首頁 / 普通考試 航空器維修考古題 / 民國115年 普通考試 航空器維修 旋翼機原理 民國115年 普通考試 航空器維修 旋翼機原理考古題
民國115年 普通考試 航空器維修 旋翼機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
試述何謂主旋翼的「後退葉片失速（Retreating Blade Stall）」？它對飛行
有何限制？（20 分）
參考解答（AI 生成，非官方） 一、定義：後退葉片失速（Retreating Blade Stall）是指直昇機前飛時，位於旋翼盤後退側（該側相對氣流方向與葉片旋轉方向相反）的葉片，因為相對風速等於切線速度減去機身空速，所以有效流速最低；為了產生與前進側相等的升力，該葉片必須以最大攻角工作。當攻角超過臨界攻角（critical angle of attack，約12°至15°）時，氣流會在翼面上分離，升力驟降、阻力劇增，即形成後退葉片失速。 二、成因與內涵：旋翼盤前進側的流速等於切線速度加空速，後退側則等於切線速度減空速，兩側形成不對稱升力（dissymmetry of lift）。週期變距雖可使後退側攻角增大以平衡升力，但攻角增大有極限。空速愈高、旋翼轉速愈低、密度高度愈高、載重因數（load factor）愈大，後退側所需攻角就愈大，也就愈早觸及臨界值。 三、飛行徵候：典型徵候包括機身劇烈抖動、操縱桿震顫、機頭非指令性上仰（pitch up）、機身向後退側滾轉（roll）、操縱反應遲滯，以及航速無法再增加；嚴重時可能喪失控制。飛行員通常先感覺抖動，再感覺上仰，這是辨識與及時處置的關鍵。 四、飛行限制：因此衍生出最大空速（VNE）、最大載重因數、密度高度與總距（collective）等限制，也限制大坡度、高G盤旋及高速下降後的拉升。製造商於飛行手冊中訂有速度、高度、重量之限制與警告，並要求避開後退葉片失速的包絡區。 五、處置與建議：遭遇時應減低空速、降低總距以減小攻角、減小坡度與載重因數，必要時增加旋翼轉速以提升後退側流速；平時應依手冊操作，避免在高密度高度滿載高速飛行，並將此現象納入緊急程序訓練與情境演練。
何謂「失去尾旋翼效能（LTE）」？請詳細解釋其中「尾旋翼渦環狀態」
（210°-330°）的成因。（20 分）
參考解答（AI 生成，非官方） 一、定義：失去尾旋翼效能（Loss of Tail Rotor Effectiveness, LTE）是指直昇機在低速、懸停或遭遇側風、尾風時，尾旋翼因相對風與自身誘導氣流交互作用，喪失有效的側向推力，產生非指令性偏航（uncommanded yaw）或偏航率突變。此現象屬氣動力問題，並非機械故障。 二、分類（三區）：依相對風方位可分三區：風標效應區（weathercock stability，約120°至240°）、主旋翼渦流干擾區（main rotor vortex interference，約285°至315°）、尾旋翼渦環狀態區（tail rotor vortex ring state，約210°至330°）。各區成因與處置不同，須分別辨識。 三、210°至330°之成因：當相對風由機尾後方吹來（約210°至330°方位，涵蓋左後、正後至右後），風向與尾旋翼誘導氣流方向接近相反或嚴重偏折，尾旋翼葉片反覆穿越自身產生的渦流尾跡，形成類似渦環狀態（vortex ring state）的流場，推力大幅下降且呈週期性擺動。 四、惡化因素與影響：該區內尾旋翼入流角改變、有效攻角不穩定，飛行員須大量踩踏板修正；若同時下降率大、總距高、風速接近臨界值，尾旋翼可能幾近失效，機身快速偏航甚至進入失控旋轉（uncontrolled spin）。低速順風轉彎、右側風懸停均屬高風險情境。 五、防範與恢復：應避免在210°至330°相對風下低速懸停或緩慢後退；發生時宜增加前飛速度（通常大於30節）脫離、降低總距、以最小必要踏板修正，切勿猛踩踏板或急劇改變姿態，並熟記製造商警告區與操作限制。
試述在直昇機的主旋翼系統中，「撲動（Flapping）」與「羽動（Feathering）」
的作動方式？（20 分）
參考解答（AI 生成，非官方） 一、撲動（Flapping）定義：撲動是指葉片繞撲動鉸（flapping hinge，水平鉸）上下擺動，使葉片相對槳轂改變錐角（coning angle），以平衡升力與離心力，並吸收前飛時的不對稱升力。全鉸接式旋翼設有獨立撲動鉸；半剛性旋翼則以蹺蹺板鉸（teetering hinge）使兩葉片整體擺動。 二、撲動之作動：懸停時，升力使葉片向上揚成錐角，與離心力達成平衡；前飛時，前進側升力大，葉片向上撲動，後退側升力小，葉片向下撲動，形成週期性撲動（cyclic flapping），使旋翼盤前傾並讓升力重新平衡（flapping to equality）。 三、羽動（Feathering）定義：羽動是指葉片繞變距軸（feathering axis，即pitch axis）轉動，改變安裝角（pitch angle）與攻角，由變距軸承、變距連桿（pitch link）與斜盤（swashplate）驅動；可分集體羽動（collective feathering）與週期羽動（cyclic feathering）。 四、羽動之作動：集體羽動同時且等量改變所有葉片攻角，以改變總升力；週期羽動則隨方位角週期性改變各葉片攻角，使旋翼錐體向所欲方向傾斜，產生前後左右推力分量。兩者經混合機構（mixer）協同，由總距桿與迴旋桿分別輸入。 五、兩者關係與限制：撲動與羽動互相耦合，葉片撲動時因相對氣流改變而產生攻角變化（flapping to feathering），通常呈90°相位差；設計上以撲動鉸偏置（Δ3角）、穩定桿（flybar）或貝爾—希勒（Bell-Hiller）機構調整耦合，剛性旋翼則以複合材料撓性樑取代鉸鏈。
試述迴旋桿（Cyclic Pitch Control）的操作如何結合「陀螺進動性
（Gyroscopic Precession）」來改變主旋翼葉片的傾斜姿態？（20 分）
參考解答（AI 生成，非官方） 一、陀螺進動定義：陀螺進動性（gyroscopic precession）是指高速旋轉的剛體受外力矩作用時，其位移反應不在力矩作用點，而沿旋轉方向落後約90°處發生。主旋翼轉速高、轉動慣量大，可視為大型陀螺，故操縱輸入與葉片實際反應間存在約90°相位差。 二、迴旋桿操縱路徑：迴旋桿（cyclic pitch control）經連桿與混合機構傳至不動斜盤（stationary swashplate），再經旋轉斜盤（rotating swashplate）與變距連桿傳至各葉片；斜盤傾斜方向即決定葉片最大變距發生之方位，從而決定旋翼錐體傾斜方向與推力向量方向。 三、結合進動之作用：以俯視逆時針旋轉之旋翼為例，欲使旋翼盤向前傾，須在3點鐘方位給予最大攻角，葉片因進動於90°後的12點鐘方位達最大上撲，錐體前傾，推力向量隨之前傾而產生前飛加速度；左右滾轉同理，只是最大變距方位不同。 四、操縱感覺與相位補償：因轉速極高，進動延遲時間極短，飛行員感覺迴旋桿近乎直接控制姿態；設計上須依旋翼旋轉方向與相位角（phase angle）配置變距連桿位置，必要時以相位調整機構修正，避免操縱方向偏差或反應遲滯。 五、限制與影響：進動量與轉速、轉動慣量有關，轉速下降時相位差與操縱反應隨之改變；剛性旋翼之相位角可能小於90°，須以設計補償。此外，進動亦伴隨科氏力（Coriolis effect）與擺振（lead-lag）現象，須以擺振鉸或彈性樑吸收。
試述半剛性（Semirigid）旋翼直昇機為何特別容易遭遇「主承桿撞擊
（Mast Bumping）」？（20 分）
參考解答（AI 生成，非官方） 一、定義：主承桿撞擊（mast bumping）是指半剛性（semirigid）旋翼於低G、零G或負G狀態下，蹺蹺板式槳轂（teetering hub）擺動至極限，撞擊主軸（mast）或撞擊限制器（teeter stop），造成主軸疲勞、龜裂甚至斷裂之危險現象。 二、半剛性旋翼構造：半剛性旋翼僅兩片葉片，共用一個蹺蹺板鉸，無獨立之撲動鉸與擺振鉸（lead-lag hinge），葉片僅能繞蹺蹺板鉸整體上下擺動及繞變距軸羽動；槳轂與主軸間無法傳遞力矩，故完全依賴離心力維持葉片位置與錐體形狀。 三、成因：當飛行員推桿使G值降至接近零或負值，葉片升力不足、離心力減小，錐體無法維持，槳轂向一側大幅擺動至極限而撞擊主軸；常見於山脊下降氣流、熱氣流邊緣、突然推桿、側風陣風或高速下壓等情況。 四、特別容易之原因：全鉸接式旋翼具有撲動鉸，可吸收不對稱升力與G值變化，槳轂不會直接撞擊主軸；半剛性旋翼因無撲動鉸，所有不對稱載荷與G值變化均由蹺蹺板鉸承擔，一旦超出擺動範圍即發生金屬撞擊，且兩葉片剛性連結，一方上揚必導致另一方下壓。 五、防範與建議：操作上應始终保持正G，避免突然推桿、避免在亂流中高速飛行、避免低G轉彎；製造商（如Robinson系列）於手冊明訂警告與操作限制，並要求亂流中減速。訓練應強化「推桿即減G」的風險意識與撞擊後之檢查程序。