民國115年 高考三級 航空器維修 定翼機及旋翼機基本原理考古題
民國115年 高考三級 航空器維修 定翼機及旋翼機基本原理收錄考選部官方試題，共 5 題可線上瀏覽，考選部未公告本科目答案。
題目與答案
試述當翼型超過「臨界攻角」（Critical angle of attack）時，氣流會發生什
麼變化？這對升力與阻力有何具體影響？（20 分）
參考解答（AI 生成，非官方）
- 一、臨界攻角（critical angle of attack）是指翼型的升力係數（lift coefficient, CL）達到最大值時對應的攻角，通常約為12至18度，會隨翼型厚度、彎度與雷諾數（Reynolds number）而異。超過此角度後，翼型上表面的氣流無法維持附著，升力開始下降，因此臨界攻角是判斷失速（stall）的核心參數，與空速並無直接必然關係。
- 二、當攻角超過臨界值時，上表面的逆壓梯度（adverse pressure gradient）過強，邊界層（boundary layer）的動能不足以克服壓力上升，氣流會在翼型前緣或中段發生分離（flow separation）。分離區形成低壓渦流與寬廣尾流（wake），氣流由附著狀態轉為大尺度剝離，翼面有效外形與環流（circulation）也隨之改變。
- 三、對升力而言，分離會使上表面吸力峰消失、環流減弱，升力係數由CLmax急遽下降，形成失速。對阻力而言，分離區的低壓與尾流擾動會產生大量壓差阻力（pressure drag），使總阻力驟增；同時可能出現抖振（buffet）、機翼下墜與操縱面失效。因此失速並非升力為零，而是升力不足且阻力大增。
- 四、影響因素包括翼型彎度、表面粗糙度、雷諾數、馬赫數與汙染物；高升力裝置（high-lift devices）如縫翼（slat）與襟翼（flap）可延後分離，渦流產生器（vortex generator）則可增加邊界層動能。飛機載重與負載因數（load factor）會改變所需攻角，故低速、大載重或急操縱時更易觸及臨界攻角。
- 五、恢復程序應立即減小攻角，例如推桿、降低負載因數，使氣流重新附著；若伴隨側滑或不對稱失速，應先協調舵面並避免過度拉扯。飛行訓練強調以攻角而非僅以空速判斷失速，並注意失速警告（stall warning）與抖振徵候，以確保安全餘度。
一直昇機之旋翼葉片總直徑為31 英呎，運作轉速為321 r.p.m。請計算
葉尖的移動速度為每秒多少英呎（f.p.s.）？（π 取3.14）（20 分）
參考解答（AI 生成，非官方）
- 一、葉尖速度（tip speed）是指旋翼葉片尖端在單位時間內所走過的圓周距離。計算公式為V_tip＝2πrN，其中r為旋翼半徑、N為每秒轉數；也可寫成V_tip＝πDN/60（N以r.p.m.計）。本題採半徑法，並以π＝3.14代入。
- 二、已知旋翼總直徑D＝31英呎，故半徑r＝D/2＝15.5英呎；轉速321 r.p.m.，換算每秒轉數N＝321/60＝5.35轉/秒（rev/s）。每轉葉尖走一圈，圓周長為2πr＝2×3.14×15.5＝97.34英呎。
- 三、將圓周長乘以每秒轉數：V_tip＝97.34×5.35＝520.769英呎/秒（f.p.s.）。若以角速度法驗算，ω＝2πN＝2×3.14×5.35＝33.598 rad/s，V_tip＝ωr＝33.598×15.5≒520.77 f.p.s.，兩種算法結果一致。
- 四、答案為每秒約520.77英呎，四捨五入可取521 f.p.s.。計算時須確認直徑已除以二得半徑、r.p.m.已除以六十得每秒轉數，且π依題目指定採3.14；單位為英呎/秒，不可誤寫為英呎/分。
- 五、本題假設旋翼為剛體、轉速穩定、葉片無揮舞（flapping）與變距（pitch change）造成之瞬時半徑變化，且不計槳尖壓縮性與後掠（sweep）效應；若葉片有後掠或槳尖外形改變，實際葉尖速度仍以最大半徑處估算。題目資料完整，可得出唯一數值。
試述翼型的「邊界層」（Boundary layer）的定義？層流（Laminar flow）
與紊流（Turbulent flow）在邊界層之阻力與分離特性上有何差異？（20 分）
參考解答（AI 生成，非官方）
- 一、邊界層（boundary layer）是指物體表面附近，因黏滯性（viscosity）與無滑移條件（no-slip condition）而使流速由壁面零逐漸增至自由流速度的薄層。一般以流速達自由流99%處的垂直距離定義邊界層厚度（δ），層內速度梯度大，剪應力（shear stress）與摩擦阻力主要由此產生。
- 二、層流邊界層（laminar boundary layer）流線平順、質點分層運動，動量交換主要靠分子黏滯，故表面摩擦阻力較小；但其近壁動能低，遇到逆壓梯度（adverse pressure gradient）時較早發生分離（separation），分離點靠近前緣，易形成寬廣低壓尾流。
- 三、紊流邊界層（turbulent boundary layer）充滿渦流與隨機擾動，動量交換強烈，近壁速度剖面較飽滿，故表面摩擦阻力較高；然而其高動量可抵抗逆壓梯度，分離點通常較後，尾流較窄，壓差阻力（pressure drag）反而較小。故總阻力須視摩擦阻力與壓差阻力之取捨。
- 四、雷諾數（Reynolds number）低、表面光滑且逆壓梯度小時，層流比例較高；雷諾數高或表面粗糙時，邊界層較早轉捩（transition）為紊流。層流翼型（laminar flow airfoil）藉延後轉捩降低摩擦阻力，但對表面汙染、昆蟲與雨滴敏感，維護不當會使效果大打折扣。
- 五、工程上可用渦流產生器（vortex generator）、吹氣（blowing）或吸氣（suction）等方式補充邊界層動能，延後分離；亦可藉襟翼（flap）與縫翼（slat）改變壓力分布。設計時須在低摩擦與抗分離之間取得平衡，並考慮起降、巡航與高攻角等不同操作狀態。
直昇機在前進飛行初期會遭遇橫向流效應（Transverse flow effect）現象，
試述其成因，並說明它如何影響旋翼葉片的姿態？（20 分）
參考解答（AI 生成，非官方）
- 一、橫向流效應（transverse flow effect）是直昇機由滯空進入前進飛行初期，因旋翼盤前後半部誘導速度（induced velocity）分布不均所產生的氣動現象，通常在空速約10至20節、尚未進入有效平移升力（effective translational lift, ETL）時最明顯。
- 二、前進飛行時，旋翼盤前方吸入相對未受擾動的空氣，後方則吸入已受旋翼下洗（downwash）影響的空氣，故後半部誘導速度較大、誘導下洗角較大，葉片有效攻角較小；前半部誘導速度較小，葉片有效攻角相對較大。此種前後不對稱使升力分布改變，形成低頻振動與姿態變化。
- 三、就葉片姿態而言，前半部葉片因攻角較大、升力較高而向上揮舞（flap up），後半部葉片因誘導下洗較大、攻角較小而向下揮舞；由於揮舞反應有90度相位落後（phase lag），最大揮舞變形出現在側方，但整體旋翼盤會向後傾斜，機頭呈現上仰（pitch up）趨勢。
- 四、此後傾會使機體姿態改變，飛行員需以向前cyclic（週期變距）修正，避免機頭持續上仰；若未修正，可能造成速度增加緩慢、姿態不穩與乘客不適。當空速增至約15至20節，ETL使誘導速度分布趨於均勻，橫向流效應逐漸減弱。
- 五、橫向流效應與後退槳葉失速（retreating blade stall）、揮舞後傾（flapback）不同，前者源自前後誘導速度差，後者源自前進比與槳葉揮舞；操作時應平順加速、保持協調，並依機型手冊之姿態與空速限制修正。實際數值受旋翼直徑、轉速、翼型與風速影響。
試述直昇機在「地面效應內（IGE）」與「地面效應外（OGE）」滯空時，
誘導氣流與所需功率有何顯著差異？（20 分）
參考解答（AI 生成，非官方）
- 一、地面效應（ground effect）是直昇機接近地面滯空時，旋翼下洗氣流受地面阻擋而改變流場的現象。通常以旋翼離地高度約一個旋翼直徑（rotor diameter）為界：低於此高度稱地面效應內（in ground effect, IGE），高於此高度稱地面效應外（out of ground effect, OGE）。
- 二、IGE時，地面形成停滯高壓區，限制下洗氣流向下發展，並抑制槳尖渦流（tip vortex）強度，使誘導速度降低、有效攻角提高；在相同重量下，旋翼只需較小誘導功率（induced power）即可產生足夠升力，故滯空所需總功率較低，操縱餘度較大。
- 三、OGE時，下洗氣流可自由向下發展，槳尖渦流完整且強烈，誘導速度較高，誘導功率隨之增加；為維持相同升力，必須提高集體變距（collective pitch）與引擎功率，燃油流量與引擎溫度亦較高。若功率不足，可能無法維持滯空。
- 四、功率差異主要展現在誘導功率，而非型面功率（profile power）與寄生功率（parasite power）；IGE可視為暫時降低誘導功率，OGE則回復至無地面束縛之基準。故同一機型之IGE滯空升限（hover ceiling IGE）通常高於OGE滯空升限。
- 五、操作上，IGE起降可增加載重與安全餘度，但須注意地面效應隨高度、地面坡度、風速與地面種類而衰減；接近OGE時應預留功率餘度，避免在高溫、高海拔與滿載情況下貿然爬升。地面效應不是免費升力，仍受旋翼直徑、轉速與下洗強度限制。