Skripsi Andi Chaerudin.pdf

ANALISIS OPTIMASI BERAT WING PESAWAT TANPA AWAK LSU-05 (LAPAN SURVEILLANCE UAV)

SKRIPSI Dipersembahkan sebagai bukti telah menempuh Ujian Akhir Sarjana Strata Satu (S-I) Program Studi Teknik Penerbangan

Disusun oleh :

ANDI CHAERUDIN 40201111008

FAKULTAS TEKNIK UNIVERSITAS NURTANIO BANDUNG 2016

LEMBAR PENGESAHAN

ANALISIS OPTIMASI BERAT WING PESAWAT TANPA AWAK LSU-05 (LAPAN SURVEILLANCE UAV)

Dipersembahkan sebagai bukti telah menempuh Ujian Akhir Program Strata Satu (S-1) Program Studi Teknik Penerbangan Fakultas Teknik Universitas Nurtanio Bandung

Penulis

Andi Chaerudin NIM. 40201111008 Disetujui : Pembimbing I

Pembimbing II

Dr. Lenny Iryani, MT.

Ir. Herry Hartopo, MT.

Penguji I

Penguji II

Dipl. Ing. H. Bona P. F.

Ir. IGN. Sudira, MT. Disahkan :

Dekan

Ketua Jurusan

Fakultas Teknik

Teknik Penerbangan

Drs. Mukrodji, MM.

Dipl. Ing. H. Bona P. F.

LEMBAR PENGESAHAN TUGAS AKHIR di PUSAT TEKNOLOGI PENERBANGAN LEMBAGA PENERBANGAN DAN ANTARIKSA NASIONAL RUMPIN BOGOR

ANALISIS OPTIMASI BERAT WING PESAWAT TANPA AWAK LSU-05 (LAPAN SURVEILLANCE UAV)

Penulis

Andi Chaerudin NIM.40201111008

Telah Disetujui Oleh Pembimbing Lapangan

Fajar Ari Wandono, ST NIP.19850104 201012 1 001

Kepala Bidang Diseminasi

Kepala Pusat Teknologi Penerbangan

Dipl. Ing. Agus Bayu Utama, Msc. ME NIP.19731105 199302 1 001

Drs. Gunawan S. Prabowo, MT NIP.19670724 199203 1 002

SURAT PERNYATAAN KEASLIAN SKRIPSI

Yang bertanda tangan di bawah ini: Nama

:

ANDI CHAERUDIN

NIM

:

40201111008

Fakultas

:

TEKNIK

Jurusan

:

TEKNIK PENERBANGAN

Konsentrasi

:

AIRFRAME

Dengan ini menyatakan bahwa naskah SKRIPSI yang saya susun adalah ASLI, dan dibuat berdasarkan penelitian yang telah saya lakukan dan telah selesai sesuai dengan Prosedur Penulisan Ilmiah. Demikian pernyataan ini saya buat dengan kesadaran dan bersedia menanggung segala akibatnya apabila di kemudian hari ternyata pernyataan ini tidak benar.

Bandung, April 2016 Penulis

Andi Chaerudin

ABSTRAK

Unmanned Aerial Vehicle atau disingkat UAV / Pesawat tanpa awak adalah sebuah mesin terbang yang dapat dikendalikan dari jarak jauh atau pesawat terbang tanpa kru pesawat yang mengendalikan didalamnya. Pesawat LSU-05 merupakan salah satu pesawat ringan tanpa awak yang sedang dikembangkan oleh Pusat Teknologi Penerbangan LAPAN. Dikarenakan pesawat UAV mempunyai batasan berat tertentu untuk dapat terbang, maka dalam penelitian ini dilakukan optimasi berat salah satu bagian dari wing yaitu rib. Ribs merupakan bagian konstruksi utama wing yang menahan beban dan memberi bentuk terhadap sayap. Perhitungan gaya angkat dilakukan dengan menggunakan metode schrenk. Hasil dari perhitungan tersebut dimasukan dalam software sebagai inputan beban. Kemudian software akan menampilkan hasil analisa berupa besarnya tegangan sebelum dan sesudah dilakukan optimasi terhadap ribs. Nilai factor of safety juga dihitung berdasarkan besar tegangan yang diperoleh. Kesimpulan yang dapat diambil dari penelitian analisa optimasi berat wing pesawat LSU-05 adalah hasil berat wing sebelum optimasi adalah 13.56 kg dan hasil berat wing setelah optimasi adalah 11.9 kg. Distribusi beban dan factor of safety yang dihasilkan setelah optimasi masih memenuhi syarat dikarenakan besarnya tegangan yang diperoleh masih berada dibawah dari kekuatan materialnya, dan besarnya factor of safety pada wing antara 4.104 sampai 4.13.

Kata Kunci : LSU-05, Metode schrenk, Optimasi.

ABSTRACT

Unmanned Aerial Vehicle or UAV abbreviated / unmanned aircraft is a flying machine that can be controlled remotely or on an airplane without the flight crew that controls therein. LSU-05 aircraft is one of the unmanned light aircraft being developed by the Center for Aviation Technology LAPAN. Due to the UAV flight restrictions make certain weight to be able to fly, then in this study to be optimized weight of one piece of wing that is rib. Ribs are part of major construction wing weight-bearing and give shape to the wing. Lifting force calculation using Schrenk method. The results of these calculations included in the software as an input load. Then the software will display the results of the analysis in the form of stress magnitude before and after optimization of the ribs. Value factor of safety is also calculated based on a large stress is acquired. The conclusion that can be drawn from the research wing aircraft weight optimization analysis LSU-05 is the result of heavy wing before optimization is a 13.56 weight wing kg and the results after optimization is 11.9 kg. The load distribution and the factor of safety generated after optimization is still qualified because of the magnitude of the stress acquired remains below from the power of material, and a large factor of safety on the wing between 4.104 to 4.13.

Keywords: LSU-05, Schrenk Method, Optimization.

KATA PENGANTAR

Assalamualaikum Wr. Wb Segala puji syukur penulis panjatkan haanya kepada Allah SWT Pemelihara seluruh alam semesta atas limpahan rahmat, taufik dan hidayah-nya sehingga penulis mampu menyelesaikan skripsi yang berjudul: “Analisis Optimasi Berat Wing Pesawat Tanpa Awak LSU-05 (Lapan Surveillance UAV)” Penulisan karya tulis ini adalah untuk memenuhi salah satu syarat akademis dalam menyelesaikan pendidikan sarjana Strata Satu (S-1) di Jurusan Teknik Penerbangan Fakultas Teknik Universitas Nurtanio Bandung. Dengan adanya tugas akhir ini, penulis dapat menambah wawasan dan ilmu pengetahuan dalam segala disiplin ilmu yang telah dipelajari dan yangditekuni selama proses penelitian dan pendidikan selama ini. Selama proses bimbingan dan penyusunan skripsi, penulis banyak sekali menemui hambatan. Hal ini yang membuat semangat bagi penulis dalam menyelesaikan tugas yang sangat berat ini. Berkat bimbingan dan arahan dari dosen pembimbing dan para pembimbing dari Pusat Teknologi Penerbangan – LAPAN dan dengan berbagai fasilitas yang disediakan, penyusunan tugas akhir ini dapat terselesaikan, meskipun masih banyak kekurangan-kekurangan yang disebabkan oleh keterbatasan wawasan dan ilmu yang dimiliki penulis. Terselesaikannya skripsi atau tugas akhir ini tentunya tak lepas dari dorongan dan uluran tangan berbagai pihak. Oleh karena itu tak salah bila penulis mengungkapkan rasa terima kasih sepenuh hati pada kesempatan ini kepada:

i

1. Kedua orang tua Bapak Idris Nurdin dan Ibu Nur Romlah yang selalu membantu dan memberikan dukungan baik dari segi materi maupun non-materi kepada penulis. 2. Riza Suliyatin, Amd Keb., yang selalu memberikan semangat dan waktunya kepada penulis. 3. Bapak Marsda (Purn). Suparman, ST.,MM., Rektor Universitas Nurtanio Bandung. 4. Bapak Drs. Gunawan Setyo Prabowo, MT., Kepala Pusat Teknologi Penerbangan LAPAN. 5. Bapak Drs. Mukrodji, MM., Dekan Fakultas Teknik Universitas Nurtanio Bandung. 6. Ibu Heni Puspita, ST.,MT., Ketua BPTA Fakultas Teknik Universitas Nurtanio Bandung. 7. Bapak Dipl. Ing. Bona P.F., Ketua Jurusan Teknik Penerbangan Fakultas Teknik Universitas Nurtanio Bandung. 8. Ibu Dr. Lenny Iryani, MT., pembimbing I Tugas Akhir yang telah bersedia meluangkan waktu dan tenaga untuk membimbing penulis dalam menyelesaikan Tugas Akhir ini. 9. Bapak Fajar Ari Wandono, ST., pembimbing di Bidang Aerostruktur Pustekbang LAPAN yang telah memberikan saran, bimbingan, dan arahan kepada penulis. 10. Bapak Sanwani dan seluruh staf Pustekbang LAPAN yang telah memberikan kesempatan penulis mengerjakan tugas akhir ini di Pustekbang LAPAN. 11. Seluruh Dosen dan staf Universitas Nurtanio Bandung yang telah memberikan banyak pengetahuan dan memberikan bantuan dalam penyusunan Tugas Akhir. 12. Rekan-rekan Teknik Penerbangan terutama angkatan 2011 yang mau berbagi, baik dalam suka maupun duka dengan penulis.

ii

13. Semua pihak yang telah membantu sampai penulisan Tugas Akhir ini selesai yang tidak dapat penulis sebutkan satu persatu.

Penulis menyadari bahwa penyusunan skripsi ini masih banyak terdapat kekurangan dan jauh dari kata sempurna, baik isi maupun materi yang ditulis. Oleh karena itu, besar harapan penulis kepada para pembaca skripsi ini untuk memberikan kritik maupun saran yang sifatnya membangun demi perbaikan kesempurnaan. Akhirnya dengan segala keterbatasan yang ada, penulis mohon maaf yang sebesarbesarnya apabila dalam penulisan kata-kata yang kurang tepat, semoga skripsi ini dapat memberikan manfaat, pengetahuaan dan sumber informasi bagi mahasiswa program studi Teknik Penerbangan dan yang berkecimpung dalam bidang penerbangan maupun semua pihak. Wassalamualaikum Wr. Wb. Bandung, April 2016 Penulis

Andi Chaerudin 40201111008

iii

DAFTAR ISI

ABSTRAK KATA PENGANTAR........................................................................................................... i DAFTAR ISI ....................................................................................................................... iv DAFTAR GAMBAR.......................................................................................................... vii DAFTAR TABEL ................................................................................................................ x DAFTAR NOTASI ............................................................................................................. xi BAB I PENDAHULUAN.................................................................................................. I-1 1.1

Latar Belakang Masalah .................................................................................. I-1

1.2

Perumusan Masalah ......................................................................................... I-2

1.3

Tujuan dan Manfaat Penelitian ........................................................................ I-2

1.4

1.3.1

Tujuan.................................................................................................. I-2

1.3.2

Manfaat Penelitian............................................................................... I-3

Ruang Lingkup Pembahasan............................................................................ I-3 1.4.1 Pembatasan Masalah ........................................................................... I-3 1.4.2 Asumsi ................................................................................................. I-3

1.5

Teknik Pengumpulan Data ............................................................................... I-4

1.6

Sistematika Penulisan ...................................................................................... I-4

BAB II LANDASAN TEORI .......................................................................................... II-1 2.1

2.2

Definisi Pesawat UAV .................................................................................... II-1 2.1.1

Manfaat UAV ..................................................................................... II-2

2.1.1

Bagian-bagian UAV ........................................................................... II-2

Pengertian wing pesawat ................................................................................. II-3 2.2.1

Spar .................................................................................................... II-7

2.2.2

Ribs ..................................................................................................... II-7 iv

2.2.3 2.3

2.4

2.5

Skin ..................................................................................................... II-8

Pengertian Optimasi ........................................................................................ II-8 2.3.1

Perinsip Optimasi Struktur ................................................................. II-9

2.3.2

Jenis Optimasi .................................................................................... II-9

Schrenk Methode ........................................................................................... II-13 2.4.1

Pendekatan Metode Schrenk ............................................................ II-15

2.4.2

Beban Simetri pada Wing Pesawat ................................................... II-17

2.4.3

Beban Aerodynamic ......................................................................... II-18

Factor of Safety ............................................................................................. II-11

BAB III METODOLOGI PENELITIAN .................................................................... III-1 3.1

Umum ............................................................................................................ III-1

3.2

Diagram Alur Penelitian................................................................................ III-1

3.3

Langkah-Langkah Proses Penelitian ............................................................. III-3 3.3.1 Latar Belakang Masalah, Perumusan Masalah, Tujuan dan Manfaat, Ruang Lingkup Pembahasan, SistematikaPenulisan ......................... III-3 3.3.2 Pengumpulan Data ............................................................................ III-4 3.3.3 Perhitungan gaya angkat ................................................................... III-5 3.3.4 Pengolahan Data ................................................................................ III-5 3.3.4.1.

Pengumpulan data-data kondisi pesawat .......................... III-5

3.3.4.2.

Geometry LSU-05........................................................... III-12

3.3.4.3.

Material wing LSU-05 .................................................... III-14

3.3.5 Analisa Simulasi dengan Menggunakan Software .......................... III-15 3.3.6 Membandingkan Hasil Sebelum dan Sesudah Optimasi ................. III-17 3.3.7 Kesimpulan dan Saran ..................................................................... III-18 BAB IV Pengumpulan dan Pengolahan Data ............................................................. IV-1 4.1

Profil UAV LSU-05 ......................................................................................IV-1 v

4.1.1

Rancang Bangun Pesawat LSU-05 ...................................................IV-2

4.2

Perhitungan metode shrenk ............................................................................IV-9

4.3

Pemodelan Wing LSU-05 ............................................................................IV-15 4.3.1 Input Geometry ...........................................................................IV-15 4.3.2 Meshing ......................................................................................IV-19 4.3.3 Pemberian beban dan kondisi batas ............................................IV-24 4.3.4 Memuat material dan properties .................................................IV-25 4.3.5 Simulasi analisis .........................................................................IV-32

BAB V ANALISIS ........................................................................................................... V-1 5.1

Pendahuluan .................................................................................................... V-1

5.2

Hasil analisis software .................................................................................... V-1

5.3

Optimasi Wing LSU-05................................................................................... V-3

5.4

Perhitungan Factor of Safety .......................................................................... V-8

5.5

Perbandingan Hasil Optimasi ......................................................................... V-9

BAB VI KESIMPULAN DAN SARAN ....................................................................... VI-1 6.1

Kesimpulan ....................................................................................................VI-1

6.2

Saran ..............................................................................................................VI-2

DAFTAR PUSTAKA LAMPIRAN

vi

DAFTAR GAMBAR

Gambar 2.1 Bagian airfoil ................................................................................................. II-4 Gambar 2.2 Contoh pesawat monoplane ........................................................................... II-5 Gambar 2.3 Contoh pesawat biplane ................................................................................ II-5 Gambar 2.4 Contoh pesawat triplane ................................................................................ II-5 Gambar 2.5 Jenis wing berdasarkan bentuk ...................................................................... II-5 Gambar 2.6 Letak penempatan wing ................................................................................. II-6 Gambar 2.7 Contoh optimasi ........................................................................................... II-13 Gambar 2.8 Tipe perhitungan wing lift distribution ........................................................ II-15 Gambar 2.9 Perhitungan bending moments dari shear force distribution ....................... II-18 Gambar 2.10 Perhitungan rata-rata wing chord, local lift coefficient dan area spawise element ............................................................................................................................. II-19 Gambar 3.1 Diagram alur penelitian ............................................................................... III-2 Gambar 3.2 Komponen utama LSU-05 ............................................................................ III-5 Gambar 3.3 LSU-05 .......................................................................................................... III-6 Gambar 3.4 Tampak depan LSU-05 ................................................................................. III-6 Gambar 3.5 Tampak samping LSU-05 ............................................................................. III-7 Gambar 3.6 Tampak atas LSU-05 .................................................................................... III-7 Gambar 3.7 Engine DA-150 ............................................................................................. III-9 Gambar 3.8 Propeller JC Super Props ............................................................................. III-9 Gambar 3.9 Pesawat UAV LSU-05 ................................................................................ III-10 Gambar 3.10 Posisi peletakan sistem-sistem LSU-05 .................................................... III-11 Gambar 3.11 Inner wing LSU-05 ................................................................................... III-12 Gambar 3.12 Outer wing LSU-05 .................................................................................. III-13 vii

Gambar 3.13 Diagram Alir Proses Analisis Struktur Menggunakan Software MSC.PATRAN/NASTRAN ........................................................................................... III-16 Gambar 4.1 Proses inport model wing LSU-05 .............................................................IV-15 Gambar 4.2 Proses pemilihan satuan ukuran model ......................................................IV-16 Gambar 4.3 Hasil inport inner wing LSU-05 .................................................................IV-16 Gambar 4.4 Hasil inport gabungan inner dan outer wing LSU-05 ................................IV-17 Gambar 4.5 Proses mirror untuk wing LSU-05 ..............................................................IV-18 Gambar 4.6 Model wing LSU-05 ...................................................................................IV-19 Gambar 4.7 Hasil grup ribs LSU-05 ...............................................................................IV-20 Gambar 4.8 Hasil grup skin LSU-05 ..............................................................................IV-20 Gambar 4.9 Hasil grup spar LSU-05 ..............................................................................IV-20 Gambar 4.10 Proses meshing .........................................................................................IV-21 Gambar 4.11 Meshing triad ...........................................................................................IV-22 Gambar 4.12 Meshing paver di center spar ..................................................................IV-23 Gambar 4.13 Ekivalensi pada wing LSU-05 ...................................................................IV-23 Gambar 4.14 Simulasi beban lift pada wing ..................................................................IV-24 Gambar 4.15 Simulasi kodisi batas pada center spar ....................................................IV-25 Gambar 4.16 Proses memasukan data sifat material E-glass .........................................IV-26 Gambar 4.17 Ketebalan pada spar .................................................................................IV-27 Gambar 4.18 Ketebalan pada skin .................................................................................IV-27 Gambar 4.19 Ketebalan pada ribs ..................................................................................IV-27 Gambar 4.20 Jumlah lapisan E-glass pada spar depan ..................................................IV-28 Gambar 4.21 Jumlah lapisan E-glass pada spar belakang .............................................IV-29 Gambar 4.22 Jumlah lapisan E-glass pada skin .............................................................IV-30 Gambar 4.23 Jumlah lapisan E-glass pada ribs .............................................................IV-30 viii

Gambar 4.24 Simulasi memasukan properties element pada center spar .....................IV-31 Gambar 4.25 Simulasi analisis pada tab analysis ..........................................................IV-32 Gambar 4.26 Pemilihan solution type ............................................................................IV-33 Gambar 4.27 Pemilihan subcases pada proses analisis .................................................IV-34 Gambar 4.28 Simulasi pembacaan hasil running program ............................................IV-35 Gambar 5.1 Hasil analisis stress tensor pada wing ........................................................... V-2 Gambar 5.2 Hasil analisis stress tensor pada skin ............................................................ V-2 Gambar 5.3 Hasil analisis stress tensor pada spar ........................................................... V-3 Gambar 5.4 Hasil analisis stress tensor pada ribs ............................................................ V-3 Gambar 5.5 Bentuk ribs sebelum optimasi ....................................................................... V-4 Gambar 5.6 Potongn bagian dari ribs ............................................................................... V-5 Gambar 5.7 Bentuk ribs setelah optimasi ......................................................................... V-6 Gambar 5.8 Hasil analisis optimasi stess tensor pada wing setelah optimasi ................... V-6 Gambar 5.9 Hasil analisis optimasi stress tensor pada skin setelah optimasi .................. V-7 Gambar 5.10 Hasil analisis optimasi stress tensor pada spar setelah optimasi ................ V-7 Gambar 5.11 Hasil analisis optimasi stress tensor pada ribs setelah optimasi ................. V-8 Gambar 5.12 Hasil berat wing LSU-05 ............................................................................. V-9 Gambar 5.13 Hasil berat wing LSU-05 setelah optimasi ................................................ V-10

ix

DAFTAR TABEL

Tabel 2.1 Contoh perhitungan pendekatan schrenk ......................................................... II-16 Tabel 2.2 Contoh perhitungan distribution lift dalam metode schrenk ........................... II-20 Tabel 3.1 Part Name inner wing LSU-05 ....................................................................... III-12 Tabel 3.2 Part name outer wing LSU-05 ........................................................................ III-13 Tabel 3.3 Data hasil pengujian E-glass .......................................................................... III-14 Tabel 3.4 Data properties E-Glass ................................................................................. III-14 Tabel 4.1 Data perhitungan ..............................................................................................IV-3 Tabel 4.2 Ribs section dan Δy ..........................................................................................IV-4 Tabel 4.3 Nilai wing chord ...............................................................................................IV-6 Tabel 4.4 Nilai lplanform ......................................................................................................IV-7 Tabel 4.5 Hasil perhitungan Ellipse ..................................................................................IV-8 Tabel 4.6 Hasil perhitungan schrenk dan unit ..................................................................IV-9 Tabel 4.7 Hasil perhitungan element chord dan element area .......................................IV-10 Tabel 4.8 Hasil Perhitungan aerodynamic chord (ΔyCAV) dan element unit .................IV-11 Tabel 4.9 Hasil perhitungan element lift .........................................................................IV-13 Tabel 4.10 Nilai limit shear, limit bending, ULT shear, dan ULT bending ....................IV-14 Tabel 4.11 Hasil perhitungan menggunakan microsoft exel ...........................................IV-14 Tabel 5.1 Area potongan ribs ............................................................................................. V-5 Tabel 5.2 Hasil perbandingan .......................................................................................... V-10

x

DAFTAR NOTASI ΔS

= Area of spanwise element

(m²)

Δy

= Lebar elemen spanwise

(m)

ΔyCAV

= Aerodynamic chord

π

= Nilai bilangan phi

σmax

= Maximum load

(Mpa)

σult

= Design load

(Mpa)

b

= Wing span

(m)

CAV

= Element chord

cCla

= Schrenk

CL

= Coefficient lift

Cla

= Element unit

FS

= Factor of Safety

L

= Lift

(Newton)

l

= Panjang planform

(m)

MTOW

= Maximum Take Off Weight

(kg)

q

= Tekanan dinamik

(N/m2)

S

= Wing Area

(m²)

Wr

= Wing root

(m)

Wt

= Wing tip

(m)

x

= Arah x

y

= Arah y

y

= Jarak antara section

(m)

xi

BAB I PENDAHULUAN 1.1

Latar Belakang Masalah Unmanned Aerial Vehicle atau disingkat UAV / Pesawat tanpa awak adalah sebuah

mesin terbang yang dapat dikendalikan dengan dari jauh atau pesawat terbang tanpa kru pesawat yang mengendalikan di dalamnya. Kontrol pesawat tanpa awak ada dua variasi utama, variasi pertama yaitu dikontrol melalui pengendalian jarak jauh dan variasi kedua adalah pesawat yang terbang secara mandiri berdasarkan program. Pada pesawat UAV proses kontrol pesawat sepenuhnya dilakukan oleh system autopilot dengan mengacu pada parameter-parameter yang telah ditentukan oleh pengguna sebelum terbang. UAV sendiri mampu membawa kamera, sensor, alat komunikasi dan beberapa peralatan lain. LAPAN (Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional) merupakan sebuah Lembaga Pemerintahan Non-Kementrian yang bertanggung jawab kepada Presiden Republik Indonesia untuk melakukan pengembangan riset yang berkaitan dengan teknologi kedirgantaraan. Salah satunya adalah pengembangan terhadap pesawat UAV LSU-05. Pesawat LSU-05 merupakan salah satu pesawat ringan tanpa awak yang sedang dikembangkan oleh Pusat Teknologi Penerbangan LAPAN, yang juga mempunyai misi untuk kegiatan penelitian, observasi, pengawasan pembatasan wilayah dan investigasi bencana alam. Pesawat tanpa awak ini merupakan lanjutan dari generasi sebelumnya, sehingga dalam prosesnya perlu dilakukan banyak analisis. Salah satu analisis dan perhitungan dalam bidang struktur adalah optimasi berat. Oleh karena itu penulisan ini bertujuan untuk mengoptimasi berat dari wing LSU-05. Wing merupakan bagian dari struktur pesawat terbang yang penting karena fungsinya dalam menahan semua beban seperti beban aerodinamik, serta beban dari pesawat itu sendiri. Konstruksi utama dari struktur wing sayap UAV-05 terdiri dari: Spar, Rib, dan Skin. Spar adalah sebuah anggota struktural utama dari sayap, terletak pada sepanjang wing (atau sekitar itu tergantung pada konstruksi desain sayap) dari tip ke wing root. Spar merupakan struktur yang menerima beban tekan ketika pesawat terbang dan beban berat dari pesawat ketika berada di landasan. Ribs merupakan bagian dari konstruksi sayap yang melekat pada spar dan melintang terhadap spar. Profil ribs berupa airfoil, dan I-1

I-2 fungsi rib itu sendiri adalah memberi bentuk, strength dan rigidity, tempat melekatnya skin, dan menyalurkan beban. Sedangkan skin merupakan bagian yang membungkus konstruksi dalam dari wing agar lebih aerodinamik. 1.2

Perumusan Masalah Dikarenakan pesawat UAV mempunyai batasan berat tertentu untuk dapat terbang

maka dari itu penelitian ini bertemakan tentang analisa optimasi berat dari pesawat LSU05. Wing merupakan komponen utama yang mempunyai berat dan mempunyai beban yang sangat

tinggi

ketika

pesawat

itu terbang. Maka dalam penelitian ini

akan

mengoptimalisasikan berat salah satu bagian dari wing dan bagian tersebut adalah rib. Seperti yang telah dijelaskan di atas ribs merupakan bagian konstruksi utama wing apabila bagian tersebut dapat dioptimalisasikan beratnya maka pesawat akan lebih ringan sehingga dapat mengangkut lebih banyak beban dan peralatan yang dibutuhkan untuk misi dari pesawat LSU-05. Permasalah yang akan dihadapi adalah “APAKAH WING AKAN SANGGUP MENAHAN BEBAN APABILA BERATNYA DIKURANGI?”. Itulah salah satu masalah yang akan dihadapi ketika ingin mengoptimalisasikan berat dari ribs dikarenakan ribs mendapatkan tekanan yang cukup besar serta ribs merupakan bagian yang memberi bentuk airfoil pada wing. Oleh karena itu, penelitian dilakukan untuk menganalisa bagaimana mengoptimalisasikan berat dari wing ribs pesawat UAV LSU-05 yang merupakan pesawat UAV dari LAPAN.

1.3

Tujuan dan Manfaat Penulisan

1.3.1

Tujuan Tujuan penulisan hasil penelitian ini adalah : 1. Menganalisa optimasi berat dari sayap. 2. Mengetahui kekuatan struktur dari wing setelah dioptimasi. 3. Menghitung Factor of Safety untuk menentukan pesawat tersebut aman atau tidak untuk terbang setelah struktur dari wing dioptimalkan. .

I-3

1.3.2

Manfaat Penulisan Jika penulisan tentang penelitian optimasi dapat diselesaikan. Maka pesawat LSU05 akan mengalami penurunan berat. Dengan demikian pesawat LSU-05 dapat mengangkut lebih banyak peralatan-peralatan yang menunjang misi dan penurunan beratnya dapat juga digunakan untuk bahan bakar agar pesawat dapat terbang lebih lama dari sebelumnya.

1.4

Ruang Lingkup Pembahasan Ruang lingkup pembahasan terdiri dari pembatasan masalah dan asumsi.

1.4.1

Pembatasan Masalah Untuk tidak menyimpangnya pembahasan masalah maka materi yang dibahas ialah:

1.4.2



Bagaimana Optimasi dari wing LSU-05.



Metode-metode yang digunakan untuk optimasi.



Perbandingan berat antar wing sebelum dengan sesudah optimasi.

Asumsi Asumsi dari penulisan penelitian ini ialah: 

Sayap dianalisis sebagai satu kesatuan komponen (bagian)



Komponen (bagian) dari wing dibagi menjadi 3 bagian skin, spar, dan ribs.



Metode yang dipakai untuk menghitung gaya angkat menggunakan metode schrenk.



Wing pesawat dibuat rigid dan menempel pada fuselage dengan metode penyambungan pin.

1.5

Teknik Pengumpulan Data Salah satu unsur terpenting dalam suatu penelitian adalah mempergunakan metode ilmiah yang hasilnya dapat dipertanggung jawabkan dan mudah untuk memecahkan permasalahan yang dibahas dalam suatu penelitian. Metodologi penelitian ini digunakan sebagai pedoman penelitian dalam melaksanakan penelitian agar hasil yang dicapai tidak menyimpang dari tujuan yang telah ditentukan sebelumnya. Metoda yang digunakan pada penulisan ini menggunakan metode deskriptif analitik, yaitu metode penelitian yang menitik beratkan terhadap

I-4 penelitian yang banyak menggambarkan dan memberikan ilustrasi terhadap analisa tentang kekuatan struktur saat mengalami beban maksimal sehingga mendapatkan suatu kesimpulan.

1.6

Sistematika Penulisan Sistematika penulisan dan komposisi bab yang terkandung dalam penelitian ini adalah sebagai berikut : a. Bab I Pendahuluan Berisikan penjelasan tentang Latar Belakang Masalah, Perumusan Masalah, Tujuan dan Manfaat Penulisan, Ruang Lingkup, Teknik Pengumpulan Data, dan Sistematika Penulisan. b. Bab II Landasan Teori Landasan Teori berisi penjelasan tentang teori dan model yang digunakan untuk Pemecahan Masalah. c. Bab III Metodologi Penulisan Berisi penjelasan tentang model pemecahan masalah dan langkah-langkah pemecahan masalah. d. Bab IV Pembahasan Berisikan Penjelasan tentang Data Permasalahan, Pengolahan Data dan Pembahasan e. Bab V Analisis Analisis merupakan hasil dari penelitian yang telah dilakukan sehingga menghasilkan suatu hasil yang dapat dijadikan reverensi untuk manufacture. f. Bab VI Kesimpulan dan Saran Berisikan Kesimpulan dan Saran yang ditunjukan untuk pengembangan penelitian selanjutnya ataupun sebagai reverensi.

BAB II LANDASAN TEORI

2.1

Definisi Pesawat UAV Unmanned Aerial Vehicle (UAV) adalah pesawat tanpa awak yang dikendalikan

oleh pilot atau navigator dari darat dengan menggunakan remote control dan dapat terbang sesuai dengan way point yang diinginkan. Sebuah Unmanned Aerial Vehicle (UAV) juga diketahui sebagai Remotely Piloted Vehicle atau RPV juga Unmanned Aircraft System (UAS). Kebutuhan terhadap pesawat ringan tanpa awak meningkatkan minat berbagai pihak untuk mengembangkan pesawat tanpa awak. Di Indonesia pengembangan pesawat tanpa awak masih dalam tahapan awal kematangannya, sehingga masih terdapat banyak ruang untuk berkembang. Beberapa pesawat tanpa awak yang telah ada masih memiliki keterbatasan yang cukup signifikan dalam jangkauan terbang, endurance serta berat payload yang mampu dibawanya. Dengan adanya perkembangan teknologi terutama kedirgantaraan atau penerbangan, Lembaga Antariksa dan Penerbangan Nasional (LAPAN) sebagai lembaga yang mempunyai tugas untuk melakukan penelitian dan pengembangan dalam bidang teknologi kedirgantaraan saat ini juga melakukan pengembangan pesawat tanpa awak (UAV) dengan konfigurasi sederhana. Pada penelitian ini pesawat yang diteliti dinamakan dengan LSU-05 yaitu LAPAN Surveilance UAV generasi kelima. Dalam hal ini perancangan pesawat yang akan dikembangkan disesuaikan dengan kebutuhan dari beberapa misi yang sering dilakukan oleh pesawat tersebut. Sebuah platform ringan tanpa awak yang mempunyai misi untuk melakukan kegiatan penelitian, observasi, pengawasan perbatasan wilayah dan juga investigasi bencana alam (banjir, gunung meletus, kebakaran). Pesawat LSU-05 ini sendiri dirancang untuk dapat terbang menempuh jarak 200 km dengan maksimal berat pesawat II-1

II-2 yaitu 75 kg dan endurance 5 jam, dengan kecepatan jelajah pesawat 30 m/s pada ketinggian terbang operational 1000-2700 m. 2.1.1

Manfaat UAV Hingga saat ini UAV umumnya digunakan untuk kepentingan militer, namun

demikian UAV juga dapat digunakan untuk kepentingan seperti survei udara. Biaya survei udara dengan pesawat tanpa awak jauh lebih hemat dibandingkan dengan pesawat berawak. Tingkat resiko yang dimiliki juga sangat rendah. Berikut ini adalah beberapa contoh manfaat UAV untuk kepentingan kemanusiaan : a. Pengawasan hutan dapat dilakukan secara berlanjut dan terus menerus, sehingga dapat mengurangi kegiatan pembalakan liar. b. Dapat mengawasi lalu lintas jalan yang rawan akan kemacetan, sehingga antisipasi kemacetan dapat dilakukan lebih dini. c. Dapat melakukan pencarian maupun penyelamatan di daerah-daerah yang sedang terjadi bencana, terutama yang sulit dijangkau oleh manusia, seperti kebakaran hutan, banjir, gempa bumi, dan tanah longsor. d. Dapat melakukan proses pemetaan untuk daerah-daerah tertentu yang dalam tahap identifikasi dan pengembangan. Serta masih banyak lagi manfaat dan kegunaan pesawat UAV untuk kepentingan kemanusiaan. 2.1.2 Bagian-bagian dari UAV Secara umum sama halnya seperti jenis pesawat-pesawat lainnya pesawat UAV terdiri dari beberapa bagian dan berikut merupakan bagian-bagian utama dari pesawat UAV:

II-3 a. Wing atau yang dikenal dengan sayap pesawat merupakan penghasil gaya angkat. b. Fuselage merupakan badan pesawat terbang merupakan komponen utama penopang wing, engine, landing gear, bidang kendali dan komponen lainnya. c. Landing Gear berfungsi untuk menopang berat pesawat saat di darat dan berfungsi sebagai roda pendaratan. Menurut letaknya ada dua macam landing gear yaitu nose landing gear dan tail wheel landing gear. d. Engine berfungsi sebagai penggerak dari propeller pesawat terbang. Agar menghasilkan gaya dorong pada pesawat, shaft engine harus bergerak memutar dan putaran ini yang digunakan propeller untuk menghasilkan gaya dorong.

2.2

Pengertian Wing Pesawat Wing merupakan bagian terpenting dari suatu pesawat karena wing menghasilkan

lift (gaya angkat) ketika bergerak terhadap aliran udara karena bentuknya yang airfoil. Airfoil adalah sesuatu dari sayap pesawat yang dibentuk sedemikian rupa untuk menghasilkan lift (gaya angkat) atau efek aerodinamika ketika bergerak di udara maupun melewati suatu aliran udara. Airfoil merupakan bentuk dari potongan melintang sayap yang dihasilkan oleh perpotongan tegak lurus sayap terhadap pesawat, dengan kata lain airfoil merupakan bentuk sayap secara dua dimensi.

II-4

Gambar 2.1 Bagian airfoil (Sumber: http://code7700.com/lift.html) 

Leading edge merupakan bagian permukaan paling depan dari airfoil.



Trailing edge merupakan bagian paling belakang dari airfoil.



Mean camber line merupakan garis pertengahan yang membagi antara permukaan bagian atas dan permukaan bagian bawah airfoil.



Chord line merupakan garis lurus yang menghubungkan leading edge dan trailing edge.



Chord merupakan perpanjangan dari chord line mulai dari leading edge hingga trailing edge. Dengan kata lain, chord adalah karakteristik dimensi longitudinal dari suatu airfoil.



Maximum camber merupakan jarak antara mean camber line dengan chord line. Maximum camber membantu mendefinisikan bentuk dari mean chamber line.



Maximum thickness merupakan ketebalan maksimum dari suatu airfoil, dan menunjukan persentase dari chord. Maximum thickness membantu mendefinisikan bentuk dari airfoil tersebut.

Dan wing pun dibagi menjadi beberapa kasifikasi seperti jumlah wing, bentuk wing, dan letak penempatan dari wing itu sendiri. Berikut merupakan klasifikasi dari wing pesawat :

II-5 a. Klasifikasi wing berdasarkan jumlah 

Monoplane

Gambar 2.2 Contoh pesawat monoplane (Sumber: http://www.airliners.net/photo/Taylor-JT-1-Monoplane/2018704/L/) 

Biplane

Gambar 2.3 Contoh pesawat biplane (Sumber: http://www.skythrills.com/tours-charters/index.html) 

Triplane

Gambar 2.4 Contoh pesawat triplane (Sumber: http://www.allposters.com/-sp/A-Replica-Fokker-Dr-I-a-Red-Triplane-as-Flownby-the-Red-Baron-Posters_i8630091_.htm)

b. Klasifikasi wing berdasarkan bentuk

Gambar 2.5 Jenis wing berdasarkan bentuk (Sumber: http://petersirami.blogspot.co.id/2011/03/sayap-wing.html)

II-6 

Straight wing



Sweptbacck wing



Swept forward wing



Delta wing



Tapered wing



Variabel geometry wing

c. Klasifikasi wing berdasarkan letak penempatan wing



Gambar 2.6 Letak penempatan wing. (Sumber: http://www.slideshare.net/agungmilna/introduction-for-wingconstruction) Low wing



Mid wing



High wing



Inverted gull wing



Gull wing



Dihedral wing



Anhedral wing

II-7 2.2.1

Spar Spar adalah bagian struktur utama sayap yang memanjang paralel terhadap

sumbu lateral, tempat pemasangan rib. Fungsi dari spar adalah menahan beban bengkok (bending) yang diberikan sayap pesawat. Dan ada beberapa variasi jumlah spar pada wing: a. Satu spar (monospar) b. Dua spar c. Lebih dari dua spar (multispar) Dalam menentukan jumlah spar untuk pesawat ada beberapa kereterian pemilihan jumlah spar: a. Jumlah spar harus mampu secara efektif menerima beban bending yang terjadi pada sayap. b. Jumlah spar harus mampu dipilih secara efesien, karena jumlah spar akan menentukan seberapa ruang kosong pada sayap pesawat. Ruang kosong ini digunakan untuk komponen-komponen penunjang lainnya. 2.2.2

Ribs Rib adalah struktur sayap yang berbentuk airfoil, yang memberi bentuk lengkung

(camber) terhadap sayap tersebut. Rib dipasang pada spar depan dan spar belakang. Fungsi dari ribs adalah menahan beban geser (shear) yang diberikan sayap pesawat, mendistribusikan beban pesawat, serta tempat pemasangan struktur komponen lainnya. Terdapat dua jenis pemasangan ribs pada wing berdasarkan arah pemasangannya yakni: a. Pemasangan ribs secara konvesional (arah diagonal) b. Pemasangan ribs secara paralel terhadap arah terbang pesawat

II-8 Berdasarkan fungsinya ribs memiliki peran untuk menerima beban momen dan mendistribusikan beban yang ada pada sayap pesawat. Selain itu ribs juga memiliki peran sebagai titik pemasangan bagi komponen struktur lainnya dan menjaga bentuk dari skin pesawat. Pemasangan ribs secara paralel terhadap arah terbang pesawat dinilai lebih efektif dalam menerima dan mendistribusikan beban yang terjadi. Pemasangan ribs secara paralel juga memungkinkan skin pesawat mempertahankan bentuk geometrisnya untuk keperluan aerodinamik pesawat. Mempertahankan bentuk skin menjadi hal utama yang menjadi alasan mengapa dipilihnya pemasangan ribs secara paralel. 2.2.3

Skin Merupakan bagian terluar dari sebuah konstruksi pesawat yang gunanya untuk

melapisi serta memberikan bentuk kepada rangka pesawat agar lebih aerodinamis. Fungsi dari skin adalah menahan beban bending, beban tarik dan beban tekan. Tetapi skin pada sayap sangat rentan terhadap beban tekuk (buckling).

2.3

Pengertian Optimasi Optimasi adalah suatu proses, tindakan atau metodologi pembuatan sesuatu

(sistem atau desain) untuk mencapai hasil yang ideal atau optimasi (nilai efektif yang dapat dicapai). Optimasi dapat diartikan sebagai suatu bentuk mengoptimalkan sesuatu hal yang sudah ada, ataupun merancang dan membuat sesusatu secara optimal dalam matematika prosedur matematika optimasi dinyatakan sebagai cara untuk menemukan maksimum dari suatu fungsi yang terlibat dalam hal ini.

II-9

2.3.1

Prinsip optimasi struktur Proses optimasi memiliki tujuan yaitu untuk mendapatkan nilai maksimal dalam

kekuatan atau ketahanan struktur tetapi memiliki beberapa kendala, yaitu berat dari strukturnya itu sendiri atau dimensi yang harus memiliki minimal satu parameter yang dapat diubah, parameter itu disebut sebagai variabel desain. Variable desain ini juga sering mengikuti batasan atau daerah domain desain (bagian dari struktur yang akan dioptimalkan). Untuk simulasi numerik semua parameter yang disebutkan harus dijelaskan dalam formulasi matematika. Optimasi biasanya adalah jenis permasalahan ekstrem yang berarti tujuannya untuk dimaksimalkan atau diminimalkan dan ada juga yang menjadi semacam sensitivitas analisa. Sensitivitas masalah mencirikan perubahan fungsi tujuan karena perubahan variabel desain. Analisis sensitivitas ini harus dilaksanakan oleh optimasi algoritma. Karena ada banyak metode untuk algoritma optimasi yang tersedia, maka harus memilih algoritma yang cocok untuk masalah yang diberikan. Optimasi algoritma berdasarkan pemrograman matematika sering menggunakan metode berbasis gradien yang melibatkan perhitungan gradien dari fungsi tujuan dan penentuan arah. 2.3.2

Jenis Optimasi Pada proses ini ada beberapa jenis dari optimasi diantaranya adalah Sizing

Optimization, Shape Optimization, dan Topology Optimization. Dalam penelitian ini hanya menggunakan Topology Optimization. Namun tidak ada salahnya membahas jenis-jenis optimasi berikut ini merupakan penjelasan dari jenis-jenis optimasi : a. Sizing Optimization Sizing Optimization merupakan optimasi yang merubah ukuran dari model. Untuk tujuan optimasi menggunakan " Sizing Variabel " yaitu penampang dan

II-10 ketebalan elemen terbatas, banyak pendekatan pemrograman matematika dapat diuji dan diimplementasikan ke dalam program elemen hingga (Contoh: MSC / NASTRAN , PERMAS , Cosmos / M) dan program optimasi khusus (Contoh: MBB - LAGRANGE , STARS , ADS). b. Shape Optimization Dibandingkan dengan Sizing Optimization, Shape Optimization lebih kompleks. Untuk Shape Optimization ada dua pendekatan/cara yang digunakan: 

Shape optimization berdasarkan model elemen hingga Koordinat node permukaan dianggap sebagai variabel desain yang akan diubah selama proses optimasi. Hal ini biasanya menyebabkan sejumlah besar variabel desain yang mungkin menyebabkan cukup kesulitan dalam perhitungan matematika dengan menggunakan suitable couplings of node dalam pemindahan untuk menentukan basis vectors, perubahan geometri yang kompleks dapat digambarkan di

MSC / NASTRAN

dengan hanya beberapa variabel desain. 

Shape optimization berdasarkan geometri Menggunakan metode bentuk optimasi berdasarkan model geometri, keterkaitan model elemen hingga dan mempertahannkan model geometri. Seperti dalam hal ini parameter dari model geometri adalah desain variabel, model geometri harus sepenuhnya parametrik. Oleh karena itu efisien penggunaan pemodel padat sangat diperlukan. Setiap modifikasi parameter model geometri juga menghasilkan perubahan dari model elemen hingga. Dalam setiap optimasi loop seluruh model elemen hingga harus mengatur lagi sesuai dengan modifikasi parameter model

II-11 geometri dengan mempertimbangkan kondisi batas. Metode ini biasanya digunakan dalam program ANSYS, COSMOS / M dan IDEAS. Banyak diantaranya diberikan pada integrasi dari elemen hingga dan sistem CAD (contohnya : ProEngineer). Pemilihan variabel desain yang tersisa kemudian diberikan kepada pengguna. Pada umumnya semuanya berbeda-beda karena pengalamannya dan kreativitas. Hasil optimasi pada dasarnya tergantung pada jumlah dan pemilihan variabel desain. Jika permukaan bentuk bebas dan diperbolehkan, pemilihan variabel desain sangat sulit. Menggunakan metode pemrograman matematika, dengan jumlah variabel desain tidak harus besar juga, karena ini menyebabkan numerik meningkatan drastis. Kesulitan utama dengan optimasi bentuk adalah untuk mentransfer perubahan permukaan ke elemen hingga. Program sering menghindari transfer ini dengan otomatis remeshing di setiap optimasi. Oleh karena itu elemen asli topologi (meshing) hancur dan sering model elemen yang terbaca hanya yang dibuat. Hanya beberapa program yang mampu dari seperti mentransfer dengan cara yang modifikasi mesh dan dianalisis mulai dari modifikasi permukaan sambil mempertahankan topologi elemen. Untuk menghindari kesulitan dengan remeshing beberapa program menggunakan elemen tertentu untuk optimasi bentuk. Masih ada masalah dalam memilih variabel desain yang cocok untuk model besar yang memiliki numerik sangat tinggi. c. Topology Optimization Topology Optimization adalah pendekatan matematika yang mengoptimalkan tata letak material dalam ruang desain yang diberikan, untuk keseluruhan beban

II-12 dan kondisi batas sehingga tata letak yang dihasilkan dapat memenuhi target kinerja yang telah ditentukan. Menggunakan optimasi topologi, dapat menemukan desain konsep terbaik yang memenuhi persyaratan desain. Baik untuk ukuran dan optimasi bentuk desain pertama, yang digunakan sebagai desain awal. Tujuan umum optimasi topologi adalah untuk menghitung desain pertama yang merupakan dasar acuan. Oleh karena itu daerah (2D atau 3D) dengan distribusi bahan homogen yang digunakan. Kemudian kondisi batas yang secara fungsional (kendala node, beban nodal) diterapkan. Itu merupakan upaya untuk pemodelan dan persiapan. Bentuk struktural optimum dengan topologi sesuai dikeluarkan sebagai desain awal. Area yang timbul tidak lebih dari massa awal sama sekali (bukaan dan lubang) dan daerah yang mengandung kepadatan tinggi massa (bar dan struts). Dibandingkan dengan ukuran dan bentuk optimasi upaya numerik sangatlah penting. Nomor variabel desain biasanya antara 5.000 dan 100.000. Oleh karena itu besar harus dimasukkan ke dalam sensitivitas analylsis. Sejauh ini tidak ada metode tertentu yang dapat dianggap sebagai standar untuk menghitung topologi optimal karena dengan kesulitan yang disebutkan di atas mengenai pendekatan matematika. Dasarnya karena upaya perhitungan yang sulit pendekatan ini hanya dapat menangani model-model yang sudah sangat disederhanakan. Pada umumnya hanya beberapa program yang tersedia. Banyak pengembang elemen hingga bekerja di bidang ini. Karena pengembangan pemecahan selalu sulit dan yang lebih banyak serta harus lebih meningkatkan kapasitas komputer.

II-13

Gambar 2.7 Contoh optimasi 2.4

Schrenk Methode Metode

schrenk

adalah

sebuah

metode

perhitungan

pendekatan

(aproksimasi) yang digunakan untuk menghitung distribusi lift sepanjang span. Distribusi gaya angkat diperoleh dari rata-rata (mean) lift berdasarkan bentuk planform dan lift elliptical. Untuk dapat menghitung beban di sayap, asumsi harus dibuat tentang bagaimana kekuatan gaya angkat yang dihasilkan oleh sayap yang didistribusikan di sepanjang wing span. Wing yang efisien adalah yang memiliki bentuk paling aerodinamis (untuk minimum induced drag) yang memiliki distribusi gaya angkat elliptical sepanjang bentang sayap, dengan zero lift yang dihasilkan di wing tip dan lift maksimum yang dihasilkan pada center-line pesawat. Geometri sayap paling praktis memiliki distribusi gaya angkat spanwise yang mendekati bentuk ellipse, tetapi dengan variasi yang relatif kecil dalam distribusi gaya angkat spanwise dikarena planform sayap. Wing twist, flap dan perubahan dalam bagian aerofoil di sepanjang sayap akan mempengaruhi distribusi gaya angkat sepanjang span, dan efek ini harus memperhitungkan mana yang paling sesuai. Dan ketika dalam memilih pendekatan lift distribution harus teliti. Metode yang paling sering digunakan adalah pendekatan Schrenk, di mana distribusi gaya angkat spanwise diasumsikan sebagai varian pada ellipse. Metode ini akan ditunjukkan dalam lembar data ini. Namun, sebelum membahas ke dalam perhitungan distribusi Schrenk, harus

II-14 mengetahui jenis struktur yang digunakan dalam mencari lift distribution. Maksudnya adalah bentuk dari sayapnya itu sendiri. Jika bentuknya cantilever monoplane, maka metode distribusi Schrenk akan menjadi teknik yang tepat dan benar. jika pesawat adalah biplan, atau strut bracer monoplane, maka harus lebih dipikirkan lagi, dan sering asumsi yang lebih sederhana dari distribusi gaya angkat yang diterima dan jauh lebih berguna dari sudut pandang stressing. Karena ini adalah bracing eksternal dari struktur yang menghasilkan tekanan di wing spar, kemudian dinamakan sebagai 'beam colummns'. Yaitu, spar akan mengalami gabungan stess dari compression dan bending dan akan memerlukan teknik khusus untuk menemukan tekanan dalam komponen ini. Biasanya, teknik ini akan berdasarkan pada beban terdistribusi secara merata di sepanjang bagian yang ditekan dari spar. ini berarti bahwa distribusi angkat seragam dan akan menjadi yang paling baik untuk digunakan.

Lift

distribution seringnya untuk kasus sebuah strut untuk menguatkan monoplane atau biplane yang akan menjadi distribusi seragam dari sayap ke strut, lalu ellipse dari strut ke ujung.

II-15

Gambar 2.8 Tipe perhitungan wing lift distribution. (Sumber: P.F.A Engineering draft report) Gambar 2.8 menunjukkan ada dua metode yang dapat digunakan. Dengan strut – braced wing, merupakan aturan yang mengasumsikan distribusi gaya angkat seragam antara root dan strut jika strut menempel pada setengah dari sayap semi-span. Jika strut yang melekat pada sayap kurang dari setengah panjangnya, maka distribusi Schrenk harus digunakan ini untuk memastikan bahwa asumsi konservatif digunakan untuk mendekati lift distribution. 2.4.1

Pendekatan Metode Schrenk Metode Schrenk bergantung pada fakta bahwa distribusi gaya angkat di seluruh

rentang sayap unswept tidak berbeda jauh dari berbentuk bulat panjang/oval, bahkan untuk planform yang sangat non-eliptik. Oleh karena itu proses ini adalah untuk menciptakan sebuah planform ellipse di atas sayap semi-span dan kemudian memodifikasinya dengan mempertimbangkan variasi wing chord sepanjang sayap. Langkah pertama adalah untuk mempertimbangkan sayap tanpa washout hanya dengan melihat planform sayap. Dan apa

II-16 yang akan dilakukan adalah untuk menemukan distribusi koefisien lift sepanjang rentang asumsi koefisien pesawat angkat dari awal. Dasar ini, yang akan menjadi faktor distribusi koefisien lift dengan koefisien pesawat apapun harus mendapatkan angka yang benar, dan hasil dari lift distribution. Ada pun beberapa cara dalam pendekatan schrenk berikut merupakan contoh cara mendapatkan perhitungan dan nilai dari pendekatan metode schrenk. Tabel 2.1 Contoh perhitungan pendekatan schrenk DESIGN EXAMPLE SPAN WING AREA

B S

1

2

STATION (in) WING TIP

2y/b

114 110 105 100 95 90 85 80 75 70 60 50 40 30 25 20 15 0 WING ROOT

1 0.965 0.921 0.877 0.833 0.789 0.746 0.702 0.658 0.614 0.526 0.439 0.351 0.263 0.219 0.175 0.132 0

19 Ft 66.5 sq ft

3

4

5

6

(ft) CHORD

ELLIPSE

SCHRENK cCla

UNIT Cla

2 2.11 2.24 2.37 2.5 2.63 2.76 2.89 3.03 3.16 3.42 3.68 3.95 4.21 4.34 4.47 4.61 5

0 1.17 1.735 2.14 2.463 2.735 2.97 3.175 3.356 3.517 3.78 4.005 4.173 4.299 4.348 4.387 4.418 4.456

1 1.64 1.9875 2.255 2.4815 2.6825 2.865 3.0325 3.193 3.3385 3.6 3.8425 4.0615 4.2545 4.344 4.4285 4.514 4.728

0.5 0.777251 0.887277 0.951477 0.9926 1.019962 1.038043 1.049308 1.053795 1.056487 1.052632 1.044158 1.028228 1.01057 1.000922 0.990716 0.979176 0.9456

II-17 1. STATION merupakan jarak antara section dalam wing dan biasanya juga jarak rib dari wing tip ke wing root 2. lplanform = 2y (2.1) b Ini merupakan rumus untuk mencari planform dimana b=wing span, y= jarak antara rib dengan rib lainnya. 3. Panjang wing chord pada setiap ribs. 4. Ellipse = 4S √(station – ( lplanform)2) 5. cCla = panjang wing chord + ellipse 2 6. Cla = cCla Panjang wing chord 2.4.2

(2.2) (2.3) (2.4)

Beban Simetri Pada Wing Pesawat Pada awalnya membahas tentang beban aerodinamis, kemudian akan memperluas

untuk mempertimbangkan beban inersia yang bekerja pada sayap. Analisis akan disederhanakan sampai batas tertentu, contoh data ini adalah normal (vertikal) mengenai beban lentur pada spar utama sayap tunggal spar. Dan referensi akan berurusan dengan sayap dua-spar. Yang dimaksud dengan sayap spar tunggal, berarti sayap di mana salah satu tiang utama dianggap membawa semua beban lentur, dengan tambahan pin spar belakang kecil disambung ke pesawat untuk bereaksi beban torsi ke badan pesawat. Sayap dua-spar khususnya adalah seperti yang digunakan pada pesawat austers dan piper cubs, keduanya spar depan dan belakang diberi beban lentur yang bereaksi dengan lift struts serta disambungan fuselage root. Perhitungan dasar dari lift distribution akan sama, tetapi untuk menyelesaikan lift dan beban inersia antara dua spar berdasarkan pusat gaya angkat dari center of pressure dan pusat gravitasi sayap. Namun akan mengabaikan beban tarik yang akan menghasilkan beban di internal drag bracing yang berada di skin sayap, bersama-sama dengan terjadinya end-load di spar dan pada sambungan wing attachment. Kemudian akan menunjukkan cara mengatasi gaya angkat sayap dan beban tarik ke arah normal dan ke arah chordwise. Dan juga mengabaikan

II-18 beban torsi sayap yang dihasilkan oleh lift dan beban inersia bekerja pada wing shearcenter. Torsi ini akan menghasilkan beban geser di skin sayap. Seperti yang dinyatakan sebelumnya, tujuan dari menentukan beban simetri adalah murni untuk menentukan gaya geser dan momen lentur sepanjang spar utama sayap spar tunggal ini akan memungkinkan untuk mengukur web spar dan booming, bersama-sama dengan sambungan wing root attachment.

Gambar 2.9 Perhitungan bending moments dari shear-force distribution. (Sumber: P.F.A Engineering draft report)

2.4.3

Beban Aerodynamic Dari apa yang diketahui dari tabel 2.1 adalah variasi koefisien lift sayap lokal

sepanjang bentang, dengan asumsi semua koefisien gaya angkat sayap lebih dari 1,0. Kemudian hasil ini digunakan untuk mengembangkan gaya geser normal dan diagram lentur sepanjang semi-span. Selama perhitungan, akan dapat menentukan chord aerodinamis rata-rata sayap, daerah sayap berdasarkan wing span dan chord. Kita dapat menggunakan ini untuk memperbarui daerah sayap yang diasumsikan sejak awal, atau untuk mengubah chord atau span yang diperlukan dalam perhitungan.

II-19 Perhitungan yang telah lakukan sejauh ini adalah untuk menemukan chord dan coefficient lift unit di stasiun/ribs sepanjang sayap. Selanjutnya perlu menemukan rata-rata coeffisient lift unit antara setiap ribs. Untuk mengetahui hal ini, dapat menghitung gaya angkat rata-rata antara setiap ribs berdasarkan daerahnya masing-masing pada elemen spanwise.

Gambar 2.10 Perhitungan rata-rata wing chord, local lift coefficient dan area of spanwise elements. (Sumber: P.F.A Engineering draft report)

Mulai dari center line pesawat (stasiun 0) rata-rata chord dan nilai-nilai koefisien lift antara dua stasiun yang berdekatan. Lalu menemukan jarak antara setiap stasiun (ribs), yang disebut spanwise elemen width. Kemudian dapat dihitung luas setiap element spanwise, Δ S. Maka dapat menemukan gaya angkat yang dihasilkan oleh element spanwise dari persamaan: Element lift : qCL ΔS Cla

II-20 Tabel 2.2 Contoh perhitungan distribution lift dalam metode schrenk Design Example LIFT Maximum Weight Span Wing Area q CL 1

2

STATION (in) WING TIP

2y/b

114 110 105 100 95 90 85 80 75 70 60 50 40 30 25 20 15 0 WING ROOT

1 0.965 0.921 0.877 0.833 0.789 0.746 0.702 0.658 0.614 0.526 0.439 0.351 0.263 0.219 0.175 0.132 0

L W b S L/S

5605 lb 850 lb 19 ft 66.5 sq ft 84.2857143

3

4

5

6

(ft) CHORD

ELLIPSE

SCHRENK cCla

UNIT Cla

2 2.11 2.24 2.37 2.5 2.63 2.76 2.89 3.03 3.16 3.42 3.68 3.95 4.21 4.34 4.47 4.61 5

0 1.17 1.735 2.14 2.463 2.735 2.97 3.175 3.356 3.517 3.78 4.005 4.173 4.299 4.348 4.387 4.418 4.456

1 1.64 1.9875 2.255 2.4815 2.6825 2.865 3.0325 3.193 3.3385 3.6 3.8425 4.0615 4.2545 4.344 4.4285 4.514 4.728

0.5 0.777251 0.887277 0.951477 0.9926 1.019962 1.038043 1.049308 1.053795 1.056487 1.052632 1.044158 1.028228 1.01057 1.000922 0.990716 0.979176 0.9456

7

8

9

10

11

12

13 14 15 16 LIMIT LIMIT ULT ULT DELTA ELEMENT ELEMENT ELEMENT ELEMENT SHEAR BENDING SHEAR BENDING Y CHORD AREA Dy C^2 UNIT LIFT FORCE MOMENT FORCE MOMENT (IN) (FT) (SQ FT) Cla (LB) (LB) (LB.IN) (LB) (LB.IN)

4 5 5 5 5 5 5 5 5 10 10 10 10 5 5 5 15

2.055 2.175 2.305 2.435 2.565 2.695 2.825 2.96 3.095 3.29 3.55 3.815 4.08 4.275 4.405 4.54 4.805

0.685 0.90625 0.960417 1.014583 1.06875 1.122917 1.177083 1.233333 1.289583 2.741667 2.958333 3.179167 3.4 1.78125 1.835417 1.891667 6.00625

1.407675 1.971094 2.21376 2.47051 2.741344 3.02626 3.32526 3.650667 3.99126 9.020083 10.50208 12.12852 13.872 7.614844 8.08501 8.588167 28.86003

0.638626 0.832264 0.919377 0.972038 1.006281 1.029003 1.043676 1.051552 1.055141 1.054559 1.048395 1.036193 1.019399 1.005746 0.995819 0.984946 0.962388

0 36.8715 63.57159 74.423 83.12375 90.64615 97.39082 103.5444 109.3113 114.687 243.6911 261.4122 277.6565 292.1306 150.9966 154.0526 157.0402 487.2003

0 36.8715 100.443 174.866 257.99 348.636 446.027 549.571 658.883 773.57 1017.26 1278.67 1556.33 1848.46 1999.46 2153.51 2310.55 2797.75

0 73.743009 417.02952 1105.3025 2187.4424 3704.007 5690.6641 8179.6593 11200.794 14781.924 23736.075 35215.742 49390.753 66414.699 76034.49 86416.904 97577.05 135889.29

0 55.30726 150.6646 262.2992 386.9848 522.954 669.0402 824.3569 988.3238 1160.354 1525.891 1918.009 2334.494 2772.69 2999.185 3230.264 3465.824 4196.624

0 110.61451 625.54427 1657.9538 3281.1636 5556.0105 8535.9961 12269.489 16801.191 22172.886 35604.112 52823.613 74086.129 99622.048 114051.73 129625.36 146365.57 203833.94

7. Delta y = Lebar element spanwise 8. Element chord = (chord + chord)/2

(2.5)

9. Area of spanwise element = ΔS= (Delta y)/12 × (Element Chord)

(2.6)

10. Aerodinamic chord = Δy CAV2 = (Delta y)/12 × (Element Chord)2

(2.7)

11. Element unit = (schrenk + schrenk)/2

(2.8)

12. Element lift = qCL × (Element Area) × (Element Unit)

(2.9)

[Element lift = qCL ΔS Cla] 13. Shear force = element lift + element lift

(Hasil Element lift)

(2.10)

II-21 14. Bending Moment = Daerah di bawah kurva gaya geser mulai penjumlahan dari wingtip, di mana momen lenturnya adalah nol

(2.11)

Limit Bending = Limit bending sebelumnya + Δy (Limite shear1 + Limit shear2) 2

15. Ult Shear force = 1.5 × (Limit Shear)

(2.12)

16. Ult Bending Moment = 1.5 × (Limit Bending Moment)

(2.13)

Dan contoh-contoh cara perhitungan metode schrenk ini akan dijadikan acuan sebagai cara-cara perhitungan dalam menghitung gaya angkat dalam penelitian analisa optimasi wing pesawat LSU-05. 2.5

Factor of Safety Factor of safety adalah factor yang dipakai dalam perhitungan untuk mendapatkan

cadangan kekuatan (reserve strength) pada struktur agar mampu menahan beban limit. Factor of safety dipakai untuk mengatasi sumber-sumber kesulitan design dan ketidak pastian (uncertainties). Factor of safety berupa rasio atau perbandingan antara design (ultimate) load dengan maximum load: Factor of safety (FS) = σult σmax

(2.14)

BAB III METODOLOGI PENELITIAN 3.1

Umum Salah satu unsur terpenting dalam suatu penelitian adalah menggunakan

metode ilmiah yang hasilnya dapat dipertanggungjawabkan dan mudah untuk memecahkan permasalahan yang dibahas dalam suatu penelitian. Metodologi penelitian ini digunakan sebagai pedoman penelitian dalam melaksanakan penelitian agar hasil yang dicapai tidak menyimpang dari tujuan yang telah ditentukan sebelumnya. Metode yang digunakan dalam penulisan ini menggunakan metode deskriptif analitik, yaitu metode penelitian yang menitik beratkan terhadap penelitian yang banyak menggambarkan dan memberikan ilustrasi serta hasil analisah simulasi dari program software yang mana hasil tersebut didapat dari data-data keadaan yang sebenarnya. Kemudian membandingkan hasil awal wing pesawat yang tidak dilakukan optimasi dengan wing pesawat yang telah dilakukan optimasi dan hasil dari optimasi tersebut apakah sesuai dengan kreteria yang diinginkan serta dapat memenuhi syratsyarat tertentu. Adapun langkah-langkah yang dilakukan dalam proses pengerjaan penelitian ini dituangkan dalam kerangka pemecahan masalah sebagai diagram alir (flowchart). Dan berikut ini merupakan diagram alir pemecahan masalah terhadap optimasi wing pesawat LSU-05 yang ditunjukan pada gambar 3.1 Diagram Alir Penelitian.

3.2

Diagram Alir Penelitian Diagram alir penelitian ini menjelaskan proses pengerjaan penelitian yang tersusun

rapih sehingga mudah dalam menyelesaikan penelitian ini.

III-1

III-2

Mulai

Latar Belakang Masalah, Perumusan Masalah, Tujuan dan Manfaat, Ruang Lingkup Pembahasan, Sistematika Penulisan

  

Studi Pustaka Observasi Wawancara

Schrenk Method

  

     

Pengumpulan Data Pesawat Geometri Material

Pemodelan Meshing Pemberian beban Memasukan data material Kondisi batas Optimasi

Pengumpulan Data

Perhitungan gaya angkat

Pengolahan Data

Analisis Simulasi dengan Software Pastran Nastran

Membandingkan Hasil Sebelum dan Sesudah Optimasi

Menghitung factor of safety

Kesimpulan dan Saran

Selesai

Gambar 3.1 Diagram alir penelitian

III-3 3.3

Langkah-langkah Proses Penelitian

3.3.1

Latar Belakang Masalah, Perumusan Masalah, Tujuan dan Manfaat, Ruang Lingkup Pembahasan, Sistematika Penulisan Latar belakang masalah adalah informasi yang tersusun sistematis berkenaan dengan

fenomena dan masalah problematik yang menarik untuk diteliti. Latar belakang dimaksudkan untuk menjelaskan alasan mengapa masalah dalam penelitian ingin diteliti, pentingnya permasalahan dan pendekatan yang digunakan untuk menyelesaikan masalah tersebut baik dari sisi teoritis dan praktis. Latar belakang berisikan alasan rasional dan esensial yang membuat peneliti tertarik untuk melakukan penelitian berdasarkan fakta-fakta, data, referensi dan temuan penelitian sebelumnya. Gejala-gejala kesenjangan yang terdapat di lapangan sebagai dasar pemikiran untuk memunculkan permasalahan dan bagaimana penelitian mengisi ketimpangan yang ada berkaitan dengan topik yang diteliti. Perumusan masalah adalah usaha untuk pertanyaan penelitian apasaja yang perlu dijawab atau dicarikan jalan pemecahan masalahnya. Rumusan masalah merupakan suatu penjabaran dari identifikasi masalah dan pembatasan masalah. Dengan kata lain, rumusan masalah merupakan pertanyaan yang lengkap dan rinci mengenai ruang lingkup masalah yang akan diteliti didasarkan atas identifikasi masalah. Tujuan dan manfaat adalah pemberian penjelasan,komentar ataupun sanggahan dan membuktikan hipotesa serta sebagai bahan acuan penelitian pendahulu untuk penelitian yang selanjutnya. Ruang lingkup pembahasan adalah suatu batasan yang memudahkan dilaksanakannya penelitian agar lebih efektif dan efisien untuk memisahkan aspek tertentu sebuah objek. Ruang lingkup pembahasan terdiri dari pembatasan masalah dan asumsi.

III-4 Sistematika penulisan merupakan suatu penjabaran secara deskriptif tentang hal-hal yang ditulis, yang secara garis besar terdiri dari bagian awal, bagian isi dan bagian akhir. 3.3.2

Pengumpulan Data Pengumpulan data merupakan kegiatan mencari data di lapangan yang akan digunakan

untuk menjawab permasalahan penelitian. Dalam penelitian ini digunakan beberapa metode dalam pengumpulan data dintaranya : 1. Studi Pustaka 2. Observasi 3. Wawancara 4. Pencarian data melalui internet Studi Pustaka yaitu merupakan kegiatan pengumpulan data dan informasi dari berbagai sumber, seperti buku yang memuat berbagai ragam kajian teori yang sangat dibutuhkan peneliti. Observasi merupakan aktivitas yang memperhatikan sesuatu dengan seksama. Dalam hal ini Observasi penelitian dilakukan di PUSTEKBANG LAPAN. Dengan melakukan kegiatan penelitian di tempat tersebut dapat secara penuh dan mendetail mendapatkan informasi serta data-data untuk melakukan penelitian. Pada observasi kali ini dapat dilakukannya simulasi-simulasi mengenai data-data kekuatan dari struktur wing pesawat dan melakukan simulasi tentang optimasi serta didapatkannya data-data mengenai pesawat yang akan diteliti. Wawancara merupakan salah satu cara untuk mendapatkan informasi atau data dalam melaksanakan penelitian. Pada kesempatan wawancara kali ini dilakukan dengan mengajugan pertanyaan, diskusi serta bimbingan ke pembimbing di PUSTEKBANG LAPAN tepatnya

III-5 pada pembimbing yang berada di divisi aero structure. Diskusi serta bimbingan ini membahas tentang bagaimana kekuatan struktur dari wing pesawat ketika dioptimasi. 3.3.3

Perhitungan gaya angkat Perhitungan gaya angkat dalam penelitian ini adalah menghitung distribusi gaya

angkat yang akan diterima dari struktur wing pesawat dengan metode schrenk. Data hasil perhitungan ini akan digunakan untuk menganalisa kekuatan struktur agar bisa diketahui sampai sejauh mana struktur dapat menahan beban. 3.3.4

Pengolahan Data Pada proses pengolahan data ini ada beberapa cara yang harus dilakukan diantaranya:

1. Pengumpulan data-data kondisi pesawat. 2. Mengumpulkan informasi tentang geometri wing pesawat UAV LSU-05. 3. Menentukan material yang digunakan pada wing pesawat LSU-05. 3.3.4.1

Pengumulan data-data kondisi pesawat

1. Komponen Utama Pesawat UAV LSU-05

Gambar 3.2 Komponen utama LSU-05 (Sumber : LAPAN)

III-6 1. Fuselage 2. Inner Wing 3. Outer Wing 4. Horizontal Stabilizer 5. Vertical Stabilizer 6. Tail boom 7. Main Landing Gear 8. Nose Landing Gear 2. Geometri Pesawat LSU-05

Gambar 3.3 Pesawat LSU-05 (Sumber : LAPAN)

Gambar 3.4 Tampak depan LSU-05 (Sumber : LAPAN)

III-7

Gambar 3.5 Tampak Samping LSU-05 (Sumber : LAPAN)

Gambar 3.6 Tampak atas LSU-05 (Sumber : LAPAN) 

Airfoil

: Naca 4415



Wing Span

: 5.5 m



Wing Area

: 3.22 m2



Aspect Ratio

: 9.34



Twist Angle

: 0 deg



Swept Angle

: 0 deg



Tapper Ratio

: 0.616

III-8 

Root Chord

: 0.73 m



Tip Chord

: 0.440 m



Angle of incident

: 3º



Height (tinggi)

: 1.132 m



Length (Panjang)

: 4.297 m



Length fuselage

: 2.21 m



Horizontal stabilizer

: 1.568 m

3. Massa Pesawat LSU-05 

Empty Weight

: 31.37 kg



Fuel Weight

: 13.77 kg



Payload Weight

: 29.94 kg



MTOW

: 75 kg

4. Propulsi Pesawat LSU-05 Sistem propulsi yang digunakan dalam pesawat LSU-05 ini adalah piston engine. Sistem propulsi diletakkan pada fuselage bagian belakang pesawat LSU-05 yang dirancang menggunakan satu engine tipe Desert Aircraft (DA-150) dan menggunakan propeller JC Super Props. Berikut merupakan spesifikasi dari sistem propulsi pesawat LSU-05: 

Displacement

: 150 cc



Output

: 16.5 HP



Weight

: 3.61 kg



Bore

: 49 mm



Stroke

: 40 mm



RPM Range

: 1000 to 6500

III-9 

RPM Max

: 8500



Ukuran propeller

: 32 cm x 12 cm



Area propeller

: 0.456 m2



Diameter propeller

: 0.762 m



Tipe

: Pusher



Material

: Kayu

Gambar 3.7 Engine DA-150 (Sumber: http://www.aero-works.net/uploaded/thumbnails/db_file_img_6877_720x540.jpg)

Gambar 3.8 Propeller JC Super Props (Sumber: http://www.aircraftinternational.com/Products/Propellers/JCSuperprops.aspx)

III-10

Gambar 3.9 Pesawat UAV LSU-05 (Sumber: LAPAN) 5. Sistem Pesawat LSU-05 Peletakan sistem merupakan proses penentuan sistem yang akan terpasang pada pesawat yang sesuai dengan misi yang akan diembah oleh pesawat dan proses penentuan peletakan sistem tersebut didalam pesawat. Sistem untuk pesawat ini terbagi atas beberapa sistem, namun yang utama untuk terbang adalah sistem kendali, sistem penggerak kendali, dan sistem propulsi. Sistem

kendali

jarak

jauh

terdiri

dari

dua

komponen,

yaitu

komponen

pesawat/kendalian dan komponen darat/pengendali. Dalam hal ini dipilihlah sistem kendali jarak jauh berupa remote control conventional yang terdiri atas dua komponen yaitu receiver (penerima kendali) dan remote control (pemberi kendali). Sistem penggerak kendali merupakan sistem penggerak sikap pesawat. Sistem terdiri dari alat penggerak bidang kendali. Penggerak bidang kendali merupakan alat yang digunakan untuk menggerakkan bidang-bidang kendali pesawat. Sistem propulsi merupakan sistem yang memberikan gaya dorong pada pesawat. Sistem lain yang merupakan sistem pendukung adalah sistem avionic, navigasi, dan telemetri. Ketiga sistem tersebut untuk merupakan sistem yang dibutuhkan bagi pengendali untuk

III-11 memperoleh data-data sikap terbang, arah dan posisi pesawat, dan komunikasi dengan kendalian. Untuk pesaawat LSU-05 ketiga system tersebut akan diintegrasikan pada satu sistem gabungan yang berupa gabungan modul-modul yang didalamnya juga terdapat modul auto pilot. Sistem pendukung yang lain berupa sistem bahan bakar dan distribusinya. Lainnya adalah sistem sumber daya. Sumber daya yang dimaksud adalah sistem daya listrik yang mampu mentenagai sistem-sistem lain yang membutuhkan daya untuk beroperasi. Kemudian tentang ketersediaan ruangan didalam pesawat. Pada proses pemilihan dan penentuan peletakan dapat dilakukan dengan dua cara yaitu memilih sistem kemudian merancang pesawatnya atau dengan sistem disesuaikan dengan pesawat yang ada.

Gambar 3.10 Posisi peletakan sistem-sistem LSU-05 (Sumber: LAPAN)

III-12 3.3.4.2

Geometry Wing LSU-05 Pada dasarnya wing pesawat LSU-05 dibagi menjadi 2 Bagian yaitu bagian

inner wing dan outer wing.

Gambar 3.11 Inner wing LSU-05 (Sumber: LAPAN) Tabel 3.1 Part Name inner wing LSU-05 (Sumber: LAPAN) NO Part Name 1

Front spar

2

Rear spar

3

Rib 1

4

Rib 2

5

Rib 3

6

Rib 4

7

Boom

8

Skin

III-13

Gambar 3.12 Outer wing LSU-05 (Sumber: LAPAN) Tabel 3.2 Part name outer wing LSU-05 (Sumber: LAPAN) No Part Name 1

Front Spar

2

Rear Spar

3

Rib 5

4

Rib 6

5

Rib 7

6

Rib 8

7

Rib 9

8

Rib 10

9

Connector

10

Skin

III-14 3.3.4.3

Material Wing LSU-05 Material yang dimaksud adalah bagian utama atau bahan utama yang menjadi

unsur pembentuk pesawat UAV LSU-05. Material yang digunakan ialah composite material dengan jenis E-glass serta mempunyai properties material sebagai berikut: Tabel 3.3 Data hasil pengujian E-glass (Sumber: LAPAN) E-glass Unit

Symbol

Tensile Modulus 0º

8088

MPa

E1

Tensile Modulus 90º

8088

MPa

E2

Tensile Strength 0º

322.577

MPa

Xt

Tensile Strength 90º

322.577

MPa

Yt

Compressive Strength 0º

116.441

MPa

Xc

Compressive Strength 90º

116.441

MPa

Yo

In-Plane Shear Modulus

3370

MPa

G12

In-Plane Shear Strength

30

MPa

S12

Bonding shear strength

10

MPa

Tabel 3.4 Data properties E-Glass (Sumber: LAPAN) E-Glass Fabric Unit

Symbol

Young’s Modulus 0º

25

GPa

E1

Young’s Modulus 90º

25

GPa

E2

In-plane Shear Modulus

4

GPa

G12

Major Poisson’s Ratio

0.20

Ult. Tensile Strength 0º

440

MPa

Xt

Ult. Comp Strength 0º

425

MPa

Xc

v12

III-15 Ult. Tensile Strength 90º

440

MPa

Yt

Ult. Comp Strength 90º

425

MPa

Yc

Ult. In-plane Shear Strength

40

MPa

S

Ult. Tensile Strain 0º

1.75

%

ext

Ult. Comp Strain 0º

1.70

%

ext

Ult. Tensile Strain 90º

1.75

%

ext

Ult. Comp Strain 90º

1.70

%

ext

Ult. In-plane Shear Strain

1.00

%

es

Thermal Exp Co-ef 0º

11.60

Strain/K

Alpha1

Thermal Exp Co-ef 90º

11.60

Strain/K

Alpha2

Moisture Exp Co-ef 0º

0.07

Strain/K

Beta1

Moisture Exp Co-ef 90º

0.07

Strain/K

Beta2

Density

1.50

g/cc

3.3.5

Analisa simulasi dengan menggunakan software Untuk mempermudah analisis terhadap suatu struktur menggunakan metode elemen

hingga, struktur dapat dimodelkan dan kemudian dianalisis secara komputasional menggunakan software, seperti MSC.PATRAN/NASTRAN. Proses pemodelan dan analisis ditunjukkan pada Gambar 2.11.

III-16

Gambar 3.13 Diagram Alir Proses Analisis Struktur Menggunakan Software MSC.PATRAN/NASTRAN (Sumber: http://www.mscsoftware.com/training_videos/patran/Reverb_help/index.html) Pada pemodelan dengan MSC.PATRAN/NASTRAN, terdapat tiga proses, yaitu: 1. Pre-processing Proses ini dilakukan pada MSC.PATRAN. Langkah pertama yang dilakukan ialah membuat geometri dari struktur yang akan dianalisis. Setelah itu struktur didiskritisasi menjadi elemen-elemen kecil atau disebut dengan proses meshing. Setelah meshing dilakukan, langkah berikutnya ialah memasukkan properti material, seperti modulus elastisitas, massa jenis, dan poisson ratio. Kemudian dilakukan pendefinisian untuk pembebanan serta kondisi batas yang berlaku untuk struktur yang akan

III-17 dianalisis. Setelah memasukkan kondisi pembebanan dan kondisi batas, masing-masing elemen diberikan properti. Properti elemen ini dapat berupa elemen 1D, 2D, ataupun 3D. Langkah terakhir pada proses pre-processing ini ialah membuat input file MSC.NASTRAN. 2. Processing Tahap processing merupakan tahap analisis terhadap struktur yang telah dimodelkan. Tahap ini dilakukan pada MSC.NASTRAN. 3. Post-processing Tahap post-processing merupakan tahap terakhir dalam pemodelan menggunakan MSC.PATRAN/NASTRAN. Pada tahap ini, hasil analisis dapat dilihat sehingga dapat dilakukan evaluasi terhadap hasil yang diperoleh.

3.3.6

Membandingkan Hasil Sebelum dan Sesudah Optimasi Pada tahapan ini setelah dianalisa dan telah didapatkan data-data yang diinginkan

kemudian data-data tersebut dapat dibandingkan antara data wing yang belum dioptimasi dengan data yang sudah dilakuan optimasi. Pada perbandingan ini dapat diketahui bahwa ada beberapa perbedaan yang dapat terlihat dengan jelas seperti perbedaan berat akibat dari optimasi itu sendiri. Dan pada proses perbandingan ini dapat ditarik kesimpulan mengenai kekurangan dan kelebihan dari hasil masing-masing data yang telah didapatkan.

3.3.7

Menghitung Factor of Safety Factor of safety adalah factor yang dipakai dalam perhitungan untuk mendapatkan

cadangan kekuatan (reserve strength) pada struktur agar mampu menahan beban limit. Factor

III-18 of safety dipakai untuk mengatasi sumber-sumber kesulitan design dan ketidak pastian (uncertainties). Factor of safety berupa rasio atau perbandingan antara design (ultimate) load dengan maximum load: Factor of safety (FS) = σult σmax



(3.1)

Applied Load (σapp) adalah beban yang diterima oleh (dikenakan pada) struktur atau bagian dari struktur yang ditinjau. Beban tersebut External terhadap struktur.



Allowable Load (σall) adalah beban maximum yang diizinkan, yang mampu ditahan oleh struktur tanpa menimbulkan kerusakan.

3.3.7

Kesimpulan dan Saran Kesimpulan berisikan tentang jawaban atas rumusan atau pertanyaan dan tujuan dari

penelitian. Sementara saran berisikan tentang masukan-masukan dari penulis kepada pihakpihak yang ingin melanjutkan ataupun menyempurnakan hasil dari penelitian tentang analisa optimasi wing pesawat LSU-05.

BAB IV PENGUMPULAN DAN PENGOLAHAN DATA

4.1

Profil UAV LSU-05 Pesawat nir awak (Unmanned Aerial Vehicle / UAV) merupakan pesawat

terbang tanpa pilot yang berada di dalamnya, dan mampu membawa beban muatan, serta dapat dikendalikan dari jarak jauh oleh pilot maupun oleh dirinya sendiri (autonomous) melalui sistem kendali dan kontrol mandiri yang dibenamkan pada badan pesawat, juga dapat kembali ke tempatnya semula untuk digunakan lagi. Pesawat tanpa awak pada umumnya mempunyai satu kesatuan sistem penerbangan yaitu: landasan pacu penerbangan, pesawat nir awak, terminal data, dan stasion kontrol. Program LSU adalah pengembangan pesawat tanpa awak yang didesain sebagai sarana pembelajaran yang praktis mengenai teknologi pesawat terbang, sekaligus mengembangkan teknologi UAV untuk berbagai misi, program ini cukup mengangkat nama LAPAN, beberapa produk LSU, telah mampu menjalankan berbagai misi, dan terus akan menajamkan misi nya di 3 bidang, yaitu: pertahanan, kebencanaan dan pemetaan resolusi tinggi. Program LSU ini telah menghasilkan 5 jenis prototype UAV, yaitu LSU-01, 02, 03, 04 dan 05. Misi yang telah dijalani juga beragam, seperti pemantauan mitigasi bencana (gunung-api dan banjir), Pemantauan untuk pertanian, operasi pengamanan dan latgab TNI dan misi terbang jauh untuk mencatatkan rekor MURI dengan terbang nonstop 200 km. LSU-05 adalah pesawat nir awak (unmanned aerial vehicle / UAV ) yang sedang menjadi obyek penelitian di Pusat Teknologi Penerbangan LAPAN. Pesawat nir awak ini dirancang bangun untuk berbagai macam keperluan, terutama sebagai kendaraan pembawa muatan dari landasan udara di darat maupun di kapal laut kemudian terbang menuju udara, IV-1

IV-2 dan kembali lagi ke landasan udara. Adapun muatan yang dibawa bisa berisi kamera foto, video, peralatan telemetri, maupun sensor elektronik sesuai kebutuhan.

4.1.1

Rancang Bangun Pesawat LSU-05 Tahap-tahap yang dilakukan pada kegiatan rancang bangun LSU-05 ini sesuai pula

dengan yang sudah dilakukan pada reverse engineering LSU-02. Proses perancangan diawali dengan pembahasan DR&O dan profil misi untuk menentukan parameter pesawat. Pencarian pesawat pembanding dimaksudkan untuk memberikan perkiraan awal terhadap bentuk-bentuk konfigurasi ukuran-ukuran geometri, konsep operasi, dan hal-hal yang dibutuhkan untuk melengkapi sebuah sistem pesawat. Pesawat pembanding akan memberikan gambaran awal tentang pesawat-pesawat lain dengan parameter-parameter serupa yang akan dimiliki oleh LSU-05. Parameter lain yang dilakukan dalam proses rancang bangun LSU-05 yaitu penentuan berat, penentuan luas sayap, konsep desain (pemilihan konfigurasi, penentuan geometri sayap, empennage dan fuselage, penentuan konsep struktur, serta pemilihan dan peletakan system). Proses analisis awal juga meliputi analisis aerodinamik, analisis berat dan kesetimbangan (penentuan posisi Center of Gravity, Neutral Point dan CP, kestabilan longitudinal, lateral dan direksional), serta analisis prestasi terbang. Juga dilakukan proses design review agar memberikan sebuah feed back yang akan mengoptimalkan desain pada tiap tahapan perancangan. Dari kegiatan yang telah dilakukan maka dapat disimpulkan sebagai desain konfigurasi pertama telah di-freeze untuk dilakukan analisa lebih lanjut. Perancangan struktur LSU-05 dimulai dengan analisis desain wing (sayap). Kemudian dilanjutkan dengan desain struktur lainnya yang meliputi konsep struktur wing, pemilihan material wing. Serta dilakukan pula perhitungan numerik awal struktur wing

IV-3 yang meliputi perhitungan numerik kekuatan struktur wing akibat beban gaya angkat, berat wing maksimum, perhitungan numerik kekuatan struktur wing. Hasil yang didapat yaitu wing masih perlu di optimasi oleh sebab itu dilakukanlah penelitian tentang optimasi wing pesawat LSU-05. 4.2

Perhitungan Metode Schrenk

Metode schrenk digunakan untuk menghitung lift distribustion dari wing. Karena hasil dari perhitungan ini akan menjadi inputan untuk beban lift yang akan disimulasikan pada software. Dan sebelum dapat menghitung ada beberapa data yang dijadikan sumber dalam perhitungan ini. Berikut merupakan data-data yang diketahui untuk melakukan perhitungan metode schrenk : Tabel 4.1 Data perhitungan Symbol L

Data

Nilai

Satuan

Lift

2850

MTOW (Maximum Take Off Weight)

75

kg

b

Wing Span

5.1

m

S

Wing Area

2.925

m2

Wr

Wing Root

0.73

m

Wt

Wing Tip

0.44

m

L

Length wing

2.55

m

Dynamic Pressure Coefficient lift

974.359

qCL

Newton

Hasil ini didapat dari data-data yang sebenarnya dari pesawat. Dan length wing didapat dari:

l = b/2 , dimana panjang b = wing span dibagi 2 (sayap kiri dan kanan)

IV-4 Sedangkan dynamic pressure coefficient lift di dapat dari persamaan : L = q S CL Yang mana:

L = Lift q = aircraft dynamic pressure (q = ½ ρ V2) S = Wing area CL = Wing lift coefficient

Jadi didapatkan:

qCL = L/S

Selanjutnya mengukur jarak ribs ke wing root. Dan ribs yang dimiliki LSU-05 berjumlah 19 ribs. Maka akan dihitung secara satu persatu dengan menghitung setengah dari bagian wing. Tabel 4.2 Ribs section dan Δy NO

Ribs Section (m)

Δy

1

2.55

0

2

2.505

0.045

3

2.955

0.55

4

1.4

0.555

5

0.705

0.695

6

0.61

0.095

7

0.545

0.065

8

0.5

0.045

9

0

0.5

IV-5 Delta y didapat dari jarak antar ribs per ribs. Dan juga harus mengetahui panjang chord di seriap ribs. Namun untuk mengetahui panjang chord disetiap ribs harus melakukan perhitungan menggunakan persamaan interpolasi. Rumus persamaan interpolasi : 𝑦 − 𝑦1 𝑥 − 𝑥1 = 𝑦2 − 𝑦1 𝑥2 − 𝑥1

(4.1)

Maka dari persamaan diatas dapat di turunkan menjadi : (y - y1) (x2 - x1) = (x - x1) (y2 - y1)

x2y - x1y - x2y1 + x1y1 = xy2 - xy1 - x1y2 + x1y1 x2y - x1y - x2y1 = xy2 - xy1 - x1y2 x2y - x1y = xy2 - xy1 - x1y2 + x2y1 y (x2 - x1) = x (y1 - y2) - x1 y2 + x2y1 Sehingga didapat :

𝑦=

𝑥 𝑦1 − 𝑦2 − 𝑥1 𝑦2 + 𝑥2 𝑦2 𝑥2 − 𝑥1

(4.2)

Kemudian persamaan ini akan dipakai untuk mencari nilai chord dari setiap ribs dengan cara :

0.73 0.44 y? 0

0.75

IV-6

Diketahui :

y1 = 0.73

x1 = 0

y2 = 0.44

x2 = 2.75

Dengan menggunakan persamaan interpolasi akan didapatkan : (y – 0.73) (2.75 – 0) = (x – 0) (0.44 – 0.73) 2.75 y – 0 y – 2.0075 + 0 = 0.44 x – 0.73 x – 0 + 0 2.75 y – 2.0075 = 0.44 x – 0.73 x y = (0.44 – 0.73) x + 2.0075 2.75 y = -0.29 x + 2.0075 2.75 y = -0.105 x + 0.73 Dan nilai x merupakan nilai dari section atau ribs yang dapat dilihat pada table 4.2. Maka nilai dari y adalah Tabel 4.3 Nilai Wing chord NO

Chord (m)

1

0.4393

2

0.44443

3

0.50713

4

0.5704

5

0.64963

6

0.66046

7

0.66787

8

0.673

9

0.73

IV-7 Selanjutnya setelah mengetahui dari nilai-nilai section dan chord maka selanjutnya mencari nilai dari hasil lokasi span pada wing chord yang hasilnya nanti digunakan untuk menghitung ellipse. Lokasi span yang dimaksud adalah lokasi dimana luas area span diantara ribs. Dengan menggunakan perhitungan : lplanform = 2y / b

(2.1)

Tabel 4.4 Nilai lplanform NO 2y/b 1

1

2

0.982353

3

0.766667

4

0.54902

5

0.276471

6

0.239216

7

0.213725

8

0.196078

9

0

Nilai y dari delta y yang merupakan jarak antara rib per ribs dan nilai b merupakan nilai dari wing span. Setelah nilai dari lplanform sudah diketahui kemudian menghitung lift dengan asumsi wing berbentuk ellipse. Karena bentuk ellipse merupakan bentuk wing yang paling optimal terhadap gaya angkat pesawat dan distribusi dari bentuk ellipse yang sangat merata dalam pembagian gaya angkatnya.

IV-8 Lalu dalam melakukan perhitungan ellipse menggunakan rumus, Ellipse =

4𝑆 𝜋𝑏

1−

(2.2)

2𝑦 2 𝑏

dimana: S = Wing area b = Span π = Nilai bilangan phi y = Jarak dari sumbu simetri sayap ke garis terluar suatu segmen tertentu. Dengan menggunakan rumus tersebut maka akan didapat hasil pada setiap section rib sebagai berikut : Tabel 4.5 Hasil perhitungan Ellipse NO

Ellipse

1

0.21965

2

0.290506

3

0.487989

4

0.590371

5

0.675704

6

0.684749

7

0.690619

8

0.694533

9

0.73012

Setelah mendapatkan hasil dari perhitungan ellipse selanjutnya mencari hasil dari metode schrenk lalu dilanjutkan dengan mencari unit schrenk. Perhitungan untuk mencari

IV-9 metode schrenk dan unit dari schrenk ini bertujuan untuk mencari distribution lift pada seriap area/section. Dikarenakan sebelum menghitung distribution lift harus diketahui datadatanya serta hasil dari metode yang digunakan dalam hal ini menggunakan metode schrenk jadi harus mencari hasil dari perhitungannya. Berikut ini merupakan cara untuk melakukan perhitungan metode schrenk dan unitnya : Schrenk = planform + elliptical

(2.3)

2 Pada dasarnya rumus schrenk dibentuk dari rata-rata jumlah dari planform dan elliptical. Dimana pada perhitungan sebelumnya planform bisa juga disebut dengan chord jadi hasil dari chord itu merupakan planform. Sedangkan untuk mencari nilai dari schrenk unit ialah membagi hasil nilai dari schrenk dengan planform atau chord. Schrenk Unit = Schrenk

(2.4)

Chord Tabel 4.6 Hasil perhitungan Schrenk dan Unit NO

Schrenk

Unit

1

0.21965

0.5

2

0.290506

0.653659

3

0.487989

0.962256

4

0.590371

1.035012

5

0.675704

1.040136

6

0.684749

1.036777

7

0.690619

1.034061

8

0.694533

1.031995

9

0.73012

1.000165

IV-10 Selajutnya adalah melakukan perhitungan untuk mencari element chord dan elemen area. Element chord/element planform merupakan hasil rata-rata dari dua chord/planfrom pada wing. Dan hasil chord/planfrom dapat dilihat di table 5.3. Sedangkan elemen area merupakan hasil dari perbandingan lurus antara delta y dengan hasil dari element chord. Berikut ini merupakan cara untuk menemukan element chord serta element area berikut hasil dari perhitungannya : Element chord = CAV = y + y

(2.5)

2 Element area = ΔS = delta y × element chord Tabel 4.7 Hasil perhitungan Element chord dan element area NO

Element chord

Element area

1

0.21965

0

2

0.441865

0.019884

3

0.47578

0.261679

4

0.538765

0.299015

5

0.610015

0.42396

6

0.655045

0.062229

7

0.664165

0.043171

8

0.670435

0.03017

9

0.7015

0.35075

(2.6)

IV-11 Dan tahapan selanjutnya adalah menentukan chord arodinamis pada sayap dan element unit. Element unit merupakan nilai rata-rata local lift coefficient pada spanwise. Ada cara untuk menentukan chord aerodinamis pada sayap yaitu dengan menggunakan rumus : Aerodynamic chord= Δy CAV2

(2.7)

Dimana CAV2 adalah nilai kuadrad dari element chord atau CAV. Nilai dari element chord dapat dilihat pada table sebelumnya kemudian hasilnya dipangkatkan untuk Δy nilainya dapat dilihat pada table 5.2 Element Unit = Cla= Schrenk1 + Schrenk2

(2.8)

2 Sedangkan element unit merupakan nilai rata-rata dari schrenk pada setiap daerah yang akan dihitung. Dan nilai dari schrenk dapat dilihat pada table 5.6. Tabel 4.8 Hasil perhitungan Aerodynamic chord (Δy CAV) dan Element unit NO

Δy CAV2

Element Unit

1

0

0.25

2

0.008806

0.57683

3

0.124502

0.807958

4

0.161099

0.998634

5

0.258622

1.037574

6

0.040763

1.038456

7

0.028672

1.035419

8

0.020227

1.033028

9

0.246051

1.01608

IV-12 Kemudian perhitungan selanjutnya ialah mencari element lift. Element lift merupakan lift distribution yang ada di wing dan jumlah hasil dari lift distribution merupakan nilai lift pesawat tersebut. Nilai lift pada pesawat LSU-05 adalah 2850 Newton. Element lift juga mempunyai rumus dalam perhitungan Element lift = qCL ΔS Cla Sedagkan qCL berasal dari rumus lift yaitu : Lift = qSCL q = (½ ρ V2) S = Wing area CL = Coefficient lift Jadi, qCL = L/S L = Gaya angkat total dari pesawat terbang = 2850 N S = Wing Area = 2.925 m qCL = L/S = 2850 / 2.925 = 974.359 Dimana Cla merupakan element unit dan nilainya dapat dilihat pada table 5.8. ΔS adalah element area dan nilainya dapat dilihat pada table 5.7. Lalu hasil perhitungan elemnt lift dapat dilihat pada table 5.9

(2.9)

IV-13 Tabel 4.9 Hasil perhitungan Element lift NO

Element lift

1

0

2

11.17555

3

206.0043

4

290.9495

5

428.6111

6

62.9654

7

43.55364

8

30.36689

9

347.2518

Dan yang terakhir ialah menghitung limit shear, limit bending, ultimate shear, dan ultimate bending. Semuanya itu merupakan beban tegangan yang terdapat pada wing. Limit shear adalah batasan minimum dari beban shear. Limit bending adalah batasan minimum dari beban bending. Sedangkan ultimate shear dan ultimate bending merupakan batasan maksimal dari beban shear dan beban bending. Untuk mendapatkan hasil perhitugan beban tersebut diperlukan beberapa langkah:

Limit Shear = Element lift1 + Element lift2

(2.10)

Limit Bending = Limit bending sebelumnya + Δy (Limite shear1 + Limit shear2)

(2.11)

2 ULT Shear = 1.5 × Limit Shear

(2.12)

ULT Bending = 1,5 × Limit Bending

(2.13)

IV-14 Tabel 4.10 Nilai limit shear, limit bending, ULT shear, dan ULT bending NO

Limit Shear

Limit Bending

ULT Shear

ULT Bending

1

0

0

2

11.17555

0.25145

16.76332

0.377175

3

217.1799

63.0492

325.7698

94.57379

4

496.9539

261.2213

745.4308

391.832

5

719.5605

683.9601

1079.341

1025.94

6

491.5765

741.4891

737.3648

1112.234

7

106.519

760.9272

159.7786

1141.391

8

73.92053

764.9871

110.8808

1147.481

9

377.6187

877.8719

566.428

1316.808

Data ini merupakan hasil perhitungan dengan menggunakan software Microsoft excel dimana lift awal 2850 dan total element lift 2841,756 dengan hasil yang berbeda namun masih dalam batasan toleransi yang normal. Tabel 4.11 Hasil perhitungan metode schrenk menggunakan Microsoft excel

IV-15 4.3

Pemodelan Wing LSU-05

4.3.1

Inport Geometri Proses inport adalah proses memasukan model dari wing LSU-05. Dikarenakan agar

bentuk dan geometri wing LSU-05 sesuai dengan aslinya maka pembuatan wing dilakukan oleh LAPAN. Proses pembuatan bentuk wing dilakukan di software solidwork maka sebelum dianalisis di Patran Nastran, maka proses awal yang dilakukan adalah dengan meng-inport model tersebut. 1

2

3

4 6

5

Gambar 4.1 Proses inport model wing LSU-05 1. Langkah pertama ialah klik file lalu pilih inport. 2. Pilih model file yang digunakan pada proses ini menggunakan file STEP (file STEP ini dihasilkan dari solidwork). 3. Kemudian pilih file yang akan di-inport. 4. Selanjutnya kita harus mengatur satuan ukuran yang dipakai dalam permodelan dengan ke bagian STEP options.

IV-16 5. Lalu kita dapat mengubahnya pada bagian model unit. Pada bagian model unit kita dapat memilih satuan yang diinginkan pada proses ini kita menggunakan satuan millimeter. 6. Lalu kemudian klik apply

Gambar 4.2 Proses pemilihan satuan ukuran model Setelah semuanya selesai maka akan didapatkan model inner wing LSU-05. Dikarenakan bagian wing dierbagi menjadi dua inner dan outer maka langkah selanjutnya ialah meng-inport bagian dari outer wing.

Gambar 4.3 Hasil inport inner wing LSU-05.

IV-17 Langkah yang dilakukan sama seperti proses meng-inport inner wing. Proses inport outer wing ini juga sekaligus proses penggabungan antara inner wing dan outer wing yang selanjutnya menjadi satu kesatuan.

Gambar 4.4 Hasil inport gabungan inner dan outer wing LSU-05 Kemudian bagian-bagian yang terdapat pada wing dibuat surface untuk tipe geometrinya dan wing hanya dibagi menjadi 3 bagian yaitu ribs,spar, dan skin. Part dari aileron dan flap dibuat akan tetapi diasumsikan menjadi satu kesatuan part dari skin. Lalu bagian-bagian yang tidak termasuk pada bagian ribs, spar, dan skin akan dihilangkan dikarenakan tidak termasuk bagian utama dari wing serta tidak termasuk bagian yang akan dianalisis. Setelah bagian dari wing yang tersisa hanya ribs, spar, dan skin maka langkah selanjutnya adalah me-mirror bagian wing sehingga menjadi wing sepenuhnya. Proses mirror ini dilakukan untuk menduplikat bagian dari wing tanpa mengubah bentuknya sehingga wing terlihat menjadi sepenuhnya. Proses mirror ini juga bertujuan agar pemberian beban atau distribusi lift dapat sepenuhnya merata tanpa mengabaikan bagian wing lainnya.

IV-18

Gambar 4.5 Proses mirror untuk wing LSU-05. Langkah pertama dalam peroses mirror adalah pilih action-nya transform, transform yangdimaksud ialah dapat mengubah bentuk dari model. Langkah selanjutnya pilih object-nya surface,dikarenakan geometry type menggunakan surface maka object yang dipih adalah surface. Kemudian pilih mirror sebagai metode yang digunakan, mirror berarti membuat bayangan dari model atau bisa juga dibilang menduplikat model. Lalu ceklis di bagian reverse survace yang berarti membuat bayangan tersebut menjadi seperti bagian aslinya, akan tetapi jangan diceklis pada bagian delete original surface dikarenakan akan menghilangkan model asli dari wing LSU-05. Dan pilih bagian yang akan di-mirror pada kolom surface list, pada bagian surface list biasanya dilakukan dengan mem-block bagian yang ingin dimirror pada model setelah bagian telah dipilih kemudian klik apply.

IV-19

Gambar 4.6 Model wing LSU-05 4.3.2

Meshing Setelah mendapatkan model dari wing LSU-05 tahapan selanjutnya ialah melakukan

meshing. Tahapan meshing adalah proses dimana sebuah benda atau ruangan yang akan dianalisis dibagi-bagi menjadi bagian kecil yang digunakan untuk mempermudah proses perhitungan analisis dalam software. Dan dalam satu meshing dihubungkan oleh beberapa nodes (tergantung jenis meshingnya) sebagai batas struktur/objek. Namun untuk mempermudah proses meshing dan proses optimasi maka model wing LSU-05 dibagi dalam beberapa grup sesuai komponen utama yang berada pada wing. Akhirnya wing dibagi menjadi 3 grup yaitu ribs, spar, dan skin. Untuk membuat grup pada setiap part dapat dilakukan pada tabs grup lalu pilih create kemudian pisahkan bagian-bagian yang dibuat grup. Proses pemisahan ini dapat dilakukan pada posted entities yang ada di tabs geometry dengan cara eraser untuk menghilangkannya dan plot memunculkannya kembali sehingga model dapat dipisahkan sehingga menjadi sebuah part-part grup.

IV-20

Gambar 4.7 Hasil grup ribs LSU-05

Gambar 4.8 Hasil grup skin LSU-05

Gambar 4.9 Hasil grup spar LSU-05

IV-21 Selanjutnya dilakukan proses meshing, berikut proses meshing pada wing LSU-05.

Gambar 4.10 Proses meshing 1. Pilih create pada action-nya. Creat artinya membuat meshing baru. 2. Pilih mesh pada object-nya. Mesh artinya membuat meshing secara otomatis tanpa membuat seed mesh terlebih dahulu. 3. Pilih surface pada type-nya, maksudnya adalah pembuatan meshing dilakukan pada surface atau permukaan model. 4. Pada proses pemilihan bentuk element/elemen shape ada dua jenis meshing yang digunakan yaitu quard dan triad. Quad merupakan meshing yang berbentuk persegi sedangkan triad merupakan meshing yang berbentuk segitiga.

IV-22 5. Selanjutnya pada pemilihan mesher (metode meshing) menggunakan isomesh, namun ada beberapa bagian dalam part spar menggunakan mesher paver. 6. Pilih topology quad4. Quad4 merupakan mesh yang berbentuk pesegi empat. 7. Pilih bagian yang akan dimesh pada surface list, lalu apply.

Triad

Gambar 4.11 Meshing triad Meshing triad digunakan kerena ada beberapa bagian di wing khususnya berada pada ribs yang memiliki point atau ujung pada permodelannya oleh karena itu untuk digunakan meshing berbentuk triad untuk mengatasi bentuk point pada ribs. Selain dari bentuk point pada wing ribs yang menggunakan triad meshing semua bagian wing menggunakan meshing berbentuk quad. Akan tetapi bentuk triad hanya di pakai dibagian ujung pada rib saja.

IV-23

Gambar 4.12 Meshing paver di center spar Mesher paver digunakan karena pada bagian spar tersebut ada bagian lubang sehingga apabila menggunakan mesher isomesh maka mesh yang dihasilkan menjadi tidak seragam.

Gambar 4.13 Ekivalensi pada wing LSU-05 Setelah melakukan mesh perlu dilakukan ekivalensi, hal ini bertujuan untuk mencegah terjadinya penumpukan nodal yang dapat menyebabkan error pada saat analisis. Hasil ekivalensi dapat dilihat pada gambar 4.13.

IV-24 4.3.3

Pemberian beban dan kondisi batas Peroses atau langkah selanjutnya adalah proses pemberian beban. Beban yang

dimasukan adalah element lift yang didapat dari perhitungan metode schrenk. Dan pada penginputan data ini wing dibagi menjadi beberapa bagian sesuai dengan section atau letak dari ribs untuk penempatan dari total load element lift. Gambar 4.14 menunjukan beban yang diterima setiap section pada wing.

Gambar 4.14 Simulasi beban lift pada wing Pada pemberian beban jenis beban yang digunakan menggunakan total load sebab total load memberikan beban pada permukaan dan pemfokusan beban dengan metode total load itu di area yang diinginkan sehingga metode yang cocok untuk memberikan beban pada wing ialah dengan menggunakan total load. Kondisi batas yang diberikan pada wing adalah fix yaitu dengan menyambungkan wing pada fuselage menggunakan pin pada bagian center spar sehingga posisi wing dapat rigid (tetap). Tumpuan fix ini didasarkan pada asumsi bahwa bagian center spar dianggap tidak mengalami deformasi saat struktur diberi pembebanan.

IV-25

A

A

Gambar 4.15 Simulasi kodisi batas pada center spar. Untuk kondisi batas metode pembebanannya displacemen yang berarti sebagai tumpuan serta tipe peletakan tumpuan pada model ini terletak pada setiap nodal yang ada di sekitar lubang. Dan kondisi batas yang dipakai ialah tahan terhadap beban translasional dan beban rotasional yang berada pada sumbu x, y, dan z itu dapat terlihat pada kode yang muncul pada hasil pemberian beban dan kode tersebut adalah 123456. 4.3.4

Memuat material dan properties Proses selanjutnya yaitu memasukan data tentang material yang digunakan.

Material yang digunakan pada wing LSU-05 adalah composite E-glass. Pada proses memasukan data material dikarenakan material yang digunakan jenis composite maka ketika dalam proses memasukan data dibarengi dengan memasukan data ketebalan (lapisan laminet composite) pada setiap bagian-bagian yang diberi input-an materialnya. Namun pada proses memasukan material terlebih dahulu membuat data untuk jenis materialnya kemudian dimasukan data tentang materialnya.

IV-26

Gambar 4.16 Proses memasukan data sifat material E-glass. Gambar 4.16 merupakan cara memasukan data sifat material dari E-glass dimana data-data tersebut dimasukan untuk mengubah material dari wing menjadi composite Eglass yang merupakan material yang sebenarnya dipakai pada pesawat LSU-05. Kemudian dilanjutkan dengan memasukan kembali data failure properties material E-glass. Yang mana data failure properties material merupakan data/nilai maksimal beban yang dapat diterima oleh material E-glass. Karena pada dasarnya semua material mempunyai suatu batasan ketahanan seperti halnya E-glass.

IV-27

Gambar 4.17 Ketebalan pada spar.

Gambar 4.18 Ketebalan pada skin.

Gambar 4.19 Ketebalan pada ribs.

IV-28 Setelah data sifat material sudah dimasukan langkah selanjutnya masukan material E-glass ke semua bagian wing. Akan tetapi harus juga memberikan data ketebalan pada setiap bagian wing. Namun tidak semua bagian wing memiliki ketebalan yang sama. Setiap bagian memiliki ketebalan yang berbeda-beda untuk keperluan tertentu.

Gambar 4.20 Jumlah lapisan E-glass pada spar depan.

IV-29 Dikarenakan spar mempunyai ketebalan yang berbeda maka memiliki jumlah lapisan yang berbeda. Gambar diatas menunjukan lapisan pada spar yang mempunya ketebalan 1 mm, 2 mm, dan 6 mm. Gambar diatas merupakan bagian ketebalan spar dari wing tip ke daerah wing root.

Gambar 4.21 Jumlah lapisan E-glass pada spar belakang.

IV-30 Sama seperti gambar sebelumnya gambar diatas menjukukan ketebalan spar belakang dimulai dari ujung (tip) ke bagian tengah (center) atau dari bagian tip ke bagian root. Dimulai dengan ketebalan 1 mm, 2 mm, dan 4 mm.

Gambar 4.22 Jumlah lapisan E-glass pada skin Pada bagian skin hanya mempunyai satu lapisan saja dikarenakan bagian skin mempunyai ketebalan 0.25 mm. Dan bagian skin hanyalah bagian penutup wing serta menjadikan bentuk wing aerodinamis.

Gambar 4.23 Jumlah lapisan E-glass pada ribs. Dan yang terakhir adalah lapisan dari ribs. Ribs mempunyai ketebalan 5 mm sehingga mempunya lapisan yang lumayan banyak karena ribs merupakan bagian yang membentuk bentuk aerodinamis pada sayap serta mempunya tegangan yang lumayan banyak maka ribs dibuat lebih tebal. Setelah memasukan ketebalan pada material kemudian

IV-31 langkah selanjutnya adalah proses memasukan data-data dari properties material E-glass yang datanya dapat dilihat pada table 3.3. Setelah memasukan jenis material yang digunakan selanjutnya membuat jenis elemen properties yang digunakan yaitu pada tabs properties. Agar input elemen merata pada bagian spar maka bagian spar dibuat lagi menjadi part-part yang lebih kecil sehingga dalam proses memasukan properties element-nya tidak terjadi kesalahan.

Gambar 4.24 Simulasi memasukan properties element pada center spar. Dikarenakan jenis geometrinya merupakan surface dan surface merupakan bagian dari jenis 2D maka tipe element properties yang digunakan menggunakan shell. Tipe shell digunakan karena sanggup menahan beban tarik (tensile), tekan (compress), tekuk (bending), dan geser (shear). Dan options-nya pilih thin karena bentuk modelnya yang tipis, selanjutnya pilih laminate karena material yang digunakan jenisnya composite dan mempunya beberapa lapisan. Lalu pada input propertiesnya pilih materialnya composite dengan ketebalan yang telah ditentukan sebelumnya.

IV-32 4.3.5

Simulasi Analisis Proses terakhir sebelum melihat hasil dari analisis adalah dengan menentukan solusi

yang dipakai dalam proses analisi serta menentukan kasus yang ingin ditunjukan sehingga dapat dibuat pemecahan masalahnya.

Gambar 4.25 Simulasi analisis pada tab analysis. Langkah pertama dalam proses analisis adalah pilih analisis pada bagian action lalu pilih setion grup pada objectnya kemudian pilih full run pada metodenya. Pada proses merupakan proses running program dari model wing LSU-05 dengan kondisi yang telah di tentukan sebelumnya. Selanjutnya pilih solution type yang digunakan.

IV-33

Gambar 4.26 Pemilihan solution type. Solution type adalah tipe solusi yang digunakan sebagai penentuan kondisi/keadaan struktur terhadap beban yang akan dianalisis. Dan solution type yang digunakan adalah linear static. Linear static digunakan untuk mengetahui perubahan struktur yang telah diberi bebab dalam keadaan static dan solution linear static merupakan solution sequence 101 (solusi ke-101). Selanjutnya ialah memilih subcases dengan membuat subcases baru kemudian memilih output request.

IV-34

Gambar 4.27 Pemilihan subcases pada proses analisis Pada pemilihan output requests memilih tipe yang advance kemudian memilih result type yang elemen stress, result type nantinya akan menampilkan hasil yang dipilih pada kasus ini kita memilih element stress yang ingin ditampilkan pada hasil analisisnya. Lalu pilih output requests yang stress dimaksudkan untuk menampilkan tegangan yang terjadi pada setiap elemen sehingga dapat diketahui bagian mana yang menerima beban paling banyak sehingga dapat dilakukan pemecahan masalah. Langkah berikutnya pembacaan hasil running program dengan memilih acsess result pada tab analisis kemudian pilih jenis file lalu pilih file yang ini di lihat hasil running-nya.

IV-35

Gambar 4.28 Simulasi pembacaan hasil running program Proses ini bertujuan untuk menampilkan hasil dari proses simulasi yang kita buat sehingga hasil tersebut dapat dilihat pada proses result. Jenis file yang di gunakan adalah OP2 (Output2) file ini digunakan ketika material yang dipakai pada model berjenis komposit.

BAB V ANALISIS

5.1

Pendahuluan Setelah melakukan pengolahan data dari Bab sebelumnya, maka pada Bab 5 ini

akan membahas tentang analisis optimasi berat wing pesawat LSU-05. Dan analisis ini menggunakan optimasi simulasi yang dilakukan menggunakan software dan jenis optimasi yang digunakan merupakan optimasi topology. Karena optimasi jenis topology tidak lah menambahkan bentuk dari komponen itu sendiri dan tidak pula merubah bentuk pada komponen, optimasi topology hanya lah membuang atau menghapus bagian dari komponen yang tidak terlalu penting serta bagian yang hanya sedikit mengalami stress. Dan pada bagian yang dihilangkan akan digunakan untuk keperluan tertentu ataupun untuk menurunkan beban berat dari peasawat itu sendiri sehingga dengan berkurangnya berat dari pesawat itu akan memungkinkan utuk meningkatkan performance serta dapat menambah equipment tertentu untuk dipasang pada pesawat UAV-05 tersebut. 5.2

Hasil anaisis software Setelah melakukan pemodelan, proses selanjutnya ialah menganalisis semua data-

data yang telah dimasukan sehingga akan menghasilkan input file yang akan dianalisis dengan program MSC.NASTRAN dan akan divisualisasikan kembali berupa gambar pada MSC.PATRAN, sehingga selain dapat mengetahui besarnya tegangan maksimum yang terjadi pada saat struktur menerima beban kritis, juga dapat diketahui lokasinya sehingga kita dapat melakukan proses optimasi.

V-1

V-2

Gambar 5.1 Hasil analisis stress tensor pada wing.

Gambar 5.2 Hasil analisis stress tensor pada skin.

V-3

Gambar 5.3 Hasil analisis stress tensor pada spar.

Gambar 5.4 Hasil analisis stress tensor pada ribs. 5.3

Optimasi Wing LSU-05 Pada proses atau tahapan ini membahas tentang optimasi yang dilakukan pada wing.

Setelah melihat hasil dari analisi lokasi stress pada gambar sebelumnya maka dapat disimpulkan untuk melakukan proses optimasi topology pada bagian ribs. Bagian ribs dipilih dikarenakan pada bagian ini memiliki ketebalan yang masih memungkinkan untuk dioptimasi dan juga memilik beban tegangan yang kecil serta tidak menyeluruh pada bagian-bagian ribnya.

V-4

Gambar 5.5 Bentuk ribs sebelum optimasi. Maka tahapan selanjutnya ialah membuang bagian-bagian ribs yang tidak menerima tegangan. Karena bagian yang tidak menerima beban tegangan tidak terlalu berpengaruh untuk kekuatan struktur wing. Pada gambar 5.4 dapat dilihat bahwa bagian-bagian ribs yang tidak terlalu menerima tegangan ditandai dengan warna biru tua. Dan pada bagian warna itu lah ribs akan dilakukan optimsi (dibuang sebagian). Akan tetapi ribs yang berada pada tip dan root tidak akan dilakukan optimasi karena dapat merusak bentuk aerodinamis dari wing tersebut. Proses membuang bagian dari ribs dilakukan secara manual dengan melihat hasil analisis yang ditampilkan. Akan tetapi, proses membuang bagian tersebut tidak semua dilakukan pada bagian ribs, sebab ada beberapa bagian yang dihilangkan akan menglami peningkatan tegangan yang signifikan dan juga ada yang meupakan bagian terluar dari wing sehingga apabila dihilangkan akan merusak bentuk dari wing itu sendiri. Dan juga proses pembuangn bagian ribs juga berbeda-beda luasan areanya tergantung dari tegangn yang dihasilkannya apakah menikat drastis atau tidak.

V-5

Gambar 5.6 Potongn bagian dari ribs. Pada proses menghilangkan bagian ribs dilakukan pada tujuh ribs dan memiliki luasan yang berbeda-beda berikut merupakan bagian yang dihilangkan: Tabel 5.1 Area potongan ribs. Bagian

Panjang Belakang

Lebar Belakang

Panjang depan

Lebar Depan

Rib no. 2

170 mm

45 mm

59 mm

43 mm

Rib no. 3

195 mm

50 mm

67 mm

48 mm

Rib no.4

215 mm

55 mm

74 mm

59 mm

Rib no.5

245 mm

30 mm

80 mm

30 mm

Rib no.6

245 mm

65 mm

86 mm

62 mm

Rib no.7

250 mm

65 mm

86 mm

63 mm

Rib no.8

250 mm

30 mm

83 mm

30 mm

V-6

Gambar 5.7 Bentuk ribs setelah optimasi. Gambar 5.7 menunjukan bentuk ribs setelah dilakukan optimasi. Kemudian langkah atau proses selanjutnya adalah menganalisah tegangan yang diterima oleh wing LSU-05 dan bagian-bagian lainnya setelah bagian pada rib dioptimasikan.

Gambar 5.8 Hasil analisis optimasi stess tensor pada wing setelah optimasi

V-7

Gambar 5.9 Hasil analisis optimasi stress tensor pada skin setelah optimasi.

Gambar 5.10 Hasil analisis optimasi stress tensor pada spar setelah optimasi.

V-8

Gambar 5.11 Hasil analisis optimasi stress tensor pada ribs setelah optimasi 5.4

Perhitungan Factor of Safety Setelah hasil beban sudah diketahui selanjutnya melakukan perhitungan factor of

safety untuk mengetahui kekuatan struktur untuk menahan beban maksimalnya. Berikut ini merupakan hasil perhitungan factor of safety pada setiap part: Factor of safety (FS) =

dimana:



𝜎𝑢𝑙𝑡 𝜎𝑚𝑎𝑥

(2.14)

σult

= 322.577 MPa

σmax (rib)

= 48.6 MPa

σmax (spar)

= 75.7 MPa

σ max (skin)

= 78.6 MPa

σmax (rib) optimasi

= 49.8 MPa

σmax (spar) optimasi

= 72.8 MPa

σmax (skin) optimasi

= 78.1 MPa

Factor of safety (FS) rib = σult σmax

= 322.577 48.6

= 6.637

V-9

5.5



Factor of safety (FS) spar = σult σmax

= 322.577 75.7

= 4.261



Factor of safety (FS) skin = σult σ max

= 322.577 78.6

= 4.104



Factor of safety (FS) rib optimasi = σult σmax

= 322.577 49.8

= 6.477



Factor of safety (FS) spar optimasi = σult σmax

= 322.577 72.8

= 4.431



Factor of safety (FS) skin optimasi = σult σmax

= 322.577 78.1

= 4.13

Perbandingan Hasil Optimasi Langkah selanjutnya ialah membandingkan semua hasil data yang didapat. Karena

hasil sebelum dan sesudah optimasi memiliki perbedaan yang signifikan. Akan tetapi tujuan dari optimasi ini ialah untuk mengurangi beban pesawat maka hasil beban yang didapat dari proses sebelum dan sesudah optimasi adalah :

Gambar 5.12 Hasil berat wing LSU-05.

V-10

Gambar 5.13 Hasil berat wing LSU-05 setelah optimasi. Pada berat wing terjadi perbedaan berat karena wing pesawat yang telah dilakukan optimasi telah mengalami penurunan berat. Adapun perbandingan hasil perbandingan dari semua bagian wing yang diperlihatkan pada table 5.2 Tabel 5.2 Hasil perbandingan Perbandingan

Sebelum Optimasi

Setelah Optimasi

Satuan

Berat

13.56

11.90

Kg

Beban maksimal pada wing

78.6

78.1

MPa

Beban maksimal pada skin

78.6

78.1

MPa

Beban maksimal pada spar

75.7

72.8

MPa

Beban maksimal pada rib

48.6

49.8

MPa

Factor of safety rib

6.637

6.477

Factor of safety spar

4.261

4.431

Factor of safety skin

4.104

4.13

Dari dari kedua hasil perbandingan antara wing LSU-05 yang dilakukan sebelum optimasi dengan yang setelah optimasi, akan berdampak juga penurunan berat terhadap pesawat itu sendiri sehingga penurunan berat ini dapat digunakan untuk memaksimalkan kebutuhan misi dari pesawat LSU-05 ini. Dan factor of safety masih dinyatakan aman dikarenakan perubahan yang tidak terlalu signifikan.

BAB VI KESIMPULAN DAN SARAN

6.1

Kesimpulan Dari hasil pengumpulan dan pengolahan data serta proses analisis dan proses

perbandingan maka penulis dapat mengambil kesimpulan mendasar tentang yang didapat dari hasil pengolahan data. Adapun beberapa kesimpulan yang dapat diambil adalah sebagai berikut : 1. Proses optimasi yang dilakukan adalah optimasi topology. 2. Proses optimasi hanya dilakukan pada bagian ribs pesawat dikarenakan ribs memiliki beban tegangan yang lebih kecil dibanding bagian-bagian wing lainnya. Sedangkan spar merupakan bagian utama yang menopang bagian dari srtuktur pesawat itu sendiri sehingga lebih banyak menghasilkan beban tegangannya. Dan skin tidak dilakukan optimasi dikarenakan skin merupakan bagian terluar dari struktur wing pesawat dan skin hanya mempunyai ketebalan 0.25 mm. 3. Hasil berat wing sebelum optimasi adalah 13.56 kg dan Hasil berat wing setelah optimasi adalah 11.9 kg. 4. Penurunan berat yang terjadi ialah 1.66 kg dalam perhitungan software. 5. Distribusi beban yang dihasilkan ketika optimasi masih memenuhi syarat dikarenakan stressnya tidak meningkat secara drastis ketika sudah dioptimasi. 6. Factor of safety dari part optimasi masih memenuhi syarat dikarenakan tidak mengalami perubahan yang signifikan. 7. Pada rib, factor of safetynya menurun dikarenakan beban setelah optimasi berfokus pada rib. VI-1

VI-2 8. Akan tetapi penelitian optimasi ini harus dilakukan pengujian buckling agar dapat diketahui hasil yang sebenarnya bukan hanya dari perhitungan atau analisis software. 6.2

Saran Dari hasil analisah optimasi berat wing pesawat LSU-05 dan penulisan karya ilmiah

ini, penulis dapat mengambil beberapa saran. Adapun saran yang dapat diambil adalah sebagai berikut: 1. Untuk dapat menurunkan berat yang lebih banyak lagi maka penelitian dilanjutkan ke bagian-bagian lain yang terdapat pada pesawat LSU-05. 2. Apabila pada saat analisa hasil error maka dapat dilihat factor error pada software dengan cara klik analysis lalu actionnya pada monitor dan objectnya pada job kemudian klik view f06 file disana akan diketahui letak kesalahan analisa software. 3. Bagi yang ingin melanjutkan penelitian disarankan melakukan pengujian buckling.

DAFTAR PUSTAKA

Ramutadi, Ardanto M, (2013), Perancangan Pesawat Tanpa Awak LSU-05 Laporan Kemajuan Kegiatan Program Kepusatan LAPAN. Bintoro, Atik., Gunawan S. Prabowo, dkk. (2013) Penelitian dan Kajian Teknologi Pesawat Terbang. Jakarta: Indonesia Book Project. Schuhmacher G. et al, Multidisciplinary Design Optimization Of A Regional Aircraft Wing Box, American Institute of Aeronautics and Astronautics. Altair Engineering, Inc. (2011), Application of Topology, Sizing and Shape Optimization Methods to Optimal Design of Aircraft Components Allinger. et al, (1996), A New Approach for Sizing,Shape and Topology Optimization,

SAE International Congress and Exposition, Detroit, Michigan USA. Suada M.G, Syamsudin H, Pranoto F.S, (2010), PERHITUNGAN BEBAN PADA SAYAP PESAWAT TERBANG LATIH APS 1 UNTUK KEPERLUAN PERANCANGAN STRUKTUR, Seminar Nasional Tahunan Teknik Mesin (SNTTM) ke-9, Palembang. PFA ENGINEERING, Schrenk Approximation, Draft Report. Doko S.R, (2014), Analisis dan Perancangan Struktur Ringan, Institut Teknologi Bandung. Morlier J, (2011), Wing Creation using PCL / PATRAN. MSC Software Corporation, (2012), OPTIMIZATION OF AIRCRAFT WING WITH COMPOSITE MATERIAL, Composites Technology Day. MSC Software Corporation, (2012), MSC Software Composites, Composites Technology Day. MSC Software Corporation, (2012), WORKSHOP 4 Minimizing the Weight of a Composite Wing, Composites Technology Day. Niemann H, (2008), A simple Topology Optimization Example with MD R2 Patran, Institute of Aircraft Design and Lightweight Structures (IFL), Braunschweig.

DAFTAR RIWAYAT HIDUP

Nama

: Andi Chaerudin

Tempat / Tanggal Lahir

: Jakarta, 05 Juni 1992

Agama

: Islam

Status

: Belum Menikah

Status Keluarga

: Anak Kandung

Kewarganegaraan

: Indonesia

Alamat

: Mekar Asri I C2/18 Citra Raya Tangerang Banten

No. Tlp/HP

: 085716693143

Email

: [email protected]

Nama Ayah

: Idris Nurdin

Nama Ibu

: Nur Romlah

Riwayat Pendidikan

:

1. 2. 3. 4.

SDIT Al-Qo’mar Jakarta SMP Citra Islamic Village SMK Penerbangan Dirgantara Curug Universitas Nurtanio Bandung

Judul Skripsi

1998- 2004 2004- 2007 2007- 2010 2011- 2016

: Analisis Optimasi berat wing pesawat tanpa awak LSU-05 (Lapan Surveillance UAV) Bandung, April 2016 Yang Bersangkutan

Andi Chaerudin