Hasil Pencarian  ::  Simpan CSV :: Kembali

"ABSTRACTRancangan Roda Pendarat Pesawat Komuter ini dikembangkan dari model sebelumnya dengan tujuan membawa penumpang yang lebih banyak. Beban total dari pesawat akan bertambah seiring bertambahnya kapasitas penumpang. Dengan beragamnya landasan terbang yang ada di Indonesia, maka diperlukan performa roda pendarat yang cukup baik untuk pendaratan di landasan beraspal dan tidak beraspal. Dalam tugas akhir ini, performa rancangan roda pendarat dianalisa melalui metode kinematika dan dinamika, hal yang menjadi perhatian adalah kemampuan shock absorber roda pendarat, dan aktuator penggerak mekanisme ekstensi dan retraksi. Dari hasil analisa, disimpulkan bahwa rancangan roda pendarat mampu mendarat pada landasan beraspal dan tak beraspal dengan pertambahan ukuran shock absorber dan akutator.

---

ABSTRACTLanding Gear Design of this commuter aircraft was developed from its previous model, with the aim of carrying more passengers. The total load of the aircraft will increase as passenger capacity increases. With a variety of runways in Indonesia, it is necessary to have a good landing gear performance for landing on a paved and non-paved runway. In this final project, the performance of landing gear design is analyzed through kinematics and dynamics methods, the concern is the ability of the landing gear shock absorber, and the actuator drive extension mechanism and retraction. The analyze conclude, the landing gear design was capable during landing on paved and unpaved runway, with an increase of the shock absorber and actuator design."

"Penelitian ini berfokus pada pengukuran regangan pada landing gear pesawat tanpa awak menggunakan sensor Bare Uniform Fiber Bragg Grating (FBG). Landing gear yang digunakan dalam penelitian ini dibuat dari bahan karbon fiber, yang dikenal memiliki kekuatan dan kekakuan tinggi. Sensor FBG diposisikan pada jarak 20 cm dari titik pusat landing gear, tepatnya pada bagian yang melengkung, untuk mengoptimalkan deteksi regangan. Pengujian statis untuk mendapatkan regangan dilakukan dengan memberikan variasi massa beban mulai dari 0 hingga 9 kilogram untuk menguji respon sensor terhadap perubahan beban. Hasil pengukuran menunjukkan bahwa terdapat ambang batas pengukuran yang konstan pada beban sebesar 50 gram, menunjukkan stabilitas sensor dalam rentang beban tersebut, dengan resolusi pengukuran 0,1654 mikrostrain. Perbandingan hasil pengukuran FBG dibandingkan sensor strain gaugue BLFAB-55, didapatkan perbedaan hasil pengukuran 5,9 %. Dilakukan juga penelitian lebih lanjut dengan diberikan gangguan berupa angin dengan kecepatan 5 m/detik dan 10 m/detik, serta gangguan suhu 30°C dan 45°C. Hasilnya adalah gangguan suhu 45°C paling berpengaruh terhadap perubahan regangan yang dihasilkan oleh FBG, dengan kenaikan nilai regangan sebesar 265 % dibandingkan pada saat tanpa gangguan. Lebih lanjut, pengukuran regangan ini berhasil diintegrasikan dengan aplikasi android, dengan didapatkan nilai pengukuran throughput sebesar 0,9974 Mbps, packet loss 0%, dan delay sebesar 121 ms, sehingga memungkinkan pemantauan secara real-time dan memudahkan proses pengumpulan data di lapangan.

---

This research focuses on measuring strain on the landing gear of unmanned aerial vehicles using Bare Uniform Fiber Bragg Grating (FBG) sensors. The landing gear used in this study is made of carbon fiber, known for its high strength and stiffness. The FBG sensor is positioned 20 cm from the center point of the landing gear, specifically on the curved part, to optimize strain detection. Static testing to measure strain was conducted by applying varying load masses ranging from 0 to 9 kilograms to test the sensor's response to load changes. The measurement results show a constant measurement threshold at a load of 50 grams, indicating sensor stability within this load range, with a measurement resolution of 0.1654 microstrain. A comparison of the FBG measurement results with the BLFAB-55 strain gauge sensor showed a measurement difference of 5.9%. Further research was also conducted by introducing disturbances in the form of wind at speeds of 5 m/s and 10 m/s, and temperature disturbances of 30°C and 45°C. The results indicate that a temperature disturbance of 45°C had the most significant impact on the strain changes detected by the FBG, with an increase in strain value of 265% compared to without disturbances. Furthermore, this strain measurement was successfully integrated with an Android application, yielding a throughput measurement value of 0.9974 Mbps, 0% packet loss, and a delay of 121 ms, enabling real-time monitoring and facilitating data collection in the field."

"ABSTRAKPengujian kelelahan Roda Pendarat Pesawat N-250 adalahsuatu pengujian kelelahan Roda Pendarat dengan beban ujiseperti kondisi beban sebenarnya.Untuk melakukan pengujian diatas diperlukan suatusistim pengendalian pengujian yang dapat memberikan bebanpengujian secara simulasi. Sistim pengendalian pengujianini akan mengendalikan sistim hidrolik yang akanmenyalurkan beban pada titik-titik pembebanan sesuaidengau yang direncanakan.Sistim hidrolik sebagai penyalur beban pada pengujiansecara simdlasi (dinamis) merupakan alternatip yangterbaik dibandingkan dengan sistim yang lain. Hal inidisebabkan karena peralatannya yang praktis, dapatmenyalurkan beban yang besar Serta dapat dikendalikandengan cermat baik secara manual maupun terprogram,sehingga diharapkan dapat melaksanakan pengujian denganbaik dan aman.

---

"

"Pesawat dua-seater LAPAN Surveillance Aircraft (LSA) merupakan pesawat milik Pusat Teknologi Penerbangan BRIN yang termasuk kategori pesawat terbang ringan untuk misi surveillance berkaitan dengan pemetaan daerah, mitigasi bencana, monitoring, foto udara, dan sejenisnya. Dengan kemampuan ini, pesawat LSA akan banyak dibutuhkan pada misi pemantauan di pulau-pulau terpencil Indonesia. Pesawat LSA dilengkapi roda pendaratan yang dapat dilipat rapih ke dalam fuselage (retractable landing gear). Penelitian ini membahas mengenai evaluasi performa sistem mekanikal roda pendaratan utama, yang diawali dengan pemodelan 3D, kemudian dianalisis mekanisme gerak retraksi dan ekstensi roda pendaratan utama melalui pendekatan kinematika dan kinetika. Hasilnya menunjukkan bahwa kebutuhan aktuator hidrolik adalah 1.5 kN dan harus dilengkapi tekanan hidrolik cadangan berupa akumulator hidrolik. Hasil ini sesuai dengan hardware yang terpasang pada referensi pembanding. Validasi juga dilakukan pada Autodesk CFD dan Ansys Workbench, hasilnya menunjukkan bahwa hitungan analitik sudah mendekati hasil simulasi dengan persentase perbedaan 9.37%. Rancangan ukuran suspensi pesawat LSA dianalisis saat pembebanan statis sebesar 7122.06 N. Simulasi respon suspensi menunjukkan bahwa osilasi akibat pendaratan hanya sampai pada detik ketiga baik di landasan beraspal maupun tidak beraspal. Analisis flotasi menunjukkan bahwa pesawat LSA dapat dioperasikan pada landasan tak beraspal.

---

The two-seater LAPAN Surveillance Aircraft (LSA) is an aircraft belonging to the Pusat Teknologi Penerbangan BRIN on category of light aircraft for surveillance missions. LSA aircraft are equipped with landing gear that can be folded neatly into the fuselage (retractable landing gear). This study discusses the evaluation of the main landing gear mechanical system performance, which begins with 3D modeling, then analyzes the mechanism of retraction and extension of the main landing gear through kinematics and kinetics approaches. The results show that the hydraulic actuator needs 1.5 kN and must be equipped with backup hydraulic pressure in the form of a hydraulic accumulator. These results are match with the hardware installed on the comparison reference. Validation was also carried out on Autodesk CFD and Ansys Workbench, the results showed that the analytical calculation was close to the simulation results with a percentage difference of 9.37%. The design of the suspension size of the LSA aircraft was analyzed when static loading was 7122.06 N. The suspension response simulation showed that the oscillation due to landing only reached the third second on both paved and unpaved runways. Flotation analysis shows that the LSA aircraft can be operated on unpaved runways"

"ABSTRACTIce accretion pada sayap menjadi salah satu penyebab kecelakaan pesawat terbang karena akan merusak aliran udara pada sayap. Bentuk ice accretion yang terjadi dapat diinvestigasi melalui beberapa cara seperti flight test, eksperimen wind tunnel, dan simulasi numerik. Flight test dan eksperimen wind tunnel dapat menentukan bentuk es yang akurat namun tidak praktis dan memakan banyak biaya. Kode LEWICE digunakan untuk memprediksi geometri es yang akan terbentuk pada sayap pesawat N219 dalam kondisi atmosfir icing. Kondisi atmosfir icing ini telah sesuai dengan kebutuhan sertifikasi icing yang tertera dalam 14 CFR part 25.1419, Appendix C. Pada penelitian ini didapatkan 2 kategori es yang terbentuk pada leading edge sayap pesawat N219 yaitu horn ice dan streamwise ice. Degradasi performa airfoil yang terjadi didapatkan menggunakan XFLR5. Perubahan performa airfoil ini digunakan untuk mencari perubahan landing distance pesawat N219 saat es terbentuk. Dari hasil penelitian didapatkan bahwa degradasi performa airfoil paling besar terjadi disebabkan oleh horn ice. Namun, degradasi performa airfoil yang didapatkan tidak terlalu mempengaruhi perubahan landing distance pesawat N219 saat terjadi icing. Perubahan landing distance yang terjadi karena adanya ice accretion berkisar antara sampai.

---

ABSTRACTIce accretion on a wing is one of the accident factor in aviation because it will interrupt the flow over the wing. The shape of ice accretion can be investigated through filght test, wind tunnel experiment, and numerical simulation. Flight test and wind tunnel experiment will determine the shape of ice accurately but usually too expensive and not practical. Therefore, numerical simulation is used to predict the shape of ice accretion because it is economic and can simulate the icing process and provide a relatively exact evaluation of ice accretion. LEWICE code is used to predict the geometry of ice that will accrete on the leading edge of the aircraft wing in atmospheric icing condition. This atmospheric icing condition is based on icing certification in 14 CFR part 25.1419, Appendix C. Two category of ice accretion, horn ice and streamwise ice, were obtained on the leading edge. The degradation of airfoil performance then obtained form XFLR5. The change of the airfoil performance will affect the landing distance of the aircraft when the ice accretion happened. The most degradation of airfoil performance is caused by horn ice. But, the degradation of airfoil performance not really have big effects on the change of the aircraft landing distance. The landing distance that change because of ice accretion is within range of and."

"Aircraft Landing Problem (ALP) merupakan suatu masalah yang membahas mengenai jadwal pendaratan pesawat agar setiap pesawat mendarat pada waktu dan landasan yang telah ditetapkan guna meminimumkan biaya. Saat pesawat ingin mendarat di bandara tujuan, maka setiap pesawat akan diberitahukan waktu target pesawat tersebut harus mendarat. Namun, terkadang pesawat mendarat tidak pada waktu target yang telah ditetapkan sehingga menimbulkan kekacauan pada bandara. Oleh sebab itu, bandara akan mengenakan biaya penalti pada maskapai saat pesawat mendarat sebelum atau setelah waktu target. Tujuan dari pembahasan masalah ALP ini adalah guna meminimumkan biaya. Dalam menyelesaikan masalah ALP, diperhatikan pula kategori pesawat untuk mengetahui jarak aman pemisahan pesawat yang akan mendarat secara berurutan. Kemudian, jarak aman pemisahan tersebut dikonversi menjadi waktu pemisahan (separation time). Metode penyelesaian yang akan digunakan berlandaskan pada matriks waktu pemisahan dan diskritisasi waktu (time discretization). Lalu, dengan menjalankan algoritma dynamic constraint generation untuk mendapatkan solusi eksak.

---

Aircraft Landing Problem (ALP) is a problem of finding the preferred landing time and the assigned runway which minimize the cost. When a plane is going to land in the destined airport, the pilot will be notified to do the landing in the targeted time. However sometimes the plane are not able to land in the targeted time which will negatively impact the airport?s scheduling system. Therefore, the airport will charge a penalty to the airlines that land before or after the target time. The aim of this problem is to minimize the cost of penalty. One should consider the plane?s category to find the time separation of planes that will be landing consecutively. Then the separation distance will be converted to separation time. This problem will be modeled and solved with time discretization approach using separation time matrix. Then, by running dynamic constraint generation algorithm, the exact solution is found."

"Rudder adalah salah satu komponen yang memegang peran yang penting pada sebuah kapal. Alat ini memegang kendali manuver sebuah kapal. Desain sebuah rudder bisa dibilang unik, karena berbeda untuk setiap bentuk dan tipe kapal. Desain rudder harus dibuat se-efisien mungkin dengan tujuan mengoptimaslisasi kemampuan olah gerak kapal. Pada penelitian ini dibandingkan tiga bentuk rudder dalam kaitannya dengan pengaruh bentuk dan sudut rudder terhadap radius manuver kapal. Tipe rudder yang dipercobakan adalah standard rudder, rudder with fin dan twisted rudder. Dalam pengujiannya setiap bentuk rudder diuji pada kapal dengan kecepatan dan draft konstan dengan variasi sudut 30, 35, 40 dan 45. Tujuan utama dari penelitian ini adalah untuk mengetahui radius manuver yang dihasilkan oleh kapal model, bila dilakukan penggantian dengan beberapa variasi bentuk rudder dan sudut rudder. Selain itu dapat dilihat pula perbedaan karakteristik aliran yang terjadi di sekitar rudder tersebut. Dari penelitian ini diketahui bahwa, bentuk karakteristik aliran yang mengalir disekitar rudder unik. Bentuk dan sudut rudder berpengaruh pada besar kecilnya radius manuver kapal. Sedangkan dari semua bentuk rudder yang dipercobakan, rudder yang mampu menghasilkan radius manuver yang paling minimum adalah bentuk twisted rudder.

---

Rudder is one of the most important part of the ship. Its responsible to control manuverability of the ship. The design of a rudder is unique, because its different for every single type and shape of the ship. Rudder design has to build efficiently in order to optimize manuverability of the ship. This research compare three shape of rudder in relationship with how the shape and angle of a rudder affects the radius of ship manouver. The tested rudder type is standard rudder, rudder with fin and twisted rudder. On the testing method, rudder is tested on the ship model with constant draft and velocity at rudder angle 30, 35, 40 dan 45.The main purpose of this research is to know the value of manuver radius generated by the ship if the shape and angle of rudder is changed. Beside that we can see the different of the flow characteristic that happened alongside the rudder. From this research we can find out that the flow characteristic alongside the rudder is unique. The Shape and angle of rudder affects manouver radius of the ship. From the all of the tested shape of rudder, the twisted rudder is one which can generate most minimum manouver radius of the ship."

"A hybrid vertical take-off landing (VTOL) UAV combines the concepts of fixed-wing and rotary-wing UAV aircraft in one platform while performing in both conventional and vertical take-off landings. This aircraft has a drawback of significant drag force generated due to fixed-wing. Therefore, a Tilt-Wing often utilized to overcome this obstacle whereby it could be adjusted to the vertical and horizontal directions. To enhance the understanding of generated drag force on both wing model, this study was performed by examine the drag characteristic of the VTOL UAV. The simulations were carried out in the wind speed range by 1.4 m/s, 4.17 m/s, and 6.94 m/s. Simulation results showed that the drag of the UAV Hybrid Tilt-Wing and Fixed-Wing increased at the speed of 1.4 m/s to 6.94 m/s while the highest drag value was 177.51 N on a Fixed-Wing UAV aircraft and 1.97 N on a Tilt-Wing UAV aircraft. The result concluded that Tilt-Wing UAV has less drag which was more efficient than fixed-wing."