近年來隨著輕航機的蓬勃發展，因此適墜性的設計考量也日益受到重視。航空載具的機身結構、地板結構及座椅設計為適墜性主要作用區域。而複合材料在航空器的比例逐年增加，所以複合材料結構的安全性分析是個重要的研究方向。
本研究應用有限元素法Abaqus分析不同多層碳纖維複合材料輕航機結構經過拓樸最佳化後之墜撞能量吸收。模型方面使用Zenith 公司的 STOL CH 701輕型運動航空載具所使用的機身做為研究標的物，以 Pro/Engineer 建立材料的機身，機身材料使用單層碳纖維複合材料、多層碳纖維複合材料，再使用 Abaqus/Optimization對機身進行結構拓樸最佳化，並將模型以AGATE訂定的30o撞擊角度與ASTM規範的1.3Vso下降速度做為邊界條件，再以動態模擬輸出的能量分析其合理性，比較拓樸最佳化前後的模型在相同負載條件下之能量吸收率以及座艙壓縮率。
根據MIL-STD-1290A規範的15%壓縮率為標準，在相同撞擊角度與相同撞擊速度下，四種最佳化複材之平均壓縮率皆比未經最佳化之複材機身壓縮少約1~2%。拓樸最佳化之複材機身中能量吸收以多層的為較高，其中[0/45/-45/90]為最高，單層的90o為最低，且最佳化之單層與多層有明顯差異約112%。顯示多層複材機身之能量吸收較單層複材機身之能量吸收高。原始複材機身中之單層與多層纖維與四種最佳化複合材料比較，減輕約21.5% ~ 26.7%。

Because of the development of light sport aircraft, the design of the crashworthiness becomes more and more important. Light sport aircraft’s fuselages structures, floor structure and seats are designated for crashworthiness.In the recent years, the propotion of composite materials in the aircraft increased year by year,so the safety of the composite aircraft is the important field to research. The purpose of this thesis is using finite element method, Abaqus, to simulate the crashworthiness of diffirent Multi-layer composite materials and analyze the impact energy absorption capability of different Multi-layer composie materials after topology optimization. In this thesis, weuse Zenith’s STOL CH 701, Light Sport Aircraft, as model to simulate. This research used Pro/Engineer to establish CH701 fuselage model. The material of fuselage are Single-layer and Multi-layer composite materials, then use Abaqus/Optimization to optimize the structure of the fuselage model. According to the AGATE and ASTM, the impact angle and the impact velocity are 30o and 1.3VS0 using as boundary condition of dynamic simulation. In the dynamic simulation, we output the data to check if the simulation is follow the conservation of energy and use Abaqus to discuss the impact energy absorption capability and reducing rate of cabin, topology optimization were compared between the original fuselage model and the topology optimization fuselage model. In this thesis, the relationship between velocity and angle was established according to the safety standard, MIL-STD-1290A, of the cockpit reducing rate can not more than 15%. In same impact angles and same impact velocities, the reducing rate of topology optimization composite materials fuselage are less than without topology optimization composite materials fuselage about 1~2%. The impact energy absorpyion capability in the optimized composite materials fuselage is the highest among Multi-layer [0/45/-45/90], and the Single-layer 90o is the lowest. There is a significant difference of about 112%. The weight of Single-layer and Multi-layer in the topology optimization composite materials fuselage were reduced about 21.5% to 26.7% compared to the without topology optimization composite materials fuselage.

中文摘要I
英文摘要II
目錄III
圖目錄VI
表目錄IX
第一章、緒論1
1.1前言1
1.2適墜性介紹3
1.2.1 適墜性之邊界條件5
1.3複合材料趨勢5
1.4研究目的與方法9
第二章、文獻回顧10
2.1各國對於輕型飛行載具的相關定義10
2.1.1 美國FAR對於輕型飛行載具的定義10
2.1.3 加拿大LAMAC對於超輕型飛行載具的定義12
2.1.4 我國超輕型飛行載具的定義13
2.2複合材料結構改善16
2.2.1結構最佳化應用於結構改良18
2.2.2各種材料能量吸收與分析18
2.2.3碳纖維複合材料之趨勢與應用23
2.3 單層與多層複合材料差異26
第三章 、基礎理論28
3.1 Abaqus 簡介28
3.1.1 Abaqus/Explicit32
3.1.2 Abaqus單位34
3.1.3 Abaqus Energy35
3.1.4 Abaqus/Optimization37
3.2最佳化(Optimization)簡介39
第四章、模擬設計41
4.1 研究流程41
4.2模型樣本44
4.3 材料參數設定45
4.4 最佳化模型建立47
4.5動態模擬62
4.5.1空心薄殼立方體之動態模擬62
4.5.2複合材料機身模型之動態模擬66
4.5.3最佳化複合材料機身模型之動態模擬72
第五章、結論與建議81
參考文獻83

圖目錄
圖1-1美國普通類航空器在2002年至2011年的飛安事故統計2
圖1-2 近年航空領域之複合材料應用情況7
圖1-3複合材料在航空器上所佔的比例7
圖1-4複合材料應用在輕航機上的比例8
圖2-1三明治結構17
圖2-2 force-displacement curve for a subject to crushing20
圖2-3 鋁（左）和複合材料管（右）漸進變形之間的差異22
圖2-4複合材料與其他材料的吸能比較23
圖2-5複合材料與鋁合金的應力應變圖24
圖2-6複合材料於波音787的分佈25
圖2-7 Quasi-isotropic laminate疊層角度27
圖3-1 Abaqus架構圖28
圖3-2 Abaqus運作流程31
圖3-3 Abaqus結構最佳化流程38
圖4-1 CH701的座艙與機身結構之原始模型42
圖4-2 CH701座艙側板與機頂的實心模型42
圖4-3分析模擬流程圖43
圖4-4 STOL CH 701三視圖44
圖4-5用於拓樸最佳化之實心立方體模型48
圖4-6實心立方體模型之邊界條件示意圖49
圖4-7實心立方體模型之拓樸最佳化結果49
圖4-8實心立方體模型之拓樸最佳化結果(側視圖)49
圖4-9空心薄殼方塊模型剖面示意圖51
圖4-10薄殼厚度為40 mm之約束條件立方體模型示意圖51
圖4-11空心薄殼碳纖維單層立方體模型之最佳化結果52
圖4-12空心薄殼碳纖維單層立方體模型之最佳化結果(側視圖)52
圖4-13空心薄殼碳纖維多層立方體模型之最佳化結果53
圖4-14空心薄殼碳纖維多層立方體模型之最佳化結果(側視圖)53
圖4-15拓樸最佳化之設計區域55
圖4-16拓樸最佳化之目標函數設定範圍55
圖4-17 0o複材機身經拓樸後之最佳化模型57
圖4-18 0o複材機身經拓樸後之最佳化模型(側視圖)57
圖4-19 90o複材機身經拓樸後之最佳化模型58
圖4-20 90o複材機身經拓樸後之最佳化模型(側視圖)58
圖4-21 [0/90]複材機身經拓樸後之最佳化模型59
圖4-22 [0/90]複材機身經拓樸後之最佳化模型(側視圖)59
圖4-23 [0/45/-45/90]複材機身經拓樸後之最佳化模型60
圖4-24 [0/45/-45/90]複材機身經拓樸後之最佳化模型(側視圖)60
圖4-25 0o複材機身經拓樸後出現斷面之模型(除材75%)61
圖4-26 0o複材機身經拓樸後出現斷面之模型(除材75%側視圖)61
圖4-27 0o複材方塊垂直撞擊地面之能量變化63
圖4-28 90o複材方塊垂直撞擊地面之能量變化63
圖4-29 [0/90]複材方塊垂直撞擊地面之能量變化64	
圖4-30 [0/45/-45/90]複材方塊垂直撞擊地面之能量變化64
圖4-31機身以角度30o撞擊地面示意圖67
圖4-32機身以角度30o撞擊地面示意圖(側視圖)67
圖4-33 0o複材機身以30o撞擊地面之能量變化70
圖4-34 90o複材機身以30o撞擊地面之能量變化70
圖4-35 [0/90]複材機身以30o撞擊地面之能量變化.71
圖4-36 [0/45/-45/90]複材機身以30o撞擊地面之能量變化71
圖4-37 0o最佳化複材機身以角度30o撞擊地面示意圖72
圖4-38 90o最佳化複材機身以角度30o撞擊地面示意圖72
圖4-39 [0/90]最佳化複材機身以角度30o撞擊地面示意圖73
圖4-40 [0/45/-45/90]最佳化複材機身以角度30o撞擊地面示意圖73
圖4-41 0o最佳化複材機身以30o撞擊地面之能量變化76
圖4-42 90o最佳化複材機身以30o撞擊地面之能量變化76
圖4-43 [0/90]最佳化複材機身以30o撞擊地面之能量變化77
圖4-44 [0/45/-45/90]最佳化複材機身以30o撞擊地面之能量變化77

表目錄
表1-1 美國民用航空器在2011年發生飛安事故統計2
表2-1 FAR、EASA、LAMAC與我國對於輕型飛機的法規15
表3-1 Abaqus單位對照表35
表4-1 STOL CH 701的規格45
表4-2 鋁合金6061-T6材料參數46
表4-3 碳纖維複合材料參數46
表4-4各層板拓樸最佳化之體積移除率56
表4-5 最佳化複合材料空心薄殼方塊垂直落摔內能變化65
表4-6機身之碳纖維複合材料排列角度66
表4-7複合材料機身以速度18 m/s方向 30o撞擊69
表4-8最佳化複合材料機身以速度18 m/s方向30o撞擊75
表4-9最佳化複合材料機身之重量79
表4-10最佳化複合材料機身與原始複材機身之重量比較80

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[28]ZENAIR, http://www.zenithair.com
[29]MatWeb, http://http://www.matweb.com
[30]Vaibhav A. Phadnis, Farrukh Makhdum, Anish Roy, and Vadim V. Silberschmidt,“Drilling in carbon/epoxy composites: Experimental investiga-tions and finite element implementation”, 2013.
[31]Baidu, https://wenku.baidu.com