BAB I

PENDAHULUAN

1. Data Pesawat

Dalam kuliah Analisis dan Perancangan Struktur Ringan I akan dilakukan perancangan

struktur pesawat dengan spesifikasi pesawat yang diberikan, yaitu pesawat latih 4

penumpang berikut.

Berdasarkan data tersebut, diasumsikan jenis pesawat adalah Diamond DA40. Sehingga

dapat diketahui informasi lain yaitu:

Airfoil yang digunakan untuk wing dan tail adalah airfoil Wortmann FX 63-137

dengan Clmax = 1.75 dan Cm saat sudut serang untuk Clmax = -0.15.

Kapasitas fuel tank 50 US gallons.

1

Pesawat ini dirancang untuk memenuhi kebutuhan sebagai berikut:

Mengangkut 4 penumpang.

Mengakomodasi latihan terbang.

Terbang pada ketinggian jelajah tidak lebih dari 20000 feet.

Kecepatan jelajah sekitar 150 knots.

Terbang hingga 700-800 nm.

Mengakomodasi load factor sesuai normal utility aircraft yaitu -1.5 hingga 3.8.

2. Tujuan

Tujuan desain load yang dilakukan adalah:

a. Mengetahui beban-beban yang bekerja pada pesawat khususnya pada bagian

fuselage, wing, dan horizontal tail.

b. Mendapatkan besarnya gaya dalam berupa gaya lintang, momen bending, dan

momen torsi yang terjadi pada fuselage, wing, dan horizontal tail.

c. Mendapatkan material yang memiliki kekuatan yang cukup untuk menahan

beban

d. Menentukan ukuran dari tiap komponen pesawat

3. Ruang Lingkup

Ruang lingkup dari desain load ini adalah:

a. Digunakan asumsi-asumsi untuk menyederhanakan analisis dan perhitungan.

b. Gaya yang bekerja pada pesawat adalah gaya inersial dan gaya aerodinamika.

c. Bagian pesawat yang dianalisis hanya fuselage, wing, dan horizontal tail.

d. Kondisi pesawat yang dianalisis hanya pada keadaan Maximum Take-Off

Weight (MTOW) dan pada pengaruh load factor maksimum (positif dan

negatif) yang kemudian disebut nmax dan nmin.

2

4. Asumsi

Untuk mempermudah analisis dan perhitungan, digunakan asumsi-asumsi berikut:

a. Distribusi lift pada wing dan tail didekati dengan metode Schrenk, yaitu rata-rata

antara distribusi eliptik dan distribusi berbentuk planform sayap yang pada

pesawat ini berbentuk trapezoid.

b. Wing taper ratio = 0.67 dan tail taper ratio = 0.5.

c. Distribusi berat struktur wing dan tail mengikuti bentuk planform wing dan tail.

d. Fuel tank berada mulai chord root hingga 1.3 m dari chord root pada kedua sisi

wing, distribusi berat fuel dianggap sama di setiap titik pada jangkauan tersebut.

e. Dalam analisis momen torsi pada wing dan tail, dianggap pusat gaya angkat

berada pada 0.25 chord dan pusat torsi berada pada 0.4 chord. Berat fuel dan

struktur dianggap tidak memberi momen torsi karena dianggap memiliki pusat

massa pada 0.4 chord.

f. Pada analisis load pada wing keberadaan fuselage (yang mengurangi gaya

aerodinamika) diabaikan.

3

BAB II

DASAR TEORI

JENIS DAN FUNGSI KOMPONEN PESAWAT TERBANG

2.1 Komponen Pada Sayap

Struktur sayap rentan terhadap bending moment yang diakibatkan oleh beban

yang ditanggung selama pesawat mendarat maupun terbang. Untuk menjaga struktur

sayap, diperlukan struktur longitudinal. Oleh karena itu, sayap bisa diasumsikan

sebagai batang cantilever yang menahan semua airload yang terjadi hingga ke titik

pusat dimana fuselage dipasang.

Sayap memiliki berbagai jenis struktur. Secara umum jenis struktur sayap

ada tiga yaitu struktur thick-box beam (menggunakan dua sampai tiga spar untuk

aspect ratio yang tinggi), struktur multi-spar box untuk aspect ratio yang rendah

dengan airfoil sayap yang tipis, struktur delta wing box.

Pada bagian tengah sayap terdapat single main beam. Single main beam

adalah sebuah batang utama yang memiliki fungsi menopang beban struktur sayap

sekaligus fuselage. Namun pada umumnya konsep single main beam tersebut hanya

diterapkan pada pesawat yang mempunyai sudut sapu yang tinggi.

Secara umum menggambar layout sayap memiliki ketentuan sebagai berikut

1. Membuat planform sayap.

2. Menentukan mean geometric dari chord, titik tangkap gravitasi dan titik

aerodinamik.

3. Menempatkan front spar di 20% chord.

4. Menempatkan spar di 65% chord.

Penempatan komponen pembangun struktur pada wing yaitu:

1. Flap : 40% chord (posisi yang efektif)

2. Front Spar : 20% chord

3. Rear spar : 65% chord

4

4. Elemen Sistem Kontrol : 10% chord yang diletakan diantara nested

flap dan rear spar

Bagian pada struktur sayap dijelaskan dalam beberapa subbab berikut :

Gambar 1. Struktur Internal Sayap

2.1.1 Skin

Skin merupakan bagian terluar dari sayap. Skin menerima beban stress

dan shear yang diakibatkan oleh airload. Skin berfungsi untuk menahan dan

menyalurkan tekanan normal yang diakibatkan oleh bending. Skin pada sayap

pesawat tempur biasanya diproses secara machining dari pelat yang tebal

untuk memperoleh ketebalan yang diinginkan pada lokasi yang berbeda.

Gambar 2. Skin dan Spar Cap pada Sayap

5

Penutup sayap (skin) pesawat merepresentasikan 50% sampai dengan

70% dari berat keseluruhan sayap. Bagian bawah skin memiliki peranan

utama dalam menahan beban tarik sehingga pada bagian tersebut sering terjadi

fatigue (kelelahan bahan). Sedangkan bagian atas skin memiliki peranan utama

dalam menahan beban tekan yang dapat menyebabkan buckling (beban tekuk).

Pada bagian penutup wing, bagian yang menahan momen bending

haruslah menggunakan material yang mampu menahan bending. Oleh karena

itu ada berbagai variasi penggunaan bahan yang menggunakan material yang

tahan terhadap momen bending, yaitu:

1. Bahan material yang tahan terhadap momen bending hanya

digunakan di Sparcap.

2. Bahan material yang tahan terhadap momen bending hanya

digunakan di profil bagian luar.

3. Bahan material yang tahan terhadap momen bending hanya

digunakan di skin.

Bahan material yang tahan terhadap momen bending hanya digunakan

di sparcap memiliki keuntungan dan kerugian sebagai berikut :

Keuntungan :

1. Proses pembuatannya mudah

2. Sparcap mampu mengatur beban sedemikian rupa sehingga letak

buckling dapat dikonsentrasikan ke bagian yang berbahan

material kuat terhadap tekanan.

Kerugian :

1. Skin akan mudah tertekuk.

2. Aliran udara pada sayap akan terganggu.

3. Adanya kegagalan akibat fatigue.

6

Bahan material yang tahan terhadap momen bending hanya digunakan

di profil bagian luar. Memiliki keuntungan dan kerugian sebagai berikut :

Keuntungan:

1. Memperkecil beban bending yang terjadi pada spar

2. Mendistribusikan beban geser pada spar

3. Mempermudah kinerja spar dalam menerima beban bending dan

beban geser.

Bahan material yang tahan terhadap momen bending hanya digunakan

di skin memerlukan ketentuan perancangan tertentu yakni:

1. Bagian tersebut langsung terkompresi dan terdistribusi merata

keseluruh bagian akibat beban bending.

2. Shear flow- Menyebabkan aliran beban maksimum pada panel.

3. Mampu menahan efek bending lokal akibat tekanan aerodinamik,

bahan bakar pada sayap dan crushing load.

2.1.2 Ribs

Ribs merupakan salah satu komponen pada sayap yang berguna untuk

menjaga cover panel tetap pada bentuknya dan membuat kaku panels sehingga

menjadi suatu kolom bertekanan yang efisien. Secara umum, ribs berfungsi

untuk menyalurkan beban. Beban yang diterima merupakan beban dari

permukaan ( beban gaya angkat), beban bahan bakar. beban tersebut

diteruskan atau disalurkan ke komponen pesawat yang lain, yakni spars.

7

Gambar 3. Ribs pada Sayap

Kondisi yang diterima oleh Ribs adalah :

Rib Crushing

Beban terkonsentrasi yang didistribusikan kembali

Fuel slosh

Fuel Head

Stabilisasi Wing

Sonic Fatigue

2.1.3 Spars

Spars merupakan salah satu komponen pada sayap yang berguna untuk

menerima beban yang diterima oleh skin dan ribs. Spar yang dibentuk secara

machining dapat mengurangi jumlah biaya produksi. Selain itu, berat total juga

berkurang karena tidak memerlukan sambungan (bolt, rivet ) yang terlalu

banyak.

8

Gambar 4. Berbagai Jenis Konfigurasi Spar pada Sayap

Kondisi yang dialami oleh Spar adalah :

Fuel slush

Fuel Head

Beban geser yang terkonsentrasi

Tekanan akibat fuselage di titik tengah

2.2 Komponen Pada Fuselage

Fuselage tidak menerima distribusi beban aerodinamika yang besar.

Fuselage tidak berfungsi sebagai pembangkit gaya angkat, melainkan berfungsi

sebagai tempat diletakkannya muatan, tumpuan komponen-komponen lain dan

transmitter beban. Struktur suatu fuselage harus dirancang sedemikian rupa

sehingga dapat menjalankan fungsi-fungsi tersebut.

Fuselage dirancang untuk dapat membawa muatan pesawat. Muatan tersebut

terdiri dari muatan tak berbayar (sistem pesawat, crew) dan payloads seperti

penumpang dan cargo untuk pesawat komersial, persenjataan dan bahan bakar

ekstra bagi pesawat tempur, paratrooper, peralatan medik dan lain-lain. Sementara

itu, fuselage juga merupakan tempat attachments dari bagian pesawat yang lain.

Attachments tersebut akan menimbulkan beban pada struktur fuselage berupa gaya

reaksi tumpuan dari setiap joints, misal penghubung antara fuselage dengan sayap

9

yang menggunakan tumpuan pins, penghubung antara fuselage dan landing gear,

fuselage dengan ekor, dan lain-lain. Melalui penghubung-penghubung inilah

struktur fuselage dapat menjadi pendistribusi beban dari bagian pesawat yang lain.

Khusus bagi pesawat yang menggunakan pressurized cabin, struktur fuselage juga

harus mampu menahan beban yang ditimbulkan oleh perbedaan tekanan antara

tekanan dalam dan tekanan di luar pesawat. (Sun, 1998 : 10). Komponen pada

fuselage dijelaskan pada subbab berikut.

2.2.1 Longerons

Longeron adalah bagian melintang pada searah sumbu longitudinal

pesawat. Longeron berfungsi sebagai penahan bending moment yang berasal

dari gaya-gaya aksial yang bekerja pada struktur pesawat.

2.2.2 Frame

Frame adalah struktur sirkuler atau cincin searah penampang

melintang fuselage. Frame berfungsi untuk mempertahankan bentuk fuselage.

2.2.3 Stringer

Stringer adalah struktur alternatif dari longeron. Stringer dapat

dianggap sebagai skin yang mengalami penambahan inersia penampang

sehingga sifatnya lebih kaku dan dapat menahan beban bending seperti pada

longeron.

Jenis-Jenis Stringer :

10

Jenis Gambar Karakteristik

Z Memiliki efisiensi yang

baik

J Karakteristik kegagalan-

keamanan cukup baik

karena double row

pengaitnya tertanam

diantara stringer dan skin

Y Tidak dipakai lagi dalam

desain pesawat transport .

Konfigurasi tidak dipakai

lagi karena inspeksi

korosi lebih susah

dilakukan. Tetapi desain

ini memiliki efisiensi

struktur paling tinggi.

I Tidak dipakai dalam

desain pesawat transport

karena komplikasi pada

sambungannya.

11

Hat Memiliki masalah korosi

yang sama seperti Y

stringer. Tetapi masih

dapat digunakan sebagai

stringer permukaan atas

sayap sebagai

penyambung lubang

tangki bahan bakar.

Z Sama seperti stringer Z

extruded

Hat Sama seperti stringer Hat

extruded

Hat Efisiensi lebih rendah

daripada gambar (g)

2.2.4 Jenis Struktur Fuselage

12

2.2.4.1 Mass-Boom structure

Struktur Mass-Boom adalah struktur yang menggunakan

longeron dan frame sebagai pembentuknya. Longeron adalah bagian

melintang searah sumbu longitudinal pesawat. Sementara frame adalah

struktur sirkuler atau cincin searah penampang melintang fuselage.

Longeron berfungsi sebagai penahan bending moment yang berasal

dari gaya-gaya aksial yang bekerja pada struktur pesawat sementara

frame berfungsi untuk mempertahankan bentuk fuselage. Kemudian,

bagian terluar fuselage dilapisi oleh skin. Skin berfungsi sebagai

penahan stress akibat shear force dan torsi. (Niu, 1988 : 376) Pada

gambar di bawah ini, batang-batang yang memanjang adalah longeron

sementara bulkhead adalah cincin-cincin di antaranya.

Gambar 5. Mass-Boom Structural layout

Sumber : http://www.rcgroups.com/forums/showthread.php?t=192633

2.2.4.2 Semi-monocoque structure

Semi-monocoque adalah jenis struktur fuselage yang

menggunakan frame dan stringer sebagai pembentuknya. Frame

adalah struktur cincin yang berfungsi sebagai pemberi bentuk pada

fuselage, sementara stringer adalah struktur alternatif dari longeron.

Stringer dapat dianggap sebagai skin yang mengalami penambahan

inersia penampang sehingga sifatnya lebih kaku dan dapat menahan

beban bending seperti pada longeron.

13

Gambar 6. Semi-monocoque structural layout

Sumber : Slide Presentasi APS 1: Fuselage Layout

2.2.4.3 Fully-monocoque structure

Fully monocoque structure adalah struktur fuselage

yang dibuat utuh, tanpa terbagi-bagi. Struktur ini dapat

dianalogikan sebagai sebuah cangkang telur. Struktur ini

dikembangkan karena mengacu pada apa yang ada di alam dan

dianggap paling efisien.

Gambar 7. Fully monocoque fuselage

Sumber : http://www.homebuiltairplanes.com/forums/composites/7865-alternative-take-

spar-rib-wing-design.html

14

2.3 Komponen Pada Empenage

Empennage mengalami beban aerodinamika. Namun gaya angkat yang

dihasilkannya tidaklah sebesar pada sayap. Di samping menghasilkan gaya angkat,

fungsi lain dari empennage adalah sebagai pengatur gerakan pesawat.

Struktur empennage terdiri atas fins, tailplane, serta perangkat pendukung

lainnya. Perangkat pendukung lainnya di sini seperti sambungan antara empennage

dengan fuselage. Pada fins, di bagian ujung akhirnya terdapat rudder. Rudder

berfungsi dalam mengatur gerak yaw pesawat. Sedangkan pada tailplane terdapat

elevator yang berfungsi dalam mengatur gerak pitch pesawat. Selain itu tailplane

juga membantu menghasilkan gaya angkat pesawat.

Macam-macam struktur empennage yang biasa digunakan, yaitu

conventional tail, T-tail, dan cruciform.

a. Conventional Tail

Pada conventional tail, letak posisi dari horizontal tail bagian

kanan dan kiri berada pada ujung fuselage. Tipe seperti ini merupakan

yang paling umum digunakan pada pesawat.

Gambar 8. Bentuk Conventional Tail

b. T-tail

Pada T-tail, letak dari horizontal tail berada tepat di ujung atas

vertical tail. Tipe seperti ini memiliki keuntungan dan kerugian.

Keuntungan dari tipe seperti ini yakni dapat menjaga dengan baik aliran

di belakang sayap, memberikan aliran yang lebih mulus atau halus, serta

pengaturan gerak pitch lebih mudah. Kerugiannya lebih rentan terhadap

terjadinya kondisi deep stall.

15

Gambar 9. Bentuk T-Tail

Prosedur perancangan struktur yang harus dilakukan setelah kedua hal tersebut

terpenuhi adalah penentuan dimensi struktur dan analisis tegangan. Proses ini

membutuhkan data pembebanan pada setiap section dan detail konfigurasi

struktur. Proses ini terbagi dalam tiga langkah, pertama adalah preliminary sizing,

kemudian stress analysis dan ketiga adalah uji kegagalan struktur. (Niu, 1991 : 15)

Proses initial sizing dapat dijabarkan sebagai berikut :

a. Penentuan ketebalan skin dan stringer

b. Penentuan area stringer, spar cap dan longeron

c. Penentuan tebal spar

d. Penentuan spacing stringer, spacing frame

e. Penentuan dimensi stringer dan longeron

f. Penentuan dimensi struktur lain, seperti ribs, joint, frame dan lain-lain

Untuk skin dan stringer initial sizing dilakukan dengan mempertimbangkan aspek

kekuatan material dan ketahanan buckling struktur terhadap beban kompresi.

Skin adalah struktur tipis, namun menerima beban axial yang besar. Jika beban

axial tersebut adalah beban kompresi, maka skin akan rawan mengalami buckling.

Maka dari itu, dibutuhkan struktur stringer sebagai penguat. Secara matematis,

criteria buckling telah dijelaskan pada slide kuliah sebagai berikut:

16

(Referensi : slide presentasi APS 1, ITB 2010)

Dimana,

σ c = beban kompresi yang terjadi.

σ cr = beban kompresi yang kritis.

τxy = Shear stress yang terjadi.

τcr = Shear stress yang kritis.

Untuk struktur yang lain, penentuan dimensi dilakukan secara lebih kompleks.

Misal, spar pada wing dihitung dengan menggunakan beban torsi, dan lain-lain.

Setelah initial sizing selesai dilakukan, barulah dilakukan stress analysis. Stress

analysis yang dihitung meliputi seluruh tegangan axial dan tegangan geser yang

disebabkan oleh semua jenis pembebanan pada struktur pesawat. Beban bending

menyebabkan axial stresses (compression dan tension), beban shear force

menghasilkan adanya shear stresses, gaya normal menyebabkan tegangan normal

pada struktur, dan beban torsi memberikan dampak pada timbulnya beban geser

pada struktur.

Jenis pembebanan Jenis tegangan Besarnya tegangan

Bending Moment (M) Axial (Normal)σ=My

I

Shear Force (V) Shear (Geser)τ=VQ

¿Torsi (T) Shear (Geser)

τ torsi=TrJ

Normal Force (N) Axial (Normal)σ=N

A

17

Setelah menghitung besarnya tegangan normal dan geser akibat pembebanan,

barulah kita menghitung tegangan maksimum yang terjadi pada struktur dengan

menggunakan metode Lingkaran Mohr. Lingkaran Mohr adalah plot tegangan

normal dan tegangan geser yang bekerja pada satu elemen material pada suatu

koordinat ( , σ τ).

Dengan menggunakan lingkaran Mohr, kita dapat menentukan besarnya σ

ultimate dan ultimate. Harga ultimate dan ultimate itulah yang kemudianτ σ τ

akan diperbandingkan dengan kekuatan material.

Untuk menguji apakah struktur akan mengalami kegagalan atau tidak ketika

mengalami pembebanan yang telah didefinisikan sebelumnya, dipergunakan

beberapa macam pengujian. Diantaranya adalah uji kekuatan material, yaitu

membandingkan kekuatan yield ataupun ultimate dari material (properti material)

18

dengan tegangan normal dan shear ultimate yang diperoleh dari perhitungan

dengan kondisi beban maksimum, dikalikan dengan safety factor 1.5. Struktur

dikatakan gagal jika ultimate stresses yang diperoleh lebih besar dari property

kekuatan material yang digunakan. Di samping itu, ada banyak jenis pengujian lain

yang dipergunakan untuk menguji keandalan struktur dan kelayakan material

yang dipergunakan pada struktur, seperti uji ketahanan fatigue, uji lelah/creep dan

uji ketahanan buckling material, namun pengujian cukup advance sehingga tidak

disertakan dalam laporan ini.

19

BAB III

FLIGHT ENVELOPE

Hasil perhitungan flight envelope menghasilkan grafik berikut:

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200

-6

-4

-2

0

2

4

6

8

10

V-n diagram with gustMTOW

Dalam desain load ini, hanya akan ditinjau dua keadaan load factor, yaitu maksimum

atas dan maksimum bawah yang merupakan load factor akibat gust. Selanjutnya akan

digunakan nmax = 5.6 untuk maksimum atas dan nmin = -3.6.

20

BAB IV

LOAD PADA WING, TAIL, FUSELAGE

1. Load pada Wing

Pembebanan pada wing berasal dari gaya aerodinamika berupa lift (gaya angkat), berat

struktur, berat fuel, dan berat landing gear. Perhitungan pembebanan berkaitan dengan

keadaan pesawat yaitu MTOW. Gaya aerodinamika didapatkan dari pendekatan metode

Schrenk, berat struktur didapatkan dari perkiraan pembagian massa wing dari massa

total pesawat dan distribusinya mengikuti bentuk planform sayap, berat fuel dianggap

berat dari total fuel yang bisa dibawa yaitu 50 US gallon dan distribusinya dianggap rata

dan berada pada span 0 - 1.3 m (perkiraan volume), serta berat landing gear

diperkirakan dari pembagian massa bagian pesawat dari seluruh massa pesawat dan

lokasinya pada wing diperkirakan dari 3-view drawing yang tersedia. Berikut adalah

distribusi load yang sudah dihitung.

Kondisi nmax

Ywing (m)

distribusi lift (N/m)

distribusi berat struktur (N/m)

distibusi berat fuel (N/m)

berat landing gear (N)

0 6650.85 -571.45 -2915.830.1 6632.36 -568.25 -2915.830.2 6612.90 -565.06 -2915.830.3 6592.48 -561.87 -2915.830.4 6571.09 -558.68 -2915.830.5 6548.74 -555.49 -2915.830.6 6525.41 -552.30 -2915.830.7 6501.11 -549.11 -2915.830.8 6475.83 -545.92 -2915.830.9 6449.56 -542.73 -2915.83 -267.03

1 6422.30 -539.54 -2915.831.1 6394.04 -536.35 -2915.831.2 6364.76 -533.16 -2915.831.3 6334.46 -529.97 -2915.831.4 6303.13 -526.781.5 6270.75 -523.591.6 6237.32 -520.391.7 6202.80 -517.201.8 6167.20 -514.01

21

1.9 6130.49 -510.822 6092.65 -507.63

2.1 6053.67 -504.442.2 6013.51 -501.252.3 5972.15 -498.062.4 5929.57 -494.872.5 5885.75 -491.682.6 5840.63 -488.492.7 5794.21 -485.302.8 5746.42 -482.112.9 5697.24 -478.92

3 5646.63 -475.733.1 5594.52 -472.543.2 5540.88 -469.343.3 5485.64 -466.153.4 5428.74 -462.963.5 5370.11 -459.773.6 5309.67 -456.583.7 5247.33 -453.393.8 5183.01 -450.203.9 5116.60 -447.01

4 5047.97 -443.824.1 4976.99 -440.634.2 4903.50 -437.444.3 4827.34 -434.254.4 4748.30 -431.064.5 4666.14 -427.874.6 4580.59 -424.684.7 4491.33 -421.484.8 4397.97 -418.294.9 4300.02 -415.10

5 4196.91 -411.915.1 4087.89 -408.725.2 3972.01 -405.535.3 3847.98 -402.345.4 3714.04 -399.155.5 3567.60 -395.965.6 3404.59 -392.775.7 3217.99 -389.585.8 2993.19 -386.395.9 2686.70 -383.20

5.97 2151.30 -380.96

Kondisi nmin

22

ywing (m)

distribusi lift (N/m)

distribusi berat struktur (N/m)

distibusi berat fuel (N/m)

berat landing gear (N)

0 -4275.55 367.36 1874.470.1 -4263.66 365.31 1874.470.2 -4251.15 363.26 1874.470.3 -4238.02 361.20 1874.470.4 -4224.27 359.15 1874.470.5 -4209.90 357.10 1874.470.6 -4194.91 355.05 1874.470.7 -4179.29 353.00 1874.470.8 -4163.03 350.95 1874.470.9 -4146.15 348.90 1874.47 -267.03

1 -4128.62 346.85 1874.471.1 -4110.45 344.80 1874.471.2 -4091.63 342.74 1874.471.3 -4072.15 340.69 1874.471.4 -4052.01 338.641.5 -4031.20 336.591.6 -4009.70 334.541.7 -3987.52 332.491.8 -3964.63 330.441.9 -3941.03 328.39

2 -3916.70 326.342.1 -3891.64 324.282.2 -3865.83 322.232.3 -3839.24 320.182.4 -3811.87 318.132.5 -3783.69 316.082.6 -3754.69 314.032.7 -3724.85 311.982.8 -3694.13 309.932.9 -3662.51 307.87

3 -3629.97 305.823.1 -3596.48 303.773.2 -3561.99 301.723.3 -3526.48 299.673.4 -3489.90 297.623.5 -3452.21 295.573.6 -3413.36 293.523.7 -3373.29 291.473.8 -3331.94 289.413.9 -3289.24 287.36

4 -3245.12 285.314.1 -3199.49 283.26

23

4.2 -3152.25 281.214.3 -3103.29 279.164.4 -3052.48 277.114.5 -2999.66 275.064.6 -2944.67 273.014.7 -2887.29 270.954.8 -2827.26 268.904.9 -2764.30 266.85

5 -2698.01 264.805.1 -2627.93 262.755.2 -2553.43 260.705.3 -2473.70 258.655.4 -2387.60 256.605.5 -2293.45 254.555.6 -2188.67 252.495.7 -2068.71 250.445.8 -1924.19 248.395.9 -1727.16 246.34

5.97 -1382.98 244.91

2. Load pada Tail

Kondisi nmax

y (m) w aero (N) w struktur (N)

0 -359.2974 -460.860.1 -355.3704 -450.490.2 -350.6948 -440.130.3 -345.2579 -429.760.4 -339.0378 -419.40.5 -332.0016 -409.030.6 -324.104 -398.670.7 -315.2834 -388.30.8 -305.4567 -377.930.9 -294.5119 -367.571 -282.2936 -357.2

1.1 -268.581 -346.841.2 -253.0437 -336.471.3 -235.1508 -326.11.4 -213.9478 -315.741.5 -187.34 -305.37

24

1.6 -147.919 -295.011.64

5-99.56872 -290.34

Kondisi nmin

y (m) w aero (N) w struktur (N)

0 230.97594 296.2670.1 228.45143 289.6040.2 225.44571 282.940.3 221.95058 276.2760.4 217.95191 269.6120.5 213.42869 262.9490.6 208.35168 256.2850.7 202.68129 249.6210.8 196.36421 242.9570.9 189.32825 236.2941 181.4737 229.63

1.1 172.6585 222.9661.2 162.67025 216.3021.3 151.16772 209.6391.4 137.53728 202.9751.5 120.43235 196.3111.6 95.090403 189.647

1.645

64.008191 186.649

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.8

-500

-400

-300

-200

-100

0

100

200

300

400

Distribusi gaya sepanjang setengah span

aero,n=-3.6struktur,n=-3.6aero, n=6.5struktur,n=6.5

x (m)

w (N

/m)

25

3. LOAD Pada Fuselage

Pada pesawat Diamond DA-40, fuselage menerima beban eksternal.

Sebagian besar dari beban eksternal tersebut berupa berat dari payload dan fixed

equipments. Untuk melakukan analisis terhadap pembebanan yang terjadi pada

struktur internal fuselage, terlebih dahulu dilakukan identifikasi terhadap masing-

masing komponen penyusun berat dari fuselage itu sendiri. Beban tersebut antara

lain :

1. Weight of Structure (Wstruktur) yaitu beban dari berat struktur fuselage.

2. Weight of Fixed equipment (WFE) yaitu beban dari fixed equipment meliputi

Avionics dan instrument, Hydraulic dan pneumatic system

3. Weight of electrical system (WES) yang terdistribusi merata sepanjang

fuselage.

4. Weight of Pilot dan Furnishing (Wpilot), furnishing diasumsikan mempunyai

cg sama dengan pilot.

5. Weight of Electronic Bays (WEB), terdistribusi merata di electronic bay.

6. Weight of Cargo (Wcargo), diasumsikan terdistribusi merata sepanjang cargo

bay.

7. Gaya reaksi terhadap sayap (Fwing) dan emphenage merupakan gaya vertikal

yang diterapkan pada fuselage akibat adanya join antara sayap dengan

fuselage. Join tersebut diasumsikan berupa pin dan roll yang memberikan

gaya reaksi ke arah atas.

Dengan perhitungan dari Roskam di dapatkan nilai dari gaya gaya yang

bekerja pada fuselage adalah sebagai berikut:

m (lbs) m (kg) W (N)W emphenage 58,31227 26,45 259,4743W structure 292,26 132,567 1300,48W landing gear 201,091 91,2133 894,8021W nuccle 66,6 30,2092 296,3525W propeler 3,942602 1,78833 17,54355W engine 270 122,47 1201,429

26

W fuel system 29,47871 13,3713 131,1725W flight control 42,59331 19,32 189,529W electrical 65,91822 29,9 293,3188W hydrolic 30,42379 13,8 135,3779W furn 81,84416 37,1239 364,185payload 920,0089 417,309 4093,798

BAB VI

DBB WING, TAIL, DAN FUSELAGE

1. DBB Wing

27

2. DBB Tail

3. Potongan Wing/Tail

28

4. DBB Fuselage

5.

6. Potongan Fuselage

BAB VII

GAYA DALAM PADA WING, TAIL DAN FUSELAGE

29

1. Gaya Dalam pada Wing

Dari load yang didapatkan, dapat dihitung gaya dalam yang terjadi. Shear force

didapatkan dari integrasi load pada arah span dan momen bending didapatkan dari

integrasi shear force pada arah span. Torsi didapatkan dengan meninjau momen yang

terjadi terhadap pusat puntiran pada setiap chord (panel/titik/Ywing) dalam span akibat

load. Pusat gaya angkat dianggap berada pada 0.25 chord dan pusat torsi berada pada

0.4 chord. Berat fuel dan struktur dianggap tidak memberi momen torsi karena dianggap

memiliki pusat massa pada 0.4 chord. Berikut hasil perhitungan gaya dalam dan grafik

yang berkaitan.

Kondisi nmax

ywing (m)

shear force (N)

momen bending (Nm)

momen torsi (Nm)

0 23970.32 73694.96 625.170.1 23654.72 71313.71 619.950.2 23340.71 68963.94 614.660.3 23028.37 66645.48 609.300.4 22717.80 64358.17 603.870.5 22409.11 62101.83 598.380.6 22102.37 59876.26 592.830.7 21797.70 57681.25 587.210.8 21495.19 55516.61 581.520.9 22690.10 53307.34 575.78

1 22392.21 51053.23 569.981.1 22096.77 48828.78 564.111.2 21803.89 46633.75 558.191.3 21513.66 44467.87 552.211.4 20934.62 42345.45 546.171.5 20358.45 40280.80 540.071.6 19785.24 38273.62 533.921.7 19215.12 36323.60 527.711.8 18648.18 34430.43 521.441.9 18084.53 32593.80 515.12

2 17524.30 30813.36 508.742.1 16967.59 29088.76 502.312.2 16414.51 27419.66 495.822.3 15865.19 25805.67 489.282.4 15319.76 24246.43 482.682.5 14778.32 22741.52 476.022.6 14241.01 21290.56 469.31

30

2.7 13707.95 19893.11 462.542.8 13179.29 18548.75 455.702.9 12655.16 17257.02 448.81

3 12135.70 16017.48 441.863.1 11621.05 14829.64 434.853.2 11111.38 13693.02 427.773.3 10606.83 12607.11 420.633.4 10107.56 11571.39 413.423.5 9613.76 10585.32 406.133.6 9125.59 9648.36 398.783.7 8643.24 8759.92 391.343.8 8166.90 7919.41 383.823.9 7696.78 7126.23 376.22

4 7233.09 6379.73 368.524.1 6776.07 5679.27 360.734.2 6325.94 5024.17 352.834.3 5882.99 4413.73 344.824.4 5447.47 3847.20 336.684.5 5019.69 3323.85 328.404.6 4599.98 2842.86 319.984.7 4188.70 2403.43 311.394.8 3786.22 2004.68 302.614.9 3392.99 1645.72 293.61

5 3009.49 1325.60 284.375.1 2636.29 1043.31 274.835.2 2274.00 797.79 264.965.3 1923.40 587.92 254.675.4 1585.37 412.49 243.855.5 1261.04 270.16 232.365.6 951.87 159.52 219.965.7 659.86 78.93 206.225.8 388.10 26.53 190.245.9 142.58 169.35

5.97 134.81

31

0 1 2 3 4 5 6 70.00

5000.00

10000.00

15000.00

20000.00

25000.00

30000.00

Shear Force

Ywing (m)

Shea

r For

ce (N

)

0 1 2 3 4 5 6 70.00

10000.00

20000.00

30000.00

40000.00

50000.00

60000.00

70000.00

80000.00

Momen Bending

Ywing (m)

Mom

en B

endi

ng (N

m)

0 1 2 3 4 5 6 70.00

100.00

200.00

300.00

400.00

500.00

600.00

700.00

Momen Torsi

Ywing (m)

Mom

en T

orsi

(Nm

)

32

Kondisi nmin

ywing (m)

shear force (N)

momen bending (Nm)

momen torsi (Nm)

0 -17865.83768 -49463.22641 -401.89188610.1 -17662.95711 -47686.78667 -398.53639620.2 -17461.09147 -45930.58424 -395.13595820.3 -17260.3026 -44194.51453 -391.69147270.4 -17060.65243 -42478.46678 -388.20379380.5 -16862.20303 -40782.32401 -384.67372980.6 -16665.01671 -39105.96302 -381.10204420.7 -16469.15603 -37449.25439 -377.48945560.8 -16274.68388 -35812.06239 -373.83663880.9 -14586.49352 -34269.00352 -370.1442241

1 -14394.98864 -32819.92941 -366.41279781.1 -14205.06344 -31389.92681 -362.64290171.2 -14016.78266 -29978.8345 -358.83503261.3 -13830.21169 -28586.48478 -354.98964141.4 -13457.97008 -27222.0757 -351.10713251.5 -13087.57116 -25894.79863 -347.18786231.6 -12719.08262 -24604.46594 -343.23213771.7 -12352.57305 -23350.88316 -339.24021441.8 -11988.11203 -22133.84891 -335.21229471.9 -11625.77025 -20953.15479 -331.1485251

2 -11265.61959 -19808.5853 -327.04899322.1 -10907.73322 -18699.91766 -322.91372452.2 -10552.1857 -17626.92172 -318.74267822.3 -10199.05313 -16589.35977 -314.53574312.4 -9848.413254 -15586.98645 -310.29273212.5 -9500.345595 -14619.54851 -306.01337632.6 -9154.931628 -13686.78465 -301.69731852.7 -8812.254934 -12788.42532 -297.34410462.8 -8472.401386 -11924.19251 -292.95317522.9 -8135.459349 -11093.79947 -288.5238546

3 -7801.519901 -10296.95051 -284.05533893.1 -7470.677085 -9533.340658 -279.54668153.2 -7143.028176 -8802.655395 -274.99677683.3 -6818.673996 -8104.570286 -270.40434043.4 -6497.719259 -7438.750624 -265.76788653.5 -6180.272956 -6804.851013 -261.08570093.6 -5866.448809 -6202.514925 -256.35580813.7 -5556.365768 -5631.374196 -251.57593333.8 -5250.148601 -5091.048477 -246.74345563.9 -4947.928564 -4581.144619 -241.8553512

33

4 -4649.844185 -4101.255982 -236.90812414.1 -4356.042179 -3650.961663 -231.89772054.2 -4066.678538 -3229.825628 -226.81942154.3 -3781.919822 -2837.39571 -221.66770824.4 -3501.944718 -2473.202483 -216.43608894.5 -3226.945936 -2136.75795 -211.11687534.6 -2957.132543 -1827.554026 -205.70088834.7 -2692.732891 -1545.060754 -200.17706344.8 -2433.998317 -1288.724194 -194.53191234.9 -2181.207938 -1057.963881 -188.7487696

5 -1934.67498 -852.1697352 -182.80671075.1 -1694.755339 -670.6982192 -176.67894835.2 -1461.859528 -512.8674759 -170.33036145.3 -1236.469957 -377.9510017 -163.71350895.4 -1019.167109 -265.1691484 -156.76181095.5 -810.671607 -173.6772126 -149.37697535.6 -611.9175028 -102.5477571 -141.40333415.7 -424.1956932 -50.74209727 -132.56725295.8 -249.4924618 -17.05768953 -122.29669875.9 -91.66132869 -108.8673989

5.97 -86.66460947

0 1 2 3 4 5 6 7

-20000

-18000

-16000

-14000

-12000

-10000

-8000

-6000

-4000

-2000

0

Shear Force

Ywing (m)

Shea

r For

ce (N

)

34

0 1 2 3 4 5 6 7

-60000

-50000

-40000

-30000

-20000

-10000

0

Momen Bending

Ywing (m)

Mom

en B

endi

ng (N

m)

0 1 2 3 4 5 6 7

-450

-400

-350

-300

-250

-200

-150

-100

-50

0

Momen Torsi

Ywing (m)

Mom

en T

orsi

(Nm

)

2. Gaya Dalam pada Tail

Kondisi nmax

y (m) SF (Shear Force) (N) BM (bending moment) (Nm)

Torsi (Nm)

0 1068.95 -742.15 23.140.1 988.36 -643.24 20.920.2 909.28 -552.23 18.800.3 831.78 -468.97 16.770.4 755.93 -393.29 14.850.5 681.83 -325.02 13.020.6 609.55 -263.97 11.30

35

0.7 539.19 -209.95 9.680.8 470.85 -162.76 8.180.9 404.65 -122.18 6.771 340.70 -87.99 5.48

1.1 279.16 -59.94 4.301.2 220.20 -37.78 3.231.3 164.08 -21.22 2.281.4 111.11 -9.92 1.441.5 61.84 -3.49 0.741.6 17.55 -0.39 0.18

1.645 0.00 0.00 0.00

Kondisi nmin

y (m) SF (Shear Force) (N) BM (bending moment) (Nm)

Torsi (Nm)

0 -687.18 477.10 -14.870.1 -635.37 413.51 -13.450.2 -584.53 355.01 -12.080.3 -534.71 301.48 -10.780.4 -485.96 252.83 -9.540.5 -438.32 208.94 -8.370.6 -391.85 169.69 -7.260.7 -346.62 134.97 -6.230.8 -302.69 104.63 -5.260.9 -260.13 78.54 -4.351 -219.02 56.56 -3.52

1.1 -179.46 38.53 -2.761.2 -141.56 24.29 -2.081.3 -105.48 13.64 -1.461.4 -71.43 6.38 -0.931.5 -39.75 2.24 -0.471.6 -11.28 0.25 -0.11

1.645 0.00 0.00 0.00

36

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.8

-800.00-600.00-400.00-200.00

0.00200.00400.00600.00800.00

1000.001200.00

SF sepanjang setengah span

n=-3.6n=6.5

x (m)

SF (N

)

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.8

-1000.00

-800.00

-600.00

-400.00

-200.00

0.00

200.00

400.00

600.00

BM sepanjang setengah span

n=6.5n=-3.6

x (m)

BM (N

m)

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.8

-20.00-15.00-10.00

-5.000.005.00

10.0015.0020.0025.0030.00

Torsi sepanjang setengah span

n=5.6n=-3.6

x (m)

Tosr

i (N

m)

37

3. Gaya Dalam pada Fuselage

4. Dengan menggunakan asumsi ini, kemudian didapatkan nilai gaya dalam yang bekerja pada fuselage sesuai dengan tabel :

X (m) V (N) M (Nm)0 -14530,6 -1,81043

0,5 -23203,7 -3998,281 -32895,9 -15648,6

1,5 -43607,2 -34443,22 -55337,7 -59872,6

2,294 -62711 -77717,42,5 -18205,7 -81197,3

3 44319,63 -66450,43,5 31896 -45860,7

4 20491,5 -29867,54,5 10106,12 -17961,3

5 739,8692 -9632,475,5 -7607,26 -4371,47

6 -14935,3 -1668,766,5 -21244,1 -1014,8

6,764 -24164,1 -1322,747 -21488,6 -709,23

7,5 -25759,2 -101,2538 -29010,7 -13,4168

8,01 -29065,3 -13,4662

38

5.

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9

-80000

-60000

-40000

-20000

0

20000

40000

60000

Shear Force

x (m)

v (N

)

6.7.

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9

-90000

-80000

-70000

-60000

-50000

-40000

-30000

-20000

-10000

0

Bending Momen

x (m)

M (N

m)

39

BAB VIII

KONFIGURASI WING,TAIL,DAN SAYAP

8.1 Konfigurasi Sayap

Pada Wing, terdapat beban aerodinamika dan beban inertia ( beban

struktur,payload,fuel dll.).Agar Struktur wing dapat menahan semua itu

maka diperlukan konfigurasi yang tepat.Untuk konfigurasi sayap, kami

menggunakan 8 buah ribs, dengan 2 buah spar, 4 buah Z shape Stringer

(upper dan lower), dan 4 buah sparcaps ( upper and lower). Sambungan

yang digunakan berupa 2 buah pin yang akan disambung ke bulkhead pada

fuselage

Pemilihan materialnya sebagai berikut :

Komponen Material

Skin Upper Al 7075 T-651

Skin Lower Al 2024

Stringer Al 7075 T-651

40

Spar Al 2324 T39

8.2 Konfigurasi Tail

Pada horizontal tail diasumsikan bahwa wing box berbentuk kotak sehingga

ketinggian skin dianggap sama di semua titik. Titik elastic axis juga diasumsikan berada

tepat di tengah-tengah wing box. Konsep yang digunakan pada struktur horizontal tail

adalah konsep semi-monocoque. Pada konsep ini beban-beban yang bekerja pada tail

diterima oleh skin kemudian diteruskan ke bagian lainnya. Kemudian dari beban-beban

yang diterima tersebut, ukuran dari tiap-tiap bagian dapat ditentukan. Selain

berdasarkan beban yang bekerja ukuran tiap-tiap bagian juga harus memperhitungkan

konfigurasi struktur yang digunakan seperti bentuk spar dan stringer, lokasi ribs, dan

juga material yang digunakan dimana horizontal ini memiliki dua spar ,enam ribs dan

tiga stringer. Dengan krtiteria tersebut maka penentuan ukuran struktur sayap dapat

dilakukan sesuai bagian-bagiannya.

41

8.3 Konfigurasi Fuselage

Fuselage pada pesawat Diamond DA-40 adalah bagian yang paling banyak

menerima beban eksternal. Beban eksternal tersebut berasal dari payload dan

fixed equipments yang ditampung pada ruangan dalam fuselage. Payload terdiri

atas pilot. copilot, cargo, dan armamen. Sementara fixed equipments terdiri atas

sistem elektronik, sistem hidrolik, landing gear, avionic, dan furnishing. Dari

analisis pembebanan didapatkan hasil bahwa bagian fuselage yang mengalami

shear force dan bending moment terbesar adalah bagian di bawah joint antara

sayap dan fuselage.

Pada fuselage digunakan komponen-komponen pendukung yakni frame,

bulkhead, skin, stringer.

A. Frame

Frame pada fuselage digunakan untuk membentuk fuselage dan

mempertahankan bentuk fuselage agar tetap seperti desainnya. Frame

ini kana diletakkan pada bagian-bagian dari fuselage yang mengalami

perubahan ukuran sehingga dapat memberikan bentuknya yang

ditunjukkan dengan garis biru pada gambar.

B. Bulkhead

Bulkhead pada dasarnya sama dengan frame, hanya saja pada

bulkhead ini frame lebih ditebalkan karena fungsi bulkhead adalah

untuk menahan gaya terkonsentrasi yang bekerja pada fuselage, seperti

gaya reaksi sayap, gaya reaksi landing gear, gaya reaksi tail, dan

menahan berat engine. Bulkhead ditunjukkan dengan garis warna

merah.

42

Pada desain kami menggunakan 4 buah bulkhead dimana bulkhead

1 dan 2 berguna untuk menahan gaya dan berat yang dihasilkan oleh

engine dan propeler. Bulkhead 3 berguna sebagai penyambung wing

dengan fuselage dan sebagai penahan gaya reaksi dari wing, sedang

untuk tail ditahan oleh bulkhead 4.

C. Sambungan

Untuk menyambungkan wing dengan fuselage maka digunakan

sambungan antara bulkhead dengan spar dari sayap.

Disini cukup digunakan satu buah bulkhead karena jarak antar spar

yang relatif kecil. Apabila digunakan dua buah bulkhead maka akan ada

dua bulkhead yang jaraknya sangat dekat dan menjadi kurang efektif,

sehingga digunakan satu buah bulkhead yang cukup tebal sehingga

dapat menahan reaksi dari sayap.

43

12

34

BAB IX

INITIAL SIZING WING,TAIL, DAN FUSELAGE

9.1 Wing Initial Sizing

9.1.1 Skin

Data yang diperlukan untuk perhitungan tebal skin sayap adalah :

1. Momen Bending terbesar yang ditanggung sayap (M) sebesar 73694.96 Nm.

Apabila dikalikan dengan factor of safety sebesar 1.5, maka besar bending

momen menjadi 110542,9 Nm

2. Panjang Chord sayap sebesar 1,121 m

3. Jarak antar ribs (L) sebesar 0.6 m dan 1 m untuk Outer Fuel Tank, 2 m

untuk Inner Fuel Tank. Dari Root Ribs ke Ribs 0,57 m.

Dan Dari Tip Ribs ke Ribs 0,57 m

4. Jarak antar rear spar dan front spar sebesar (w) 0.51 m

44

Perhitungan bending stress (fb) :

Dengan asumsi A sebesar 138 dan Fb sebesar 0.96, dan dengan persamaan tebal

efektif,

45

L (m) P(N/m) w(m) P/wL (N/m2) fB te (m) ts(m) tstring(m)0,6 502465,6 0,51 1642044,563 169762901 0,005804 0,003772 0,00203120,6 486229,8 0,51 1588986,408 166997670 0,005709 0,003711 0,00199820,6 470208,7 0,51 1536629,679 164223358 0,005614 0,003649 0,0019650,6 454401 0,51 1484970,588 161439292 0,005519 0,003587 0,00193160,6 438805,7 0,51 1434005,57 158644762 0,005423 0,003525 0,00189820,6 423421,6 0,51 1383730,615 155838979 0,005328 0,003463 0,00186460,6 408247,2 0,51 1334141,266 153021068 0,005231 0,0034 0,00183090,6 393281,3 0,51 1285232,843 150190073 0,005134 0,003337 0,0017970,6 378522,3 0,51 1237001,114 147344987 0,005037 0,003274 0,0017630,6 363459,1 0,51 1187774,955 144383445 0,004936 0,003208 0,00172760,6 348090,2 0,51 1137549,688 141297835 0,00483 0,00314 0,00169070,6 332923,5 0,51 1087985,294 138185296 0,004724 0,003071 0,00165340,6 317957,4 0,51 1039076,426 135043618 0,004617 0,003001 0,00161580,6 303190 0,51 990817,0677 131870320 0,004508 0,00293 0,00157790,6 288719 0,51 943526,0695 128684806 0,004399 0,00286 0,00153970,6 274641,8 0,51 897522,2816 125508442 0,004291 0,002789 0,00150170,6 260956,5 0,51 852799,0196 122341462 0,004182 0,002719 0,00146380,6 247660,9 0,51 809349,3761 119184104 0,004074 0,002648 0,00142610,6 234752,9 0,51 767166,4439 116036633 0,003967 0,002578 0,00138840,6 222230,5 0,51 726243,3155 112899338 0,00386 0,002509 0,00135090,6 210091,1 0,51 686572,1925 109772467 0,003753 0,002439 0,00131340,6 198332,5 0,51 648145,2763 106656297 0,003646 0,00237 0,00127620,6 186952,2 0,51 610954,9911 103551150 0,00354 0,002301 0,0012390,6 175947,8 0,51 574992,6471 100457292 0,003434 0,002232 0,0012020,6 165316,6 0,51 540250,2228 97375073 0,003329 0,002164 0,00116510,6 155055,8 0,51 506718,3601 94304766 0,003224 0,002096 0,00112840,6 145162,9 0,51 474388,5918 91246757 0,003119 0,002028 0,00109180,6 135634,8 0,51 443251,1141 88201351 0,003015 0,00196 0,00105530,6 126468,8 0,51 413296,5686 85168936 0,002912 0,001893 0,00101910,6 117661,5 0,51 384514,7059 82149854 0,002808 0,001825 0,00098290,6 109210,1 0,51 356895,7219 79144546 0,002706 0,001759 0,0009470,6 101111,2 0,51 330428,6988 76153383 0,002603 0,001692 0,00091120,6 93361,5 0,51 305102,9412 73176817 0,002502 0,001626 0,00087560,6 85957,57 0,51 280907,0856 70215286 0,0024 0,00156 0,00084010,6 78895,84 0,51 257829,5455 67269262 0,0023 0,001495 0,00080490,6 72172,64 0,51 235858,2888 64339235 0,0022 0,00143 0,00076980,6 65784,27 0,51 214981,2834 61425775 0,0021 0,001365 0,0007350,6 59726,73 0,51 195185,3832 58529386 0,002001 0,001301 0,00070030,6 53995,98 0,51 176457,4421 55650659 0,001902 0,001237 0,00066590,6 48587,93 0,51 158784,0909 52790261 0,001805 0,001173 0,00063160,6 43498,16 0,51 142150,8467 49948798 0,001708 0,00111 0,00059760,6 38722,3 0,51 126543,4492 47127039 0,001611 0,001047 0,00056390,6 34255,7 0,51 111946,7469 44325746 0,001515 0,000985 0,00053040,6 30093,61 0,51 98345,1426 41545767 0,00142 0,000923 0,00049710,6 26230,91 0,51 85721,92513 38787901 0,001326 0,000862 0,00046410,6 22662,61 0,51 74060,82888 36053265 0,001233 0,000801 0,00043140,6 19383,14 0,51 63343,58289 33342767 0,00114 0,000741 0,0003990,6 16387,02 0,51 53552,36185 30657705 0,001048 0,000681 0,00036680,6 13668,27 0,51 44667,55793 27999252 0,000957 0,000622 0,0003350,6 11220,82 0,51 36669,34046 25368914 0,000867 0,000564 0,00030350,6 9038,182 0,51 29536,54189 22768276 0,000778 0,000506 0,00027240,6 7113,477 0,51 23246,65775 20199033 0,000691 0,000449 0,00024170,6 5439,477 0,51 17776,06952 17663151 0,000604 0,000392 0,00021130,6 4008,545 0,51 13099,82175 15162926 0,000518 0,000337 0,00018140,6 2812,432 0,51 9190,953654 12700786 0,000434 0,000282 0,0001520,6 1842 0,51 6019,607843 10278611 0,000351 0,000228 0,0001230,6 1087,636 0,51 3554,367201 7898260,7 0,00027 0,000176 9,45E-050,6 538,1591 0,51 1758,68984 5555778,8 0,00019 0,000123 6,648E-050,6 180,8864 0,51 591,1319073 3221013,3 0,00011 7,16E-05 3,854E-050,6 0 0,51 0 0 0 00,6 0 0,51 0 0 0 0

ywing (m) shear force (N) momen bending (Nm) momen torsi (Nm) FB A h(m)0 23970.32 73694.96 625.17 0,96 138 0,22

0.1 23654.72 71313.71 619.95 0,96 138 0,220.2 23340.71 68963.94 614.66 0,96 138 0,220.3 23028.37 66645.48 609.30 0,96 138 0,220.4 22717.80 64358.17 603.87 0,96 138 0,220.5 22409.11 62101.83 598.38 0,96 138 0,220.6 22102.37 59876.26 592.83 0,96 138 0,220.7 21797.70 57681.25 587.21 0,96 138 0,220.8 21495.19 55516.61 581.52 0,96 138 0,220.9 22690.10 53307.34 575.78 0,96 138 0,22

1 22392.21 51053.23 569.98 0,96 138 0,221.1 22096.77 48828.78 564.11 0,96 138 0,221.2 21803.89 46633.75 558.19 0,96 138 0,221.3 21513.66 44467.87 552.21 0,96 138 0,221.4 20934.62 42345.45 546.17 0,96 138 0,221.5 20358.45 40280.80 540.07 0,96 138 0,221.6 19785.24 38273.62 533.92 0,96 138 0,221.7 19215.12 36323.60 527.71 0,96 138 0,221.8 18648.18 34430.43 521.44 0,96 138 0,221.9 18084.53 32593.80 515.12 0,96 138 0,22

2 17524.30 30813.36 508.74 0,96 138 0,222.1 16967.59 29088.76 502.31 0,96 138 0,222.2 16414.51 27419.66 495.82 0,96 138 0,222.3 15865.19 25805.67 489.28 0,96 138 0,222.4 15319.76 24246.43 482.68 0,96 138 0,222.5 14778.32 22741.52 476.02 0,96 138 0,222.6 14241.01 21290.56 469.31 0,96 138 0,222.7 13707.95 19893.11 462.54 0,96 138 0,222.8 13179.29 18548.75 455.70 0,96 138 0,222.9 12655.16 17257.02 448.81 0,96 138 0,22

3 12135.70 16017.48 441.86 0,96 138 0,223.1 11621.05 14829.64 434.85 0,96 138 0,223.2 11111.38 13693.02 427.77 0,96 138 0,223.3 10606.83 12607.11 420.63 0,96 138 0,223.4 10107.56 11571.39 413.42 0,96 138 0,223.5 9613.76 10585.32 406.13 0,96 138 0,223.6 9125.59 9648.36 398.78 0,96 138 0,223.7 8643.24 8759.92 391.34 0,96 138 0,223.8 8166.90 7919.41 383.82 0,96 138 0,223.9 7696.78 7126.23 376.22 0,96 138 0,22

4 7233.09 6379.73 368.52 0,96 138 0,224.1 6776.07 5679.27 360.73 0,96 138 0,224.2 6325.94 5024.17 352.83 0,96 138 0,224.3 5882.99 4413.73 344.82 0,96 138 0,224.4 5447.47 3847.20 336.68 0,96 138 0,224.5 5019.69 3323.85 328.40 0,96 138 0,224.6 4599.98 2842.86 319.98 0,96 138 0,224.7 4188.70 2403.43 311.39 0,96 138 0,224.8 3786.22 2004.68 302.61 0,96 138 0,224.9 3392.99 1645.72 293.61 0,96 138 0,22

5 3009.49 1325.60 284.37 0,96 138 0,225.1 2636.29 1043.31 274.83 0,96 138 0,225.2 2274.00 797.79 264.96 0,96 138 0,225.3 1923.40 587.92 254.67 0,96 138 0,225.4 1585.37 412.49 243.85 0,96 138 0,225.5 1261.04 270.16 232.36 0,96 138 0,225.6 951.87 159.52 219.96 0,96 138 0,225.7 659.86 78.93 206.22 0,96 138 0,225.8 388.10 26.53 190.24 0,96 138 0,225.9 142.58 169.35 0,96 138 0,22

5.97 134.81 0,96 138 0,22

Diperoleh:

46

Namun pada proses produksi, cukup sulit untuk membuat ketebalan sayap

berubah sesuai pada tabel tersebut untuk tiap panjang sayap tertentu. Akan tetapi

jika kita hanya menggunakan tebal skin yang paling besar harganya, maka hal itu

akan membuat pesawat semakin berat. Maka solusinya adalah kami membaginya

menjadi 4 section. Dimana tiap section diambil tebal yang paling maksimum.

Section ywing ( m ) tskin ( m )1 0 - 1,2 0,003772 1,3 - 2,6 0,002933 2,7 - 4,1 0,001964 4,2 - 5,97 0,000985

4.1.2 Stringer

Berdasarkan data dari tabel 4.1, diperoleh bahwa tebal stringer maksimum

sebesar 2,031 mm. Tebal tersebut diaplikasikan untuk semua stringer pada sayap

pesawat

Luas Stringer (Astringer) adalah :

Astringer=t stringer×W wingbox

Astringer=2.031 mm×510 mm

Astringer=1035 . 81 mm2

Luas total stringer yang diperlukan oleh skin untuk menahan beban bending

sebesar 1035.81 mm2. Dengan mengasumsikan bahwa jumlah stringer dalam satu

47

Tabel 4.1 Tabel Perhitungan Tebal Skin dan Tebal stringer

skin pesawat DA-40 sebanyak 2 dan 2 spar cap ( luas penampang 1 spar cap sama

dengan 2 kali luas penampang stringer ), maka :

A stringer=1035 . 81 mm2

2 stringer+2 sparcap

A stringer=1035 . 81 mm2

2 stringer+2(2 stringer )

A stringer=1035 . 81 mm2

6 stringerA stringer=172 . 635 mm2

Jadi, luas satu stringer sebesar 172.635 mm2

48

Gambar 4.1 Dimensi Stringer

Perhitungan dimensi stringer adalah sebagai berikut :

Astringer=ta (ba+bw+bf )

b f

bw

=0 .4

b f=0 . 4 bw

A stringer=t a (ba+bw+b f )=172,635 mm2

ta (ba+bw+b f )=172,635 mm2

2 .03 (2b f +bw)=172,635 mm2

2 .03 (2(0 . 4 bw )+bw )=172,635 mm2

23 . 654 bw=172,635 mm2

bw=47 . 2 mmb f=18 .8 mm

Gambar 4.2 Dimensi Stringer

49

47.2 mm

18.8

mm

4.1.3 Spar Cap

Asumsi yang dipergunakan dalam perhitungan stringer adalah :

Asparcap = 2 x Astringer

Asparcap = 345.27 mm2

Spar cap berbentuk L

Panjang kedua sisi sama

Tebal spar cap merupakan 2 x tebal stringer =

4.06 mm

Perhitungan :

A sparcap=[ S+(S−t sparcap )]×t sparcap

345 . 27 mm2= [S+ (S−4 .06 ) ]×4 . 06S=44 . 54 mm

Melihat jumlah stringer dan spar cap yang sama pada kedua skin (upper

dan lower), maka ukuran dan dimensi dari stringer dan spar cap kedua

skin adalah sama. Perhitungan yang akan dilakukan selanjutnya adalah

menghitung jarak antar stringer pada wingbox.

d stringer=W wingbox

3

d stringer=510mm3

d stringer=170mm

4.1.4 Spar Web

50

S

tsparcap

S

A Qt hT(m) Qv x(m) Qw tw(m)0,1122 4178,944 0,44 81717 0,06 82208,64 0,0029050,1122 4144,051 0,44 80641,09 0,06 81128,63 0,0028670,1122 4108,69 0,44 79570,6 0,06 80053,98 0,0028290,1122 4072,861 0,44 78505,81 0,06 78984,97 0,0027910,1122 4036,564 0,44 77447,05 0,06 77921,94 0,0027530,1122 3999,866 0,44 76394,69 0,06 76865,27 0,0027160,1122 3962,767 0,44 75348,99 0,06 75815,2 0,0026790,1122 3925,201 0,44 74310,34 0,06 74772,13 0,0026420,1122 3887,166 0,44 73279,06 0,06 73736,37 0,0026060,1122 3848,797 0,44 77352,61 0,06 77805,41 0,0027490,1122 3810,027 0,44 76337,08 0,06 76785,32 0,0027130,1122 3770,789 0,44 75329,9 0,06 75773,52 0,0026780,1122 3731,217 0,44 74331,44 0,06 74770,41 0,0026420,1122 3691,243 0,44 73342,02 0,06 73776,29 0,0026070,1122 3650,869 0,44 71368,02 0,06 71797,54 0,0025370,1122 3610,094 0,44 69403,81 0,06 69828,52 0,0024670,1122 3568,984 0,44 67449,68 0,06 67869,56 0,0023980,1122 3527,473 0,44 65506,09 0,06 65921,09 0,0023290,1122 3485,561 0,44 63573,34 0,06 63983,41 0,0022610,1122 3443,316 0,44 61651,81 0,06 62056,9 0,0021930,1122 3400,668 0,44 59741,93 0,06 60142,01 0,0021250,1122 3357,687 0,44 57844,06 0,06 58239,08 0,0020580,1122 3314,305 0,44 55958,56 0,06 56348,48 0,0019910,1122 3270,588 0,44 54085,88 0,06 54470,65 0,0019250,1122 3226,471 0,44 52226,45 0,06 52606,04 0,0018590,1122 3181,952 0,44 50380,64 0,06 50754,98 0,0017930,1122 3137,099 0,44 48548,9 0,06 48917,97 0,0017290,1122 3091,845 0,44 46731,65 0,06 47095,39 0,0016640,1122 3046,123 0,44 44929,4 0,06 45287,77 0,00160,1122 3000,067 0,44 43142,59 0,06 43495,54 0,0015370,1122 2953,61 0,44 41371,7 0,06 41719,19 0,0014740,1122 2906,751 0,44 39617,22 0,06 39959,19 0,0014120,1122 2859,425 0,44 37879,7 0,06 38216,11 0,001350,1122 2811,698 0,44 36159,65 0,06 36490,44 0,0012890,1122 2763,503 0,44 34457,59 0,06 34782,71 0,0012290,1122 2714,773 0,44 32774,18 0,06 33093,57 0,0011690,1122 2665,642 0,44 31109,97 0,06 31423,57 0,001110,1122 2615,909 0,44 29465,59 0,06 29773,34 0,0010520,1122 2565,642 0,44 27841,7 0,06 28143,54 0,0009940,1122 2514,84 0,44 26239,02 0,06 26534,89 0,0009380,1122 2463,369 0,44 24658,26 0,06 24948,07 0,0008820,1122 2411,297 0,44 23100,24 0,06 23383,92 0,0008260,1122 2358,489 0,44 21565,7 0,06 21843,17 0,0007720,1122 2304,947 0,44 20055,65 0,06 20326,82 0,0007180,1122 2250,535 0,44 18570,92 0,06 18835,69 0,0006660,1122 2195,187 0,44 17112,58 0,06 17370,84 0,0006140,1122 2138,904 0,44 15681,75 0,06 15933,39 0,0005630,1122 2081,484 0,44 14279,66 0,06 14524,54 0,0005130,1122 2022,794 0,44 12907,57 0,06 13145,54 0,0004650,1122 1962,634 0,44 11567,01 0,06 11797,91 0,0004170,1122 1900,869 0,44 10259,63 0,06 10483,26 0,000370,1122 1837,099 0,44 8987,352 0,06 9203,482 0,0003250,1122 1771,123 0,44 7752,273 0,06 7960,64 0,0002810,1122 1702,34 0,44 6557,045 0,06 6757,321 0,0002390,1122 1630,013 0,44 5404,67 0,06 5596,437 0,0001980,1122 1553,209 0,44 4299 0,06 4481,73 0,0001580,1122 1470,321 0,44 3245,011 0,06 3417,99 0,0001210,1122 1378,476 0,44 2249,523 0,06 2411,696 8,52E-050,1122 1271,658 0,44 1323,068 0,06 1472,675 5,2E-050,1122 1132,019 0,44 486,0682 0,06 619,2469 2,19E-050,1122 901,1364 0,44 0 0,06 106,016 3,75E-06

ywing (m) shear force (N) momen bending (Nm) momen torsi (Nm)0 23970.32 73694.96 625.17

0.1 23654.72 71313.71 619.950.2 23340.71 68963.94 614.660.3 23028.37 66645.48 609.300.4 22717.80 64358.17 603.870.5 22409.11 62101.83 598.380.6 22102.37 59876.26 592.830.7 21797.70 57681.25 587.210.8 21495.19 55516.61 581.520.9 22690.10 53307.34 575.78

1 22392.21 51053.23 569.981.1 22096.77 48828.78 564.111.2 21803.89 46633.75 558.191.3 21513.66 44467.87 552.211.4 20934.62 42345.45 546.171.5 20358.45 40280.80 540.071.6 19785.24 38273.62 533.921.7 19215.12 36323.60 527.711.8 18648.18 34430.43 521.441.9 18084.53 32593.80 515.12

2 17524.30 30813.36 508.742.1 16967.59 29088.76 502.312.2 16414.51 27419.66 495.822.3 15865.19 25805.67 489.282.4 15319.76 24246.43 482.682.5 14778.32 22741.52 476.022.6 14241.01 21290.56 469.312.7 13707.95 19893.11 462.542.8 13179.29 18548.75 455.702.9 12655.16 17257.02 448.81

3 12135.70 16017.48 441.863.1 11621.05 14829.64 434.853.2 11111.38 13693.02 427.773.3 10606.83 12607.11 420.633.4 10107.56 11571.39 413.423.5 9613.76 10585.32 406.133.6 9125.59 9648.36 398.783.7 8643.24 8759.92 391.343.8 8166.90 7919.41 383.823.9 7696.78 7126.23 376.22

4 7233.09 6379.73 368.524.1 6776.07 5679.27 360.734.2 6325.94 5024.17 352.834.3 5882.99 4413.73 344.824.4 5447.47 3847.20 336.684.5 5019.69 3323.85 328.404.6 4599.98 2842.86 319.984.7 4188.70 2403.43 311.394.8 3786.22 2004.68 302.614.9 3392.99 1645.72 293.61

5 3009.49 1325.60 284.375.1 2636.29 1043.31 274.835.2 2274.00 797.79 264.965.3 1923.40 587.92 254.675.4 1585.37 412.49 243.855.5 1261.04 270.16 232.365.6 951.87 159.52 219.965.7 659.86 78.93 206.225.8 388.10 26.53 190.245.9 142.58 169.35

5.97 134.81

Data yang diperlukan dalam perhitungan Spar Web ini adalah :

1. Torsi akibat gaya angkat sayap (T)

Besar torsi didapat dari besar gaya angkat dikali dengan jarak lengan Cg

dari sayap. Jarak lengan Cg sayap diasumsikan terletak pada 40% dari

panjang chord.

2. Luas wing box bagian skin (A)

3. Data kekuatan material Spar (fs)

Persamaan yang digunakan untuk menghitung tebal spar adalah :

Dimana Qv (vertical shear force) dihitung dari rumus

Sehingga tebal spar web dapat dihitung dari rumus

51

A Qt hT(m) Qv x(m) Qw tw(m)0,1122 4178,944 0,44 81717 0,06 82208,64 0,0029050,1122 4144,051 0,44 80641,09 0,06 81128,63 0,0028670,1122 4108,69 0,44 79570,6 0,06 80053,98 0,0028290,1122 4072,861 0,44 78505,81 0,06 78984,97 0,0027910,1122 4036,564 0,44 77447,05 0,06 77921,94 0,0027530,1122 3999,866 0,44 76394,69 0,06 76865,27 0,0027160,1122 3962,767 0,44 75348,99 0,06 75815,2 0,0026790,1122 3925,201 0,44 74310,34 0,06 74772,13 0,0026420,1122 3887,166 0,44 73279,06 0,06 73736,37 0,0026060,1122 3848,797 0,44 77352,61 0,06 77805,41 0,0027490,1122 3810,027 0,44 76337,08 0,06 76785,32 0,0027130,1122 3770,789 0,44 75329,9 0,06 75773,52 0,0026780,1122 3731,217 0,44 74331,44 0,06 74770,41 0,0026420,1122 3691,243 0,44 73342,02 0,06 73776,29 0,0026070,1122 3650,869 0,44 71368,02 0,06 71797,54 0,0025370,1122 3610,094 0,44 69403,81 0,06 69828,52 0,0024670,1122 3568,984 0,44 67449,68 0,06 67869,56 0,0023980,1122 3527,473 0,44 65506,09 0,06 65921,09 0,0023290,1122 3485,561 0,44 63573,34 0,06 63983,41 0,0022610,1122 3443,316 0,44 61651,81 0,06 62056,9 0,0021930,1122 3400,668 0,44 59741,93 0,06 60142,01 0,0021250,1122 3357,687 0,44 57844,06 0,06 58239,08 0,0020580,1122 3314,305 0,44 55958,56 0,06 56348,48 0,0019910,1122 3270,588 0,44 54085,88 0,06 54470,65 0,0019250,1122 3226,471 0,44 52226,45 0,06 52606,04 0,0018590,1122 3181,952 0,44 50380,64 0,06 50754,98 0,0017930,1122 3137,099 0,44 48548,9 0,06 48917,97 0,0017290,1122 3091,845 0,44 46731,65 0,06 47095,39 0,0016640,1122 3046,123 0,44 44929,4 0,06 45287,77 0,00160,1122 3000,067 0,44 43142,59 0,06 43495,54 0,0015370,1122 2953,61 0,44 41371,7 0,06 41719,19 0,0014740,1122 2906,751 0,44 39617,22 0,06 39959,19 0,0014120,1122 2859,425 0,44 37879,7 0,06 38216,11 0,001350,1122 2811,698 0,44 36159,65 0,06 36490,44 0,0012890,1122 2763,503 0,44 34457,59 0,06 34782,71 0,0012290,1122 2714,773 0,44 32774,18 0,06 33093,57 0,0011690,1122 2665,642 0,44 31109,97 0,06 31423,57 0,001110,1122 2615,909 0,44 29465,59 0,06 29773,34 0,0010520,1122 2565,642 0,44 27841,7 0,06 28143,54 0,0009940,1122 2514,84 0,44 26239,02 0,06 26534,89 0,0009380,1122 2463,369 0,44 24658,26 0,06 24948,07 0,0008820,1122 2411,297 0,44 23100,24 0,06 23383,92 0,0008260,1122 2358,489 0,44 21565,7 0,06 21843,17 0,0007720,1122 2304,947 0,44 20055,65 0,06 20326,82 0,0007180,1122 2250,535 0,44 18570,92 0,06 18835,69 0,0006660,1122 2195,187 0,44 17112,58 0,06 17370,84 0,0006140,1122 2138,904 0,44 15681,75 0,06 15933,39 0,0005630,1122 2081,484 0,44 14279,66 0,06 14524,54 0,0005130,1122 2022,794 0,44 12907,57 0,06 13145,54 0,0004650,1122 1962,634 0,44 11567,01 0,06 11797,91 0,0004170,1122 1900,869 0,44 10259,63 0,06 10483,26 0,000370,1122 1837,099 0,44 8987,352 0,06 9203,482 0,0003250,1122 1771,123 0,44 7752,273 0,06 7960,64 0,0002810,1122 1702,34 0,44 6557,045 0,06 6757,321 0,0002390,1122 1630,013 0,44 5404,67 0,06 5596,437 0,0001980,1122 1553,209 0,44 4299 0,06 4481,73 0,0001580,1122 1470,321 0,44 3245,011 0,06 3417,99 0,0001210,1122 1378,476 0,44 2249,523 0,06 2411,696 8,52E-050,1122 1271,658 0,44 1323,068 0,06 1472,675 5,2E-050,1122 1132,019 0,44 486,0682 0,06 619,2469 2,19E-050,1122 901,1364 0,44 0 0,06 106,016 3,75E-06

ywing (m) shear force (N) momen bending (Nm) momen torsi (Nm)0 23970.32 73694.96 625.17

0.1 23654.72 71313.71 619.950.2 23340.71 68963.94 614.660.3 23028.37 66645.48 609.300.4 22717.80 64358.17 603.870.5 22409.11 62101.83 598.380.6 22102.37 59876.26 592.830.7 21797.70 57681.25 587.210.8 21495.19 55516.61 581.520.9 22690.10 53307.34 575.78

1 22392.21 51053.23 569.981.1 22096.77 48828.78 564.111.2 21803.89 46633.75 558.191.3 21513.66 44467.87 552.211.4 20934.62 42345.45 546.171.5 20358.45 40280.80 540.071.6 19785.24 38273.62 533.921.7 19215.12 36323.60 527.711.8 18648.18 34430.43 521.441.9 18084.53 32593.80 515.12

2 17524.30 30813.36 508.742.1 16967.59 29088.76 502.312.2 16414.51 27419.66 495.822.3 15865.19 25805.67 489.282.4 15319.76 24246.43 482.682.5 14778.32 22741.52 476.022.6 14241.01 21290.56 469.312.7 13707.95 19893.11 462.542.8 13179.29 18548.75 455.702.9 12655.16 17257.02 448.81

3 12135.70 16017.48 441.863.1 11621.05 14829.64 434.853.2 11111.38 13693.02 427.773.3 10606.83 12607.11 420.633.4 10107.56 11571.39 413.423.5 9613.76 10585.32 406.133.6 9125.59 9648.36 398.783.7 8643.24 8759.92 391.343.8 8166.90 7919.41 383.823.9 7696.78 7126.23 376.22

4 7233.09 6379.73 368.524.1 6776.07 5679.27 360.734.2 6325.94 5024.17 352.834.3 5882.99 4413.73 344.824.4 5447.47 3847.20 336.684.5 5019.69 3323.85 328.404.6 4599.98 2842.86 319.984.7 4188.70 2403.43 311.394.8 3786.22 2004.68 302.614.9 3392.99 1645.72 293.61

5 3009.49 1325.60 284.375.1 2636.29 1043.31 274.835.2 2274.00 797.79 264.965.3 1923.40 587.92 254.675.4 1585.37 412.49 243.855.5 1261.04 270.16 232.365.6 951.87 159.52 219.965.7 659.86 78.93 206.225.8 388.10 26.53 190.245.9 142.58 169.35

5.97 134.81

Tabel 4.2 Perhitungan Tebal Spar

Dari tabel perhitungan diatas didapatkan data bahwa tebal spar yang dipakai untuk pesawat

52

Dari tabel perhitungan diatas didapatkan data bahwa tebal spar yang dipakai

untuk pesawat DA-40 sebesar 2.905 mm. Tebal tersebut berlaku untuk rear

maupun front spar.

9.2 Tail Initial Sizing

Horizontal Tail Sizing

Skin

Pada horizontal tail pesawat yang berfungsi menahan beban bending adalah skin

dan stringer. Oleh karena itu tebal efektif skin-stringer (te) dapat dicari berdasarkan

beban bending moment yang bekerja pada tail.Persamaan-persamaan yang digunakan

dalam perhitungan skin dan stringer : t e=M

hw f b f b=A Fb √ P

wLt skin=0.65 t e

Dimana :

A : Luas penampang frame (A = w. h) (m2)

w : lebar tailbox (jarak antara front spar dan rear spar) (m)

h : Tinggi tailbox (m)

M : Bending momen pada titik tersebut (Nm)

P : Beban efektif

Untuk menentukan tinggi tailbox dengan menggunakan perbandingan skala

terhadap lebar tailbox seperti pada airfoil gambar dibawah ini

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2-0.04-0.02

00.020.040.060.08

0.10.120.14

h1

53

h2

Sehingga didapatkan h1=10 cm dan h2=5.7cm ,jadi tinggi rata-rata (h) =7.85 cm.

Data yang dibutuhkan:

• Front spar 20 % chord dan Rear spar 65 % chord

• Panjang span (b) = 3.290 m

• b/2 = 1.645 m

• Chord root(Cr) = 0.904 m

• Chord tip (Ct)= 0.510 m

• Taper Ratio =0.56

• Jarak antar front spar dan rear spar (w) =0.407 m

• h=7.85 cm

• Fb :138

• Ā : 0,96

54

Material yang digunakan adalah Al-2024 sehingga diketahui Fb=0.96 dan A=138.

Dengan menggunakan persamaan dan data-data di atas, maka tebal skin dan stringer didapat

sebagai berikut berikut:

y (m)BM (bending

moment) (Nm)

P(MN) fb te(mm) tsk(mm) tstringer(mm)

0 742.15000 0.01418 34.35934 1.01408 0.65915 0.355000.1 643.24000 0.01229 31.98788 0.94409 0.61366 0.330430.2 552.23000 0.01055 29.63869 0.87475 0.56859 0.306160.3 468.97000 0.00896 27.31313 0.80612 0.52398 0.282140.4 393.29000 0.00751 25.01240 0.73821 0.47984 0.258370.5 325.02000 0.00621 22.73809 0.67109 0.43621 0.234880.6 263.97000 0.00504 20.49162 0.60479 0.39311 0.211670.7 209.95000 0.00401 18.27498 0.53936 0.35059 0.188770.8 162.76000 0.00311 16.09062 0.47489 0.30868 0.166210.9 122.18000 0.00233 13.94116 0.41146 0.26745 0.144011 87.99000 0.00168 11.83084 0.34917 0.22696 0.12221

1.1 59.94000 0.00114 9.76466 0.28819 0.18733 0.100861.2 37.78000 0.00072 7.75229 0.22880 0.14872 0.080081.3 21.22000 0.00040 5.80994 0.17147 0.11146 0.060011.4 9.92000 0.00018 3.97241 0.11724 0.07621 0.041031.5 3.49000 6.66879x10-5 2.35619 0.06954 0.04520 0.02433

55

1.6 0.39000 7.45223x10-6 0.78764 0.02324 0.01511 0.008131.64

50.00000

0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

Dari tabel diatas didapat tebal skin bervariasi dengan tebal maksimum berada di

chord root,dimana bending moment dikalikan dengan safety factor = 1.5 ,dengan data

sebagai berikut:

te max = 1.01408 mm

tskin max = 0.65915 mm

tstringer max = 0.35500 mm

Untuk tebal skin sendiri digunakan tebal skin max yaitu 0.65915 mm pada

upper maupun lower mulai dari root sampai tip horizontal tail.Selain itu pada jarak

lainnya ketebalan skin terlalu tipis sehingga akan sulit untuk dimanufaktur.

Stringer dan Sparcap

Berikut adalah gambar tailbox dengan dua stringer dan dua sparcap,dimana

ketebalan stringer seperti pada tabel diatas yaitu tstringer max = 0.355 mm dan jarak antar

stringer 0.135 m.

Perhitungan luas area stringer dapat diasumsikan sebagai :

56

A stringer=t stringer × wtailbox A stringer=0.355 mm x 407 mm A stringer=144.485 mm2

Sehingga :

A stringer=144.485 mm2

2 stringer+2 sparcapA stringer=

144.485 mm2

2 stringer+2(2 stringer)

A stringer=144.485 mm2

6 stringerA stringer=24.083 mm2/ stringer

A sparcap=2 x A stringer=48.166 mm2

Stringer

Setelah mengetahui tebal stringer, perlu juga dicari ukuran-ukuran stringer yang

lain seperti tinggi dan lebar. Sizing stringer dapat dilakukan dengan perbandingan

seperti pada referensi di bawah ini.

57

Pada pesawat ini stringer yang digunakan adalah built up Z-stringer seperti yang

dapat dilihat pada gambar diatas. Alasannya karena mudah dimanufaktur ,dan lebih

hemat material. Untuk panjang tiap bagian dapat dicari dengan:

A stringer=t a(ba+bw+b f )

dimana :

b f

bw

=0.4b f=ba

Sehingga :

A stringer=t a(ba+bw+b f )24.083 mm2=ta(bw+2b f)24.083 mm2=0.355 mm(bw+2bf )

24.083 mm2=0.355 mm(bw+2(0.4 bw))67.839 mm=(1.8 bw )bw=37.688 mm

b f=15.075 mm

Bentuk dan ukuran stringer seperti gambar di bawah ini

Sparcap

Asumsi :

- Spar cap berbentuk L.

- Memiliki kedua sisi yang sama.

- Tebal spar cap adalah 2 x tebal stringer = 2 x 0.355 mm =0.71 mm

58

A sparcap=[S+(S−t sparcap)] ×t sparcap48.166 mm2=[ S+( S−0.71mm ) ] ×0.71 mm

48.166 mm2=(2 S−0.71 mm)× 0,71 mm48.166 mm=1.42 S−0.504 mmS=34.276 mm

Jadi panjang lengan sparcap (S) adalah 34.276 mm.

Ribs

Ribs juga merupakan komponen tail yang salah satu fungsinya berguna untuk

memberikan dan mempertahankan bentuk airfoil. Selain itu ribs juga berguna

membantu skin untuk menahan beban tarik dan tekan agar tidak terjadi kegagalan

struktur.

Jarak antar ribs dapat ditentukan dengan menggunakan persamaan:

L= 0.3 (3.3 d)0.5 m

dimana

L : Jarak antar ribs

59

d : panjang chord root

sehingga dari persamaan didapatkan L = 0.518 m.Dengan panjang setengan span (b/2)

=1.645 m maka didapatkan horizontal tail dengan tiga ribs seperti gambar.Dengan jarak

ribs ketiga dari chord tip =0.091 m.

Spar Web

Efek beban geser vertikal atau vertical shear loads yang diterima oleh sparwebs

terhadap beban torsi menyebabkan sparwebs harus memiliki ketebalan tertentu untuk

menahan beban tersebut. Perhitungan ketebalan tersebut dapat dilakukan dengan

persamaan:

tw= Qw / σs

Qw adalah jumlah shear flow pada yang dihasilkan oleh beban shear dan torsi.

Qw = Qv + 2X QT / w

Dengan Qv adalah shear flow yang diakibatkan oleh shear dam Qt adalah shear

flow yang diakibatkan torsi. Persamaan untuk kedua besaran tersebut adalah:

60

1

2

3

Qv = V / hT QT = T / 2A

Dimana:

V = beban shear

T = beban torsi

ht = jumlah tinggi rear spar dan front spar

A = luas penampang wingbox

X = jarak dari tengah tailbox ke titik torsi pada airfoil

σs = allowable shear stress

ht = h1+h2= 10 cm + 5.7 cm=15.7 cm=0.157 m

A = w x h = 0.03194 m

X = 0.1583 m

Struktur horizontal tail pada pesawat ini menggunakan dua buah spar, sehingga :

Qw = Qv + 2x QT / w

Ketebalan sparwebs pada struktur horizontal tail dapat dilihat pada tabel berikut.

Dari tabel di bawah dapat dilihat bahwa ketebalan sparwebs pada front dan rear .

SF (Shear Force) (N)

Torsi (Nm) Qt Qv Qw fstw

(mm)

1603.4250000 34.7100000543.3625548

10212.8980892 10635.5727448

283000000.3758153

1482.5400000 31.3800000 491.2335629 9442.9299363 9825.0541280 28300000 0.34717511363.9200000 28.2000000 441.4527239 8687.3885350 9030.7888603 28300000 0.31910911247.6700000 25.1550000 393.7852223 7946.9426752 8253.2630717 28300000 0.29163471133.8950000 22.2750000 348.7006888 7222.2611465 7493.5108715 28300000 0.26478841022.7450000 19.5300000 305.7294928 6514.2993631 6752.1223543 28300000 0.2385909914.3250000 16.9500000 265.3412649 5823.7261146 6030.1316293 28300000 0.2130789808.7850000 14.5200000 227.3011897 5151.4968153 5328.3114508 28300000 0.1882796706.2750000 12.2700000 192.0788979 4498.5668790 4647.9825524 28300000 0.1642397606.9750000 10.1550000 158.9699436 3866.0828025 3989.7434516 28300000 0.1409803511.0500000 8.2200000 128.6787727 3255.0955414 3355.1930830 28300000 0.1185581418.7400000 6.4500000 100.9705698 2667.1337580 2745.6774494 28300000 0.0970204330.3000000 4.8450000 75.8453350 2103.8216561 2162.8207545 28300000 0.0764248

61

246.1200000 3.4200000 53.5378835 1567.6433121 1609.2897345 28300000 0.0568654166.6650000 2.1600000 33.8134001 1061.5605096 1087.8635132 28300000 0.038440492.7600000 1.1100000 17.3763306 590.8280255 604.3448468 28300000 0.021354926.3250000 0.2700000 4.2266750 167.6751592 170.9630347 28300000 0.00604110.0000000 0.0000000 0.0000000 0.0000000 0.0000000 28300000 0.0000000

Jadi tebal spar max (tw)=0.37581 mm

9.3 Fuselage Initial Sizing

Langkah lanjutan setelah menentukan konfigurasi struktur pesawat adalah

menentukan dimensi masing-masing bagian dalam struktur tersebut. Penentuan

dimensi tersebut sangat bergantung pada seberapa besar beban yang diterima

struktur, dan dengan memperhatikan batasan-batasan manufaktur yang ada.

Fuselage Diamond DA-40 memiliki panjang total 8.01 meter. Struktur

fuselage Diamond DA-40 akan dibagi menjadi 4 bagian. Pembagian section tersebut

ditunjukkan dalam gambar di bawah ini :

62

Skin dan stringer adalah struktur yang paling besar menerima beban axial

akibat bending moment. Perhitungan skin-stringer sizing sangat dipengaruhi oleh

besarnya BM yang bekerja pada tiap section. Dengan persamaan :

t e=MAσ

σ=A FB( MAL )

1/2

t skin=0 .65 t e

Dimana :

A : Luas penampang frame (A = w. h) dalam m2

w : lebar frame dalam m

h : Tinggi frame dalam m

M : Bending moment pada titik tersebut dalam Nm

Maka didapatkan :

x v Mallow strength d A te tb tstr

0 -14530,6 -1,810433,45E+0

80,87760

20,60514

5 8,67167E-09 5,64E-09 3,04E-09

0,5 -23203,7 -3998,283,45E+0

80,87760

20,60514

5 1,91512E-05 1,24E-05 6,7E-06

1 -32895,9 -15648,63,45E+0

80,87760

20,60514

5 7,49544E-05 4,87E-05 2,62E-05

63

1 2 3 4

1,5 -43607,2 -34443,23,45E+0

80,87760

20,60514

50,00016497

80,00010

7 5,77E-05

2 -55337,7 -59872,63,45E+0

81,00803

60,79839

20,00021736

70,00014

1 7,61E-052,29

4 -62711 -77717,43,45E+0

81,00803

60,79839

20,00028215

20,00018

3 9,88E-05

2,5 -18205,7 -81197,33,45E+0

81,00803

60,79839

20,00029478

50,00019

20,00010

3

344319,6

3 -66450,43,45E+0

81,00803

60,79839

20,00024124

70,00015

7 8,44E-05

3,5 31896 -45860,73,45E+0

81,00803

60,79839

20,00016649

60,00010

8 5,83E-05

4 20491,5 -29867,53,45E+0

8 0,32420,08258

3 0,001048310,00068

10,00036

7

4,510106,1

2 -17961,33,45E+0

8 0,32420,08258

30,00063041

7 0,000410,00022

1

5739,869

2 -9632,473,45E+0

8 0,32420,08258

30,00033808

7 0,000220,00011

8

5,5 -7607,26 -4371,473,45E+0

8 0,32420,08258

30,00015343

3 9,97E-05 5,37E-05

6 -14935,3 -1668,763,45E+0

80,44407

90,15494

7 3,1217E-05 2,03E-05 1,09E-05

6,5 -21244,1 -1014,83,45E+0

80,44407

90,15494

7 1,89835E-05 1,23E-05 6,64E-066,76

4 -24164,1 -1322,743,45E+0

80,44407

90,15494

7 2,47441E-05 1,61E-05 8,66E-06

7 -21488,6 -709,233,45E+0

80,44407

90,15494

7 1,32673E-05 8,62E-06 4,64E-06

7,5 -25759,2 -101,2533,45E+0

80,44407

90,15494

7 1,8941E-06 1,23E-06 6,63E-07

8 -29010,7 -13,41683,45E+0

80,44407

90,15494

7 2,50985E-07 1,63E-07 8,78E-08

8,01 -29065,3 -13,46623,45E+0

80,44407

90,15494

7 2,51909E-07 1,64E-07 8,82E-08

Dari hasil perhitungan diperoleh nilai besaran dimensi stringer sangatlah

kecil, sehingga kami melakukan pembulatan dan mendesain pesawat DA-40 ini

tanpa menggunakan stringer. Keputusan ini kan berakibat bahwa semua gaya yang

terjadi nantinya akan ditanggung seluruhnya oleh skin fuselage. Pembulatan yang

dilakukan menghasilkan :

X (m) t skin (mm)

0 1

64

0,5 11 1

1,5 12 1

2,294 12,5 1

3 13,5 1

4 1,54,5 1,5

5 1,55,5 1,5

6 16,5 1

6,764 17 1

7,5 18 1

8,01 1Pembulatan tebal skin juga akan berakibat pada penambahan berat pada struktur

pesawat yang menjadi konsekuensi dengan membulatkan tebal skin sehingga

sesuai dengan tebal yang ada di pasaran. Penyamaan tebal yang digunakan dengan

tebal yang ada dipasaran ini karena bila menggunakan tebal asli dari perhitungan

maka diperlukan cara manufaktur khusus sehingga dapat diproduksi sesuai

dengan tebal yang diinginkan namun akan berakibat pada membesarnya cost yang

diperlukan untuk proses manufacture.

65

8 5

21 43

67

BAB X

STRESS ANALYSIS WING, TAIL, DAN FUSELAGE

10.1 Stress Analysis Wing

10.1.1 Idealisasi, Perhitungan Centroid dan Inersia

Astringer = 172.635 mm2

Asparcap = 345.2 mm2

tskin = 3.77 mm

tstringer = 2.031 mm

tspar = 2.09 mm

Bentuk wingbox diatas bisa disederhanakan menjadi bentuk seperti berikut :

66

Perhitungan Luas bola 1 (A1 ) bisa diperoleh dari perhitungan penjumlahan ½

Luas skin bagian 7-8 , ½ Luas skin bagian 1-8 dan Luas Spar Cap.

A1 = ½ x tskin x R7-8 + ½ x tskin x R1-8 + Asparcap

= ½ x 3.77 mm ( 170 mm + 220 mm ) + 345.2 mm2

= 1080.35 mm2

Besar A1 = A4 = A5 = A8 = 1080.35 mm2

Perhitungan Luas Bola 2 ( A2 ) bisa diperoleh dari perhitungan penjumlahan ½

Luas skin bagian 1-2, ½ Luas skin bagian 2-3 dan Luas stringer

A2 = ½ x tskin x R1-2 + ½ x tskin x R2-3 + Astringer

= ½ x 3.77 mm ( 170 mm + 170 mm ) + 172.635 mm2

= 813.535 mm2

Besar A2 = A3 = A6 = A7 = 813.535 mm2

Centroid Wingbox :

y=A1 y1+ A2 y2+A3 y3+.. .+ A12 y12

A 1 + A2+ A3+.. .+ A12

y=2(1080 .35 )(0)+4(813 .535)(0 )+2(1080 .35 )(220 )+2(813.535 )(220)4 (1080 .35 )+4 (813.535 )

y=110 mm

Inersia Wingbox

I xx=∑ Ay 2

I xx=2 [2 (1080 .35)(110 )2+2(813 .535 )(110 )2]I xx=91664034 mm4

Jadi, Ixx = 9.16 x 10−5 m4

67

10.1.2 Tegangan Akibat Bending Moment

Bending Momen terbesar dari data sebelumnya adalah 73694,96 Nm. Apabila

dikali dengan factor of safety 1,5, maka besar bending momen menjadi 110542,4

Nm

σ upper=MyI xx

σ upper=(110542,4 )(0. 11)(9 .16 x 10 -5)

σ upper=23 . 43×106 Nm2

=132 .74 MPa

Jadi, besar σ upper =σ lower =132.74 Mpa

10.1.3 Tegangan Geser akibat Torsi

Torsi total sebesar 625.17 Nm Apabila dikali dengan factor of safety, besar torsi

menjadi 937.755 . Sehingga, Besar shear flow akibat torsi :

68

T

q torsi=T2 A

q torsi=937 . 7552(0 . 22)(0 .51 )

q torsi=4178 . 94N

m

Tegangan geser akibat torsi :

Tegangan pada upper skin dan lower skin

τ torsi=q torsi

t skin

τ torsi=4178 . 940 .00377

τ torsi=1108473.17N

m2=1 .1 MPa

Tegangan pada spar web

τ torsi=q torsi

t sparweb

τ torsi=4178 . 940 .00209

τ torsi=1999492 ,823N

m2=1. 99 MPa

10.1.4 Tegangan Geser Akibat Gaya Lintang

69

d

V

Shear maksimum sebesar 23970.32 N. Apabila dikali dengan factor of safety 1,5,

besar shear menjadi 35955.48 N.

Perhitungan Shear Flow :

Dengan menggunakan persamaan keseimbangan Momen di titik q12 :

70

q67q78

q81

q56

q45

q23 q34q12

q '12=aN

m

q '23=−VQI xx

+q ' 12=−−(35955 . 48 )(813 .535x10 -̂6 )( -0 . 11 )

9 . 16 x 10 (̂ -5 )+a=3 ,51×10 4̂+a

Nm

q '34=−VQI xx

+q '23=−−(35955 . 48 )(813 . 535x10 -̂6 )( -0 .11 )

9. 16 x 10 (̂ -5 )+3 .51×10 4̂+a=7 .02×10 4̂+a

Nm

q '45=−VQI xx

+q '34=−−(35955 . 48 )(1080 . 35x10 -̂6 )( -0 .11 )

9 .16 x 10 (̂ -5 )+7 . 02×10 4̂+a=1 .16×10 5̂+a

Nm

q '56=−VQI xx

+q ' 45=−−(35955 . 48 )(813 . 535x10 -̂6 )( -0 .11 )

9. 16 x 10 (̂ -5 )+1 .16×10 5̂+a=1. 51×10 5̂+a

Nm

q '67=−VQI xx

+q '56=−−(35955 . 48 )(813 . 535x10 -̂6 )(−0 . 11)

9. 16 x 10 (̂ -5 )+1 . 51×10 5̂+a=1. 861×105̂+a

Nm

q '78=−VQI xx

+q ' 67=−−(35955 . 48 )(813 .535x10 -̂6 )(0. 11 )

9 . 16 x 10 (̂ -5 )+1. 861×105̂+a=2. 212×10 5̂+a

Nm

q '81=−VQI xx

+q ' 78=−−(35955 . 48 )(1080. 35x10 -̂6 )(0 .11 )

9 . 16 x 10 (̂ -5 )+2 .212×10 5̂+a=2. 67×10 5̂+a

Nm

M qΣ 12 = 0

V d = q’45 r45 r41 + q’78 r78 r45 + q’56 r56 r45 + q’67 r67 r45

35955,48d = (1 .16×10 5̂+a )(0.17)(0.51)+( 2 .212×105̂ )(0.17)(0.22)+( 1 .51×105̂+a )(0.17)

(0.22)+ (1 .861×10 5̂+a )(0.17)(0.22)

d = 0,86 + 5.53 X 10 -6 a

Diperlukan persamaan lain yakni :

θ= 12 A G∮ q

tdS

Karena gaya geser berada pada shear center, maka θ= 0. Sehingga persamaan menjadi :

q12 (0.17)+ q23 (0.17)+q34 (0.17)+q45 (0.22)+ q56 (0.17)+ q67(0.17)+ q78 (0.17)+ q81 (0.22) = 0

dengan memasukkan nilai setiap q’ maka didapatkan persamaan :

1.46a + 1.97 x 10^5= 0

a = -1.34 x 10^5

Sehingga, d = 253.16 mm.

Nilai dari q12 hingga q81, dapat diketahui dengan memasukkan nilai a dalam

persamaan.

Tanda negatif menjelaskan bahwa asumsi arah shearflow awal berlawanan dengan arah

shearflow sesungguhnya.

71

Tegangan geser setiap bagian dihitung dari persamaan :

τ=qt

τ q t τ

τ12 -134000,00 0,00377-35543766,58

τ23 -38340,07 0,00377-10169778,92

τ34 -28700,00 0,00377-7612732,095

τ45 87300,00 0,0037723156498,67

τ56 238300,00 0,0037763209549,07

τ67 424400,00 0,00377112572944,3

τ78 645600,00 0,00377171246684,4

τ81 912600,00 0,00377242068965,5

Tegangan geser maksimum akibat gaya geser sebesar 242 Mpa pada bagian 8-1

72

10.2 Stress Analysis Tail

10.2.1 Idealisasi, Perhitungan Centroid dan Inersia

Keterangan:

Ax : Luas masing-masing stringer

Yx : Jarak stringer dengan centroid section

Inersia dan centroid dapat dihitung dengan cara :

Astringer = 24.083 mm2

73

I=∑ Ax y x2

Asparcap = 48.166 mm2

tskin = 0.659 mm

tstringer = 0.355 mm

h =78.5 mm

t sparcap =0.71 mm

jarak antar stringer =135 mm

Perhitungan luas 1 dapat diperoleh dengan menggunakan penjumlahan dari ½

luas skin bagian 1-5, ½ luas skin bagian 1-2 dan luas spar cap. Sehingga diperoleh :

A1=12

x t skin× R1−5+12

x t spar × R1−2+ A sparcap

A1=12

x 0,659 mm ×78.5 mm+ 12

x 0.71 mm× 135 mm+48.166 mm2A1=121.956 mm2

Besar daripada A1 = A4 = A5 = A8 =121.956 mm2. Sedangkan besar luas daripada

A2 = A3 = A6 = A7 , yang kemudian luas A2 dapat diperoleh dengan penjumlahan ½ luas

skin bagian 1-2, ½ luas skin bagian 2-3, dan luas stringer.

A2=12

x t skin× R1−2+12

x t skin× R2−3+A stringer

A2=12

x 0,659 mm ×78.5 mm+ 12

x 0,659 mm ×78.5 mm+24.083 mm2A2=75.814 mm2

centroid

y=A1 y1+ A2 y2+ A3 y3+……+ A8 y8

A1+ A2+ A3+……+ A8

y 1= y 2= y 3= y 4=¿ya=135 mm

y 5= y 6= y7= y 8= yb=0

y= ya( A¿¿1+ A2+ A3+ A4)+yb( A¿¿5+ A6+ A7+ A8)A1+A2+ A3+……+ A8

¿¿

74

y=135(2 (121.956 )+2 (75.814 ))

4 (121.956 )+4 (75.814)y=67.5 mm

Inersia

I xx=∑ Ay 2

I xx=2 [2 (121 .956 )(67 .5 )2+2(75 .814 )(67 .5 )2]

I xx =3.604 x 106 mm4

I xx =3.604 x 10-6 m4

10.2.2 Tegangan Akibat Bending Momen

Besar gaya yang bekerja pada tail sudah diketahui, besarnya bending momen

maksimum pada tail adalah 742.15 x 1.5 =1113 Nm. Dengan menggunakan data

tersebut dapat dihitung besar tegangan dalam yang terjadi pada wing root. Berikut

adalah perhitungannya :

σ upper=MyI xx

σ upper=(−1113 )(67 .5×10−3 )(3 .604×10−6 )

σ upper=−20 ,845×106 Nm2

=−20 , 845 MPa( tension )

σ lower=MyI xx

σ lower=(−1113)(−67 .5×10−3 )(3 . 604×10−6 )

σ lower=20 , 845×106 Nm2

=20 ,845 MPa (compression )

75

Tegangan upper merupakan tegangan compression maksimum yang bekerja

pada bagian atas wingbox yang berjarak 67.5 mm dari centroid wingbox. Sedangkan

tegangan lower merupakan tegangan tension maksimum yang bekerja pada bagian

bawah tailbox yang berjarak 67.5 mm dari centroid tailbox.

10.2.3 Tegangan Geser Akibat Torsi

Total jumlah torsi yang bekerja pada tiap bagian adalah 362.43 Nm. Dari nilai

tersebut besar tegangan geser yang terjadi akibat torsi pada setiap bagian wingbox dapat

dihitung.

76

σ uppertension

σ lower

compression

Besar shear flow akibat torsi :

q torsi=T2 A

q torsi=362 , 432(0 , 03194 )

q torsi=5673 , 6N

m

Tegangan geser akibat torsi :

Tegangan pada upper skin dan lower skin

τ torsi=q torsi

t skin

τ torsi=5673 ,6 N /m0 , 65915mm

τ torsi=8 , 607 MPa

Tegangan pada spar web

77

T

τ torsi=q torsi

t sparweb

τ torsi=5673 ,6 N /m0 .37581mm

τ torsi=15 ,096N

m2=15 ,096 MPa

10.2.4 Tegangan Geser Akibat Gaya Lintang

78

V8

1 2 3 4

567

Gambar diatas menunjukkan shear flow akibat gaya lintang .Untuk menghitung

shear flow, diperlukan besar gaya lintang maksimum yang bekerja pada horizontal tail.

Gaya lintang maksimum pada horizontal tail adalah 2405,175 N

Shear flow akibat gaya lintang seperti pada gambar diatas, dapat dihitung

dengan menggunakan superposisi antara shear flow wingbox berdinding terbuka dengan

potongan di section 1-2, dan shear flow wingbox berdinding tertutup.

q=q ' +qo

q ' 12=q ' 12+q0=0+q0=q0

q ' 23=−VQI xx

+q ' 12=−(−2405 , 175)(75 ,814 )(−67 , 5)3 , 604×106

+q0=−3 , 415+q0N

mm

q ' 34=−VQI xx

+q '23=−(−2405 ,175 )(75 , 814 )(−67 ,5 )3 , 604×106

−3 , 415+q0=−6 ,830+q0N

mm

q ' 45=−VQI xx

+q '34=−(−2405 ,175 )(121 ,956)(−67 ,5 )3 ,604×106

−6 , 830+q0=−12 , 323+q0N

mm

q ' 56=−VQI xx

+q ' 45=−(−2405 ,175 )(121 ,956)(67 , 5 )3 ,604×106

−12 , 323+q0=−6 , 830+q0N

mm

q ' 67=−VQI xx

+q '56=−(−2405 ,175 )(75 , 814 )(67 ,5 )3 , 604×106

−6 , 830+q0=−3 , 415+q0N

mm

q ' 78=−VQI xx

+q ' 67=−(−2405 , 175 )(75 ,814 )(67 ,5 )3 , 604×106

−3 , 415+q0 =+ q0N

mm

q ' 81=−VQI xx

+q ' 78=−(−2405 , 175)(121 , 956 )(67 , 5)3 , 604×106

+q0=5 , 493+q0N

mm

Semua persamaan di atas masih mengandung variable q0 ,untuk itu perlu sebuah

persamaan lagi untuk mendapatkan nilai q0,yaitu persamaan sudut twist (θ).

Sudut Twist (θ)

Sudut twist timbul karena adanya torsi yang bekerja pada sebuah penampang.

Persamaan :

79

θ= 12 AGt

Σ qn Sn

Keterangan :

A = Luas Penampang

G = Kekakuan Material

t = tebal skin

persamaan twist di atas dapat dituliskan : θ 2 AGT =Σ qn Sn

karena diasumsikan gaya lintang bekerja pada shear centre ,maka θbernilai nol,

sehingga ruas kiri persamaan menjadi bernilai nol.

Persamaan dapat dituliskan sebagai berikut :

0=Σ qn Sn

dimana Sn adalah jarak antar panel atau jarak sejauh shear flow itu bekerja. Dengan

menyelesaikan persamaan di atas, dapat diperoleh nilai q0.

Karena gaya lintang bekerja pada shear centre, maka qo dan jarak ke gaya

lintang dapat ditentukan dengan menggunakan persamaan sudut twist pada saat sudut

twist = 0.

θ=12 A G ∮q

tdS

θ=[q12

t135+

q23

t135+

q34

t135+

q45

t78 ,5+

q56

t135+

q67

t135+

q78

t135+

q81

t78 , 5]=0

Maka shear flow total yang bekerja pada tailbox akibat gaya lintang dapat dihitung

80

q12=q ' 12+qo=0+(1 ,836 )=1 , 836N

mm=1836

Nm

q23=q ' 23+qo=−3 , 415+(1 , 836 )=−1 , 579N

mm=−1579

Nm

q34=q '34+qo=−6 , 830+(1 ,836 )=−4 , 994N

mm=−4994

Nm

q45=q '45+qo=−12 , 323+(1 , 836 )=−10 , 487N

mm=−10487

Nm

q56=q ' 56+qo=−6 , 830+(1 , 836 )=−4 , 994N

mm=−4994

Nm

q67=q ' 67+qo=−3 , 415+(1, 836 )=−1 , 579N

mm=−1579

Nm

q78=q ' 78+qo=0+(1 , 836)=1 ,836N

mm=1836

Nm

q81=q ' 81+qo=5 , 493+(1 , 836)=7 ,329N

mm=7329

Nm

tanda negatif menunjukkan bahwa arah shearflow berlawanan dengan arah shear flow

pada asumsi saat perhitungan. Setelah shear flow didapat, maka kita dapat mengetahui

tegangan geser yang terjadi disetiap bagian.

τ12=18360. 00065915

=2785405 , 446N

m2

τ 23=−15790 .00065915

=−2395509 , 368N

m2

τ 34=−49940 . 00065915

=−7576424 , 183N

m2

τ 45=−104870 . 00037581

=−27905058 , 841N

m2

τ56=−49940 . 00065915

=−7576424 ,183N

m2

τ 67=−15790 . 00065915

=−2395509 ,368N

m2

τ78=18360 .00065915

=2785405 , 446N

m2

τ 81=73290 .00037581

=19501875 , 95 Nm2

Tegangan geser maksimum akibat gaya lintang sebesar 27,905 MPa pada section 4-5.

10.3 Stress Analysis Fuselage

81

Diawal sudah dilakukan pembagian fuselage menjadi empat bagian dan dilakukan idealisasi pada penampang fuselage menjadi segi empat sehingga didapatkan :

Bagian X (m) t skin(mm) M max (Nm) V max (N) P (m) L (m) A (m2)1 0-1,5 1 -34443,2 -43607,2 0,877602 0,620558 0,0005422 2-3,5 1 -81197,3 -62711 1,008036 0,712789 0,0006233 4-5,5 1,5 -29867,5 20491,5 0,3242 0,229244 0,00034 6-8,01 1 -1668,76 -29065,3 0,444079 0,314011 0,000274

Setelah itu, kita menghitung ulang tegangan normal dan tegangan geser yang terjadi dengan struktur yang sudah diidealisasi.

I=∑i=1

22

Ai y i2 ; Qi=∑

i=1

22

A i y i ;

σ maks=McI

; τ maks=V Qi

I t skin

;

Dengan hanya ada skin tanpa ada stringer dan hasil idealisasi merupakan bentuk simetris maka dapat dihitung untuk keempat bagian fuselage :

bagiant skin (mm)

M max (Nm) V max (N) Y (m) Q (m3) I(m4)

σ maks (MPa)

τ maks (MPa)

1 1 -34443,2 -43607,20,31027

9 0,000168 5,22E-05 -204,725 -140,542

2 1 -81197,3 -627110,35639

4 0,000222 7,91E-05 -365,806 -175,959

3 1,5 -29867,5 20491,50,11462

2 3,44E-05 3,95E-06 -867,248 119,1831

4 1 -1668,76 -29065,30,15700

5 4,31E-05 6,76E-06 -38,7379 -185,123

BAB XI

82

KESIMPULAN

11.1 Analisis DataWING

Berdasarkan perhitungan initial sizing dan stress analysis didapatkan data sebagai

berikut :

Parameter Skin Upper Skin Lower Stringer Spar

tebal 3.77 mm 3.77 mm 2.031 mm 2.9 mm

Τtorsi 1.1Mpa 1.99 Mpa

Τshear 242 Mpa -

σ 132.74Mpa -

Jika dibandingakan dengan data kekuatan material ( dari Alcoa ):

Komponen Material Yield Strength (Mpa) hickness (mm)Τ

Skin Upper Al 7075 T-651 462 Mpa 6.35-101.60

Skin Lower Al 2024 283 Mpa 0.25-12.44

Stringer Al 7075 T-651 462 Mpa 6.35-101.60

Spar Al 2324 T39 370 Mpa 19.05-33.02

Dapat disimpulkan bahwa, material yang digunakan memiliki kekuatan yang cukup

untuk menahan beban yang diterima oleh komponen. Untuk memperoleh tebal yang

diinginkan, maka material perlu diproses ulang karena tebal material yang tersedia di

pasaran tidak ada yang memenuhi kriteria, kecuali material pada komponen lower

skin.

11.2 Analisis Data Tail

83

Mohr’s Circle

Dengan menggunakan lingkaran mohr ,didapatkan:

C (mean stress) = 0

Θ = -63.37980

σ 1 = 34.8311 Mpa

σ 2 = -34.8311 Mpa

τ max = 34.8311 Mpa

σ VM = 60.3292 Mpa

84

85

Dengan melihat hasil dari perhitungan maka dapat disimpulkan bahwa strukktur tail ini

dapat digunakan pada pesawat yang di buat.

11.3 Analisis Data Fuselage

Dengan menggunakan mohr circle maka kita akan dapat menentukan principle stress yang terjadi pada bagian fuselage sehingga kita dapat mengecek material yang digunakan apakah akan sanggup untuk menahan beban yang terjadi.

bagian t skin (mm)

Yield strength material (MPa)

principle stress 1 (MPa)

Principle stress 2 (MPa)

Keterangan

1 1 345 71,51 276,23 Aman2 1 345 70,9 436,7 Gagal3 1,5 345 16,08 883,33 Gagal4 1 345 166,76 205,5 Aman

Sehingga kondisi material yang dipakai untuk strukture fuselage dapat diketahui kondisinya bila menanggung principle stree yang terjadi pada bagian fuselage. Dari hasil perbandingan didapatkan bahwa bagian 1 dan 4 aman terhadap principle stress yang terjadi namun berbeda dengan bagian 3 dan 4 yang kekuatan materialnya berada di bawah principle stress dari bagian fuselage tersebut, sehingga dilakukan pergantian material pada bagian 2 dan 3 menggunakan material yang lebih kuat agar dapat menahan principle stress yang terjadi, sehingga material yang digunakan untuk fuselage adalah :

bagian Keterangan1 Al 20242 Al 70753 Ti-6Al-4V4 Al 2024

DAFTAR PUSTAKA

86

Michael Chun-Yung Niu. Airframe Structural Design.

Jan Roskam. Airplane Design.

Howe - Aircraft Loading and Structural Layout

http://www.diamondaircraft.com/aircraft/da40_xls/specs.php

https://karoliinasalminen.wordpress.com/category/ld-ratio/

87