![Analisis Dan Perncangan Struktur Pesawat I [PDF]](https://pdfs.asia/img/200x200/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i.jpg)
5 0 1 MB
LAPORAN II AE- 3141 ANALISIS DAN PERANCANGAN STRUKTUR RINGAN 1 Oleh : Kelompok 10 Tian Taufik Firdaus
(13613016)
Destya Maharani R M Ihsan Adfinda
(13613023) (13613062)
Dosen Pembimbing : Dr Djarot Widagdo
PROGRAM STUDI AERONOTIKA DAN ASTRONOTIKA
FAKULTAS TEKNIK MESIN DAN DIRGANTARA
INSTITUT TEKNOLOGI BANDUNG 2015
KONTRIBUSI DALAM KELOMPOK
1. Tian Taufik Firdaus (13613016)
- Analisis Wing dan Penjelasan Umum 2. M. Ihsan Adfinda (13613062) - Analisis Fuselage dan Penjelasan Umum 3. Destya Maharani R (13613023) - Analisis Horizontal Tail dan Penjelasan Umum
BAB 1 PENDAHULUAN 1.1. Latar Belakang Dalam pembuatan pesawat terbang terdapat beberapa hal mendasar yang harus diperhitungkan untuk memenuhi kriteria pesawat yang akan dibuat, diperlukan analisis serta perhitungan dan yang tepat. Beberapa hal pada pesawat yang memerlukan analisis dan perhitungan yang tepat antara lain dalam hal pembebanan, baik pembebanan oleh gaya aerodinamika ,gaya inersia, akibat distribusi beban,dan akibat maneuver pesawat. Hal yang lain yang perlu dan sangat penting untuk diperhatikan adalah pemilihan material, sizing dan konfigurasi untuk design struktur pesawat terbang, dimana pemilihan tersebut dapat menghasilkan struktur yang kuat namun ringan, efisien dalam menanggung beban, selain itu struktur tersebut juga harus memiliki fatigue life dan corrosion resistance yang baik. Dalam analisa dan perhitungan yang akan dilakukan, hal penting yang akan dipertimbangkan adalah kekuatan struktur, ukuran struktur dan pemilihan material yang akan menunjang kemampuan struktur menahan beban. Struktur yang nantinya akan dibuat haruslah kuat menahan beban yang nantinya akan terjadi selama penggunaan pesawat terbang. Selain kuat, struktur juga harus ringan, agar pesawat udara yang dirancang memiliki efisiensi yang tinggi, sesuai dengan DRO yang diinginkan. Pemilihan material juga harus tepat, dimana material yang dipilih harus bisa menahan beban yang akan terjadi pada struktur secara efisien. Material harus dipilih berdasarkan kemampuannya dalam menahan beban yang akan dialami struktur,seperti beban shear, torsi, maupun beban bending.
Hal yang paling mendasar dari seluruh permasalahan tersebut adalah safety. Dimana dalam dunia penerbangan, keselamatan merupakan hal utama yang harus diperhatikan. Oleh sebab itu perancangan struktur, sizing dan pemilihan material harus dirancang dan
dipilih sedemikian rupa, sehingga peluang struktur untuk gagal dapat ditekan seminimal mungkin bahkan mendekati nilai nol, dan apabila terjadi suatu kegagalan struktur harus dapat mentransfer beban yang diterima kepada bagian yang lain. Selain masalah safety, masalah mahalnya harga bahan bakar untuk pesawat terbang menuntut pesawat terbang harus bisa terbang dengan efisien. Tingkat efisiensi pesawat terbang berkaitan erat dengan massa pesawat terbang. Oleh karena itu,perancangan struktur pesawat terbang, selain harus kuat juga harus ringan, agar pesawat bisa lebih efisien. Semakin ringan massa pesawat terbang, maka bahan bakar yang akan digunakan akan semakin sedikit dan tingkat efisiensi pesawat terbang akan semakin baik. Oleh sebab itu ketika perancangan struktur pesawat terbang dan pemilihan material bisa menghasilkan pesawat dengan struktur kuat dan ringan serta efisien dan memenuhi DRO pesawat tersebut ,maka hal itu akan memberikan keuntungan tidak hanya untuk pabrik pembuat pesawat tersebut, tetapi juga maskapai yang menggunakan pesawat tersebut. 1.2. Tujuan Tujuan penulisan laporan ini adalah sebagai berikut, 1. Menyelesaikan tugas mata kuliah AE-3141 Analisis dan Perancangan Struktur Ringan I. 2. Menentukan structural layout dari struktur wing,beserta material yang akan digunakan pada tiap komponen struktur di wing. 3. Menentukan structural layout dari struktur fuselage, beserta material yang akan digunakan pada tiap komponen struktur di fuselage. 4. Menentukan structural layout dari struktur tail, beserta material yang akan digunakan pada tiap komponen struktur di tail. 5. Menentukan ketebalan komponen struktur pada wing box, tail box, dan fuselage.
1.3. Ruang Lingkup Ruang lingkup kajian yang akan dibahas adalah : 1. Menentukan structural layout dari struktur komponen yang akan digunakan pada wing, fuselage dan tail. 2. Menentukan material yang akan digunakan pada komponen struktur pada wing, fuselage, dan tail. 3. Initial sizing pada komponen struktur pesawat
BAB 2 DATA DAN DASAR TEORI 2.1. Data Pesawat Beberapa data dan konfigurasi pesawat yang berguna dalam perancangan pesawat akan ditunjukkan pada tabel-tabel: Performance/Consumption Take-off Distance (MTOW, 50ft, SL, ISA+15)
690m
Landing Distance (MTOW, 50ft, SL, ISA+15)
535m
Rate of Climb AEO Condition (SL, ISA+15)
3486ft/min
Max. Cruise Speed in 12.000 ft
320KTAS
Fuel Consumption
2179.79 lbs
Jarak Jelajah
1533 Nm Tabel 2.1.1 Data Performa Pesawat
Power Plant Engine
Rolls-Royce RR500 Tabel 2.1.2. Data Power Plant
Dimensions/Weight Fuselage Length
11.7 m
Fuselage Height
1.5 m
Wing Span
14.4 m
Wing Area
17.8 m²
Seats
5
Empty Weight
3,015 lbs
Max. Take-off Weight (MTOW)
6,501 lbs
Payload
1435 lbs
Fuel
1641 lbs Tabel 2.1.3 Dimensi dan Berat Pesawat
2.2. Komponen - komponen struktur pesawat 2.2.1
Komponen-komponen struktur pesawat pada fuselage
Gambar 2.2.1.1 Struktur Fuselage
A. Skin Skin merupakan bagian terluar pada fuselage yang strukturnya berbentuk plat datar. Fungsinya
ialah
membungkus
fuselage
untuk
melindungi
komponen-komponen
didalamnya termasuk penumpang, crew, dan payloads. Pada kondisi tertentu, seperti saat sedang terbang, upper skin menerima beban tekan, dan lower skin menerima beban tarik. Kasus lain misalnya pada saat fuselage mengalami pressurization, yaitu adanya beda
tekanan di dalam kabin dan diluar kabin, seiring dengan pertambahan ketinggian pesawat udara saat beroperasi. Dalam hal ini tekanan di luar akan lebih kecil dibandingkan dengan tekanan di dalam kabin, oleh karena itu skin akan mengalami beban tarik yang arahnya tegak lurus dengan permukaan fuselage.
B. Frame/Former Frame digunakan sebagai pemberi bentuk pada struktur fuselage. Selain itu frame juga diguanakan sebagai penahan beban tekan maupun beban tarik yang ditransfer oleh skin dan stringer akibat pressurization. Frame diletakkan pada fuselage dalam beberapa segmen, hal ini bertujuan untuk menambah kekakuan pada skin fuselage sehingga mampu menahan buckling pada skin.
C. Bulkhead Bulkhead adalah salah satu bagian dari struktur fuselage yang berbentuk seperti frame yang berfungsi sebagai sekat untuk menahan terjadingya buckling. Perbedaan antara frame dan bulkhead ialah bentuk frame seperti cincin tipis sedangkan bulkhead merupakan sekat yang lebih tebal dari frame. Biasanya Bulkhead digunakan untuk menahan beban tumpuan seperti pada bagian fuselage yang dipasang wing, tail, landing gear, dan mounting propeller. D. Stringer Stringer pada fuselage berfungsi untuk membantu skin dalam menahan beban bending dan torsi. Selain itu stringer juga membantu skin agar lebih kaku dan mampu menahan beban kompresi, terutama yang mencapai beban kritis, yaitu ketika mendapat external loads
E. Longeron Longeron merupakan salah satu struktur mirip stringer yang terdapat pada fuselage yang berfungsi sebagai stiffener skin dan membantu skin untuk menahan beban akibat bending momen. F. Mounting Propeller Pemasangan propeller yang berada didepan engine bertujuan untuk menghasilkan gaya dorong yang membantu pergerakan pesawat di udara. Propeller merupakan airfoil yang berputar yang menghasilkan trust dari gaya aerodinamik. Tekanan rendah dihasilkan dipermukaan belakang propeller dan tekanan tinggi dihasilkan didepan permukaan propeller, konsep pembentukan lift pada propeller mirip seperti pada airfoil di wing. Perbedaan tekanan ini mendorong udara untuk melewati propeller yang menghasilkan gaya dorong pada pesawat. 2.2.2. Komponen-komponen struktur pesawat pada sayap dan tail.
Gambar 2.2.2.1 Struktur Tail atau Wing
Struktur layout pada tail dan sayap, memiliki empat komponen utama yaitu spar, ribs, stringer, dan skin. Fungsi struktur layout pada tail sama halnya dengan struktur layout pada sayap yang membedakan ialah geometri, besar beban yang diterima, dan pada tail spar juga berfungsi untuk mentransfer beban ke fuselage.
A. Ribs Fungsi utama ribs adalah untuk mempertahankan bentuk aerodinamika dari airfoil. Hal ini sangat penting dalam pesawat terbang,karena untuk bisa mencapai prestasi terbang yang diinginkan, karakteristik aerodinamika pada sayap harus bisa dipertahankan sesuai dengan yang sudah di rancang pada DRO. Ribs juga berfungsi untuk mendistribusikan beban terpusat ke struktur. Selain itu ribs juga digunakan untuk menahan beban akibat buckling yang terjadi pada sayap pesawat terbang. Ribs juga berfungsi untuk menahan beban crushing yang diakibatkan adanya gaya tegangan tarik dan tekan pada bagian skin bawah dan atas sayap. Pendistribusian beban oleh ribs ini sangat penting dilakukan di struktur wing agar tegangan yang terjadi pada struktur tidak mudah mendekati batas yield stress, sehingga materialnya tetap berada dalam zona elastisitas. Ribs dipasang secara diskrit agar mengoptimalkan strength-to-weight ratio dari suatu komponen. Selain itu ruang antar ribs pada sayap juga digunakan sebagai tempat penyimpanan bahan bakar pada pesawat terbang.
B. Spar
Gambar 2.2.2.2 Struktur Spar
Fungsi utama spar adalah membentuk batang rentangan sayap utama yang akan digunakan untuk menahan beban akibat gaya lintang dan gaya torsi. Gaya lintang pada suatu elemen paling besar terjadi di bagian tengah sehingga spar sangat cocok untuk menerima beban gaya lintang ini. Pada sayap,bentuk spar mirip seperti beam, yang akan digunakan untuk penguat sayap dan sebagai media untuk mentransfer beban akibat gaya lintang dan torsi agar material pada struktur sayap tidak mengalami deformasi plastis yang akan mengubah karakteristik sayap. Spar juga berfungsi untuk menahan beban terpusat dari control surface bersama dengan ribs dan skin pada saat terbang. Namun saat berada di ground spar berfungsi untuk menahan seluruh beban dan berat sayap.
C. Stringer
Gambar 2.2.2.3 Struktur Stringer-Skin
Fungsi utama stringer adalah untuk menambah kekakuan dan meningkatkan kekuatan skin panel buckling. Skin panel buckling sangat rentan terjadi dan ini sangat berbahaya dan merugikan karena akan mengganggu performa sayap dan mengganggu distribusi gaya angkat terjadi pada sayap,dan akan mengakibatkan efisiensi sayap untuk menghasilkan gaya angkat berkurang. Stringer juga membantu skin dalam menahan beban bending.
D. Skin Fungsi skin diantaranya adalah membentuk permukaan aerodinamik,meneruskan gaya gaya aerodinamik ke ribs dan stringer, menahan beban torsi bersama dengan spar webs, dan menahan beban bending pada arah axial bersama dengan stringer .
2.2.3. Material Struktur A. Alumunium 2024-T4 Al 2024-T4 :merupakan material aluminium yang dicampur dengan tembaga dan magnesium.Material ini memiliki fatigue resistance yang sangat baik,terutama jika bentuknya tebal. Selain itu, material ini bagus dalam menahan gaya tarik karena memiliki fracture toughness yang tinggi Berikut ini adalah tabel yang menyatakan tabel Mechanical Properties Alumunium 2024T4: Mechanical Properties
Metric
Ultimate Tensile Strength
469 MPa
Tensile Yield Strength
324 MPa
Poisson’s Ratio
0.33 MPa
Modulus of Elasticity
73.1 GPa
Fatigue Strength
138 MPa
Fracture Toughness
37 MPa-m1/2
Machinability
70%
Shear Modulus
28 GPa
Shear Strength
283 MPa
Maksimum Strain
20%
Tabel 2.2.3.1 Mechanical Properties Al2024-T4
B. Alumunium 7075-T6 Al 7075-T6 merupakan material aluminium yang dicampur dengan zinc, magnesium serta tembaga. Material ini sangat baik dalam stress corrosion cracking dalam bentuk lembaran. Material ini memiliki kekuatan material yang tinggi dan biasanya digunakan pada bagian yang menerima tegangan paling tinggi.
Berikut ini adalah tabel yang menyatakan Mechanical Properties Alumunium 7075-T6: Mechanical Properties
Metric
Ultimate Tensile Strength
572 MPa
Tensile Yield Strength
503 MPa
Poisson’s Ratio
0.33
Modulus of Elasticity
71.7 GPa
Fatigue Strength
159 MPa
Fracture Toughness
29 MPa-m1/2
Machinability
70%
Shear Modulus
26.9 GPa
Shear Strength
331 MPa
Tabel 2.2.3.2 Mechanical Properties Al7075-T6
BAB 3 STRUCTURAL LAYOUT 3.1. Struktur Wing Wing merupakan sayap pesawat dengan bentuk cross section yang biasa disebut airfoil. Wing berfungsi untuk membangkitkan gaya angkat yang cukup besar untuk dapat mengangkat seluruh beban pesawat di dalam atmosfer. Airfoil yang diterapkan pada wing dibentuk dan diatur sedemikian rupa untuk mendapatkan lift yang sesuai dengan kebutuhan pesawat, contohnya seperti pesawat aerobatics, pesawat komersial dan pesawat militer memiliki kebutuhan lift yang berbeda. Pada umumnya, wing juga berfungsi sebagai tempat untuk meletakkan engine di kedua sisi pesawat.
3.1.1. Desain Layout Spar Berdasarkan fungsi spar dalam menahan beban shear serta torsi (bersama skin dan ribs), akan dirancang lay out yang memiliki 2 spar. Hal ini didasarkan pada pertimbangan bahwa spar merupakan komponen yang panjang terdistribusi sepanjang span, sehingga jumlah spar hanya bergantung pada beban sepanjang chord. Beban shear diasumsikan berada pada 40% chord dan beban momen pada chord akan ditahan oleh gaya pada spar. Dengan mengatur jarak spar, gaya pada pada spar dapat diatur
tidak terlalu besar tetapi cukup menahan momen. Untuk itu, 2 spar dirasa cukup menahan beban momen chord serta shear force serta cukup ringan untuk struktur wing. Spar perlu diletakkan sebelum dan sesudah 40% chord. Harga momen maksimum yaitu 225.416 Nm. Untuk itu spar dirancang pada jarak 15% dan 75% chord dengan pertimbangan bahwa sebelum jarak 15% chord akan diletakkan sistem. 3.1.2. Desain Layout Ribs Berdasarkan harga shear force dan moment bending sepanjang wingspan, dirancang ribs sebanyak 11 buah dengan jarak antar ribs berkisar sepanjang 23,62in. Peletakan ribs didasarkan pada pertimbangan bahwa kemungkinan buckling akan dicegah dengan mengatur jarak ribs. Selanjutnya dilakukan penambahan bulkhead untuk dapat menahan beban terpusat yang disebabkan oleh engine sebanya 2 buah. Pertimbangan dalam menentukan jumlah ribs yang akan digunakan pada struktur sayap didasarkan pada panjang span sayap,jarak antara ribs ( ribs spacing ) dan arah posisi ribs pada struktur.Dalam pemilihan jarak antara ribs,untuk berat struktur yang sama akan lebih menguntungkan jarak yang lebih besar.Jarak antara ribs akan bertambah seiring dengan semakin dalamnya wingbox. Untuk posisi dan arah ribs terdapat 2 pilihan yaitu sejajar dengan arah terbang atau tegak lurus dengan spar. Ribs yang dibuat sejajar dengan arah terbang akan memastikan bahwa bentuk aerodinamika yang dihasilkan akan halus. Oleh pertimbangan tersebut,maka kami memilih ribs dengan arah sejajar dengan arah terbang. Wing kemudian akan disassembly dengan fuselage menggunakan mekanisme joint
3.1.3. Desain Layout Skin Skin dirancang dengan tebal berkisar 0.8-1.4 mm disesuaikan dengan jenis material yang digunakan
3.1.4. Desain Layout Stringer
Stringer dirancang berbentuk Z-stringer dengan pertimbangan bahwa stringer disassembly dengan skin pada 2 titik sehingga skin-stringer panel akan lebih kuat.
3.1.5. Pemilihan Material dari Kandidat Material yang Cocok A. Material Skin Lower skin wing dirancang menggunakan material Al2024-T4 dengan pertimbangan bahwa Al2024-T4 memiliki kekuatan statis yang tinggi, kekuatan fatigue yang tinggi, fracture toughness yang sangat baik dan laju pertumbuhan crack yang lambat (good fatigue life), serta mampu menahan beban tarik dengan baik. Upper skin wing dirancang menggunakan material Al7075-T6 dengan pertimbangan bahwa Al7075-T6 memiliki kekuatan statis yang tinggi (lebih tinggi dari Al2024), memiliki harga fracture toughness yang rendah, kekuatan fatigue yang tinggi, serta mampu menahan beban tekan dengan baik sehingga dapat mencegah terjadinya buckling pada upper skin.
B. Material Ribs Ribs dirancang menggunakan material Al2014-T6 dengan pertimbangan bahwa Al2014-T6 memiliki kekuatan statis yang tinggi, kekuatan fatigue yang tinggi, memiliki harga fracture toughness yang tinggi, serta mudah diproduksi serta mampu menahan beban tarik dengan baik. C. Material Spar Spar dirancang menggunakan material Al2124 dengan pertimbangan bahwa Al2124 memiliki kekuatan statis yang tinggi, memiliki kekuatan fatigue yang tinggi, memiliki harga fracture toughness yang tinggi, memiliki modulus elastisitas besar sehingga mampu menahan beban tarik dengan baik (beban shear). D. Material Stringer Stringer dirancang menggunakan material Al6061-T6 dengan pertimbangan bahwa Al6061-T6 memiliki kekuatan statis yang tinggi, memiliki kekuatan fatigue yang tinggi, memiliki harga fracture toughness yang tinggi, bersifat tidak mudah terjadi crack, serta mudah dilas dan mudah dimanufaktur (secara machine).
3.2. Struktur Horizontal Tail Horizontal tail mempunyai fungsi sebagai stabilizer, yaitu menyeimbangkan gayagaya aerodinamik dan gaya dalam yang terjadi pada wing. Horizontal tail yang memiliki airfoil sepanjang spanwise juga menghasilkan gaya angkat seperli layaknya wing, namun gaya angkat pada horizontal tail berarah negatif atau ke bawah, untuk menyeimbangkan lift pada wing. Struktur pada horizontal tail harus sebisa mungkin menahan berbagai macam jenis pembebanan yang terjadi, baik dari gaya aerodinamik ataupun gaya dari beban struktur, sehingga perlu dilakukan pemilihan material yang sesuai, dengan bentuk dan desain yang sesuai agar tidak memungkinkan terjadinya berbagai failure. Design layout struktur yang dipilih untuk menahan beban pada tail. Struktur utama pada tail terdiri atas ribs,spar,stringer,dan skin. Komponen-komponen tersebut penting dalam menahan beban yang bekerja pada tail. Contohnya, torsi, ditahan oleh skin dan stringer, dan shear ditahan oleh sparweb.
3.2.1. Desain Layout Spar Berdasarkan referensi dari buku Roskam part III halaman 277, untuk jarak spar pada tail, front spar umumnya terdapat pada 15-25% chord dan rear spar umumnya terdapat pada 70-75% chord. Pada Horizontal Tail dibuat dua buah spar pada jarak 15% dan 70% chord agar dapat menahan beban shear secara maksimal
3.2.2. Desain Layout Ribs Berdasarkan referensi dari buku Roskam part III halaman 277, untuk jarak antar ribs pada bagian tail umumnya adalah 24 inch untuk pesawat transport. Berdasarkan hasil penghitungan dan perbandingan dengan pesawat referensi, diperoleh bahwa jarak spacing antar ribs sebesar 23.62 inch, sehingga sepanjang span horizontal tail memungkinkan untuk dipasang ribs sejumlah 11 buah.
Berikut ini adalah desain layout ribs pada horizontal tail :
Gambar 3.2.2.1 Desain Layout Ribs
3.2.3.
Desain layout skin
Fungsi skin pada tail untuk menahan bending pada arah normal/axial dan menahan torsi bersama spar.
3.2.4. Desain layout stringer Stringer yang akan di gunakan adalah Fomed Zed Stringer yang disambungkan dengan skin dengan menggunakan proses machining. Stringer pada Tailbox dengan stringer atas sebanyak 3 buah dan bawah sebanyak 3 buah.
3.2.5. Pemilihan Material dari Kandidat Material yang Cocok A. Material spar Spar berfungsi menahan beban geser, sehingga dibutuhkan material yang ringan dan kuat. Berdasarkan pertimbangan tersebut, kami menggunakan material Al 2024. B. Material ribs Material yang digunakan pada ribs adalah material yang mampu menahan beban terkonsentrasi yang besar, dan beban tarik. Material yang dipilih adalah Al 7075.
C. Material skin Karena lift berharga negatif pada tail, upper skin akan mengalami pembebanan tarik lebih besar sehingga material yang digunakan adalah Al7075 .Sedangkan pada lower skin menerima pembebanan tekan lebih besar sehingga material yang digunakan Al 2024.
D. Material stringer Stringer bersama dengan skin berfungsi menahan beban bending, sehingga mengalami tarik dan tekan. Material yang dipilih adalah Al 7075.
3.3. Struktur Fuselage Layout dari struktur dirancang untuk dapat menahan beban-beban yang ada pada pesawat terbang tanpa mengalami kegagalan, dengan cara yang seefisien mungkin, yaitu dari massa struktur yang seringan-ringannya. Jadi, digunakan konsep semi-monocoque, yaitu sebuah lapisan tipis utama diperkuat oleh lapisan tipis lain yang tegak lurus dengan bidang utama, yaitu stiffner. Untuk mencari bentuk dan ukuran yang tepat, pertama ditinjau dulu dari pembebanan yang terjadi. Pada laporan sebelumnya diketahui bahwa pembebanan yang terjadi adalah beban shear dan bending. Diperoleh DBB :
Pembebanan berasal dari tiga macam beban. Pertama, dari berat struktur dan berat payload yang berupa beban terdistribusi. Kemudian, dari berat sistem-sistem pada pesawat terbang yang dianggap sebagai beban terpusat. Terakhir, beban-beban aerodinamika dari sayap dan bidang aerodinamik lainnya yang juga dianggap sebagai beban terpusat.
Setelah itu, dicari geometri komponen-komponen struktur yang tepat untuk dapat menahan beban-beban tersebut, namun dengan kebutuhan berat struktur yang sekecil mungkin. Sebelum itu, dilihat terlebih dahulu distribusi gaya dalam yang terjadi sepanjang titik longituinal pesawat terbang akan ditanggung oleh struktur. Gaya dalam diperoleh dari perhitungan pada seluruh beban yang terjadi pada fuselage. Maka, diperoleh diagram gaya dalamnya :
Shear 40 30
Shear (kN)
20 10 0 -10
0
2
4
6
8
10
8
10
12
14
-20 -30 -40
X (m)
Momen (kNm)
Moment 30 20 10 0 -10 0 -20 -30 -40 -50 -60 -70
2
4
6
X (m)
12
14
Untuk memudahkan observasi, kedua grafik di atas dan geometri pesawat dari pandang samping ditampakkan secara bersamaan.
Grafik overlay 40
Shear : kN ; Moment : kNm
20
0 0
2
4
6
8
10
12
14
-20
-40
-60
-80
x (m) Shear
Moment
Dari grafik overlay di atas, dapat dilihat bahwa pembebanan terbesar terjadi pada bagian tengah, khususnya pada daerah wing utama. Kemudian, beban mengecil seiring masik mendekati ke ujung. Kecuali pada bagian depan, beban shear sempat membesar, karena terdapatnya bidang aerodinamik yaitu canard. Jika dibandingkan secara kasar, jumlah pembebanan selain di tengah, cenderung mengikuti ukuran diameter fuselage. Dengan menlihat pola distribusi beban dan keselarasannya dengan geometri fuselage seperti di atas, fuselage dibagi menjadi empat bagian utama yang memiliki layout struktur berbeda, yaitu di bagian depan, tengah, dan belakang. Untuk bagian tengah, dilakukan dua sizing yang berbeda.
3.3.1. Desain Layout Fuselage
Karena pesawat merupakan very light aircraft yang berdiameter 1,5 m, digunakan jarak spacing rentang terkecil. Jadi, spacing antar frame adalah 24 inch, dan spacing antar stiffner adalah 10 inches. Untuk tipe stiffnernya, akan digunakan stringer, menimbang ukuran pesawat yang kecil sehingga tidak diperlukannya longeron yang berfungsi menahan beban pada struktur ukuran besar, sehingga spacing ini juga sesuai untuk skin-stringer. Dipilih stringer jenis zed-stringer dengan panjang permukaan kontak 0.4 kali tinggi total, untuk kekuatan overall yang baik dan kemudahan manufaktur. Menimbang keliling lingkaran fuselage adalah 4712 mm, dan jarak spacing antar stringer adalah 254 mm, hasilnya terdapat 18.55 stringer. Karena harus dibulatkan, dan 18.55 adalah angka maksimum (jarak keliling dibagi jarak minimum) diputuskan akan terdapat 18 stringer, dengan jarak antar stiffner sejauh 261.8 mm. Dibuat koordinat posisi stringer pada sumbu vertikal, dihitung 0 dari ujung bawah fuselage. Label stringer 1
ditempatkan pada yang paling atas, penambahan angka label dipatok dengan penampang arah clockwise dilihat dari depan. Maka, fungsi y nya akan menjadi fungsi cosinusoid Stringer n y (mm) 1 1500.00 2 1454.77 3 1324.53 4 1125.00 5 880.24 6 619.76 7 375.00 8 175.47 9 45.23 10 0.00 11 45.23 12 175.47 13 375.00 14 619.76 15 880.24 16 1125.00 17 1324.53 18 1454.77
Untuk penempatan frame, pertama ditentukan terlebih dahulu bulkhead akan terletak di mana, baru ditentukan penempatan frame menurut jarak antar tiap bulkhead. Jarak antara tiap bulkhead dibagi dengan jarak spacing yang menghasilkan angka bulat, dan menempati rentang ideal spacing dari literatur. Jadi, pertama-tama bulkhead diletakkan pada posisi dimana terjadi tumpuan yang menghasilkan gaya terpusat, kemudian frame didistribusikan secara merata di antaranya, untuk menghasilkan efisiensi struktur. Sehingga, spacing antar frame bervariasi di tiap ruas antar bulkhead. Bulkhead akan terletak di : 1. Bulkhead 1 - Spar canard : 700 mm
2. Bulkhead 2 - Front gear : 1460 mm 3. Bulkhead 3 – Cockpit – Cabin joint : 2800 mm 4. Bulkhead 4 - Front spar wing root : 6843 mm 5. Bulkhead 5 - Rear spar : 7689 mm 6. Bulkhead 6 - Main landing gear : 7200 mm 7. Bulkhead 7 - Front spar tail root : 9588 mm 8. Bulkhead 8 - Rear spar tail root : 10843 mm Kemudian, akan didistribusikan frame secara merata diantara tiap bulkheadbulkhead di atas. Caranya adalah menjadikan jarak spacing awal (24 inch) sebagai patokan asumsi jumlah ruas yang akan ada di antara tiap bulkhead. Kemudian, jumlah ruas dibulatkan ke desimal satuan, agar frame terdistribusi merata sehingga struktur efisien. Dengan catatan, jarak spacing tiap ruas harus berada dalam rentang 24 inch (610 mm) dan 20 inch (762 mm). Jika sampai tidak jatuh di antaranya, diutamakan jarak ruas yang lebih kecil, karena kekuatan terhadap buckling yang diutamakan [[
]]..... Jumlah ruas antar frame/bulkhead ..... patokan awal panjang ruas .... panjang ruas setelah disesuaikan (x i = posisi bulkhead ke-i) .... jumlah frame yang ada di antara tiap ruas antar bulkhead
Dari persamaan-persamaan di atas, dibuat tabel dari angka tiap bulkhead.
No Label bulkhead
Posisi X bulkhead (mm)
Jumlah
Jarak antar Bulkhead
Jumlah
ruas
ruas awal
bulat
(mm)
(
Jarak ruas yang disesuaikan (
(mm)
Jumlah frame di antaranya (
1
700
700
1.14754
1
700
0
2
1460
730
1.24590
2
380
1
3
2800
2000
3.27869
3
666.6667
2
4
6843
4143
6.79180
6
690.5
5
5
7200
357
0.58525
1
357
0
6
7689
489
0.80164
1
489
0
7
9588
1899
3.11311
3
633
2
8
10843
1255
2.05737
2
627.5
1
- (ujung)
11700
857
1.40491
2
428.5
1
Jadi, jarak spacing antar frame sepanjang fuselage adalah :
(0 ≤ x ≤ 700 mm) : Jarak frame sebesar 700 mm (bulkhead tanpa frame)
(700 mm ≤ x ≤ 2700 mm) : Jarak antar frame sebesar 666.7 mm (2 frame)
(2700 mm ≤ x ≤ 6843 mm) : Jarak antar frame sebesar 690.5 mm (5 frame)
(6843 mm ≤ x ≤ 7200 mm) : Jarak antar frame sebesar 357 mm (0 frame)
(7200 mm ≤ x ≤ 7689 mm) : Jarak antar frame sebesar 489 mm (0 frame)
(7689 mm ≤ x ≤ 9588 mm) : Jarak antar frame sebesar 633 mm (2 frame)
(9588 mm ≤ x ≤ 10843 mm) : Jarak antar frame sebesar 627.5 mm (1 frame)
(10843 mm ≤ x ≤ 11700 mm) : Jarak antar frame sebesar 427.5 mm (1 frame)
Sehingga, posisi penempatan frame dan bulkhead adalah :
n 0 1 2 3 4 5 6 7 8
Frame & bulkhead Jenis Label Nose tip 0 Bulkhead 1 Frame 1 Bulkhead 2 Frame 2 Bulkhead 3 Frame 3 Frame 4 Frame 5
x (mm) 0.00 700.00 1080.00 1460.00 2130.00 2800.00 3473.83 4147.67 4821.50
9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20
Frame Frame Bulkhead Bulkhead Bulkhead Frame Frame Bulkhead Frame Bulkhead Frame Tip
6 7 4 5 6 8 9 7 10 8 11 0
5495.33 6169.17 6843.00 7200.00 7689.00 8322.00 8955.00 9588.00 10215.50 10843.00 11271.50 11700.00
Dengan menggabungkan dengan posisi stringer, gambar skematiknya akan menjadi :
A. Join Fuselage - Wing Joining Wing-Tail menggunakan permanent fixed mount, karena lebih kuat dan cocok untuk pesawat ukuran kecil seperti pesawat ini. Spar pada wing root akan disambungkan melalui bulkhead yang terletak dengan posisi yang sama dengan spar, yaitu di 15% dan 70% chard root dari Leading Edge. Karena posisinya tidak lagi berada pada kabin, spar
dapat diteruskan melewati fuselage. Karena terdapat dua spar, akan tersambung pada dua bulkhead pada fuselage. B. Join Fuselage – Tail Joining fuselage-Tail serupa dengan di wing, yaitu menggunakan permanent fixed mount. Hanya, karena posisi tail maka join akan menghadap ke atas. Spar pada tail tersambung pada bulkhead yang tepat berada sama dengan posisi spar root, 15% dan 70% chord root dari LE. Untuk memperkuat, spar yang memasuki area fuselage diperlebar sehingga meningkatkan kekuatan pangkal join. C. Join Fuselage – Canard Joining canard juga serupa dengan permukaan lain, yaitu dengan permanent fixed mount. Hanya, canard adalah permukaan aerodinamis berukuran kecil, sehingga hanya menggunakan satu spar. Karena lift generationnya berasal dari permukaan kendalinya, yang berada pada bagian belakang chord, maka sparnya terletak cenderung ke belakang. Spar dari canard terhubung dengan bulkhead nose pada x = 700 mm dari nose tip
3.3.2
Material Fuselage
Untuk material skin dan stringer, karena ukurannya yang tipis dan tipe beban yang terjadi adalah tension (di permukaan atas saat load factor positif, di permukaan bawah saat load factor negatif) dibutuhkan ketahanan terhadap fracture yang tinggi. Maka, dipilih aluminium alloy seri 2XXX untuk skin dan stringer. Meninjau properti mekaniknya dan kebutuhan terhadap kekuatan dan efisiensi material, digunakan Alloy AL2024 T42. Sementara pada frame, karena dibutuhkan untuk dapat mempertahankan bentuk fuselage, harus dari material yang rigid, dan begitu juga dengan bulkhead. Maka, untuk frame dan bulkhead dipilih seri Aluminium 7XXX. Dari seri tersebut dipilih Alloy AL7075 T6, untuk kekuatan modulus dan rigiitas yang tinggi sehingga dapat menahan fuselage dan mempertahankan geometrinya.
BAB 4 INITIAL SIZING 4.1. Initial Sizing Wing Box Data untuk pembebanan dalam penghitungan initial sizing tebal skin dan stringer berdasarkan dari grafik distribusi bending moment dan shear force pada sayap. Pemilihan pembebanan dipilih kondisi maneuver load maksimum atau grafik terluar, karena grafik ini menggambarkan pembebanan terbesar yang mungkin terjadi di sayap, sehingga dipilihlah kurva pembebanan terluar ini. Proses penyederhanaan dalam perhitungan initial sizing ini ialah dengan cara mengasumsikan bentuk wingbox menjadi bentuk persegi panjang. Dengan cara mencari ketinggian rata-rata dari wingbox untuk menjadi ketinggian dari konfigurasi wingbox yang menyerupai persegi panjang.
Gambar 4.1.1 Wingbox yang sebenarnya
h Front spar Rear spar
w
tskin +tsringer Gambar 4.1.2 Penyederhanaan wingbox
Diketahui dari desain layout wing box bahwa letak front spar pada 15% chord dan rear spar 75% chord sehingga didapatkan lebar wing box sebesar 60% chord. Sedangkan ketinggian dari wing box didapatkan dari ketebalan maksimum airfoil yaitu 13.7% chord. Proses penyederhanaan berikutnya ialah dengan mengasumsikan terlebih dahulu bahwa skin dan stringer tergabung menjadi satu. Sehingga, untuk menentukan tebal skin awal, yang didapat ialah tebal efektif, yang dimana merupakan gabungan dari area skin dan juga area stringer.
4.1.1. Initial Sizing Skin dan Stringer Dalam proses initial sizing ini digunakan beberapa asumsi dan juga pendekatan yang dimana bertujuan untuk memudahkan proses initial sizing ini tanpa mengurangi tingkat keakurasiannya secara besar. Pendekatan-pendekatan dan asumsi-asumi dalam proses initial sizing kali ini menggunakan referensi yang terdapat pada buku berjudul “Aircraft Loading”.
Gambar 4.1.3 Tabel Nilai FB
Gambar 4.1.4 Tabel Nilai A
Untuk menentukan ketebalan skin dan stringer hal pertama yang dilakukan adalah menentukan beban efektif P pada permukaan atas dan bawah yang bereaksi dengan bending momen M pada setiap section dengan persamaan : P = M/h Kemudian kita menentukan allowable stresspada skin dengan persamaan:
Dimana : L
: spasi antar rib
w
: lebar wingbox
P
: beban efektif
A
: fungsi dari material
FB
:koefisien yang tergantung pada pemasangan stringer
Kami memilih zed stringer dengan konstruksi built up karena mudah untuk dipasang dan di maintenance. Sehingga berdasarkan tabel diatas diperoleh Fb = 0.96. Dengan asumsi dasar konfigurasi standar pada wingbox. pendekatan awal merupakan conventional light alloy dengan zed stringer sehingga diperoleh Ā sebesar 138. Asumsi awal ini digunakan untuk menghitung kekuatan material. Tahap selanjutnya adalah menentukan cross section area Ab dengan persamaan:
Jika cross section telah didapatkan maka kita dapat menentukan ketebalan efektif panel dengan persamaan:
Dimana : M : Bending momen Fb : allowable stress
Tahap berikutnya yang dilakukan ialah memisahkan antara skin dan stringer dengan persamaan: tstringer = tefektif - tskin
dimana:
Tabel Hasil Perhitungan ketebalan skin dan stringer
y
M(MN/m)
h(m)
P(MN)
L (m)
W
fb(Mpa)
te (mm)
tsk (mm)
0 0.72 1.44 2.16 2.88 3.6 4.32 5.04 5.76 6.48 7.2
0.273050 0.214509 0.163894 0.120876 0.085103 0.056313 0.034093 0.017967 0.007382 0.001671 0
0.187 0.178 0.168 0.159 0.150 0.140 0.131 0.122 0.112 0.103 0.093
1.454741 1.202998 0.970204 0.757643 0.566762 0.400031 0.259484 0.147273 0.065558 0.016196 0
0.6 0.6 0.6 0.6 0.6 0.6 0.6 0.6 0.6 0.6 0.6
1.275 1.19 1.105 1.02 0.935 0.85 0.765 0.68 0.595 0.51 0.425
116.464 109.626 102.165 93.969 84.888 74.798 63.500 50.741 36.191 19.430 0
9.796 9.221 8.594 7.904 7.140 6.291 5.341 4.268 3.044 1.634 0
6.367 5.994 5.586 5.137 4.641 4.089 3.472 2.774 1.978 1.062 0
Tabel 4.1.1 Perhitungan ketebalan Skin dan Stringer
Dari hasil yang didapatkan akan diambil nilai terbesar yaitu: Tebal Efektif = 9,796 mm Tebal Skin =6,367 mm Tebal Stringer = 3,428 mm
tstring (mm) 3.428 3.227 3.007 2.766 2.499 2.202 1.869 1.493 1.065 0.572 0
4.1.2. Initial Sizing Spar Webs Berdasarkan fungsinya spar web didesain untuk menahan beban geser (shear stress) akibat berat dan gaya angkat dari sayap. Selain beban geser, spar web juga berfungsi untuk menahan beban torsi. Sehingga sizing pada spar web berdasarkan dari besarnya gaya geser dan torsi yang ditahan spar web. Berikut ini adalah tahapan untuk menentukan tebal spar web : 1. Menentukan shear flow yang bekerja pada spar web dengan persamaan : QV = V/hT V : beban geser yang bekerja ht : panjang total kedua spar
2. Menentukan shear flow akibat torsi dengan persamaan : QT = T/2A T = besar torsi A = luas wing box 3. Menentukan total gaya geser yang bekerja pada spar web dengan persamaan: Qw = QV + 2
QT
x : jarak spar web ke titik tengah wingbox w : lebar wingbox 4. Menentukan ketebalan spar web dengan persamaan : tw = fs : allowable stress material material yang digunakan untuk sparweb oleh kelompok kami adalah Al 2024 dengan fs 283 MPa. Tabel Hasil Perhitungan Sparwebs
h-total 0,375 0,356 0,337 0,319 0,300 0,281 0,262 0,244 0,225 0,206 0,187
A( ) 0,2393 0,2121 0,1866 0,1627 0,1403 0,1196 0,1005 0,0829 0,0670 0,0526 0,0398
V(N) 86920,58 86920,58 64912,75 54703,18 44743,43 35318,56 26507,18 18405,2 11139,93 4906,807 0
T(Nm) 78579,22 62038,34 47148,94 34944,32 24758,46 16525,58 10132,99 5451,16 2329,329 587,1063 0
QT 164176,202 146184,812 126293,149 107366,828 88172,8252 69054,0463 50406,9973 32853,3256 17381,0233 5575,66355 0
QV 231544,93 243731,50 192132,20 171437,69 148988,21 125445,29 100873,76 75429,24 49458,81 23765,61 0
QW 395721,13 389916,32 318425,35 278804,52 237161,03 194499,33 151280,76 108282,57 66839,83 29341,27 0
Tabel 4.1.2 Perhitungan Sparwebs
Dari hasil yang didapatkan akan diambil nilai terbesar yaitu: Tebal Spar Web = 1.398 mm
4.1.3. Initial Sizing Ribs Untuk menentukan ketebalan ribs kita dapat menggunakan persamaan :
Dimana : σn = yield strength pada ribs σupper = tegangan normal yang bekerja pada panel skin bagian atas σlower = tegangan normal yang bekerja pada panel skin bagian bawah
C(x) tw(mm) 0,6375 1,398 0,595 1,377 0,5525 1,125 0,51 0,985 0,4675 0,838 0,425 0,687 0,3825 0,534 0,34 0,382 0,2975 0,236 0,255 0,103 0,2125 0
σ= h = Ketinggian Rib E = Modulus Elastis Material yang Digunakan pada Rib L = Jarak antara Rib t-rib = Tebal Rib t-panel = tebal efektif dari skin dan stringer Dari hasil perhitungan didapatkan data sebagai berikut: h-total
Y (m)
0,375 0,356 0,337 0,319 0,300 0,281 0,262 0,244 0,225 0,206 0,187
0 0,72 1,44 2,16 2,88 3,6 4,32 5,04 5,76 6,48 7,2
t-panel (m) 0,0979 0,0979 0,0979 0,0979 0,0979 0,0979 0,0979 0,0979 0,0979 0,0979 0,0979
L(m)
E(Gpa)
t-rib(mm)
0,6 0,6 0,6 0,6 0,6 0,6 0,6 0,6 0,6 0,6 0,6
71,7 71,7 71,7 71,7 71,7 71,7 71,7 71,7 71,7 71,7 71,7
5,996 5,592 5,127 4,592 3,982 3,297 2,546 1,751 0,965 0,303 0
Tabel 4.1.3 Tabel Perhitungan Ribs
Dari hasil yang didapatkan akan diambil nilai terbesar yaitu: Tebal Ribs = 5,996 mm
(Mpa) 168,636 158,734 147,932 136,064 122,915 108,305 91,9469 73,471 52,404 28,134 0
(Mpa) 414 414 414 414 414 414 414 414 414 414 414
4.2. Initial Sizing Tail Box Tailbox dengan airfoil NACA 0012 didesain menggunakan Zed Stringer, dengan proses manufaktur machied, dan material berupa conventional light alloy with zed. Untuk skin, digunakan material Al2024 dan Al7075 untuk menahan beban bending moment sebesar 8337.44023 Nm. Ketebalan maksimum airfoil tail yang digunakan yaitu sebesar 0.12% dari chord. Lebar wingbox sebesar 55% chord. Gaya yang digunakan pada perhitungan merupakan gaya terbesar yang terjadi pada saat kondisi gust, dimana pada load factor n=4.46. Initial sizing dilakukan pada pembebanan maksimum, agar tidak terjadi failure.
4.2.1. Initial Sizing Skin dan Stringer
Dalam perhitungan skin dan stringer dilakukan beberapa langkah yaitu:
Menghitung nilai dari fb
Dimana : L
: Spasi antar Rib
W
: Lebar Tailbox
P
: Beban Efektif (M/h)
Dengan nilai A dan FB yang diperoleh dari:
Gambar 4.2.1.1 Tabel Nilai FB
Gambar 4.2.1.2 Tabel Nilai A
Karena stringer yang digunakan berupa conventional light alloy with zed dengan proses manufaktur machied. Maka digunakan nilai A = 138 dan nilai FB =1.02
Menghitung Tebal Efektif, Tebal Skin, dan Tebal Stringer
Dimana : te
= Tebal Efektif
M
= Bending Momen
h
= (H Rear Spar + H Front Spar) / 2
w
= Lebar Tailbox
Setelah didapatkan nilai tebal efektif maka nilai dari tebal skin dapat diperoleh dengan cara:
Dan nilai dari tebal stringer dapat diperoleh dengan melalui pendekatan:
Dengan menggunakan pendekatan :
Didapatkan persamaan: √
Dari perhitungan diatas didapatkan hasil sebagai berikut:
y
M
h
P
W
L
A
(m)
(MNm)
(m)
(MN)
(m)
(m)
0
0.00833
0.134
0.062046
0.825
0.6
138
0.375
0.00612
0.125
0.048817
0.77
0.6
0.75
0.00428
0.116
0.036827
0.715
1.125
0.00281
0.107
0.026215
1.5
0.00168
0.098
1.875
0.00087
2.25 2.625
FB
fb
Tsk
Te
Tst
(Mpa)
(mm)
(mm)
(mm)
1.02
49.83484
0.980
1.509
2.596
138
1.02
45.75573
0.900
1.385
2.403
0.6
138
1.02
41.24117
0.811
1.248
2.199
0.66
0.6
138
1.02
36.21639
0.712
1.096
1.980
0.017141
0.605
0.6
138
1.02
30.58794
0.602
0.926
1.742
0.089
0.009787
0.55
0.6
138
1.02
24.24070
0.477
0.734
1.478
0.00035
0.080
0.004353
0.495
0.6
138
1.02
17.04072
0.335
0.516
1.176
7.52E-05
0.071
0.001049
0.44
0.6
138
1.02
8.871761
0.174
0.26
0.800
Tabel 4.2.1 Data Sizing Skin-Stringer
Dari hasil yang didapatkan akan diambil nilai terbesar yaitu: Tebal Efektif = 1.509 mm Tebal Skin =0.980 mm Tebal Stringer = 2.596 mm
4.2.2. Initial Sizing Spar web Dalam penghitungan initial sizing spar web, dilakukan beberapa langkah awal;
Menentukan shear flow yang bekerja pada spar web dengan persamaan : QV = V/hT V = Beban Geser yang Bekerja ht = Panjang Spar
Menentukan shear flow akibat torsi dengan persamaan
T = Besar Torsi A = LuasTail Box
Menentukan total gaya geser yang bekerja pada spar web dengan persamaan: Qw = QV + 2
QT
x = jarak spar web ke titik tengah wingbox w = lebar wingbox
Menentukan ketebalan spar web dengan persamaan :
fs = Allowable Stress Material Nilai fs untuk Al2024 adalah 238MPA c (m)
x (m)
w
h
(m)
(m)
A (m2)
V
T
QT
QV
QW
tw
(MN)
(MNm)
(MN/m)
(MN/m)
(MN/m)
(mm)
1.5
0.4125
0.82
0.1343
0.1108
0.0064284
0.0003214
0.0014496
0.0478394
0.049289
0.1741
1.4
0.385
0.77
0.1254
0.0965
0.0053907
0.0002695
0.0013955
0.0429826
0.044378
0.1568
1.3
0.3575
0.71
0.1164
0.0832
0.0043970
0.0002198
0.0013201
0.0377559
0.039076
0.1380
1.2
0.33
0.66
0.1075
0.0709
0.0034556
0.0001727
0.0012176
0.0321455
0.033363
0.1178
1.1
0.3025
0.60
0.0985
0.0596
0.0025760
0.0001288
0.0010802
0.0261421
0.027222
0.0961
1
0.275
0.55
0.0895
0.0492
0.0017694
8.847E-05
0.0008978
0.0197519
0.02065
0.0729
0.9
0.2475
0.49
0.0806
0.0399
0.0010502
5.251E-05
0.0006578
0.0130261
0.013684
0.0483
0.8
0.22
0.44
0.0716
0.0315
0.0004407
2.206E-05
0.0003494
0.0061500
0.006499
0.0229
Tabel 4.2.2. Data Sizing Spar Web
Dari hasil yang didapatkan akan diambil nilai terbesar yaitu: Tebal Spar Web = 0.174167 mm
4.2.3. Initial sizing ribs Untuk menentukan ketebalan ribs kita dapat menggunakan persamaan :
Dimana : σn = yield strength pada ribs σupper = tegangan normal yang bekerja pada panel skin bagian atas σlower = tegangan normal yang bekerja pada panel skin bagian bawah σ= h = Ketinggian Rib E = Modulus Elastis Material yang Digunakan pada Rib L = Jarak antara Rib trib = Tebal Rib tpanel = tebal efektif dari skin dan stringer
Dari hasil perhitungan didapatkan data sebagai berikut: σn (MPA)
σ2 (MPA)
503 503 503 503
5878.133 4955.237 4025.645 3104.443
tpanel (m) 0.001509 0.001386 0.001249 0.001097
L (m) 0.599948 0.599948 0.599948 0.599948
E (MPa) 71700 71700 71700 71700
h (m)
tribs(mm)
0.134375 0.125417 0.116459 0.1075
2.196351 1.821388 1.436295 1.053727
503 503 503 503
2214.491 1390.797 687.3051 186.2915
0.000926 0.000734 0.000516 0.000269
0.599948 0.599948 0.599948 0.599948
71700 71700 71700 71700
0.098542 0.089584 0.080625 0.071667
0.692552 0.379166 0.146358 0.023235
Tabel 4.2.3 Data Sizing Ribs
Dari hasil yang didapatkan akan diambil nilai terbesar yaitu: Tebal Ribs = 2.196351 mm
4.3. Initial Sizing Fuselage Sizing dilakukan untuk menentukan besarnya komponen agar tidak menghasilkan kegagalan. Metodenya adalah dengan membagi fuselage ke beberapa bagian, lalu dihitung ukuran komponen struktur yang dapat menahan beban maksimal yang terjadi pada bagian tersebut. Untuk efisiensi, sebaiknya ukuran persis mengikuti distribusi jumlah beban sepanjang x. Namun, hal tersebut membuat ukuran terlalu bervariasi, sehingga sulit dimanufaktur. Jadi, dibagi ke beberapa bagian, dan seluruh bagian tersebut dirancang untuk menahan gaya dalam maksimum yang terjadi walaupun terjadi hanya pada salah satu titik pada bagian tersebut. Pertama, dihitung kebutuhan ketebalan efektif minimum sepanjang x pada fuselage. Digunakan persamaan untuk tebal effektif dari pembebanan bending, karena shear terjadi di bagian tengah dan bagian atas nol. Selain itu, pesawat terbang tidak disebutkan ketinggian cruisingnya, sehingga dianggap tidak terpresurisasi. Maka, persamaan ketebalan untuk menahan beban bending :
te = tebal efektif M = Momen bending
A = area penampang σa = Allowable stress
Sementara itu, allowable stress diberikan oleh persamaan :
σa
: allowable stress
Ā
: koefisien material
FB
: konstruksi tipe stringer
M
: bending momen
A
: luas penampang fuselage
L
: jarak antar frame
Dengan menggabungkan persamaan di atas, diperoleh tebal efektif suatu panel skin-stringer :
Ā dan F adalah konstanta dan akan konstan pada seluruh fuselage. Dari data literatur :
Gambar 4.3.1 Nilai Ā
Gambar 4.3.2 Nilai Fb untuk berbagai Konstruksi Maka, untuk kali ini Ā bernilai sebesar 138 dan Fb sebesar 0.96. Setelah angka tersebut didapat, ditentukan nilai momen bending, area penampang, dan jarak spacing frame di tiap posisi x, lalu dicari ketebalan efektif minimumnya, dan diplot hasilnya.
Point
X (m)
V (N)
M (Nm)
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20
0 0.7 0.7 1.8 1.8 2.7 2.7 2.8 2.8 3.4 3.4 5.7 5.7 7 7 7.3 7.3 7.5 7.5 7.6
0 -116.228 9933.29 9280.99 6254.448 5293.788 3909.319 3778.859 3753.659 -678.979 -5732.02 -22723.8 -23348.6 -32952.6 31007.26 28790.95 24541.68 23064.13 23124.32 22992.75
0 -27.1199 -27.1199 10593.35 10593.35 15818.88 15818.88 16203.33 16203.33 17125.73 17125.73 -15598.4 -15598.4 -52194.2 -62807.1 -53837.3 -53837.3 -49076.8 -49076.8 -46770.9
Frame spacing (mm) 700 700 380 670 670 670 670 670 690.5 690.5 690.5 690.5 690.5 357 357 489 489 489 489 489
Area (m2)
t eff (mm)
0 0.110447 0.110447 0.7303 0.7303 1.643175 1.643175 1.767146 1.767146 1.767146 1.767146 1.767146 1.767146 1.767146 1.767146 1.767146 1.767146 1.767146 1.770513 1.687285
0 0.098961 0.072914 0.744137 0.744137 0.606224 0.606224 0.591634 0.600617 0.617476 0.617476 0.589299 0.589299 0.775102 0.85026 0.921318 0.921318 0.879642 0.878805 0.878816
21 22 23 24 25 26 27 28
7.6 8 8 8.8 8.8 10 10 11.7
17237.35 -46770.9 16742.65 -39976.6 14750.09 -39976.6 13912.36 -28525.1 11810.65 -28525.1 10933.26 -14924.3 483.0545 -293.986 19.0225 3.403723
489 633 633 633 633 627.5 627.5 428.5
1.687285 1.374408 1.374408 0.844826 0.844826 0.290879 0.290879 1.6E-06
0.878816 1.024228 1.024228 1.103524 1.103524 1.354399 0.190092 0
Kebutuhan ketebalan effektif 1,6 1,4 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0,2 0 0
2
4
6
8
10
12
14
Dengan melihat Grafik di atas, diputuskan bahwa fuselage akan dibagi menjadi 4 bagian, bagian depan, bagian tengah depan, bagian tengah belakang, dan bagian belakang. Ukuran perhitungan untuk bagian depan dan belakang mengikuti patokan daerah terlebar. Hal ini memungkinkan untuk tetap membuat ukuran optimum dan menyederhanakan bentuk agar mudah dimanufaktur. Mengenai pengerucutan, karena stringer memanjang searah sumbu horizontal, spacing antar stringer cenderung sama, hanya jumlah stringer per penampang yang semakin kecil, sehingga pas.
4.3.1 Initial Sizing Skin dan Stringer
Kemudian, dicari juga parameter ukuran skin dan stringer dari angka tebal efektif. Skin akan berupa silinder kosong yang memiliki tebal 0.65 tebal efektif secara merata pada seluruh keliling silinder. Lalu, stringer memiliki tebal teoretikal dari selisihnya jika panjang seluruhnya sama dengan keliling. Namun, ketebalannya aslinya akan dibuat 2 kali lipat. sehingga stringer memiliki tebal yang besar agar memiliki rigiditas yang baik. Jadi
Lalu, dicari persamaan luas dari tiap komponen
Dengan dua persamaan di atas, dicari h atau depth dari stringer
Depth dari stringer ini akan dianggap konstan untuk setiap stringer sepanjang fuselage. Kemudian, dicari tebal effektif, yang akan menentukan tebal skin dan stringer. Tebal yang akan dicari akan berbeda untuk setiap bagian. Bagian Depan (section 1) adalah dari nose hingga bulkhead nomor 3. Posisi x dari bagian ini adalah dari 0-2.8 m dengan referensi nol pada nose. Disini, kebutuhan tebal maksimum adalah 0.745 mm, maka ketebalan ini dijadikan tebal efektif untuk bagian ini. Lalu, terdapat bagian tengah depan (section 2). Bagian ini terpisah dari bagiang tengah belakang, karena gaya dalamnya yang berbeda secara signifikan. Maka, bagian ini dijadikan terdapat dari bulkhead ke-3 hingga gaya mulai naik. Yaitu x=5.7 m. Ketebalan efektif dari bagian ini adalah 0.618 mm, karena merupakan yang terbesar dari seluruh bagian. Bagian berikutnya adalah bagian tengah-belakang (section 3), bagian ini melingkupi susunan bulkhead yang menjadi penyangga daerah joining spar wing root dan main landing gear. Jadi, bagian ini tedapat pada x=5.7 m hingga x= 7.6 m. Dari hasil perhitungan, tebal yang dibutuhkan memiliki nilai maksimum sebesar 0.921 mm. Gaya yang ditanggung pada bagian ini adalah yang terbesar, bisa berkali lipat dari bagian lain. Namun dengan susunan bulkhead yang rapat sehingga membuat tebal skin tidak terlalu besar. Bagian terakhir adalah bagian belakang (section 4). Bagian ini berada pada sisa dari semua bagian di atas, dari posisi bulkhead rear spar wing root (x=7.6) hingga ujung belakang. Pada bagian ini terdapat empenage dan bulkhead-bulkhead untuk menahannya. Pada bagian ini, memiliki kebutuhan tebal yang paling besarnya sebesar 1.354 mm. Ketebalan effektifnya malah lebih besar dari bagian yang paling diberi beban yaitu bagian tengah-belakang. Hal ini terjadi karena area yang mengerucut sehingga lebih kecil. Jadi, pada bagian yang masih berdiameter lebar, kebutuhan tebalnya tidak terlalu tinggi. Namun, untuk memudahkan manufaktur, dibuat tebal panel skin-stringer adalah sama sepanjang bagian ini. Lalu, dicari ketebalan skin dan stringer dari persamaan yang telah dijabarkan sebelumnya.
Diperoleh : Bagian section 1 section 2 section 3 section 4
x0 (mm)
xa (mm)
te (mm)
tsk (mm)
tstr (mm)
0
2800
0.745
0.484
0.521
h str (mm) 67.53
2800
5700
0.618
0.401
0.432
67.53
5700
7600
0.962
0.625
0.673
67.53
7600
11700
1.354
0.880
0.948
67.53
BAB 5 KESIMPULAN 5.1 Layout dari sayap menggunakan 11 buah dengan jara 23,62 in dengan tambahan 2 bulkhead didalamnya untuk menahan struktur engine. Spar berada pada 15% dan 75% chord 5.2 Dari perhitungan yang kami lakukan pada struktur sayap maka didapatkan data bahwa ketebalan skin sebesar 6,367 mm dan Tebal Stringer adalah setebal 3,428 mm 5.3 Selain itu didapatkan tebal sparwebs dan ribs masing-masing sebesar 1,398 mm dan 5,996 mm 5.4 Material yang digunakan adalah Al 2024 untuk bagian bawah bawah skin sayap dan Al 7075 untuk bagian atas sayap 5.5 Dari perhitungan yang kami lakukan pada struktur ekor maka didapatkan data bahwa ketebalan skin sebesar 0,980 mm dan Tebal Stringer adalah setebal 2,596 mm 5.6 Selain itu didapatkan tebal sparwebs dan ribs masing-masing sebesar 0,174 mm dan 2,1996 mm 5.7 Material yang digunakan adalah Al 2024 untuk bagian bawah bawah skin sayap dan Al 7075 untuk bagian atas sayap 5.8 Keliling lingkaran fuselage adalah 4712 mm, dan jarak spacing antar stringer adalah 254 mm 5.9 Jarak antar Frame adalah: •
(0 ≤ x ≤ 700 mm) : Jarak frame sebesar 700 mm (bulkhead tanpa frame)
•
(700 mm ≤ x ≤ 2700 mm) : Jarak antar frame sebesar 666.7 mm (2 frame)
•
(2700 mm ≤ x ≤ 6843 mm) : Jarak antar frame sebesar 690.5 mm (5 frame)
•
(6843 mm ≤ x ≤ 7200 mm) : Jarak antar frame sebesar 357 mm (0 frame)
•
(7200 mm ≤ x ≤ 7689 mm) : Jarak antar frame sebesar 489 mm (0 frame)
•
(7689 mm ≤ x ≤ 9588 mm) : Jarak antar frame sebesar 633 mm (2 frame)
•
(9588 mm ≤ x ≤ 10843 mm) : Jarak antar frame sebesar 627.5 mm (1 frame)
•
(10843 mm ≤ x ≤ 11700 mm) : Jarak antar frame sebesar 427.5 mm (1
frame) 5.10
Maka didapatkan tebal skin dan stringer sebesar
Bagian section 1 section 2 section 3 section 4
x0 (mm)
xa (mm)
te (mm)
tsk (mm)
tstr (mm)
0
2800
0.745
0.484
0.521
h str (mm) 67.53
2800
5700
0.618
0.401
0.432
67.53
5700
7600
0.962
0.625
0.673
67.53
7600
11700
1.354
0.880
0.948
67.53
BAB 6 Referensi Hibbeler, R. C.. 2011. Mechanics of Material 8th ed. United States : Pearson Prentice Hall
Howe, Denis. 2004. Aircraft Loading and Structural Lay-out. UK : Professional Publishing Engineering.
Slide Initial Sizing dari Blendedlearning
Niu, Michael Chun-Yung. 1988. Airframe Structural Design. Hongkong : Conmilit Press Ltd.
Roskam, Jan. 1985. Aircraft Designvol 8. Ottawa : Roskam Aviation and Engineering Corporation
Manual Information DA40
