隨著飛機的發展，飛機設計的概念也不斷進行修正。幾次重大飛行事故顯示安全壽期與失效安全的設計概念都無法保證飛機結構的安全。目前的FAA航空法規中，任何失效後會導致重大事故的結構件均應視為損傷容忍規範的結構件。起落架為輕航機最主要的結構件之一，因此其損傷容忍分析是相當重要的。
本研究的目的是利用有限元素軟體FRANC2D與壽期分析軟體AFGROW進行輕型運動航空載具之起落架損傷容忍模擬分析，並探討不同初始裂紋位置與不同材料對起落架之壽命影響。材料為鋁合金6061-T6、6061-T651、2024-T3、7076-T6、鈦合金Ti-6Al-4V以及合金鋼4340；負載則是考慮輕航機CH701設計之最大起飛重量450kg。
    由損傷容忍分析結果得知，當起落架與機身接合處存在1mm初始裂紋負載450kg下，6061-T6裂紋擴展壽命為48000次。與6061-T6相比較，7075-T6、2024-T3、6061-T651起落架裂紋擴展壽命分別增加21%、156%與236%。鈦合金及合金鋼裂紋擴展壽命高出鋁合金甚多，鈦合金Ti-6AL-4V裂紋擴展壽命是鋁合金6061-T6的15倍，合金鋼4340裂紋擴展壽命為6061-T6的27倍。

The philosophies of aircraft design were changed with aircraft development. Several aviation accidents show that safe-life design and fail-safe design cannot ensure structure safety of operation. In Federal Aviation Regulations, for each part of the structure which could contribute to a catastrophic failure must also be evaluated by damage-tolerance analysis. Landing gear is one of major light-sports aircraft structures, so damage-tolerance analysis is important.

The purpose of this study is to use finite element analysis software FRANC2D and crack growth analysis software AFGROW to simulate damage-tolerance behavior in light-sports aircraft landing gear, and discuss the results of initial crack locations and materials. Materials are aluminum alloy 6061-T6, 6061-T651, 2024-T3, 7075-T6, titanium Ti-6Al-4V and alloy steel 4340. Landing gear load is 450kg from CH701 maximum take-off weight.

The results showed that crack propagation life of 6061-T6 landing gear was about 48,000 cycles with 1mm initial crack and 450kg loading. Compare with 6061-T6, crack propagation life of 7075-T6, 2024-T3, 6061-T651 landing gear increased by 21%, 156%, 236% respectively. The crack propagation life of titanium and alloy steel were much higher than aluminum. Life of Ti-6Al-4V was 15 times higher than 6061-T6,and life of 4340 steel was 27 times higher than 6061-T6.

目錄
中文摘要	i
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 損傷容忍發展	2
1.2.1 飛機設計修護概念發展	2
1.2.2 損傷容忍概念	5
1.2.3 結構破壞相關案例介紹	10
1.3 文獻回顧	14
1.4 研究目的與方法	19
第二章 基礎理論	21
2.1損傷容忍分析理論	21
2.1.1 裂紋的影響	21
2.1.2 破壞力學發展	23
2.1.3 應力強度理論	25
2.1.4 裂紋擴展與結構強度的關係	29
2.2 裂紋成長簡介	32
2.3 裂紋分析軟體	35
2.3.1 有限元素軟體FRANC2D	35
2.3.2 壽期分析軟體AFGROW	38
第三章 實驗設計	42
3.1 實驗流程	42
3.2 模型建立	44
3.2.1 起落架模型	44
3.2.2 樣本模型	45
3.3 邊界條件	47
3.3.1 負載條件	47
3.3.2 初始裂紋條件	47
3.3.3 材料參數	48
3.4 應力強度因子分析流程	52
3.5 損傷容忍分析流程	53
3.6 殘餘強度分析流程	54
第四章 結果討論	55
4.1 應力強度因子分析結果	55
4.1.1 樣本模型分析結果	55
4.1.2 起落架模型分析結果	57
4.2 損傷容忍分析結果	60
4.3 殘餘強度分析結果	65
4.3.1 靜態強度分析結果	67
4.3.2 裂紋殘餘強度分析結果	69
4.3.3 總殘餘強度分析結果	71
4.4 結果討論	75
第五章 結論	77
參考文獻	81
附錄	83

參考文獻
[1]	Causes of Fatal Accidents by Decade, http://www.planecrashinfo.com/cause.htm, August 2011.
[2]	張貴先，”赴美國波音公司參加高齡飛機維護計畫研討會”出國報告書，民用航空局，2009年12月21日。
[3]	Robert G. Eastin and Jon B. Mowery, "30 Years of Damage Tolerance – Have We Got IT Right? FAA", 25th ICAF Symposium, May 2009.
[4]	莊東漢，”材料破損分析”，五南圖書出版，2007年3月9日。
[5]	Kiran Rao, "Damage Tolerance Analysis of Aero Structural Components", June 2007.
[6]	莊禮彰，”赴美國波音公司工程失效研習出國報告”出國報告書，民用航空局，2009年10月9日。
[7]	FAA FAR 25.571, "Damage-tolerance and fatigue evaluation of structure", January 2011.
[8]	FAA AC 23-13A, "Fatigue, Fail-Safe, and Damage Tolerance Evaluation of Metallic Structure for Normal, Utility, Acrobatic, and Commuter Category Airplanes", FAA, September 2005.
[9]	NTSB, "Aircraft Accident Report - Aloha Airlines Flight 243", National Transportation Safety Board, June 1989.
[10]	賴建舟，”老舊飛機維修安全與維修資源管理之研究”，國立成功大學工學院工程管理碩士在職專班碩士論文，2005年1月。
[11]	行政院飛航安全委員會，”飛航事故調查報告-中華航空CI611號班機”，2005年6月。
[12]	Mario Vega and Luis Quiroz, "A Framework for Damage Tolerance Assessment”, Concepcion University Department of Mechanical Engineering, August 2001.
[13]	Angela Trego1 and Dale Cope, "Evaluation of Damage Tolerance Analysis Tools for Lap Joints", Boeing Phantom Works, January 2002.
[14]	張培聖，”混凝土裂縫修補材料之研究-環氧樹脂及聚甲基丙烯酸系樹脂”， 朝陽科技大學營建工程系碩士論文，2002年7月。
[15]	蔡佳偉，”以雙裂縫試驗量測膠結石膏II型破裂韌度之研究”，國立成功大學資源工程研究所碩士論文，2008年6月。
[16]	王凱正，”以單壓雙裂縫試驗量測石膏Ⅱ型破裂韌度之研究”，國立成功大學資源工程研究所碩士論文，2007年6月。
[17]	劉斌與沈士明，”基於FRANC2D的疲勞裂紋擴展數值模擬”，南京工業大學機械與動力工程學院，2007年8月。
[18]	鍾坤林，”結構破壞修補之裂紋強度因子分析”，逢甲大學航太與系統工程學系碩士論文，2011年2月。
[19]	王銘輝，”有限平板多條邊裂紋成長之探討”，國立中央大學機械工程研究所碩士論文，2002年7月。
[20]	Masayuki Kamaya, "A Crack Growth Evaluation Method for Interacting Multiple Cracks" JSME International Journal Series A, Volume 46, Issue 1, pp. 15-23, 2003.
[21]	安福起，”起落架結構損傷容忍特性研究”，航空學報第14卷第2期，1993年二月。
[22]	David Broek著，陳兆勛譯，”破裂力學之實際應用”，國立編譯館，1999年8月。
[23]	James A. Harter, "AFGROW Technical Manual and Users Guide", June 2006.
[24]	ASTM E399-09, "Standard Test Method for Linear-Elastic Plane-Strain Fracture Toughness KIC of Metallic Materials", American Society for Testing and Materials, 2009.
[25]	Fracture toughness and fracture design, http://www.sv.vt.edu/classes/MSE2094_NoteBook/97ClassProj/exper/gordon/www/fractough.html, August 2011.
[26]	USAF Air Force Research Laboratory, "Damage Tolerance Design Handbook", July 2011.
[27]	David Roylance, "Fatigue", Department of Materials Science and Engineering Massachusetts Institute of Technology, May 2001.
[28]	Cornell Fracture Group, http://www.cfg.cornell.edu/index.htm, September 2011.
[29]	NASGRO, http://www.nasgro.com/, September 2011.
[30]	Zenith Aircraft Company, http://www.zenithair.com/, August 2011.
[31]	Zenair, "CH701STOL_SP flight manual", January 2003.
[32]	譚涵文，”輕型航空運動載具起落架之疲勞行為分析”，淡江大學航空太空工程學系碩士論文，2011年1月。
[33]	游宗憲，”輕型運動載具起落架之材料與外形負載分析”，淡江大學航空太空工程學系碩士論文，2011年6月。
[34]	Grove Aircraft Landing Gear System Inc., http://groveaircraft.com/landing_gear.html, March 2012.
[35]	Jack Pink, "Landing Gear Structural Integrity", BF Goodrich, Aerospace Engineering Magzine, March 1996.
[36]	London Metal Exchange, http://www.lme.com/, April 2012.
[37]	Aluminum Sheet Price, "http://www.aircraftspruce.com/catalog/pdf/aluminumsheet.pdf", April 2012