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



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 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



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:

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



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 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.



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 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



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 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.



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 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.



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



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



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

8 175.479 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



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



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)


(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)


(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



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



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



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



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:



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



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



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



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



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


Tebal Ribs = 5,996 mm



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)

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


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

(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


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) 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



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


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 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



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



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 :

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



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)


• (6843 mm ≤ x ≤ 7200 mm) : Jarak antar frame sebesar 357 mm (0 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



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

analisis dan perncangan struktur pesawat i

Documents