隨著航空業至今的蓬勃發展，除了大型的運輸客機外，私用的小型輕型飛機也逐漸普及，安全性的要求就顯得特別重要。複合材料在航空界的應用逐漸取代了傳統的金屬材料，許多複合材料的飛行器為了使其安全性維持一定的標準會針對機體結構作改善，如何最佳化改善結構的研究也越來越常見。

    本研究期望能將STOL CH 701輕航機結合外形的形狀最佳化及結構的拓樸最佳化，並討論其安全性及阻力的改變與效益。機身外形材料為鋁合金6061-T6，而機身結構的材料為碳纖維複合材料 T300/LTM45-EL，利用ANSYS Fluent及Abaqus來做阻力外形的形狀最佳化及結構拓樸改善的模擬分析。形狀最佳化以阻力最小化做為目標函數；而拓樸最佳化的部分則以在維持結構連續的條件下之最佳應變能為目標函數，並針對改善前後的機體進行比較分析。

    本研究經過阻力分析及墜撞模擬後，得到最佳化後的機身外形阻力值下降0.9%。墜撞後之最佳化機身符合MIL-STD-1290A的15%安全規範，且最佳化後之機身重量較最佳化前減少8.2%，從最佳化後機身的應變能來看則比初始機身結構增加，吸收能量的效率比初始機身提升2.7%。

In recent years,the aviation industry develop to flourish,Beside Airliner private light sport aircraft have gradually become popular,and the requirement for safety is particularly important. The application of composite materials on the aircraft has gradually replaced traditional metal materials. Many composite material aircrafts are designed to improve the structure safety of the airframe,and research on structure optimization has become more and more common.
This study is expected to optimize the shape and structure of the STOL CH701 and discuss the change and benefits of its safety and performance. The fuselage appearance material is aluminum alloy 6061-T6, and the structural material is carbon fiber composite material T300/LTM45-EL.  The study used ANSYS and Abaqus to simulate and analyze the shape optimization of resistance profile and topology optimization of structure. The shape optimization takes the minimization of the resistance as the objective function, while the topology optimization is based on the best strain energy under the condition of maintaining the continuous structure. 
The result of this study is that optimum model and compare with original model, the resistance value of the fuselage after optimization was decreased by 0.9%. After the collision, the optimized fuselage complies with the 15% safety standard of MIL-STD-1290A, and the body weight is reduced by 8.2% compared with that before optimization. The strain energy of the optimized fuselage more than the initial fuselage structure, and the absorption rate of energy is 2.7% higher than the initial fuselage.

目錄
中文摘要ɪ
英文摘要Ⅱ
目錄Ⅲ
圖目錄Ⅴ
表目錄Ⅶ
第一章 緒論1
1.1前言1
1.2適墜性的概念3
1.3複合材料5
1.3.1複合材料簡介5
1.3.2飛機上的複合材料6
1.4研究目的與方法9
第二章 文獻回顧10
2.1各國輕型飛行載具的相關定義與法規10
2.1.1美國FAA對於輕型飛行載具的定義10
2.1.2歐洲航空安全局EASA對於超輕型飛行載具的定義12
2.1.3我國超輕型飛型載具的定義12
2.2適墜性的邊界條件14
2.3最佳化設計在工程上的應用16
第三章 基礎理論24
3.1 工程最佳化設計24
3.1.1 最佳化設計概念24
3.1.2 結構最佳化25
3.2 Abaqus26
3.2.1  Abaqus簡介26
3.2.2  Abaqus/Explicit29
3.2.3  Abaqus/Optimization30
3.3ANSYS Fluent32
3.3.1 ANSYS Fluent簡介32
3.3.2 ANSYS Fluent運作流程33
3.3.3 ANSYS Fluent的求解步驟33
3.3.4 ANSYS CFD最佳化方法34
3.4  ANSYS Fluent-Adjoint Solver36
3.4.1 Adjoint Solver簡介36
3.4.2 Adjoint Solver設定步驟36
第四章 模擬設計39
4.1 研究流程39
4.2 CH701模型建立41
4.3 材料參數設定43
4.4 邊界條件設定44
4.5 最佳化參數設定45
4.6 CH701最佳化流程及結果50
4.6.1CH701形狀最佳化流程及結果50
4.6.2CH701拓樸最佳化流程及結果55
4.7 CH701原始模型與最佳化模型之結果分析58
第五章 結論與建議65
參考資料67
附錄69

圖目錄
圖1-1大型民航客機複合材料使用率6
圖1-2複合材料在A380上的應用7
圖1-3複合材料在B787上的應用8
圖1-4複合材料在輕航機上的使用率 8
圖2-1通勤飛機事故統計15
圖2-2 AGATE定義的墜撞姿態條件16
圖2-3尾翼平板施加彎曲力所得最佳化結構17
圖2-4尾翼平板施加扭轉力所得最佳化結構18
圖2-5尾翼平板同時施加彎曲力及扭轉力所得最佳化結構18
圖2-6 A380的Droop Nose前緣拓樸最佳化設計19
圖2-7 A380的Droop Nose前緣形狀最佳化設計19
圖2-8傳統機身設計循環20
圖2-9拓樸最佳化機身循環20
圖2-10拖車整流罩模型示意圖22
圖3-1結構最佳化的種類25
圖3-2 Abaqus軟體架構26
圖3-3 Abaqus運作流程28
圖3-4 Abaqus最佳化流程圖30
圖3-5 Abaqus/Optimization形狀最佳化操作結果圖31
圖3-6 ATOM操作結果圖31
圖3-7 ANSYS Fluent模擬的內燃機33
圖3-8 ANSYS所提供的4種CFD最佳化方法34
圖3-9 Adjoint Solver模組最佳化前後比35
圖3-10 MMO模組最佳化前後比較35
圖3-11 Adjoint Solver工作流程36
圖3-12 Adjoint Solver模組37
圖3-13 Adjoint Solver參數選擇模組37
圖3-14 Adjoint Solver殘差曲線38
圖4-1模擬流程圖40
圖4-2 STOL CH 701三視圖41
圖4-3簡化後CH701之機身模型42
圖4-4 CH701流場範圍示意圖44
圖4-5初始機身2-D剖面示意圖46
圖4-6比例因子為1時之機身剖面示意圖46
圖4-7比例因子為2時之機身剖面示意圖47
圖4-8比例因子為2.5時之機身剖面示意圖47
圖4-9比例因子為3時之機身剖面示意圖47
圖4-10 用於拓樸最佳化之空心方塊48
圖4-11 空心立方體之邊界條件49
圖4-12 各邊厚度為4 cm空心立方體示意圖49
圖4-13 以各邊厚度4 cm空心立方體模型最佳化之結果50
圖4-14 CH701流場示意圖51
圖4-15 CH701網格示意圖51
圖4-16 形狀最佳化之設計範圍53
圖4-17 (a)原始模型 (b)形狀最佳化模型53
圖4-18 (a)原始模型(側視圖) (b)拓樸模型(側視圖)54
圖4-19 CH701機身結構54
圖4-20 CH701座艙拓樸最佳化設計區域56
圖4-21 拓樸最佳化之目標函數設定範圍56
圖4-22 結構不連續之拓樸模型57
圖4-23 (a)拓樸初始模型(b)拓樸最佳化模型57
圖4-24 比例因子為0.2、0.4、0.6、0.8時之變形59
圖4-25 初始模型之墜撞示意圖62
圖4-26 拓樸模型之墜撞示意圖62
圖4-27 初始模型墜撞之能量圖63
圖4-28 拓樸模型墜撞之能量圖63
圖4-29 拓樸最佳化前後之應變64

表目錄
表1-1 2007-2016 年發生在國內及我國籍航空器發生在國外之飛航事故2
表1-2 2007-2016 年國內超輕型載具飛航事故2
表2-1 FAR、EASA與我國對於輕型飛機的法規14
表4-1 STOL CH 701的規格42
表4-2 碳纖維複合材料的參數性質43
表4-3 墜撞分析之參數45
表4-4 CH701外形與阻力值之比較60
表4-5 初始模型及拓樸模型墜撞後之壓縮量61
表4-6 最佳化前後之各數值差異64

參考文獻
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