Laporan Gmf Fix.docx

UNIVERSITAS DIPONEGORO

“ANALISIS CRACK PADA LEFT HAND BODY FAIRING FRAME STA 880 PESAWAT BOEING 747-400 MENGGUNAKAN SOFTWARE ANSYS”

LAPORAN KERJA PRAKTIK

DISUSUN OLEH: 1. YOSSY HERMAWAN 2. ANDHIKA KRISMAINTYA P. 3. RISKI MAULANA

21050116120005 21050116120009 21050116120025

FAKULTAS TEKNIK PROGRAM STUDI S-1 TEKNIK MESIN

TANGERANG JANUARI 2019

KATA PENGANTAR Puji dan syukur saya panjatkan kepada Allah SWT, yang telah melimpahkan karunia-Nya serta berkat-Nya, sehingga karya tulis berupa laporan kerja praktik yang berjudul Analisis crack pada left hand body fairing frame STA 880 pesawat Boeing 747400 menggunakan software ANSYS dapat diselesaikan tepat pada waktunya. Kerja Praktik yang telah dilaksanakan ini bertujuan agar mahasiswa dapat menerapkan teori serta softskill yang didapatkan pada bangku kuliah di dalam dunia kerja. Dan juga menambah wawasan terkait kondisi lapangan pekerjaan sesungguhnya terutama pada bidang aviasi. Pada kesempatan kali ini, penulis menyampaikan ucapan terima kasih kepada : 1. Kedua orang tua penulis yang telah membantu dan mensupport penulis dalam menyelesaikan laporan kerja praktek ini. 2. Ir. Budi Setiyana MT, Yurianto MT, dan Sugianto DEA selaku pembimbing kerja praktek penulis di Program Studi S1 Teknik Mesin. 3. Pak Rudi Pramono selaku pembimbing kerja praktek di PT. GMF AeroAsia yang telah banyak membantu untuk memberikan pengarahan. 4. Pak Zaenal Abidin, Mas Nasrudin dan Mas Rizal yang telah membantu dalam pencarian data spesifikasi serta gambar Body Fairing Frame Pesawat Boeing 747400. 5. Semua rekan-rekan di TBK-1 yang telah membantu dalam menyelesaikan kerja praktek ini. 6. Agus Danangjoyo, Albertus Gerrard Reinhard Odang, dan Hendrawan Suherman yang telah membantu dalam proses pembalajaran software SolidWorks dan ANSYS.

Penulis menyadari bahwa penyusunan laporan ini masih jauh dari kata sempurna. Karena itu, penulis mengharapkan masukan dan saran yang membangun dari para pembaca demi lebih baiknya laporan Kerja Praktek ini.

ii

Penulis berharap laporan ini dapat bermanfaat bagi perkembangan ilmu pengetahuan serta teknologi penerbangan serta bagi pembaca.

Tangerang, 28 Januari 2019

Penulis

iii

LEMBAR PENGESAHAN Dengan ini menerangkan bahwa Laporan Kerja Praktik yang dilaksanakan pada tanggal 07 Januari 2019 sampai dengan 07 Februari 2019 dengan judul : “Analisis crack pada left hand body fairing frame STA 880 pesawat Boeing 747-400 menggunakan software ANSYS”

Yang disusun oleh : Nama / NIM : 1. Yossy Hermawan / 21050116120005 2. Andhika Krismaintya Putera / 21050116120009 3. Riski Maulana / 21050116120025

Telah disetujui dan disahkan pada : Hari

: Senin

Tanggal

: 28 Januari 2019

Mengesahkan Manager TBK-1

Rudi Pramono NIP. 523606

iv

DAFTAR ISI HALAMAN JUDUL ....................................................................................................... i KATA PENGANTAR .....................................................................................................ii LEMBAR PENGESAHAN ........................................................................................... iv DAFTAR ISI .................................................................. Error! Bookmark not defined. DAFTAR GAMBAR ..................................................... Error! Bookmark not defined. DAFTAR TABEL ....................................................... Error! Bookmark not defined.x BAB I PENDAHULUAN ............................................................................................. 1 1.1 Latar Belakang ............................................................................................ 1 1.2 Alasan Pemilihan Judul.............................................................................. 1 1.3 Manfaat ........................................................................................................ 1 1.4 Pembatasan Masalah .................................................................................. 2 1.5 Sistematika Penulisan ................................................................................. 2 1.5.1 Pelaksanaan Kerja Praktik .................................................................. 3 BAB II PROFIL PT. GMF AEROASIA ...................................................................... 4 2.1 Lokasi PT. GMF AeroAsia......................................................................... 4 2.2 Latar Belakang PT. Garuda Maintenance Facility (GMF) AeroAsia ... 4 2.2.1 Visi PT. GMF AeroAsia ..................................................................... 4 2.2.2 Misi PT. GMF AeroAsia .................................................................... 4 2.2.3 Pencapaian PT. GMF AeroAsia.......................................................... 5 2.3 Struktur Organisasi PT. Garuda Maintenance Facility (GMF) AeroAsia ..................................................................................................... 5 2.3.1 Divisi Penempatan Saat Magang ........................................................ 6 2.4 Fokus Kerja PT. Garuda Maintenance Facility (GMF) AeroAsia ....... 6 2.4.1 Base Maintenance ............................................................................... 6 2.4.2 Perawatan Komponen......................................................................... 7 2.4.3 Engine Maintenance ........................................................................... 8 2.4.4 Line Maintenance ............................................................................... 8 2.4.5 Engineering Services .......................................................................... 9 2.4.6 Trade & Asset Management ............................................................... 9 2.4.7 Customer PT GMF AeroAsia .............................................................. 9

v

BAB III DASAR TEORI ............................................................................................... 11 3.1 Boeing 747-400 ......................................................................................... 11 3.2 Body Fairing Frame STA 880 Pesawat Boeing 747 – 400 ..................... 15 3.2.1 Fungsi Body Fairing Frame ............................................................ 17 3.2.2 Material Pada Body Fairing Frame ................................................. 18 3.3 Keretakan (crack) Pada Pesawat Terbang ............................................ 20 3.3.1 Pendekatan Mekanika Retakan ......................................................... 22 3.3.2 Laju Pertumbuhan Retakan .............................................................. 26 3.4 Analisa Tegangan Penyebab Kegagalan Pada Logam ......................... 27 3.5 Analisa Struktur ...................................................................................... 29 3.5.1 Beban (Load) ................................................................................... 29 3.5.2 Tegangan (Stress) ............................................................................. 30 3.5.3 Regangan (Strain) ............................................................................. 30 3.5.4 Modulus Elastisitas (Young Modulus) ............................................. 31 3.5.5 Poisson Ratio .................................................................................... 31 3.6 Alumunium Alloy ..................................................................................... 31 3.7 Perangkat Lunak ..................................................................................... 32 3.7.1 SOLIDWORKS ............................................................................... 32 3.7.2 ANSYS ............................................................................................ 33 BAB IV METODOLOGI PENELITIAN .................................................................... 34 4.1 Diagram Alir Penelitian .......................................................................... 34 4.1.1 Inspeksi ............................................................................................. 35 4.1.2 Studi Pustaka dan Survey Lapangan ................................................. 36 4.1.3 Kesimpulan Sementara ..................................................................... 37 4.1.4 Permodelan ....................................................................................... 37 4.1.5 Analisis ............................................................................................. 38 4.1.6 Kesimpulan dan Saran ...................................................................... 38 4.2 Alat Bantu Penelitian............................................................................... 38 4.2.1 Perangkat ......................................................................................... 38 4.2.2 Alat Bantu ....................................................................................... 38 BAB V ANALISA DAN PEMBAHASAN ................................................................. 40 5.1 Analisa....................................................................................................... 40

vi

5.1.1 Material Yang Digunakan ................................................................ 40 5.1.2 Permodelan Body Fairing Frame ...................................................... 40 5.1.3 Simulasi body fairing frame pesawat Boeing 747-400 ..................... 40 5.2 Pembahasan .............................................................................................. 46 5.2.1 Hasil Analisa Data Simulasi ............................................................ 46 5.2.2 Analisa Variabel Equivalent Stress dan Fatigue Tool Damage ....... 46 BAB VI KESIMPULAN DAN SARAN ....................................................................... 48 6.1 Kesimpulan ............................................................................................... 48 6.2 Saran ......................................................................................................... 48 DAFTAR PUSTAKA .................................................................................................... 49 LAMPIRAN ................................................................................................................... 50

vii

DAFTAR GAMBAR Gambar 2.1 Lokasi PT GMF AeroAsia ......................... Error! Bookmark not defined. Gambar 2.2 Struktur Organisai PT GMF AeroAsia ...... Error! Bookmark not defined. Gambar 3.1 Pesawat Boeing 747-400 milik Saudi Arabian ......... Error! Bookmark not defined. Gambar 3.2 Dimensi Badan B747-400 .......................... Error! Bookmark not defined. Gambar 3.3 Spesifikasi Boeing 747 – 400 .................... Error! Bookmark not defined. Gambar 3.4 Pemetaan seat Boeing 747 – 400 ............... Error! Bookmark not defined. Gambar 3.5 Flight Deck B747 – 400 ............................ Error! Bookmark not defined. Gambar 3.6 Cabin Interior B747 – 400......................... Error! Bookmark not defined. Gambar 3.7 Fuselage Station Diagram Boeing 747 – 400........... Error! Bookmark not defined. Gambar 3.8 Model Letak Body Fairing Frame STA 880 ............ Error! Bookmark not defined. Gambar 3.10 Penampakan Objek Body Fairing Frame STA 880 Error! Bookmark not defined. Gambar 3.11 Penampakan Objek Body Fairing Frame STA 880 lebih dekat........Error! Bookmark not defined. Gambar 3.12 Properti Material Aluminium 7075 – T6 . Error! Bookmark not defined. Gambar 3.14 Crack Pada Body Fairing Frame STA 880 Pesawat Boeing 747 - 400 Error! Bookmark not defined. Gambar 3.15 Pendekatan Mekanika Keretakan ............ Error! Bookmark not defined. Gambar 3.16 Plat Yang Retak ....................................... Error! Bookmark not defined. Gambar 3.17 Rumus Gaya Retakan .............................. Error! Bookmark not defined. Gambar 3.18 Rumus Keretakan Maksimum ................. Error! Bookmark not defined. Gambar 3.19 Rumus Faktor Intensitas Tegangan ........ Error! Bookmark not defined. Gambar 3.20 Cara Menentukan Besaran Q ................... Error! Bookmark not defined. Gambar 3.21 Hubungan Kl dan G ................................. Error! Bookmark not defined. Gambar 3.22 Rumus Laju Pertumbuhan Retakan ......... Error! Bookmark not defined. Gambar 3.23 Mekanisme Kegagalan Akibat Tensile Stress......... Error! Bookmark not defined. Gambar 3.24 Mekanisme Kegagalan Akibat Torsi ....... Error! Bookmark not defined.

viii

Gambar 3.25 Mekanisme kegagalan akibat beban tekan ............. Error! Bookmark not defined. Gambar 3.26 Beban titik................................................ Error! Bookmark not defined. Gambar 3.27 Beban terdistribusi ................................... Error! Bookmark not defined. Gambar 3.28 Beban Momen.......................................... Error! Bookmark not defined. Gambar 3.30 Analisis Sistem Yang Terdapat Pada ANSYS........ Error! Bookmark not defined. Gambar 4.1 Diagram Alir Penelitian ............................. Error! Bookmark not defined. Gambar 4.3 Crack Pada fastener hole left hand body fairing frame STA 880 .....Error! Bookmark not defined. Gambar 4.4 Permodelan SOLIDWORKS ..................... Error! Bookmark not defined. Gambar 4.5 NDT Eddy Current .................................... Error! Bookmark not defined. Gambar 4.6 Penggaris ................................................... Error! Bookmark not defined. Gambar 5.1 Permodelan Menggunakan SOLIDWORKS 2016 ... Error! Bookmark not defined. Gambar 5.2 ANSYS Workbench R16 ........................... Error! Bookmark not defined. Gambar 5.3 Input Engineering Data ............................. Error! Bookmark not defined. Gambar 5.4 Geometri ANSYS ...................................... Error! Bookmark not defined. Gambar 5.5 Meshing ..................................................... Error! Bookmark not defined. Gambar 5.6 Geometri fix ............................................... Error! Bookmark not defined. Gambar 5.7 Geometri force ........................................... Error! Bookmark not defined. Gambar 5.8 Penentuan Parameter Pembebanan ............ Error! Bookmark not defined. Gambar 5.9 Variabel yang akan dianalisa ..................... Error! Bookmark not defined. Gambar 5.10 Kalkulasi pada solver “Static Structural Analysis” Error! Bookmark not defined. Gambar 5.11 Hasil variabel analisa equivalent stress ... Error! Bookmark not defined. Gambar 5.12 Hasil variabel analisa fatigue tool damage ............. Error! Bookmark not defined. Gambar 5.13 Fatigue Tool Damage .............................. Error! Bookmark not defined. Gambar 5.14 Equivalent Stress ..................................... Error! Bookmark not defined.

ix

DAFTAR TABEL Tabel 2.1 Jenis Perawatan Pesawat. ............................... Error! Bookmark not defined. Table 2.2 Kapasitas Pelayanan. ...................................... Error! Bookmark not defined. Tabel 2.3 Kemampuan Perawatan Engine...................... Error! Bookmark not defined. Tabel 2.4 Kemampuan Perawatan Pesawat Oleh Unit Line Maintenance. .............Error! Bookmark not defined.

x

BAB I PENDAHULUAN 1.1

Latar Belakang Kurikulum program studi Universitas Diponegoro terdiri dari banyak mata kuliah

yang salah satunya adalah kerja praktik. Mata kuliah kerja praktik ini termasuk dalam susunan mata kuliah yang terdapat pada beban studi di semester 6. Kerja praktik bertujuan agar seluruh mahasiswa teknik mesin Universitas Diponegoro dapat meningkatkan sisi soft skill, serta memberikan wawasan kepada mahasiswa agar memahami bagaimana permasalahan-permasalahan yang akan dihadapi di dunia pekerjaan dan memberikan pengalaman kepada mahasiswa. Mahasiswa teknik mesin dapat memilih perusahaan-perusahaan yang bergerak dalam bidang konstruksi,produksi,konversi energi dan material. Indonesia memiliki banyak perusahaan yang mengaplikasikan ilmu teknik mesin dalam setiap proses kerjanya. PT Garuda Maintenance Facilities AeroAsia dianggap cocok sebagai tempat pelaksanaan kuliah kerja praktik karena perusahaan ini merupakaan perusahaan yang mengaplikasikan ilmu teknik mesin. PT Garuda Maintenance Facilities AeroAsia memiliki beberapa sub divisi yang di antaranya adalah sub divisi produksi yang dimana sub divisi ini menjadi tempat pelaksaan observasi dan pengambilan data penulis. Proses penempatan kerja praktik di PT GMF AeroAsia ditentukan oleh perusahaan berdasarkan disiplin ilmu calon peserta kerja praktik dan divisi yang sedang membutuhkan. 1.2

Alasan Pemilihan Judul Dengan mengacu pada latar belakang diatas maka penulis mencoba mengambil

judul “Analisis crack pada left hand body fairing frame STA 880 pesawat Boeing 747400 menggunakan software ANSYS”. Alasan penulis mengambil judul tersebut karena pada area fuselage pesawat sering terjadi kegagalan crack. 1.3

Manfaat Adapun manfaat dari penelitian ini yakni dapat memahami penyebab dari

kegagalan pada left hand body frairing frame pesawat Boeing 747-400 akibat crack pada khususnya. Selain itu penelitian ini juga menambah pengetahuan penulis tentang proses penanganan serta pencegahan crack.

1

1.4

Pembatasan Masalah Dalam pembahasan Analisa kegagalan crack ini penulis merasa perlu untuk

melakukan pembatasan masalah pada beberapa hal sebagai berikut: 1) Analisa masalah dilakukan pada pesawat Boeing 747-400; 2) Pengamatan terpusat pada area body fairing frame pesawat Boeing 747-400; 3) Area pengamatan dilakukan pada section 42 nomor 880 dalam fuselage station diagram Boeing 747-400. 4) Simulasi beban yang digunakan berdasarkan perhitungan dengan nilai yang diasumsikan sebelumnya. 1.5

Sistematika Penulisan Untuk memudahkan penggunaan laporan ini, kami menyusun suatu sistematika

penulisan laporan sebagai berikut: BAB I

PENDAHULUAN Pada bab ini, berisi mengenai latar belakang, alasan pemilihan judul, manfaat, pembatasan masalah, dan sistematika penulisan laporan kerja praktik ini.

BAB II PROFIL PT. GMF AEROASIA Bab ini berisi tentang profil PT. GMF AeroAsia dari sejarah, unit – unit yang ada di dalamnya dan sebagainya. BAB III DASAR TEORI Berisi tentang pengetahuan umum tentang Boeing 747-400, body fairing frame STA 880, keretakan (crack) pada pesawat terbang, analisa kegagalan logam, analisa struktur, dan material serta perangkat lunak yang digunakan. BAB IV METODOLOGI PENELITIAN Pada bab ini berisi tentang tahapan metodologi serta diagram alir untuk menganalisa crack pada left hand body fairing frame pesawat Boeing 747-400. BAB V ANALISA DAN PEMBAHASAN Pada bab ini berisi tentang analisa beserta langkah rektifikasi untuk menyelesaikan permasalahan crack yang terjadi pada Boeing 747-400 di area AFT Fuselage.

2

BAB VI KESIMPULAN DAN SARAN Pada bab ini berisi tentang kesimpulan dari pembahasan pada bab-bab sebelumnya. DAFTAR PUSTAKA LAMPIRAN 1.5.1

Pelaksanaan Kerja Praktik Berikut ini adalah jadwal kerja praktik yang penulis lakukan beserta dengan

beberapa keterangan pendukung lainnya: Tempat

:

PT. Garuda Maintenance Facility AeroAsia Soekarno-Hatta International Airport Cengkareng-Indonesia PO. BOX 1303 BUSH 19100 Phone : +62 21 550 8609 Fax

: +62 21 550 2489

Email

:

[email protected]

website

:

http://www.gmf-aeroasia.co.id Bidang : Maintenance

Waktu

:

Unit

: TB – Base Maintenance

Hari

: Senin, 7 Januari 2019 s.d. Kamis, 7 Februari 2018

Jam Kerja

: 07.00 s.d. 15.00 WIB

3

BAB II PROFIL PT. GMF AEROASIA 2.1

Lokasi PT. GMF AeroAsia

Gambar 2.1 Lokasi PT GMF AeroAsia 2.2

Latar Belakang PT. Garuda Maintenance Facility (GMF) AeroAsia PT GMF AeroAsia merupakan perusahaan milik negara yang khusus menangani

perawatan dan perbaikan mesin pesawat terbang, berada di kompleks Bandara Internasional Soekarno-Hatta, Cengkareng, Jakarta. Luas wilayah PT. GMF AeroAsia yaitu 115 hektar. Kemampuan dari PT. GMF AeroAsia meliputi line maintenance, base maintenance, overhaul, perawatan dan perbaikan mesin serta komponen. Pada tahun 2003, perusahaan ini mulai berekspansi ke bisnis modifikasi pesawat terbang. Sedangkan, untuk beberapa tahun terakhir perusahaan ini menjalankan diversifikasi usaha ke bidang industrial gas turbine engine dan industrial generator repair and overhaul. 2.2.1

Visi PT. GMF AeroAsia Visi dari PT. GMF AeroAsia adalah menjadi 10 MRO (Maintenance Repair

Orgnanization) terbaik Kelas dunia pada tahun 2020. 2.2.2

Misi PT. GMF AeroAsia Misi dari PT. GMF AeroAsia adalah menyediakan solusi pesawat terbang yang

terpadu dan handal sebagai kontribusi dalam mewujudkan lalu lintas udara yang aman dan menjamin kualitas kehidupan umat manusia.

4

2.2.3

Pencapaian PT. GMF AeroAsia Perusahaan ini memberikan layanan pesawat dari berbagai jenis dan merupakan

salah satu fasilitas perawatan pesawat terbesar di Asia. GMF AeroAsia merupakan salah satu perusahaan dengan laporan keuangan terbaik di dunia, Laporan Tahunan 2013 GMF meraih peringkat keempat dalam 50 Annual Report Terbaik Dunia di ajang "Vision Award 2013/14" yang diselenggarakan League of American Communications Professionals; penghargaan Best Report Narrative serta Platinum Award juga diraih GMF di ajang yang sama. 2.3

Struktur Organisasi PT. Garuda Maintenance Facility (GMF) AeroAsia

Gambar 2.2 Struktur Organisai PT GMF AeroAsia PT. GMF sendiri mempunyai 1 orang Chief Executive Officer (CEO)-President yang membawahi 4 divisi yaitu: 1. Divisi Finance 2. Divisi Line Operation 3. Divisi Base Operation

5

4. Divisi Human Capital & Corporate Affair 2.3.1

Divisi Penempatan Saat Magang Divisi penempatan saat melakukan magang adalah divisi base operation pada vp

base maintenance lokasi base maintenance pada PT GMF AeroAsia terdapat pada setiap hangarnya. PT GMF AeroAsia memiliki 4 hangar untuk melayani proses maintenance pada setiap pesawat yang masuk. 2.4

Fokus Kerja PT. Garuda Maintenance Facility (GMF) AeroAsia Fokus kerja pada PT GMF AeroAsia ini terfokus pada menawarkan jasa

perawatan dalam dunia aviasi berikut jenis-jenis pelayanan yang terdapat pada PT GMF AeroAsia: a. Line Maintenance b. Base Maintenance c. Component Service d. Engineering Service e. Material & Logistic Service f. Cabin Maintenance g. Engine & APU Maintenance h. Learning Center i. Power Service j. Aircraft Support Service 2.4.1

Base Maintenance Base maintenance merupakan perawatan dasar pada pesawat yang dilakukan tiap

pesawat ketika mengalami masalah baik ringan ataupun berat, meliputi : Major Structure Repair, modifikasi besar besaran, pengecatan eksterior pesawat, cabin refurbishment serta perawatan dan overhaul pesawat. Jenis pesawat yang telah mendapat sertifikasi Indonesia DKUPPU, FAA, EASA dan otoritas penerbangan Negara lain ditunjukkan pada tabel 2.1 sebagai berikut. Tabel 2.1 Jenis Perawatan Pesawat. Aircraft Type Fokker (F-28, F-100)

Maintenance Type A check, C check, and D check

6

Boing (B737 200;300;400;500;600;700;800)

A check, C check, and D check

Boing(B747-100;200,300;400)

A check, C check, and D check

Airbus (A 300, A 320, A 330)

A check, C check, and D check

McDonnel Douglass (MD 80 series;DC10)

A check, C check, and D check

Catatan :detail / update capability list mengacu pada capability list GMF 2.4.2

Perawatan Komponen PT. GMF AeroAsia memiliki beberapa bengkel kerja atau workshop guna

mendukung dalam perawatan komponen pada pesawat terbang. Workshop tersebut meliputi Avionics Workshop (bengkel keja), Electro Mechanical and Oxygen Workshop, Ground support Equipment Workshop, Calibration and Non Destructive Test (NDT) Workshop. Masing masing workshop mempunyai kapasitas pelayanan seperti dalam tabel 2.2 sebagai berikut: Table 2.2 Kapasitas Pelayanan. Jenis Pelayanan

Ruang Lingkup Pelayanan

Avionic Workshop

Meliputi

komponen

komunikasi, radar,auto

sistem

navigasi, pilot,

radio

instrument,

cockpit

voice

recorder, flight data recorder, in-flight enterteiment. Electro Mechanical and Oxygen Workshop

Meliputi

komponen

conditioning,

system

air

electrical,hydraulic,

fuel,wheel & breake, oxygen and emergency equipment. Ground Support Equipment Workshop

Meliputi perawatan komponen mesin dan

kendaraan

ground

support

equipment, industrial gas turbineserta industrial generator. Calibration dan NDT

Meliputi perawataan kalibrasi test

7

equipment

yang digunakan

dalam

perawatan serta melakukan berbagai jenis Non Desrtuctive Test. Catatan :Detail / update capability list mengacu pada capability list GMF 2.4.3

Engine Maintenance Pelayanan engine maintenance meliputi perawatan mesin jenis yang ditunjukkan

pada table 2.3 sebagai berikut: Tabel 2.3 Kemampuan Perawatan Engine. Aircraft Engine Type Jenis Perawatan Engine Type Engine Spey 555

Overhaul

Engine CFM 56-3

Overhaul

Auxilary Power Unit (APU) GTCP

Overhaul

APU GTCP 85

Overhaul

APU TSCP 700

Overhaul

Engine JT8D, JT9D-7/-59A

Module Change

Heavy Industri Turbine (HIT)

Overhaul

Catatan :detail / update capability list mengacu pada capability list GMF Sertifikasi yang didapat dalam perawatan engine dari APU tipe diatas diperoleh dari Indonesia DGCA dan FAA. 2.4.4

Line Maintenance Unit Line Maintenance yang berpusat di Bandara Internasional Soekarno-Hatta

Cengkareng, memiliki beberapa lokasi kantor cabang yang melaksanakan line maintenance untuk beberapa tipe pesawat milik maskapai internasional maupun domestik. Jenis-jenis perawatan pesawat yang diunjukkan pada tabel 2.4. Tabel 2.4 Kemampuan Perawatan Pesawat Oleh Unit Line Maintenance. Aircraft Type Maintenance Type B 737 series

Transit check hingga A check (perawatan 300-500 flight hour)

B747 series

Transit check hingga A check

A 330/ A340

Transit check hingga A check

B 767

Transit check

8

A 320

Transit check

F 28

Transit check hingga A check

DC-10

Transit check hingga A check

Catatan :detail / update capability list mengacu pada capability list GMF

Maskapai yang dilayani unit Line Maintenance mencakup Garuda Indonesia, Korean Air, Air China, MAS , Saudia, Yemenia, Air Asia, Sriwijaya Air, dan lain lain. Unit line maintenance telah mendapatkan berbagai sertifikasi dari DKUPPU, FAA, EASA serta dari negara negara lain. 2.4.5

Engineering Services Unit Engineering Service menawarkan pelayanan-pelayanan sebagai berikut:

a.

Program perawatan standar.

b.

Modifikasi dan pengontrolan.

c.

Reliability control program.

d.

Pelayanan data dari pesawat ke darat.

e.

Manajemen dan distribusi buku panduan perawatan pesawat.

f.

Pelayanan Jasa tenaga ahli.

2.4.6 Trade & Asset Management Unit Trade & Asset Management menawarkan pelayanan pelayanan yaitu: a.

Penyedia suku cadang.

b.

Pengelolaan komponen pesawat.

c.

Pergudangan.

d.

Logistic & distribusi.

e.

Penjualan dan pembelian material.

f.

Fasilitas kawasan berikat. Selain Kepada Garuda Indonesia, Unit Trade & Asset Management juga

menyediakan layanan –layanan diatas kepada beberapa maskapai lain. 2.4.7 Customer PT GMF AeroAsia Pelanggan dari PT GMF AeroAsia meliputi maskapai domestik dan internasional sebagai berikut : Air Asia, Malaysia

China Airlines, Taiwan

9

Japan Airlines, Jepang

Corsair Fly, Perancis

Korean Airlines, Korea

KLM Royal Dutch Airlines, Belanda

Qantas, Australia

Royal Brunei Airlines, Brunei

Saudi Arabia Airlines, Arab Saudi

Virgin Blue, Australia

Maskapai domestik : Garuda Indonesia

Citilink

Sriwijaya Air

Lion Air

Batavia Air

NAM Air

10

BAB III DASAR TEORI 3.1

Boeing 747-400 Boeing 747-400 adalah model 747 terbaru Boeing, dan satu-satunya seri yang

dibuat hingga tahun 2009. Perubahan yang nyata yang terjadi pada seri ini adalah perpanjangan sayap dan penambahan 'winglet' / lentik di ujung sayap sepanjang 2 meter. 747-400 memasuki pasaran pada tahun 1989 dengan klien pertama Northwest Airlines. Seri 400 dibuat dalam bentuk penumpang sepenuhnya, 'combo' (747-400M) dan kargo (747-400F). Seri domestik untuk pasaran Jepang yaitu 747-400D, adalah pesawat penumpang dengan kapasitas tertinggi di dunia, sampai kemunculan A380, dan 747-400D dapat ditukar menjadi pesawat jarak jauh bila diperlukan. B747-400 tetap mempertahankan empat mesin dan model pesawat berbadan lebar seperti tata letak pendahulunya, 747-400 mewujudkan banyak perubahan teknologi dan struktural untuk menghasilkan badan pesawat yang lebih efisien. Fitur yang paling membedakan dibandingkan model 747 sebelumnya adalah winglet terpasang 6-kaki (1,8 m) pada ekstensi ujung sayap 6 kaki (1,8 m), yang ditemukan pada semua 747-400-an kecuali untuk versi pasar domestik Jepang.

Gambar 3.1 Pesawat Boeing 747-400 milik Saudi Arabian Sumber : http://myelectronicnote.blogspot.com/2017/04/boeing-b-747-400.html Boeing 747-400 dilengkapi dengan kokpit kaca dua kru, dengan mesin hemat bahan bakar, tangki bahan bakar opsional dalam stabilizer horizontal, dan pesawat yang

11

direvisi / sayap fairings. Dilengkapi interior baru dengan arsitektur hiburan dalam penerbangan . Seperti varian Boeing 747-300, dek atas yang diregangkan sebagai Standar.

Gambar 3.2 Dimensi Badan B747-400 Sumber : http://myelectronicnote.blogspot.com/2017/04/boeing-b-747-400.html Boeing 747-400 memiliki kapasitas maksimum 660 penumpang dengan varian 747-400D, dapat terbang tanpa henti hingga 7.670 mil laut (14.200 km) dengan muatan maksimum, tergantung modelnya.

12

Gambar 3.3 Spesifikasi Boeing 747 – 400 Sumber : http://myelectronicnote.blogspot.com/2017/04/boeing-b-747-400.html

13

Gambar 3.4 Pemetaan seat Boeing 747 – 400 Sumber : http://myelectronicnote.blogspot.com/2017/04/boeing-b-747-400.html

Gambar 3.5 Flight Deck B747 – 400 Sumber : http://myelectronicnote.blogspot.com/2017/04/boeing-b-747-400.html

14

Gambar 3.6 Cabin Interior B747 – 400 Sumber : http://myelectronicnote.blogspot.com/2017/04/boeing-b-747-400.html 3.2

Body Fairing Frame STA 880 Pesawat Boeing 747 – 400 Posisi body fairing frame STA 880 pada pesawat Boeing 747 – 400 terletak pada

section 42 fuselage station diagram.

Gambar 3.7 Fuselage Station Diagram Boeing 747 – 400 Dengan model pada gambar 3.8 dan 3.9. Secara lebih rinci, penampakan objek yang dianalisa terletak pada gambar 3.10 dan 3.11.

15

Gambar 3.8 Model Letak Body Fairing Frame STA 880

Gambar 3.9 Model STA 880

16

Body Fairing Frame STA 880

Gambar 3.10 Penampakan Objek Body Fairing Frame STA 880

Gambar 3.11 Penampakan Objek Body Fairing Frame STA 880 lebih dekat 3.2.1

Fungsi Body Fairing Frame Adapun fungsi dari Body Fairing Frame pada pesawat Boeing 747 – 400 adalah

sebagai berikut : a.

Membentuk dan menopang struktur aerodinamik pada Pesawat Boeing 747 - 400

b.

Membantu menahan beban fuselage pada station yang bersangkutan.

17

3.2.2

Material Pada Body Fairing Frame Jenis material yang digunakan pada Body Fairing Frame STA 880 pesawat Boeing

747 – 400 adalah Alumunium 7075 – T6. Salah satu paduan aluminium yang berhasil meningkatkan kekuatan aluminium adalah paduan aluminium 7075 yang merupakan paduan dari Al-Zn-Mg-Cu. Secara khusus, paduan aluminium 7075 ini digunakan pada industri pesawat terbang dikarenakan ringan dan memiliki kekuatan tertinggi dibandingkan dengan paduan aluminium lainnya. Tekstur memiliki kekuatan yang tertinggi (highest strength). Apabila aluminium sebagai bahan ringan yang menjadi pertimbangan, maka dalam banyak hal bahan ini seunggul baja dengan kekuatan tarik yang tinggi (high tensile steel). Kombinasi antara zinc dan magnesium membuat paduan tersebut dapat dikeraskan dengan perlakuan panas (heat treatment). Secara khusus paduan Al-7075 dengan komposisi berat Zn sebanyak 5,0-6,0%, Mg sebanyak 2,0-3,0% dan Cu sebanyak 1,0-2,0% memberikan kekuatan tarik (tensile strength) sebesar 580 Mpa. Aluminium 7075 – T6 adalah paduan aluminium dengan zink sebagai elemen paduan utama. Material ini digunakan dalam aplikasi yang membutuhkan strength-toweight ratio yang baik, yaitu kekuatan yang baik untuk bobot yang cukup ringan. Aluminium paduan ini memiliki kemampuan machinability dan forming yang baik apabila dalam kondisi annealed. Aluminium 7075-T651 di-annealing pada suhu 413 °C selama 3 jam yang kemudian didinginkan untuk dilakukan aging pada suhu 122 °C selama 24 jam hingga mencapai kelunakan T6. Untuk pengelasan, almunium 7075-T6 hanya dapat dilas menggunakan metode resistance welding. Paduan aluminium 7075-T6 memiliki kerapatan 2,81 g/cm³, Modulus Young sebesar 71,7 GPa di semua temperamen, dan mulai meleleh pada temperatur 477 °C. Komposisi paduan aluminium 7075-T6 mencakup zink sebesar 5,1-6,1%, magnesium 2,1-2,9%, mangan maksimal 0,3%, besi 0,5%, silikon 0,4% dan titanium 0,2%. Properti material aluminium 7075 – T6 selengkapnya tertera pada gambar 3.12 dan gambar 3.13 ada foto material Aluminium 7075 – T6.

18

Gambar 3.12 Properti Material Aluminium 7075 – T6 Sumber : https://www.researchgate.net/figure/Mechanical-properties-ofAluminum-7075-T6-27_fig15_312531897

Gambar 3.13 Aluminium 7075 – T6

19

3.3

Keretakan (crack) Pada Pesawat Terbang Pesawat udara adalah salah satu alat transportasi massal yang saat ini banyak

dimanfaatkan oleh masyarakat dan menjadi pilihan karena kecepatan waktunya. Apalagi semakin berkembangnya operator-operator domestik yang memberikan harga murah dan terjangkau oleh masyarakat luas. Oleh karena moda angkutan darat kurang diminati. Namun yang menjadi tantangan didunia penerbangan saat ini, adalah keamanan dan keselamatan penerbangan menjadi taruhan akibat rendahnya harga tiket pesawat ini. Terkadang kenyamanan penumpang diabaikan dan bahkan bisa membahayakan penerbangan. Sudah banyak kejadian kecelakaan pesawat terjadi di Indonesia. Hal ini menumbuhkan kesadaran para ahli kedirgantaraan akan pentingnya perawatan pesawat berkala, agar pesawat layak terbang serta membawa penumpang selamat sampai tujuan. Keamanan dan keselamatan pesawat beserta penumpangnya adalah hal yang tidak bisa ditawartawar. Demikian pentingnya hal ini maka para dirgantarawan terus selalu memperbarui kemampuan dan ilmunya agar selalu bisa mengikuti perkembangan teknologi penerbangan saat ini. (Rosyidin, 2017) Salah satu masalah yang sering muncul dalam bidang keteknikan adalah keretakan. Keretakan cenderung menyebabkan kerusakan pada komponen. Karena ini, prediksi keretakan merupakan suatu hal yang penting. Keretakan pada komponen mesin merupakan hal yang tidak diinginkan. Umumnya keretakan terjadi akibat beban dan salah satu beban penyebab keretakan adalah beban berulang. Akibat ini, keretakan akan merambat sehingga kegaalan pada komponen pasti terjadi. Karena itu, perambatan retak penting untuk diketahui sebelum adanya kegagalan tersebut. Namun, kegagalan pada komponen dapat diprognosa dan ilmu yang mempelajari ini disebut prognosis. (Mamoto, 2017).

20

Gambar 3.14 Crack Pada Body Fairing Frame STA 880 Pesawat Boeing 747 - 400 Mekanisme retak/patahan adalah hal yang sangat berbahaya. Dalam perkiraan kerusakan yang kritis pada level tegangan tertentu, awal kerusakan, dan bagian kecil dari kerusakan yang kritis menimbulkan karakteristik dari suatu material tapi ekplorasi yang lengkap dari mekanisme retak/patahan di dalam prakteknya pada tingkat yang lebih luas pada teknik tanpa merusak benda kerja tersedia untuk mendeteksi kerusakan dan menyediakan informasi pada lokasi dan ukurannya. 5 teknik tanpa merusak benda kerja yang biasanya digunakan untuk mendeteksi kerusakan/cacat yaitu dye penetrant, magnetic particle, eddy current, radiography, dan ultrasonics. Diantara ke 5 teknik tersebut 3 diantaranya hanya dapat mendeteksi kerusakan pada permukaan benda/material saja, sedangkan 2 lagi selain dapat mendeteksi kerusakan/cacat pada permukaan juga dapat mendeteksi kerusakan/cacat yang jauh terletak di dalam (Surasana, 2016). Pengetahuan dasar mengenai ilmu material cukup penting dan juga bidang-bidang yang berkaitan dengan analisa-analisa tegangan material. Mengutip Buku Fractur Mechanics Fundamentals and Application 3rd Edition karya T.L. Anderson, Ph.D menjelaskan bahwa kegagalan struktur tersebut antara lain :

21

a. Kelalaian dalam mendesain, mengkonstruksikan atau mengoperasikan sebuah struktur. b. Aplikasi desain baru dan material baru, dimana dalam hal ini penerapan desain maupun material baru belum sesuai dengan kondisi in-situ material yang diterapkan sehingga akan menemukan masalah-masalah yang tak terduga lainnya. (unexpected or undesirable). Sebagai contoh, prosedur yang sudah ada dalam menghindari sebuah kegagalan tetapi tidak diikuti oleh pengetahuan lebih keseluruhan terhadap prosedur yang berlaku (penerapan beban kerja, mengoperasikan salah posisi, dsb), faktor yang sering kali terjadi yaitu kesalahan manusia (human error), pengabaian prosedur kerja dan juga melakukan sebuah kesalahan yang tersadar. Pengetahuan kerja yang belum terkompetensi, ketidaksesuaian operasi, ketidakstandaran material struktur, kesalahan analisis tegangan dan juga faktor kesalahan manusia (human eror) itu merupakan contoh dimana ketepatan teknologi dan pengalaman kerja yang tidak diterapkan sehingga mengakibatkan kegagalan struktur. 3.3.1

Pendekatan Mekanika Retakan Pada gambar dibawah paragraf ini membandingkan hubungan dasar mekanika

keretakan dengan pendekatan yang sudah menjadi kebiasaan dalam merancang sebuah struktur dan pemilihan material yang tepat.

Gambar 3.15 Pendekatan Mekanika Keretakan Sumber : https://desetyawan.wordpress.com/2016/12/01/mekanika-keretakanfracture-mecanics/

22

Pada solusi umumnya untuk mengantisipasi tegangan dalam perencanaan digunakan pemilihan material yang tepat. Dimana material yang dipilih harus memiliki kekuatan yang lebih baik dibandingkan tegangan yang akan diterima oleh struktur rencana

tersebut

(σ_rencana>σ_sesungguhnya).

Seperti

meningkatkan

faktor

keselamatan (safety factor) untuk melindungi dari kegagalan kegetasan material (brittle) dengan memadukan regangan minimun yang diperlukan struktur material. Mekanika retakan didasarkan pada tiga variabel penting, Besar Kecacatan, Tegangan Rencana, Ketangguhan Retakan yang berhubungan dengan karakteristik material. Dan ada dua hal yang lain yang mendasarkan pada analisa perpatahan material; ukuran energi yang diserap dan intensitas tegangan (Setyawan, 2016). 3.3.1.1 Energi Energi yang tersedia didasarkan pada sambungan keretakan yang terjadi ketika energi yang tersedia untuk membuat penjalaran keretakan cukup untuk melawan kekuatan material. Energi tersebut diperlukan untuk memecahkan ikatan atom pada ujung retakan supaya retakan kian membesar. Kekuatan perlawanan material termasuk dalam energi permukaan, plastisitas material atau jenis energi yang dapat menghilangkat pertumbuhan keretakan material.

Gambar 3.16 Plat Yang Retak Sumber : https://desetyawan.wordpress.com/2016/12/01/mekanika-keretakanfracture-mecanics/

23

Untuk panjang retakan sebesar 2a pada pelat yang tak terbatas yang dikenai tegangan tarik, maka besar laju energi yang dilepas adalah:

Gambar 3.17 Rumus Gaya Retakan Sumber : https://desetyawan.wordpress.com/2016/12/01/mekanika-keretakanfracture-mecanics/ G adalah besarnya gaya yang dapat menyebabkan retakan, dimana E modulus elastisitas, σ tegangan tarik yang diberikan dan a panjang retakan. Dan untuk retakan G = Gc menggambarkan tegangan kritis kombinasi dan juga besar retakan:

Gambar 3.18 Rumus Keretakan Maksimum Sumber : https://desetyawan.wordpress.com/2016/12/01/mekanika-keretakanfracture-mecanics/ Dimana nilai konstanta Gc untuk keretakan maksimum yang akan terjadi atau akan setara dengan σf yang bernilai 1/√a. 3.3.1.2 Dasar Intensitas Tegangan Klc adalah cara lain untuk mengukur sebuah kekuatan retak dari material yang akan kita desain. Sebagai catatan bahwa komponen tegangan terkecil dinilai dengan konstanta Kl. Konstanta ini yang disebut faktor intensitas tegangan, yang bekerja pada 24

kondisi ujung retakan material elastik. Jika salah satu asumsi bahwa material mengalami kegagalan pada daerah tertentu pada kondisi gabungan tegangan dan regangan kritis, maka keretakan itu harus mengikuti besaran tegangan intensitas kritikal Klc. Dengan demikian. Untuk faktor intensitas tegangan diberikan pada persamaan dibawah ini:

Gambar 3.19 Rumus Faktor Intensitas Tegangan Sumber : https://desetyawan.wordpress.com/2016/12/01/mekanika-keretakan-fracturemecanics/ Dimana Kl adalah faktor intensitas tegangan (pengertian lain Klmerupakan gaya yang dapat membuat sebuah retakan terjadi pada material) dan Q ialah konstanta tak berdimensi yang besarnya bergantung pada geometri konfigurasi yang retak. Pada gambar dibawah ini merupakan cara menentukan besaran bilangan Q tersebut, dimana pada gambar ini yang menginisialkan dengan bilang Y (Q=Y).

Gambar 3.20 Cara Menentukan Besaran Q Sumber : https://desetyawan.wordpress.com/2016/12/01/mekanika-keretakanfracture-mecanics/

25

Berikut ini adalah persamaan hubungan antara Kl dan G:

Gambar 3.21 Hubungan Kl dan G Sumber : https://desetyawan.wordpress.com/2016/12/01/mekanika-keretakanfracture-mecanics/ 3.3.2

Laju Pertumbuhan Retakan Pengetahuan mekanika keretakan sering kali digunakan untuk memperkirakan

umur dari suatu komponen (remaining life assessment) yang mempersoalkan pertumbuhan retakan seperti kelelahan / tegangan retak korosi. Laju pertumbuhan retakan didasarkan pada parameter faktor intensitas tegangan dan juga ukuran kritis dari suatu retakan untuk sebuah kegagalan jika kekuatan retakan dari suatu material diketahui, sebagai contoh laju pertumbuhan kelelahan retak pada sebuah logam, dapat mengikuti persamaan berikut:

Gambar 3.22 Rumus Laju Pertumbuhan Retakan Sumber : https://desetyawan.wordpress.com/2016/12/01/mekanika-keretakanfracture-mecanics/ Dimana da/dN merupakan pertumbuhan retak per siklus, ∆K daerah intensitas tegangan, c=m merupakan konstanta sebuah material.

26

3.4

Analisa Tegangan Penyebab Kegagalan Pada Logam Setiap kegagalan pada logam disebabkan karena adanya tegangan (stress).

Diawali dengan adanya local stress (gaya per satuan luas) yang melebihi batas kekuatan lokal (local strength). Lokasi terjadinya kegagalan umumnya bergantung kepada gradien kekuatan pada komposisi logam dan tegangan sisa. Tahap selanjutnya adalah terbentuknya Tahap selanjutnya adalah munculnya deformasi dan crack akibat gaya kerja yang lebih daripada batas yield strength-nya. Pada kasus crack yang diakibatkan oleh tension (tarikan), ciri khas yang terlihat adalah arah pergerakan crack akan tegak lurus dengan tensile stress nya. Seperti yang ditunjukkan dalam gambar diagram benda bebas dibawah ini.

Gambar 3.23 Mekanisme Kegagalan Akibat Tensile Stress Sementara pada kasus crack yang diakibatkan oleh torsi, ciri khas yang terlihat adalah arah pergerakan crack akan berbentuk 45° terhadap normal stress nya. Hal ini diakibatkan karena saat diberikan puntiran, seluruh sistem akan berputar 45° (berlawanan arah jarum jam). Seperti yang ditunjukkan dalam gambar diagram benda bebas dibawah ini.

27

Gambar 3.24 Mekanisme Kegagalan Akibat Torsi Pada saat spesimen dikenai beban tekan searah sumbu aksial (dengan asumsi tanpa adanya buckling), komponen stress berotasi sehingga beban kompresi searah sumbu aksial sementara komponen gaya tarik searah melintang, dan shear stress berada pada 45° terhadap sumbu. Logam yang bersifat ulet jika diberikan beban tekan akan menunjukkan ciri yang berkebalikan saat diberikan beban tarik. Secara dimensi akan memendek serta menebal karena adanya slippage pada pada shear plane-nya. Sementara pada logam yang bersifat getas dalam beban tekan (pure), patahan akan terjadi tegak lurus dengan komponen tensile stress-nya.

Gambar 3.25 Mekanisme kegagalan akibat beban tekan 28

3.5

Analisa Struktur Suatu partikel dikatakan dalam keadaan keseimbangan jika resultan semua gaya

yang berkerja pada partikel tersebut adalah nol. Syarat untuk keseimbangan suatu benda adalah sebagai berikut. 1.

Jumlah gaya arah x = 0 ( ∑Fx = 0 )

2.

Jumlah gaya arah y = 0 ( ∑Fy = 0 )

3.

Jumlah momen

M = 0 ( ∑M = 0 )

Dari persamaan diatas dapat dikatakan bahwa benda tidak bergerak dalam arah translasi maupun rotasi (diam). 3.5.1

Beban (Load) Beban merupakan aksi/gaya/beban yang mengenai struktur. Beban dapat

dibedakan menjadi beberapa jenis yaitu : 1.

Beban titik/beban terpusat Beban titik / terpusat adalah beban yang mengenai struktur secara terpusat atau

pada satu titik.

Gambar 3.26 Beban titik 2.

Beban terdistribusi Beban yang mengenai struktur secara distribusi. Baik distribusi merata maupun

tidak merata.

29

Gambar 2.27 Beban terdistribusi 3.

Beban Momen Beban momen merupakan beban titik pada konstruksi yang menimbulkan momen

maupun yang momen yang diterima oleh kontruksi seperti torsi.

Gambar 2.28 Beban Momen 3.5.2 Tegangan (Stress) Tegangan merupakan besarnya gaya yang bekerja pada permukaan benda persatuan luas dan secara matematis dapat ditulis sebagai berikut :

Tegangan = 

Gaya F    ¾¾ ®  s  =   [  N 2 , Pa ] m Satuan Luas A

3.5.3 Regangan (Strain) Regangan merupakan pertambahan panjang yang terjadi pada suatu benda karena pengaruh gaya luar per panjang yang terjadi pada suatu benda karena adanya pengaruh gaya luar per panjang mula-mula benda tersebut. secara matematis, regangan dapat dituliskan sebagai berikut.

Regangan = 

Perubahan Panjang DL    ¾¾ ®  e =   [-] Panjang Awal L

30

3.5.4 Modulus Elastisitas (Young Modulus) Modulus elastisitas adalah perbandingan antara tegangan dengan regangan. Secara matematis dapat ditulis sebagai berikut :

Modulus Elastisitas = 

Tegangan s    ¾¾ ®  E =   [  N 2 , Pa ] m Regangan e

3.5.5 Poisson Ratio Poisson ratio adalah konstanta elastis yang dimiliki oleh setiap material dan secara matematis dapat ditulis sebagai berikut :

3.6

Alumunium Alloy Pada penerbangan komersial, aluminium digunakan hampir 80% dari keseluruhan

penggunaan material struktur. Material aluminium disini tentu berbeda dengan aluminium yang kita temui pada kehidupan sehari-hari pada peralatan dapur maupun dekorasi, aluminium untuk struktur pesawat terbang dipadu dengan beberapa bahan campuran (seperti tembaga, magnesium, seng dan mangan) yang dapat meningkatkan kekuatan, kekakuan serta ketangguhanya (Aeroengineering, 2017). Berikut merupakan aluminium alloy yang sering digunakan pada pesawat terbang, antara lain : a.

Aluminium 2024-T3,T42,T351, T81 : Untuk tegangan tarik yang tinggi, ketangguhan tinggi serta karakteristik perambatan retak yang baik. T42 memiliki kekuatan yang lebih rendah dari T3. Sedangkan T81 digunakan untuk temperatur tinggi

b.

Aluminium 2224-T3, 2324-T3 : memiliki kekuatan 8% lebih dari 2024-T3, ketangguhan dan ketahanan kelelahan lebih baik dari 2024-T3

c.

Aluminium 7075-T6, T651, T7351 : Memiliki kekuatan lebih tinggi dari 2024, ketangguhan lebih rendah, digunakan untuk tegangan tarik yang tidak memerlukan ketangguhan tinggi. Memiliki karakteristik korosi yang baik

d.

Aluminium 7079-T6 : Hampir sama dengan 7075, tetapi memiliki sifat potongan melintang yang lebih baik (>3in)

31

e.

Aluminium 7150-T6 : 11% lebih kuat dari 7075-T6, karakteristik kelelahan dan ketangguhan lebih baik dari 7075-T6

f.

Aluminium 7178-T6, T651 : Digunakan untuk beban tekan. Lebih kuat dari 7075, tapi tidak lebih tangguh.

g.

Aluminium-lithium : 10% lebih ringan dan kaku dari aluminium alloy konvensional

h.

PM aluminium : Lebih kuat, tangguh, tahan suhu tinggi serta tahan korosi dari aluminium alloy konvensional

3.7

Perangkat Lunak

3.7.1

SOLIDWORKS SOLIDWORKS adalah salah satu CAD software yang dibuat oleh DASSAULT

SYSTEMES digunakan untuk merancang part permesinan atau susunan part permesinan yang berupa assembling dengan tampilan 3D untuk merepresentasikan part sebelum real part nya dibuat atau tampilan 2D (drawing) untuk gambar proses permesinan. Di Indonesia sendiri terdapat banyak perusahaan manufaktur yang mengimplementasikan perangkat lunak solidworks. Keunggulan solidworks dari software CAD lain adalah mampu menyediakan sketsa 2D yang dapat diupgrade menjadi bentuk 3D. Selain itu pemakaiannya pun mudah karena memang dirancang khusus untuk mendesai benda sederhana maupun yang rumit sekali pun. Inilah yang membuat solidworks menjadi populer dan menggeser ketenaran software CAD lainnya. Solidworks dipakai banyak orang untuk membantu desain benda atau bangunan sederhana hingga yang kompleks. Solidworks banyak digunakan untuk merancang roda gigi, mesin mobil, casing ponsel dan lain-lain. Fitur yang tersedia dalam solidworks lebih easy-to-use dibanding dengan aplikasi CAD lainnya. Analisi kekuatan desain juga dapat dilakukan secara sederhana dengan solidworks. Dan yang paling penting, Anda dapat membuat desain animasi menggunakan fitur yang telah disediakan solidworks.

32

Gambar 3.29 Tampilan SOLIDWORKS 2015 3.7.2

ANSYS ANSYS merupakan software berbasis finite element analysis (FEA). Penggunaan

ANSYS mencakup simulasi struktur, panas, dinamika fluida, akustik, dan elektromagnetik. ANSYS merupakan computer aided engineering (CAE) yang dikembangkan oleh ANSYS, Inc. Perusahaan tersebut telah mengembangkan banyak produk CAE. Dari banyak produk komersial yang mereka kembangkan, ANSYS, Inc. mungkin hanya memiliki dua produk yang paling terkenal yakni ANSYS Mechanical & ANSYS Multiphysics. ANSYS Mechanical, ANSYS Multiphysics, dan produk non komersial ANSYS yang saat ini digunakan di dunia pendidikan berisi perlengkapan analisis pre-processing, solver, dan post-processing dalam satu tampilan.

Gambar 3.30 Analisis Sistem Yang Terdapat Pada ANSYS

33

BAB IV METODOLOGI PENELITIAN 4.1

Diagram Alir Penelitian Berikut merupakan diagram alir penelitian dari kasus crack pada body fairing

frame STA 880 : Mulai

Inspeksi

Studi Pustaka

Survey Lapangan

Kesimpulan Sementara

Pemodelan

Analisis

Kesimpulan dan Saran

Selesai

Gambar 4.1 Diagram Alir Penelitian

34

4.1.1

Inspeksi Pada tahap ini tim inspeksi melakukan inspeksi pada pesawat Boeing 747-400

salah satu inspeksi yang dilakukan adalah inspeksi keretakan (crack) menggunakan NDT Non destrtructive testing (NDT) adalah aktivitas tes atau inspeksi terhadap suatu benda untuk mengetahui adanya cacat, retak, atau discontinuity lain tanpa merusak benda yang kita tes atau inspeksi. Pada dasarnya, tes ini dilakukan untuk menjamin bahwa material yang kita gunakan masih aman dan belum melewati damage tolerance. Material pesawat diusahakan semaksimal mungkin tidak mengalami kegagalan (failure) selama masa penggunaannya.NDT dilakukan paling tidak sebanyak dua kali. Pertama, selama dan diakhir proses fabrikasi, untuk menentukan suatu komponen dapat diterima setelah melalui tahap-tahap fabrikasi. NDT ini dijadikan sebagai bagian dari kendali mutu komponen. Kedua, NDT dilakukan setelah komponen digunakan dalam jangka waktu tertentu. Tujuannya adalah menemukan kegagalan parsial sebelum melampaui damage tolerance-nya.

Gambar 4.2 Hasil Eddy Current Inspection

35

NDT ini menggunakan metode Eddy Current Test dengan model Eddy Current Flaw Detector dan standar kalibrasi ET.REF.STANDARD dengan frekuensi 500 kHz dan sensitivitas 60 dB. Dari hasil Eddy Current Inspection didapati crack pada fastener hole left hand body fairing frame STA 880 dengan panjang 10-15 mm dengan kedalaman 2,032 mm dimana diameter fastener hole adalah 4,8 mm.

Crack

Gambar 4.3 Crack Pada fastener hole left hand body fairing frame STA 880 4.1.2

Studi Pustaka dan Survey Lapangan Setelah diketahui adanya crack pada obyek yang bersangkutan, langkah

berikutnya adalah melakukan studi pustaka dan survey lapangan guna mencari tahu penyebab dan solusi daripada kasus crack tersebut dan melakukan konsultasi dengan para pekerja lapangan dan dosen pembimbing untuk menggali informasi yang berkaitan dengan kasus tersebut. Adapun sumber referensi yang diperoleh adalah dari buku, jurnal, situs-situs terkait, maupun referensi pembelajaran yang berkaitan dengan kasus tersebut. 36

4.1.3

Kesimpulan Sementara Setelah melakukan studi pustaka dan survey lapangan, langkah berikutnya adalah

mengambil kesimpulan sementara yang bersifat tidak final dan masih bisa diargumentasikan. Adapun beberapa kesimpulan sementara mengenai penyebab crack adalah sebagai berikut : a. Beban yang diterima oleh body fairing frame b. Vibrasi yang diterima oleh body fairing frame dari dinamika engine c. Sambungan fastener rivet yang bersangkutan Setelah mendapatkan ketiga kesimpulan sementara diatas, perlu adanya sebuah simulasi pembebanan untuk mengetahui pemetaan beban dan fatigue pada obyek yang bersangkutan. 4.1.4

Permodelan Permodelan dilakukan dengan menggunakan software SOLIDWORKS. Sebelum

itu dilakukan pengukuran pada obyek yang bersangkutan. Mengingat letak obyek yang sulit untuk dilakukan pengukuran, sehingga tidak dapat melakukan pengukuran secara maksimal. Oleh karena itu, hanya melakukan pengukuran yang sekiranya mendekati ukuran aslinya.

Gambar 4.4 Permodelan SOLIDWORKS

37

4.1.5

Analisis Setelah melakukan permodelan, langkah berikutnya adalah melakukan analisis

pembebanan menggunakan software ANSYS. Disini akan diketahui kemampuan obyek dalam menahan beban yang diterima. 4.1.6

Kesimpulan dan Saran Setelah didapati peta pembebanan dalam analisis, tahapan akhir adalah menarik

kesimpulan dari analisis yang telah dilakukan, yang akan menjawab persoalan dari kasus ini. Saran diberikan agar kasus ini dapat diminimalisir. 4.2

Alat Bantu Penelitian Alat bantu yang digunakan untuk melakukan kegiatan penelitian ini adalah

sebagai berikut. 4.2.1 Perangkat a. Perangkat Keras (Hardware) 1 unit komputer dengan spesifikasi berikut - Model

: ASUS

- Processor

: Intel Core I5

- RAM

: 8GB DDR4

- Harddisk

: 1TB Harddrive

- VGA Card

: Nvidia 940M

b. Perangkat Lunak (Software) - Windows 10 Pro 64-Bit - SOLIDWORK 2016 - ANSYS R16.0 4.2.2

Alat Bantu a. Non destrtructive testing (NDT) Eddy Current

38

Gambar 4.5 NDT Eddy Current Sumber : https://seputarndt.wordpress.com/2018/02/13/mengenal-ndt-dan-metodenya/ b. Penggaris

Gambar 4.6 Penggaris Sumber : https://www.tokopedia.com/teknikdanbanguna/steel-rulerpenggaris-besi30cm-12-metric-inch

39

BAB V ANALISA DAN PEMBAHASAN 5.1

Analisa Seperti yang sudah dijelaskan sebelumnya, telah ditemukan crack pada fastener

hole Left Hand Body Fairing Frame STA 880 dengan panjang 10 – 15 mm dan kedalaman 2.032 mm, dimana diameter fastener hole adalah 4.8 mm. 5.1.1

Material Yang Digunakan Material yang digunakan pada body fairing frame pesawat Boeing 747-400 adalah

paduan aluminium 7075-T6. 5.1.2 Permodelan Body Fairing Frame Pemodelan body fairing frame pesawat Boeing 747-400 berdasarkan gambar teknik yang dikeluarkan oleh perusahaan Boeing, menggunakan perangkat lunak SOLIDWORKS 2016. (Gambar 5.1).

Gambar 5.1 Permodelan Menggunakan SOLIDWORKS 2016 5.1.3

Simulasi body fairing frame pesawat Boeing 747-400 Dibawah ini adalah langkah langkah yang dilakukan dalam body fairing frame

pesawat Boeing 747-400 menggunakan software ANSYS :

40

1.

Membuka program ANSYS R16.0 dan kemudian membuat skema simulasi dengan menggunakan “Static Structural Analysis” seperti pada gambar 5.2.

Gambar 5.2 ANSYS Workbench R16 2.

Memilih “Engineering Data” kemudian mengisi data material yang akan digunakan pada simulasi (Gambar 5.3)

Gambar 5.3 Input Engineering Data 3.

Setelah memasukan data material yang akan digunakan, selanjutnya memasukkan geometry

dari

model

yang

telah

dibuat

sebelumnya

menggunakan

SOLIDWORKS 2016 dengan cara meng-import geometry pada program

41

“Geometry” (Gambar 5.4). Setelah itu, pada program yang sama dilakukan penamaan pada bagian-bagian dari model yang nantinya akan menjadi body, titik support dan load pada simulasi.

Gambar 5.4 Geometri ANSYS 4.

Setelah di-import, kemudian membuka program “Model” dan melakukan pemberian mesh pada model seperti yang ditunjukan pada Gambar 5.5. Meshing dilakukan dengan mengatur refinement pada geometri yang diinginkan sebanyak 3.

Gambar 5.5 Meshing

42

5.

Kemudian menentukan named selection pada geometri yang dijadikan fix (Gambar 5.6) dan yang menerima force (Gambar 5.7) pada model body fairing frame.

Gambar 5.6 Geometri fix

Gambar 5.7 Geometri force

43

6.

Setelah itu memasukkan parameter simulasi yaitu force dan fixed support pada geometri yang telah ditentukan pada model body fairing frame. (Gambar 5.8).

Gambar 5.8 Penentuan Parameter Pembebanan 7.

Langkah berikutnya adalah memasukkan variabel yang akan dianalisa pada solver “Static Structural Analysis”. Pada kasus ini dimasukkan variabel analisa terkait seperti Equivalent Stress dan Fatigue Tool Damage (Gambar 5.9)

Gambar 5.9 Variabel yang akan dianalisa

44

8.

Setelah itu memilih “Solve” untuk memulai kalkulasi pada solver sesuai dengan parameter-parameter yang telah dimasukkan (Gambar 5.10)

Gambar 5.10 Kalkulasi pada solver “Static Structural Analysis” 9.

Pada simulasi ini didapatkan hasil berupa data dari nilai dan letaknya variabel Equivalent Stress (Gambar 5.11) dan Fatigue Tool Damage (Gambar 5.12) yang dianalisa.

Gambar 5.11 Hasil variabel analisa equivalent stress

45

Gambar 5.12 Hasil variabel analisa fatigue tool damage 5.2

Pembahasan

5.2.1

Hasil Analisa Data Simulasi Berdasarkan hasil analisa menggunakan perangkat lunak ANSYS pada asumsi

yang telah dibuat dapat dilihat bahwa terdapat beberapa kondisi medan yang kritis bagi body fairing frame sehingga dapat menyebabkan kegagalan. Kondisi medan yang kritis tersebut perlu diperhatikan karena crack berawal dari kegagalan. 5.2.2

Analisa Variabel Equivalent Stress dan Fatigue Tool Damage Perlakuan pembebanan diasumsikan ketika body fairing frame STA 880

mendapatkan beban maksimum dari fuselage sebesar 100,000 Newton pada sumbu Y negatif, dan beban engine sebesar 552,000 Newton pada arah sumbu Z positif. Hal ini berdasarkan data B747 – 400 yang dikutip dari aerospace-technology yang menyebutkan bahwa gaya engine adalah 276kN, jadi jika ada 2 engine totalnya adalah 552 kN. Hole Fastener yang menghubungkan ke wing dijadikan sebagai beban simulasi, sedangkan titik tumpunya berada di sambungan body fairing dan fuselage. Dari hasil simulasi dapat dilihat jika maximum stress yang mampu diterima oleh body fairing frame adalah sebesar 2192,3 Mpa dan terpusat pada sambungan hole antara body fairing dan fuselage. Sedangkan persebaran fatigue yang berpotensi crack dapat dilihat pada fatigue tool damage yang berwarna merah.

46

Gambar 5.13 Fatigue Tool Damage

Gambar 5.14 Equivalent Stress

47

BAB VI KESIMPULAN DAN SARAN 6.1

Kesimpulan Kesimpulan dari analisis crack pada left hand body fairing frame STA 880 adalah

sebagai berikut: 1. Maximum stress yang mampu diterima oleh body fairing frame adalah sebesar 2192,3 Mpa dan terpusat pada sambungan hole antara body fairing dan fuselage. 2. Bagian body fairing frame yang berpotensi mengalami crack perlu dilakukan optimasi. 3. Analisa diatas didapatkan hasil prediksi bagian body fairing frame yang berpotensi mengalami crack, maka perlu dilakukannya tindakan preventif guna menanggulangi agar part tersebut tidak mengalami crack. 4. Kelelahan pada body fairing frame terjadi akibat dari gaya dari wing dan gaya dari muatan cargo yang melebihi titik maksimum pembebanan yang mampu diterima oleh body fairing frame.

6.2

Saran 1. Melakukan variasi variabel lain dalam melakukan simulasi (seperti: vibrasi, suhu dan tekanan dll) 2. Untuk mengurangi resiko kegagalan pada komponen khususnya didaerah yang mengalami tegangan yang tertinggi dengan cara menambah inersia pada geometri yang menerima beban dari komponen 3. Tetap menjaga kualitas dalam melakukan MRO (Maintenance Repair Overhaul) agar dapat bersaing dengan pasar Internasional dan mengutamakan safety dalam dunia penerbangan.

48

DAFTAR PUSTAKA 1. boeing 747-400f. (n.d.). Retrieved from www.aerospace-technology.com:

http:// 2. PERBAIKAN, DAMPAK KOROSI PADA PESAWAT UDARA BOEING 737 ;

Ali Rosyidin ; Program Studi Teknik Mesin Fakultas Teknik Universitas Muhammadiyah Tangerang Jl. Perintis Kemedekaan 1/33, Cikokol, Kota Tangerang E-mail : [email protected] 3. METODE PREDIKSI BERBASIS GREY MODEL UNTUK PROGNOSIS PERAMBATAN RETAK ; Rivco Mamoto1), Stenly Tangkuman2), Michael Rembet3); Jurusan Teknik Mesin Universitas Sam Ratulangi Jl. Kampus UNSRAT, Manado 4. boeing-747-400. (2017, 4). Retrieved from myelectronicnote.blogspot.com. 5. DIKTAT ANALISA PERPATAHAN OLEH DR. IR. I KT. SUARSANA, MT

JURUSAN TEKNIK MESIN FAKULTAS TEKNIK UNIVERSITAS UDAYANA DENPASAR 2016 6. desetyawan. (2016, 12 01). mekanika-keretakan-fracture-mecanics. Retrieved from desetyawan.wordpress.com: https;// 7. ANALISIS KEGAGALAN DAN OPTIMASI DESAIN LANDING GEAR

COVER HINGE 05A-340 PESAWAT ATR 72-600 MENGGUNAKAN SOFTWARE ANSYS; Gilang Rizky Pratama; Program Studi Teknik Mesin Universitas Diponegoro, Semarang 8. material pada pesawat terbang. (2017, 03). Retrieved from

aeroengineering.co.id: http:// 9. Mechanical Properties of Alumunium 7075-T6. (n.d.). Retrieved from

www.researchgate.net/figure. 10. Mengenal NDT dan metodenya. (2018, 02 13). Retrieved from

seputarndt.wordpress.com: https:// 11. ruller steel. (n.d.). Retrieved from www.tokopedia.com: https:// 12. STUDI KASUS PROSES MAINTENANCE UNTUK ANALISA PERBAIKAN

KOROSI PADA KARGO PESAWAT BOEING 737-300 PK-CKF; Imtiyaz Lazuardi; Program Studi Teknik Mesin Universitas Diponegoro, Semarang

49

LAMPIRAN

50