複合材料近年來在航空界運用的比例越來越多，因為質量輕及抗腐蝕性佳等特性，已經逐漸取代過去常見金屬材料。本論文的研究目的是將碳纖維複合材料運用於輕航機機翼上，根據機翼損壞位置並透過修補過後的結構強度分析是否與完整碳纖維層板相同；本研究首先以碳纖維標準試板12K(TC-35R)，利用真空加壓成型法，製作出3片共8層碳纖維層板，大小設定在250mm 250mm，方向為[0/90/45/-45]s。3片碳纖維層板分別為完整無破損的碳纖維層板、破壞過後的碳纖維層板以及破壞過後運用真空熱壓成型法(Vacuum Forming)進行修補的碳纖維層板；本研究將3片碳纖維層板進行強度測試，以確認修補過後的碳纖維是否和完整無破損的碳纖維層板承受相同強度壓力測試。為確保研究的穩定性、一致性及可靠度，透過非破壞性超音波檢測是否有修補正確，也能清楚地得知脫層以及裂縫位置，再運用有限元素套裝軟Abaqus模擬加壓並分析完整碳纖維層板的應力與結構強度，最後將模擬結果與分析結果兩者進行比較，分析誤差是在合理的範圍內。
本研究透過以上的實驗與分析，將碳纖維複合材料層板運用在輕型運動飛機襟翼上，透過有限元素套裝軟體Abaqus模擬，分析出最大應力以及最大變形量都是在合理範圍內，因此能夠驗證本研究碳纖維複合材料層板可以運用在輕航機機翼上下蒙皮，希望未來能夠應用更大量碳纖維複合材料在輕航機結構等相關領域。

In recent years, composite materials have been used more and more in the aerospace industry. Because of light weight and good corrosion resistant, composite materials have gradually replaced the common metal materials in the past. The purpose of this research is to apply the carbon fiber composite material to the wing of light aircraft. According to the strength of the repaired structure at the location of the wing damage, this research analyzed whether it is the same as the complete carbon fiber laminates. In this research, 3 pieces of 8-layer carbon fiber laminates were made by Vacuum Forming with carbon fiber 12K (TC-35R) with size set at 250mm 250mm and direction of [0/90/45/-45]s. The carbon fiber laminates are the complete carbon fiber laminates, the damaged carbon fiber laminates and the carbon fiber laminates repaired by Vacuum Forming after the damage. The carbon fiber laminates were strength tested to confirm whether the repaired carbon fiber was the same strength pressure test as the intact carbon fiber laminates. 
In order to ensure the stability, consistency and reliability of this research, the non-destructive inspection, ultrasonic testing (UT), was used to determine whether the repair was correct and to clearly identify the delamination and crack locations. The stress and structural strength of the complete carbon fiber laminates were simulated and analyzed by Abaqus, and the simulation results were compared with the experimental analysis results. The error of analytical result is within a reasonable range. 
In this research, through the above experiments and analysis, the carbon fiber composite laminates could be applied to the flaps of light sport aircraft, and the maximum stress and maximum deformation were found to be within a reasonable range through the FEA (Finite Element Analysis) Abaqus simulation. In the future, this research hopes to apply more carbon fiber composite materials in light aircraft structures and other related fields.

目錄
目錄	III
圖目錄	V
表目錄	VIII
第一章 緒論	1
1.1 研究動機與方法	1
1.2 文獻回顧	2
第二章 研究背景	7
2.1 複合材料的介紹	7
2.2 複合材料的應用	10
2.3 碳纖維的主要優缺點	12
2.4 複合材料碳纖維層板之應用	15
2.5 環氧樹脂	20
2.6 非破壞檢測與評估	21
第三章 有限元素軟體分析	26
3.1 Abaqus程式簡介	26
3.2 Abaqus/CAE功能模組	27
3.3 Abaqus單位設定	30
第四章 實驗研究方法與步驟	32
4.1 碳纖維層板製作	32
4.2 實驗過程與步驟	33
4.3 碳纖維層板修補與打磨	35
4.4 超音波檢測	42
第五章 結果與討論	59
5.1 彎曲檢測實驗	59
5.2 有限元素軟體模擬分析	63
5.3 實驗與模擬分析比較	70
5.4 綜合討論	71
第六章 結論	75
參考文獻	77

圖目錄
圖1-1複合材料應用在輕航機上的比例[7]	4
圖1-2 DA40機身複合材料分佈[8]	4
圖1-3 CTLS輕型運動飛機[12]	6
圖2-1複合材料強化材料區分	9
圖2-2複合材料基材區分	9
圖2-3歷年來飛機上使用的複合材料[15]	11
圖2-4碳纖維汽車零件分布狀況	11
圖2-5複合材料特性圖[14]	14
圖4-1纖維鋪設狀態圖[24]	32
圖4-2碳纖維層板安裝程序	34
圖4-3碳纖維層板成品	34
圖4-4複合材料修補流程圖	36
圖4-5碳纖維層板打磨範圍	37
圖4-6打磨完成的碳纖維層板	37
圖4-7 GMI AERO加溫控制器	39
圖4-8加溫毯及真空袋安裝程序	39
圖4-9加熱溫度時間變化曲線圖	40
圖4-10修補完成的碳纖維層板	40
圖4-11超音波檢測儀OLYMPUS EPOCH 650 [27]	43
圖4-12疊層超音波A掃描	45
圖4-13疊層超音波B掃描	46
圖4-14疊層超音波C掃描	46
圖4-15完整碳纖維層板網格	49
圖4-16完整碳纖維層板平均掃描結果	50
圖4-17完整碳纖維層板誤差範圍內掃描結果	51
圖4-18完整碳纖維層板脫層掃描結果	51
圖4-19完整碳纖維層板厚度異常掃描結果	52
圖4-20打磨碳纖維層板網格	53
圖4-21打磨一層碳纖維層板掃描結果	54
圖4-22打磨兩層碳纖維層板掃描結果	54
圖4-23打磨三層碳纖維層板掃描結果	55
圖4-24打磨修補過後碳纖維層板網格	56
圖4-25打磨修補後纖維板正常掃描結果	57
圖4-26打磨修補後纖維板厚度異常掃描結果	58
圖4-27打磨修補後纖維板脫層掃描結果	58
圖5-1三點彎曲	59
圖5-2三點彎曲變形量	60
圖5-3萬能材料試驗機(INSTRON 3365)	62
圖5-4三點彎曲模型	63
圖5-5有限元素分析軟體Engineering Constants參數	65
圖5-6邊界層條件與施加壓力	66
圖5-7 Composite Layup模組	66
圖5-8 180公斤重之變形量模擬分析	67
圖5-9 190公斤重之變形量模擬分析	67
圖5-10 200公斤重之變形量模擬分析	68
圖5-11 210公斤重之變形量模擬分析	68
圖5-12 220公斤重之變形量模擬分析	69
圖5-13 227.6公斤重之變形量模擬分析	69
圖5-14 CTLS輕型運動飛機[12]	73
圖5-15本研究輕航機襟翼變形量模擬分析	74
圖5-16本研究輕航機襟翼應力模擬分析	74

表目錄
表3-1 Abaqus單位系統	30
表4-1碳纖維層板加熱溫度時間變化	41
表4-2完整碳纖維層板厚度值 (單位: mm)	50
表4-3磨損過後碳纖維層板厚度值 (單位: mm)	53
表4-4磨損修補後碳纖維層板厚度值 (單位: mm)	56
表5-1變形量相對於載重數變化數據表	60
表5-2碳纖維複合材料參數	64
表5-3實驗結果與模擬分析比較表	70

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