第1章 機翼的升力
1.1 升力的產生
在開始研究飛機之前，我們必須先想一個很基本的問題：飛機（Aircraft）為什麼叫做「飛機」？它和長著翅膀的車子有什麼區別？這個問題的答案很簡單，飛機之所以叫做飛機，就是因為它會「飛」。
那第二個問題來了，為什麼飛機會飛？因為飛機的機翼（Wing）會產生「升力（Lift）」，當升力大於飛機本身所受的重力（Weight）時，它就會飛起來；當飛機已經在天空中開始飛行之後，只要升力的大小保持和重力的大小相等，它就可以維持等高度飛行。
所以，最核心也最根本的問題來了，機翼是如何產生升力的？
這個問題有很多種解釋，第一種解釋是氣流在流經機翼的過程中，機翼給氣流施了一股力，讓氣流除了向後流動外，還會稍微地向下流動（亦即，氣流在流經機翼後實際是往「後下方」的斜向流動），因此，根據牛頓第三運動定律──作用力與反作用力定律，機翼會得到一股來自氣流的反作用力，這股力會相反地把機翼往上抬，也就是所謂的升力。
還有第二種解釋，是根據「動量守恆」。
對於一個物體，它的動量（P）就是它的質量乘上它的速度；另外，如果這個物體受到一個外力，那外力的大小與該外力作用的時間的乘積，我們把它叫做衝量，不過它的物理意義和動量是完全相同的（即衝量和動量是完全一樣的東西，只是在不同場合我們習慣用不同的方式來稱呼），衝量可以簡單的理解為「該外力在其作用時間內所賦予該物體的動量」。
動量不會無中生有，也不會憑空消失。
對於氣流流過機翼的情形，空氣本身是有質量的，也就是說，流動中的空氣（氣流）是具有動量的。在氣流流經機翼之前，它是水平由前向後流動的，但在氣流流過機翼之後，它變成向後下方、斜下方流動，也就是說，氣流的速度向量（在垂直方向上）多了一個向下的分量──它的動量被改變了，流經機翼之後的氣流，在垂直方向上多出了一個向下的動量。
為什麼會這樣呢？這就要仔細看一下氣流流過機翼的過程。由於機翼是個有弧度的物體，它不是對稱的──其上表面的弧線較長、下表面的弧線較短，且它還時常以一個斜向上的角度迎接氣流（這稱為攻角，後面會詳述），因此，氣流的流線會在流經機翼上下表面的過程中被「向下偏折（Deflected Downward）」，也正是由於這個「偏折」的效應，使得氣流多了一個向下的動量。
根據動量守恆，在垂直方向上，氣流在獲得一個向下動量的同時，機翼會獲得一個相反的、向上的等大小的動量〔一個向上的動量和一個向下的動量，兩者大小相等、方向相反，使得整個系統（機翼和其周遭的空氣）內的動量保持守恆，符合「動量不會無中生有，也不會憑空消失」的原則〕，而這個動量，就是升力的來源。
前面提到過，力乘上作用時間就是衝量，也就是該外力給某個物體造成的動量增加╱減少量；那反過來說，如果我們知道某個物體所受的動量增加╱減少量（即衝量），我們再把它除上整個動量增加╱減少過程所經歷的時間，就可以等效得到該物體在動量改變的這段過程中，所受到的外力。以機翼的例子來說，機翼所獲得的「向上的動量」，除上「氣流從翼前緣流到翼後緣所經過的時間」，就是「升力（F）」。
第三種關於升力來源的解釋，就是「渦流」。
在流體力學（Fluid mechanics）和空氣動力學（Aerodynamics）的分析中，對於不可壓縮（Incompressible）、無黏滯性（Inviscid）的理想流體（這樣理想化的假設在現階段只探討外流場時是可接受的），基本的流場型態分為五種：均勻流（Uniform flow）、源流（Source flow）、匯流（Sink flow）、偶流（Doublet flow）、渦流（Vortex flow）。而這五種基本的流場型態還可以互相疊加，「等效地」衍伸出各種不同的流場型態。
舉例而言，如果把源流或匯流和渦流疊加在一起，就可以製造出漩渦的流場，只不過中心點一個是向外擴散、一個是向內吸收；如果把均勻流和偶流疊加在一起，就可以製造出流體流過一個圓球的流場；如果把均勻流、偶流和渦流疊加在一起，就可以製造出產生升力的圓球的流場。
那氣流流經機翼的流場是怎麼回事？對於薄機翼（即大部分機翼翼剖面的形狀）來說，氣流流經機翼、有點被向下偏折的情形，就好比沿著機翼的中弧線（平均表示翼剖面上下弧度的那條「機翼平均弧度線」）疊加了非常多的渦流；當飛機向前快速飛行時，機翼迎來的氣流（均勻流）碰上翼剖面的彎曲弧度所「等效造成」的渦流，就導致了一個會產生升力的流場，也就是實際氣流流過機翼時的流場情況。
由此可知，渦流就是升力的來源。機翼之所以能產生升力，就是因為它有曲度的外型設計，使得氣流在流經其上下表面時，會導致渦流的一個成分產生，進而使得流場對機翼來說，是「有升力」的。
實際在進行計算時，我們會把機翼在其中弧線上所有的渦流所製造的渦量（Vorticity）進行加總（數學上是以封閉積分來進行），得出的「渦量的總和」我們就稱為環量（Circulation），這個環量再乘上氣流流速與空氣密度，就能得到升力（這裡是指二維升力，即每單位翼展長度所製造的升力，因為我們目前討論的都還是二維流場）：
L’=ρ×V×Γ
二維升力=空氣密度×速度×環量
以上三種關於升力來源的解釋，可以說它們都對，不過更標準地說應該是──它們其實都是在講同一件事。從作用力與反作用力的觀點來說，機翼能獲得升力是因為「氣流給機翼施了一個反作用力」，這對應到第二種解釋中氣流因為被偏折而致其動量被改變、進而讓機翼獲得一個向上的動量，而單位時間（氣流流過機翼的時間）內機翼動量的變化，不就是升力？這不就剛好是所謂「氣流給機翼的反作用力」嗎？至於第三種解釋，大家可以注意到，那些「流線」代表的是流體在每個點的「速度方向」，空氣本身又有質量，那空氣如果照著流線那樣流動的話，不就很清楚地把氣流的動量給畫出來了嗎？所以說，這三種對於升力來源的解釋其實說到底都是互通的，是在講同一個物理現象，只不過深度和層次有所不同而已，比如第一種解釋相對含糊，只講到「力」；第二種解釋則把「質量」「速度」和「時間」三個元素分開來探討，讓我們能更仔細地分析；第三種解釋則是直接運用基本流的疊加概念，讓我們對機翼實際流場的情形有更深入的洞察。
這裡補充一下，氣流之所以會順著機翼上下表面的輪廓流動，而導致其流線在流經機翼的過程中被偏折，是因為空氣這種流體有黏滯性，當氣流流過某個物體（如機翼）時，會在該物體的表面形成邊界層氣流，這個邊界層氣流就會攀附於物體的表面流動，進而使邊界層外部的外流場區域的流線，也有順著物體表面輪廓流動的趨勢。關於流體的黏滯性和邊界層會在第二章第六節討論，在那之前的內容大多只關注外流場的情況，所以基本上會延用前面的無黏滯性流體的假設，特此說明。
1.4 高升力裝置
飛機在某些特殊的情況下需要更高的升力係數、更多的升力，比如起飛、降落這些飛行速度較低的時候，或者進行爬升、轉彎這些機動時。在這些情況下，提高攻角當然是個選擇，不過除了提高攻角外，飛機機翼的翼前緣可以向前下方伸展出縫翼（Slat），翼後緣可以向後下方伸展出襟翼（Flap），縫翼和襟翼合稱為高升力裝置，它們的使用，相當於是改變了翼剖面的形狀，讓整個翼剖面看起來更「彎曲」（也就是弧度更大），從而大幅提高升力係數。通常襟翼最多可以下放到30 度左右，縫翼則稍小於這個角度，具體情況要視機型而定，以空中巴士的飛機為例，它有0、1、2、3、FULL四種控制縫翼和襟翼的檔位，波音的飛機也一樣是有幾個控制縫翼和襟翼的檔位可供選擇。
當然，這樣的措施也會增加阻力，不過，通常使用高升力裝置（High Lift Devices）的時機，都是非常需要升力的場景，比如飛行速度較慢時，在這樣的情況下，阻力的增加相對較能接受，好處遠大於壞處。
至此，我們已知道有三個要素可以調整機翼的升力係數：翼剖面的構型、高升力裝置的使用與否與攻角的調控。升力係數乘上動壓與翼面積，就可以得到二維升力的大小。
第2章 機身、機翼和尾翼的阻力
2.1 阻力的綜覽
前面在討論升力時，研究的對象主要集中在機翼，這是因為，飛機的升力幾乎都由機翼提供，尤其大型客機這種設計更是如此。雖然機身（Fuselage）在具有一定攻角的情況下也會產生升力，水平尾翼產生的向下的力也會對飛機總升力造成影響，但從占比來看，機翼的設計還是影響升力大小的絕對性主要因素。
然而，在探討阻力時就不同了，機翼、機身與尾翼（Tail）都會造成阻力。機翼在產生升力時也會附帶造成阻力，機身造成的空氣動力以阻力為主，尾翼的作用原理和機翼類似，只不過它產生的力小很多，因為它只是拿來配平（穩住飛機）的，所以它產生的阻力又更小，其中水平尾翼因為要一直向下施力保持配平，所以產生的阻力較理想情況下無需作動的垂直尾翼大。
其實，廣義來說，一個物體在一個流場中所受的分布力，在本質上是一體的。一架飛機在氣流中所受的分布力，如果我們找出那堆分布力的合力並畫出其作用點（即壓力中心，Center of Pressure），那麼，在該點上我們只會看到一個力──空氣動力（Aerodynamic Force）。只不過，我們人為的定義，這個空氣動力的垂直分量就叫做升力，它的水平分量就叫做阻力（Drag）。也就是說，升力和阻力其實「系出同源」。
2.2 壓力阻力
一個物體在流場中和流體有相對運動時，該物體前方區域的流體會被擠壓而形成高壓區，而流體的流線由於不可能隨該物體的輪廓持續地跟隨攀附，所以在該物體中後方的某個位置（稱為分離點，Separation Point），流體的流線會自物體表面分離，這會導致那個物體後方的流場區域形成低壓區。物體前後表面的壓力差，再乘上物體的截面積，就會得到它所承受的壓力阻力（Pressure Drag）。
以飛機的機身來說，當空氣靜止，飛機高速飛行（即飛機高速衝向靜止的空氣）時，機首會擠壓前方的空氣，使機首前方形成高壓區；而氣流在流過機首以後，會順著機身的輪廓往機身後方流動，當氣流流到機身後方的某個位置，也就是分離點時，由於它不再能攀附著機身表面，會自機身表面分離，而氣流分離之後，它不會像之前那樣保持平順的層流（Laminar Flow），而會開始在機身後方形成紊亂的紊流（Turbulence Flow），導致機身後方形成一個低壓區。
機首前的高壓區，和機身後方的低壓區，這個壓力差作用在機身的截面上，就會對機身造成壓力阻力。
以上的說明不只針對機身，它對所有流線形物體所受的壓力阻力情形都適用，包含機翼和尾翼。那麼在設計上，要如何降低壓力阻力呢？首先，在機身前半部面對氣流的地方，為了緩和高壓區的產升及分布，讓高壓區的壓力盡可能平均地分布機首、不要在任何局部區域產生高壓的峰值，機首會設計成圓錐型，像一般的客機、潛水艇的設計；再來，為了讓流線盡最大可能地跟隨機身表面攀附、希望將氣流發生分離的分離點移到機身尾部愈後面愈好的地方，以最小化機身後部分離點之後產生的紊流流場、低壓區，機身都會設計成細長的流線形，普通的飛機機身、潛水艇也都是這樣細長的流線形設計。
生活中像這樣為了降低壓力阻力而設計成流線形的例子比比皆是，比如飛機的機身、機翼、船舶、潛水艇、高鐵等。那有沒有形狀非常不規則、壓力阻力非常大的部件呢？有的，比如說起落架。飛機的起落架明顯不是流線形，當飛機在起飛和降落的階段，起落架呈放下的狀態時，氣流流過起落架時就會產生強烈的紊流，造成（以起落架那樣大小的物體來說）很大的壓力阻力。
第7章 次系統與整機安全性設計
7.3 飛機不失去控制（一）──飛控電腦的安全性
第三，現在的飛機是由飛行控制電腦控制，飛行控制電腦和一般的電腦不同，它不需要執行很複雜的計算，但要非常可靠，不能出現計算錯誤或當機，所以它在設計上和我們平常熟悉的桌上型電腦是有些不同的。此外，飛行電腦至少有3 部作為備分，這是由於它獨特的排錯機制：如果飛控電腦只有一部，那壞掉就沒了；如果有兩部，那假設其中一部出現故障，它可能直接不輸出任何訊號（這是比較好的情況），但也可能輸出錯誤的訊號──如果我們看到兩部電腦輸出不同的訊號，則我們無法判別哪台是對的、哪台是錯的（亦即我們不知道故障的是哪台電腦），因此，我們需要第三部電腦來加入飛行控制率的計算並輸出訊號，並假設這三台電腦中只有一台壞掉、不會出現兩台同時壞掉的情況（機率極低），那我們就可以藉由比較這三台電腦的輸出，以投票表決的方式，決定最後輸出去控制飛機的訊號。
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