工作之目的

一、確保飛行安全

這是載重平衡工作最核心、最優先的目的。

• 防止結構超載：飛機的機體、起落架、機翼（或直昇機之旋翼系統、傳動系統）皆依設計最大重量核給結構強度，超重會導致結構應力超過安全係數，長期並將加速機體疲勞損傷，短期則可能於起降、機動或亂流中發生結構失效。
• 確保重心在安全範圍內：重心過度前移（Forward CG）會使飛機（或直昇機）操縱面（或旋翼週期變距）需要更大的力矩才能配平，導致縱向操縱性下降，甚至於低速時（如起降階段）操縱力不足；重心過度後移（Aft CG）則會降低縱向靜穩定性，嚴重時可能造成失速後難以改出，或直昇機發生振動、操控反應遲鈍甚至失控。

二、保證飛機性能符合設計標準

飛機的起飛距離、爬升率、續航力、單發（單發動機失效）性能等，均係依特定重量與重心範圍所核算。超重或重心偏移將直接導致實際性能劣於飛行手冊（AFM）所載數據，使原本預留的安全餘裕消失。

三、符合適航證與飛行手冊之法定限制

每型飛機經型式檢定（Type Certification）後，其最大重量、重心包絡線均記載於飛機飛行手冊（Aircraft Flight Manual, AFM）​及型別檢定資料表（Type Certificate Data Sheet, TCDS）​中，屬於法定限制。載重平衡工作即在確保每次任務的裝載結果不違反此等法定限制，符合適航要求。

四、兼顧經濟效益

在滿足安全與法規限制的前提下，載重平衡工作應力求最大化有效酬載（客貨油），以提升每次飛行的商業效益或任務效益，避免因保守裝載而浪費酬載能量。

五、保障飛機使用壽限

長期超重或重心配置不當運作，會加速結構疲勞、增加維修成本，載重平衡工作亦有延長飛機使用壽命之附帶效益。

貳、載重平衡工作之基本要求

一、總重量不得超過各項最大允許重量

依飛行階段不同，須分別檢核：

• 最大滑行重量（Maximum Ramp/Taxi Weight, MRW）
• 最大起飛重量（Maximum Takeoff Weight, MTOW）
• 最大降落重量（Maximum Landing Weight, MLW）
• 最大無油重量（Maximum Zero Fuel Weight, MZFW）

任一階段之實際重量均不得超過對應限制，尤其起飛後若因故須立即返場，實際降落重量仍須符合 MLW，必要時須放油（fuel dumping）或於空中盤旋耗油。

核心觀念

本題考的是航空運務／飛機性能中最基本的起飛重量三重限制（Take-Off Weight Limitation）​與酬載重量（Allowable Payload）​推算，屬於載重平衡（Weight and Balance）計算的核心技巧。

先明確各重量定義：

• DOW（Dry Operating Weight，修正後基本重量）：飛機本身結構重量＋機組員、標準設備等，不含燃油與酬載（乘客、貨物、行李）。
• TOF（Take-Off Fuel，起飛燃油量）：飛機起飛瞬間機上所攜帶之燃油總量。
• TFW（Trip Fuel Weight，航段耗油量）：本航段（起飛到落地）預計消耗的燃油。
• MTOW（Maximum Take-Off Weight）：結構強度允許的最大起飛重量（固定值）。
• MLDW（Maximum Landing Weight）：結構強度允許的最大落地重量（固定值）。
• MZFW（Maximum Zero Fuel Weight）：結構強度允許的最大「無油重量」，即 DOW＋酬載（不含燃油）的上限（固定值）。

起飛重量（TOW）必須同時滿足三個獨立限制：

1. 結構限制： $TOW \le MTOW$

2. 落地重量限制（落地重量＝起飛重量－本航段耗油）： $TOW - TFW \le MLDW \;\Rightarrow\; TOW \le MLDW + TFW$

3. 無油重量限制（無油重量＝起飛重量－起飛燃油）： $TOW - TOF \le MZFW \;\Rightarrow\; TOW \le MZFW + TOF$

允許最大起飛重量（Allowable TOW）＝以上三者中的最小值（哪一項限制最緊，就以它為準）。

求出允許 TOW 後，允許最大酬載重量（Allowable Payload）​再由下式反推：

$Allowable\ Payload = Allowable\ TOW - DOW - TOF$

（因為 $TOW = DOW + Payload + TOF$）

解題方法

【甲地起飛（甲→乙航段）】

已知： $DOW = 179772\ kg,\quad TOF = 80000\ kg,\quad TFW = 40000\ kg$ $MTOW = 340000\ kg,\quad MLDW = 290298\ kg,\quad MZFW = 261268\ kg$

分別代入三個限制式：

• 結構限制： $TOW \le MTOW = 340000\ kg$

• 落地重量限制： $TOW \le MLDW + TFW = 290298 + 40000 = 330298\ kg$

• 無油重量限制： $TOW \le MZFW + TOF = 261268 + 80000 = 341268\ kg$

三者取最小值： $\min(340000,\ 330298,\ 341268) = 330298\ kg$

故甲地允許最大起飛重量 $= 330298\ kg$，受「落地重量限制」制約（Landing Limited）。

酬載重量反推： $Payload_{甲} = 330298 - 179772 - 80000 = 70526\ kg$

驗算：無油重量 $ZFW = 330298 - 80000 = 250298\ kg \le MZFW(261268)$ ✓；落地重量 $= 330298 - 40000 = 290298\ kg = MLDW$ ✓（剛好卡在落地重量上限，符合預期）。

【乙地起飛（乙→丙航段）】

核心觀念

本題考查航空駕駛學科「飛機性能」單元中最基礎且最常出現的申論題型：運輸類飛機（Part 25 適用機種）的最大起飛重量（Maximum Takeoff Weight, MTOW）與最大降落重量（Maximum Landing Weight, MLW）並非固定常數，而是由「結構限制」與「性能限制」兩大類因素共同決定，每次起降均須依當日跑道、氣象、機場條件重新計算，取其中最小值作為當次容許重量。此觀念架構源自 ICAO Annex 6 及美國 FAR/我國「航空器飛航作業管理規則」有關起飛降落性能之規範精神（以命題當年民國 113 年之飛航作業管理規則及性能標準為準）。

核心公式： $W_{TO,allow}=\min(W_{TO,struct},\,W_{field},\,W_{climb},\,W_{obstacle},\,W_{tire},\,W_{brake},\,W_{VMCG},\,W_{LW,max}+F_{trip})$ $W_{LW,allow}=\min(W_{LW,struct},\,W_{field,LDG},\,W_{climb,approach/landing})$

解題方法

作答應採「結構限制 vs. 性能限制」兩軸分類，性能限制再依「起飛」「降落」兩階段逐項展開，並點出環境因素（高度、溫度、風）貫穿其中、以及起飛重量與降落重量之連動關係，最後說明「取最小值」原則，方能完整涵蓋考點、切中閱卷核心。

壹、最大起飛重量（MTOW）之限制因素

一、結構限制（固定值） 機翼、機身、起落架依設計階段之靜力與疲勞測試所核定之最大重量上限，不隨當日環境改變，為所有限制之基準上限。

二、性能限制（隨機場、跑道、氣象變動）

1. 跑道長度限制（Field Length Limited Weight）：依可用起飛滾行距離（TORA）、可用起飛距離（TODA，含淨空區）、可用加速停止距離（ASDA，含停止道）反推容許重量；跑道表面乾濕、積水、積雪、結冰，坡度與風向風速皆直接影響。

2. 爬升梯度限制（Climb Limited Weight）：一具發動機失效情況下，第二階段、最終階段爬升須滿足最低淨爬升梯度法規要求，重量愈重梯度愈差，故限重。

3. 越障限制（Obstacle Limited Weight）：依起飛淨飛航路徑（Net Flight Path），一具發動機失效下須以足夠餘裕（通常 35 呎）超越起飛航道上地形或障礙物。

4. 輪胎速度限制（Tire Speed Limited Weight）：起飛滾行地速不得超過輪胎額定速度，重量、高溫、順風皆使抬頭速度提高。

5. 煞車能量限制（Brake Energy Limited Weight）：中止起飛時煞車須吸收之動能不得超過系統設計上限，重量愈重、V1 愈高，需求能量愈大。

6. 最小操控速度限制（VMCG/VMCA Limited Weight）：一具發動機失效時方向舵須能於低速下維持航向操控。

7. 環境因素（貫穿以上各限制之共同變數）：機場標高與氣壓影響空氣密度，進而影響發動機推力與升力；氣溫愈高、密度愈低，各限重同步下降（高溫限重罰則）；逆風縮短起飛距離提高限重，順風則相反，且受最大允許順風分量限制。