LAPORAN

ANALISIS DAN PERANCANGAN STRUKTUR RINGAN I

PERANCANGAN STRUKTUR PESAWAT DIAMOND DA 40

HIDAYAT SULAEMAN 13611055

ANDRI HAPSORO 13612012

EVA NOVITALIA 13612013

FAKULTAS TEKNIK MESIN DAN DIRGANTARA

AERONOTIKA DAN ASTRONOTIKA

INSTITUT TEKNOLOGI BANDUNG

1 OKTOBER 2014

BAB I

PENDAHULUAN

1.1 Latar Belakang

Struktur Ringan (Light weight structure) merupakan salah satu disiplin ilmu yang terdapat dalam ilmu perancangan pesawat udara ataupun wahana terbang lainnya. Struktur merupakan bagian yang sangat penting dalam suatu wahana terbang khususnya pesawat udara. Dalam ilmu perancangan struktur ringan, terdapat beberapa spesifikasi atau kriteria yang harus dicapai atau dipenuhi sesuai dengan wahana atau segala sesuatu yang ingin kita rancang. Spesifikasi tersebut antara lain : Loads (beban dan muatan), configuration (konfigurasi bentuk struktur/layout), dan sizing yang merupakan penentuan ukuran komponen-komponen struktur.

Dalam laporan ini, penjelasan mengenai perancangan struktur secara sistematis terbagi menjadi tiga bagian. Bagian pertama membahas tentang loads, yakni analisis tentang beban-beban yang bekerja pada pesawat saat beroperasi. Bagian kedua membahas konfigurasi pesawat, yakni tentang layout atau konsep awal bentuk pesawat yang akan dirancang. Bagian ketiga adalah sizing, yakni analisis dan perhitungan mengenai ukuran masing-masing komponen yang menyusun pesawat. Pada setiap tahapannya, baik perhitungan load, desain konfigurasi pesawat, serta pengukuran komponen, semua hal tersebut akan saling mempengaruhi dan menentukan konsep struktur yang dirancang, jenis material yang digunakan, serta metode manufaktur dari pembuatan komponen-komponen pesawat yang digunakan. Oleh karena itu, tiga bahasan utama dalam laporan ini, yakni loads, configuration, dan sizing, akan saling berkaitan satu sama lain. Tujuan dari ketiga laporan ini adalah sama yakni untuk mendapatkan desain awal struktur yang efektif dan efisien, yakni struktur tersebut memiliki optimasi antara kekuatan yang dimiliki bisa sekuat mungkin, berat yang dimiliki seringan mungkin, dan pengunaan material yang mudah untuk diperoleh dan tidak mahal, serta biaya manufaktur yang relatif tidak mahal.

1.2 Persyaratan dan Tujuan Perancangan

Ada beberapa persyaratan dan tujuan yang ingin dicapai dalam perncangan pesawat DIAMOND DA40 ini. Hal tersebut ditinjau dari beberapa aspek, yakni ekonomi, safety (keamanan), load (beban), struktur, material dan metode manufaktur, serta maintenance

1.2.1 Ekonomi

Produk pesawat Diamond DA40 star yang dihasilkan harus mampu berkompetisi dengan produk pesawat latih lain, tentunya pesawat latih yang satu kelas dengan jenis pesawat ini. Hal ini berarti, harga pesawat Diamond DA40 Starini harus lebih murah dibandingkan dengan harga pesawat lain di kelasnya. Biaya penelitian dan pengembangan (research and

development cost), biaya produksi (production cost), dan biaya perawatan (maintenance cost) pada pesawat Diamond DA40 Star ini setidak-tidaknya memiliki tingkat yang rendah dikelasnya, akan lebih baik apabila bisa mencapai harga yang paling rendah, dengan begitu diharapkan pesawat ini mampu memenuhi kebutuhan pasar.

Perlu diwaspadai juga, akibat dari biaya penelitian dan pengembangan yang lambat adalah lamanya waktu produksi dari pesawat ini. Apabila ada competitor lain yang bisa memproduksi pesawat sekelas dengan lebih cepat, dikhawatirkan pesawat DIAMOND DA40 STAR ini kehilangan customer-nya karena produk pesawat lain telah mendapatkan potential costumer telebih dahulu.

1.2.2 Safety

Faktor keamanan dalam perancangan pesawat merupakan salah satu faktor terpenting dalam perancangan suatu pesawat. Pesawat yang tidak memenuhi standar kelaikan udara (airworthiness) akan membuat pesawat ini tidak mendapatkan sertifikat layak terbang dan tentu tidak mendapatkan izin untuk beroperasi. Beberapa bagian dari safety pada pesawat adalah:

1.2.3 Load

Pesawat harus dapat mengangkut payload dalam jumlah tertentu. Dalam hal ini berat total(Maximum Take Off Weight) harus dapat diprediksi secara cermat. Kesalahan asumsi dapat mengurangi nilai kompetitif dari suatu pesawat. Untuk dapat mengetahui load pesawat secara keseluruhan, selain load dari penumpang terdapat sumber load lainnya yaitu berat pesawat dan gaya-gaya aerodinamik.

1.2.4 Struktur

Struktur pesawat harus mampu menahan berbagai beban yang terjadi pada saat peswat beroperasi, baik steady flight maupun saat accelerated flight. Struktur peswat tersebut harus lebih kuat dari beban-beban aerodinamik yang terjadi. Seperti yang sudah dijelaskan dalam bagian load, kemampuan struktur dalam menahan beban sangat penting dalam menentukan batas maksimum beban yang dapat diterima pesawat.

1.2.5 Material dan Metode Manufaktur

Pemilihan material dan proses manufaktur yang tepat akan sangat berperan dalam hal efisiensi anggaran pesawat. Pemilihan material yang tepat akan berkaitan dengan kekuatan dari struktur yang dirancang. Penggunaan material yang tidak efisien akan membuat pesawat bertambah berat dan mengakibatkan bertambahnya fuel consumption. Oleh karena itu sangat penting sekali pada saat perancangan menggunakan prinsip penggunaan material se-efisien mungkin.

Selain pemilihan material yang digunakan, pemilihan proses manufaktur juga menjadi penting. Hal ini tidak lain karena ada beberapa proses manufaktur yang memakan biaya yang cukup tinggi. Untuk menekan biaya manufaktur, dalam merancang pesawat. Detail design harus dirancang agar dapat dibuat dengan prose manufaktur yang relative lebih mudah dan memiliki cost yang rendah.

1.2.6 Maintenance

Perlu diperhatikan bahwa selain biaya pengembangan dan penelitian (research and development cost) serta biaya produksi/pembuatan (production cost) masih ada pengeluaran anggaran yang mempunyai andil yang cukup besar. Biaya Perawatan (maintenance cost) memiliki posisi yang cukup besar dari keseluruhan anggaran yang dikeluarkan. Hal ini diakibatkan karena rata-rata umur pesawat yang cukup panjang dibandingkan sarana transportasi lainnya.

1.3 Target Capaian

Dalam pengerjaan laporan ini kami memiliki target capaian yaitu

1. Mengetahui seluruh beban yang bekerja pada bagian pesawat Diamond DA40 Star.

2. Mendapatkan konfigurasi optimal seluruh bagian pesawat termasuk pemilihan material dan

metode manufaktur yang digunakan.

3. Mendapatkan ukuran struktur yang efektif dalam menahan berbagai jenis beban yang diterima selama beroperasi.

1.4 Ruang Lingkup Kajian

Berdasarkan masalah-masalah di atas, maka ruang lingkup atau cakupan bahasan yang akan kami kaji antara lain :

1. Menentukan sumber-sumber beban yang bekerja pada pesawat Diamond DA 40 serta besarnya beban dan arah bekerjanya.

2. Menentukan konfigurasi struktur termasuk pemilihan material dan metode manufaktur yang digunakan.

3. Menentukan ukuran dari struktur pada komponen-komponen penyusun wing, fuselage, dan tail.

4. Menganalisis hubungan dan pengaruh dari loads, configuration, dan sizing dari komponen-komponen penyusun pesawat serta menentukan pilihan yang optimal sehingga dapat menghasilkan struktur yang kuat dan ringan.

1.5 Asumsi yang Digunakan

Dalam tahapan analisis dan perhitungan beberapa hal, kami menggunakan beberapa asumsi agar mempermudah perhitungan yang dilakukan. Asumsi tersebut diantaranya :

1. Penampang sayap pesawat diasumsikan berbentuk trapezoid2. Pengaruh gaya-gaya yang dihasilkan oleh control surface diabaikan.3. Pesawat terbang pada ketinggian yang konstan dimana massa jenis udaranya tetap yakni,

serta besarnya gravitasi yang dipakai yakni 9,81 m

s2 .

4. Pesawat terbang dalam keadaan steady symmetric

1.6 Metode dan Teknik Pengumpulan Data

1.6.1 Metode Pengumpulan Data

Metode yang digunakan adalah deskriptif analitis karena dalam penentuan ukuran dan konfigurasi struktur, dilakukan dengan cara mendeskripsikan kondisi pesawat ketika beban-beban bekerja pada strukturnya baik secara visual (gambar diagram benda bebas maupun grafik), tertulis, dsb.

1.6.2 Teknik Pengumpulan Data

Teknik yang digunakan dalam pengumpulan data adalah melalui studi dari berbagai literature yang terkait dengan ilmu struktur, desain pesawat udara, dsb.

1.7 Sistematika Penulisan

Secara sistematis, pembahasan terbagi menjadi tiga BAB, BAB I membahas loads, yakni sumber-sumber beban pada struktur serta bentuk dan besarnya beban serta arah kerjanya. BAB II membahas konfigurasi struktur pesawat yang mencakup pembahasan mengenai pemilihan material dan metode manufaktur yang digunakan. Dan yang terakhir BAB III membahas sizing, yakni penentuan ukuran dari struktur pada komponen-komponen penyusun wing, fuselage, dan tail.

1.8 Regulasi yang Digunakan

Pesawat Diamond DA 40 adalah pesawat latih dengan 4 penumpang yang regulasinya diatur oleh standar kelaikan udara, airworthiness CS – 23, atau FAR 23 (Federal Aviation Regulation – 23). Dalam analisis yang kami lakukan, kami mengambil literatur atau sumber regulasi dari FAR 23 - book 1, sub part C – structure. Berikut ini adalah penjelasan yang lebih rinci terkait regulasi tersebut.

GENERAL

Sec. 23.1 – Applicability.

1. This Part prescribes airworthiness standards for the issue of type certificates, and changes to those certificates, for airplanes in the normal, utility, acrobatic and commuter categories.

2. Each person who applies under Part 21 for such a certificate or change must show compliance with the applicable requirements of this Part.Amdt. 23-34, Eff. 02/17/87

Sec. 23.3 - Airplane categories.

1. The normal category is limited to airplanes that have a seating configuration, excluding pilot seats, of nine or less, a maximum certificated takeoff of 12,500 pounds or less, and intended for nonacrobatic operation. Nonacrobatic operation includes:a. Any maneuver incident to normal flying;b. Stalls (except whip stalls); andc. Lazy eights, chandelles, and steep turns, in which the angle of bank is not more than 60

degrees.

2. The utility category is limited to airplanes that have a seating configuration, excluding pilot seats, of nine or less, a maximum certificated takeoff weight of 12,500 pounds or less, and intended for limited acrobatic operation. Airplanes certificated in the utility category may be used in any of the operations covered under paragraph (a) of this section and in limited acrobatic operations. Limited acrobatic operation includes:a. Spins (if approved for the particular type of airplane); andb. Lazy eights, chandelles, and steep turns, or similar maneuvers, in which the angle of bank is

more than 60 degrees but not more than 90 degrees.

3. The acrobatic category is limited to airplanes that have a seating configuration, excluding pilot seats, of nine or less, a maximum certificated takeoff weight of 12,500 pounds or less, and intended for use without restrictions, other than those shown to be necessary as a result of required flight tests.

4. The commuter category is limited to propeller-driven, multiengine airplanes that have a seating configuration, excluding pilot seats, of 19 or less, and a maximum certificated takeoff weight of 19,000 pounds or less. The commuter category operation is limited to any maneuver incident to normal flying, stalls (except whip stalls), and steep turns, in which the angle of bank is not more than 60 degrees.

5. Except for commuter category, airplanes may be type certificated in more than one category if the requirements of each requested category are met.

Amdt. 23-50, Eff. 03/11/96

FLIGHT LOADSSec. 23.321 - General a. Flight load factors represent the ratio of the aerodynamic force component (acting normal to the

assumed longitudinal axis of the aeroplane) to the weight of the aeroplane. A positive flight load factor is one in which the aerodynamic force acts upward, with respect to the aeroplane.

b. Compiliance with the flight load requirements of this subpart must be shown –

1) At each critical altitude within the range in which aeroplane may be expected to operate;2) At each weight from design minimum weight to the design maximum weight ; and 3) For each required altitude and weight, for nay practicable distribution of disposable load

within the operating limitations specified in CS 23.1583 to 23.1589.

c. When significant the effects of compresibility must be taken into account.

Sec. 23.331 - Symmetrical flight conditions.a. The appropriate balancing horizontal tail load must be accounted for in a rational or

conservative manner when determining the wing loads and linear inertia loads corresponding to any of the symmetrical flight conditions specified in Secs. 23.331 through 23.341.

b. The incremental horizontal tail loads due to maneuvering and gusts must be reacted by the angular inertia of the airplane in a rational or conservative manner.

c. Mutual influence of the aerodynamic surfaces must be taken into account when determining flight loads.

Amdt. 23-42, Eff. 02/04/91

Sec. 23.333 - Flight Envelope a. General. Compliance with the strength requirements of this subpart must be shown at any

combination of airspeed and load factor on and within the boundaries of a flight envelope (similar to the one in sub-paragraph (d)) that represents the envelope of the flight loading conditions specified by te manoeuvaring and gust criteria of sub-paragraphs (b) and (c) respectively.

b. Manoeuvring envelope. Except where limited by maximum (static) lift coefficients, to symmetrical manoeuvres resulting in the following limit load factors :1. The positive manoeuvring kiad factor specified in CS 23.337 at speeds up to VD;2. The negative manoeuvring load factor specified in CS 23.337 at VC ; and 3. Factors varying linearly with speed from the specified value at VC to 0,0 at VD for the normal

and commuter category, and -1,0 at VD for the aerobatic and utility categories.

c. Gust envelope 1. The aeroplane is assumed to be subjected to symmetrical vertical gusts in level flight. The

resulting limit load factors must correspond to the conditions determined as follows :I. Positive (up) and negative (down) gusts of 50 fps at VC must be considered at altitudes

between sea level and 6096 m (20 000 ft). The gust velocity may be reduced linearly from 50 fps at 6096 m (20 000 ft) to 25 fps at 15240 m (50 000ft); and

II. Positive and negative gusts of 25 fps at VD must be considered at altitudes between sea level and 6096 m (20 000 ft). The gust velocity may be reduced linearly from 25 fps at 6096 m (20 000 ft) to 12,5 fps at 15240 m (50 000ft); and

III. In addition, for commuter category aeroplanes, positive (up) and negative (down) rough air gusts of 66 fps at VB must be considered at altitudes between sea level and 6096 m (20 000 ft). The gust velocity may be reduced linearly from 66 fps at 6096 m (20 000 ft) to 38 fps at 15240 m (50 000ft); and

2. The following assumptions must be made : i. The shape of the gust is –

U=U de

2 (1-cos 2 π s

25 ̅� ̅� C̅�)

Where S = distance penetrated into gust (ft);C = mean geomtric chors of wing (ft) ; and Ude= derivied gust velocity referred to in sub-paragraph (1) linearly with speed between VC and VD.

ii. Gust load factors vary linearly with speed between VC and VD.

Sec. 23.335 - Design AirspeedsExcept as provided in sub-paragraph (a) (4),the selected design airspeeds are equivalent airspeed (EAS).a. Design cruising speed,VC. For VC the following apply:

1. VC (in knots) may not be less than –(i). 33√W/S (for normal, utility and commuter category aeroplanes) ; and

(ii). 36 √W/S (for aerobatic category aeroplanes) . Where W/S = wing loading at design maximum take off weight lb/ft2.

2. For values of W/S more than 20, the multiplying factors may be decreased linearly with W/S to a value of 28,6 where W/S = 100

3. VC need not be more than 0,9 VH at sea level. 4. At altitudes where an MD is established, a cruising apeed MC limited by compressibility may be

selected.

b. Design dive speed , VD. For VD the following apply : 1) VD/MD may be not less tah 1,25 VC/MC; and 2) With VC min , the required minimum design cruising speed, VD may not be less than –

(i). 1,40 VC min for normal and commuter category aeroplanes;(ii). 1,50 VC min for utility category aeroplanes; and

(iii). 1,55 VC min for aerobatic aerobatic category aeroplanes.3) For values of W/S more than 20, the multiplying factors in sub-paragraph (2) may be decreased

linearly with W/S to a value of 1,35 where W/S = 100.4) Compliance with sub-paragraphs (1) and (2) need not be shown if VD/MD is selected so that the

minimum speed margin between VC/MC and VD/MD is the greater of the following : (i). The speed increase resulting when, fro the initial condition of stabilised flight at VC/MC,

the aeroplane is assumed to be upset, flown for 20 seconds along a fligth path 7,5 0

below the initial path and then pulled up with a load factor at1,5(0,5 g acceleration increment). At least 75% maximum continous power for reciprocating engines and maximum cruisng power for turbines, or, if less, the power requires for VC/MC for both kinds of engines, must be assumed until the pull-up is initiated, at which point power reduction and pilot controlled drag devices may be used; and

(ii). Mach 0,05 for nomal, utility, and aerobatic category aeroplanes (at altitudes where MD

is established). (iii). Mach 0,07 for commuter category aeroplanes (at altitudes where analysis, including

effects of automatic system, is used to determine a lower margin. If a rational analysis is used, the minimum speed margin must be enough to provide for atmospheric variations ( suh as horizontak gusts, and the penetration of jet streams or cold fronts), instrument errors, airframe production variations, and must be not be less than Mach 0,05.

c. Design manoeuvring speed, VA. For VA, the following applies: 1) VA may not be less than VS√n where –

(i). VS is a computed stalling speed with flaps retracted at the design weight, normally based on the maximum aeroplane normal force coefficients, CNA;and

(ii). n is the limit manoeuvring load factor used in design. 2) The value of VA need not exceed the value of VC used in design.

d. Design speed for maximum gust intensity, VB. For VB, the following applies : 1) VB may not be less than the speed determined by the intersection of the line representing the

maximum positive lift CN MAX and the line representing the rough air gust velocity on the gust V-n diagram, or VS1 √ ng, whichever is less, where –

(i). ng the positive aeroplane gust load factor due to gust, at speed VC (in accordance with CS 23.341), and at the particular weight under consideration; and

(ii). VS1 is the stalling speed with the flaps retracted at the particular weight under consideration.

2) VB need not be greater than VC.

Sec. 23.337 - Limit manoeuvring load factors a) The positive limit manoeuvring load factors n may not be less than –

(1) 2.1 +24000

W +10000 for normal and commuter category aeroplanes (where W = design maximum

take-off weight lb, except that n need not be more than 3.8(2) 4.4 for utility category aeroplanes; or (3) 6.0 for aerobatic category aeroplane.

b) The negative limit manoeuvring load factor may not be less than – (1) 0.4 times the positive load factor for the normal, utility and commuter categories; or (2) 0.5 times the positive load factor for the aerobatic category.

c) Manoeuvring load factors lower than those specified in this paragraph may be used if the aeroplane has design features that make it impossible to exceed these values in flight.

Sec 23.341 - Gust Load Factors a) Each aeroplane must be designed to withstand loads on each lifting surface resulting from gusts

specified in CS 23.333 (c).

b) The gusts load for a canard or tandem wing configuration must be computed using a rational analysis, or may be computed in accordance with sub-paragraph (c) provided taht the resulting net loads are shown to be conservative with respect to the gusts criteria of CS 23.333(c).

c) In the absence of a more rational analysis the gust load factors must be computed as follows :

n=1+kg ρ 0U deVa

2(WS

)

where

kg = 0,88 μ g5,3+μg

= gust alleviation factor;

µg = 2(W

S)

ρC̅ag = aeroplane mass ratio;

Ude = derived gust velocityies referred to in CS 23.333(c) (m/s);ρ0 = density of air at sea-level (kg/m3)ρ = density of air (kg/m3) at altitude considered;W/S = wing load due to the applicable weight of the aeroplane in the particular load case (N/m2);C = mean geometric chord (m);g = Acceleration due to gravity (m/sec2);V = aeroplane equivalent speed (m/s) ; and a = slope of the aeroplane normal force coefficient curve CNA per radian if the gust loads are

applied to the wings and horizontal tail surfaces simultaneously by a rational method. The wing lift curve slope CL per radian may be used when the gust load is applied to the wings only and the horizontal tail gust loads are treated as a separate condition.

Metode schrenk

Metode schrenk digunakan untuk menghitung gaya angkat pada sayap dan ekor horizontal. Karena bentuk ekor sayap simetris, maka untuk menghitung distribusi beban aerodinamik pada sayap dan ekor horizontal cukup dengan menganalisis setengaph bagiannya saja. Metode ini membagi bagian menjadi beberapa partisi untuk besarnya lift, berat struktur dan bahan bakar. Besarnya gaya angkat dihitung dengan

Resultan gaya yang diperoleh yaitu hasil gaya angkat dikurangi dengan berat fuel dan berat struktur. resultan ini digunakan untuk perhitungan bending moment dan shear force

BAB II

PERHITUNGAN BEBAN PADA PESAWAT DIAMOND DA40

2.1 Penjelasan Mengenai Pesawat Diamond DA 40

Gambar

2.1.1 Triview Drawing pesawat diamond DA40

2.1.2 Spesifikasi Pesawat Diamond DA 40

i. Dimensi

span sayap 11,94 m

Luas sayap 13,54 m2

MAC 1,121 m

Aspect ratio 10,53

Panjang keseluruhan 8,01 m

Tinggi keseluruhan 1,97 m

span ekor 3,29 m

luas ekor 2,34 m2

Wheel track 2,97 m

Wheel base 1,68 m

Tabel (2.1) Dimensi Pesawat Diamond DA40 Star

ii. Berat

Gross

Maximum Take-off (MTOW)1150 kg ( normal)

980 kg (utility)Maximum Landing 1150 kg

Empty Weight 750 kgMaximum Payload 720 nm

Useful LoadMaximum Fuel C̅apacity

Available Payload with Max FuelFuel 77,6 liters

passenger 4

Tabel (2.2) Dimensi Berat Pesawat Diamond DA40 Star

iii. Performa

C̅ruise speed 128 KCAS

Stall speedTake-off Distance (35 ft

obstacle)

Landing Distance (50 ft obstacle)

Maximum Range

Range

Rate of C̅limb

Service C̅eiling Altitude 16400 ft

Tabel (2.3) Performa Pesawat Diamond DA40 Star

iv. Mesin pesawat

Name Textron Lycoming IO-360 M1-A

Weight

Power 2700 RPM (take off)

Number of Fuel TanksNumber of Propellers

Number of Blades per Prop

Propeller Diameter 1,80 m

Power continous 2400 RPM

Tabel (2.4) spesifikasi Mesin Pesawat Diamond DA40 Star

2.2 Aircraft Load

2.2.1 Wing Load

Dalam menentukan dan menghitung beban yang berada di sayap OV-10 Bronco ini, kami menggunakan metode Schrenk. Metode ini menggunakan pendekatan dalam menghitung distribusi gaya angkat pada sayap.

Dengan metode schrenk ini, didapat distribusi lift rata-rata dari planform sayap eliptik dan distribusi dari planform sayap sebenarnya dengan cl=1.

celliptical c l'=4 S

πb √1−(2 yb )

2

c planform c l'=12 (c planform+

4 Sπb √1−( 2 y

b )2)

Pada metode ini, sayap pesawat yang akan dianalisis dibagi menjadi beberapa segmen (section). Setelah itu, dapat dilakukan perhitungan pada masing-masing segmen sayap tersebut yang besar koefisien gaya angkatnya dapat didekati dengan persamaan berikut:

c l'=12 (1+ 4 S

πbc √1−( 2 yb )

2)

Untuk menghitung gaya angkat di setiap segmen, digunakan kecepatan jelajah dengan massa jenis udara pada ketinggian jelajah juga.

L=12

( ρ . V 2 . S . C̅l)

Pada komponen sayap ini beban yang bekerja adalah :

Gaya angkat sayap (L) Berat airframe sayap (Ww) Berat powerplant (Wpow) Berat landing gear main (Wlgmain) Berat bahan bakar (Wfuel) Berat Nacelle (Wnac)

Sayap yang akan dianalisis dibagi menjadi n segmen. Dalam perhitungan ini akan dibagi menjadi 25 segmen.

Beberapa asumsi yang dapat digunakan untuk menghitung beban pada sayap antara lain

1.Bentuk sayap persegi panjang sempurna, sehingga panjang chord pada tiap bagian sama.

2.Konfigurasi dan material sepanjang span sayap sama, sehingga beban sayap per-section sama pada tiap bagian. Ww per-section = Ww / n section.

3.CG sayap terletak pada elastisitas axis, sehingga berat sayap tidak menimbulkan torsi.

4.Sayap dianggap sebagai beam yang ujungnya dijepit pada pangkal sayap.5.Koefisien lift di ujung sayap dianggap nol. Hal ini dimaksudkan agar nilai lift di

ujung juga nol. 6.Gaya angkat yang didapat pada setiap bagian terletak pada ujung tiap-tiap bagian

tersebut pada 0.25 chord dari penampang airfoilnya.7.Jarak dari A ke B adalah jarak power plant dari pangkal sayap.

2.2.2 Tail Loads

Beban pada tail dapat dihitung dengan menggunakan Schrenk Method. Perhitungan yang dilakukan sama seperti pada perhitungan sayap, hanya saja pada tail tidak ada beban fuel maupun landing gear. Beban yang dihitung pada tail loads hanya beban pada horizontal tail, hal ini disebabkan karena gaya angkat yang diakibatkan oleh vertical tail maupun tailboom sangat kecil sehingga dapat diabaikan.

Beberapa asumsi yang digunakan untuk menghitung beban pada horizontal tail antara lain:

1. Bentuk tail persegi panjang sempurna, sehingga panjang chord pada tiap bagian sama semua.2. ketebalan dan material sepanjang tail sama, sehingga beban tail persection sama untuk tiap bagian.3. cg tail terletak pada elastisitas axis (0.4 chord), sehingga berat tail tidak menimbulkan torsi.4. tail dianggap sebagai beam yang kedua ujungnya bertumpu pada vertical tail.5. Gaya angkat yang didapat pada setiap bagian terletak pada ujung tiap-tiap bagian tersebut pada 0.25 chord dari penampang airfoilnya.6. Koefisien lift di ujung tail dianggap nol. Hal ini dimaksudkan agar nilai lift di ujung juga nol.

Karena bentuk tail pada pesawat merupakan bentuk yang simetri maka perhitungan hanya dilakukan pada satu sisi tail saja. Setengah tail yang akan dianalisis tersebut kemudian dibagi menjadi 23 bagian, dengan lebar tiap bagian 10 cm. lalu dari setiap bagian itu dapat dicari koefisien gaya angkatnya masing-masing dengan rumus:

cl '=12 (1+ 4 S

πbc√1− (2 y /b )2)

Nilai Cl yang didapat dari persamaan diatas bukan nilai Cl yang sebenarnya, oleh karena itu hasil yang didapat harus dikalikan dengan nilai Cl tail saat pesawat sedang cruise (L=W).

Setelah didapat nilai Cl yang sebenarnya, gaya angkat pada tiap bagian tail dapat dihitung dengan persamaan:

L=12

ρ V 2 SC̅l

2.2.3 Fuselage Loads

Fuselage Load adalah beban-beban yang diterima oleh fuselage. Beban-beban tersebut diakibatkan oleh berat komponen-komponen yang ada di fuselage. Berat komponen-komponen yang diperhitungkan adalah berat fuselage itu sendiri, nose landing gear, crew, dan fixed equipment. Berat masing-masing komponen diperoleh dengan metode General Dynamic untuk pesawat USAF. Dengan nilai CG masing-masing komponen yang telah diketahui sebelumnya, lokasi titik berat tiap komponen dapat diketahui.

Dengan data berat tiap komponen dan lokasinya, fuselage dapat dimodelkan dalam diagram benda bebas. Asumsikan fuselage adalah sebuah beam yang menopang gaya berat dari masing-masing komponen. Dari pemodelan tersebut, nilai shear force dan bending moment yang dialami oleh fuselage dapat diketahui. Nilai shear force dan bending moment tersebut akan digunakan untuk SF dan BM diagram.

2.3 flight envelope

Untuk mengetahui flight envelope dari pesawat diamond DA 40. Hal pertama yang harus dikerjakan adalah membuat V-n dan Gust diagram. Untuk membuat kedua diagram tersebut, kita memerlukan data pesawat yang salah satunya adalag g limit. Berdasarkan referensi yang saya peroleh, G limit dari pesawat diamond 40A yakni:

G Limit diamond 40A: - 1.52 s/d + 3.8

Nilai G limit tersebut menyatakan bahwa pesawat dapat terbang dengan rentang G=-1.52 untuk nilai paling rendah hingga G=3.8 untuk nilai paling tinggi.

Dari data G limit tersebut, kita bisa memperoleh nilai VA dan VH. Berikut ini adalah cara menghitungnya.

Pertama, untuk mengetahui nilai dari VA dan VH. VA dan VH, kita dapat menggunakan persamaan sebagai berikut:

nz=ρ0 V 2

2WS

C̅L , Max

Lalu, dari persamaan tersebut kita, ubah nz menjadi variabel yang kita cari, yakni V

nz=ρ0 V 2

2WS

C̅L , Max

V 2=2 nz

WS

ρ0 C̅L, Max

V=√ 2nzWS

ρ0 C̅L, Max

Data atau variabel-variabel yang kita butuhkan adalah nilai nz ,WS

, ρ0 , danC̅L , Max.

Nilai nz merupakan Load Factor atau istilah lain dari G dari pesawat. Nilai W dan S telah diberitahukan di data awal pesawat yang sudah diberikan di atas. Nilai densitas udara pada ketinggian tertentu di atas laut juga dapat dicari baik dengan perhitungan manual ataupun dari referensi yang ada. Dan untuk mendapatkan nilai C̅L , Max kita harus melakukan pengubahan nilai C̅ l , Max 2D dari airfoil Wortmann FX 63-137 yang diberikan, menjadi nilai C̅L , Max 3D untuk sayap pesawat latih tersebut.

Persamaan yang digunakan untuk mengubah koefiesien lift Cl dari 2D ke 3D yaitu:

C̅L=1

1+(C̅lα

πAe)

C̅ l

Di mana C̅ lα adalah nilai perubahan Cl terhadap α .A

adalah Aspect Ratio pesawat dan α adalah nilai sudut serang. Nilai e adalah bilangan Oswald dan bisa dikira-kira nilainya sekitar 0.85

Nilai C̅ l , Maxpada kurva Cl vs α airfoil FX 63-137 adalah

C̅ l , Max=1.7

Dari grafik disamping terlihat C̅ l , Max terdapat pada sudut serang yaitu:

α=12 °

Lalu dari referensi di internet. Diketahui bahwa nilai Aspect Ratio pesawat Diamond 40A adalah:

A=10.53

Dan nilai perubahan C̅ lterhadap α atau C̅ lα untuk airfoil ini dapat diestimasi mempunyai nilai sebesar

C̅ lα=0.1/degree

Setelah itu, melalui persamaan

C̅L , Max=1

1+(C̅ lα

πAe)

C̅ l , Max

Kita masukkan data-data yang telah diperoleh di atas maka akan didapat hasil untuk CL positif yaitu 1.4126 dan CL negatif yaitu -1, 314

Setelah mendapatkan nilai C̅L , Max, kita dapat mencari nilai VA dan VH menggunakan persamaan ini:

V=√ 2nzWS

ρ0 C̅L, Max

Berikutnya kita akan melakukan perhitungan V pada kondisi operasi yang berbeda yakni MTOW dan OEW.

Wing

DATA AIRFOIL FX_63-137_UIUC

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2-0.05

0

0.05

0.1

0.15

Chart Title

Dalam perhitungan ini menggunakan CL 3D yaitu 1.4126dan -1, 314.

V-n diagram digunakan untuk menentukan limit design dan load factor ultimate design terhadap kecepatan dimana struktur pesawat dapat menahan load tersebut

Design limit load factor

n pos = 3,8n neg = - 1,52

kecepatan pesawat diamond star DA40

stall speed = 60,32 knot

cruise speed = 150 knot

dive speed = 210 knot

manouver speed = 115,65 knot

0 50 100 150 200 250

-2

-1

0

1

2

3

4

5

6

7

8

V-n Diagram MTOW gust 25VmaxLin-ear (V-max)V starLin-ear (V star)v-n 2Lin-ear (v-n 2)gust 50gust 66V(KEAS)

n

0 50 100 150 200 250

-4

-2

0

2

4

6

8

V-n Diagram EOW

GUST1GUST 2GUST 3VSVBVmaxenvelope

V(KEAS)

n

EOWn W L LT

4.012 7357.529518.2

9 22160.79

4.495 7357.533071.9

6 25714.46

3.394 7357.524971.3

6 17613.86

-1.394 7357.5-

10256.4 -17613.9-2.495 7357.5 -18357 -25714.5

-1.9596 7357.5-

14417.8 -21775.3

MTOWn W(N) Lw(N) LT (N)

4.49854 11281.5 50750.27901 39468.784.489 11281.5 50642.6535 39361.15

3.8 11281.5 42869.7 31588.2

-1.65971 11281.5-

18724.01837 -30005.5-2.489 11281.5 -28079.6535 -39361.2

-1.52 11281.5 -17147.88 -28429.4

Untuk menganalisis gaya dalam yang terjadi dengan metode schrenk yaitu menggunakan 2 pendekatan elips dan trapezoid yang akan diambil rata-ratanya

Perhitungan menggunakan data lift terbesar yangterjadi pada MTOW. Dengan perhitungan ms. Excel di dapat data

SAYAPY(m) Cy Wy(ELIPS) Wy(TRAPEZOID) W(rata-rata))

0 1.44459 6110.828 5996.25 6053.5390.5 1.439515 6089.358 5795.370603 5942.364

1 1.42418 6024.49 5594.491206 5809.4911.5 1.398249 5914.796 5393.611809 5654.204

2 1.361115 5757.715 5192.732412 5475.2242.5 1.311828 5549.223 4991.853015 5270.538

3 1.248949 5283.238 4790.973618 5037.1063.5 1.170291 4950.502 4590.094221 4770.298

4 1.072386 4536.349 4389.214824 4462.7824.5 0.949298 4015.667 4188.335427 4102.001

5 0.789332 3338.988 3987.45603 3663.2225.5 0.561825 2376.602 3786.576633 3081.589

5.97 0 0 3597.75 1798.875

TAILY(m) Cy Wy(ELIPS) Wy(TRAPEZOID) W(rata-rata)

0 5.242677 22177.29077 21761.46657 21969.378670.1 5.232981 22136.27522 21232.31236 21684.293790.2 5.203785 22012.77006 20703.15816 21357.964110.3 5.154756 21805.37366 20174.00396 20989.688810.4 5.085323 21511.65976 19644.84976 20578.254760.5 4.994633 21128.02878 19115.69555 20121.86217

0.6 4.881503 20649.46985 18586.54135 19618.00560.7 4.744326 20069.1933 18057.38715 19063.290230.8 4.580944 19378.06349 17528.23295 18453.148220.9 4.388431 18563.70328 16999.07875 17781.39101

1 4.162746 17609.02394 16469.92454 17039.474241.1 3.898133 16489.67188 15940.77034 16215.221111.2 3.585984 15169.23674 15411.61614 15290.426441.3 3.212472 13589.228 14882.46194 14235.844971.4 2.752732 11644.458 14353.30773 12998.882871.5 2.152195 9104.097797 13824.15353 11464.125661.6 1.21787 5151.766797 13294.99933 9223.383063

1.645 0 0 13056.87994 0

TAILY Cy Wy(ELIPS) Wy(TRAPEZOID) W(rata-rata)

0 5.24267715282.2794

5 14995.73671 15139.008080.1 5.232981 15254.0158 14631.09873 14942.55727

0.2 5.20378515168.9089

1 14266.46076 14717.68483

0.3 5.15475615025.9929

1 13901.82278 14463.90784

0.4 5.08532314823.5958

7 13537.18481 14180.39034

0.5 4.99463314559.2373

5 13172.54683 13865.89209

0.6 4.88150314229.4643

6 12807.90886 13518.68661

0.7 4.74432613829.5981

9 12443.27088 13136.43454

0.8 4.58094413353.3434

9 12078.63291 12715.9882

0.9 4.38843112792.1712

3 11713.99493 12253.08308

1 4.16274612134.3056

4 11349.35696 11741.8313

1.1 3.89813311362.9647

7 10984.71899 11173.84188

1.2 3.58598410453.0583

7 10620.08101 10536.569691.3 3.212472 9364.28087 10255.44304 9809.861955

5

1.4 2.7527328024.14790

4 9890.805061 8957.476482

1.5 2.1521956273.59617

9 9526.167087 7899.881633

1.6 1.217873550.06121

6 9161.529112 6355.7951641.64

5 0 0 8997.442024 0

0 1 2 3 4 5 6 70

1000

2000

3000

4000

5000

6000

7000

DISTRIBUSI LIFT PADA SAYAP

TRAPEZOIDELIPSRATA-RATA

y

Cla

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.80

5000

10000

15000

20000

25000

DISTRIBUSI LIFT TAIL

W(rata-rata)Wy(ELIPS)Wy(TRAPEZOID)

y

Cla

2. Distribusi Shear Force dan Bending Momen

GAYA DALAM YANG TERJADI PADA SAYAP

S 13.54 m2b 11.94 mtaper 0.6Cr 1.134 mCt 0.6804 mw/s 84.93 kg/m2m 1150 kg

W11281.

5 N

y 2y/b Cwing CCL CL,local w

m m m m m N/m

4 Sπb √1−( 2 y

b)

2

0 0 205.9459873 1.134 103.54 91.30511 8793.6520.5 0.083752 205.2224211 1.09601 103.1592 94.12251 8761.312

1 0.167504 203.0362515 1.05802 102.0471 96.45104 8666.8631.5 0.251256 199.3393628 1.02003 100.1797 98.21249 8508.262

2 0.335008 194.0454292 0.98204 97.51373 99.29709 8281.8412.5 0.41876 187.0188774 0.94405 93.98146 99.55134 7981.846

3 0.502513 178.0547031 0.90606 89.48038 98.75765 7599.5693.5 0.586265 166.8408791 0.86807 83.85447 96.59871 7121.761

4 0.670017 152.8831758 0.83008 76.85663 92.58938 6527.4334.5 0.753769 135.3352755 0.79209 68.06368 85.92918 5780.649

5 0.837521 112.52996510.75410

1 56.64203 75.11205 4810.608

5.5 0.921273 80.095781130.71611

1 40.40595 56.42417 3431.6775.97 1 0 0.6804 0.3402 0.5 28.89319

y w ∆y SF ∑SF BM ∑BM

m N/m m N N Nm Nm0 8793.652 40889.64 205688.3

0.5 4388.741 38695.270.5 8761.312 36500.9 166993.1

0.5 4357.044 34322.371 8666.863 32143.85 132670.7

0.5 4293.781 29996.961.5 8508.262 27850.07 102673.7

0.5 4197.526 25751.312 8281.841 23652.55 76922.4

0.5 4065.922 21619.592.5 7981.846 19586.62 55302.82

0.5 3895.354 17638.953 7599.569 15691.27 37663.87

0.5 3680.332 13851.13.5 7121.761 12010.94 23812.77

0.5 3412.298 10304.794 6527.433 8598.64 13507.98

0.5 3077.021 7060.134.5 5780.649 5521.619 6447.849

0.5 2647.814 4197.7125 4810.608 2873.805 2250.137

0.5 2060.571 1843.525.5 3431.677 813.234 406.617

0.47 813.234 406.6175.97 28.89319 0 0 0

y ∑SF ∑BM T CL,local

m N Nm Nm m0 40889.64 205688.3 463376 91.30511

0.5 36500.9 166993.1 477674.4 94.122511 32143.85 132670.7 489491.7 96.45104

1.5 27850.07 102673.7 498431.1 98.212492 23652.55 76922.4 503935.5 99.29709

2.5 19586.62 55302.82 505225.8 99.551343 15691.27 37663.87 501197.8 98.75765

3.5 12010.94 23812.77 490241.1 96.598714 8598.64 13507.98 469893.7 92.58938

4.5 5521.619 6447.849 436093 85.929185 2873.805 2250.137 381195.7 75.11205

5.5 813.234 406.617 286354.3 56.424175.97 0 0 2537.514 0.5

0 1 2 3 4 5 6 70

50000

100000

150000

200000

250000

Distribusi Bending Momen

Y, m

Bend

ing

Mom

en, N

m

0 1 2 3 4 5 6 70

50001000015000200002500030000350004000045000

Distribusi Shear force

Y, m

Shea

r for

ce, N

0 1 2 3 4 5 6 70

100000

200000

300000

400000

500000

600000

Distribusi Torsi

Tors

i , N

m

GAYA DALAM YANG TERJADI PADA TAIL

s1.70553

6 m2b 3.29 mtaper 0.6Cr 0.648 mCt 0.3888 mw/s 84.93 kg/m2m 1150 kgW 11281.5 N

y 2y/b Cwing CCL CL,local w

m m m m m N/m0 0 7.148042599 0.648 3.898021 6.015465 331.0589

0.12 0.072948 7.128998223 0.629092 3.879045 6.166103 329.44730.24 0.145897 7.071557371 0.610184 3.84087 6.294615 326.20510.36 0.218845 6.974771464 0.591275 3.783023 6.398074 321.29220.48 0.291793 6.836969769 0.572367 3.704668 6.472538 314.6375

0.6 0.364742 6.655605127 0.553459 3.604532 6.512736 306.13290.72 0.43769 6.426990658 0.534551 3.480771 6.511581 295.62190.84 0.510638 6.145855803 0.515643 3.330749 6.459415 282.88050.96 0.583587 5.804574362 0.496734 3.150654 6.342735 267.58511.08 0.656535 5.391737088 0.477826 2.934782 6.141944 249.251

1.2 0.729483 4.88925142 0.458918 2.674085 5.826934 227.111.32 0.802432 4.265552181 0.44001 2.352781 5.347111 199.82171.44 0.87538 3.455618135 0.421102 1.93836 4.60307 164.62491.56 0.948328 2.268008665 0.402193 1.335101 3.31955 113.3901

1.645 1 0 0.3888 0.1944 0.5 16.51039

y w ∆y SF ∑SF BM ∑BM

m N/m m N N Nm Nm0 331.0589 426.3409 2487.595

0.12 39.63037 406.52570.12 329.4473 386.7105 2081.07

0.12 39.33915 367.0410.24 326.2051 347.3714 1714.029

0.12 38.84984 327.94650.36 321.2922 308.5216 1386.082

0.12 38.15578 289.44370.48 314.6375 270.3658 1096.638

0.12 37.24622 251.74270.6 306.1329 233.1196 844.8957

0.12 36.10529 215.06690.72 295.6219 197.0143 629.8288

0.12 34.71014 179.65920.84 282.8805 162.3041 450.1696

0.12 33.02794 145.79020.96 267.5851 129.2762 304.3794

0.12 31.01016 113.77111.08 249.251 98.26603 190.6083

4 Sπb √1−( 2 y

b)

2

0.12 28.58166 83.97521.2 227.11 69.68437 106.6331

0.12 25.6159 56.876421.32 199.8217 0 44.06847 49.75668

0.12 21.8668 33.135071.44 164.6249 22.20167 16.62161

0.12 16.6809 13.861221.56 113.3901 5.520772 2.760386

0.085 5.520772 2.7603861.645 16.51039 0 0 0 0 0

y ∑SF ∑BM T CL,local

m N Nm Nm m0 426.0606 2491.278 30528.65 6.015465

0.12 386.4302 2085.032 31293.15 6.1661030.24 347.091 1718.272 31945.34 6.2946150.36 308.2412 1390.605 32470.4 6.3980740.48 270.0854 1101.442 32848.31 6.472538

0.6 232.8392 849.9798 33052.32 6.5127360.72 196.7339 635.1933 33046.46 6.5115810.82 167.8088 452.9219 32781.71 6.4594150.96 129.2762 304.3794 32189.56 6.3427351.08 98.26603 190.6083 31170.54 6.141944

1.2 69.68437 106.6331 29571.85 5.8269341.32 44.06847 49.75668 27136.74 5.3471111.44 22.20167 16.62161 23360.71 4.603071.56 5.520772 2.760386 16846.81 3.31955

1.645 0 0 2537.514 0.5

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.80

50100150200250300350400450

Distribusi Shear Force

Y, m

Shea

r fo

rce,

N

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.80

500

1000

1500

2000

2500

3000

Distribusi Bending Momen

Y, m

Bend

ing

Mom

en, N

m

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.80

5000

10000

15000

20000

25000

30000

35000

Distribusi Torsi

Y, m

Tors

i , N

m

3 Perhitungan Gaya Dalam Pada Sayap

Sebelum menghitung gaya dalam pada sayap, diperlukan sebuah model diagram benda

bebas yang menggambarkan beban-beban apa saja yang terjadi pada sayap. Dalam deskripsi

beban, nilai CG Y dari referensi yang telah dicantumkan di Bab II disesuaikan dengan asumsi

distribusi bebannya. Jadi jarak distribusi beban harus sesuai dengan CG-nya.

Berikut deskripsi beban-beban yang terjadi pada sayap serta asumsi-asumsi yang

digunakan.

1) Beban Gaya Angkat

Gaya angkat yang terdistribusi pada sayap

2) Beban Struktur Sayap

3) Beban Fuel

Berat Komponen Pesawat

1. menghitung berat pesawat dengan methode fraksi berat

mengestimasi berat komponen pesawat dengan metode ini yakni dengan cara

menggunakan fraksi berat tiap komponen terhadap GW. Berat komponen dan data

fraksi berat disjikan dalam appendix A buku airplane design part V: komponen weight

estimation , Dr. Jan Roskam,baik GW dan WTO juga disajikan untuk setiap tipe pesawat.

Berat dari setiap komponen pesawat yang signifikan dapat dicari dengan mengalikan

GW dengan fraksi berat.

a). Data berat pesawat

Gross Maximum Take-off (MTOW)1150 kg ( normal)

980 kg (utility)Maximum Landing 1150 kg

Empty Weight 750 kgMaximum Payload 720 nm

C̅rew 144 kgpassenger 120kgpayload 14 kg

fuel 152 literoil 6 qts

passenger 4