Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
-
Upload
echelonart -
Category
Documents
-
view
363 -
download
24
Transcript of Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 1/54
LAPORAN II
AE- 3141 ANALISIS DAN PERANCANGAN STRUKTUR RINGAN 1
Oleh :
Kelompok 10
Tian Taufik Firdaus (13613016)
Destya Maharani R (13613023)
M Ihsan Adfinda (13613062)
Dosen Pembimbing : Dr Djarot Widagdo
PROGRAM STUDI AERONOTIKA DAN ASTRONOTIKA
FAKULTAS TEKNIK MESIN DAN DIRGANTARA
INSTITUT TEKNOLOGI BANDUNG
2015
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 2/54
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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 3/54
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 dankonfigurasi 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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 4/54
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.
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 5/54
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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 6/54
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:
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
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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 7/54
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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 8/54
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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 9/54
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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 10/54
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.
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 11/54
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.
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 12/54
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 .
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 13/54
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 2024-
T4:
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.
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 14/54
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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 15/54
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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 16/54
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 yaitusejajar 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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 17/54
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.
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 18/54
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).
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 19/54
3.2. Struktur Horizontal Tail
Horizontal tail mempunyai fungsi sebagai stabilizer, yaitu menyeimbangkan gaya-
gaya 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 layoutstruktur 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.
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 20/54
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.
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 21/54
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.
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 22/54
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 payloadyang 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.
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 23/54
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 :
-40
-30
-20
-10
0
10
2030
40
0 2 4 6 8 10 12 14 S h e a r ( k N )
X (m)
Shear
-70
-60
-50
-40
-30
-20
-10
0
10
20
30
0 2 4 6 8 10 12 14
M o m e n ( k N m )
X (m)
Moment
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 24/54
Untuk memudahkan observasi, kedua grafik di atas dan geometri pesawat dari pandang samping
ditampakkan secara bersamaan.
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.
-80
-60
-40
-20
0
20
40
0 2 4 6 8 10 12 14
S h e a r : k N ;
M o m e n t : k N m
x (m)
Grafik overlay
Shear Moment
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 25/54
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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 26/54
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
8 175.479 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 framedidistribusikan 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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 27/54
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 bulkhead-
bulkhead 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)
Jarak antar
Bulkhead
(mm)
Jumlah
ruas awal
Jumlah
ruas
bulat
(
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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 28/54
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 fr ame)
(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 f rame sebesar 427.5 mm (1 frame)
Sehingga, posisi penempatan frame dan bulkhead adalah :
Frame & bulkhead
n Jenis Label x (mm)
0 Nose tip 0 0.00
1 Bulkhead 1 700.00
2 Frame 1 1080.00
3 Bulkhead 2 1460.00
4 Frame 2 2130.00
5 Bulkhead 3 2800.00
6 Frame 3 3473.83
7 Frame 4 4147.67
8 Frame 5 4821.50
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 29/54
9 Frame 6 5495.33
10 Frame 7 6169.17
11 Bulkhead 4 6843.0012 Bulkhead 5 7200.00
13 Bulkhead 6 7689.00
14 Frame 8 8322.00
15 Frame 9 8955.00
16 Bulkhead 7 9588.00
17 Frame 10 10215.50
18 Bulkhead 8 10843.00
19 Frame 11 11271.50
20 Tip 0 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 cocokuntuk 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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 30/54
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.
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 31/54
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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 32/54
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”.
w
h
tskin +tsringer
Front spar
Rear spar
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 33/54
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 stress pada skin dengan persamaan:
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 34/54
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 merupakanconventional 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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 35/54
dimana:
Tabel Hasil Perhitungan ketebalan skin dan stringer
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
y M(MN/m) h(m) P(MN) L
(m)
W fb(Mpa) te
(mm)
tsk
(mm)
t-
string
(mm)
0 0.273050 0.187 1.454741 0.6 1.275 116.464 9.796 6.367 3.428
0.72 0.214509 0.178 1.202998 0.6 1.19 109.626 9.221 5.994 3.227
1.44 0.163894 0.168 0.970204 0.6 1.105 102.165 8.594 5.586 3.007
2.16 0.120876 0.159 0.757643 0.6 1.02 93.969 7.904 5.137 2.766
2.88 0.085103 0.150 0.566762 0.6 0.935 84.888 7.140 4.641 2.499
3.6 0.056313 0.140 0.400031 0.6 0.85 74.798 6.291 4.089 2.202
4.32 0.034093 0.131 0.259484 0.6 0.765 63.500 5.341 3.472 1.869
5.04 0.017967 0.122 0.147273 0.6 0.68 50.741 4.268 2.774 1.493
5.76 0.007382 0.112 0.065558 0.6 0.595 36.191 3.044 1.978 1.065
6.48 0.001671 0.103 0.016196 0.6 0.51 19.430 1.634 1.062 0.572
7.2 0 0.093 0 0.6 0.425 0 0 0 0
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 36/54
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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 37/54
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
h-total A () V(N) T(Nm) QT QV QW C(x) tw(mm)
0,375 0,2393 86920,58 78579,22 164176,202 231544,93 395721,13 0,6375 1,398
0,356 0,2121 86920,58 62038,34 146184,812 243731,50 389916,32 0,595 1,377
0,337 0,1866 64912,75 47148,94 126293,149 192132,20 318425,35 0,5525 1,125
0,319 0,1627 54703,18 34944,32 107366,828 171437,69 278804,52 0,51 0,985
0,300 0,1403 44743,43 24758,46 88172,8252 148988,21 237161,03 0,4675 0,838
0,281 0,1196 35318,56 16525,58 69054,0463 125445,29 194499,33 0,425 0,687
0,262 0,1005 26507,18 10132,99 50406,9973 100873,76 151280,76 0,3825 0,534
0,244 0,0829 18405,2 5451,16 32853,3256 75429,24 108282,57 0,34 0,382
0,225 0,0670 11139,93 2329,329 17381,0233 49458,81 66839,83 0,2975 0,236
0,206 0,0526 4906,807 587,1063 5575,66355 23765,61 29341,27 0,255 0,103
0,187 0,0398 0 0 0 0 0 0,2125 0
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 38/54
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)t-panel
(m)L(m) E(Gpa) t-rib(mm) (Mpa) (Mpa)
0,375 0 0,0979 0,6 71,7 5,996 168,636 414
0,356 0,72 0,0979 0,6 71,7 5,592 158,734 414
0,337 1,44 0,0979 0,6 71,7 5,127 147,932 414
0,319 2,16 0,0979 0,6 71,7 4,592 136,064 414
0,300 2,88 0,0979 0,6 71,7 3,982 122,915 414
0,281 3,6 0,0979 0,6 71,7 3,297 108,305 414
0,262 4,32 0,0979 0,6 71,7 2,546 91,9469 414
0,244 5,04 0,0979 0,6 71,7 1,751 73,471 414
0,225 5,76 0,0979 0,6 71,7 0,965 52,404 414
0,206 6,48 0,0979 0,6 71,7 0,303 28,134 414
0,187 7,2 0,0979 0,6 71,7 0 0 414
Tabel 4.1.3 Tabel Perhitungan Ribs
Dari hasil yang didapatkan akan diambil nilai terbesar yaitu:
Tebal Ribs = 5,996 mm
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 39/54
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)
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 40/54
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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 41/54
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:
√
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 42/54
Dari perhitungan diatas didapatkan hasil sebagai berikut:
y
(m)
M
(MNm)
h
(m)
P
(MN)
W
(m)
L
(m)
A FB fb
(Mpa)
Tsk
(mm)
Te
(mm)
Tst
(mm)
0 0.00833 0.134 0.062046 0.825 0.6 138 1.02 49.83484 0.980 1.509 2.596
0.375 0.00612 0.125 0.048817 0.77 0.6 138 1.02 45.75573 0.900 1.385 2.403
0.75 0.00428 0.116 0.036827 0.715 0.6 138 1.02 41.24117 0.811 1.248 2.199
1.125 0.00281 0.107 0.026215 0.66 0.6 138 1.02 36.21639 0.712 1.096 1.980
1.5 0.00168 0.098 0.017141 0.605 0.6 138 1.02 30.58794 0.602 0.926 1.742
1.875 0.00087 0.089 0.009787 0.55 0.6 138 1.02 24.24070 0.477 0.734 1.4782.25 0.00035 0.080 0.004353 0.495 0.6 138 1.02 17.04072 0.335 0.516 1.176
2.625 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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 43/54
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
(m)
h
(m)A (m
2)
V
(MN)
T
(MNm)
QT
(MN/m)
QV
(MN/m)
QW
(MN/m) (
1.5 0.4125 0.82 0.1343 0.1108 0.0064284 0.0003214 0.0014496 0.0478394 0.049289 0
1.4 0.385 0.77 0.1254 0.0965 0.0053907 0.0002695 0.0013955 0.0429826 0.044378 0
1.3 0.3575 0.71 0.1164 0.0832 0.0043970 0.0002198 0.0013201 0.0377559 0.039076 0
1.2 0.33 0.66 0.1075 0.0709 0.0034556 0.0001727 0.0012176 0.0321455 0.033363 0
1.1 0.3025 0.60 0.0985 0.0596 0.0025760 0.0001288 0.0010802 0.0261421 0.027222 0
1 0.275 0.55 0.0895 0.0492 0.0017694 8.847E-05 0.0008978 0.0197519 0.02065 0
0.9 0.2475 0.49 0.0806 0.0399 0.0010502 5.251E-05 0.0006578 0.0130261 0.013684 0
0.8 0.22 0.44 0.0716 0.0315 0.0004407 2.206E-05 0.0003494 0.0061500 0.006499 0
Tabel 4.2.2. Data Sizing Spar Web
Dari hasil yang didapatkan akan diambil nilai terbesar yaitu:
Tebal Spar Web = 0.174167 mm
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 44/54
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) tpanel
(m)L (m) E
(MPa)h (m) tribs(mm)
503 5878.133 0.001509 0.599948 71700 0.134375 2.196351
503 4955.237 0.001386 0.599948 71700 0.125417 1.821388
503 4025.645 0.001249 0.599948 71700 0.116459 1.436295
503 3104.443 0.001097 0.599948 71700 0.1075 1.053727
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 45/54
503 2214.491 0.000926 0.599948 71700 0.098542 0.692552
503 1390.797 0.000734 0.599948 71700 0.089584 0.379166
503 687.3051 0.000516 0.599948 71700 0.080625 0.146358
503 186.2915 0.000269 0.599948 71700 0.071667 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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 46/54
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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 47/54
Gambar 4.3.2 Nilai Fb untuk berbagai Konstruksi
Maka, untuk kali ini Ā bernilai sebesar 138 dan F b 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)
Frame
spacing
(mm)
Area
(m2)
t eff
(mm)
1 0 0 0 700 0 0
2 0.7 -116.228 -27.1199 700 0.110447 0.098961
3 0.7 9933.29 -27.1199 380 0.110447 0.072914
4 1.8 9280.99 10593.35 670 0.7303 0.744137
5 1.8 6254.448 10593.35 670 0.7303 0.744137
6 2.7 5293.788 15818.88 670 1.643175 0.606224
7 2.7 3909.319 15818.88 670 1.643175 0.606224
8 2.8 3778.859 16203.33 670 1.767146 0.591634
9 2.8 3753.659 16203.33 690.5 1.767146 0.600617
10 3.4 -678.979 17125.73 690.5 1.767146 0.617476
11 3.4 -5732.02 17125.73 690.5 1.767146 0.617476
12 5.7 -22723.8 -15598.4 690.5 1.767146 0.589299
13 5.7 -23348.6 -15598.4 690.5 1.767146 0.589299
14 7 -32952.6 -52194.2 357 1.767146 0.775102
15 7 31007.26 -62807.1 357 1.767146 0.85026
16 7.3 28790.95 -53837.3 489 1.767146 0.921318
17 7.3 24541.68 -53837.3 489 1.767146 0.921318
18 7.5 23064.13 -49076.8 489 1.767146 0.879642
19 7.5 23124.32 -49076.8 489 1.770513 0.878805
20 7.6 22992.75 -46770.9 489 1.687285 0.878816
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 48/54
21 7.6 17237.35 -46770.9 489 1.687285 0.878816
22 8 16742.65 -39976.6 633 1.374408 1.024228
23 8 14750.09 -39976.6 633 1.374408 1.02422824 8.8 13912.36 -28525.1 633 0.844826 1.103524
25 8.8 11810.65 -28525.1 633 0.844826 1.103524
26 10 10933.26 -14924.3 627.5 0.290879 1.354399
27 10 483.0545 -293.986 627.5 0.290879 0.190092
28 11.7 19.0225 3.403723 428.5 1.6E-06 0
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.
0
0,2
0,4
0,6
0,8
1
1,2
1,4
1,6
0 2 4 6 8 10 12 14
Kebutuhan ketebalan effektif
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 49/54
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
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 50/54
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.
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 51/54
Diperoleh :
Bagianx0
(mm)
xa
(mm)te (mm) tsk (mm) tstr (mm)
h str
(mm)
section
10 2800 0.745 0.484 0.521 67.53
section
22800 5700 0.618 0.401 0.432 67.53
section
3
5700 7600 0.962 0.625 0.673 67.53
section
47600 11700 1.354 0.880 0.948 67.53
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 52/54
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)
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 53/54
• (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
Bagianx0
(mm)xa
(mm)te (mm) tsk (mm) tstr (mm)
h str (mm)
section1
0 2800 0.745 0.484 0.521 67.53
section
22800 5700 0.618 0.401 0.432 67.53
section
35700 7600 0.962 0.625 0.673 67.53
section
47600 11700 1.354 0.880 0.948 67.53
7/25/2019 Analisis dan Perncangan Struktur Pesawat I
http://slidepdf.com/reader/full/analisis-dan-perncangan-struktur-pesawat-i 54/54
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