design composite skin fuselage
TRANSCRIPT
KATA PENGANTAR
Pertama-tama saya panjatkan puji dan sujud syukur kepada Allah swt, pencipta
dan pengatur kehidupan, karena atas berkat rahmat dan hidayah-Nya saya bisa
menyelesaikan laporan kerja praktek ini. Laporan kerja praktek ini adalah hasil
dari kerja praktek yang telah saya lakukan di PT. Indonesian Aerospace (IAe).
Tak lupa shalawat saya panjatkan kepada Nabi Muhammad saw, keluarganya,
sahabatnya dan para pengikutnya sampai akhir zaman nanti.
Selama kurang lebih satu bulan setengah, saya belajar menggunakan software
CATIA di PT. IAe, yang akhirnya saya sadari merupakan software yang sangat
powerfull dalam melakukan design engineering. Saya merasa beruntung dapat
melakukan kerja praktek di divisi structure design karena banyak ilmu yang bisa
saya dapatkan terutama dalam hal design. Selain didampingi oleh orang-orang
yang ahli dalam penggunaan software ini, banyak hal yang tidak saya ketahui
tentang CATIA akhirnya bisa saya ketahui dan mendalam berkat orang-orang
yang ada pada divisi tersebut.
Pada kesempatan ini, saya juga ingin menyampaikan rasa terima kasih yang
sebesar-besarnya kepada berbagai pihak yang telah mendukung, membantu, dan
membimbing, serta mendoakan penulis dalam melaksanakan kerja praktek ini.
Pihak – pihak tersebuat antara lain :
1. Allah SWT, karena berkat kehendak-Nya saya bisa lahir di dunia ini.
2. Keluarga saya di Jawa Timur, atas doanya yang tiada henti untuk
keberhasilan saya.
3. Bapak Agus Trilaksono dan bapak Budi Sampurno, yang telah membantu
saya selama masa kerja praktek di PT. IAe.
4. Irfan Siddik, M. Afrizal, Ibnu Rusydi, M. Nurrahman Besar, Ibnu Sutowo,
Irfan Miladi, yang membantu saya apabila ada kesulitan dan kebersamaan
yang jarang kita dapatkan saat satu ruangan.
5. Keluarga besar Aeronautika dan Astronautika Institut Teknologi Bandung
yang telah membantu penulis dalam berbagai hal.
6. Rekan-rekan penerbangan 2007, yang sama-sama berjuang untuk
mendapatkan yang terbaik dalam masa kerja praktek ini.
7. Serta semua pihak yang tidak dapat saya sebutkan satu-persatu.
Saya menyadari bahwa laporan yang saya kerjakan ini masih jauh dari sempurna.
Tetapi saya berusaha sebaik mungkin agar laporan yang saya buat ini bisa dengan
mudah dimengerti dan dipahami. Semoga laporan ini dapat bermanfaat bagi
semua pihak.
Bandung, Maret 2011
P e n u l i s
DAFTAR ISI
KATA PENGANTAR..............................................................................................i
DAFTAR ISI..........................................................................................................iii
DAFTAR GAMBAR...............................................................................................v
BAB I PENDAHULUAN........................................................................................1
1.1 Latar Belakang dan Rumusan Masalah.....................................................1
1.1.1 Latar belakang....................................................................................1
1.1.2 Rumusan masalah..............................................................................3
1.2 Ruang Lingkup Kajian..............................................................................3
1.3 Tujuan Kerja Praktek.................................................................................3
1.4 Tempat dan Waktu Pelaksanaan Kerja Praktek........................................4
1.4.1 Tempat Pelaksanaa Kerja Praktek......................................................4
1.4.2 Waktu Pelaksanaan Kerja Praktek.....................................................4
1.5 Pembatasan Masalah.................................................................................4
1.6 Metode dan Teknik Pengumpulan Data....................................................4
1.6.1 Metode...............................................................................................4
1.6.2 Teknik Pengumpulan Data.................................................................5
BAB II CATIA V5...................................................................................................7
2.1 Pendahuluan..............................................................................................7
2.2 Sejarah singkat CATIA.............................................................................8
BAB III DESAIN KOMPOSIT.............................................................................11
3.1 Pendahuluan............................................................................................11
3.2 Pembuatan Model....................................................................................13
3.3 Pembuatan Material Core Komposit.......................................................16
3.4 Composite Design Material.....................................................................22
BAB IV ANALISIS STRUKTUR.........................................................................30
4.1 Pendahuluan............................................................................................30
4.2 Meshing...................................................................................................30
4.3 Pemberian Beban dan Kondisi Batas......................................................33
BAB V ANALISIS KEGAGALAN......................................................................38
5.1 Pendahuluan............................................................................................38
5.2 Penghitungan Analisis Kegagalan...........................................................40
BAB VI KESIMPULAN DAN SARAN...............................................................43
6.1 Kesimpulan..............................................................................................43
6.2 Saran........................................................................................................44
DAFTAR PUSTAKA............................................................................................45
DAFTAR GAMBAR
Gambar 3.1 Datum fuselage...................................................................................13
Gambar 3.2 Datum skin dan cut out......................................................................14
Gambar 3.3 Proyeksi datum cut out terhadap skin................................................14
Gambar 3.4 Pemotongan skin fuselage..................................................................15
Gambar 3.5 Hasil potongan skin fuselage.............................................................15
Gambar 3.6 Extract model.....................................................................................16
Gambar 3.7 Langkah awal pembuatan material baru............................................17
Gambar 3.8 Root catalog material.........................................................................18
Gambar 3.9 Properties structure honeycomb material...........................................18
Gambar 3.9 Geometri structure composite............................................................19
Gambar 3.10 Peringatan Composite Catalog.........................................................19
Gambar 3.11 Save material baru............................................................................20
Gambar 3.12 Tools Option................................................................................20
Gambar 3.13 Jendela Options................................................................................21
Gambar 3.14 Penulusuran dan Pemilihan CompositeCatalog2.............................22
Gambar 3.15 Worktools composite design............................................................23
Gambar 3.16 Composites parameters....................................................................23
Gambar 3.17 Zones Group Definition...................................................................24
Gambar 3.18 Pemberian kondisi batas...................................................................25
Gambar 3.19 Penentuan material dan jumlah lamina............................................26
Gambar 3.20 Pemberian axis.................................................................................26
Gambar 3.21 Plies Creation...................................................................................27
Gambar 3.22 Penelusuran Reorder Children.........................................................28
Gambar 3.23 Susunan Simetri Lamina..................................................................28
Gambar 3.24 Visualisasi lamina komposit............................................................29
Gambar 4.1 Penelusuran Advanced Meshing Tools..............................................31
Gambar 4.2 Kotak New Analysis Case..................................................................31
Gambar 4.3 Global Parameter................................................................................32
Gambat 4.4 Hasil Meshing.....................................................................................32
Gambar 4.5 Penelusuran Generative Structural Analysis......................................33
Gambar 4.6 Penelusuran Imported Composite Property.......................................33
Gambar 4.7 Imported Composite Property............................................................34
Gambar 4.8 Pemberian tumpuan fuselage.............................................................34
Gambar 4.9 Jendela Pressure.................................................................................35
Gambar 4.10 Penelusuran Generate Image............................................................35
Gambar 4.11 Pemilihan stress principal tensor component...................................36
Gambar 4.12 Penelusuran Definition.....................................................................36
Gambar 4.13 Jendela Image Edition......................................................................37
Gambar 5.1 Properties material S1454_G803.......................................................41
BAB I
PENDAHULUAN
1.1 Latar Belakang dan Rumusan Masalah
1.1.1 Latar belakang
Kurikulum pendidikan program strata satu Jurusan Aeronotika dan
Astronotika mewajibkan mahasiswanya untuk melaksanakan kerja praktek
sebelum menyelesaikan masa studinya. Kerja praktek merupakan
pekerjaan mandiri yang dibimbing, dimana mahasiswa diwajibkan bekerja
di suatu instansi atau perusahaan yang berhubungan dengan profesinya
dalam jangka waktu tertentu.
Agar mahasiswa dapat lebih mengembangkan ilmu dan wawasannya,
maka perlu diadakan penerapan ilmu yang telah didapat secara langsung di
lapangan. Pada saat kerja praktek, mahasiswa diharapkan dapat menambah
wawasan baru dari dunia kerja, serta dapat menerapkan ilmu-ilmu yang
telah diperoleh di bangku perkuliahan pada lapangan industri yang
sesungguhnya, khususnya dalam bidang penerbangan.
Untuk memenuhi tujuan dari program kerja praktek tersebut, maka penulis
memilih untuk melaksanakan kerja praktek di PT. Indonesian Aerospace
(IAe), Direktorat Pengembangan Teknologi Divisi Structure Design.
Alasan penulis memilih divisi structure design adalah karena di divisi ini
penulis dapat mempelajari dan memperdalam salah satu software
computer yang banyak digunakan dalam dunia industri. Software yang
penulis maksud adalah CATIA (Computer Aided Three Dimensional
Interactive Application), yaitu software interactive untuk membuat suatu
benda atau barang, analisa, manufacturing process, data management, dan
design process.
Dalam kerja praktek yang telah penulis lakukan selama kurang lebih dua
bulan ini, penulis banyak berkutat dalam hal desain struktur. Desain
struktur yang coba penulis dalami adalah desain komposit yang
aplikasinya sudah mulai banyak digunakan dalam dunia industri. Desain
komposit mulai banyak digunakan karena keunggulan – keunggulannya
dibandingkan dengan material paduan logam yang lain. Beberapa
keunggulannya adalah kekuatan untuk menahan beban yang cukup karena
dapat disesuaikan dengan jumlah lapisan, ringan, tahan karat dll.
Desain komposit yang penulis kaji adalah sandwich structure yang
diaplikasikan pada skin fuselage. Dimana dalam pemodelannya, struktur
skin fuselage terdiri atas beberapa lapis lamina dan core. Dari pemodelan
ini akan diberikan gaya yang biasa diterima oleh skin dan kondisi batas
sebagai tumpuan. Dengan menggunakan analisis elemen hingga kemudian
didapatkan besarnya tegangan yang terjadi untuk tiap - tiap lamina.
Tegangan yang didapatkan kemudian akan dianalisis lebih lanjut untuk
mengetahui apakah struktur komposit tersebut kuat menahan beban yang
diberikan atau tidak (gagal).
1.1.2 Rumusan masalah
Berdasarkan latar belakang di atas, rumusan masalah yang penulis ajukan
adalah :
Bagaimanakah pembuatan desain komposit skin fuselage
menggunakan CATIA V5?
Berapa harga tegangan yang timbul pada desain komposit skin
fuselage?
Apakah desain komposit skin fuselage dengan susunan lapisan
tersebut gagal?
1.2 Ruang Lingkup Kajian
Untuk menjawab rumusan masalah di atas, akan dikaji hal – hal berikut :
Pengenalan tentang software CATIA V5
Desain Komposit
Kriteria Kegagalan Tsai-Hill
1.3 Tujuan Kerja Praktek
Tujuan dari pelaksanaan kerja praktek ini, selain untuk memenuhi beban
kuliah wajib sebanyak satu SKS juga untuk memberikan pelajaran teknis
lapangan dan memberikan pengalaman bagi mahasiswa untuk melihat dan
menerapkan ilmu pengetahuan yang telah diperoleh.
1.4 Tempat dan Waktu Pelaksanaan Kerja Praktek
1.4.1 Tempat Pelaksanaa Kerja Praktek
Kerja praktek ini dilaksanakan di PT. Indonesian Aerospace (IAe) jalan
Pajajaran nomor 154, Bandung, Jawa Barat.
1.4.2 Waktu Pelaksanaan Kerja Praktek
Kerja praktek ini dilaksanakan dari tanggal 1 Juni 2010 sampai dengan 31
Juli 2010.
1.5 Pembatasan Masalah
Permasalahan yang dibahas adalah pembuatan model skin fuselage pesawat
NMX dari komposit, analisa tegangan yang terjadi pada skin, dan analisa
kegagalan pada skin.
1.6 Metode dan Teknik Pengumpulan Data
1.6.1 Metode
Metode yang digunakan adalah metode deskriptif analitis, yaitu
mendiskripsikan data yang diperoleh baik dari literature maupun dari hail
perhitungan kemudian dianalisis.
1.6.2 Teknik Pengumpulan Data
Teknik yang digunakan untuk mengumpulkan data meliputi adalah studi
kepustakaan.
1.7 Sistematika Penulisan
Penulisan laporan kerja praktek ini disusun mengikuti susunan sebagai
berikut:
Bab I Pendahuluan
Merupakan pendahuluan yang menjelaskan mengenai latar
belakang, tujuan kegiatan, tempat dan waktu pelaksanaan kerja
praktek, pembatasan masalah, dan sistematika penulisan.
Bab II CATIA V5
Berisi tentang penjelasan singkat mengenai CATIA dan material
komposit terutama sandwich structure komposit.
Bab III Desain Komposit
Berisi tentang penjelasan mengenai cara mendesain skin fuselage
NMX material komposit dari suatu model.
Bab IV Analisis Finite Element Skin Fuselage NMX
Berisi tentang penjelasan mengenai dasar analisis finite element
method dari model komposit yang telah dibuat.
Bab V Analisis Kegagalan Skin Fuselage NMX
Berisi tentang penjelasan mengenai analisis kegagalan laminat
pada skin fuselage NMX.
Bab VI Kesimpulan dan Saran
Berisi tentang kesimpulan dan saran atas hasil yang diperoleh
selama melaksanakan kerja praktek.
BAB II
CATIA V5
2.1 Pendahuluan
CATIA (Computer Aided Three Dimensional Interactive Application)
merupakan software interactive yang menggabungkan kemampuan CAD,
CAM, dan CAE yang dikembangkan oleh Dassault Systemes yang berasal
dari Perancis dan dipasarkan ke seluruh dunia oleh IBM. Software ini dapat
membuat bentuk-bentuk yang kompleks dan detail dengan cara yang
berbeda-beda. Dibuat dengan menggunakan bahasa pemrograman C++,
menjadikan CATIA produk unggulan Dassault Systemes untuk software
jenis PLM.
Software ini dibuat pada akhir tahun 1970-an dan awal tahun 1980-an yang
dipergunakan untuk mengembangkan Dassault Mirage Fighter Jet. Lambat
laun software ini dipergunakan juga dalam bidang aerospace, automotive,
shipbuilding, dan industri lainnya.
Pada saat ini, yang sering digunakan di dunia industri adalah CATIA versi
5. Versi ini merupakan versi CATIA yang user friendly karena CATIA V5
merupakan CATIA yang berbasis windows, sehingga dapat memudahkan
penggunanya untuk mengerti cara penggunaannya dan dalam segi
pemakaiannya, software ini menjadi sangat fleksibel.
2.2 Sejarah singkat CATIA
Pada tahun 60-an perkembangan industri pesawat terbang membutuhkan
sesuatu yang dapat melakukan perhitungan aerodynamics melalui
komputasi teoritik, perhitungan stress analysis melalui komputasi teoritik,
dan juga numerical control machining dari parts. Untuk menjawab
tantangan itu, maka pada tahun 1967, Dassault Systems mulai
mengembangkan software yang dapat mendefinisikan bentuk dari pesawat
terbang.
Seiring berjalannya waktu, Dassault Systemes membentuk tim CAD\CAM
pada tahun 1970-an. Tim ini mempunyai tugas untuk mengembangkan
software untuk membuat master geometry. Selain itu juga bertugas untuk
membuat outer shape dari pesawat terbang, dan juga agar dapat memberikan
data bentuk external yang akan digunakan pada design dan manufacturing.
Dengan adanya tambahan software CADAM pada tahun 1975 untuk
drafting, maka selangkah demi selangkah semua pesawat terbang dapat
didefinisikan dalam bentuk digital (Bentuk external dalam 3D meliputi
kurva, surface, volume, dan internal parts dalam 2D drafting).
Pada tahun 1977 dengan adanya pengalaman selama 10 tahun dalam 3D
mathematics, dan juga tampilan CADAM yang interaktif untuk user, maka
dimulailah pengembangan CATIA. Pada awalnya CATIA bernama CATI
(Conception Assistee Tridimensionnelle Interactive) yang akhirnya berubah
menjadi CATIA pada tahun 1981. Pada tahun ini juga Dassault Aviation
memutuskan untuk menjual CATIA. Karena memutuskan untuk menjual
CATIA, maka Dassault Aviation membentuk Dassault Systemes dimana tim
CAD\CAM yang ada pada Dassault Aviation dipindahkan ke Dasaault
Systemes dan tim tersebut bertugas untuk mengembangkan CATIA agar
dapat digunakan untuk semua industry. Selain itu Dassault Aviation juga
bekerja sama dengan IBM agar CATIA dapat dijual secara luas ke seluruh
dunia.
Pada awal penjualannya, hanya ada 29 perusahaan yang menggunakan
software ini, seperti Grumman (Airplane, USA), SNECMA (Jet Engine,
France), Daimler-Benz (Automotive, Germany), BMW (Automotive,
Germany), Honda (Automotive, Japan). Pada tahun 1986 Boeing memilih
CATIA sebagai alat 3D CAD yang utama sehingga membuat Boeing
menjadi customer yang paling besar.
Di bawah ini merupakan penjelasan evolusi CATIA mulai dari versi yang
pertama:
1981 : Version 1
Host MVS
Shape design, NC, …
1984 : Version 2
Host MVS, VM
Drafting, …
1988 : Version 3
Host / IBM workstation
Data management (CDM)
1993 : Version 4
Host / UNIX Workstations (IBM, HP, SUN, SGI)
Exact solids, Parametric design, …
1998 : Version 5
A complete re-write of CATIA
UNIX, Windows platforms
An architecture to support PLM
BAB III
DESAIN KOMPOSIT
3.1 Pendahuluan
Kata komposit dalam pengertian bahan komposit berarti terdiri dari dua kata
atau lebih bahan yang berbeda yang digabung atau dicampur secara
makroskopis. Kata kunci di sini adalah pengertian makroskopis. Ini berbeda
dengan paduan atau alloy, yang penggabungan unsure-unsurnya dilakukan
secara mikroskopis. Pada bahan komposit, sifat-sifat unsur pembentuknya
masih terlihat jelas, yang pada paduan sudah tidak lagi tampak secara nyata.
Pada umumnya bahan komposit terdiri dari dua unsur, yaitu serat (fiber) dan
bahan pengikat serat-serat tersebut yang disebut matriks. Unsur utama
bahan komposit adalah serat. Serat inilah yang terutama menntukan
karakteristik bahan komposit, seperti kekakuan, kekuatan serta sifat-sifat
mekanik yang lain. Serat lah yang menahan sebagian besar gaya-gaya yang
bekerja pada bahan komposit. Sedang matriks bertugas melindungi dan
mengikat serat agar dapat bekerja dengan baik. Karena itu untuk bahan serat
digunakan bahan yang kuat dan getas seperti karbon, kaca dan boron.
Sedang bahan matriks dipilih bahan-bahan yang lunak seperti plastic dan
logam-logam lunak (alumunium, tembaga, dsb.nya). Penggunaan komposit
untuk industry pesawat terbang mulai banyak digemari karena dari bahan
komposit didapatkan material yang ringan tetapi kuat dan kaku.
Perkembangan komposit yang pesat telah menghasilkan salah satu jenis
struktur komposit yang baru yaitu sandwich structure composite. Sandwich
structure composite adalah material komposit yang terbuat dari dua lapisan
dan di antara dua lapisan diberi core. Material core biasanya memiliki
ketahanan yang rendah tetapi karena tebal core yang relative besar sehingga
membuat sandwich structure memiliki ketahanan yang tinggi dengan
kerapatan yang rendah. Core terletak di tengah – tengah antara dua lamina.
Adanya core akan membuat inersia struktur semakin besar sehingga
kemampuan struktur untuk menahan beban yang terjadi juga meningkat.
Pada laporan kerja praktek ini, akan digunakan sandwich structure
composite untuk mendesain struktur fuselage pesawat. Core yang digunakan
adalah honeycomb material yang memiliki karakteristik struktur sebagai
berikut :
3.2 Pembuatan Model
Pada pengerjaan awal, diberikan datum struktur fuselage yang merupakan
bentuk kasar dari model fuselage. Datum tersebut merupakan acuan dari
pembuatan model fuselage. Oleh karena itu, data datum harus diolah lebih
lanjut sehingga didapatkan model yang sesuai.
Gambar 3.1 Datum fuselage
Bagian fuselage yang akan dibuat struktur komposit pada laporan ini adalah
skin. Yang berpengaruh dalam pembuatan model skin adalah cut out pintu
dan jendela di sebelah kiri dan kanan pesawat. Datum yang tidak digunakan
lebih baik di-hidden untuk mempermudah proses pembuatan model. Datum
yang disembunyikan antara lain datum frames, stringers, dan skin
panelisation.
Gambar 3.2 Datum skin dan cut out
Datum cut out kemudian diproyeksikan ke skin fuselage seperti gambar
berikut.
Gambar 3.3 Proyeksi datum cut out terhadap skin
Setelah proyeksi cut out selesai dilakukan, kemudian dilakukan cut terhadap
skin surface . Skin surface akan terpotong sesuai dengan cut out hasil
proyeksi.
Gambar 3.4 Pemotongan skin fuselage
Dari pemotongan tersebut akan didapatkan hasil sebagai berikut.
Gambar 3.5 Hasil potongan skin fuselage
Langkah selanjutnya adalah membuat extract pada maisng – masing ujung
fuselage. Hasil extract ini nantinya akan digunakan sebagai contour dalam
pembuatan komposit.
Gambar 3.6 Extract model
3.3 Pembuatan Material Core Komposit
Struktur komposit yang akan digunakan pada skin fuselage ini adalah
sandwich structure. Sandwich structure terdiri atas dua bagian utama yaitu
outer skin dan core. Material outer skin yang digunakan adalah
S1454_G803 yang sudah terdapat di Default Catalog Material CATIA.
Sedangkan material core pada Default Catalog Material masih blum ada..
Oleh karena itu, material core harus didefinisikan terlebih dahulu sebelum
bisa digunakan pada struktur komposit skin fuselage.
Pada menu bar klik File Desk.
Gambar 3.7 Langkah awal pembuatan material baru
Kemudian akan muncul root catalog material. Klik kanan pada mouse dan
pilih Open.
Gambar 3.8 Root catalog material
Pada menu bar klik Insert New Material. Maka icon new material akan
keluar. Klik kanan pada icon new material Properties. Kemudian akan
keluar tabel properties. Pada menu properties pilih Analysis Material :
Honeycomb Material. Masukkan harga structural properties. Lalu klik OK.
Gambar 3.9 Properties structure honeycomb material
Ubah menu properties dari Analysis Composites. Masukkan harga
structure material seperti gambar. Lalu klik OK
Gambar 3.9 Geometri structure composite
Akan muncul peringatan seperti berikut. Klik Yes
Gambar 3.10 Peringatan Composite Catalog
Kemudian langsung simpan saja composite catalog yang baru dengan nama
CompositeCatalog2. Klik Save.
Gambar 3.11 Save material baru
Untuk mengakses material yang telah dibuat. Pada menu bar pilih Tools
Option.
Gambar 3.12 Tools Option
Kemudian jendela option akan keluar. Pada deret sebelah kiri pilih Material
Library.
Gambar 3.13 Jendela Options
Pada Default Material Catalog Path klik ikon dan masukkan
CompositeCatalog2 yang tadi sudah disimpan.
Gambar 3.14 Penulusuran dan Pemilihan CompositeCatalog2.
3.4 Composite Design Material
Pada sub bab ini akan dibahas tentang membuat struktur komposit terutama
sandwich structure pada skin fuselage. Untuk membuat struktur digunakan
worktools yang sudah tersedia di CATIA yaitu Composite Design. Untuk
lebeih jelasnya lihat gambar di bawah.
Gambar 3.15 Worktools composite design
Pada jendela catia akan muncul ikon – ikon yang terletak di sebelah kanan.
Klik ikon . Maka akan muncul tabel composite parameter.
Gambar 3.16 Composites parameters
Pada tabel ini, kita diminta untuk memasukkan arah orientasi fiber yang
akan kita gunakan pada lamina. Biasanya orientasi sudut yang banyak
digunakan pada lamina adalah 0,±45, dan 90 derajat. Orientasi sudut ini
sudah cukup untuk menahan beban – beban yang terjadi akibat tegangan
tarik ataupun tegangan geser. Oleh karena itu, dimasukkan arah orientasi
seperti di atas. Akan tetapi tidak menutup kemungkinan untuk menambah
orientasi sudut yang diinginkan, missal 30, 60, 75 derajat.
Langkah selanjutnya adalah klik ikon Zones Group . Kemudian
keluarlah kotak preliminary design. Disini kita menetukan model yang akan
kita buat komposit, arah tumpukan dan rosette. Model yang didesain saat ini
adalah seluruh surface skin fuselage, arah tumpukannya ke dalam,dan
rosette yang digunakan adalah fuselage axis.
Gambar 3.17 Zones Group Definition
Langkah selanjutnya adalah membuat zone definition. Klik ikon dan
akan muncul kotak Zone Definition. Pada bagian geometry harus
dimasukkan boundary dari model. Pada skin fuselage komposit yang
dimasukkan sebagai boundary adalah dua buah extract pada bagian ujung
fuselage telah dibuat sebelumnya.
Gambar 3.18 Pemberian kondisi batas
Pada kotak laminate dimasukkan material dan jumlah lamina komposit serta
jumlah core yang akan dipakai. Dalam desain ini digunakan material
S1454_G803 dan core. Jumlah lamina yang digunakan adalah 9 dengan
rincian 8 lamina material S1454_G803 yang terbagi untuk sudut 0, ±45, dan
90 dan 1 core.
Gambar 3.19 Penentuan material dan jumlah lamina
Pada kotak rosette axis yang digunakan adalah fuselage axis.
Gambar 3.20 Pemberian axis
Langkah selanjutnya klik ikon untuk membuat stacking lamina dan
akan muncul kotak Plies Creation. Klik OK.
Gambar 3.21 Plies Creation
Pada root trees akan muncul stacking. Stacking yang muncul masih belum
berurutan sesuai dengan yang diharapkan. Oleh karena itu, lamina – lamina
yang ada harus diurutkan terlebih dahulu. Untuk merubah urutan lamina
klik kanan Stacking(Engineering) Stacking Object Reorder Children.
Gambar 3.22 Penelusuran Reorder Children
Setelah itu, kotak Reorder Children akan muncul. Disini diubah susunan
lamina sesuai dengan yang diinginkan. Susunan yang diinginkan adalah
susunan yang simetri.
Gambar 3.23 Susunan Simetri Lamina
Untuk memvisualisasikan model komposit yang dibuat digunakan ikon ply
exploder . Lalu akan keluar kotak ply exploder. Pada kotak ini dapat
ditentukan skala yang akan digunakan. Semakin besar skala yang digunakan
maka akan semakin terlihat jelas jarak antara ply yang telah didesain.
Setelah skala ditentukan klik OK. Sekarang akan terlihat model terbentuk
dari beberapa layer compsite.
Gambar 3.24 Visualisasi lamina komposit.
BAB IV
ANALISIS STRUKTUR
4.1 Pendahuluan
Pada bab ini akan dilakukan suatu analisis elemen hingga terhadap suatu
desain model komposit yang telah dibuat sebelumnya. Hasil perhitungan
yang didapatkan menggunakan beberapa asumsi antara lain :
Beban yang diberikan hanya tegangan pressure.
Pengaruh komponen lain seperti longeron dan frame ditiadakan.
Untuk melakukan penghitungan tegangan, pertama – tama harus dibuat
mesh model. Yaitu membagi model menjadi elemen – elemen kecil. Ukuran
mesh mempengaruhi hasil yang akan didapatkan kelak. Semakin kecil
elemen yang digunakan semakin akurat hasil yang akan didapatkan tetapi
kinerja prosesor akan semakin berat dan waktu yang dibutuhkan untuk
mengolah juga akan semakin lama.
4.2 Meshing
Langkah yang dilakukan pertama kali untuk membuat mesh dari model
yang akan dianalisis adalah menentukan elemen yang digunakan dan
besarnya elemen. Bisa dianggap tahap ini adlah tahap inisiasi. Langkah
yangd dilakukan adalah klik Start Analysis & Simulation Advanced
Meshing Tools.
Gambar 4.1 Penelusuran Advanced Meshing Tools
Akan muncul kotak New Analysis Case. Pilih Static Analysis OK.
Gambar 4.2 Kotak New Analysis Case
Pilih ikon Advanced Surface Mesher . Kemudian klik model yang akan
di mesh. Kotak Global Parameter akan muncul. Global Parameter
menentukan bentuk dan besarnya ukuran mesh yang digunakan. Setelah
ditentukan klik OK.
Gambar 4.3 Global Parameter
Langkah selanjutnya adalah membuat mesh dari model. Klik ikon Mesh The
Part . Setelah beberapa saat akan muncul hasil dari mesh. Lama
pembuatan mesh bergantung pada besar kecilnya elemen yang digunakan.
Gambat 4.4 Hasil Meshing
4.3 Pemberian Beban dan Kondisi Batas
Setelah mesh terbentuk, dapat dilakukan pemberian beban dan kondisi
batas. Pemberian beban dan kondisi batas dilakukan pada worktools
Generative Structure Analysis. Langkah yang dilakukan adalah Klik Start
Analysis & Simulation Generative Structural Analysis.
Gambar 4.5 Penelusuran Generative Structural Analysis
Langkah selanjutnya adalah memasukkan properties composite dengan cara
klik ikon Imported Composite Property.
Gambar 4.6 Penelusuran Imported Composite Property
Kemudian akan keluar kotak Imported Composite Property. Disini dipilih
keseluruhan model. Klik OK.
Gambar 4.7 Imported Composite Property
Langkah selanjutnya adalah menentukan tumpuan dengan mengklik ikon
clamp . Kemudian pilih ujung dari fuselage sebagai batas tumpuannya.
Gambar 4.8 Pemberian tumpuan fuselage
Setelah menentukan tumpuan,langkah selanjutanya adalah memberikan
gaya. Asumsi gaya yang diterima oleh struktur fuselage hanya berupa
pressure. Pressure yang diterima sebesar 75300 Pa. Untuk memasukkkan
pressure, klik ikon pressure . Pada jendela pressure, klik model yang
akan diberi pressure dan masukkan harga pressure.
Gambar 4.9 Jendela Pressure
Setelah tumpuan dan gaya selesai didefinisikan, klik ikon compute
untuk menganalisis dan klik OK. CATIA akan melakukan running. Setelah
running selesai. Klik kanan Static Case Solution yang terletak di root. Pilih
Generate Image.
Gambar 4.10 Penelusuran Generate Image
Maka akan keluar jendela Image Generation. Pada jendela Image
Generation banyak muncul pilihan image yang akan ditampilkan. Pemilihan
tergantung hasil yang ingin dilihat. Pada laporan ini, mage yang
dimunculkan adalah stress principal tensor component. Klik OK
Gambar 4.11 Pemilihan stress principal tensor component
Di sebelah kanan akan muncul grafik distribusi tegangan. Untuk
mendapatkan besar tegangan maksimum yang diterima oleh tiap lamina,
digunakan Definition. Klik kanan stress principal tensor component
stress principal tensor component (element’s node values) Definition.
Gambar 4.12 Penelusuran Definition
Kemudian jendela Image Editon keluar. Pada Jendela Image Edition kita
bebas untuk menentukan criteria tegangan yang dikeluarkan. Bisa principal
stress, principal shearing, von misses dll. Pada filter component C11 berarti
arah serat, sedangkan C22 adalah tegak lurus serat. Selain itu, pemilihan
lamina yang akan dilihat besar tegangannya dapat ditentukan dengan
merubah filter lamina menjadi 2, 3 dst. Besar tegangan yang telah dirubah
dapat dilihat pada distribusi tegangan yang terletak di sebelah kanan. Yang
akan dicari dari laporan ini adalah besar dari tegangan normal maksimum
dan tegangan shear maksimum untuk masing – masing lamina. Hasil dari
tegangan normal dan shear maksimum ini nantinya akan diolah lebih lanjut
untuk analisis kegagalan lamina.
Gambar 4.13 Jendela Image Edition
BAB V
ANALISIS KEGAGALAN
5.1 Pendahuluan
Pada setiap prosedut perancangan struktur, selalu terdapat langkah
membandingkan beban yang terjadi dengan beban yang diijinkan.
Pembandingan tersebut perlu agar struktur mampu menahan beban yang
terjadi dan tidak rusak/gagal.
Pada bahan isotrop, ini hanya berarti membandingkantegangan atau
regangan utama dengan tegangan dan regangan yang diijinkan pada material
tersebut dan menggunakan kriteria patah tertentu untuk kasus – kasus
tegangan multiaksial. Arah tegangan dan regangan utama tidak berpengaruh
bagi material isotrop. Sedang pada bahan orthotropik/komposit, kekuatan
bahan berbeda menurut arah, sehingga mungkin saja terjadi arah tegangan
utama tidak berimpit dengan arah kekuatan maksimum. Untuk mengatasi
hal ini, pada bahan komposit, kekuatan selalu didefinisikan pada arah – arah
sumbu utama bahan. Dengan demikian definisi kekuatan pada bahan
komposit adalah :
Kekuatan tarik dan tekan dalam arah serat (Xt dan Xc)
Kekuatan tarik dan tekan dalam arah tegak lurus serat (Yt dan Yc)
Kekuatan Geser (S)
Karena itu untuk meramal kekuatan struktur komposit, tegangan dan
regangan haruslah ditransformasikan terlebih dahulu ke arah sumbu –
sumbu utama bahan, baru kemudian dibandingkan dengan tegangan dan
regangan yang diijinkan. Untuk mengetahui saat awal kerusakan / kegagalan
struktur komposit tersebut digunakan kriteria patah yang sesuai.
Ada beberapa pendekatan pengkajian kekuatan bahan komposit laminat
yang dikenai beban multiaksial. Dengan demikian kriteria – kriteria
kegagalan yang berbedapun telah dikembangkan. Setiap kriteria kegagalan
yang dikembangkan, pada batas – batas tertentu selalu ditunjang dengan
percobaan, tetapi tetap saja kriteria tersebut tidak dapat digunakan secara
umum dengan keyakinan seratus persen. Ini disebabkan beragamnya
interaksi tegangan yang bekerja pada berbagai macam kombinasi serat /
matriks dan kombinasi susunan laminat. Karena itu pemilihan suatu kriteria
kegagalan tertentu banyak ditentukan oleh tersedianya macam data yang
tersedia atau mudah didapat.
Pada laporan ini, kriteria kegagalan yang digunakan adalah kriteria Tsai –
Hill. Kriterian ini dikembangkan dari kriteria umum luluh Hill untuk bahan
anisotropik. Untuk lamina orthotropik, kriteria ini menjadi :
( σ1
X )2
−σ 1σ 2
X2 +( σ2
Y )2
+( τ12
S )2
=A
Dengan X dan Y harus diganti dengan Xt dan Xc atau Yt dan Yc tergantung
dari tanda σ 1 dan σ 2.
5.2 Penghitungan Analisis Kegagalan
Dari perhitungan secara finite element dengan menggunakan CATIA
sebelumnya diperoleh tegangan maksimum yang terdapat pada tiap lamina.
Tegangan normal dan geser maksimum yang diperoleh akan dipakai untuk
analisis kegagalan struktur. Tegangan yang terjadi untuk masing – masing
lamina adalah sbb :
Lamina 1 dan 2 (sudut 0˚)
c11 = 3.08 x 108
c22 = 7.39 x 107
τ12 = 2.4 x 108
Lamina 3,4,5,6 (sudut ± 45˚)
c11 = 3.57 x 108
c22 = 9.95 x 107
τ12 = 2.92 x 108
Lamina 7 dan 8 (sudut 90˚)
c11 = 3.08 x 108
c22 = 7.39 x 107
τ12 = 2.4 x 108
Dalam pembuatan struktur komposit ini digunakan material S1454_G803
yang sudah tersedia di dalam CATIA dengan karakteristik material sbb:
Gambar 5.1 Properties material S1454_G803
Setelah kita mendapatkan tegangan maksimum tiap lamina dan karakteristik
material, dengan menggunakan kriteria kegagalan Tsai-Hill, maka analisis
kegagalan untuk tiap lamina dapat diperoleh.
Kriteria Tsai-Hill
( σ1
X )2
−σ 1σ 2
X2 +( σ2
Y )2
+( τ12
S )2
=A
Keterangan :
Jika nilai A > 1 maka lamina gagal
Jika nilai A < 1 maka lamina tidak gagal
X longitudinal tensile/compressive stress untuk arah X
Y longitudinal tensile/compressive stress untuk arah Y
S shear modulus
Perhitungan analisis kegagalan
Untuk lamina 1, 2 O˚.
( 3.08 x108
7 x108 )2
−(3.08 x 108 ) (7.39 x107 )
(7 x108 )2+( 7.39 x107
7 x108 )2
+( 2.4 x108
3 x109 )2
=0. 165
Untuk lamina 3, 4, 5, 6 ± 45˚.
( 3.57 x108
7 x108 )2
−(3.57 x108 ) (9.95 x 107 )
(7 x108 )2+( 9.95 x107
7 x108 )2
+( 2.92 x 108
3 x 109 )2
=0.21
Untuk lamina 7, 8 9O˚.
( 3.08 x108
7 x108 )2
−(3.08 x 108 ) (7.39 x107 )
(7 x108 )2+( 7.39 x107
7 x108 )2
+( 2.4 x108
3 x109 )2
=0. 165
Dari perhitungan di atas, nilai A untuk masing-masing lamina tidak
melebihi 1. Jadi, desain komposit untuk fuselage tidak gagal.
BAB VI
KESIMPULAN DAN SARAN
6.1 Kesimpulan
Berdasarkan uraian pada bab – bab sebelumnya, ada beberapa kesimpulan
yang dapat diambil dari desain dan analisa struktur komposit fuselage
pesawat NMX, antara lain:
CATIA V5 merupakan software interactive yang user friendly
sehingga tidak terlalu sulit untuk menggunakannya.
CATIA V5 memiliki fitur – fitur yang mampu mendesain suatu
model, membuat struktur komposit dan dapat melakukan analisis
elemen hingga untuk menghitung tegangan yang terjadi.
Dalam pembuatan diharapkan tumpukan lamina simetri untuk
mennghindari kopel yang terjadi antara tegangan dan regangan.
Penambahan core membuat struktur memiliki kekuatan yang
meningkat.
Semakin kecil elemen yang digunakan, hasil komputasi akan
semakin akurat. Tetapi di lain sisi, kinerja komputer akan semakin
berat dan waktu komputasi juga semakin lama.
Berdasarkan analisis kegagalan, struktur komposit skin fuselage
tersebut aman.
6.2 Saran
Berdasarkan uraian di atas, maka didapatkan saran sebagai berikut :
Meskipun CATIA V5 memiliki fitur untuk melakukan analisis
struktur, lebih baik penghitungan tegangan menggunakan software
lain yang lebih akurat karena biasanya CATIA V5 digunakan untuk
pembuatan model sedangkan analisis struktur menggunakan
software.
DAFTAR PUSTAKA
Hadi, B. K. :”Mekanika Struktur Komposit” , Bandung, Penerbit ITB. 2000
Noventa, Atra. : “Desain dan Analisa Struktur Komposit”, Bandung, Laporan
Kerja Praktek. 2010