analisis tegangan dan kekuatan struktur - WordPress.com

ANALISIS TEGANGAN DAN KEKUATAN STRUKTUR

WINGTIP EXTENSION (SINGLE WINGLET, DOUBLE WINGLET,

AND ENDPLATE WINGTIP) UAV GARUDA MENGGUNAKAN

SOFTWARE MSC PATRAN/NASTRAN

Untuk Memenuhi Tugas Pada Mata Kuliah:

Perancangan Pesawat Terbang Lanjut

Disusun oleh:

Andry Renaldy Pandie 13050060

Taufik Azhary 13050122

PROGRAM STUDI TEKNIK PENERBANGAN

SEKOLAH TINGGI TEKNOLOGI ADISUTJIPTO

YOGYAKARTA

2016

ii

Prakata

Segala hormat dan kemuliaan hanya kepada Tuhan Yang Maha Kuasa karena

berkat dan anugerahnya semata maka laporan dengan judul “Analisis Tegangan dan

Kekuatan Struktur Wingtip Extension (Single Winglet, Double Winglet, and Endplate

Wingtip) Menggunakan Software MSC PATRAN/NASTRAN” dapat diselesaikan

dengan baik.

Penulisan laporan ini dikhususkan untuk mencaritahu besarnya nilai tegangan dan

margin of safety yang terjadi pada masing-masing wingtip extension yang dianalisis.

Dari nilai tegangan dan MS, maka dipilihlah wingtip extension yang nantinya

digunakan pada UAV rancangan.

Tim penyusun menyadari bahwa tulisan ini masih jauh dari sempurna dan

membutuhkan kajian lebih jauh lagi untuk mendapatkan hasil yang lebih maka, maka

kritik dan saran terhadap tulisan ini sangat diharapkan untuk perbaikan pada

penelitian selanjutnya.

Yogyakarta, Desember 2016

Tim Penyusun

iii

Daftar Isi

Halaman Judul ................................................................................................................ i

Prakata ........................................................................................................................... ii

Daftar Isi....................................................................................................................... iii

Daftar Gambar .............................................................................................................. vi

Daftar Tabel ............................................................................................................... viii

Daftar Singkatan........................................................................................................... ix

Daftar Notasi dan Satuan .............................................................................................. x

BAB I ............................................................................................................................ 1

1.1 Latar Belakang ........................................................................................................ 1

1.2. Rumusan Masalah .................................................................................................. 3

1.3. Batasan Masalah..................................................................................................... 3

1.4. Tujuan .................................................................................................................... 4

BAB II ........................................................................................................................... 5

2.1. Unmanned Aerial Vehicle (UAV) .......................................................................... 5

2.2. Komponen Utama Pesawat UAV .......................................................................... 7

2.2.1. Fuselage (Badan UAV)................................................................................... 7

2.2.2. Wing ................................................................................................................ 8

1. Sudut pemasangan:............................................................................................ 8

2. Peletakan wing: ................................................................................................. 9

3. Wing planform: ............................................................................................... 10

4. Wingtip extension: ........................................................................................... 11

2.2.3. Empennage .................................................................................................... 13

2.2.4. Engine/Power Provider ................................................................................. 16

2.3. Persamaan Mendapatkan Wing Geometry ........................................................... 16

2.3.1. Salah Satu Wing ............................................................................................ 16

2.3.2. Geometri Single Winglet ............................................................................... 17

2.3.3. Geometri Endplate/Fence Wingtip ................................................................ 17

iv

2.4. Mekanika Teknik ................................................................................................. 17

2.4.1. Tumpuan ....................................................................................................... 18

2.4.2. Beban (Muatan) ............................................................................................. 19

2.5. Tegangan dan Kekuatan Struktur ......................................................................... 21

2.5.1. Tegangan ....................................................................................................... 21

2.5.1.1. Tegangan Normal (Normal Stress) ........................................................ 21

2.5.1.2. Tegangan Geser (Shear Stress) .............................................................. 22

2.5.2. Regangan (Strain) ......................................................................................... 23

2.6. Kekuatan Struktur ................................................................................................ 23

2.7. Metode Elemen HIngga ....................................................................................... 25

2.8. MSC PATRAN/NASTRAN .................................................................................... 27

2.8.1. MSC PATRAN ............................................................................................... 28

2.8.2. MSC NASTRAN ............................................................................................. 33

BAB III ....................................................................................................................... 36

3.1. Metode Studi Kasus ............................................................................................. 36

3.2. Diagram Alir Penyelesaian Kasus ........................................................................ 36

3.3. Langkah Pembuatan Gambar Wing with Wingtip Extension di Catia ................. 38

3.3.1. Langkah-langkah Membuat Single Singlet 30 degree: ................................. 38

3.3.2. Langkah-langkah Membuat Double Winglet 30 degree: .............................. 56

3.3.3. Langkah-langkah Membuat Endplate/Fence Wingtip Extension .................. 58

3.4. Langkah Pemodelan Menggunakan MSC PATRAN/NASTRAN .......................... 62

3.4.1. Import File dari Catia ................................................................................... 62

3.4.2. Pendefinisian Material .................................................................................. 64

3.4.3. Pendefinisian Jenis Propertis......................................................................... 65

3.4.4. Membuat Model Elemen Hingga (Meshing)................................................. 66

3.4.5. Pemberian Tumpuan dan Beban ................................................................... 67

3.4.6. Load Case ..................................................................................................... 69

3.5. Langkah Analisis Menggunakan MSC Patran/Nastran ....................................... 70

3.5.1. Langkah Analisis pada MSC Patran ............................................................. 70

v

3.5.2. Langkah Analisis pada MSC Nastran ........................................................... 71

3.5.3. Langkah Menampilkan Hasil Analisis di Patran .......................................... 72

3.5.4. Mencetak Hasil (Result) ................................................................................ 73

BAB IV ....................................................................................................................... 74

4.1. Data Konfigurasi Wing dan Material Pembentuk Wing ....................................... 74

4.1.1. Data Konfigurasi Wing .................................................................................. 74

4.1.2. Material Pembentuk Struktur Wing ............................................................... 78

4.2. Hasil Analisis Tegangan dan Kekuatan Struktur ................................................. 79

4.2.1. Single Winglet ............................................................................................... 79

4.2.2. Double Winglet.............................................................................................. 80

4.2.3. Fence Wingtip Extension............................................................................... 81

BAB V ......................................................................................................................... 84

5.1 Kesimpulan ........................................................................................................... 84

Daftar Pustaka

vi

Daftar Gambar

Gambar 2.1. Dihedral wing 9

Gambar 2.2. Anhedral wing 9

Gambar 2.3. High wing 9

Gambar 2.4. Middle wing 10

Gambar 2.5. Low wing 10

Gambar 2.6. Wing planform 11

Gambar 2.7. Wingtip extension 12

Gambar 2.8. Conventional tail 13

Gambar 2.9. T-tail 13

Gambar 2.10. Cruciform tail 14

Gambar 2.11. H-tail 14

Gambar 2.12. Triple tail 14

Gambar 2.13. V-tail 14

Gambar 2.14. Inverted v-tail 15

Gambar 2.15. Y-tail 15

Gambar 2.16. Twin tail 15

Gambar 2.17. Boom mounted tail 15

Gambar 2.18. Boom mounted inverted v 16

Gambar 2.19. Ring tail 16

Gambar 2.20. Tumpuan Roll 18

Gambar 2.21. Tumpuan Sendi (Engsel) 18

Gambar 2.22. Tumpuan Jepit 19

Gambar 2.23. Struktur dengan Beban Terpusat 19

Gambar 2.24. Struktur dengan Beban Terdistribusi Merata 20

Gambar 2.25. Struktur dengan Beban Momen 20

Gambar 2.26. Tegangan Normal 21

Gambar 2.27. Tegangan Geser 22

Gambar 2.28. Hubungan PATRAN/NASTRAN 27

vii

Gambar 2.29. Flowchart penyelesaian software MSC PATRAN/NASTRAN 27

Gambar 3.1. Diagram alir studi kasus 36

Gambar 3.2. Tampilan awal Patran 61

Gambar 3.3. Tampilan lembaran kerja Patran 62

Gambar 3.4. Tampilan import di Patran 62

Gambar 3.5. Hasil impot file di Patran 63

Gambar 3.6. Tampilan pemberian material pada Patran 64

Gambar 3.7. Tampilan menu properties pada Patran 65

Gambar 3.8. Tampilan meshing pada Patran 66

Gambar 3.9. Tampilan pemberian tumpuan pada Patran 67

Gambar 3.10 Tampilan pemberian beban pada Patran 68

Gambar 3.11. Tampilan load case pada Patran 69

Gambar 3.12. Tahapan melakukan analisis pada Patran 70

Gambar 3.13. Tampilan hasil run pada Nastran 71

Gambar 3.14. Tampilan hasil analsis di Patran 72

Gambar 3.15. Tampilan results pada Patran 72

Gambar 4.1. Hasil analisis single winglet pada Patran 78

Gambar 4.2. Hasil analisis single winglet pada Patran 79

Gambar 4.3. Hasil analisis fence wingtip extension pada Patran 80

Gambar 4.4. Grafik σmax vs σmin 81

Gambar 4.5. Grafik σmax vs MS 85

viii

Daftar Tabel

Tabel 4.1. Data umum UAV 73

Tabel 4.2. Data wing 73

Tabel 4.3. Data material Al-6061 pembentuk struktur wing 77

Tabel 4.4. Perbandingan σmax, σmin, MS 81

ix

Daftar Singkatan

ASCII : American Standard Code for Information Interchange

BPPT : Badan Pengkajian dan Penerapan Teknologi

CATIA : Computer Aided Tridimentional Integration Advance

CG : Center of Gravity

DOF : Degree of Freedom

FEM : Finite Element Method

LAPAN : Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional

MPC : Multi Point Constraint

MS : Margin of Safety

MSC : MacNeal Schwendler Corporation

MTOW : Maximum Take-off Weight

NASTRAN : Nasa Structural Analysis

PT : Perseroan Terbatas

RAI : Robo Aero Indonesia

RBE : Rigid Body Element

RTF : Ready to Fly

UAV : Unmanned Aerial Vehicle

x

Daftar Notasi dan Satuan

A : Luas penampang mm2

AR : Aspect ratio

b : Salah satu wingspan mm

C : Mean aerodynamic chord mm

maxLC : Koefisien lift maksimum

rC : Root chord pada wing mm

tC : Tip chord pada wing mm

rC _winglet : Root chord pada winglet mm

tC _winglet : Tip chord pada winglet mm

E : Modulus elastisitas daN/mm2

Ec : Compressive modulus of elasticity daN/mm2

Fn : Gaya dalam arah tegak lurus terhadap penampang daN/mm2

Fs : Gaya dalam arah sejajar terhadap penampang daN/mm2

Fbru : Ultimate bearing stresses of material daN/mm2

Fcy : Compressive yield strength of material daN/mm2

Fsu : Shear ultimate strength of material daN/mm2

Ftu : Ultimate tensile stress of material daN/mm2

Fx : Gaya arah x daN

Fy : Gaya arah y daN

Fty : Tensile yield Stress of material daN/mm2

G : Shear Modulus daN/m

L : Panjang mula-mula mm

ΔL : Pertambahan panjang mm

M : Momen daN.mm

P : Beban (Load) daN

Pall : Allowable load daN

Papp : Applied load daN

xi

R : Loading ratio

WS : Luas wing seluruhnya (luas wing kiri dan kanan) mm2

ε : Regangan (Strain)

: Tinggi fence/endplate wingtip mm

σ : Tegangan normal (Normal stress) daN/mm2

τ : Tegangan geser (Shear stress) daN/mm2

μ : Poisson’s ratio

W : Tapper ratio pada wing

1

BAB I

PENDAHULUAN

1.1 Latar Belakang

Penemuan pesawat udara merupakan suatu kemajuan teknologi yang sangat luar

biasa bagi dunia. Sejak manusia mulai menemukan cara untuk dapat terbang maka

kemajuan teknologi dirgantara di dunia semakin pesat. Perkembangan teknologi

pesawat udara tidak berhenti hanya sebatas itu, teknologi tentang pesawat udara juga

berkembang. Sejak pesawat udara mulai dibuat pertama kali sampai pada era modern

seperti sekarang ini bentuk pesawat maupun ukurannya terus–menerus berkembang

mengikuti perkembangan zaman. Pesawat udara itu terdiri atas bemacam-macam

jenis, seperti pesawat terbang (bersayap tetap), helikopter (bersayap putar), balon

udara, glider, UAV (Unmanned Aerial Vehicle), dan lainnya.

Dewasa ini perkembangan dan penggunaan UAV (Unmanned Aerial Vehicle)

untuk berbagai kepentingan terus mengalami peningkatan. UAV merupakan pesawat

tanpa awak yang dapat dikendalikan dari jarak jauh dengan menggunakan remote

control maupun terbang dengan sistem autonomous yang sudah diatur di Ground

Control Station. Dengan kelebihan yang dimilikinya tersebut pesawat UAV terus

dikembangkan untuk berbagai kepentingan seperti aero modelling, pemetaan

wilayah, pemantauan bencana alam (seperti banjir dan kebakaran hutan), serta dapat

digunakan sebagai alat pertahanan militer untuk melakukan fungsi pengeboman

maupun spionase.

Pesawat UAV sendiri tersusun dari bermacam-macam komponen dan struktur-

struktur yang membangunnya menjadi suatu kesatuan yang memiliki kekuatan

struktur yang terbatas. Perencanaan struktur sangat penting dilakukan untuk dapat

mengetahui dan memastikan suatu material mampu menahan beban ataupun tegangan

sesuai dengan waktu yang sudah ditentukan. Pada fase terbangnya, pesawat mendapat

banyak pembebanan yang berulang. Karena kekuatan suatu material ada batasannya

jika terkena beban terus-menerus maka akan terjadi penurunan kekuatan suatu

2

material tersebut. Karena itu perlu adanya pemeriksaan menyeluruh pada pesawat,

perencanaan, dan material yang digunakan, sehingga dilakukan analisis struktur.

Untuk menganalisis suatu struktur baik itu tegangan dan kekuatan suatu material pada

umumnya metode yang digunakan adalah Metode Elemen Hingga. Metode Elemen

Hingga (Finite Element Method) adalah sebuah metode penyelesaian permasalahan

teknik yang menggunakan pendekatan dengan membagi-bagi (diskritisasi) benda

yang akan dianalisis ke dalam bentuk elemen-elemen yang saling berkaitan satu sama

lain. Inti dari MEH adalah pemecahan persamaan aljabar dengan membentuk matriks

kekakuan dan memasukkan kondisi batas sehingga didapat hasil berupa perpindahan,

tegangan dan sebagainya yang terjadi pada struktur tersebut. Oleh karena itu, dalam

perancangan setiap bagian dari pesawat udara harus diperhitungkan sedetail dan

seakurat mungkin agar menghasilkan komponen dan struktur pesawat yang efisien

dan tahan lama.

Analisis suatu struktur saat ini sudah sangat mudah dilakukan karena banyak

terdapat software komersial berbasis elemen hingga, salah satunya adalah software

PATRAN/NASTRAN yang digunakan untuk menganalisis tegangan dan kekuatan

struktur.

Kebanyakan pesawat UAV yang ada saat ini memiliki dimensi yang lebih kecil

dan berat yang lebih ringan bila dibandingkan dengan pesawat berawak pada

umumnya. Dengan dimensi yang kecil ini, UAV harus mampu menghasilkan lift yang

cukup untuk menjamin kemampuannya menyelesaikan misi. Lift pada UAV hampir

seluruhnya dihasilkan oleh wing. Besarnya lift yang dihasilkan berbeda-beda

berdasarkan geometri/bentuk wing (wing planform) yang digunakan, dan juga

berdasarkan variasi bentuk wingtip extension yang digunakan (wing rake, winglet, tip

sail, spiroid tip, C-wing, fence). Selain mempertimbangkan besarnya lift yang

dihasilkan oleh wing, perlu juga diperhatikan kekuatan struktur dari wing itu sendiri.

Kekuatan struktur dari wing diketahui dari MS (Margin of Safety) yang terjadi pada

wing. MS tersebut diketahui dari besarnya tegangan yang diijinkan (berdasarkan

3

propertis material), dan juga tegangan yang terjadi pada struktur wing (berdasarkan

pemodelan dan simulasi/analisa tegangan di software).

Untuk mendapatkan tegangan yang terjadi pada wing yang menggunakan wingtip

extension, maka pemodelan dan simulasi/analisa tegangan wing masing-masing

menggunakan software Catia dan software MSC Patran/Nastran. Wing planform

yang digunakan dalam analisis tegangan ini adalah tapered with rectangular.

Sedangkan wingtip extension yang digunakan ada 3 jenis, yaitu single winglet, double

winglet, dan fence. Dari 3 wingtip extension yang digunakan, akan dilihat wingtip

extension yang memiliki kekuatan struktur yang lebih baik yang nantinya digunakan

pada UAV rancangan.

1.2. Rumusan Masalah

Bedasarkan latar belakang di atas, permasalahan yang akan dibahas dalam studi

kasus ini adalah:

1. Berapa nilai tegangan yang terjadi pada masing-masing wingtip extension yang

dianalisis?

2. Berapa nilai margin of safety pada masing-masing wingtip extension yang

dianalisis?

3. Struktur wingtip extension mana yang lebih safety untuk digunakan pada pesawat

UAV?

1.3. Batasan Masalah

Permasalahan yang akan dibahas dalam studi kasus ini dibatasi pada:

1. Wing planform yang digunakan dalam analisis tegangan ini adalah tapered with

rectangular.

2. Wingtip extension yang digunakan ada 3 jenis, yaitu single winglet, double

winglet, dan fence.

3. Software yang digunakan adalah Catia V5R16 60 dan software MSC

Patran/Nastran.

4

4. UAV yang dianalisis adalah tipe homebuilt airplane yang beberapa persamaan

direferensi dari buku Daniel P. Raymer yang berjudul Aircraft Design: A

Conceptual Approach, 4th edition.

5. Data rancangan UAV sudah ditentukan, seperti WTO, WPL, WSystem, n, VCruising,

VStall, ketinggian ketika cruising.

6. Airfoil yang digunakan adalah NACA 2411.

7. Beban yang diberikan pada wingtip extension ketika analisis tegangan

menggunakan software MSC Patran/Nastran adalah beban terpusat yang diletakan

di wingtip extension.

8. Material yang digunakan adalah aluminium seri Al-6061.

9. Hasil dari analisis ini adalah tegangan yang terjadi pada wingtip extension.

1.4. Tujuan

Tujuan dari studi kasus ini adalah untuk mengetahui:

1. Nilai tegangan yang terjadi pada masing-masing wingtip extension yang dianalisis.

2. Nilai margin of safety pada masing-masing wingtip extension yang dianalisis.

3. Struktur wingtip extension yang lebih safety untuk digunakan pada pesawat UAV.

5

BAB II

DASAR TEORI

2.1. Unmanned Aerial Vehicle (UAV)

Pesawat tanpa awak atau pesawat nirawak (Unmanned Aerial Vehicle atau UAV)

adalah sebuah mesin terbang yang berfungsi dengan kendali jarak jauh oleh pilot atau

mampu mengendalikan dirinya sendiri menggunakan hukum aerodinamika untuk

mengangkat dirinya, bisa digunakan kembali dan mampu membawa muatan baik

senjata maupun muatan lainnya1. Penggunaan terbesar dari UAV ini adalah di bidang

militer. Antara UAV dan rudal walaupun mempunyai kesamaan tetapi tetap dianggap

berbeda dengan UAV karena rudal tidak bisa digunakan kembali, dan rudal adalah

senjata itu sendiri.

Pesawat tanpa nirawak (UAV) memiliki bentuk, ukuran, konfigurasi dan karakter

yang bervariasi. Sejarah UAV adalah dimulai dari drone target, yaitu UAV yang

digunakan sebagai sasaran tembak. Perkembangan kontrol otomatis membuat

pesawat sasaran tembak yang sederhana mampu berubah menjadi UAV yang

kompleks dan rumit. Kontrol pada UAV ada dua variasi utama, variasi pertama yaitu

dikontrol melalui pengendali jarak jauh, dan variasi kedua adalah pesawat yang

terbang secara mandiri berdasarkan program yang dimasukan kedalam pesawat

sebelum terbang.

Saat ini UAV mampu melakukan misi pengintaian dan penyerangan. Selain itu,

UAV juga semakin banyak digunakan untuk keperluan sipil (non militer) seperti

pemadam kebakaran , keamanan non militer, atau pemeriksaan jalur pemipaan,

pemetaan wilayah, dan lainnya.

Dalam sebuah perancangan UAV, terlebih dahulu harus mendefinisikan misi

penerbangan yang akan dilakukan. Hal ini harus dilakukan karena tidak ada satu jenis

UAV pun yang bisa melakukan semua misi yang ada dalam penerbangan. Salah satu

1 https://id.wikipedia.org/wiki/Pesawat_tanpa_awak (Senin, 26 Desember 2016 jam 01.05 pm)

6

misi UAV dimaksudkan untuk mengemban misi pemantauan udara untuk melihat

obyek yang diam atau bergerak di atas permukaan tanah. Misi tersebut dilakukan di

wilayah dengan dukungan infrastruktur yang minim seperti daerah hutan,

pegunungan, rawa dan lain-lain.

Dengan misi tersebut, maka UAV harus merupakan gabungan karakter antara tipe

pesawat sport, trainer dan pesawat trainer glider, yaitu:

1. Berkecepatan rendah

2. Stabil

3. Dapat melayang

4. Mudah dikendalikan.

Agar dapat melakukan pemantauan dengan saksama maka UAV minimal harus

memiliki tinggi terbang 200m, kecepatan terbang 60 km/jam dan lama terbang 60

menit.

Agar dapat dimobilisasi/demobilisasi dengan mudah maka UAV harus praktis,

portable dan agar dioperasikan secara “Take off hand launched”. Untuk itu maka

bobot dari UAV harus ringan agar dapat diluncurkan dengan menggunakan tangan,

sehingga berat pesawat harus lebih kecil dari 6kg. Sementara itu, pada bagian

airframe/fuslage UAV terdapat berbagai instrument, untuk itu perlu lift yang besar.

Untuk memperoleh lift yang besar maka perlu diperhatikan:

1. Wing harus luas

2. Menggunakan wing aerofoil un-simetris

3. Letak wing berada di atas airframe

4. Menggunakan engine power yang tidak terlalu besar.

Saat ini UAV telah diproduksi oleh industri dalam negeri antara lain PT.

Dirgantara Indonesia, PT. UAV Indo, PT. Globalindo Tekhnologi Service Indonesia,

PT. RAI (Robo Aero Indonesia), PT. Aviator, PT. Carita, Lapan (Lembaga

Penerbangan dan Antariksa Nasional), dan BPPT (Badan Pengkajian dan Penerapan

Teknologi). Adapun UAV produksi dalam negeri tersebut saat ini digunakan untuk

kepentingan olahraga kedirgantaraan, dan pemetaan wilayah.

7

Di dalam UAV sendiri, dikenal beberapa istilah yaitu2:

1. TriCopter — yaitu sebuah UAV yang mempunyai 3 motor, dan 3 baling-baling.

2. Quadcopter — yaitu sebuah UAV yang mempunyai 4 motor dan 4 baling-baling.

3. Hexacopter — yaitu sebuah UAV yang mempunyai 6 motor dan 6 baling-baling.

4. Octocopter — yaitu sebuah UAV yang mempunyai 8 motor dan 8 baling-baling.

5. RTF — Ready to Fly atau UAV sudah lengkap siap terbang, tanpa ada konfigurasi

khusus.

6. Gyro Axis — yaitu sebuah sensor yang dapat membuat UAV menjadi stabil.

2.2. Komponen Utama Pesawat UAV3

Struktur pada UAV tidak jauh berbeda dengan struktur pada pesawat terbang pada

umumnya, yaitu memiliki:

2.2.1. Fuselage (Badan UAV)

Fuselage merupakan komponen salah satu komponen utama UAV dimana tempat

melekatnya komponen-komponen lainnya. Fuselage digunakan untuk tempat

penyimpanan sistem elektronik, mesin penggerak, dan sistem pendaratan.

Terdapat dua jenis konstruksi fuselage yang digunakan, yaitu:

1. Warren truss — adalah jenis konstruksi yang memfokuskan kekuatan strukturnya

pada rangkaian batang-batang longeron dengan kombinasi batang vertical dan

batang diagonal untuk menahan beban tanpa ada skin.

2. Monocoque — adalah jenis konstruksi yang terdiri atas sejumlah pembentuk

melintang yang disusun berderet sepanjang bujur badan UAV dan kemudian

pembentuk melintang ini dibakut dengan lembaran material yang mau digunakan

(logam, komposit). Bentuk dan kekuatan konstruksi ini bergantung seluruhnya

2 http://www.berbagaireviews.com/2016/05/pengertian-dan-jenis-drone-pesawat.html (Senin, 26

Desember 2016 jam 01.44pm) 3 Nogrohoaji, Agung. 2016. Perancangan dan Analisis Aerodinamika Pesawat Glider Bird-Like

Soaring Falcon Zero. Skripsi STTA, Yogyakarta

8

pada dinding itu sendiri. Kelemahan konstruksi ini adalah daya dukung dinding

pelindungnya akan sangat menurun vila sedikit saja terjadi cacat4.

3. Semi monocoque — adalah jenis konstruksi yang hampir sama dengan

monocoque. Hanya saja ditambahkan struktur pembentuk bujur/stringer untuk

memperkuat dinding pelindung4.

2.2.2. Wing

Wing merupakan komponen utama yang yang terdiri atas susunan airfoil di

masing-masing sisi fuselage yang menghasilkan lift untuk menjamin agar UAV dapat

terbang. Airfoil merupakan bentuk irisan penampang yang mampu menghasilkan lift.

Penampang airfoil untuk UAV berkecapatan tinggi akan lebih tipis dariapada

penampang untuk UAV yang berkecepatan rendah. Agar kekuatan wing terjamin

maka konstruksinya terdiri atas banyak kerangka profil yang berbentuk airfoil dan

berpegangan pada wing spar. Spar berbentuk balok yang membentang dari

sambungan wing di fuselage hingga ke ujung wing yang berfungsi sebagai tulang

punggung wing.

Lift yang dihasilkan oleh wing bergantung pada luas dan tebalnya wing, kecepatan

udara yang melewati permukaan wing, ketinggian terbang UAV, dan koefisien lift

dari UAV itu sendiri. Selain itu wing dirancang untuk mengangkat beban pada UAV

secara keseluruhan. Pembuatan wing disesuaikan dengan misi UAV.

Macam-macam wing berdasarkan:

1. Sudut pemasangan:

1) Sudut dihedral — adalah jenis wing yang semakin ke ujung semakin tinggi

bila dilihat dari depan/belakang.

4 Hutagaol, Desmond. Pengantar Penerbangan Perspektif Profesional. Erlangga. Jakarta

9

Gambar 2.1. Dihedral wing

2) Sudut anhedral — adalah jenis wing yang semakin ke ujung semakin rendah

bila dilihat dari depan/belakang.

Gambar 2.2. Anhedral wing

2. Peletakan wing:

1) High wing

Gambar 2.3. High wing

10

2) Middle wing

Gambar 2.4. Middle wing

3) Low wing.

Gambar 2.5. Low wing

3. Wing planform:

1) Straight or rectangular

2) Elliptical

3) Tapered

4) Sweptback

5) Delta.

11

Gambar 2.6. Wing planform

4. Wingtip extension:

1) Single winglet

2) Double winglet

3) Fence/ended wingtip

4) Wing rake

5) Tip sail

6) Spiroid tip

7) C-wingtip.

12

Gambar 2.7. Wingtip extension

Dalam mendesain wing, harus memperhatikan aspek:

1. Performance and stall characteristic — ditentukan oleh high lift devices, ukuran

dan wing planform.

2. Flying and handling quality — ditentukan oleh flight control devices.

3. Wing structures — kekuatan/strength, kekakuan/rigidity, berat/weight, lama waktu

pemakaian/service life.

13

2.2.3. Empennage

Empennage merupakan bagian keseluruhan dari ekor UAV termasuk vertical and

horizontal stabilizer. Empennage dilengkapi juga dengan bidang kendali sperti

rudder dan elevator. Empennage dikenal juga dengan tail section.

Bentuk dari tail ada beberapa macam seperti pada gambar berikut:

1. Conventional tail

Gambar 2.8. Conventional tail

2. T-tail

Gambar 2.9. T-tail

14

3. Cruciform tail

Gambar 2.10. Cruciform tail

4. H-tail

Gambar 2.11. H-tail

5. Triple tail

Gambar 2.12. Triple tail

6. V-tail

Gambar 2.13. V-tail

15

7. Inverted v-tail

Gambar 2.14. Inverted v-tail

8. Y-tail

Gambar 2.15. Y-tail

9. Twin tail

Gambar 2.16. Twin tail

10. Boom mounted tail

Gambar 2.17. Boom mounted tail

16

11. Boom mounted inverted v

Gambar 2.18. Boom mounted inverted v

12. Ring tail

Gambar 2.19. Ring tail

2.2.4. Engine/Power Provider

Suplai tenaga/power untuk menggerakan UAV ini dapat menggunakan baterai, sel

surya, maupun motor bakar piston. Namun kebanyakan UAV saat ini menggunakan

baterai untuk pengoperasiannya.

2.3. Persamaan Mendapatkan Wing Geometry5

Persamaan-persamaan yang digunakan adalah sebagai berikut:

2.3.1. Salah Satu Wing

maxL2

salt

TOw

CV

W2S

(1)

)2/S(ARb W (2)

)1(b

SC

W

Wr

(3)

rWt CC (4)

5 P. Raymer, Daniel. 2006. Aircraft Design: A Conceptual Approach, 4th edition. AIAA Inc. Virginia,

USA

17

r

W

2WW

C)1

1(

3

2C

(5)

C%11thickness_Max (6)

2.3.2. Geometri Single Winglet

twinglet_r CC (7)

%50CC twinglet_t (8)

2.3.3. Geometri Endplate/Fence Wingtip

%25C2 t (9)

2.4. Mekanika Teknik

Mekanika adalah ilmu yang mempelajari dan meramalkan kondisi benda diam atau

bergerak akibat pengaruh gaya yang bereaksi pada benda tersebut. Mekanika teknik

merupakan cabang langsung dari ilmu mekanika pada kajian ilmu fisika, namun

memasukkan unsur yang lebih mendekati kenyataan dan aspek praktis. Ilmu

mekanika teknik dipakai oleh berbagai bidang seperti teknik sipil, teknik mesin,

teknik penerbangan, teknik elektro, dan lain-lain.

18

2.4.1. Tumpuan

Tumpuan ialah tempat perletakan konstruksi atau dukungan bagi konstruksi dalam

meneruskan gaya-gaya yang bekerja ke pondasi. Tiga jenis tumpuan yang biasa

digunakan dalam suatu konstruksi yaitu:

1. Tumpuan Roll — tumpuan yang dapat:

a. Dapat memberikan reaksi berupa gaya vertikal (Ry = Fy).

b. Tidak dapat menerima gaya horizontal (Fx).

c. Tidak dapat menerima momen.

d. Jika diberi gaya horisontal, akan bergerak atau menggelinding karena sifat

roll.

Gambar 2.20 Tumpuan Roll

Sumber : Irawan, A. Purna, 2007. Diktat Kuliah Mekanika Teknik

2. Tumpuan Sendi (Engsel) — tumpuan yang dapat:

a. Mampu menerima 2 reaksi gaya:

1) Gaya vertikal (Fy)

2) Gaya horisontal (Fx)

b. Tidak dapat menerima momen (M).

c. Jika diberi beban momen, karena sifat sendi, maka akan berputar.

19

Gambar 2.21 Tumpuan Sendi (Engsel)

Sumber : Irawan, A. Purna, 2007. Diktat Kuliah Mekanika Teknik

3. Tumpuan Jepit— tumpuan yang dapat:

a. Dapat menerima semua reaksi:

1) Gaya vertikal (Fy).

2) Gaya horizontal (Fx).

3) Momen (M).

4) Dijepit berarti dianggap tidak ada gerakan sama sekali.

Gambar 2.22 Tumpuan Jepit

Sumber : Irawan, A. Purna, 2007. Diktat Kuliah Mekanika Teknik

2.4.2. Beban (Muatan)

Beban merupakan aksi atau gaya beban yang mengenai struktur. Beban dapat

dibedakan menjadi beberapa jenis berdasarkan cara kerja dari beban tersebut.

1. Beban Titik/Beban Terpusat

Beban yang mengenai struktur hanya pada satu titik tertentu secara terpusat.

20

Gambar 2.23. Struktur dengan Beban Terpusat

Sumber : Irawan, A. Purna, 2007. Diktat Kuliah Mekanika Teknik

2. Beban Terdistribusi Merata

Beban yang mengenai struktur tidak terpusat tetapi terdistribusi, baik terdistribusi

merata ataupun tidak merata. Sebagai contoh beban angin, air, dan tekanan.

Gambar 2.24. Struktur dengan Beban Terdistribusi Merata

Sumber : Irawan, A. Purna, 2007. Diktat Kuliah Mekanika Teknik

3. Beban Momen

Beban momen dapat berupa adanya beban titik pada konstruksi menimbulkan

momen atau momen yang memang diterima oleh konstruksi seperti momen puntir

(torsi) pada poros transmisi.

Gambar 2.25. Struktur dengan Beban Momen

Sumber : Irawan, A. Purna, 2007. Diktat Kuliah Mekanika Teknik

21

2.5. Tegangan dan Kekuatan Struktur

Dalam menganalisis perencanaan struktur, perlu adanya dimensi yang tepat pada

setiap elemen struktur, sehingga akan memenuhi kekuatan, kekakuan dan stabilitas

setiap elemen struktur. Namun, sebelumnya perlu juga dipahami teori-teori yang

bersangkutan dengan analisis perencanaan struktur. Berikut teori-teori tentang

analisis tegangan dan kekuatan struktur.

2.5.1. Tegangan

Dalam perencanaan struktur, sering kita jumpai tiga istilah penting yaitu normal

stress, shear stress dan strain. Untuk mampu menguasai perhitungan dan analisis

beban statik, maka memahami ketiga jenis besaran tersebut menjadi hal yang mutlak

untuk dikuasai.

2.5.1.1. Tegangan Normal (Normal Stress)

Normal Stress adalah tegangan yang terjadi ketika suatu material dibebani oleh

gaya aksial. Nilai dari tegangan normal (normal stress) untuk berbagai luas area

irisan secara sederhana dapat didekati dengan gaya yang bekerja dibagi dengan luas

penampang.

Gambar 2.26. Tegangan Normal

Sumber : en.wikipedia.org

22

𝛔 =𝐅𝐧

𝐀 (10)

Dimana:

𝜎 = Tegangan Normal (Normal Stress) [daN/mm2]

Fn = Gaya dalam arah tegak lurus terhadap penampang [daN]

𝐴 = Luas Penampang [mm2]

2.5.1.2. Tegangan Geser (Shear Stress)

Shear stress akan menghasilkan beban yang bekerja mengelilingi material.

Tegangan geser (shear stress) akan terjadi ketika beban diaplikasikan secara paralel

ke area dari material tersebut. Tegangan geser sifatnya akan sangat variatif. Tegangan

geser terjadi jika suatu benda bekerja dengan dua gaya yang berlawanan arah, tegak

lurus sumbu batang, tidak segaris gaya namun pada penampangnya tidak terjadi

momen.

Gambar 2.27. Tegangan Geser

Sumber : en.wikipedia.org

𝛕 =𝐅𝐬

𝐀 (11)

Dimana:

𝜏 = Tegangan Geser (Shear Stress) [daN/mm2]

F𝑠 = Gaya dalam arah sejajar terhadap penampang [daN]

A = Luas Penampang [mm2]

23

2.5.2. Regangan (Strain)

Dari hasil pengamatan, diketahui bahwa suatu material yang mengalami tegangan

pada saat yang sama juga mengalami perubahan panjang atau volume. Perubahan

panjang atau volume ini sering dinyatakan dalam regangan yang didefinisikan

sebagai berikut ini:

𝛆 =∆𝐋

𝐋 (12)

Dimana:

ε = Regangan (Strain)

ΔL = Pertambahan panjang [mm]

L = Panjang mula-mula [mm]

Dalam kondisi pembebanan sehari-hari, sebagian besar material struktur

menunjukkan perilaku yang memenuhi hukum Hooke, dimana dinyatakan tegangan

berbanding lurus dengan regangan (hubungan linear) :

𝐄 =𝛔

𝛆 atau 𝛔 = 𝐄. 𝛆 (13)

Dimana:

E = Modulus Elastisitas (modulus Young) [daN/mm2]

2.6. Kekuatan Struktur

Suatu struktur pesawat terbang harus dirancang sedemikian rupa sehingga

memiliki kekuatan struktural yang memadai untuk menahan beban-beban limit dan

ultimate secara aman, tanpa terjadi kegagalan atau tanpa mencapai titik luluh (yield

point) dari material struktur tersebut. Pada umumnya kekuatan suatu struktur akan

mengacu pada beban ultimate dari material pembentuk struktur tersebut. Tetapi dalam

hal ini tidak terdapat batasan yang jelas. Pada karakteristik mekanis suatu material

mengenai beban ultimate, maka beban luluh (yield load) dapat diasumsikan sebagai

24

beban maksimum yang dapat diterima oleh suatu struktur sehingga mencapai kondisi

kritis yang besarnya tergantung kepada material pembentuk struktur.

Dengan adanya suatu tuntutan yang mengharuskan suatu desain struktur pesawat

terbang memiliki jaminan bahwa tidak akan terjadi suatu kegagalan struktural selama

struktur tersebut menerima beban, maka diperlukan suatu metode yang handal yang

dapat digunakan untuk menentukan kekuatan struktur secara aman.

Berbagai macam teori mengenai struktur telah banyak dikembangkan dan telah

banyak diterapkan sehingga dapat menentukan secara akurat kekuatan struktur dalam

menerima suatu jenis pembebanan. Karena suatu struktur pesawat terbang secara

akurat akan menerima beban-beban yang beragam jenisnya sehingga metode-metode

tersebut dianggap sulit dan rumit untuk diterapkan.

Metode yang dianggap paling memuaskan hingga saat ini untuk menentukan

secara akurat kekuatan struktur dengan kondisi pembebanan yang beragam adalah

metode rasio pembebanan (loading ratio) yang diperkenalkan pertama kali oleh

Stanley. Dalam metode ini kondisi pembebanan suatu struktur dipresentasikan

melalui non dimensional yang merupakan perbandingan antara besar beban yang

diterima oleh struktur dengan beban yang diijinkan untuk dapat diterima. Secara

matematis dapat dinyatakan sebagai berikut:

𝐑 =𝑷𝒂𝒑𝒑

𝑷𝒂𝒍𝒍 (14)

Dimana:

R = Loading ratio (rasio pembebanan)

Papp = applied load = Beban yang terjadi pada struktur [daN]

Pall = allowable load = Beban yang diijinkan [daN]

Pada perkembangan selanjutnya, besaran loading ratio ini merupakan dasar bagi

perhitungan batas keamanan (Margin of Safety) untuk kekuatan statik strukturalnya.

Batas keamanan (Margin of Safety) dalam terminologi kekuatan statik struktural

didefinisikan sebagai suatu ukuran besarnya kemampuan atau kapasitas yang masih

tersedia dalam suatu struktur untuk menerima beban statik secara aman, pada kondisi

25

dimana terdapat beban statik yang bekerja pada struktur tersebut. Adapun bentuk

umum dari persamaan Margin of Safety (MS) adalah:

Margin of Safety (MS) = 𝟏

𝐑− 𝟏 (15)

Margin of Safety (MS) = 𝑷𝒂𝒍𝒍

𝑷𝒂𝒑𝒑− 𝟏 (16)

Margin of Safety (MS) yang mengacu pada Tegangan :

Margin of safety (MS) = 𝝈𝒂𝒍𝒍

𝝈𝒂𝒑𝒑− 𝟏 (17)

Dimana 𝜎app = 𝜎 max pada software PATRAN/NASTRAN

Pada umumnya pada Margin of Safety (MS) terdapat 2 fungsi:

1. Tanda aljabar positif (+) atau (-) menunjukkan aman atau tidaknya kondisi struktur

tersebut dalam menerima beban yang bekerja padanya.

2. Bilangan menunjukan besarnya beban yang masih dapat diterima oleh struktur

tersebut secara aman, tanpa melampaui batasan beban-beban luluh yang diijinkan

bergantung pada jenis material pembentuk struktur yang bersangkutan.

2.7. Metode Elemen Hingga

Finite Element Method (FEM) atau Metode Elemen Hingga adalah salah satu

metode yang digunakan untuk menganalisis suatu konstruksi. Analisis struktur

dengan menggunakan Finite Element Method (FEM) atau metode elemen hingga

memungkinkan untuk mendapatkan penyebaran tegangan pada konstruksi yang

dianalisa. Kegagalan suatu konstruksi bisa diketahui dengan menggunakan analisis

ini dan dengan tepat pada titik mana kegagalan tersebut ditunjukkan. Sehingga akan

lebih mudah bagi perencana untuk melakukan modifikasi konstruksi maupun

penguatan pada konstruksi yang diidentifikasi akan terjadi kerusakan atau kegagalan

konstruksi.

Melakukan analisis menggunakan Finite Element Method atau metode elemen

hingga, sudah banyak software yang diciptakan untuk mempermudah analisis.

26

Beberapa diantaranya MSC PATRAN/NASTRAN, CATIA Elfini, ANSYS, Algor,

Solidwork, Abaqus, Lsdyna dan lain-lain. Secara garis besar software-software

tersebut memiliki sistem kerja dan tahapan yang sama dalam melakukan analisisnya.

Diawali dengan pembuatan model, dilanjutkan dengan meshing, penentuan kondisi

batas dan pembebanan, dan analisis.

Secara garis besar metode elemen hingga (Finite Element Method) adalah suatu

cara untuk menyelesaikan mekanika kontinum (continuum mechanics) dengan cara

melakukan diskritisasi. Adapun langkah-langkah penyelesaian metode elemen hingga

dapat diuraikan sebagai berikut :

1. Diskritisasi struktur ke dalam sejumlah elemen berhingga.

2. Penentuan model fungsi pendekatan untuk perpindahan titik simpul.

3. Pembuatan matrik kekakuan global.

4. Pemberian kondisi batas.

5. Penyelesaian syarat kondisi batas.

6. Proses pemecahan untuk mendapatkan besaran perpindahan.

7. Perhitungan untuk mendapatkan besaran gaya, momen, tegangan, regangan, dan

sebagainya.

8. Mencatat hasil.

Solusi yang diperoleh dengan metode elemen hingga hanyalah suatu perkiraan

yang mendekati keadaan sesungguhnya. Semakin banyak jumlah elemen hasil

diskritisasi maka semakin baik solusi yang dihasilkan, namun jumlah elemen yang

banyak akan memerlukan waktu perhitungan yang lama dan komputer yang canggih.

Jadi, penggunaan metode elemen hingga yaitu mengubah struktur menjadi model

elemen, harus memperhatikan hal-hal berikut:

1. Jenis struktur yang akan dianalisis.

2. Ketelitian solusi yang diperlukan.

3. Waktu dan biaya yang dianggarkan.

4. Kemampuan komputer yang digunakan.

27

2.8. MSC PATRAN/NASTRAN

Seperti yang telah dijelaskan sebelumnya, untuk melakukan analisis dengan

menggunakan Finite Element Method atau metode elemen hingga, sudah banyak

software yang diciptakan untuk mempermudah analisis. Beberapa diantaranya MSC

PATRAN/NASTRAN, CATIA Elfini, ANSYS, Algor, Solidwork, Abaqus, Lsdyna dan

lain-lain. Namun, dalam kasus analisis tegangan dan kekuatan struktur kali ini sesuai

dengan aturan dari PT. Dirgantara Indonesia, software yang digunakan adalah MSC

PATRAN/NASTRAN sehingga berikut akan dijelasakan tentang software MSC

PATRAN/NASTRAN.

MSC PATRAN/NASTRAN merupakan salah satu software untuk memecahkan

kasus metode elemen hingga. Dalam aplikasi software Finite Element Method dengan

menggunakan MSC PATRAN/NASTRAN terdapat tiga prosedur yang dilakukan, yaitu

Preprocessing, Solution, dan Postprocessing.

Gambar 2.28. Hubungan PATRAN/NASTRAN

28

Gambar 2.29. Flowchart penyelesaian software MSC PATRAN/NASTRAN

2.8.1. MSC PATRAN

PATRAN adalah software untuk melakukan modelling (pemodelan) dan software

untuk menampilkan hasil analisis NASTRAN sehingga lebih mudah dipahami dan

diintepretasikan. Pada dasarnya PATRAN berfungsi untuk menghasilkan kartu-kartu

yang mudah dipahami oleh NASTRAN.

File-file penting pada MSC/PATRAN:

1. File database *.db adalah file biner yang berisi database-nya PATRAN,

menyimpan segala sesuatu tentang model dan hasil analisis.

2. File session *.ses.xx adalah file ascii yang berisi rekaman semua langkah yang

dilakukan setiap kali PATRAN dioperasikan.

29

3. File journal *.db.jou adalah file ascii yang berisi rekaman semua langkah yang

dilakukan setiap kali PATRAN dioperasikan. File ini adalah backup file database.

4. File model *.bdf adalah file ascii yang berisi kartu-kartu NASTRAN hasil

pemodelan dengan PATRAN yang akan dianalisa dengan NASTRAN.

5. File hasil *.f06 adalah file ascii yang berisi hasil keluaran (output) NASTRAN.

6. File hasil *.Op2 adalah file biner yang berisi output NASTRAN (ini yang akan

dibaca oleh PATRAN untuk menampilkan output pada PATRAN).

Berikut ini menu-menu yang terdapat pada MSC/PATRAN:

1. File

Menu ini menyediakan akses pada berbagai file yang digunakan dalam MSC

PATRAN/NASTRAN, misalnya management database, importing atau exporting,

penanganan session file dan sebagainya.

2. Group

Menu ini berguna dalam membuat group bagian-bagian sehingga memudahkan

dalam membuat model.

3. Viewport

Menu ini berguna untuk membuat berbagai tampilan pada layar monitor. Masing-

masing tampilan diberi nama tersendiri.

4. Viewing

Menu ini untuk mempermudah melihat obyek dari sudut yang dikehendaki.

5. Display

Menu ini untuk mengatur masalah tampilan, misalnya memilih obyek yang

ditampilkan dan disembunyikan, mengatur pencahayaan dan sebagainya.

6. Preferences

Menu ini untuk mengatur operasi PATRAN, report PATRAN, dan sebagainya.

7. Tool

Akses untuk melakukan operasi PATRAN untuk keperluan khusus.

8. Utilities

30

Berfungsi untuk melengkapi semua fungsi menu diatas.

Menu khusus pada MSC/PATRAN yang berkaitan dengan prosedur pemodelan,

antara lain:

1. Geometry

Menu ini adalah akses untuk melakukan operasi geometri (membuat, mengedit,

menghapus dan sebagainya). Entity Geometry mencakup :

a. Point

b. Parametric curve

c. Bi-parametric surface

d. Tri parametric solid

e. Boundary represented (B-Rep) solid

2. Element

Menu ini adalah akses untuk melakukan operasi pembuatan model elemen hingga

(membuat, mengedit, menghapus, mengatur meshing dan sebagainya).

3. Load/BCs

Menu untuk akses memberikan beban, kondisi batas dan kondisi awal.

4. Material

Menu untuk akses mendefinisikan material yang akan dipakai (isotropic,

komposit, linier dan non linier), misalkan untuk benda elastic linier meliputi nama

material dengan memasukkan propertinya seperti elastic modulus, poisson ratio,

shear modulus, density dan lain sebagainya.

5. Properties

31

Menu akses untuk memilih jenis elemen yang dikehendaki dan menentukan

properti elemen tersebut, misalkan untuk 1D properties yang dimasukkan meliputi

jenis material, area dan lain-lain, untuk 2D meliputi jenis material, thickness dan

lain-lain, sedangkan untuk 3D meliputi jenis material.

6. Load Case

Menu untuk mengelompokkan atau memilih kasus-kasus pembebanan atau

tumpuan.

7. Fields

Menu untuk akses membuat fungsi, misalkan sifat material yang fungsi

temperatur, beban yang fungsi posisi dan sebagainya.

8. Analysis

Akses untuk mencetak kartu-kartu software solver yang akan digunakan, membaca

kartu-kartu NASTRAN, membaca output.

9. Result

Berfungsi untuk menampilkan hasil berupa gambar, text maupun animasi.

10. Insight

Fungsi untuk membantu Postprocessing khususnya untuk menampilkan hasil

untuk elemen 3D.

11. X-Y Plot

Berfungsi untuk menampilkan hasil berupa grafik.

Prosedur umum pemodelan dengan software PATRAN untuk dianalisis di software

NASTRAN adalah sebagai berikut:

1. Membuat geometri dari obyek yang akan dianalisis

32

Proses pembuatan geometri ini dapat dilakukan di sembarang software CAD yang

dapat menghasilkan file yang dapat dibaca oleh PATRAN dalam hal ini file dengan

extension *.IGS. Software tersebut misalnya Catia, Pro/E atau SolidWork dan lain-

lain. Apabila modelnya tidak terlalu rumit, model geometri itu dapat dibuat di

PATRAN sendiri karena PATRAN juga memiliki kemampuan untuk melakukan

pemodelan geometri dan apabila obyeknya cukup sederhana maka tahapan ini

dapat diabaikan dan langsung ke tahapan berikutnya.

2. Membuat model elemen hingga

Pembuatan model elemen hingga adalah pembuatan jaring-jaring elemen yang

saling terhubung oleh nodal. Apabila model elemen hingganya sederhana, maka

proses ini dapat dilakukan langsung tanpa harus membuat model geometri terlebih

dahulu, atau model geometrinya cukup didapatkan dari sketsa atau gambar 2D di

atas kertas. Apabila model geometri sudah dibuat, maka sebelum membuat jaring-

jaring elemen hingga (meshing) sebaiknya dikontrol terlebih dahulu jumlah

meshing yang akan terjadi. Pada daerah yang akan dijadikan titik pengamatan,

dibuat meshing yang lebih halus sedangkan di daerah yang tidak menjadi

perhatian, cukup dibuat meshing sederhana setelah itu baru dilakukan pengecekan

meshing.

3. Pemeriksaan atau pengeceken model

Model yang sudah di mesh harus di-check. Check model ini dimaksudkan untuk

menjamin bahwa elemen sudah saling terkoneksi dengan benar, dengan kata lain

persyaratan elemen sudah terpenuhi.

4. Pendefinisian material

Data-data material harus dimasukkan ke dalam database PATRAN, data ini

tergantung jenis analisis yang akan dilakukan, misalkan apabila analisisnya hanya

linier static maka data yang diperlukan hanyalah elastic modulus, poisson ratio,

dan density.

5. Pendefinisian jenis elemen

33

Dalam terminologi metode elemen hingga, untuk melakukan analisis terhadap

suatu obyek, maka obyek itu terlebih dahulu diidealisasikan menjadi suatu model

jenis elemen. Jenis ini memenuhi perilaku dominan dari obyek yang dimaksud,

oleh karena itu dalam melakukan analisis struktur juga harus dipilih jenis elemen

yang mewakili perilaku struktur yang akan dianalisis, misalkan apabila perilaku

utama struktur itu adalah doubler, maka struktur itu haruslah dimodelkan sebagai

elemen Bar atau Beam sebagai representasi struktur doubler di software

NASTRAN.

6. Pemberian tumpuan atau beban

Untuk menjamin kestabilan struktur, maka harus diberikan tumpuan pada model.

Tumpuan ini haruslah dapat mewakili kenyataan perletakan atau kondisi batas

struktur yang dianalisis. Jenis-jenis tumpuan itu misalnya pin, fix, rol dan

sebagainya. Setiap nodal mempunyai 6 DOF (Degree of Freedom). Derajat

kebebasan atau Degree of Freedom adalah nilai variabel bidang pada titik nodal.

7. Menentukan analisis, kontrol proses dan outputnya

Untuk melakukan analisis, sebelumnya harus ditentukan terlebih dahulu jenis

analisis yang akan dilakukan dan mengontrol proses analisisnya dan juga

mengontrol output apa saja yang diinginkan.

8. Membaca hasil

Sebagai hasil dari proses analisis maka didapat hasil analisis. Hasilnya dapat

berupa text, gambar, kurva dan sebagainya.

2.8.2. MSC NASTRAN

Program NASTRAN merupakan salah satu perangkat lunak yang dapat digunakan

untuk menganalisis suatu sistem dengan dasar Metode Elemen Hingga (Finite

Element Method). Secara spesifik program NASTRAN ini mempunyai banyak

kemampuan dalam menganalisis untuk berbagai bidang disiplin ilmu teknik,

diantaranya dalam bidang struktur, thermal dan aliran fluida.

34

NASTRAN (Nasa Structural Analysis) disusun dan dikembangkan oleh National

Aeronautical and Space Administration (NASA) untuk memenuhi kebutuhan program

elemen hingga yang bersifat universal. Pertama kali dipublikasikan tahun 1968

melalui Computer Software Management and Information Center (COSMIC) dan

dikenal dengan COSMIC NASTRAN.

Selain COSMIC NASTRAN terdapat beberapa lagi bagian dari NASTRAN, satu

diantaranya yang digunakan paling luas adalah MSC NASTRAN. Versi ini

dikembangkan oleh MacNeal Schwendler Corporation. MSC/NASTRAN digunakan

sebagai standar untuk NASTRAN karena kegunaannya yang luas, terus berkembang

dan responsif terhadap kebutuhan.

MSC/NASTRAN adalah suatu program (software) yang dapat dipergunakan untuk

analisis finite element secara umum dengan kemampuan 500.000 pemrograman.

MSC/NASTRAN mempunyai kemampuan untuk dapat menyelesaikan berbagai

macam persoalan-persoalan di bidang teknik, antara lain:

1. Analisis statik linier

2. Analisis getaran mekanik

3. Analisis Buckling

4. Analisis Normal Modes

5. Analisis Transient Dynamic

6. Analisis Non-linear

7. Struktural Optimization

8. Analisis perpindahan panas yang steady

9. Analisis perpindahan panas yang transient.

35

35

BAB III

METODOLOGI PENELITIAN

3.1. Metode Studi Kasus

Metode yang digunakan dalam studi kasus ini terdiri atas:

1. Studi literatur — metode ini digunakan dengan cara membaca referensi-referensi

yang berhubungan dengan penyelesaian studi kasus ini. Adapun referensi-referensi

yang dibaca tertera dalam daftar pustaka.

2. Pengoperasian software — software yang digunakan adalah software Catia untuk

membuat geometri wingtip extension, dan software MSC Patran/Nastran untuk

menganalisis kekuatan struktur wingtip extension.

3.2. Diagram Alir Penyelesaian Kasus

Langkah-langkah yang telah dilalui untuk menyelesaikan studi ini tertera dalam

diagram alir berikut:

37

Mulai

Studi Literatur

Menghitung dan menentukan geometri wing

with wingtip extension, lift

Mengunduh airfoil NACA 2411

Menggambar geometri wing with wingtip

extension di Catia

Berhasil?

Import file dari Catia ke Patran

Membuat mesh,mendefenisikan jenis material,menentukan

tumpuan,memberikan beban

Melakukan analisis di Nastran

Berhasil? Tidak

Ya

Menampilkan hasila analisis di

Patran; Penulisan laporan

Selesai

Gambar 3.1. Diagram alir studi kasus

Ya

Tidak

38

3.3. Langkah Pembuatan Gambar Wing with Wingtip Extension di Catia

3.3.1. Langkah-langkah Membuat Single Singlet 30 degree:

1. Mengunduh airfoil yaitu dengan cara sebagai berikut :

a. Membuka website http://airfoiltools.com/ .

b. Untuk mendapatkan airfoil yang kita inginkan yaitu NACA 2411 dilakukan

dengan cara mengklik pada NACA 4 digit airfoils pada sisi kiri website.

c. Setelah mengklik akan muncul tampilan sebagai berikut :

d. Untuk memudahkan pencarian, digunakan alat pencari. Isikan NACA 2411

pada kolom text search kemudian klik tombol Search.

39

e. Pada sisi bawah dari alat pencari akan muncul airfoil-airfoil, pilihlah yang

sesuai dengan yang kita inginkan. Akan muncul tampilan seperti dibawah ini.

f. Untuk mendapatkan koordinat-koordinat yang kita butuhkan untuk proses

desain, dilakukan dengan mengklik send to airfoil plotter pada sisi kanan dari

airfoil yang kita inginkan.

g. Setelah mengklik akan muncul tampilan sebagai berikut.

40

h. Untuk mendapatkan ukuran chord yang sesuai dengan yang kita butuhkan,

dilakukan dengan cara mengisi panjang chord pada kolom isi chord (mm).

Pada wing yang akan kita buat chord root dan chord tip masing-masing adalah

0,0789 m = 78,9 mm dan 0,0395 m = 0,0395 mm. Ingat bahwa yang terbaca

pada kolom isi harus dalam bentuk angka dan dalam satuan milimeter. Setelah

panjang chord sudah diisi pada kolom isi chord (mm), selanjutnya mengklik

pada tombol plot.

41

i. Setelah mengklik tombol plot akan muncul gambar airfoil yang kita inginkan.

j. Untuk mendapatkan koordinat airfoilnya, dilakukan dengan cara mengklik

CSV file of coordinates. Maka akan terdownload airfoil dalam format .csv

yang dapat dibuka menggunakan microsoft excel.

42

2. Meng-import koordinat-koordinat airfoil menuju Catia serta membuat wing

with wingtip extension 30 degree yang dilakukan dengan cara sebagai berikut

:

a. Membuat part design baru di Catia dengan cara pilih toolbar file > new > part

> tulis nama part bila perlu. Tampilannya akan seperti gambar dibawah ini.

b. Meng-copy file GSD_PointSplineLoftFromExcel.xls dari folder instalan Catia

yang digunakan sebagai alat untuk mengimpor koordinat. File tersebut

terdapat di C:\Program Files (x86)\Dassault

Systemes\B16\intel_a\code\command. Copy file tersebut ke tempat yang anda

inginkan, tentunya ke tempat yang mudah untuk dicari.

43

c. Membuka file GSD_PointSplineLoftFromExcel.xls akan muncul seperti

gambar dibawah ini.

d. Hapus data pada A3:C19 dan pindahkan A20:A22 ke sisi kanan agar tidak

menghalangi dalam proses import koordinat. Usahakan untuk tidak

memindahkan di dalam area kolom A, B dan C.

44

e. Setelah dihapus dan dipindahkan tampilannya akan seperti gambar berikut.

f. Langkah selanjutnya adalah buka file airfoil yang sudah di download

sebelumnya.

A3:C19

A20:A22

45

g. Dalam beberapa kasus, koordinat airfoil yang di-download berupa satu

kolom. Untuk itu kita perlu untuk menjadikan koordinat tersebut menjadi dua

kolom. Copy koordinat-koordinat yang berada pada A10:A70 ke notepad.

46

h. Pisahkan koordinat x dan y pada notepad dengan cara me-replace koma (,)

menjadi beberapa spasi. Pilih edit>replace atau dengan cara menekan tombol

ctrl + H pada keyboard. Isi kolom isi Find what dengan koma (,) dan isi juga

kolom isi replace with dengan beberapa spasi. Selanjutnya klik tombol

replace all.

i. Setelah mengklik tombol replace all, koordinat akan seperti gambar di bawah

ini.

j. Copy koordinat yang sudah dipisahkan ke file

GSD_PointSplineLoftFromExcel.xls pada kolom B3 seperti gambar di bawah

ini.

47

k. Pada tahap ini koordinat masih dalam satu kolom, untuk memisahkannya klik

(Ctrl) > Use Text Import Wizard . . .. maka akan muncul

tampilan seperti gambar dibawah ini.

l. Klik tombol next. Setelah itu klik tombol next lagi dan tampilannya akan

seperti gambar di bawah.

48

m. Klik finish. Maka koordinat telah terpisah dan menjadi dua kolom.

n. Masukan angka 0 pada kolom A3:A63 dan pindahkan EndCurve,Endloft dan

End di kolom A64:A66 kemudian jalankan dengan mengklik tombol view

marco pada toolbar view dan pilih Feuil1.Main setelah itu klik tombol

running.

49

o. Setelah di run akan muncur user info. Terdapat 3 jenis varian pilihan : 1.

Hanya berbentuk titik, 2. Akan berbentuk titik dan spline, dan 3. Akan

berbentuk titik, spline dan loft. Untuk kasus ini penulis memilih opsi nomor 2.

Dengan mengisi angka dua pada kolom isi user info dan mengklik ok,

tampilannya di Catia akan seperti gambar di bawah.

p. Karena kita hanya membutuhkan spline, maka hide titik-titik koordinat

dengan cara memblok pada semua titik-titik yang hendak di-hide kemudian

klik kanan pada mouse dan pilih hide/show. Sehingga tampilan akan seperti

gambar di bawah.

50

q. Untuk lebih rapi, GeometryFromExcel dapat dimasukkan ke dalam Geomtery

set yang baru dengan cara pilih pada toolbar Insert>Geometry set>ketik

Airfoil pada kolom isi name. Tarik GeometryFromExcel dengan cara klik kiri

pada mouse, tahan dan lepas ke Geometry baru yang telah kita buat.

Tampilannya akan seperti berikut.

r. Arahkan pointer pada geometry set Airfoil dan klik kanan pada mouse, pilih

Define In Work Object.

s. Untuk mid chord, ukurannya sama seperti root chord. Maka untuk

mempermudah maka gunakan tool translate. Tool translate dapat dilihat

51

dengan cara pilih toolbar Start > Mechanical Design > Wireframe and

Surface Design. Tool translate berada pada toolbar operations

. Pilih spline (root chord) kemudian klik tool translate.

Untuk direction pilih yz plane, sedangkan distance-nya adalah -266,2 mm.

Klik tombol preview untuk melihat jika rasa sudah sesuai, klik OK.

t. Selanjutnya adalah membuat airfoil untuk tip chord yang dilakukan dengan

cara mengikuti langkah f. Sampai q. Untuk langkah n. Sedikit berbeda, pada

kolom A bukan diisi dengan angka 0 tetapi -354,9. 354,9 mm merupakan

panjang yang diukur dari root chord hingga ke tip chord. Setelah membuat

airfoil maka akan seperti gambar di bawah ini.

52

u. Klik point pada toolbar kemudian setelah muncul

tampilan point definition, klik spline tip chord. Klik kemudian

OK.

v. Klik scalling pada toolbar operations. Klik spline tip chord pada kolom

element , klik titik yang telah dibuat pada kolom

reference , dan selanjutnya isi 0,5 pada kolom

ratio . Selanjutnya klik OK.

w. Translate airfoil yang di-scalling sejauh -44,4 mm dengan direction yz dan

klik hide/show initial element kemudian OK.

x. Klik plane pada toolbar Wireframe dan lakukan seperti gambar di bawah

pada spline tip chord kemudian OK.

53

y. Klik plane yang tadi dibuat kemudian klik sketcher , buat garis yang

sejajar terhadap sumbu V. Klik spline tip chord dan garis sejajar yang telah

dibuat kemudian klik Constraint Define In Dialog Box pada toolbar

constaint. Setelah terbuka klik considence, klik OK.

z. Klik Rotate pada toolbar operations kemudian lakukan seperti pada

gambar di bawah. Klik hide/show initial element. Setelah itu OK.

54

aa. Klik point pada toolbar wireframe kemudian klik spline root chord. Klik

middle point, setelah itu OK.

bb. Klik point pada toolbar wireframe kemudian klik spline root chord. Klik

nearest extremity, setelah itu OK.

cc. Lakukan langkah aa. dan langkah bb. untuk mid chord, tip chord dan pada

spline yang telah di-rotate -30 degree tadi.

dd. Klik line pada toolbar wireframe. Hubungkan line pada titik-titik yang dibuat

sehingga akan seperti gambar di bawah.

55

ee. Klik joint pada toolbar operations, setelah terbuka tampilan pilih garis-

garis yang berada di leading edge. Kemudian OK. Lakukan cara yang sama

untuk garis-garis yang di trailing edge.

ff. Sekarang kita akan melakukan lofting. Klik start pada toolbar kemudian

mechanical design, dan selanjutnya part design.

gg. Setelah muncul tampilan tool part design. Klik multi-sections solid pada

toolbar Sketch-Based Features. Klik spline root chord, spline mid chord,

spline tip chord, dan spline yang di-rotate -30 degree. Untuk guide-nya klik

pada joint leading edge dan joint trailing yang sudah dibuat pada langkah ee.

Selanjutnya klik OK.

56

3.3.2. Langkah-langkah Membuat Double Winglet 30 degree:

a. lakukan seperti langkah-langkah membuat single winglet 30 degree.

b. Klik rotate setelah muncul tampilan. Untuk elemennya klik spline yang sudah

di-rotate -30 degree. Angle-nya dibuat 60 degree. Klik OK.

c. Buat titik-titik pada leading edge dan trailing edge seperti langkah-langkah

membuat single winglet 30 degree 2aa. – 2cc.

d. Buat line pada leading dan trailing edge.

57

e. Lakukan seperti langkah-langkah membuat single winglet 30 degree 2ee. -

2gg.

f. Setelah di-loft spline, tip chord akan ter-hide. Untuk menampilkannya lagi

dengan cara mencari spline pada sub-tree . Arahkan pointer

pada spline tip chord kemudian klik kanan pada mouse. Pilih hide/show.

g. Lakukan loft pada spline yang di-rotate 60 degree dan pada tip chord.

58

3.3.3. Langkah-langkah Membuat Endplate/Fence Wingtip Extension

a. Lakukan seperti langkah-langkah membuat single winglet 30 degree 1a.-1j.

dan 2a. -2u. serta 2x. – 2y.

b. Klik Rotate pada toolbar operations kemudian lakukan seperti pada gambar di

bawah. Untuk elemennya klik pada tip chord. Angle-nya 90 degree. Setelah

itu OK.

c. Klik scalling pada toolbar operations. Klik spline tip chord yang sudah di-

rotate 90 degree pada kolom element, klik titik yang telah dibuat pada kolom

reference , dan selanjutnya isi 0,5 pada kolom ratio. Selanjutnya klik OK.

59

d. Translate tip chord yang sudah di-rotate dan di-scalling dengan jarak 19,8

mm seperti gambar berikut. Klik hide/show initial element. Selanjutnya OK.

e. Klik symmetry dengan reference plane tip chord. Klik OK.

f. Buat titik-titik pada leading dan trailing edge untuk spline translate, spline

rotate tip chord dan spline symmetry. Buat line sehingga seperti gambar

berikut. Kemudian di joint untuk garis leading dan trailing.

60

g. Buat titik-titik dan line pada leading dan trailing edge root chord, mid chord,

dan tip chord menggunakan point pada toolbar wireframe. Kemudian buatlah

joint pada garis-garis di leading edge dan trailing edge-nya.

h. Loft pada leading dan trailing edge root chord, mid chord, dan tip chord

menggunakan multi-sections solid definition.

61

i. Loft pada endplate menggunakan multi-sections solid definition.

3.3.4. Hasil Gambar Wingtip Extension dari Catia

62

3.4. Langkah Pemodelan Menggunakan MSC PATRAN/NASTRAN

Untuk proses analisis di Patran sendiri, langkah-langkah analisis yang ditampilkan

dalam tulisan ini adalah single winglet. Sedangkan double winglet dan fence tidak

ditampilkan, karena prinsipnya sama saja. Berikut langkah-langkahnya:

3.4.1. Import File dari Catia

Data geometri untuk wing with wingtip extension adalah data drawing yang sudah

ada dimensinya dalam bentuk CATIA yang di save dengan format *.IGS. Berikut

adalah langkah-langkah awal memulai Patran:

a. Open PATRAN,

b. Pilih menu File, kemudian klik New dan pilih lokasi atau folder untuk

penyimpanan.

c. File Name beri nama Winglet lalu OK.

d. Kemudian akan muncul lembar kerja.

Gambar 3.2. Tampilan awal Patran

63

Gambar 3.3. Tampilan lembaran kerja Patran

Langkah-langkah meng-import file pada PATRAN dilakukan dengan sebagai berikut:

a. Klik File, Import

b. Pilih IGES di kolom Source

c. Pada kotak IGES option, diklik kemudian pilih Model units dan pada kolom

Model Units Override pilih 1000.0 (Millimeters)

d. Pilih CATIA Drawing dalam format *.IGS yang akan di import pada kolom Look

in

e. Klik Apply.

Gambar 3.4. Tampilan import di Patran

64

Gambar 3.5. Hasil impot file di Patran

3.4.2. Pendefinisian Material

Dalam kasus ini, data material yang harus dimasukkan pada PATRAN, antara lain:

a. Material termasuk isotropic, yaitu material yang memiliki kesamaan sifat ketika

mendapat pembebanan dari arah yang berbeda-beda.

b. Jenis material yang digunakan untuk masing-masing struktur wing with wingtip

extension adalah Aluminium Alloy (Al-6061).

c. Analisis yang digunakan adalah Linear Static.

d. Modulus Elastisitas (E) untuk material Al 6061sebesar 690 daN/mm2.

e. Poisson ratio (μ) sebesar 0,33.

Berikut ini langkah-langkah untuk pemberian material pada Patran:

a. Pilih menu Materials

b. Pilih Create pada kolom Action

c. Pilih Isotropic pada kolom Object

d. Pilih Manual Input pada kolom Method

e. Pada kolom Material Name beri nama materialnya

f. Dikolom Input Properties pilih Linear Elastic, isi kolom Modulus Elastisitas,

Poisson Ratio, Shear Modulus, Density. Klik OK

g. Klik Apply

65

Gambar 3.6. Tampilan pemberian material pada Patran

3.4.3. Pendefinisian Jenis Propertis

Pada bagian Properties ini langkah yang dilakukan adalah mendefinisikan jenis

elemen yang akan dipakai, antara lain:

a. Menggunakan analisis 3D dengan tipe elemen solid.

b. Mendefinisikan masing-masing jenis material struktur.

Langkah-langkah untuk mendefinisikan properties sebagai berikut:

a. Klik Properties

b. Pilih Create pada kolom Action

c. Pilih 3D pada kolom Object

d. Pilih Solid pada kolom Type

e. Pada kolom Property Set Name diisi dengan nama property

f. Klik kolom Input Properties, kemudian klik Mat Prop Name pilih material yang

sudah dibuat (AL 6061) maka kolom Material Name akan muncul AL 6061

g. Klik OK

h. Klik Select Application Region, kemudian pada kolom Select Members pilih

bagian solid, klik add kemudian OK

i. Klik Apply

66

Gambar 3.7. Tampilan menu properties pada Patran

3.4.4. Membuat Model Elemen Hingga (Meshing)

Struktur pada wing with wingtip extension kemudian di-meshing, hal ini dilakukan

untuk mendiskritisasikan elemen pada struktur tersebut. Dengan menggunakan sarana

software untuk menganalisa kasus elemen hingga maka diskritasi elemen dapat dibuat

banyak, hal ini disebabkan karena semakin banyak jumlah elemen hasil diskritisasi

maka semakin baik solusi yang dihasilkan.

Berikut langkah-langkah untuk membuat model elemen hingga pada Patran :

a. Pilih menu Elements

b. Pilih Create pada kolom Action

c. Pilih Mesh pada kolom Object

d. Pilih Solid pada kolom Type

e. Menentukan bentuk elemen (Element Shape), bentuk elemen dapat berupa Tet,

Wedge dan Hex

f. Pilih TetMesh pada kolom Mesher

g. Pilih Tet10 pada kolom Topology

67

h. Pada kolom Global Edge Length, isi bagian Value sesuai dengan besar mesh yang

diinginkan

i. Klik kolom Select Existing Property, pilih Property Sets yang sudah dibuat

j. Klik Apply.

Gambar 3.8. Tampilan meshing pada Patran

3.4.5. Pemberian Tumpuan dan Beban

Berikut ini langkah-langkah pemberian tumpuan pada Patran:

a. Pilih menu Load/Base

b. Pilih Create pada kolom Action

c. Pilih Displacement pada kolom Object

d. Pilih Nodal pada kolom Type

e. Dikolom New Set Name diisikan Fixed Edge

f. Klik Input Data lalu pada kotak Tranlations dan Rotations diisi dengan T1 T2 T3

(0,0,0), R1 R2 R3 (0,0,0) kemudian klik OK

g. Klik Select Aplication Region, pilih FEM dan pilih bagian yang akan di fixed,

bertujuan sebagai tumpuan suatu beban.

h. Add, kemudian OK

i. Klik Apply.

68

Gambar 3.9. Tampilan pemberian tumpuan pada Patran

Berikut ini langkah-langkah pemberian beban pada PATRAN:

a. Pilih menu Load/Base

b. Pilih Create pada kolom Action

c. Pilih Force pada kolom Object

d. Pilih Nodal pada kolom Type

e. Dikolom New Set Name diisikan nama sesuai arahnya

f. Klik Input Data lalu pada kotak Force masukkan nilai arah sumbu z, klik OK

g. Klik Select Aplication Region, pilih bagian yang menjadi titik pembebanan

h. Add, kemudian OK

i. Klik Apply.

69

Gambar 3.10 Tampilan pemberian beban pada Patran

3.4.6. Load Case

Bagian load case ini untuk mengelompokkan atau memilih kasus-kasus

pembebanan atau tumpuan. Langkah yang dilakukan sebagai berikut:

a. Pilih menu Load Case

b. Pilih Create pada kolom Action

c. Pada kolom Load Case Name diberi nama berdasarkan arahnya

d. Klik Input Data, kemudian pilih type displacement dan type force yang ingin

dijadikan satu. Klik OK

e. Klik Apply.

70

Gambar 3.11. Tampilan load case pada Patran

3.5. Langkah Analisis Menggunakan MSC Patran/Nastran

3.5.1. Langkah Analisis pada MSC Patran

Langkah-langkah melakukan analisis pada MSC Patran antara lain:

a. Pilih menu Analisys

b. Pilih Analyze pada kolom Action

c. Pilih Entri Model pada kolom Object

d. Pilih Full Run pada kolom Method

e. Pada kolom Job Name memberi nama sebagai nama objek yg keluar setelah di

run

f. Pada kolom Subcases tentukan Available Subcases sehingga Available Load

Cases akan sama

g. Klik Output Requests, kemudian tentukan Select Result Type yang ingin dipilih.

Klik OK, klik Apply

h. Pada kolom Subcase Select klik sesuai dengan Subcases yang dipilih. Klik OK

71

i. Klik Apply

Gambar 3.12. Tahapan melakukan analisis pada Patran

3.5.2. Langkah Analisis pada MSC Nastran

Langkah-lagnkah melakukan analisis pada MSC Nastran antara lain:

1. Masuk ke program NASTRAN

2. Kemudian RUN file *.bdf yang sebelumnya telah ditentukan job name analisisnya

3. File dalam bentuk F06 akan keluar sebagai hasil dari run pada NASTRAN

4. File hasil dari NASTRAN tersebut dicek apakah ada tanda fatal atau tidak.

72

Gambar 3.13. Tampilan hasil run pada Nastran

3.5.3. Langkah Menampilkan Hasil Analisis di Patran

Langkah-langkah yang dilakukan sebagai berikut :

a. Pilih menu Analisys

b. Pilih Access Results pada kolom Action

c. Pilih Attach XDB pada kolom Object

d. Pilih Result Entities pada kolom Method

e. Klik Select Results File, kemudian pilih File XDB hasil Run dengan NASTRAN.

Klik OK

f. Klik Apply.

73

Gambar 3.14. Tampilan hasil analsis di Patran

3.5.4. Mencetak Hasil (Result)

Dalam proses terakhir ini, masuk kembali ke program PATRAN, kemudian pilih

menu Result untuk mengeluarkan hasil sesuai analisis yang diinginkan, hasil analisis

tersebut berupa tampilan nilai deformasi dan distribusi tegangan terlihat pada setiap

elemen. Nilai maksimun dan minimum terlihat kontras karena dipetakan dalam

variasi warna.

Gambar 3.15. Tampilan results pada Patran

73

BAB IV

HASIL DAN PEMBAHASAN

4.1. Data Konfigurasi Wing dan Material Pembentuk Wing

4.1.1. Data Konfigurasi Wing

Data-data yang telah diketahui adalah sebagai berikut:

Tabel 4.1. Data umum UAV

No Parameter Satuan (SI) Satuan (Imperial)

1 Tipe UAV Homebulit

2 WTO 3 6.6139

3 WSysem 0.948 2.0899

4 VCruising 11.11 36.4501

5 ρ200m 1.20165 0.0023

Tabel 4.2. Data wing

No Parameter Satuan (SI) Satuan (Imperial)

1 VStall 9.144 30

2 Airfoil type NACA 2411

3 CLmax 1.4217

4 AR 6

5 λW 0.5

6 Sudut dihedral 3°

7 Kondisi terbang flight cruising

8 G 1

75

Data perhitungan geometri wing:

1. Luas wing seluruhnya (wing kiri dan kanan)

2

2maxL

2S200

WTOW m0420.0

4217.1144.920165.1

32

CV

W2S

2. Geometri 1 wing

m3549.0)2

0420.0(6)

2

S(ARb

W

m0789.0)5.01(3549.0

0420.0

)1(b

SC

W

Wroot

m0395.00789.05.0CC rootWtip

m3E754.6C%11thickness_Max

m0614.0)1

1(C

3

2C

m3E2.5]dC[)]CC(d2

1[S

m0210.002662.00789.0dCS

m0887.02662.03549.0dbd

m2662.03549.075.0b%75d

W

2WW

root

2IItiptiprootII2

2Iroot1

III

I

76

3. Geometri single winglet

22SWT

0

0

II

roottip

root

m0012.0m3E18.1]0398.00198.0[]0398.00197.02

1[S

m0444.030sin

yr

0384.030tan

yx

m0222.0d%25y

m0198.0C%50C

m0395.0C

4. Geometri double winglet

Datanya sama seperti pada single winglet,

hanya saja pada SSW di-kali dengan 2 karena double winglet.

22SWT m0024.0m3E36.23E18.12S

77

5. Geometri fence/endplate wingtip extension

2SWT m0008.0)0099,00198.02(2S

m0198.0x2y

m3E875.90395.0%25x

6. Gaya F di software Patran

a. Single Winglet

N5427.181.911573.0F

kg1573.0g

2L

Wing_1_Massa

N0854.3C)SS(V2

1L maxLSWTW

2S200

b. Double Winglet

N5853.181.911616.0F

kg1616.0g

2L

Wing_1_Massa

N1706.3C)SS(V2

1L maxLSWTW

2S200

78

c. Fence Wingtip Extension

N5284.181.911558.0F

kg1558.0g

2L

Wing_1_Massa

N0568.3C)SS(V2

1L maxLSWTW

2S200

4.1.2. Material Pembentuk Struktur Wing

Tabel 4.3. Data material Al-6061 pembentuk struktur wing

No Parameter Satuan (SI)

1 Modulus elastisitas 6.9E9 N/m2

2 Density 27E2 kg/m3

3 Yield strength 2.78E8 N/m2

4 Poisson ratio 0.33

79

4.2. Hasil Analisis Tegangan dan Kekuatan Struktur

4.2.1. Single Winglet

Gambar 4.1. Hasil analisis single winglet pada Patran

Dari hasil analisis ditunjukkan daerah yang mempunyai tegangan maksimum

(daerah yang berwarna merah) dan tegangan minimum berdasarkan gradasi

warnanya. Berikut nilai-nilainya:

Tegangan maksimum = 1.5401 x 10−1 daN/mm2 pada node 21051

Tegangan minimum = 5.09 x 10−4 daN/mm2 pada node 906

Maka Margin of Safety (MS) pada kasus pembebanan sebesar :

Margin of safety (MS) = σall

σapp− 1

= 278 daN/mm2

1.5401x 10−1 daN/mm2− 1

= 1804.0776

Dengan demikian, single winglet tersebut safe ketika mendapatkan pembebanan

dengan kondisi terbang yang telah ditentukan.

80

4.2.2. Double Winglet

Gambar 4.2. Hasil analisis single winglet pada Patran

Dari hasil analisis ditunjukkan daerah yang mempunyai tegangan maksimum

(daerah yang berwarna merah) dan tegangan minimum berdasarkan gradasi

warnanya.

Berikut nilai-nilainya:

Tegangan maksimum = 1.48 x 10−1 daN/mm2 pada node 20720

Tegangan minimum = 2.29 x 10−6 daN/mm2 pada node 22166

Maka Margin of Safety (MS) pada kasus pembebanan sebesar :

Margin of safety (MS) = σall

σapp− 1

= 278 daN/mm2

1.48x 10−1 daN/mm2− 1

= 1877.3784

Dengan demikian, double winglet tersebut safe ketika mendapatkan pembebanan

dengan kondisi terbang yang telah ditentukan.

81

4.2.3. Fence Wingtip Extension

Gambar 4.3. Hasil analisis fence wingtip extension pada Patran

Dari hasil analisis ditunjukkan daerah yang mempunyai tegangan maksimum

(daerah yang berwarna merah) dan tegangan minimum berdasarkan gradasi

warnanya.

Berikut nilai-nilainya:

Tegangan maksimum = 1.17 x 10−1 daN/mm2 pada node 32379

Tegangan minimum = 9.22 x 10−5 daN/mm2 pada node 20454

Maka Margin of Safety (MS) pada kasus pembebanan sebesar :

Margin of safety (MS) = σall

σapp− 1

= 278 daN/mm2

1.17x 10−1 daN/mm2− 1

= 2375.0684

Dengan demikian, double winglet tersebut safe ketika mendapatkan pembebanan

dengan kondisi terbang yang telah ditentukan.

82

Tabel 4.4. Perbandingan σmax, σmin, MS

No Wingtip Extension σmax

(daN/𝐦𝐦𝟐)

σmin

(daN/𝐦𝐦𝟐)

MS

1 Single winglet 1.54E-1 5.09E-4 1804.0776

2 Double winglet 1.48E-1 2.29E-6 1877.3784

3 Fence wingtip extension 1.17E-1 9.22E-5 2375.0684

Gambar 4.4. Grafik σmax vs σmin

1.54E-011.48E-01

1.17E-01

0.00E+00

2.00E-02

4.00E-02

6.00E-02

8.00E-02

1.00E-01

1.20E-01

1.40E-01

1.60E-01

1.80E-01

0.00E+00 1.00E-04 2.00E-04 3.00E-04 4.00E-04 5.00E-04 6.00E-04

σ M

ax

σ Min

σ Max Vs σ Min

Single Double Endplate

83

Gambar 4.5. Grafik σmax vs MS

Bila dilihat pada tabel 4.4, grafik 4.4 dan 4.5, didapatkan bahwa:

1. Ketiga buah konfigurasi wingtip extension yang telah dianalisis dalam kondisi

safety (MS memenuhi syarat).

2. Tegangan maksimum pada single winglet 1.54E-1, double winglet 1.48E-1,

endplate 1.17E-1 daN/mm2.

3. Konfigurasi single winglet yang memiliki kekuatan struktur tertinggi daripada dua

konfigurasi yang lain karena memiliki tegangan maksimum yang lebih tinggi.

4. Konfigurasi single winglet lebih mudah untuk proses manufaktur karena

konfigurasinya tidak serumit dua wingtip extension yang lain.

1804.07761877.3784

2375.0684

0

500

1000

1500

2000

2500

0.00E+00 5.00E-02 1.00E-01 1.50E-01 2.00E-01

MS

σ Max

σ Max vs MS

Single

Double

Fence

84

BAB V

KESIMPULAN

5.1 Kesimpulan

Berdasarkan analisis yang telah dilakukan, disimpulkan bahwa:

1. Nilai tegangan yang terjadi pada masing-masing wingtip extension yang dianalisis:

No Wingtip Extension σmax

(daN/𝐦𝐦𝟐)

σmin

(daN/𝐦𝐦𝟐)

MS

1 Single winglet 1.54E-1 5.09E-4 1804.0776

2 Double winglet 1.48E-1 2.29E-6 1877.3784

3 Fence wingtip extension 1.17E-1 9.22E-5 2375.0684

2. Nilai margin of safety pada masing-masing wingtip extension yang dianalisis:

No Wingtip Extension MS

1 Single winglet 1804.0776

2 Double winglet 1877.3784

3 Fence wingtip extension 2375.0684

3. Struktur wingtip extension yang lebih safety untuk digunakan pada pesawat UAV

adalah single winglet dengan kemiringan sudutnya 30°.

85

Daftar Pustaka

1. Hutagaol, Desmond. Pengantar Penerbangan Perspektif Profesional. Erlangga.

Jakarta

2. Nogrohoaji, Agung. 2016. Perancangan dan Analisis Aerodinamika Pesawat

Glider Bird-Like Soaring Falcon Zero. Skripsi STTA, Yogyakarta

3. P. Raymer, Daniel. 2006. Aircraft Design: A Conceptual Approach, 4th edition.

AIAA Inc. Virginia, USA

4. Irawan, A. Purna, 2007. Diktat Kuliah Mekanika Teknik

5. https://id.wikipedia.org/wiki/Pesawat_tanpa_awak

6. http://www.berbagaireviews.com/2016/05/pengertian-dan-jenis-drone-

pesawat.html