178_090-042BP-TW

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178_090-042BP-TW

發佈日期 : 2009-04-29

發明專利說明書
﹝本說明書格式，順序及粗體字，請勿任意更動，※號部份請勿填寫﹞
	※申請案號： 090132260
	※申請日期： 20011225 ※ＩＰＣ分類： Int.Cl.(7) G06F 17/50

一、發明名稱： (中文/英文)
	遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統(全文下載)
二、申請人：共 1 人
	1 . 　姓名或名稱：(中文/英文) 　　國立成功大學 / NATIONAL CHENG KUNG UNIVERSITY 　代　表　人：(中文/英文) 　　 / 　住居所或營業所地址：(中文/英文) 　　臺南市東區大學路一號 / 　國　　　　籍：(中文/英文) 　　中華民國 / TW
三、發明人：共 2 人
	1 . 　姓名：(中文/英文) 　　鄭泗滄 / JENG, SZ-TSANG 　國　　　籍：(中文/英文) 　　中華民國 / TW 　 2 . 　姓名：(中文/英文) 　　蘇旭民 / SU, SHIU-MIN 　國　　　籍：(中文/英文) 　　中華民國 / TW
四、聲明事項
	□主張專利法第二十二條第二項 □ 第一款或 □ 第二款規定之事實，其事實發生日期為：年　月　日 □申請前已向下列國家(地區)申請專利: 　【格式請依:受理國家(地區)、申請日、申請案號、順序註記】
	□ 有主張專利法第二十七條第一項國際優先權：　□無主張專利法第二十七條第一項國際優先權：
	□ 主張專利法第二十九條第一項國內優先權：　【格式請依:申請日、申請案號、順序註記】
	□ 主張專利法第三十條生物材料：　□ 須寄存生物材料者：　　　國內生物材料【格式請依:寄存機構、日期、號碼、順序註記】　　　國外生物材料【格式請依:寄存國家、機構、日期、號碼、順序註記】
□ 不須寄存生物材料者: 　　　所屬技術領域中具有通常知識者易於獲得時，不須寄存。

五、中文發明摘要：
	本發明揭露一種遙控飛機(Remote pilot Vehicle;RPV)複合材料機翼結構之分析系統，其係將遙控飛機之包括蒙皮(Skin)、翼樑蓋板(Spar Cap)、以及翼樑腹板(Spar Web)等機翼結構，模擬為中空的複合材料層板，並利用“等效平板模型(Equivalent Plate Model;EPM)”加以模擬分析。配合萊茲法(Ritz Solution Procedure)，而由結構最低能量的概念，來求取模型受靜態負載下的位移數值。再利用Visual Basic程式語言進行視窗化的程式設計，以建立使用者友善之圖形介面。因此，可降低習知有限元素分析系統的複雜度，並可有效縮減製作遙控飛機之設計分析時間。

六、英文發明摘要：


七、指定代表圖：
（一）本案指定代表圖為：
（二）本代表圖之元件符號簡單說明：



八、本案若有化學式時，請揭示最能顯示發明特徵的化學式：


九、發明說明：
	發明領域：本發明係有關於一種遙控飛機(Remote Pilot Vehicle;RPV)複合材料機翼結構之分析系統，特別是有關於一種以Visual Basic等程式語言所設計之視窗圖形作為介面的遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統。發明背景：請參照第1圖以及第2圖，第1圖係繪示一般機翼結構的透視圖，而第2圖為第1圖之機翼結構的上視圖，也可視為機翼結構的機翼外形(Planform)圖。機翼結構100係以蒙皮(Skin)102包覆之空心骨架，而此空心骨架至少包括有翼樑蓋板(Sparcap)104、翼樑腹板(Spar Web)106、以及翼肋(Wing Rib)108等次結構。其中，機翼結構100之參考座標係將座標原點定義在翼根(Wing Root)110之翼前緣(Leading Edge)114，參考面(Z=0)為翼弦(Chord)所形成之平面，y軸正方向由翼根110指向翼尖(Wing Tip)112，Z軸正方向為參考面的法線向量，而x軸正方向即為翼弦，其係由翼前緣114指向翼後緣(Trailing Edge)116方向。機翼剖面的翼形(Airfoil)種類繁多，一般在美國國家航空諮詢委員會(National Advisory Committee forAeronautics;NACA)之NACA翼形系列中可見其相關的描繪。而機翼外形有多種變化，例如前掠翼(Forward-sweptWing)、後掠翼(Swept-back Wing)、以及漸縮翼等型式。另外，在材料的選取方面，目前，機翼所使用之材料包括傳統的金屬材料以及複合材料。然而由於複合材料具有高比強度、高比勁度、以及可設計性等優點，因此已逐漸取代了傳統的金屬材料，而廣泛地運用在飛具結構中。在機翼結構的設計中，通常以樑或平板模型進行初步分析。上述之樑或平板模型的建立僅是採用簡單的平板來代表複雜的機翼結構，而沒有將機翼剖面、機翼外形，以及機翼內部的骨架結構列入考慮。然而，只考慮平板所建立之模型太過於簡化，不足以有效模擬機翼結構，而且會導致機翼結構的勁度受到低估。因此，嚴重影響機翼結構的模擬分析與設計。由於，利用平板模型來模擬機翼結構的代表性不佳，且會產生如上所述之缺點。因此，Gary L.Giles 於1986年提出“等效平板模型(Equivalent Plate MOdel;EPM)”來模擬機翼結構，其中等效平板模型係採用了具對稱性的機翼剖面，例如NACA0012、一般的機翼外形、以及翼樑蓋板的勁度。Gary L. Giles 並應用能量法以及萊茲法(RitzSolution Procedure)來求取受靜態負載之位移量以及自然頻率。隨後，在1989年時，Gary L.Giles改良原先提出之等效平板模型，而使一般不對稱的機翼剖面，例如NACA23012也得以應用等效平板模型。並且，更導入熱負載與彈簧之撐等效應，以加強模型的模擬可靠度。後來，又在1994年時，Gary L.GileS與Keith Norwood將等效平板模型與有限元素結合，以進行機翼結構的分析。另一方面，Eli Livne則提出“含剪應變(Transverse Shear)之等效平板模型”，導入複合材料的特性以及剪應變的影響進行模擬分析。然而，Eli Livne所提出之剪應變等效平板模型只考慮翼樑腹板的剪應變能，導致機翼模型無法展現真實位移場。此外，在機翼外形的函數的選取方面，亦沒有提供良好的模擬方式。在結構設計方面，大多數係利用有限元素分析軟體進行機翼結構受負載後之位移、應變、以及應力的分析。一般商用的有限元素分析軟體屬高階程式應用語言，雖然經由適當的網格(Mesh)，其分析結果具有相當的準確度。商用有限元素分析軟體對結構的分析方式為先建立結構模型並加以網格化，再給予邊界條件進行分析，然後觀看分析結果數據。對於使用者而言，光是建立模型就需要花費相當多的時間。因此，在整個模型的建立與分析處理上，具有相當的困難度，不易於使用，且分析處理非常耗時，並非為一套理想的分析系統。發明目的及概述：鑒於上述習知在設計遙控飛機複合材料機翼結構時，所使用之分析系統不具便利性，且不易使用，更缺乏友善的圖形介面。因此，本發明之主要目的就是在提供一種遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統。本發明之分析系統係根據複合材料層板理論，導入機翼外形函數、以及翼樑蓋板與翼樑腹板之結構勁度等參數。因此，不僅使分析結果更貼近實際之機翼結構，進而提高準確度，更可有效提升計算效率。本發明之再一目的就是因為本發明之遙控飛機複合材料機翼結構的分析系統，結合了Visual Basic程式語言進行使用者介面的視窗化設計，以提供簡單且易於使用的圖形介面。因此，在模型的建構與分析處理上，提供使用者友善的分析環境而易於操作，進而大幅降低設計遙控飛機機翼結構的困難度與門檻。根據以上所述之目的，本發明更提供了一種遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統，至少包括：提供複數個機翼外形座標：提供複數個翼根翼形座標，並利用上述之機翼外形座標與翼根翼形座標建立一蒙皮外形函數；提供複數個翼樑蓋板座標，並利用上述之機翼外形座標與翼樑蓋板座標建立一蓋板外形函數；提供複數個翼樑腹板座標，並利用上述之機翼外形座標與翼樑腹板座標建立一腹板外形函數；提供一位移場函數；提供一蒙皮結構材料性質、一蓋板結構材料性質、以及一腹板結構材料性質；利用上述之蒙皮外形函數、位移場函數、以及蒙皮結構材料性質建立一蒙皮勁度矩陣；利用上述之蓋板外形函數、位移場函數、以及蓋板結構材料性質建立一蓋板勁度矩陣；利用上述之腹板外形函數、位移場函數、以及腹板結構材料性質建立一腹板勁度矩陣，並結合蒙皮勁度矩陣、蓋板勁度矩陣、以及腹板勁度矩陣以形成一總勁度矩陣；施加一負載，並利用上述之位移場函數與負載建立一負載向量；以及利用上述之總勁度矩陣以及負載向量進行一分析步驟，藉以獲得一分析結果。上述之操作係在Visual Basic程式語言所建構之圖形化視窗介面進行。經由本發明之遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統所獲得之分析結果至少包括蒙皮部分、翼樑蓋板部分、翼樑腹板部分、以及結構變形圖，其中結構變形圃包括蒙皮結構變形圖、翼樑蓋板結構變形圖、以及翼樑腹板結構變形圖。分析結果中之蒙皮部分以及翼樑蓋板部分可在使用者提供疊層位置與截面y座標後，依需求選擇垂直位移量、正向應變值、或正向應力值等輸出結果，並配合剖面數值表、剖面外形圖、或結構外形圖等輸出方式來觀察結果。而翼樑腹板部分之輸出結果的選擇更包括了剪應變值以及剪應力值。圖式簡單說明本發明的較佳實施例將於往後之說明文字中輔以下列圖形做更詳細的闡述，其中：第1圖為繪示一般機翼結構的透視圖；第2圖為繪示第1圖之機翼結構的上視圖，其中此上視圖所繪示即為機翼結構的機翼外形；第3圖為繪示本發明之一較佳實施例之遙控飛機複合材料機翼結構的分析系統的操作流程圖；以及第4圖為繪示本發明之一較佳實施例之翼形資料輸入選單的視窗圖形；第5圖為繪示本發明之一較佳實施例之蒙皮結構的正向應變圖的結果視窗圖形；第6圃為繪示本發明之一較佳實施例之蒙皮結構受力變形圖的結果視窗圖形；以及第7圖為繪示本發明之一較佳實施例之蒙皮結構的剖面數值表的結果視窗圖形。主要元件符號說明 100．．．機翼結構 102．．．蒙皮 104．．．翼樑蓋板 106．．．翼樑腹板 108．．．翼肋 110．．．翼根 112．．．翼尖 114．．．翼前緣 116．．．翼後緣 200．．．建立蒙皮外形結構 202．．．建立翼樑蓋板結構 206．．．提供位移場函數 204．．．建立翼樑腹板結構 208．．．建立總勁度矩陣 210．．．施加負載 212．．．建立負載向量 214．．．進行分析步驟，以獲得分析結果發明詳細說明；本發明揭露一種遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統，其係利用複合材料機翼結構，導入空氣動力學之Schrenk升力分佈負載方式，進行機翼結構之位移場、應變值、以及應力值等的分析。此外，更利用Visual Basic程式語言設計視窗圖形介面，以提供簡單易操作之友善介面，提供絕佳的便利性。為了使本發明之敘述更加詳盡與完備，可參照下列描述並配合第1圖至第4圖之圖示。本發明之分析系統適用於分析翼根處為固定端，且承受Z方向垂直負載的機翼結構，可分析蒙皮、翼樑蓋板、翼樑腹板等次結構，分析結果包括之方向的垂直負載、正向應變值、以及正向應力值等。請參照第3圖，第3圖係繪示本發明之一較佳實施例之遙控飛機複合材料機翼結構的分析系統的操作流程圖，並請一併參照第1圖與第2圖。首先，如同步驟200，提供多個機翼外形座標以及翼根的翼形座標以建構蒙皮外形函數。舉例而言，可由翼根處之上翼形（或下翼形）的多組座標(x,O,y)，以及翼尖翼前緣座標(x _FR ,y _R ,O)與翼尖翼後緣座標(x _FL ,y _R ,O)，利用幾何關係得到翼尖處的翼形(x，yR，Z)。所獲得之上翼面外形函數可表示為Z ^KU (X,y)= h _i^ku x _i^kum (i) _yi^kw n(i)，下翼面外形函數可表示為Z ^KB (X,y)= h _i^kb_xi^kbm (i) _yi^kb n(i)，其中Nku、Nkb分別為上、下翼形函數總項數，hi ^ku 、h _i^kb 為第i項係數，kum(i)、kbm(i)為第i項x的係數，kun(i)、kbn(i)為第i項y的係數。此外，翼形座標也可直接從資料庫中取出符合所需之翼形。並提供所選擇之蒙皮材料的性質，例如材料疊層數量以及各疊層厚度等。利用所提供之機翼外形座標、翼根翼形座標、以及蒙皮結構材料性質建立蒙皮外形結構。根據古典板理論(Classic Plate Theory;CPT)，蒙皮外形結構之上蒙皮第iku層複合材料層板應變能dU ^iku = t ^iku {q} ^T {[R _c ]-Z ^KU [Ω _c ]} ^T [Q] _c^iku {[R _c ]-Z ^KU [Ωc]}{q}dxdy，下蒙皮第ikb層複合材料層板的應變能dUi ^kb = t ^ikb {q} ^T {[R _c ]-Z ^KB [Ωc]} ^T [Q] _c^ikb {[R _C ]-Z ^KB [Ω _c ]}{q}dxdy，其中{q}為應變場未知係數，[R _C ]為中平面應變矩陣，[Ωc]為平板曲率矩陣，t ^iku 與 t ^ikb 則分別為上蒙皮第iku層、下蒙皮第ikb層的厚度。另外，根據一階剪應變板理論(First-order ShearDeformation Plate Theory;FSDPT)，蒙皮外形結構之上蒙皮第iku層複合材料層板的應變能dU ^iku = t ^iku {q} ^T {[RF]十Z ^KU [ΩF]} ^T [Q]F ^iku {[RF] ^十 Z ^KU [Ω _F ]}{q}dxdy，下蒙皮第ikb層複合材料層板的應變能dUi ^kb ： t ^ikb {q} ^T {[RF]十Z ^KB [Ω _F ]} ^T [Q]F ^ikb {[RF] ^十 Z ^KB [Ω _F ]}{q}dxdy，其中{q}為應變場未知係數，[RF]為中平面應變矩陣，[Ω _F ]為平板曲率矩陣，t ^ik u與t ^ikb 則分別為上蒙皮第iku層、下蒙皮第ikb層的厚度。接著，提供多個翼樑蓋板座標以及蓋板結構材料性質，例如蓋板數量及前緣與後緣之座標等，並利用上述所提供之機翼外形座標與翼樑蓋板座標建立蓋板外形函數。舉例而言，翼樑上蓋板於翼根處的起點座標為(X _SFL ,O)、(x _SAL ,O)，翼尖處的終點座標為(xSFR，y _R )、(X _SAR ,y _R )，則上蓋板之外形函數為Z ^CU (x,y)= h _i^cu x _i^cum(i) y _i^cwn(i) ，下蓋板之外形函數為ZC ^B (x,y)= h _i^cb_xi^cbm(i) y _i^cb n ⁽ⁱ⁾ ，其中Ncu Ncb為函數總i=1項數，h _i^cu 、h _i^cb 為第i項係數，cum(i)、cbm(i)為第i項x的階數，cun(i)、cbn(i)為第i項y的階數。再如同步驟202，利用所建立之蓋板外形函數與蓋板結構材料性質建立出翼樑蓋板結構。例如，翼樑上蓋板結構之第icu層應變能為dU ^icu = t ^icu {q} ^T {[R]μZ ^CU [Ω]} ^T [Q] ^icu {[R]μZ ^CU [Ω]}{q}dxdy。在建立出翼樑蓋板結構後，提供多個翼樑腹板座標以及腹板結構材料性質，例如腹板數量、腹板於翼根處的座標、及腹板於翼根處與上、下蓋板連接之座標等，並利用上述之機翼外形座標與這些翼樑腹板座標建立腹板外形函數。舉例而言，翼樑腹板於翼根處之座標為(xWL，yL)，翼尖處之座標為(X _WR ,y _R )，其連接上蓋板之高度為Z ^W U(y)：h ^1w u+h ₂^wu y，連接上蓋板之高度為驟204所述，利用腹板外形函數以及該腹板結構材料性質建立出翼樑腹板結構。根據古典板理論，翼樑腹板結構之第iw層的應變能為dU ^iw = t ^iw {ε _w } [Q] _C1×1 {ε _w } _1×1 didZ，其中沿翼樑腹板方向的局部座標軸為i，局部座標軸j與全域座標Z軸同向，翼樑腹板的法線方向為局部座標軸k。然後，如同步驟206，根據萊茲法(Ritz Solution Procedure)，位移場函數須滿足邊界條件，在本實施例中，假設機翼在翼根處（即y=0）被挾持固定，而求取出位移場函數W＝ q _i M _i 。其中，q為所欲求取的所有未知係數向量，M為所有M(X,y)所組成之X,y多項式矩陣。接著，利用蒙皮外形結構以及所求出之位移場函數建立蒙皮勁度矩陣，例如，上蒙皮勁度矩陣第i列第j行元素 r1=MR(k,i)+MR(1,j),s1=NR(k,i)+NR(1,j),r2=kum(ih)+MΩ(k,i)+MR(1,j),S2=kun(ih)+NΩ(k,i)+NR(1,j),r3=kum(ih)+MR(k,i)+MΩ(k,i),s3=kun(ih)+NR(k,i)+NΩ(1,j),r4=kum(ih)+kum(jh)+MΩ(k,i)+MΩ(l,j),S4=kun(ih)+kun(jh)+NΩ(k,i)+NΩ(1,j)。並利用翼樑蓋板結構以及位移場函數建立蓋板勁度矩陣 t ^icb {[R] ^T [Q] ^icb [R]uZ ^CB (x,y)[Ω] ^T [Q] ^icb [R]uZ ^CB (X,y)[R] ^T [Q] ^icb [Ω]+(Z ^CB (x,y)) ² [Ω] ^T [Q] ^iCb [Ω]}dxdy,其中Lcu為上蒙皮疊層總數，Lcb為下蒙皮疊層總數，[R]為中平面應變矩陣，[Ω]為平板曲率矩陣。再利用翼樑腹板結構以及位移場函數建立腹板勁度矩陣，其為表示可，其中Lw為翼樑腹板疊層總數，[R]為中平面應變矩陣，[Ω]為平板曲率矩陣，[ ]為座標轉置後的材料勁度矩陣，cΛ為cosΛ，而Λ為局部座標i軸與全域座標x軸的夾角。然後，結合蒙皮勁度矩陣、蓋板勁度矩陣、以及腹板勁度矩陣以形成總勁度矩陣，如同步驟208所述。此時，如同步驟210，選擇施加負載之種類，例如集中力負載、均佈力負載、以及Schrenk升力負載等，而將負載施加在機翼上。其中，集中力負載的建立至少包括提供負載總數、各負載值、以及負載點的座標等，均佈力負載的建立至少包括提供負載總數、各負載值、以及負載承受區域的座標等。而Schrenk升力負載的建立則依據考慮最大升力或最大總重的不同，而需提供不同的參數。若選擇考慮最大升力，則需提供至少包括最大升力係數以及飛行速度：若選擇考慮最大總重，則需提供至少包括飛行總重、安全係數、以及承受重力(G)值。然後，如同步驟212，利用先前所求出之位移場函數與施加之負載建立機翼結構的負載向量。再如同步驟214所述，根據總勁度矩陣以及負載向量進行分析，以獲得所需之分析結果。其中，進行分析時係使用等效平板模型，可選擇使用例如古典板理論或者是一階剪應變板理論來建構本發明之等效平板模型。本發明之分析結果可至少涵蓋蒙皮部分、翼樑蓋板部分、翼樑腹板部分、以及結構變形圖部分等。其中，關於蒙皮部分的分析結果至少包括垂直位移量、正向應變值、以及正向應力值，並可選擇以例如蒙皮剖面數值表、蒙皮剖面外形圖、以及蒙皮結構外形圃等固表方式來呈現，如第5圖所示。關於翼樑蓋板部分的分析結果至少包括垂直位移量、正向應變值、以及正向應力值，且可選擇以例如蓋板剖面數值表、蓋板剖面外形圖、以及蓋板結構外形圖等圖表方式將所需之結果呈現出來。關於翼樑腹板部分的分析結果至少包括垂直位移量、正向應變值、正向應力值、剪應變值、以及剪應力值等，且可選擇以例如腹板剖面數值表、腹板剖面外形圖、以及腹板結構外形圖等圖表方式加以呈現。結構變形圖部分則至少包括蒙皮結構變形圖、翼樑蓋板結構變形圖、以及翼樑腹板結構變形圖，上述之結構變形圖描繪有結構變形前、後之結構對照圖形，並可依需求選擇不同的變形放大倍率，如第6圖所示。以上所述之分析結果僅用以舉例說明，本發明並不僅侷限於此，可依機翼結構設計需求加以調整分析內容與結果。本發明之視窗化圖形介面可利用Visual Basic程式語言來建構，請參照第4圖，第4圖係繪示本發明之一較佳實施例之翼形資料輸入選單的視窗圖形。從第4圖可看出，本發明之視窗介面提供有檔案建立存取、蒙皮外形結構的建立、翼樑蓋板結構的建立、翼樑腹板結構的建立、施加負載的選取、分析處理、結果顯示、圖形視景的選擇、圖形輸出、以及使用說明等功能。在此翼形資料輸入選單視窗中，可知翼形可從資料庫中選擇或使用者自行提供多個所需翼形座標來建立。此外，在系統內部之分析處理可應用例如Fortran或C語言等程式語言來架構。如何架構系統內部之分析之分析程式對熟習此項技藝者為已知技術，在此為避免偏移發明主體，不再贅述。本發明之分析系統在蒙皮外形結構的建立、翼樑蓋板結構的建立、翼樑腹板結構的建立、施加負載的選取、結果顯示時，具有根據所提供之參數值來繪製機翼結構外形與分析結果的功能，且分析結果部分更提供了數據表格的呈現方式，如第7圖所示。此外，所提供之視景功能使使用者能觀看上、下、左、右、前、後等角度的機翼結構視圖，以及繞x軸、y軸、z軸旋轉與對x軸、y軸、z軸作平移、放大、縮小後的機翼結構圖形。因此，在設計分析複合材料機翼結構時，可立即從產生之圖表中，相當輕易且清楚地獲知機翼外形、結構是否符合設計需求，而且可馬上進行調整修正，非常便利。如熟悉此技術之人員所瞭解的，以上所述僅為本發明之較佳實施例而已，並非用以限定本發明之申請專利範圍；凡其它未脫離本發明所揭示之精神下所完成之等效改變或修飾，均應包含在下述之申請專利範圍內。

十、申請專利範圍：
	1.一種遙控飛機(RPV)複合材料機翼結構之分析系統，至少包括：提供複數個機翼外形(Planform)座標；建立一蒙皮(Skin)外形結構，至少包括；提供複數個翼根翼形(Airfoil)座標；以及提供一蒙皮結構材料性質，並利用該些機翼外形座標、該些翼根翼形座標、以及該蒙皮結構材料性質建立該蒙皮外形結構；建立一翼樑蓋板(Sparcap)結構，至少包括；提供複數個翼樑蓋板座標；以及提供一蓋板結構材料性質，並利用該些機翼外形座標、該些翼樑蓋板座標、以及該蓋板結構材料性質建立該翼樑蓋板結構；建立一翼樑腹板(Spar web)結構，至少包括；提供複數個翼樑腹板座標；以及提供一腹板結構材料性質，並利用該些機翼外形座標、該些翼樑腹板座標、以及該腹板結構材料性質建立該翼樑腹板結構；提供一位移場函數；利用該蒙皮外形結構以及該位移場函數建立一蒙皮勁度矩陣；利用該翼樑蓋板結構以及該位移場函數建立一蓋板勁度矩陣；利用該翼樑腹板結構以及該位移場函數建立一腹板勁度矩陣，並結合該蒙皮勁度矩陣、該蓋板勁度矩陣、以及該腹板勁度矩陣以形成一總勁度矩陣；施加一負載，並利用該位移場函數與該負載建立一負載向量；以及利用該總勁度矩陣以及該負載向量進行一分析步驟，藉以獲得一分析結果。　　 2.如申請專利範圍第1項所述之遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統，其中更至少包括利用一圖形化介面。　　 3.如申請專利範圍第2項所述之遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統，其中該圖形化介面係利用Visual Basic程式語言所建構。　　 4.如申請專利範圍第1項所述之遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統，其中該負載之種類至少包括集中力負載、均佈力負載、以及Schrenk升力負載。　　 5.如申請專利範圍第1項所述之遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統，其中進行該分析步驟所採用之模型至少包括一古典板理論(CPT)模型以及一一階剪應變板理論(FSDPT)模型。　　 6.如申請專利範圍第1項所述之遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統，其中該分析結果至少包括：一蒙皮部分，其中該蒙皮部分之輸出結果至少包括垂直位移量、正向應變值、以及正向應力值，且該分析結果之該蒙皮部分之呈現方式至少包括一蒙皮剖面數值表、一蒙皮剖面外形圖、以及一蒙皮結構外形圖；一翼樑蓋板部分，其中該翼樑蓋板部分之輸出結果至少包括垂直位移量、正向應變值、以及正向應力值，且該分析結果之該翼樑蓋板部分之呈現方式至少包括一蓋板剖面數值表、一蓋板剖面外形圖、以及一蓋板結構外形圖；一翼樑腹板部分，其中該翼樑腹板部分之輸出結果至少包括垂直位移量、正向應變值、正向應力值、剪應變值、以及剪應力值，且該分析結果之該翼樑腹板部分之呈現方式至少包括一腹板剖面數值表、一腹板剖面外形圖、以及一腹板結構外形固；以及一結構變形圖部分，其中該結構變形圖部分至少包括一蒙皮結構變形圖、一翼樑蓋板結構變形圖、以及一翼樑腹板結構變形圃。　　 7.如申請專利範圍第1項所述之遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統，其中該蒙皮結構材料性質、該蓋板結構材料性質、以及該腹板結構材料性質至少包括一等向性材料與一複合材料。　　 8.一種遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統，至少包括：提供複數個機翼外形座標：提供複數個翼根翼形座標，並利用該些機翼外形座標與該些翼根翼形座標建立一蒙皮外形函數；提供複數個翼樑蓋板座標，並利用該些機翼外形座標與該些翼樑蓋板座標建立一蓋板外形函數；提供複數個翼樑腹板座標，並利用該些機翼外形座標與該些翼樑腹板座標建立一腹板外形函數；提供一位移場函數；提供一蒙皮結構材料性質、一蓋板結構材料性質、以及一腹板結構材料性質；利用該蒙皮外形函數、該位移場函數、以及該蒙皮結構材料性質建立一蒙皮勁度矩陣；利用該蓋板外形函數、該位移場函數、以及該蓋板結構材料性質建立一蓋板勁度矩陣；利用該腹板外形函數、該位移場函數、以及該腹板結構材料性質建立一腹板勁度矩陣，並結合該蒙皮勁度矩陣、該蓋板勁度矩陣、以及該腹板勁度矩陣以形成一總勁度矩陣：施加一負載，並利用該位移場函數與該負載建立一負載向量：以及利用該總勁度矩陣以及該負載向量進行一分析步驟，藉以獲得一分析結果。　　 9.如申請專利範圍第8項所述之遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統，其中該蒙皮結構材料性質、該蓋板結構材料性質、以及該腹板結構材料性質至少包括一等向性材料與一複合材料。　　 10.如申請專利範圍第8項所述之遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統，其中該負載之種類至少包括集中力負載、均佈力負載、以及Schrenk升力負載。　　 11.如申請專利範圍第8項所述之遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統，其中進行該分析步驟所採用之模型至少包括一古典板理論模型以及一一階剪應變板理論模型。　　 12.如申請專利範圍第8項所述之遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統，其中該分析結果至少包括：一蒙皮部分，其中該蒙皮部分之輸出結果至少包括垂直位移量、正向應變值、以及正向應力值，且該分析結果之該蒙皮部分之呈現方式至少包括一蒙皮剖面數值表、一蒙皮剖面外形圖、以及一蒙皮結構外形圖；一翼樑蓋板部分，其中該翼樑蓋板部分之輸出結果至少包括垂直位移量、正向應變值、以及正向應力值，且該分析結果之該翼樑蓋板部分之呈現方式至少包括一蓋板剖面數值表、一蓋板剖面外形圖、以及一蓋板結構外形圖；一翼樑腹板部分，其中該翼樑腹板部分之輸出結果至少包括垂直位移量，正向應變值，正向應力值、剪應變值、以及剪應力值，且該分析結果之該翼樑腹板部分之呈現方式至少包括一腹板剖面數值表、一腹板剖面外形圖、以及一腹板結構外形圖；以及一結構變形圖部分，其中該結構變形圖部分至少包括一蒙皮結構變形圖、一翼樑蓋板結構變形圖、以及一翼樑腹板結構變形圖。　　 13.如申請專利範圍第8項所述之遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統，其中更至少包括利用一圖形化介面。　　 14.如申請專利範圍第9項所述之遙控飛機複合材料機翼結構之分析系統，其中該圖形化介面係利用VisualBasic程式語言所建構。


十一、圖式：

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