SAMSU HIDAYAT2106 100 020
Dosen PembimbingDr. Ir. AGUS SIGIT PRAMONO, DEA.
Tugas AkhirBidang Studi Desain
Latar BelakangRoket Pengorbit Satelit (RPS) membutuhkan roket yang dapat diluncurkan berulang kaliPeluncuran HSFTB V2 mengalami beban aerodinamika pada sayapStruktur pesawat yang digunakan berbahan komposit karena ringan namun memiliki karakteristik yang handal
Perumusan MasalahSimulasi tegangan yang terjadi pada sayap HSFTB V2 akibat tekanan dinamik?Sayap HSFTB V2 mengalami kegagalan desain berdasarkan teori Tsai‐Hill?Arah serat epoxy yang paling optimal pada sayap HSFTB V2?
Batasan MasalahHSFTB V2 pada kondisi terbang cruiseMaterial yang digunakan komposit epoxyVariasi arah serat adalah 0o, 45o, & 90o
Analisa hanya pada struktur sayapAnalisa tegangan pada sifat makroskopik
AsumsiHSFTB V2 pada kondisi terbang stabil dengan ketinggian sea‐level (500m)Sifat mekanik dianggap sama dengan standar properties materialTebal permukaan sayap merata dengan ketebalan 3mmGaya angkat statik
Tujuan Membandingkan kekuatan lapisan komposit dengan arah serat 0o, 45o, & 90o dalam menerima tegangan
Memberikan masukan berupa arah serat komposit epoxy sayap HSFTB V2 yang paling optimal untuk menahan tegangan yang terjadi
Manfaat
Tinjauan PustakaRonald G. P. & Robertus H. T.‐Menganalisa tegangan pada tabung roket RWX‐200 ‐Material carbon epoxy T300/5208 dengan tebal 6mm sebanyak 30 laminatHasilLaminat sudut 90o telah mengalami kegagalan berdasarkan
kriteria tegangan maksimum dengan pembebanan : ‐ Beban aksial 100KN/mm‐ Tekanan ruang bakar 94 kg/cm2
Untuk menghindari kegagalan, maka diperlukan penambahanlaminat sudut 0o yang menahan arah radial
Tinjauan PustakaO. SchrenkMenganalisa metode pendekatan lift distribution padasayap berhingga
Hasilnbn
Tinjauan PustakaProf. David J. O.‐Menganalisa performance aerodinamika pada sayap denganλ=1 dan 3x104<Re<9x104
‐Model sayap terdiri dari beberapa bagian secara numerikdengan type rectangular NACA 0012
Hasilα=6o
α=15o
Metodologi
Metodologi Input:‐ Variasi output yang diinginkan beserta variabel yang mempengaruhi‐ Konfigurasi geometri luar pesawatOutput:‐ CL, CD, dan CM
MISDAT
Metodologi
CL
Output MISDAT
sudut serang 0.01 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4 0.45 0.5 0.55 0.6 0.65 0.7 0.75 0.8 0.85 0.9 0.95
‐1.5 0.661 0.662 0.663 0.673 0.681 0.687 0.694 0.701 0.71 0.719 0.73 0.743 0.757 0.746 0.765 0.79 0.82 0.858 0.91 0.99
‐1 1.324 1.326 1.328 1.348 1.364 1.377 1.39 1.405 1.421 1.44 1.461 1.486 1.515 1.493 1.529 1.579 1.641 1.715 1.82 1.98
‐0.5 1.993 1.996 1.998 2.027 2.05 2.07 2.089 2.111 2.134 2.162 2.193 2.229 2.272 2.238 2.293 2.365 2.461 2.572 2.729 2.968
0 (sudut pasang) 2.67 2.673 2.675 2.712 2.743 2.768 2.793 2.821 2.851 2.886 2.926 2.974 3.029 2.983 3.053 3.147 3.279 3.426 3.634 3.951
0.5 3.355 3.357 3.359 3.404 3.44 3.472 3.501 3.534 3.57 3.612 3.66 3.718 3.785 3.724 3.809 3.924 4.094 4.277 4.535 4.929
1 4.046 4.048 4.048 4.101 4.143 4.178 4.212 4.25 4.29 4.338 4.393 4.46 4.539 4.464 4.563 4.697 4.906 5.124 5.432 5.901
1.5 4.742 4.744 4.743 4.803 4.849 4.887 4.923 4.964 5.009 5.063 5.124 5.201 5.291 5.201 5.313 5.467 5.715 5.967 6.323 6.866
2 5.441 5.443 5.441 5.508 5.558 5.597 5.633 5.676 5.724 5.785 5.854 5.941 6.041 5.935 6.06 6.233 6.52 6.804 7.207 7.821
2.5 6.144 6.145 6.142 6.215 6.268 6.307 6.344 6.386 6.438 6.504 6.58 6.676 6.787 6.664 6.801 6.99 7.317 7.631 8.08 8.764
3 6.85 6.85 6.844 6.922 6.978 7.02 7.054 7.098 7.151 7.221 7.301 7.404 7.523 7.384 7.529 7.73 8.101 8.447 8.943 9.701
CLmach number
0.01 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4 0.45 0.5 0.55 0.6 0.65 0.7 0.75 0.8 0.85 0.9 0.95
angl
e of
atta
ck (α
)
-5 -6.85 -6.85 -6.844 -6.922 -6.978 -7.02 -7.054 -7.098 -7.151 -7.221 -7.301 -7.404 -7.523 -7.384 -7.529 -7.73 -8.101 -8.447 -8.943 -9.701
-4.5 -6.144 -6.145 -6.142 -6.215 -6.268 -6.307 -6.344 -6.386 -6.438 -6.504 -6.58 -6.676 -6.787 -6.664 -6.801 -6.99 -7.317 -7.631 -8.08 -8.764
-4 -5.441 -5.443 -5.441 -5.508 -5.558 -5.597 -5.633 -5.676 -5.724 -5.785 -5.854 -5.941 -6.041 -5.935 -6.06 -6.233 -6.52 -6.804 -7.207 -7.821
-3.5 -4.742 -4.744 -4.743 -4.803 -4.849 -4.887 -4.923 -4.964 -5.009 -5.063 -5.124 -5.201 -5.291 -5.201 -5.313 -5.467 -5.715 -5.967 -6.323 -6.866
-3 -4.046 -4.048 -4.048 -4.101 -4.143 -4.178 -4.212 -4.25 -4.29 -4.338 -4.393 -4.46 -4.539 -4.464 -4.563 -4.697 -4.906 -5.124 -5.432 -5.901
-2.5 -3.355 -3.357 -3.359 -3.404 -3.44 -3.472 -3.501 -3.534 -3.57 -3.612 -3.66 -3.718 -3.785 -3.724 -3.809 -3.924 -4.094 -4.277 -4.535 -4.929
-2 -2.67 -2.673 -2.675 -2.712 -2.743 -2.768 -2.793 -2.821 -2.851 -2.886 -2.926 -2.974 -3.029 -2.983 -3.053 -3.147 -3.279 -3.426 -3.634 -3.951
-1.5 -1.993 -1.996 -1.998 -2.027 -2.05 -2.07 -2.089 -2.111 -2.134 -2.162 -2.193 -2.229 -2.272 -2.238 -2.293 -2.365 -2.461 -2.572 -2.729 -2.968
-1 -1.324 -1.326 -1.328 -1.348 -1.364 -1.377 -1.39 -1.405 -1.421 -1.44 -1.461 -1.486 -1.515 -1.493 -1.529 -1.579 -1.641 -1.715 -1.82 -1.98
-0.5 -0.661 -0.662 -0.663 -0.673 -0.681 -0.687 -0.694 -0.701 -0.71 -0.719 -0.73 -0.743 -0.757 -0.746 -0.765 -0.79 -0.82 -0.858 -0.91 -0.99
0.5 0.661 0.662 0.663 0.673 0.681 0.687 0.694 0.701 0.71 0.719 0.73 0.743 0.757 0.746 0.765 0.79 0.82 0.858 0.91 0.99
1 1.324 1.326 1.328 1.348 1.364 1.377 1.39 1.405 1.421 1.44 1.461 1.486 1.515 1.493 1.529 1.579 1.641 1.715 1.82 1.98
1.5 1.993 1.996 1.998 2.027 2.05 2.07 2.089 2.111 2.134 2.162 2.193 2.229 2.272 2.238 2.293 2.365 2.461 2.572 2.729 2.968
2 2.67 2.673 2.675 2.712 2.743 2.768 2.793 2.821 2.851 2.886 2.926 2.974 3.029 2.983 3.053 3.147 3.279 3.426 3.634 3.951
2.5 3.355 3.357 3.359 3.404 3.44 3.472 3.501 3.534 3.57 3.612 3.66 3.718 3.785 3.724 3.809 3.924 4.094 4.277 4.535 4.929
3 4.046 4.048 4.048 4.101 4.143 4.178 4.212 4.25 4.29 4.338 4.393 4.46 4.539 4.464 4.563 4.697 4.906 5.124 5.432 5.901
3.5 4.742 4.744 4.743 4.803 4.849 4.887 4.923 4.964 5.009 5.063 5.124 5.201 5.291 5.201 5.313 5.467 5.715 5.967 6.323 6.866
4 5.441 5.443 5.441 5.508 5.558 5.597 5.633 5.676 5.724 5.785 5.854 5.941 6.041 5.935 6.06 6.233 6.52 6.804 7.207 7.821
4.5 6.144 6.145 6.142 6.215 6.268 6.307 6.344 6.386 6.438 6.504 6.58 6.676 6.787 6.664 6.801 6.99 7.317 7.631 8.08 8.764
5 6.85 6.85 6.844 6.922 6.978 7.02 7.054 7.098 7.151 7.221 7.301 7.404 7.523 7.384 7.529 7.73 8.101 8.447 8.943 9.701
Metodologi Distribusi Gaya Angkat
Distribusi Lift‐ Jarak per span 15,7cm‐ Distribusi gaya berat sayap
Luas PenampangBawah Sayap
Massa Jenis Udara Coefficient of Lift
Kecepatan Objek‐ Kecepatan suara‐Mach number
Metodologi Model yang digunakan untuk analisa adalah setengah bagian sayap
Model Geometri
Metodologi Material properties angle ply 0o, 45o, & 90o
Material Model
Simulasi
Hasil Simulasi Mach Number Stress X (Mpa) Shear Stress XZ (Mpa) Stress Z (Mpa)
0.55 2959.2 1579.5 5637.9
0.6 3587 1914.6 6834
0.65 4146.1 2213 7899.1
0.7 4921.5 2626.9 9376.5
0.75 5823.8 3108.5 11096
Mach Number Stress X (Mpa) Shear Stress XZ (Mpa) Stress Z (Mpa)
0.55 1854.5 3764.9 11664
0.6 2247.9 4563.7 14139
0.65 2598.3 5275.5 16343
0.7 3084.2 6261.5 19399
0.75 3649.7 7409.6 22956
Mach Number Stress X (Mpa) Shear Stress XZ (Mpa) Stress Z (Mpa)
0.55 6952.4 2761.2 5219.2
0.6 8242.4 3273.5 6187.5
0.65 9722.3 3861.3 7298.5
0.7 11564 4592.9 8681.5
0.75 14006 5562.6 10514
Arah serat 0o
Arah serat 90o
Arah serat 45o
AnalisaNilai stress maksimal dengan variasi mach number 0,55 hingga 0,75Longitudinal dan transversal stress diperhitungkan terhadap tensile ultimate (tarik ataupun kompresi) dan kekuatan geser berdasarkan Tsai‐Hill work theory
AnalisaAnalisa berdasarkan teori kegagalan komposit yang didapatkan pada angle ply 0o, 45o, dan 90o
Mach Number
Stress 11 (Mpa)Shear Stress 12
(Mpa)Stress 22 (Mpa)
Tsai‐Hill Work Theory
0.55 2959.2 1579.5 5637.9 704.4793844
0.6 3587 1914.6 6834 1035.102281
0.65 4146.1 2213 7899.1 1382.900798
0.7 4921.5 2626.9 9376.5 1948.565344
0.75 5823.8 3108.5 11096 2728.720811
Mach Number
Stress 11 (Mpa)Shear Stress 12
(Mpa)Stress 22 (Mpa)
Tsai‐Hill Work Theory
0.55 1854.5 3764.9 11664 1455.172827
0.6 2247.9 4563.7 14139 2138.142532
0.65 2598.3 5275.5 16343 2856.683173
0.7 3084.2 6261.5 19399 4024.970239
0.75 3649.7 7409.6 22956 5636.302069
Mach Number
Stress 11 (Mpa)Shear Stress 12
(Mpa)Stress 22 (Mpa)
Tsai‐Hill Work Theory
0.55 6952.4 2761.2 5219.2 5815.25366
0.6 8242.4 3273.5 6187.5 8173.195243
0.65 9722.3 3861.3 7298.5 11371.77916
0.7 11564 4592.9 8681.5 16089.73227
0.75 14006 5562.6 10514 23599.24353
Analisa Grafik Nilai Tsai‐Hill
0
5000
10000
15000
20000
25000
0.5 0.55 0.6 0.65 0.7 0.75 0.8
Tsai‐H
ill W
ork Th
eory
Mach Number
Angle Ply 0 deg
Angle Ply 45 deg
Angle Ply 90 deg
km/jam
Analisa Perbedaan Nilai Tsai‐Hill
Mach Tsai‐Hill work theory Perbedaan Perbedaan
Number 0o 45o 90o 0o & 45o (%) 0o & 90o (%)
0.55 704.4794 1455.173 5815.254 51.58792337 87.88566371
0.6 1035.102 2138.143 8173.195 51.58871472 87.33540249
0.65 1382.901 2856.683 11371.78 51.59068353 87.839187
0.7 1948.565 4024.97 16089.73 51.5880807 87.88938615
0.75 2728.721 5636.302 23599.24 51.58668259 88.43725305
KesimpulanKekuatan laminat angle ply 0o dalam menahan beban
yang terjadi pada sayap memiliki perbedaan nilai Tsai‐Hill % terhadap angle ply 45o
Perbedaan nilai Tsai‐Hill work theory antara arahserat 0o dan 90o sebesar %Arah serat paling optimal dalam menerima gaya angkatsaat cruise adalah lapisan komposit dengan angle ply 0o
SaranDisarankan untuk penelitian selanjutnya denganmetode sama dan melakukan variasi angle ply yang berbeda‐bedaSelain itu, data‐data yang digunakan diperoleh dariseluruh gaya aerodinamika dan dilengkapi dengantekanan dinamik pada beberapa area permukaan sayapHSFTB V2
TERIMAKASIH
Top Related