定翼機及旋翼機基本原理 申論題歷屆試題與參考架構
高考三級，民國 102～115 年共 12 份試卷、60 題，其中 56 題附參考答題架構。考這一科的類科：航空器維修。本頁列出歷年全部題目，參考架構只列開頭的「破題」，完整的答題架構、關鍵字與作答提醒請到站內查看。
115 年（考試時間 120 分鐘） 原卷 PDF
- 1
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）
（20 分）
參考架構・破題
本題核心在於闡明翼型失速的流體力學本質。作答應以臨界攻角作為分水嶺，由上表面邊界層分離切入氣流型態的質變，進而推導升力驟降與阻力劇增之空氣動力影響，展現完整的氣動力學分析邏輯。
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- 2
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）
（20 分）
參考架構・破題
本題為典型旋翼幾何與運動學計算題。作答應先列出旋翼半徑、轉速與葉尖切線速度之關聯物理公式，依序完成單位轉換與數值精確代入，並在結論處延伸探討葉尖速度在旋翼空氣動力設計上的物理極限。
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- 3
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）
（20 分）
參考架構・破題
本題探討黏性流體力學之基礎核心概念。破題應準確界定邊界層之流變學定義，進而由速度剖面與動量傳遞微觀機制，系統性對比層流與紊流在表面摩擦阻力及抗分離能力上的對立特性。
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- 4
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）
（20 分）
參考架構・破題
本題探討直升機由滯空轉入低速前進時之過渡氣動力現象。答題關鍵在於剖析旋翼盤前後誘導氣流之不對稱分佈，並結合陀螺進動原理之相位落後，完整推導橫向流效應導致旋翼盤向側方滾轉傾斜的動態歷程。
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- 5
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）
（20 分）
參考架構・破題
本題探討地表邊界對直升機滯空流場之干涉效應。答題架構應從地面物理阻隔改變下洗流動線出發，逐一對比地面效應內（IGE）與地面效應外（OGE）之誘導氣流、葉尖渦流強度與誘導阻力差異，最後量化兩者所需發動機功率之顯著差別。
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114 年（考試時間 120 分鐘） 原卷 PDF
- 1
請說明定翼機的失速現象，描述失速發生的原因及其對飛行安全的影響。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題探討固定翼航空器最關鍵之飛行安全邊界。作答應以空氣動力分離現象精確定義失速本質，全面剖析誘發失速之幾何、環境與人為操作成因，並深度論述失速對高度損失、操縱舵效喪失及誘發尾旋之災難性安全影響。
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- 2
請分析後掠翼（swept back wing）與前掠翼（forward swept wing）在亞音速與超音速飛行條件下的氣動力優劣及結構設計考量。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題探討機翼掠角設計在高速氣動力與結構強度間的工程權衡。作答應以速度向量分解說明後掠翼推遲激波之原理，對比前掠翼消除翼尖失速之氣動優勢，並深入分析前掠翼在結構上致命的氣動彈性發散問題與複材解決策略。
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- 3
旋翼機主旋翼的俯仰角（pitch angle）沿旋轉過程中需調整，請說明此調整的原因與實現方法，並以後退側葉片失速（retreating blade stall）為例說明其重要性。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題探討直升機旋翼變距機構之控制原理及其飛行邊界限制。作答應先闡明前進飛行升力不平衡之物理根源與傾斜盤週程變距機制，進而以後退側葉片失速為例，剖析相對風速衰減、攻角極限補償與陀螺進動引發的翻滾失控，論證變距控制對飛行包絡線之關鍵重要性。
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- 4
請闡述定翼機螺旋槳（propeller）與旋翼機主旋翼（main rotor）在推力產生原理及設計理念上的差異，並說明此差異對飛行性能的影響。 （20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題探討旋轉翼型在定翼與旋翼航空器上之分化應用。作答應以動量理論與葉素理論為共同基礎，對比定翼螺旋槳純軸向進氣與直升機主旋翼複雜側向切入流之推力機制，深入剖析盤負荷、結構自由度與操縱整合之設計理念差異，最後總結對兩者飛行速度、航程與滯空性能的根本影響。
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- 5
無尾旋翼（NOTAR）系統是如何透過氣流產生反扭矩以取代尾旋翼？請說明其工作原理及優缺點。 （20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題探討直升機無尾旋翼（NOTAR）抗扭系統之創新氣動機構。作答應以康達效應流體附著為核心工作原理，詳細說明帶縫尾衍與定向噴嘴之協同抗扭機制，並客觀評析其在地面安全性、聲學低噪聲與機械功耗、控制延遲間的工程優缺點。
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113 年（考試時間 120 分鐘） 原卷 PDF
- 1
請試述空氣動力的 Bernoulli 原理為何？並寫出其公式。（參數必須正確說明）（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題考核空氣動力學最核心之古典流體能量轉換定理。作答應完整敘明柏努利原理之能量守恆本質與四大理想流體假設前提，精確列出數學公式並標明所有參數物理意義與標準單位，進而闡述其在翼型升力產生與空速測量儀表之實務應用。
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- 2
請試述飛機 Dutch Roll 的成因為何？及解決方式為何？（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題探討定翼機側向與方向動態穩定之耦合失穩模態。作答應以橫向滾轉與方向偏航之耦合振盪定義荷蘭滾，剖析上反角效應相對於氣候旗穩定性過強之流體力學成因，並分別由氣動幾何外型修正與自動飛行偏航阻尼器系統論述解決途徑。
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- 3
假設一飛機其重力為 W，參考面積為 S，飛機每產生一磅推力，每小時消耗燃料 C 磅，燃料總重為 Wf，飛機以等高度（空氣密度為 ρ）飛行，CL 為升力係數，CD 為阻力係數。試以所給的參數，導出飛機定高穩定巡航時之飛行速度 V 與最遠航程 R。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題為經典平飛力學與布雷蓋（Breguet）噴氣機航程公式推導題。作答應自定高穩定巡航之四力平衡出發，推導平飛速度運算式；進而建立耗油率與微元航程之微分方程，透過定高度與定攻角巡航條件積分求解最遠航程公式。
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- 4
請試述飛機「縱向」動態穩定的定義及保持穩定的方法。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題探討航空器俯仰自由度之動態響應品質。作答應以時間歷程衰減特性定義縱向動態穩定，區分長週期與短週期兩大核心振盪模態，並系統性申論中立點配置、水平尾翼阻尼設計及現代電傳增穩系統等維持動態穩定之工程手段。
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- 5
請試述當旋翼機喪失動力且自旋下降時，其主旋翼旋轉面可分成那三個作動區？請將三個區分別說明，並畫圖標示。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題探討旋翼機在無動力自轉下降時之氣動力分佈機制。作答應闡釋由下而上穿透旋翼盤之垂直上升流如何反轉氣動力向量，由內而外劃分旋翼旋轉面之三大作動區，並給出精確之試卷作圖指引與力向量受力分析。
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111 年（考試時間 120 分鐘） 原卷 PDF
- 1
試述一般尾旋翼（tail rotor）與風管式尾旋翼（duct fan）之差異。請依推力、噪音、維修、構造與安全性等各項因素申論之。 （20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題探討傳統開放式尾旋翼與風管涵道式尾旋翼之工程選型。作答應緊扣題目要求之推力、噪音、維修、構造與安全性五大維度展開系統對比，深入論述兩者在氣動邊界、聲學特性與維修運維上的優劣權衡。
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- 2
試說明傳統直升機尾部水平安定面（horizontal stabilizer）的翼剖面，有些曲度（camber）是向上突起，有些曲度是向下突起，請問其設計原理為何？（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題探討直升機尾部水平安定面翼型曲度之空氣動力設計哲學。作答應由直升機全機縱向力矩平衡與主旋翼下洗流之強烈動態干涉切入，逐一剖析正拱弧（向上突起）與倒反拱弧（向下突起）在提供向上正升力與向下負升力時之配平機理與適用機型工況。
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- 3
請說明定翼機及直升機其產生升力的原理有何差異，試申論之。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題考核固定翼與旋翼航空器產生升力機制之根本對比。作答應先建立兩者在流體動量守恆與表面壓力差之共同物理基礎，進而從相對氣流速度來源、展向流場速度分佈特徵及升力與姿態操縱之耦合程度三大層面，深度申論兩者之本質差異。
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- 4
翼尖渦流（Tip vortex）是如何形成的？它對於飛機空氣動力的影響為何？（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題探討有限翼展三維流場之核心特徵及其誘發阻力機制。作答應以翼尖上下表面跨界壓差驅動氣流卷吸闡述翼尖渦流之成因，深入剖析其引致之下洗流如何導致升力向量後傾產生誘導阻力，並延伸論述尾流亂流危害及現代翼尖小翼減阻措施。
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- 5
何謂「庫塔條件（Kutta condition）」？並請說明「庫塔條件」在「勢流（potential flow）」的流場中，是如何解釋升力的產生。 （20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題考核古典空氣動力學之核心數學假定與升力建立理論。作答應闡明無黏勢流理論中多解性之奇點困境與庫塔條件平滑後緣之物理約束假定，進而結合開爾文環量守恆定理推導起始渦與束縛渦之產生，最終藉庫塔-儒可夫斯基定理解釋升力之數學與物理來源。
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110 年（考試時間 120 分鐘） 原卷 PDF
- 1
定翼機翼剖面（airfoil）上的氣動力表現可藉由翼剖面上的壓力分布進行探討。而壓力分布的特性則可藉由壓力係數（Pressure Coefficient, Cp）的數值變化進行分析。關於壓力係數 Cp，請回答下列問題：
（一）詳述 Cp 的定義，並說明為何該係數的變化可以作為表達翼剖面上的壓力變化？（10 分）
（二）試述 Cp 數值在翼剖面之上表面和下表面沿弦線長度（chord length）方向的變化情況。請配合繪圖說明之。 （10 分）
（20 分）
參考架構・破題
壓力係數 Cp 是把翼面局部靜壓與自由流靜壓之差，以自由流動壓無因次化的參數；它與速度、密度、翼弦大小無關，因此能直接比較不同條件下的壓力分布，並由上下表面 Cp 曲線圍成的面積推得升力。作答先給定義與推導，再畫典型 Cp－x/c 圖說明上下表面變化。
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- 2
關於翼剖面（airfoil）的「氣動力中心（aerodynamic center）」，試回答下列問題：
（一）「氣動力中心」具有何氣動力上的物理特性？（10 分）
（二）說明「氣動力中心」在翼剖面上的大概位置，並說明各位置具備之條件。（10 分）
（20 分）
參考架構・破題
氣動力中心（Aerodynamic Center, AC）在空氣動力學中定義為翼剖面俯仰力矩係數不隨攻角改變的特定參考點。掌握此點之物理特性及其在不同流況下的位置位移規律，為定翼機縱向靜穩定性分析、配平計算及超音速飛行控制的關鍵基礎。
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- 3
關於失速（stall），試回答下列問題：
（一）依飛行姿態與氣流間的關係，說明定翼機在何種飛行狀態下會發生失速。（10 分）
（二）根據前述失速發生之原因，論述定翼機在飛行時發生「尾旋（spin）」現象的原因。（10 分）
（20 分）
參考架構・破題
失速是機翼超過臨界攻角導致上表面邊界層氣流嚴重分離的氣動力崩潰現象；而尾旋則是在深度失速狀態下，伴隨未協調偏航所引發之非對稱失速與自動持續自轉（Autorotation）之異常飛行狀態。
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- 4
關於作用於旋翼之翼剖面（airfoil）上的氣流，試回答下列問題：
（一）何謂「rotational relative wing（tip-path plane）」？（5 分）
（二）何謂「induced flow」？（5 分）
（三）何謂「resultant relative wind」？（5 分）
（四）就一架處於懸停（hovering）狀態下之旋翼機，繪圖說明以上三種氣流與翼剖面間的相互角度關係。（5 分）
（20 分）
參考架構・破題
旋翼機空氣動力學之核心在於旋翼翼剖面所處的合成速度向量場。旋轉相對氣流、誘導氣流與外界氣流之向量疊加形成合相對氣流，進而決定翼剖面之有效攻角及升力與阻力分佈。
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- 5
對於一架正在執行前進飛行（forward flight）狀態的旋翼機，依下面的問題作答：
（一）繪製其自由體圖（free body diagram），說明該旋翼機受到了那些力量的作用。（8 分）
（二）根據上述作用力的變化情況，說明該旋翼機發動機功率需求與旋翼機錶速（IAS, Indicated Air Speed）間的變化關係曲線。（12 分）
（20 分）
參考架構・破題
旋翼機前進飛行依靠旋翼盤向前傾斜，將總推力分解出水平前進推力以克服全機總阻力；其發動機所需功率曲線則由誘導、寄生與剖面功率三者疊加而成，隨指示空速呈現典型的凹形（馬鞍形）變化。
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109 年（考試時間 120 分鐘） 原卷 PDF
- 1
定翼機於大氣飛行時之翼剖面（Airfoil）升力、阻力與力矩（Moment）係由許多變數共同決定，請列舉其中七項基本變數，並說明何謂翼剖面的空氣動力中心（Aerodynamic Center）。（20分）
（20 分）
參考架構・破題
翼剖面的升力、阻力與力矩可寫成係數乘以動壓與參考面積，係數本身又受幾何、流場與氣體性質影響；作答先用無因次分析交代變數，再定義空氣動力中心，並與壓力中心區分。
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- 2
下圖為超音速氣流通過二維楔形體的示意圖， M 代表自由流馬赫數、P 為自由流壓力、P 為通過震波後的氣流壓力。請根據此圖及空氣動力學原理，說明何謂震波阻力（Wave Drag）及如何降低超音速飛機的震波阻力。 （20分）
（20 分）
本題含圖表或公式，請對照原卷 PDF。
- 3
探討飛機的穩定與控制，常使用絕對攻角（Absolute Angle of Attack） a替代傳統的幾何攻角 。請繪圖說明 a 的定義及使用 a 製作升力係數 C L圖的優點，另寫出確保飛機縱向平衡（Longitudinal Balance）的兩個必要條件。（20分）
（20 分）
- 4
某旋翼機以速度V 前飛（Forward Flight），根據俯視圖設機頭在12點鐘位置、機尾在6點鐘、主旋翼轉速為Ω且以逆時針（Counterclockwise）旋轉、旋翼葉盤（Rotor Disk）半徑為 R 。請作答下列子題：
（一）旋翼最大與最小相對風（Relative Wind）出現在何處？速度分別為何？（8分）
（二）何謂後進側葉片失速（Retreating Blade Stall）？應如何改正之？（12分）
（20 分）
參考架構・破題
前飛時旋翼葉片的相對風是旋轉速度與前飛速度的向量合成，造成前進側與後退側速度不對稱；先依題目給定的旋轉方向判定前進側位置，再說明後退側葉片失速的成因、徵候與改正。
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- 5
請根據旋翼機懸停（Hovering）的動量理論（Momentum Theory） ，參照下圖導出尾流誘導速度（Wake-Induced Velocity）Vd 2V 關係式，並用此式導出葉盤推力（Disk Thrust） F 與誘導功率（Power） P 的算式。 （20分）
（20 分）
本題含圖表或公式，請對照原卷 PDF。
108 年（考試時間 120 分鐘） 原卷 PDF
- 1
關於旋翼機飛行時的阻力，試回答下列問題：
（一）若考慮總阻力（total drag）的組成，試說明總阻力可將其劃分成那三大類阻力，並說明該三大類阻力產生的原因。 （12 分）
（二）請輔以繪製曲線圖的方式，論述總阻力及其三大類阻力與氣流速度（air speed）間的變化關係。該曲線圖以氣流速度為橫座標，各阻力值為縱座標，同時繪製各關係曲線於同一張圖上以彰顯彼此關聯性。 （8 分）
（20 分）
參考架構・破題
旋翼機總阻力可分為型阻（翼型阻力）、誘導阻力與寄生阻力三類，三者隨空速的趨勢不同，疊加後成為U形曲線，最低點對應最小所需功率附近的空速；作答須說明成因並畫出比較圖。
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- 2
關於飛機飛行時產生的震波（shock wave），試回答下列問題：
（一）試述震波形成的原因。（6 分）
（二）試述震波是否會造成飛行阻力的升高？請說明正確原因，否則不予計分。（6 分）
（三）試述震波對於飛機飛行會造成那些影響？（8 分）
（20 分）
參考架構・破題
當飛行馬赫數超過臨界馬赫數，翼面局部氣流達到超音速，壓力擾動無法向上游傳播而聚積成震波；震波會因總壓損失與誘發邊界層分離而大幅增加阻力，並帶來操縱與穩定性問題。
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- 3
關於飛機在飛行時的穩定性（stability），試回答下列問題：
（一）何謂「動態穩定（dynamic stability）」？（5 分）
（二）何謂「縱向二面角（longitudinal dihedral）」？（5 分）
（三）說明「縱向二面角」如何增進飛機的動態穩定？請舉例說明。（10 分）
（20 分）
參考架構・破題
穩定性分靜穩定與動穩定：靜穩定看受擾後的初始趨勢，動穩定看隨時間的運動歷程。縱向二面角是主翼與水平尾翼安裝角的差，透過兩翼面受擾後的力矩變化提供恢復與阻尼，是傳統飛機縱向穩定的基本設計。
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- 4
關於旋翼機主旋翼旋轉時的「柯氏效應（Coriolis effect）」，試回答下列問題：（每小題 10 分，共 20 分）
（一）試述「柯氏效應」發生的原理。
（二）為了克服「柯氏效應」，主旋翼會採取怎樣的因應設計？試舉兩種以上常見的實例說明之。
（20 分）
參考架構・破題
旋翼的柯氏效應來自角動量守恆：葉片拍動使質心至旋轉軸距離改變，轉動慣量改變，葉片便在旋轉面內加速或減速，產生前置與後置（lead-lag）運動與根部彎矩；設計上以擺振鉸鏈、下懸式旋翼頭或柔性結構吸收。
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- 5
關於旋翼機主旋翼旋轉時的「陀螺進動（gyroscopic precession）」，試回答下列問題：（每小題 10 分，共 20 分）
（一）試述主旋翼旋轉時的「陀螺進動」及其發生的原因。
（二）基於「陀螺進動」，單主旋翼旋翼機在執行前進飛行（forward flight）時，主旋翼葉片的俯仰角（pitch angle）在旋轉一圈的過程中必須如何變化？
（20 分）
參考架構・破題
陀螺進動是旋轉體受力後，運動反應在旋轉方向延後約90度出現的現象；旋翼的週期變距就是利用這一特性，在想要傾斜位置之前約90度改變槳距，使旋翼盤往目標方向傾斜而前飛。
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106 年（考試時間 120 分鐘） 原卷 PDF
- 1
試畫出旋翼葉片由根部（root）到尖端（tip）之誘導流（induced flow）速度之分布圖，再畫出旋翼葉片由根部到尖端之升力（lift）分布圖。請分別解釋說明此二分布圖。注意：繪圖時，請以橫軸自左至右表示旋翼葉片之根部到尖端，縱軸自下至上表示旋翼葉片由小到大的誘導流速或升力分布。（20 分）
（20 分）
- 2
以定翼機基本原理為觀點，請敘述後掠翼（圖一）與前掠翼（圖二）之翼型的優劣。（20 分）圖一 圖二
（20 分）
本題含圖表或公式，請對照原卷 PDF。
- 3
請說明直昇機主旋翼翹翹板式（see-saw, teetering）之設計，其特色為何？（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
翹翹板式（teetering, see-saw）旋翼屬半剛性旋翼，兩片葉片剛性連成一體，靠單一翹動鉸鏈讓一片上拍時另一片下拍；構造簡單、成本低，但有振動與低G下桅桿撞擊等限制。作答應從結構、作動、優點、缺點與維修注意事項分段論述。
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- 4
一般旋翼機其主旋翼（main rotor）與定翼機之螺旋槳（propeller）設計理念上有何不同？試申論之。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
主旋翼與螺旋槳都是旋轉翼面，但螺旋槳只負責沿軸向產生推力，主旋翼則要同時提供升力、推進與操縱，且前飛時處於側向來流；因此兩者在尺寸、轉速、槳距控制、鉸接方式與翼型選擇上設計理念完全不同。
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- 5
無尾旋翼直昇機（NOTAR）是利用何種設計產生反力矩？並請解釋此設計的作動機制為何？（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
NOTAR（No Tail Rotor）以尾桁內的風扇加上尾桁表面的開槽，利用柯恩達效應讓主旋翼下洗流沿尾桁產生側向力，再配合尾端可轉動的噴流推進器與垂直安定面，取代傳統尾旋翼提供反扭力矩與偏航操縱。
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105 年（考試時間 120 分鐘） 原卷 PDF
- 1
定翼機的下洗流（downwash flow）是如何產生的？其與升力有何關係？下洗流會引起何種負面作用？（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
機翼產生升力就是使氣流向下偏轉，加上翼尖渦流在翼後與翼上誘導出向下的速度，形成下洗流；它是升力的必然結果，卻同時降低有效攻角、產生誘導阻力並影響尾翼，作答依「成因→與升力關係→負面作用」三段鋪陳。
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- 2
有 A、B 二個機場位於不同的國家，其所在位置的地理高度、大氣溫度與大氣濕度都不同，請解釋這三項因素如何影響 A、B 二個機場的飛機起降。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
高度、溫度、濕度三者最終都歸結到「空氣密度」，進而改變密度高度（density altitude）。密度降低會同時削弱升力、引擎推力（功率）與螺旋槳效率，使起降滑跑距離變長、爬升率變差。答題主軸：先建立密度與密度高度的觀念，再逐一分析三因素，最後比較 A、B 兩機場並提出因應。
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- 3
何謂氣動力偏導係數（aerodynamic derivative coefficients）？其與飛行器動態的線性化有何關係？（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
氣動力偏導係數（又稱穩定導數、stability derivatives）是將氣動力與力矩係數對運動變數（攻角、側滑角、角速度、舵面偏角等）取偏微分所得的係數。它是小擾動理論把非線性六自由度運動方程式線性化的核心參數，決定線性系統的特徵根，也就是飛機的動態模態。
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- 4
說明旋轉葉片上某一點所受到的升力與此點的位置有何關係？這種隨位置變化的升力分布曲線對旋翼機的飛行會造成何種負面影響？如何加以克服？（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
旋翼葉片各截面的相對風速與半徑成正比（ΩR），升力與速度平方成正比，因此升力沿展向大致隨 r² 增加，集中在翼尖附近。此分布造成翼根負載低、翼尖負載高、翼尖損失與誘導速度不均、根部彎矩大等問題，前飛時更有前進、後退葉片不對稱。對策以葉片扭轉、變弦長、翼尖設計與揮舞鉸鏈／週期變距為主。
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- 5
當旋翼機的引擎失效時，如何作緊急迫降？其根據的原理為何？又其迫降的成功率和引擎失效時所在的高度及速度有何關係？（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
引擎失效時，直升機以「自動旋轉（autorotation）」迫降：立即降低總距，讓下降的相對氣流由下往上通過旋翼，以位能（高度）轉換驅動旋翼維持轉速，接近地面時以拉平（flare）與提總距消耗旋翼動能減緩下降與前進速度而落地。成功率取決於高度—速度組合，可用高度—速度圖（H-V diagram，俗稱 dead man's curve）說明。
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104 年（考試時間 120 分鐘） 原卷 PDF
- 1
請問何謂直升機自動旋轉（autorotation）？並自行作圖說明在靜止空氣之垂直自動旋轉下降時，直升機旋翼之已傳動區（driven region）、傳動區（driving region）及失速區（stall region）之定義及範圍為何？（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
自動旋轉是無引擎動力時，靠下降氣流由下而上通過旋翼產生驅動扭矩，維持旋翼轉速與升力的飛行狀態。垂直自轉時葉片沿展向因合成氣流與攻角不同，自翼根至翼尖分為失速區、驅動區、受驅動區（已傳動區），三區扭矩平衡使轉速穩定。答題重點在作圖說明每個截面的合力方向。
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- 2
一架飛機之翼展（wingspan）為 26 ft ，主翼面積（wing area）為170 ft 2 ；假設飛機主 翼 在 飛 行 速 度 366 ft sec 時 產 生 18 ,000 lb 的 升 力 ， 請 問 此 時 升 力 係 數 （ lift coefficient）為何？假設飛機翼展效率係數（span efficiency factor） e = 0.8 ，空氣密度ρ = 0.002377 slug ft 3 ，請問此時飛機之誘導阻力係數（induced drag coefficient）及誘導阻力（induced drag）各為何？請說明。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題為計算題：先由升力公式求 CL，再由翼展與翼面積求展弦比，代入誘導阻力係數公式 CDi = CL²/(πeAR)，最後乘上動壓與翼面積得誘導阻力。須逐步列式、帶單位，並說明誘導阻力的物理成因。
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- 3
請說明飛機俯仰（pitch）、側滾（roll）及偏轉（yawing）運動之定義。並請說明運用飛機那些控制面（control surface）得以完成前述旋轉運動及其制動情形。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
飛機姿態旋轉以通過重心的機體三軸定義：繞橫軸為俯仰、繞縱軸為側滾、繞立軸為偏轉。對應的主要控制面依序為升降舵（或全動水平尾翼）、副翼、方向舵；答題要清楚寫出軸的定義、舵面偏轉方向、氣動力變化與產生的力矩，並補充交互影響（如逆偏航）。
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- 4
請說明何謂直升機之動量理論（momentum theory）？請利用動量理論推導直升機懸停滯空（hover）時，推力 T（thrust）與空氣通過旋翼致動圓盤（actuator disk）之誘導速度 vi（induced velocity）關係式為 T = 2ρAvi2 ；其中 ρ 為空氣密度， A 為旋翼致動圓盤面積。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
動量理論把旋翼理想化為無厚度、均勻加速氣流的致動圓盤，以質量、動量、能量守恆求推力與誘導速度的關係，不考慮葉片細節。關鍵結論是遠下游尾流速度為盤面誘導速度的兩倍，由此導出 T = 2ρAvi²，並可延伸求理想懸停功率。
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- 5
請說明何謂飛機機翼的上反角（dihedral angle）？並請自行作圖解釋機翼上反角如何影響飛機的橫向安定性（lateral stability）及其工作原理。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
上反角是機翼由翼根向翼尖向上傾斜、與水平面所夾的角度（正面看呈 V 形）。當飛機受擾動側滾產生側滑時，下沉側機翼有效攻角增大、升力增加，產生回正的滾轉力矩，這就是上反效應，提升橫向（滾轉）靜安定性。答題須作正視圖與向量分解圖。
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103 年（考試時間 120 分鐘） 原卷 PDF
- 1
試寫出誘導阻力係數（CDi）公式（包括升力係數、展弦比、翼展效率係數等參數），並就此說明減少翼尖渦流（Wing-Tip Vortices）的方法。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
誘導阻力是有限翼展機翼產生升力的代價，源自翼尖渦流造成的下洗。其係數 CDi = CL²/(πeAR)，顯示誘導阻力與升力係數平方成正比、與展弦比及翼展效率係數成反比。減少翼尖渦流的方法即由此公式與渦流成因出發：提高有效展弦比、改善升力分布、阻斷翼尖繞流。
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- 2
目前新型噴射客機均使用超臨界翼型（Supercritical airfoil），試說明其設計理念及優缺點。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
超臨界翼型的目的在於提高臨界馬赫數之後的阻力發散馬赫數，延後並削弱上翼面震波，讓客機在高次音速巡航（約 0.78～0.85 Mach）時阻力較低，或在相同速度下使用較厚的機翼、較小的後掠角。代表性研究為 NASA 的 Richard Whitcomb。答題按設計理念—外形特徵—優點—缺點組織。
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- 3
高展弦比（Aspect Ratio）有利於升阻比，但實際用於民航機設計時，應考慮之因素為何？（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
高展弦比可降低誘導阻力（CDi = CL²/πeAR），提升最大升阻比與航程，但民航機實際選擇的展弦比是結構重量、氣彈、機場與操作限制、穿音速設計等多重因素折衷的結果。答題先說明好處，再分類列出限制因素，最後談現代解決方式。
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- 4
請說明直昇機各種阻力在從懸停到空速逐步增加的變化。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
直昇機總阻力由主旋翼型阻（profile drag）、誘導阻力（induced drag）與機身寄生阻力（parasite drag）組成，三者隨前飛速度的變化趨勢不同，疊加後形成先降後升的總功率／阻力曲線。作答主軸是：先分別說明三種阻力的成因與隨空速的變化，再畫出合成曲線並指出關鍵速度點。
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- 5
試述直昇機單主旋翼渦環狀態（Vortex Ring State），並說明其改正措施。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
渦環狀態（Vortex Ring State，俗稱 settling with power）是直昇機在低前進速度下以相當於誘導速度量級的速率下降，使旋翼陷入自己的下洗流與翼尖渦流中，導致升力喪失、增加動力反而下沉更快的危險狀態。答題要先講形成條件、再講物理機制與徵兆，最後提出改正與預防。
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102 年（考試時間 120 分鐘） 原卷 PDF
- 1
一般飛行器（含定翼機及旋翼機）的運動具有幾個自由度？（2 分）每一個自由度個別對應到甚麼運動？（8 分）那些是屬於縱向運動？（5 分）那些是屬於橫向運動？（5 分）
（20 分）
參考架構・破題
飛行器視為剛體在三維空間運動，具有六個自由度：三個平移、三個旋轉。依對稱面可分為縱向（在對稱面內）與橫向（側向／方向，離開對稱面）兩組，此分組是飛行穩定性分析的基礎。本題配分明確，依小題逐一作答即可。
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- 2
定翼機的副翼（aileron）與襟翼（flap），其功能有何不同？（14 分）安裝的位置有何不同？（6 分）
（20 分）
- 3
假設有一飛機，其基本資料如下：重量Ｗ＝30,000 kg，翼面積Ｓ=75 m2，最大升力係數 CLmax=1.2，最大攻角 αmax=15°，升力係數 CL 和攻角 α 間成線性關係，標準大氣下之空氣密度＝1.225 kg/m3。當此飛機要降落時，在機場上空 200 ft，速度 80 m/s，其應維持幾度的攻角 α，才能保有足夠的升力，以維持機身的重量？（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
本題為升力公式計算：維持平飛（降落進場時近似）需升力等於重量，先由 L = W 求所需升力係數 CL，再利用 CL 與攻角的線性關係換算攻角。題目給的 200 ft 高度只是情境，密度直接用標準大氣海平面值。
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- 4
說明尾旋翼葉片的槳距變化如何影響旋翼機的飛行運動？（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
單主旋翼直昇機的主旋翼轉動時，機身受反作用扭矩而反向旋轉；尾旋翼產生側向推力以平衡此扭矩，並藉改變尾旋翼葉片槳距（集體式同步改變）調整推力大小，達成偏航（方向）控制。答題要從反扭矩原理、操縱機構、各飛行狀態下的影響依序展開。
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- 5
旋翼機主翼的槳距控制可分成循環槳距控制（Cyclic pitch control）及集體槳距控制（Collective pitch control）。請說明此二種槳距控制的運作機制，及其所對應的旋翼機運動模式。（20 分）
（20 分）
參考架構・破題
主旋翼槳距控制透過斜盤（swashplate）傳到槳葉：集體槳距使所有槳葉同時同量改變槳距，控制總升力大小；循環槳距使槳葉在旋轉一周中週期性改變槳距，使槳盤傾斜、改變升力方向。前者主管垂直運動，後者主管俯仰、滾轉與水平移動。
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題目來源：考選部考畢試題查詢平臺（政府資訊公開資料）；參考架構為本站自撰，僅供準備方向參考，非官方標準答案。最後更新：。