Desain Dan Analisis Perhitungan Roda Pendaratan Pesawat Tanpa Awak

DESAIN DAN ANALISIS PERHITUNGAN RODA PENDARATAN PESAWAT TANPA AWAK

Skripsi Yang Diajukan Untuk Melengkapi Syarat Memperoleh Gelar Sarjana Teknik

T MUHAMMAD RINALDI AULIA NIM. 090401052

DEPARTEMEN TEKNIK MESIN FAKULTAS TEKNIK

UNIVERSITAS SUMATERA UTARA MEDAN

DESAIN DAN ANALISIS PERHITUNGAN RODA PENDARATAN PESAWAT TANPA AWAK

T. MUHAMMAD RINALDI AULIA NIM. 090401052

Diketahui/Disyahkan: Disetujui oleh: Depertemen Teknik Mesin Dosen Pembimbing Fakultas Teknik USU

Ketua

Dr.-Ing.Ir.Ikhwansyah Isranuri

NIP.196412241992111001 NIP.196412241992111001 Dr.-Ing.Ir.Ikhwansyah Isranuri

DESAIN DAN ANALISIS PERHITUNGAN RODA PENDARATAN PESAWAT TANPA AWAK

T MUHAMMAD RINALDI AULIA NIM. 09 0401 052

Telah diperiksa dan disetujui dari hasil seminar Tugas Skripsi Periode Ke-685, pada tanggal 10 Mei 2014

Telah Disetujui Oleh:

Pembimbing

NIP. 196412241992111001 Dr.Ing.Ir. Ikhwansyah Isranuri

DESAIN DAN ANALISIS PERHITUNGAN RODA PENDARATAN PESAWAT TANPA AWAK

T MUHAMMAD RINALDI AULIA NIM. 09 0401 052

Telah diperiksa dan disetujui dari hasil seminar Tugas Skripsi Periode Ke-685, pada tanggal 10 Mei 2014

Pembanding I, Pembanding II,

Dr. Ir. M. Sabri, MT

NIP.196306231989021001 NIP. 195704121985031004

DEPARTEMEN TEKNIK MESIN FAKULTAS TEKNIK USU M E D A N

TUGAS SARJANA

N A M A : T. MUHAMMAD RINALDI AULIA

N I M : 090401052

MATA PELAJARAN : TEKNOLOGI PEMBENTUKAN

SPESIFIKASI :

DIBERIKAN TANGGAL : 12/12/2013 SELESAI TANGGAL : 24/04/2014

MEDAN, 12 Desember 2013

KETUA DEPARTEMEN TEKNIK MESIN, DOSEN PEMBIMBING,

DR.ING IR.IKHWANSYAH ISRANURI

NIP. 196412241992111001 NIP. 196412241992111001

DR.ING IR.IKHWANSYAH ISRANURI Mendesain roda pendaratan pesawat tanpa awak dan melakukan analisis perhitungan untuk menentukan:

1. Pemilihan jenis landing gear. 2. Pusat gravitasi pesawat. 3. Tinggi Pesawat.

4. Jarak wheel base.

5. Jarak wheel track dan besar sudut overturn

yang digunakan.

6. Ukuran roda yang digunakan.

AGENDA : 2146/TS/2013

DITERIMA TGL : 12/12/2013

DEPARTEMEN TEKNIK MESIN FAKULTAS TEKNIK USU

KARTU BIMBINGAN MEDAN

No. : 2146 / TS / 2013

TUGAS SARJANA MAHASISWA

Sub. Program Studi : Teknik Produksi

Bidang Studi : Teknologi Pembentukan

Judul Tugas : Desain dan Analisis Perhitungan Roda Pendaratan Pesawat Tanpa Awak (UAV)

Diberikan Tgl. : 12 / 12 /2013 Selesai Tgl : 23/04/2012 Dosen Pembimbing : Dr.Ing.Ir.Ikhwansyah Isranuri Nama Mhs : T. M. Rinaldi A

NIP.196412241992111001 N.I.M : 090401052

NO Tanggal KEGIATAN ASISTENSI BIMBINGAN

Tanda Tangan Dosen Pemb. 1. 12-12-2013 Pemberian Spesifikasi Tugas Akhir

2. 02-01-2014 Perbaikan BAB I (Latar Belakang, Tujuan dan Spesifikasi)

3. 11-01-2014 Perbaikan BAB II (Tambahkan Tinjauan Pustaka)

4. 15-01-2014 Perbaikan BAB II (Tambahkan Foto dan Tabel)

5. 22-02-2014 Pebaikan BAB III (Tambahkan Foto Proses Pembuatan)

6. 27-03-2014 Perbaikan BAB IV (Tambahkan Proses Pengambilan data)

7. 02-04-2014 Perbaikan BAB IV (Perbaiki Hitungan)

8. 04-04-2014 Perbaikan BAB IV (Tambahkan Distribusi Beban Roda Depan)

9. 10-04-2014 Perbaikan BAB IV (Kesimpulan dan Saran)

10. 15-04-2014 ACC Seminar

CATATAN : Diketahui,

1. Kartu ini harus diperlihatkan kepada Dosen Ketua Departemen TeknikMesin Pembimbing setiap Asistensi FT USU

2. Kartu ini harus dijaga bersih dan rapi.

3. _{Kartu ini harus dikembalikan ke Jurusan,}

bila kegiatan Asistensi telah selesai.

NIP.196412241992111001 Dr.Ing.Ir.Ikhwansyah Isranuri

ABSTRAK

Landing gear merupakan struktur pesawat yang berfungsi menahan beban statis pesawat dan juga beban dinamis ketika pesawat melakukan pendaratan. Dalam mendesain landing gear dilakukan pemilihan jenis landing gear dan dilakukan analisis perhitungan pada tiap komponen landing gear yang meliputi pusat gravitasi, tinggi pesawat, wheel base, wheel track, dan roda. Desain dan analisis perhitungan dilakukan dengan metode studi pustaka dimana setiap desain dan perhitungan didasarkan pada literatur pustaka. Jenis landing gear yang digunakan adalah Tail-gear landing gear dengan tinggi badan pesawat dari tanah adalah sebesar 40 cm, pusat gravitasi pesawat berada pada titik X = 94,6 mm, Y = 11,3 mm dari titik paling depan pesawat, jarak wheel base adalah sebesar 128.934 cm, jarak wheel track adalah sebesar 72 cm dengan sudut overturn sebesar 35o, dan ukuran roda depan 10 cm dan belakang 8 cm.

ABSTRACT

Aircraft landing gear is the structure that serves to hold the static load and dynamic load aircraft when the aircraft is landing. In designing the landing gear made the selection of the landing gear and performed analysis on the calculation of each component of the landing gear that covers the center of gravity, a high plane, wheel base, wheel track, and wheels. The design and analysis calculations performed by the method of literature study where each design and calculations based on literature references. Landing gear types used are Tail-gear landing gear with the ground plane height is 40 cm, the center of gravity of the aircraft is at point X = 94,6 mm, Y = 11,2 mm of the most forward point of the plane, wheel base distance is amounted to 128 934 cm, wheel track distance is equal to 72 cm with an angle of 35o overturn, and the size of the front wheels and the rear 10 cm 8 cm.

KATA PENGANTAR

Puji dan syukur penulis ucapkan kehadirat Allah SWT atas segala berkat, rahmat dan karunia-Nya yang senantiasa diberikan kepada penulis, sehingga penulis dapat menyelesaikan skripsi ini.

Skripsi ini adalah salah satu syarat untuk dapat lulus menjadi Sarjana Teknik di Departemen Teknik Mesin Fakultas Teknik Universitas Sumatera Utara. Adapun judul dari skripsi ini adalah “ Desain dan Analisis Perhitungan Roda Pendaratan Pesawat Tanpa Awak (UAV)”.

Selama penulisan skripsi ini penulis banyak mendapat bimbingan dan bantuan dari berbagai pihak. Oleh karena itu dalam kesempatan ini penulis menyampaikan banyak terima kasih kepada:

1. Kedua orang tua tercinta, Ayahanda T. Dahlan Tia ,SE, M,AP dan Ibunda Dra. Rosmiaty serta Adinda T Muhammad Rizki Mulia atas doa, kasih sayang, pengorbanan, tanggu jawab yang selalu menyrtai penulis, dan memberikan penulis semangat yang luar biasa sehingga penulis dapat menyelesaikan skripsi ini.

2. Bapak Dr.Ing.Ir. Ikhwansya Isranuri sebagai Dosen Pembimbing Skripsi yang banyak memberi arahan, bimbingan, motivasi, nasehat dan pelajaran yang sangat berharga selama proses penyelesaian Skripsi ini.

3. Bapak Dr.Ing.Ir. Ikhwansya Isranuri dan Ir. Syahril Gultom, MT selaku Ketua dan Sekertaris Departemen Teknik Mesn. Fakultas Teknik. Universitas Sumatera Utara. Bapak Ir. Tugiman, MT selaku Koordinator Skripsi.

4. Bapak/Ibu Staff Pengajar dan Pegawai di Departemen Teknik Mesin. Fakultas Teknik. Universitas Sumatera Utara.

5. Teman satu tim (Fauzi Kharisma Putra, Juliono Susanto, Rahmad Hidayat) yang telah bersama-sama menyelesaikan seluruh penelitian dengan kerja tim yang baik.

6. Abangda Fadly A. Kurniawan, ST , Ade Irawan, ST dan Sajana, ST yang telah membantu penulis dalam penyelesaian tugas sarjana.

7. Teman-teman seperjuangan Teknik Mesin stambuk 2009, khususnya (Chabib Muhammad, Zuhdi Mahendra, Indro Pramono, Pradipta Sigit, Tri Septian M, Andri Setiawan, Cevi Octora, Guruh Andryan, Harri Rusadi, Vincensius Ginting, Frans Dinata, Irvin, Adi Surya, Eky A. Pinem, Randy Bryan, Raflintar) yang telah memberi banyak dukungan kepada penulis dalam menyusun skripsi ini baik berupa tenaga, waktu, pikiran maupun motivasi.

8. Kerabat dekat (Jihan Meutia Fauzen, Dea Dara Dafika S dan Nelly Wahyuni) yang telah banyak mendukung dan memotivasi penulis.

9. Adik-adik stambuk 2011 yang sedikit banyak ikut membantu penulis dalam menyelesaikan skripsi ini.

Semoga skripsi ini bermanfaat bagi kita semua dan dapat digunakan sebagai pengembangan ilmu yang didapat selama dibangku kuliah. Apabila terdapat kesalahan dalam penyusunan serta bahasa yang tidak tepat dalam skripsi ini sebagai manusia yang tidak luput dari kesalahan penulis mengharapkan masukan dan kritikan yang membangun dalam penyempurnaan skripsi ini. Akhir kata penulis mengucapkan terima kasih, semoga skripsi ini dapat bermanfaat bagi seluruh kalangan yang membacanya.

Medan, April 2014 Penulis,

T MUHAMMAD RINALDI AULIA NIM : 090401052

DAFTAR ISI

ABSTRAK ...i

KATA PENGANTAR ...iii

DAFTAR ISI ...v

DAFTAR GAMBAR ...viii

DAFTAR TABEL ...xi

DAFTAR NOTASI ...xii

BAB I PENDAHULUAN 1.1 Latar Belakang ... 1

1.2 Perumusan Masalah ... 1

1.3 Tujuan Penilitian ... 2

1.3.1 Tujuan Umum ... 2

1.3.2 Tujuan Khusus ... 2

1.4 Batasan Masalah ... 2

1.5 Manfaat Penelitian ... 2

1.6 Sistematika Penulisan ...3

BAB II TINJAUAN PUSTAKA 2.1 Landing Gear ... 4

2.2 Konfigurasi Landing Gear ... 6

2.3 Landing Gear dan Pusat Gravitasi Pesawat ... 15

2.4 Tinggi Landing Gear ... 16

2.5.1 Persyaratan Jarak Tanah Rotasi Take-off ... 18

2.6 Wheel Base ... 20

2.7 Wheel Track ... 22

2.8 Roda ... 24

BAB III METODE PENELITIAN 3.1 Bahan dan Alat Peneilitian ... 25

3.1.1 Alat ... 25

3.1.2 Bahan ... 28

3.2 Waktu dan Tempat ... 29

3.3 Pengaturan ... 29

3.4 Diagram Alir Penelitian ... 30

3.5 Proses Penelitian ... 31

3.5.1 Analisis Perhitungan ... 31

3.5.2 Proses Pembuatan ... 32

BAB IV ANALISA DATA DAN PEMBAHASAN 4.1 Berat Pesawat ... 37

4.2 Pusat Gravitasi Pesawat ... 37

4.3 Pemilihan Tipe Landing Gear ... 46

4.5 Wheel Track ... 49

4.6 Beban Pesawat ... 51

4.7 Roda ... 61

4.8 Bahan ... 62

BAB V KESIMPULAN DAN SARAN 5.1 Kesimpulan ... 63

5.2 Saran ... 63

DAFTAR PUSTAKA LAMPIRAN

DAFTAR GAMBAR

Gambar 2.1 Jenis Landing Gear ... 7

Gambar 2.2 Glider PZL-Bliesko SZD-48 Jantar Standar 3 dengan single gear landing gear ... 8

Gambar 2.3 Douglas C-47A Skytrain dengan tailgear landing gear ... 9

Gambar 2.4 Transport aircraftMcDonnell Douglas MD-88 dengan tricycle landing gear ... 10

Gambar 2.5 Bomber aircraft B-52 Stratofortress dengan quadricycle landing gear ... 11

Gambar 2.6 Transport aircraft Boeing 747 dengan multi-bogey landing gear ... 12

Gambar 2.7 Ketentuan goemetri pendaratan pesawat laut ... 14

Gambar 2.8 Landing Gear ... 15

Gambar 2.9 Tinggi Landing Gear pada berbagai konfigurasi ... 15

Gambar 2.10 Geometri jarak tanah rotasi take-off ... 18

Gambar 2.11 Pemeriksaan jarak tanah belakang badan pesawat selama take-off ... 19

Gambar 2.12 Geometri Landing Gear ... 20

Gambar 2.13 Geometri beban pesawat ... 20

Gambar 2.14 Wheel Track ... 22

Gambar 2.14 (a) Sudut Overturn (Tampak Atas) ... 22

Gambar 2.14 (b) Sudut Overturn (Tampak Depan) ... 22

Gambar 3.1 Mesin Gerinda ... 24

Gambar 3.2 Mesin Frais ... 25

Gambar 3.3 Mesin Las ... 25

Gambar 3.4 Meteran ... 26

Gambar 3.5 Laptop ... 26

Gambar 3.6 Kalkulator ... 27

Gambar 3.7 Besi hollow ... 27

Gambar 3.9 Diagram Alir Penelitian ... 29

Gambar 3.10 Pemotongan besi ... 31

Gambar 3.11 Besi yang telah dipotong sesuai ukuran yang dibutuhkan ... 31

Gambar 3.12 Besi yang telah dilas ... 32

Gambar 3.13 Pembuatan lubang dengan menggunakan mesin frais ... 32

Gambar 3.14 Roda dipasang pada plat besi ...33

Gambar 3.15 Besi pengikat roda dilas pada besi Landing Gear ... 33

Gambar 3.16 Pengelasan kedua roda pada besi tiang ... 34

Gambar 3.17 Roda ... 34

Gambar 4.1 Pembagian bidang pada badan pesawat ... 38

Gambar 4.2 Bidang 1 persegi panjang ... 38

Gambar 4.3 Bidang 2 segitiga sama kaki ... 39

Gambar 4.4 Bidang 3 dan 4 setengah lingkaran ... 39

Gambar 4.5 Bidang 5 persegi panjang ... 40

Gambar 4.6 Bidang 6 dan 7 segitiga siku-siku ... 40

Gambar 4.7 Bidang 8 dan 10 segitiga siku-siku ... 41

Gambar 4.8 Bidang 9 dan 11 persegi panjang ... 41

Gambar 4.9 Bidang 12 dan 13 setengah lingkaran ... 42

Gambar 4.10 Bidang 14 persegi panjang ... 42

Gambar 4.11 Bidang 15 dan 16 segitiga siku-siku ... 42

Gambar 4.12 Bidang 17 dan 18 persegi panjang ... 43

Gambar 4.13 Bidang 19 setengah lingkaran ... 43

Gambar 4.14 Geometri Tail-gear Landing Gear ... 46

Gambar 4.15 Posisi roda depan dan roda belakang berdasarkan literatur ... 47

Gambar 4.16 Tinggi pesawat ... 48

Gambar 4.17 Posisi sudut overturn dengan kemiringan 35o ... 50

Gambar 4.18 Pemeriksaan sudut overturn ... 51

Gambar 4.19 Geometri beban roda ... 51

Gambar 4.20 Beban pada roda depan ... 53

Gambar 4.21 Gaya yang terjadi pada roda depan ... 53

Gambar 4.22 Batang 1 ... 54

Gambar 4.24 Batang 3 ... 56 Gambar 4.25 Roda depan ... 59 Gambar 4.26 Mechanical Properties besi hollow ... 62

DAFTAR TABEL

Tabel 1.1 Spesifikasi Pesawat ... 1 Tabel 2.1 Hubungan antara syarat desain landing gear dan

parameternya ... 5 Tabel 2.2 Jarak berbagai komponen terhadap tanah yang direkomendasikan ... 16 Tabel 2.3 Rotasi take-off pada pesawat ... 18 Tabel 2.4 Statistik ukuran roda ... 23

DAFTAR NOTASI

Simbol Arti Satuan

F Gaya N

P Beban kgf

D Diameter mm dan cm

σ Tegangan MPa

ε Regangan %

E Modulus Elastisitas MPa dan Pa

A Luas Penampang cm,mm,mm2

ABSTRAK

Landing gear merupakan struktur pesawat yang berfungsi menahan beban statis pesawat dan juga beban dinamis ketika pesawat melakukan pendaratan. Dalam mendesain landing gear dilakukan pemilihan jenis landing gear dan dilakukan analisis perhitungan pada tiap komponen landing gear yang meliputi pusat gravitasi, tinggi pesawat, wheel base, wheel track, dan roda. Desain dan analisis perhitungan dilakukan dengan metode studi pustaka dimana setiap desain dan perhitungan didasarkan pada literatur pustaka. Jenis landing gear yang digunakan adalah Tail-gear landing gear dengan tinggi badan pesawat dari tanah adalah sebesar 40 cm, pusat gravitasi pesawat berada pada titik X = 94,6 mm, Y = 11,3 mm dari titik paling depan pesawat, jarak wheel base adalah sebesar 128.934 cm, jarak wheel track adalah sebesar 72 cm dengan sudut overturn sebesar 35o, dan ukuran roda depan 10 cm dan belakang 8 cm.

ABSTRACT

Aircraft landing gear is the structure that serves to hold the static load and dynamic load aircraft when the aircraft is landing. In designing the landing gear made the selection of the landing gear and performed analysis on the calculation of each component of the landing gear that covers the center of gravity, a high plane, wheel base, wheel track, and wheels. The design and analysis calculations performed by the method of literature study where each design and calculations based on literature references. Landing gear types used are Tail-gear landing gear with the ground plane height is 40 cm, the center of gravity of the aircraft is at point X = 94,6 mm, Y = 11,2 mm of the most forward point of the plane, wheel base distance is amounted to 128 934 cm, wheel track distance is equal to 72 cm with an angle of 35o overturn, and the size of the front wheels and the rear 10 cm 8 cm.

BAB I PENDAHULUAN

1.1Latar Belakang

Landing gear merupakan salah satu komponen penting dalam struktur pesawat terbang. Terutama poros roda yang berfungsi menahan beban pesawat terbang pada saat pesawat terbang berada di darat dan menahan beban tumbukan (impact) saat pesawat melakukan pendaratan.

Beban yang diterima oleh poros roda dihitung dalam dua kondisi, yaitu kondisi beban statik dan kondisi beban dinamik. Kondisi beban statik ialah dimana beban yang diterima oleh struktur poros roda hanyalah beban pesawat tersebut, kondisi ini dapat di analisis pada saat pesawat berada diam dilandasan. Kondisi beban dinamik ialah dimana beban yang diterima oleh struktur poros roda pesawat merupakan beban yang berasal dari berat pada kondisi saat pesawat udara melakukan pendaratan.

Oleh karena itu dilakukan analisis perhitungan wheel track, wheel base, tinggi pesawat, beban statis dan dinamis pesawat dan roda yang akan digunakan pada pesawat.

1.2Perumusan Masalah

Permasalahan yang akan di bahas adalah mendesain landing gear untuk pesawat tanpa awak dengan spesifikasi sebagai berikut:

Tabel 1.1 Spefikasi pesawat

Ukuran Sayap 260 Cm Ukuran Badan 200 Cm Berat Pesawat 25 Kg

1.3Tujuan Penelitian 1.3.1 Tujuan Umum

Mengananisis perhitungan dan desain landing gear yang tepat untuk pesawat tanpa awak dengan spesifikasi diatas.

1.3.2 Tujuan Khusus

Adapun tujuan khusus dari penelitian ini adalah: 1. Memilih desain landing gear yang akan dipakai 2. Menentukan pusat gravitasi dari pesawat

3. Menentukan tinggi landing gear 4. Menentukan wheel base

5. Menentukan wheel track

6. Menentukan ukuran ban

1.4Batasan Masalah

Agar penelitian dan pembahasan tidak terlalu meluas dan mendapat mencapai tujuan yang telah ditentukan, maka perlu diberikan batasan masalah sebagai berikut:

1. Proses desain di lakukan dengan menyesuaikan dengan desain dari pesawat tanpa awak.

2. Mengatahui berat dari keseluruhan pesawat dan beban impact yang terjadi pada saat pendaratan.

1.5Manfaat Penelitian

Hasil dari penelitian ini diharapkan dapat memberi manfaat kepada seluruh mahasiswa, terutama mahasiswa teknik mesin yang terlibat didalam pembuatan pesawat tanpa awak agar dapat menentukan desain yang tepat untuk landing gear

pesawat tanpa awak tersebut.

Sistematika penulisan tugas akhir ini disajikan dalam yang terdiri dari 5 bab. Dimana pada bab pertama memberikan gambaran menyeluruh mengenai tugas akhir yang meliputi latar belakang, perumusan dan batasan masalah, tujuan dan sistematika penulisan.

Pada bab dua berisikan landasan teori dan studi literatur yang berkaitan dengan pokok permasalahan serta metode pendekatan yang digunaakan untuk menganalisis persoalan.

Pada bab tiga berisikan alat dan bahan, tempat dan waktu penelitian, pengaturan, langkah melakukan penelitian, variabel penelitian dan tabel jadwal penelitian.

Pada bab empat berisikan pembahasan analisis perhitungan yang digunakan untuk menghitung tinggi pesawat, wheel base, wheel track, dan roda pesawat.

Pada bab lima berisikan tentang kesimpulan dan saran, berisikan jawaban dari tujuan penelitian dan selanjutnya daftar pustaka serta lampiran.

BAB II

TINJAUAN PUSTAKA

2.1Landing Gear

Landing gear merupakan salah satu komponen penting dalam struktur persawat terbang. Terutama poros roda yang berfungsi menahan beban pesawat terbang pada saat pesawat terbang berada di darat dan menahan beban tumbukan (impact) saat pesawat melakukan pendaratan.

Dari segi urutan mendesain, landing gear merupakan komponen utama pada pesawat yang terakhir dirancang. Dengan kata lain, semua komponen utama (badan, sayap dan ekor) dirancang sebelum mendesain landing gear. Namun dalam beberapa kasus, desain landing gear dapat mendorong perancang pesawat untuk mengubah konfigurasi pesawat agar dapat memenuhi persyaratan desain

landing gear.

Adapun fungsi utama dari landing gear adalah sebagai berikut: 1. Menjaga agar pesawat tetap stabil ditanah dan taxi.

2. Memungkinkan pesawat untuk bergerak bebas selama taxing.

3. Memberikan jarak aman antara komponen pesawat lainnya seperti sayap dan badan saat pesawat berada diatas tanah untuk mencegah kerusakan. 4. Untuk menyerap guncangan selama pesawat mendarat.

5. Memudahkan pesawat dalam lepas landas dengan memungkinkan pesawat untuk mempercepat laju dengan gesekan yang rendah.

Dalam rangka untuk memungkinkan landing gear agar dapat beroperasi secara efektif, maka ditetapkanlah syarat desain sebagai berikut.

1. Persyaratan jarak tanah 2. Persyaratan kemudi

3. Persyaratan putaran lepas landas

5. Persyaratan touch-down (kontak dengan tanah) 6. Persyaratan mendarat

7. Persyaratan pembebanan 8. Keutuhan struktur pesawat 9. Murah

10.Ringan

11.Mampu dirawat 12.Mampu dibuat

Penjelasan secara lebih rinci mengenai syarat desain ditambah hubungan antara syarat dan parameter landing gear dapat dilihat pada Tabel 2.1.

Tabel 2.1 Hubungan antara syarat desain landing gear dan parameternya

No Syarat dan kendala Penjelasan Parameter yang

mempengaruhi

1 Jarak tanah Jarak sayap, badan, dan mesin terhadap tanah mesti masuk akal

Tinggi

2 Pengendalian (kemudi)

Beban pada roda depan harus dibatasi

Wheel base, Xn

hingga Xcg

3 Putaran lepas landas Pesawat harus mampu berputar di sekitar roda utama dengan tingkat sudut yang diinginkan

Tinggi, Xm

hingga Xcg

4 Jarak rotasi lepas landas

Badan belakang dan ekor pesawat selama putaran lepas landas tidak boleh tertabrak

Tinggi, Roda dasar

5 Pencegahan tip back/forward

Mencegah benturan belakang pada ekor selama lepas landas, mencegah benturan depan selama pemuatan penumpang

Tinggi

6 Pencegahan

overturn

Sudut lateral harus sedemikian rupa sehingga untuk mencegah jungkir balik ketika berjalan

pada sudut tajam

7 Touch-down Shock Absorber harus menyerap

dan meringankan beban dinamis

Shock absorber, ban

8 Mendarat Kecepatan pendaratan mesti nol sebelum akhir landas

Brake (Rem)

9 Pembebanan Ban dan strut mesti bisa berfungsi terhadap pembebanan statis dan dinamis

Strut

10 Keutuhan struktur Defleksi struktur sayap di tengah karena berat pesawat harus minimal

Wheel track

11 Keseimbangan lateral tanah

Pesawat tidak boleh terguling akibat tiupan angin

Wheel track, tinggi

Walaupun landing gear merupakan komponen penting selama lepas landas dan mendarat, landing gear adalah bobot mati selama operasi penerbangan. Untuk alasan inilah di rekomendasikan untuk menarik kembali landing gear dalam pesawat untuk mengurangi drag pesawat agar kinerja pesawat meningkat.

2.2Konfigurasi Landing Gear

Langkah awal pada proses desain landing gear merupakan memilih konfigurasi landing gear. Fungsi dari landing gear dapat terlaksana melalui penerapan berbagai konfigurasi landing gear. Secaraa umum ada sembilan konfigurasi dari landing gear, yakni sebagai berikut ( Mohammad Sadraey) :

1. Single Main.

2. Bicyle.

3. Tail Gear.

4. Tricycle or Nose Gear.

5. Quadricycle.

7. Releasable Rail.

8. Skid.

9. Seaplane Landing Device.

Pada gambar 2.1 ditunjukkan beberapa contoh dari jenis roda pendaratan yang disebutkan diatas.

Gambar 2.1 Jenis Landing Gear

1. Single Main

Konfigurasi landing gear yang paling sederhana adalah single main. Ini termasuk satu gear utama yang besar yang mengangkat sebagian besar berat pesawat dan beban, ditambah satu gear yang sangat kecil didepan. Dalam hal ukuran, pastilah gear utama yang lebih besar (baik strut maupun roda) dibandingkan dengan yang sekunder. Kedua roda gigi ini terletak pada bidang simetris pesawat. Gear utama terletak didekat pusat gravitasi pesawat, sedangkan

gear lainnya terletak lebih jauh. Dalam sebagian besar kasus, gear utama terletak di depan pusat gravitasi pesawat dan yang lainnya berada dibelakang pusat

gravitasi (di bawah bagian ekor). Dalam hal dimana gear utama di belakang pusat gravitasi, gear sekunder biasanya ditukar menjadi skid dibawah badan bagian depan. Mayoritas sailplane menggunakan single main landing gear karena kesederhanaannya.

Umumnya, single main landing gear tidak ditarik masuk ke badan pesawat, sehingga tinggi gearnya sangatlah kecil. Sebuah pesawat dengan single main landing gear tidak stabil di atas tanah, sehingga pesawat akan terbalik pada satu sisi (biasanya pada ujung sayap) ketika beristirahat di atas tanah. Dengan konfigurasi seperti ini, operator harus menahan kerataan sayap ketika pesawat diam dan sebelum lepas landas. Untuk mencegah jungkit ke samping, beberapa pesawat dilengkapi dengan dua gear kecil tambahan di bawah dua bagian sayap. Dalam sebuah pesawat tanpa roda tambahan, ujung sayap harus diperbaiki secara berkala, karena ujung sayap yang rusak selama setiap jungkit. Dua keuntungan dari konfigurasi ini adalah kesederhanaannya dan keringanannya. Di sisi lain, di samping ketidakstabilan tanah, kelemahan konfigurasi ini adalah lepas landas yang lebih lama dikarenakan putaran lepas landas yang terbatas. Jenis roda pendaratan single main landing gear ditunjukkan pada gambar 2.2.

Gambar 2.2 Glider PZL-Bielsko SZD-48 Jantar Standard 3 dengan single gear landing gear.

2. Bicycle

Seperti namanya, bicycle landing gear ini mempunyai dua gear utama, satu di belakang dan satu di depan pusat gravitasi pesawat, dimana keduanya

memiliki ukuran yang sama. Untuk mencegah terjadinya jungkit ke samping, dua roda kecil sama ukuran di pasang pada sisi sayap. Jarak antara dua gear ke pusat gravitasi pesawat adalah sama, dan kedua gear tersebut mengangkut beban yang sama. Bicycle landing gear ini memiliki fitur yang sama dengan single main dan nyatanya merupakan kelanjutan dari single main. Konfigurasi ini tidak lah modern

diantara desainer pesawat dikarenakan ketidakstabilan pada saat di tanah. Keuntungan dari konfigurasi ini adalah murah bagi pesawat dengan badan yang kecil dan konfigurasi sayap tinggi.

3. Tail-gear

Tail-gear landing gear memiliki dua roda utama di depan pusat gravitasi pesawat dan sebuah roda kecil dibawah ekor pesawat. Roda di depan pusat gravitasi pesawat sangat dekat dengan pusat tersebut (jika dibandingkan dengan roda belakang) dan mengangkat banyak berat pesawat dan bebannya, sehingga disebut juga dengan roda utama. Dua gear utama memiliki jarak yang sama terhadap pusat gravitasi dan mengangkat beban yang sama juga. Roda belakang jauh terhadap pusat gravitasi dan juga mengangkat beban yang lebih kecil sehingga disebut juga sebagai gear pembantu. Bagian beban total yang diangkat oleh gear utama adalah sekitar 80-90%, sehingga gear ekor hanya mengangkut sekitar 10-20%.

Konfigurasi landing gear ini disebut juga dengan landing gear

konvensional karena merupakan landing gear utama sejak 50 tahun pertama sejarah penerbangan. Sekarang ini hanya sekitar 10% pesawat yang diproduksi dengan menggunakan tail-gear. Dalam rangka untuk mengurangi drag, pada beberapa pesawat menggunakan sebuah skid (pelat rata vertikal) daripada roda ekor. Landing gear seperti itu disebut juga dengan tail-dragger. Pesawat dengan menggunakan tail-gear ini stabil di tanah. Namun, secara umum tidak stabil apabila sedang berbelok. Jenis roda pendaratan Tail-gear landing gear

Gambar 2.3 Douglas C-47A Skytrain dengan tail-gear landing gear.

4. Tricycle

Tricycle adalah konfigurasi landing gear yang paling banyak digunakan. Roda belakang sangat dekat dengan pusat gravitasi pesawat (dibandingkan dengan gear depan) dan mengangkat sebagian besar beban dan berat pesawat, sehingga disebut dengan roda utama. Kedua gear utama berada pada jarak yang sama dari pusat gravitasi dalam sumbu x maupun sumbu y, dan keduanya mengangkat jumlah beban yang sama. Gear depan jauh dari pusat gravitasi (dibandingkan dengan gear utama), sehingga hanya mengangkat beban yang kecil. Bagian beban yang diangkat oleh gear utama adalah 80 – 90 % dari total beban, sehingga gear

depan hanya mengangkat beban sekitar 10 – 20 % saja. Konfigurasi in kadang – kadang disebut juga dengan nose-gear.

Kebanyakan pesawat penumpang yang besar dan beberapa pesawat militer menggunakan dua roda pada gear depan untuk meningkatkan keamanan selama

take-off dan landing. Namun apabila jumlah roda meningkat, biaya produksi, operasi, dan perawatan juga akan meningkat, sedangkan keselamatan ditingkatkan. Selain itu, karena jumlah roda yang meningkat, daerah luas roda depan akan berkurang, segingga kinerja pesawat meningkat terutama saat take-off. Alasan lain untuk memiliki beberapa roda adalah untuk menyesuaikan volume total roda agar mencocokkannya dengan ukuran geometri sayap atau badan pesawat. Biasanya, apabila berat pesawat adalah antara 70000 lb – 200000 lb, maka digunakan dua roda depan. Untuk pesawat yang lebih berat lagi bebannya (seperti 840000 lb) digunakan empat roda depan untuk membagi beban tersebut. Jenis roda pendaratan Tricycle landing gear ditunjukkan pada gambar 2.4.

Gambar 2.4 Transport aircraft McDonnell Douglas MD-88 dengan tricycle landing gear.

5. Quadricycle

Seperti namanya, landing gear quadricycle menggunakan empat gear, sama seperti mobil. Dua roda pada setiap sisi dimana dua roda di depan pusat gravitasi pesawat dan dua lagi di belakang pusat gravitasi tersebut. Beban pada setiap gear bergantung pada jaraknya terhadap pusat gravitasi. Jika roda depan dan belakang memiliki jarak yang sama terhadap pusat gravitasi pesawat, maka mereka akan mengangkat jumlah beban yang sama. Dalam kasus ini, sangatlah susah untuk memutar pesawat saat take-off dan landing, jadi pesawat akan melakukan take-off dan landing secara lurus. Hal ini tentu menyebabkan pesawat dengan konfigurasi ini memakan waktu yang lebih lama untuk take-off jika dibandingkan dengan konfigurasi tricycle.

Fitur konfigurasi ini memungkinkan pesawat untuk memiliki jarak yang lebih dekat dengan tanah, sehingga memudahkan proses pemuatan dan penurunan penumpang. Konfigurasi landing gear quadricycle biasanya digunakan pada pesawat kargo yang sangat berat ataupun pesawat bomber. Pesawat dengan konfigurasi ini juga memliki kelebihan yakni kestabilannya di tanah dan selama

Gambar 2.5 Bomber aircraft B-52 Stratofortress dengan quadricycle landing gear.

6. Multi-Bogey

Semakin berat pesawat, jumlah gear yang dibutuhkan semakin meningkat. Suatu konfigurasi landing gear dengan beberapa gear lebih dari empat roda juga meningkatkan performa take-off dan keselamatan landing. Ketika beberapa roda digunakan bersama – sama, mereka akan melekat pada suatu komponen struktural yang disebut sebagai “bogey” yang terhubung ke ujung strut (topangan). Pesawat dengan landing gear multi-bogey ini sangat stabil pada tanah dan selama taxi. Dari berbagai pengaturan landing gear, multi-bogey ini adalah yang paling mahal dan paling kompleks dalam manifakturnya. Ketika berat pesawat lebih dari 200000 lb, digunakan beberapa bogey masing – masing beroda 4 – 6. Jenis roda pendaratan Multi-bogey ditunjukkan pada gambar 2.6.

Gambar 2.6 Transport aircraft Boeing 747 dengan multi-bogey landing gear.

7. Skid

Helikopter dan beberapa pesawat dengan posisi take-off dan landing secara vertikal tidak perlu taxi di tanah, sehingga mereka dilengkapi dengan struktur sejenis balok yang disebut dengan skid, bukan menggunakan landing gear

tetap yang terdefleksi keluar ketika beban seperti berat pesawat diaplikasikan. Defleksi dari skid memainkan peran shock absorber selama operasi pendaratan. Namun karena sifat dari balok, maka tidak seefisien oleo shock absorber. Desain dari skid jika dibandingkan dengan landing gear biasa yang dilengkapi dengan roda jauh lebih sederhana. Persamaan dasar untuk defleksi balok dan tegangan

bending dapat digunakan dalam merancang dan menganalisis skid. Selain itu, beban lelah dan umur lelah harus diperhitungkan untuk memprediksi ketahanan selip.

8. Seaplane Landing Device

Take-off dan landing di laut membutuhkan konfigurasi landing gear

khusus. Fitur teknis dari jalur air sama sekal berbeda dari aspal permukaan keras. Dengan demikian, pesawat laut tidak mampu mengambil keuntungan dari roda apabila bekerja di air. Landing gear dari pesawat laut dan bentuk badan diatus oleh persyaratan desain sebagai berikut.

1. Peluncuran.

2. Pengurangan beban tiba -tiba air. 3. Mengambang.

4. Kestabilan statis lateral.

Sebuah pesawat laut biasanya mendarat pada air pertama – tama dengan badannya dan kemudian memanfaatkan skid khusus untuk tetap stabil. Bentuk bawah badan pesawat (atau lambung) merupakan bagian utama dari landing gear seaplane ini. Bentuk badan mesti di desain untuk memenuhi persyaratan diatas serta syarat desain asli badan pesawat tersebut untuk dapat menampung muatan. Persyaratan peluncuran dan pengurangan beban tiba – tiba air sering mempengaruhi rancangan dari bentuk bawah badan pesawat, sedangkan kebutuhan persyaratan mengambang mempengaruhi ketinggian pesawat. Stabilitas statis lateral pada air biasanya didukung oleh sayap yang terpasang pada skid. Skid

tersebut mesti diletakkan sehingga mereka menyentuh air ketika pesawat laut menyamping sekitar kurang dari 100.

Salah satu variabel penting dalam merancang bentuk bawah badan pesawat adalah waterline (garis air) yang diambil dari dinamika kapal (lihat gambar 2.8). Tujuan dari “garis beban” adalah untuk memastikan bahwa sebuah kapal (seperti pesawat laut) memiliki lambung timbul yang cukup (yaitu ketinggiannya dari garis air ke dek utama) dan juga daya apung cadangan yang cukup. Lambung timbul dari kapal laut diukur antara titik terendah dari dek paling atas kontinu pada sisi dan permukaan air dan ini tidak boleh kurang dari lambung timbul yang diijinkan. Garis air atau garis beban menunjukkan batas yang diijinkan bagi kapal untuk diberi muatan. Setiap bagian dari pesawat di bagian bawah garis air akan terendam air. Kecepatan take-off dan landing pesawat ditentukan dari berbagai parameter lainnya seperti panjang garis air. Panjang dari garis air dapat berubah secara signifikan sebagai tumit kendaraan, dan dapat secara dinamis mempengaruhi kecepatan kendaraan.

Badan yang berada dalam cairan ditopang oleh gaya yang sama dengan berat fluida yang dipindahkan. Gaya apung (Fb) bereaksi secara vertikal keatas

melalui pusat massa (centroid) dari volume dipindahkan.

Pengurangan syarat beban tiba – tiba air dapat dipenuhi dengan menggunakan bagian bawah bentuk V. Tinggi dari V disebut sebagai dead-rise, dan sudut nya disebut juga dengan dead-rise angle. Sudut dead-rise perlu ditingkatkan untuk kecepatan landing yang lebih tinggi. Sudut ini juga meningkat menuju hidung pesawat sekitar 400 untuk pemotongan gelombang air yang lebih baik. Untuk mengurangi cipratan air, strip cipratan dapat diterapkan pada bagian ujung bawah. Strip ini biasanya miring sekitar 400 secara horizontal. Sea-plane landing gear ditunjukkan pada gambar 2.7.

Gambar 2.7 Ketentuan geometri pendaratan pesawat laut.

2.3Landing Gear dan Pusat Gravitasi Pesawat

Salah satu faktor penting dalam proses mendesain landing gear pesawat adalah untuk menentukan lokasi dari gear utama relatif terhadap pusat gravitasi pesawat. Gambar 2.8 menunjukkan geometri roda pendaratan dengan jenis Tail-gear landing Tail-gear.

Gambar 2.8 Landing Gear

a. Pandangan depan

Penting mengkaitkan desain landing gear dengan pusat gravitasi pesawat adalah untuk memastikan variabel landing gear utama seperti wheel base, wheel track dan ketinggian roda yang memenuhi semua persyaratan.

2.4Tinggi Landing Gear

Tinggi landing gear didefinisikan sebagai jarak antara tanah yanh berhubungan dengan strut gear utama ke struktur pesawat. Dalam pemilihan tinggi pesawat ketika berada ditanah, ketinggian landing gear diukur ketika pesawat berada di tanah dan ketika badan pesawat berada pada posisi horizontal. (Mohammad Sadraey).

Gambar 2.9 Tinggi landing gear pada berbagai konfigurasi.

Pada gambar 2.9 menunjukkan tinggi dari roda pendarata pada berbagai konfigurasi roda pendaratan. Ban menyediakan kemampuan seperti shock arbsorber oleh defleksi ketika terjadi tubrukan dengan tanah. Pesawat dengan porors kaku hanya mengandalkan ban untuk menyerap goncangan. Ada lima persyaratan desain utama dimana ketinggian landing gear memainkan peran penting, yaitu: (Mohammad Sadraey)

1. Tinggi landing gear memberikan jarak dengan tanah selama taxi. 2. Tinggi landing gear memberikan jarak belakang pesawat terhadap

3. Tinggi landing gear memberikan kontribusi untuk pencegahan tip-back.

4. Tinggi landing gear memberikan kontribusi untuk pencegahan

overturn.

5. Tinggi landing gear memenuhi persyaratan pemuatan dan penurunan.

2.5Persyaratan Umum Jarak Tanah

Salah satu fungsi utama dari landing gear adalah untuk melindungi struktur pesawat dari tanah. Hal ini dilakukan dengan memberikan jarak terhadap tanah. Jarak diukur dari titik terendah pesawat dari tanah. Pada beberapa pesawat komponen terendah adalah sayap, sedangkan di beberapa pesawat adalah badan pesawat dan beberapa lainnya mesin jet yang memiliki ketinggian terendah dari tanah. Dalam kasus apapun, jarak harus disediakan melalui ketinggian landing gear. Besar minimum jarak adalah fungsi dari beberapa parameter desain termasuk kebutuhan biaya, keamanan, kinerja, berat, stabilitas, inlet mesin, pemuatan dan operasional (Mohammad Sadraey). Pada Tabel 2.2 menunjukkan jarak dari berbagai komponen pesawat terhadap tanah.

Tabel 2.2 Jarak berbagai komponen terhadap tanah yang di rekomendasikan. No Komponen Pesawat Jarak tanah

(m)

Catatan

1 Badan 0,2 – 1,2

2 Badan Belakang 0,2 – 0,5 Selama rotasi take-off

3 Sayap 0,2 – 1,5 Termasuk jarak sirip sayap

4 Mesin Turbojet 0,5 – 1,5 Jarak inlet 5 Propeller–Pesawat darat 0,2 – 1 Jarak ujung 6 Propeller-Pesawat laut 1 - 2 Jarak ujung 7 Tangki bahan bakar 0,2 – 0,6

Jarak yang direkomendasikan memiliki rentang nilai karena fakta bahwa jenis pesawat, misi pesawat, kecepatan pesawat, jenis landasan dan biaya menetukan kendala lainnya. Untuk pesawat aeromodeling memiliki jarak tinggi sekitar 20 cm – 100 cm. (Mohammad Sadraey)

2.5.1 Persyaratan Jarak Tanah Rotasi Take-off

Sebuah pesawat biasanya berotasi sekitar roda utama untuk meningkatkan gaya angkat bagian depan pesawat untuk melakukan take-off. Pada sebuah pesawat tail-gear, ketinggian dari landing gear harus dirancang secara teliti sehingga ekor atau bagian belakang pesawat tidak terbentur dengan tanah selama rotasi take-off ataupun landing dengan sudut rotasi yang besar. Namun, dalam prakteknya, pesawat angkut disediakan dengan perisai yang dapat dilepas yang melindungi badan pesawat dari benturan tanah, disebabkan oleh fakta bahwa beberapa pilot yang tidak terampil merotasi pesawat begitu cepat sehingga pesawat belakang membentur tanah. Hal yang sama berlaku untuk operasi

landing/pendaratan di mana sudut rotasi pesawat dan ketinggian roda harus sedemikian rupa sehingga tidak ada bahaya dari benturan ekor dan kru memiliki pandangan yang baik dari landasan pacu. Meskipun jarak tanah termasuk dalam desain landing gear, setiap tahun, ada beberapa laporan benturan pada ekor oleh pesawat transportasi.

Kecelakaan benturan ekor harus dicegah melalui peningkatan ketinggian landing gear. Solusi lain yang umum untuk masalah ini adalah untuk memotong badan pesawat bagian belakang dengan sudut upsweep. Terjadinya benturan itu diperiksa dengan melihat sudut antara tanah (dari kontak gear utama dengan tanah) ke awal sudut upsweep di badan pesawat (yaitu αC). Persyaratan jarak tanah rotasi take-off untuk mencegah benturan pesawat adalah sebagai berikut:

�� ≥ ��� ….………. (2.1)

dimana sudut jarak tanah adalah:

Gambar 2.10 Geometri jarak tanah rotasi take-off

Pada gambar 2.10 dapat dilihat geometri jarak tanah pada saat take-off. Dengan kata lain, jika sudut izin (αC) kurang dari sudut rotasi pesawat (αTO) saat take-off, pesawat akan membentur permukaan tanah. Jika tidak, akan ada jarak antara pesawat dan tanah dan badan pesawat tidak akan rusak selama rotasi take-off. Besarnya jarak dapat ditentukan dengan memeriksa segitiga (gambar ) yang terdiri dari tiga sisi: 1. jarak gear utama dibelakang ke awal sudut upsweep (yaitu AB); 2. ketinggian pesawat (Hf), dan 3. sudut rotasi take-off (αTO). Gambar

menunjukkan segitiga ABC (bagian dari pesawat pada gambar ) yang terbentuk antara badan pesawat bagian bawah dan gear utama. Pesawat dirotasi sekitar gear utama (O atau C) dengan jumlah sudut rotasi take-off tertentu. Jarak minimum antara pesawat dan tanah (Hc) selama rotasi take-off adalah sekitar 30 cm. Pada

Tabel 2.3 menujuukan rotasi Take-off pada pesawat. Tabel 2.3 Rotasi Take-Off pada pesawat

No Tipe Pesawat sudut pitch take-off (o)

1 Sangat mudah digerakkan (seperti acrobatic, fighter)

10-20

2 Semi acrobatic 10-15

3 Penerbangan umum normal ringan 8-10

4 Transport kecil 6-8

Gambar 2.11 Pemeriksaan jarak tanah belakang badan pesawat selama take-off Pada gambar 2.11 menunjukkan pemeriksaan bagian ekor pesawat terhadap tanah.

��������= ��+ ��

cos�_� ... (2.3)

2.6Wheel Base

Wheel base merupakan jarak antar roda depan dan belakang. Wheel base

mempunyai peran penting dalam distribusi beban antar roda utama dan roda belakang. Dengan demikian, wheel base harus ditentukan secara baik untuk memenuhi semua persyaratan desain yang relevan. (Mohammad Sadraey)

Pada pesawat dengan tipe landing gear tail gear posisi wheel base ditentukan dengan menghitung posisi roda depan dan belakang sesuai dengan sudut sudut yang telah di tentukan (L. Pazzani). Gambar 2.3 menunjukkan geometri landing gear.

Gambar 2.12 Geometri Landing Gear

Desain posisi roda depan didasarkan pada posisi pusat gravitasi pesawat dan desain sesuai sudut yang diberikan pada bagian depan pesawat yaitu sekitar 20 – 25o. dan sudut kemiringan tiang roda pesawat yaitu sebesar 5o. Untuk menetukan posisi roda belakang pesawat dilakukan dengan mengikuti sudut yang telah diberikan pada bagian belakang pesawat. Perhitungan didasarka pada posisi sayap ekor pesawat dengan sudut 45o. dan kemiringan tiang roda belakang sebesar 5o. (L.Pazzani)

Gambar 2.5 menunjukan goemetri beban pada pesawat. Berat pesawat diangkut oleh 3 roda. Karena bentuk dari badan pesawat tersebut, beban yang diangkut oleh roda depan diasumsikan sebesar 70-80% dan roda depan 20-30%.(L.Pazzani)

Pada gambar 2.13 menunjukkan geometri beban pesawat. Perhitungan beban statis pada setiap gear dilakukan dengan menggunakan persamaan kesetimbangan. Roda depan diasumsikan sebagai gaya depan (Fdepan) dan roda belakang sebagai gaya belakang (Fbelakang). Karena pesawat dalam keadaan kesetimbangan statis, penjumlahan dari semua arah gaya z harus nol:

Σ Fz = 0 Fdepan + Fbelakang = W ... (2.4)

Selain itu, penjumlahan dari semua momen sekital roda belakang adalah nol:

Σ Mbelakang = 0 Fdepan b + Wm = W ... (2.5)

Dengan demikian persentase beban statis yang dibawa oleh gear depan pesawat :

Fn = = W x �

� ... (2.6)

Selain itu, persentasse beban statis yang dibawa oleh gear belakang adalah:

Fn = W x �

� ... (2.7)

Untuk menghitung beban dinamis roda depan digunakan rumus:

����� =

|_��|_����

�� ……….………..….………...…(2.8)

Oleh karena itu, beban total pada gear depan selama landing adalah:

����� ��� =��+�����………....……..………....(2.9)

2.7Wheel Track

Wheel track (T) didefinisikan sebagai jarak antara gear yang paling kiri dan paling kanan (ketika melihat tampilang depan). Wheel track ditunjukkan pada gambar 2.14.

Gambar 2.14 Wheel track pesawat

Wheel track dari roda utama harus diatur sehingga pesawat tidak mudah terguling karena angin atau selama pembelokan pada tanah. Sudut overturn

diperkenalkan untuk dapat menentukan ukuran wheel track. Ada dua sudut

overturn seperti yang ditunjukkan pada gambar 2.15.

Gambar 2.15 Sudut overturn

1. Ketika melihat pandangan depan pesawat, sudut antara garis vertikal melewati pusat gravitasi pesawat dan salah satu roda utama adalah sudut

overturn (Gambar 2.5-2). Dalam gambar ini parameter Hcg adalah ketinggian pusat gravitasi pesawat dari tanah.

2. Ketika melihat pandangan atas pesawat, pertama, buatlah suatu garis melewati pesawat dari gear utama dan gear hidung. Kemudian, menarik garis sejajar dengan garis ini melewati pusat gravitasi pesawat. Langkah

berikutnya adalah untuk membentuk segitiga dengan memilih jarak pada garis ini yang sama dengan panjang dari HCG (lihat Gambar 2.5-1), dan

menarik garis tegak lurus ke titik ini. Langkah terakhir adalah untuk melewati garis dari persimpangan garis terakhir dari pusat gravitasi pesawat. Sudut overturn dibentuk oleh garis ini seperti yang ditunjukkan. Persyaratan sudut overturn yang dihasilkan tidak boleh mencapai 60o, jika sudut overturn mencapai 60o maka perhitungan wheel track dianggap gagal.

Sebagai aturan praktis, trek roda harus sedemikian rupa sehingga sudut

overturnΦot berada di dalam batas yang direkomendasikan berikut:

Φot≥ 250

…...……….…….(2.10)

2.8Roda

Roda didesainagar dapat menahan berat dari pesawat. Biasanya roda utama menahan 90% dari total berat pesawat. Untuk konsep awal perancangan digunakan pendekatan statistik. Pada Tabel 2.4 memberikan persamaan untuk menghitung roda . (P. Raymer)

D = A �_�B ... (2.11) Dimana �_� = berat pada roda

BAB III

METODOLOGI PENELITIAN

3.1Alat dan Bahan

Pada proses penelitian analisa perhitungan dan desain landing gear untuk

Unmanned Aerial Vehicle (UAV). Alat dan bahan yang digunakan adalah sebagai berikut:

3.1.1 Alat

Pada penelitian ini alat yang digunakan adalah: 1. Mesin Gerinda

Mesin gerinda berfusngi untuk memotong besi dan meratakan besi yang telah selesai dilas dengan menggunakan mesin las. Gerinda dapat dilihat pada gambar 3.1.

Gambar 3.1 Mesin Gerinda 2. Mesin Frais

Mesin frais digunakan untuk membuat lubang pada pelat besi. Lubang tersebut digunakan sebagai tempat pemasangan roda. Mesin frais dapat dilihat pada gambar 3.2.

Gambar 3.2 Mesin Frais 3. Mesin Las

Mesin las yang digunakan merupakan mesin las listrik. Mesin las digunakan untuk menyambung besi dengan cara dilas. Mesin las dapat dilihat pada gambar 3.3.

4. Meteran

Meteran digunakan untuk mengukur pelat besi agar dapat diperoleh sesuai dengan ukuran yang diperlukan. Meteran dapat dilihat pada gambar 3.4.

Gambar 3.4 Meteran

5. Laptop

Laptop digunakan untuk mencari dan menyusun data menjadi laporan. Laptop dapat dilihat pada gambar 3.5.

6. Kalkulator

Digunakan untuk menghitung data. Kalkulator dapat dilihat pada gambar 3.6.

Gambar 3.6 Kalkulator

3.1.2 Bahan

1. Besi hollow

Besi yang digunakan adalah besi hollow batangan dengan ukuran 20 mm x 40 mm dengan tebal 2 mm. Besi yang digunakan memiliki kekuatan tarik maksimum 510 N. Besi yang digunakan dapat dilihat pada gambar 3.7.

2. Roda

Roda yang digunakan memiliki diameter 4 inci. Gambar 3.8 menunjukkan roda yang digunakan.

Gambar 3.8 Roda

3.2Tempat dan Waktu Penelitian

Penelitian ini dilaksanakan sejak tanggal pengesahan usulan oleh pengelola program studi sampai dinyatakan selesai yang direncanakan berlangsung selama ± 3 bulan. Tempat pelaksanaan penelitian adalah di Departemen Teknik Mesin, Fakultas Teknik, Universitas Sumatera Utara.

3.3Pengaturan

Secara analisis perhitungan data ditentukan desain dan posisi dari landing gear dari pesawat ditentukan secara teoritik.

3.4Diagram Alir Penelitian

Adapun tahapan dari penelitian ini dapat dilihat pada diagram alir penelitian dibawah ini:

Mengidentifikasi dan memprioritaskan syarat desain landing gear

Pilih konfigurasi landing gear

Menentukan ketinggian landing gear

Tentukan jarak antara roda utama ke pusat gravitasi pesawat

Tentukan wheel base

Tentukan wheel track

Tentukan beban pada setiap roda

A B

Gambar 3.9 Diagram Alir Penelitian

3.5Proses Penelitian

3.5.1 Analisa Perhitungan

Analisa perhitungan yang dilakukan meliputi:

1. Mempelajari desain pesawat untuk menentukan jenis landing gear yang sesuai.

2. Menetukan jenis landing gear yang akan digunakan.

3. Menentukan titik gravitasi pesawat dengan menggunakan bantuan software.

4. Menentukan tinggi pesawat.

5. Menentukan jarak wheel base sesuai dengan tinjauan pustaka. 6. Menentukan sudut overturn sesuai syarat yang diberikan dan

didapakan jarak wheel track.

Apakah landing gear memenuhi syarat desain?

A B

Kesimpulan Selesai

Tidak

7. Menentukan ukuran roda dengan menggunakan rumus 2.7 pada tinjauan pustaka dan menggunakan data dari tabel 2.

3.5.1 Proses Pembuatan.

Proses pembuatan landing gear setelah dilakukan proses analisa perhitungan adalah sebagai berikut:

1. Besi hollow yang digunakan di potong sesuai ukuran yang telah dihitung. Pada gambar 3.10 proses pemotongan dan pada gambar 3.11 besi yang telah selesai dipotong.

Gambar 3.11 Besi yang telah dipotong sesuai ukuran yang dibutuhkan

2. Besi dilas dengan sudut yang telah ditentukan dari analisa perhitungan dengan mesin las. Gambar 3.12 menunjukkan besi yang telah di las.

Gambar 3.12 Besi yang telah dilas

3. Besi difrais dengan menggunakan mesin frais sebagai tempat pemasangan roda dilakukan dengan mesin frais. Gambar 3.13 menunjukkan proses pelubangan besi dengan mesin frais.

Gambar 3.13 Pembuatas lubang dengan mesin frais

4. Pesangan roda pada besi yang telah di lubangi. Gambar 3.14 menujukkan roda yang telah dipasan pada besi pengikat.

Gambar 3.14 Roda dipasang pada pelat besi.

5. Besi pengikat roda dipasang pada besi landing gear dilakukan dengan cara dilas. Gambar 3.15 dan gambar 3.16 menunjukkan pada saat roda diikat pada batang roda.

Gambar 3.15 Besi pengikat roda dilas pada besi landing gear

Gambar 3.16 Pengelasan kedua roda pada besi tiang

6. Setelah proses pengelasan besi di cat agar terlihat lebih rapi. Gambar 3.17 menunjukkan roda yang telah selesai.

BAB IV

ANALISIS PERHITUNGAN

4.1.Berat Pesawat

Berat total pesawat adalah sebesar 25 Kg. dengan estimasi berat pada badan pes awat adalah sebesar 18 Kg dan pada bagian ekor 7 Kg. Sehinggal estimasi berat yang akan ditumpu oleh roda depan dan roda belakang adalah:

• Roda Depan

= ����� �����

������������ x 100%

= 18

25 x 100%

= 72 %

• Roda Belakang

= ����� �����

����� ������� x 100%

= 7

25 x 100%

= 28 %

Dari perhitungan diatas, maka dapat diasumsikan pembagian tumpuan berat adalah sebesar 70% : 30%. Dimana 70% pada roda depan dan 30% pada roda belakang.

4.2.Pusat Gravitasi Pesawat

Pusat gravitasi pesawat didapatkan dengan menggunakan bantuan software. Proses perhitungan dilakukan dengan cara sebagai berikut:

Gambar 4.1 Pembagian bidang pada pesawat.

Pada gambar 4.1 menunjukkan pembagian bidang pada keseluruhan badan pesawat yang akan digunakan pada proses perhitungan titik pusat gravitasi pesawat.

Perhitungan luas setiap bidang:

Gambar 4.2 Bidang 1 Persegi panjang.

Pada gambar 4.2 menunjukkan bidang 1 dari pembagian keseluruhan pesawat yang berbentuk persegi panjang.

A1 = p.l

= 967,83 x 76,14 = 73690,6 mm

Gambar 4.3 Bidang 2 segitiga sama kaki.

Pada gambar 4.3 menunjukkan bidan 2 berbentuk segitiga sama kaki. A2 = a x t

= 76,14 x 57,54 = 4381.1 mm

Gambar 4.4 Bidang 3 dan 4.

Pada gambar 4.4 menujukkan bidang 3 dan 4 yang berbentuk setengah lingkaran.

A3 dan 4 = ½ Π x r2

= ½ x 3.14 x 63,22 = 6270.96 mm

Gambar 4.5 Bidang 5 persegi panjang.

Pada gambar 4.6 menujukkan bidang 5 dengan bentuk persegi panjang. A5 = p.l

= 343,8 x 59 = 20284,2 mm

Gambar 4.6 Bidang 6 dan bidang 7 segitiga siku-siku.

Pada gambar 4.6 menunjukkan bidang 6 dan 7 yang berbentuk segitiga siku-siku.

A6 dan 7 = ½ a x t2

= ½ x 167,56 x 52 = 2094.5 mm

Gambar 4.7 Bidang 8 dan 10 segitiga siku-siku.

Pada gambar 4.7 menunjukkan bidang 8 dan 10 yang berbentuk segitiga siku-siku.

A8 dan 10 = ½ a x t2

= ½ x 1098,6 x 1092 = 6526233,3 mm

Gambar 4.8 Bidang 9 dan 11 persegi panjang.

Pada gambar 4.8 menujukkan bidan 9 dan 11 dengan bentuk persegi panjang.

A9 dan 11 = p x l

= 1098,6 x 126,42 = 138885 mm

Gambar 4.9 Bidang 12 dan 13 setengah lingkaran.

Pada gambar 4.9 menunjukkan bidang 12 dan 13 dengan bentuk setengah lingkaran.

A12 dan 13 = ½ Π x r2

= ½ x 3.14 x 15,62 = 382,1 mm

Gambar 4.10 Bidang 14 persegi panjang.

Pada gambar 4.10 mununjukkan bidang 14 dengan bentuk persegi panjang.

A14 = p.l

= 620 x 44,6 = 27652 mm

Pada gambar 4.11 menunjukkan bidang 15 dan 16 dengan bentuk segitiga siku-siku.

A15 dan 17 = ½ a x t2

= ½ x 321,3 x 962 = 1480550,4 mm

Gambar 4.12 Bidang 17 dan 18 Persegi panjang.

Pada gambar 4.12 menunjukkan bidang 17 dan 18 dengan bentuk persegi panjang.

A17 dan 18 = p x l

= 321,3 x 74,9 = 24065,4 mm

Pada gambar 4.13 menunjukkan bidang 19 dengan bentuk setengah lingkaran.

A19 = ½ Π x r2

= ½ x 3.14 x 38,72 = 2351,4 mm

X dan Y untuk masing-masing bidang adalah: X1 = 967,83 mm

Y1 = 76,14 mm

X2 = 57,54 mm

Y2 = 76,14 mm

X3 = 1144,1 mm

Y3 = 63,2 mm

X4 = 1144,1 mm

Y4 = 63,2 mm

X5 = 343,8 mm

Y5 = 59 mm

X6 = 167,56 mm

Y6 = 5 mm

X7 = 167,56 mm

Y7 = 5 mm

X8 = 109 mm

Y8 = 1098,3 mm

X9 = 126,42 mm

Y9 = 1098,3 mm

X10 = 109 mm

Y10 = 1098,3 mm

X11 = 126,42 mm

Y11 = 1098,3 mm

X12 = 686,9 mm

Y12 = 15,6 mm

Y13 = 15,6 mm

X14 = 620 mm

Y14 = 44,6 mm

X15 = 96 mm

Y15 = 321,3 mm

X16 = 96 mm

Y16 = 321,3 mm

X17 = 74,9 mm

Y17 = 321,3 mm

X18 = 74,9 mm

Y18 = 321,3 mm

X19 = 38,7 mm

Y19 = 44,57 mm

Maka:

��= �1�1 +�2�2+�3�3+�4�4+�5�5+�6�6+�7�7+�8�8+�9�9+�10�10+⋯…�19�19

�1+�2+�3+�4+�5+�6+�7+�8+�9+�10+⋯…�19

��= 73690,6 .967,83+4381,1.57,54+6270,96.1144,1+6270,96.1144,1+20284 ,2.343,8+2094,5.167,56+

73690,6+4381,1+6270,96+6270,96+20284 ,2+2094,5+

= 20945.167,56+6526233 ,3.109+138885 .126,42+6526233 ,3.109+138885 .126,42+382,1.686,9 +

20945+6526233 ,3+138885 +6526233 ,3+138885 +382,1

= 382,1.686,9+27652 .620+1480550 ,4.96+1480550 ,4.96+24065 ,4.74,9+24065 ,4.74,9+2351,4.38,7

382,1+27652 +1480550 ,4+1480550 ,4+24065 ,4+24065 ,4 + 2531,4

�� = 112,7 mm

��= �1�1 +�2�2+�3�3+�4�4+�5�5+�6�6+�7�7+�8�8+�9�9+�10�10+⋯…�19�19

�1+�2+�3+�4+�5+�6+�7+�8+�9+�10+⋯…�19

��= = 73690,6 .76,14+4381,1.76,14+6270,96.63,2+6270,96.63,2+20284 ,2.59+2094,5.5+ 20945.5+

73690,6+4381,1+6270,96+6270,96+20284 ,2+2094,5+20945+

= 6526233 ,3.1098,3+138885 .1098,3+6526233 ,3.1098,3+138885 .1098,3+382,1.15,6 + 382,1.15,6+

= 27652 .44,6+1480550 ,4.321,3+1480550 ,321,3+24065 ,4.321,3+24065 ,4.321,3+2351,4.44,57

27652 +1480550 ,4+1480550 ,4+24065 ,4+24065 ,4 2531,4

��= 946,3 mm

Didapatkan titik berat pesawat berada pada y=11,6 cm dan x= 94,6 cm dari sudut paling depan pesawat.

4.3.Pemilihan Konfigurasi Landing Gear

Dengan mempertimbangkan bentuk dan ukuran dari badan pesawat Unmanned Aerial Vehichle (UAV). Pemilihan konfigurasi dari landing gear yang akan digunakan jatuh pada konfigurasi desain Tail-gear landing gear. Geometri konfigurasi dari Tail-gear landing gear akan ditunjukkan pada gambar 4.14.

Gambar 4.14 Geometri Tail-gear landing gear.

Pada desain Tail-gear landing gear penentuan posisi dari roda utama pesawat dilakukan dengan mengikuti posisi pusat gravitasi dari keseluruhan badan pesawat dan mengikuti sudut yang telah diberikan pada buku literatur. Sedangkan penentuan posisi roda belakang dilakukan dengan mengikuti sudut yang telah diberikan dengan mengacu pada posisi sayap ekor pesawat. posisi roda depan dan roda belakang di tunjukkan pada gambar 4.15.

Gambar 4.15 Posisi roda depan dan roda belakang berdasarkan literatur. Pada Tail-gear landing gear jarak wheel base tidak dilakukan perhitungan. Dikarenakan posisi roda depan dan roda belakang ditentukan dengan mengikuti letak pusat gravitasi pesawat dan letak sayap ekor pesawat, sehingga nilai wheel base adalah sebagai berikut.:

a. Jarak pusat gravitasi dari depan pesawat 94,6 cm.

b. Jarak roda depan pesawat dari depan pesawat adalah 61.5 cm. c. Jarak roda belakang ke ekor pesawat adalah 13.467 cm. d. Total panjang pesawat adalah 203.3 cm.

Maka :

Jarak Wheel Base adalah = (Total panjang pesawat) – ((Jarak roda depan ke depan pesawat) + (Jarak roda belakang ke ekor pesawat))

Wheel Base adalah = (203.3) – (61.5 + 13.467) = 128.3 cm Maka nilai jarak Wheel Base adalah sebesar 128.3 cm atau 1.283 m.

4.4.Tinggi Badan Pesawat

Penentuan tinggi badan pesawat dari tanah adalah dengan mempertimbangkan ukuran propeller yang digunakan pesawat. Tinggi ini dimaksukan pula agar tidak terjadinya benturan langsung badan pesawat dengan tanah. Gambar 4.16 menunjukkan tinggi pesawat.

Gambar 4.16 Tinggi Pesawat

Dapat dilihat diatas bahwa tinggi pesawat dipengaruhi oleh beberapa faktor. Faktor tersebut diantaranya adalah diameter baling-baling pesawat. Tinggi pesawat harud dapat mencegah terjadinya benturan antara baling-baling pesawat dengan tanah baik pada saat pesawat pada posisi diam dan juga pada saat mendarat.

a. Diameter baling-baling yang digunakan = 30 cm b. Tinggi pesawat yang direncanakan = 40 cm Maka :

Jarak antara baling-baling pesawat dengan tanah adalah : Jarak = (Tinggi pesawat) – (jari-jari baling-baling)

= 40 cm – 15 cm = 25 cm

Maka, jarak antara baling-baling pesawat dengan tanah diperoleh sebesar 25 cm. Jarak ini dianggap masi aman ketika pesawat melakukan pendaratan sehingga tinggi yang di tinggi pesawat yang pakai adalah sebesar roda depan 40 cm dan roda belakang 20 cm.

�� ≥ ���

�� = tan−1��_����

Dimana :

�� = Sudut rotasi

AB = Jarak wheel base

Hf = Tinggi minimum pesawat

Jarak tanah selama rotasi take-off dengan sudut �_� = 10o (diambil dari tabel 2.3 untuk tipe pesawat sangat mudah digerakkan) dan tinggi pesawat 40 cm dan jarak wheel base sebesar 1.283 m adalah:

10� = tan−1� ��

1,283�

Hf = 1.283 . tan ( 10o) Hf = 0.23 m

Nilai Hf sebesar 0.23 m merupakan nilai minimum dari tinggi roda pendaratan pesawat. Pada tinggi ini bagian belakan pesawat tepat mengenai tanah. Jadi jarak tanah selama rotasi take-off adalah :

��������= ��+ ��

cos�_�

0.40 � = 0.23 �+ ��

cos 10

Hc = (0.40 – 0.23) . (cos 10)

Hc = 0.16 m

Maka, jarak minimum bagian belakang pesawat dari tanah adalah sebesar 16 cm atau 0.16 m.

4.5.Wheel Track

Wheel track ditentukan dengan menggunakan sudut overturn. Syarat yang diberikan adalah besarnya sudut overturn tidak kurang dari 25o. dan juga sudut yang dihasilkan dari penarikan garis sejajar antar roda depan dan belakang dengan garis pada pusat gravitasi, dan kemudian ditarik garis sudut dengan jarak yang digunakan adalah tinggi dari pusat gravitasi pesawat ke tanah adalah tidak ebih dari 60o.

Sudut overturn yang direncakan antar pusat gravitasi dan roda pesawat adalah sebesar 35o. Posisi wheel track ditunjuukan pada gambar 4.17.

Gambar 4.17 Posisi sudut overturn dengan kemiringan 35o.

Untuk menentukan apakah sudut overturn sebesar 35o yang diambil didapatkan jarak wheel track pesawat adalah sebesar 72.1123 cm. Untuk menentukam sudut overturn yang digunakan memenuhi persyaratan dilakukan seperti pada gambar 4.18.

Gambar 4.18 Pemeriksaan sudut overturn. Keterangan:

a = roda belakang b = roda depan

c = sudut overturn yang dihasilkan

Jika dilihat ada gambar 4.18, sudut yang dihasilkan oleh penarikan garis sejajar roda depan dan belakang pesawat dengan garis dari pusat gravitasi pesawat tidak melebihi dari ketentuan yaitu sebesar 60o sehingga wheel track dengan sudut kemiringan 35o dapat digunakan.

4.6.Beban Pesawat

Beban statis pesawat:

Gambar 4.19 Geometri Beban Roda.

a b

c

Whell Base Whell Base

Pada Gambar 4.19 menunjukkan geometri beban roda.

Beban statis :

Dimana :

G.W. = 25 Kg = 245.25 N Untuk menghitung bebannya:

ΣF = FA + FB = W

Dan

ΣM = 0 Maka

W.a - FA . b = 0

245.25 . 1.14 - Sin (85o) FA . 1.28394 = 0

FA . Sin (85o) . 1.28394 = 279.585

FA =

279.585 1.279054221

FA = 218.587 N

F vertikal yang terjadi pada roda depan adalah: 218.587 N

FA + FB = W

218.587 N + FB = 245.25 N

FB = 245.25 – 218.587

FB = 26.663 N

Gambar 4.20 beban pada roda depan Pada gambar 4.20 menunjukkan beban pada roda depan.

Gambar 4.21 Gaya yang terjadi pada roda depan.

Pada gambar 4.21 menunjukkan gaya-gaya yang terjadi pada roda depan. Diketahui:

A = 36 mm2 = 36 x 10-6 m2 E = 200 x 10 9 Pa

Elemen 1

Gambar 4.22 Batang 1 Pada gambar 4.22 menunjukkan batang 1. L= 0,49 m

K = ��

� =

�36�10−6�.(200�10−9)

0.49 = 14.7 x 10 6

k(1)=

Cos2θ Sin θ Cos θ -Cos2θ -Sin θ Cos θ Sin θ Cos θ Sin2θ -Sin θ Cos

θ - Sin

2_θ

- Cos 2θ -Sin θ Cos

θ Cos

2_{θ Sin θ Cos θ}

-Sin θ Cos θ -Sin2θ Sin θ Cos θ Sin2 θ

Cos2 55 Sin 55 Cos 55 -Cos2 55 -Sin 55 Cos 55

k(1)=

Sin 55 Cos 55 Sin2 55 -Sin 55 Cos 55 - Sin 2 55 - Cos 2 55 -Sin 55 Cos 55 Cos 2 55 Sin 55 Cos 55 -Sin 55 Cos 55 -Sin2 55 Sin 55 Cos 55 Sin2 55

k(1) =

u1x u1y u2x u2y

14.84 6.91 -4.84 -6.91 6.91 9.86 -6.91 -9.86 -4.84 -6.91 4.84 6.91 -6.91 -9.86 6.91 9.86

u1x u1y u2x u2y

Elemen 2

Gambar 4.23 Batang 2 Pada gambar 4.23 menunjukkan batang 2.

L= 0.49m K = ��

� =

�36�10−6�.(200�10−9)

0.49 = 14.7 x 10 6

k(2)=

Cos2θ Sin θ Cos θ -Cos2θ -Sin θ Cos θ Sin θ Cos θ Sin2θ -Sin θ Cos

θ - Sin

2_θ

- Cos 2θ -Sin θ Cos

θ Cos

2_{θ Sin θ Cos θ}

-Sin θ Cos θ -Sin2θ Sin θ Cos θ Sin2 θ

k(2)=

Cos2 125 Sin 125 Cos 125 -Cos2 125 -Sin 125 Cos 125 Sin 125 Cos

125

Sin2 125 -Sin 125 Cos 125

- Sin 2 125 - Cos 2 125 -Sin 125 Cos

125

Cos 2 125 Sin 125 Cos 125 -Sin 125 Cos

125

k(2) =

Elemen 3

Gambar 4.24 Batang 3. Pada gambar 4.24 menunjukkan batang 3.

L = 0,72 m K = ��

� =

�36�10−6�.(200�10−9)

0.72 = 10 x 10 6

k(3)=

Cos2θ Sin θ Cos θ -Cos2θ -Sin θ Cos θ Sin θ Cos θ Sin2θ -Sin θ Cos

θ - Sin

2_θ

- Cos 2θ -Sin θ Cos

θ Cos

2_{θ Sin θ Cos θ}

-Sin θ Cos θ -Sin2θ Sin θ Cos θ Sin2 θ

k(3)=

Cos2 0 Sin 0 Cos 0 -Cos2 0 -Sin 0 Cos 0 Sin 0 Cos 0 Sin2 0 -Sin 0 Cos 0 - Sin 2 0

- Cos 2 0 -Sin 0 Cos 0 Cos 2 0 Sin 0 Cos 0 -Sin 0 Cos 0 -Sin2 0 Sin 0 Cos 0 Sin2 0

u3x u3y u4x u4y

4.84 -6.91 -4.84 6.91 u3x -6.91 9.86 6.91 -9.86 u3y -4.84 6.91 14.84 -6.91 u4x 6.91 -9.86 -6.91 9.86 u4y

k(3)=

0 _{0 0 0}

0 0 -10 0

-10 0 0 0

0 0 0 0

Matriks kekauan global.

[K]=

u1x u1y u2x u2y u3x u3y u4x u4y

14.84 6.91 -4.84 -6.91 0 0 -10 0 u1x

6.91 9.86 -6.91 -9.86 0 0 0 0 u1y

-4.84 -6.91 4.84 6.91 0 0 0 0 u2x

-6.91 -9.86 6.91 9.86 0 0 0 0 u2y

0 0 0 0 4.84 -6.91 -4.84 6.91 u3x

0 0 0 0 -6.91 9.86 6.91 -9.86 u3y

-10 0 0 0 -4.84 6.91 14.84 -6.91 u4x

0 0 0 0 6.91 -9.86 -6.91 9.86 u4y

Kondisi batas pada titik 1 dan 4

1 0 0 0 0 0 0 0 u1x

0 1 0 0 0 0 0 0 u1y

-4.84

-6.91 4.84 -6.91 0 0 0 0 u2x

-6.91

-9.86 6.91 -9.86 0 0 0 0 X u2y

0 0 0 0 4.84

-6.91

-4.84 6.91 u3x

0 0 0 0

-6.91 9.86 -6.91

-9.86 u3y

0 0 0 0 0 0 1 0 u4x

0 0 0 0 0 0 0 1 u4y

Displacement (K) * (U) = (F) (U) = (F) * (K-1)

4.84 6.91 0 0 u2x 0

6.91 9.86 0 0 X u2y = -250

0 0 4.84

-6.91 u3x 0

0 0

-6.91 9.86 u3y -250

u2x =

-0.067 m u2y = 0.047 m u3x = 0.067 m u3y = 0.047 m

Resistan gaya pada titik batang R = [K]*[u]-[F]

14.84 6.91 -4.84 -6.91 0 0 -10 0

x

0

-

0

6.91 9.86 -6.91 -9.86 0 0 0 0 0 0

-4.84 -6.91 4.84 6.91 0 0 0 0 -0.067 0

-6.91 -9.86 6.91 9.86 0 0 0 0 0.047 -250

0 0 0 0 4.84 -6.91 -4.84 6.91 0.067 0

0 0 0 0 -6.91 9.86 6.91 -9.86 0.047 -250

-10 0 0 0 -4.84 6.91 14.84 -6.91 0 0

0 0 0 0 6.91 -9.86 -6.91 9.86 0 0

R =

-490 N u1x -450 N u1y 490 N u2x 700 N u2y -490 N u3x 700 N u3y 490 N u4x -450 N u4y

Beban yang dialami pada setiap roda depan adalah:

Gambar 4.25 Roda Depan Pada gambar 4.25 menunjukkan roda depan.

F = W – ( F sin 35 + m1 z1 + m g L ) + ( F cos 55 + m2 . g – FG + m2 . z2 )

Dimana :

m1 = masa pesawat

m2 = masa roda

z1 = displacement pada bagian batang pada badan pesawat (0,043 m)

z2 = displacement pada bagian batang roda (0,000081 m)

L = Lift faktor (0,6)

W

F sin 35 + m1 z1 + mgL

F Cos 55 + m2 g

FG Roda Z1

F = F pada batang FG = F vertikal pada roda

Dimana FG = m dt� 2 �

�

d= diameter roda t = waktu setelah impak τ = ���

��

F = W – ( F sin 35 + m1 z1 + m g L ) + ( F cos 55 + m2 . g – FG + m2 . z2 )

= 245.25 – ( ( 218,587 sin 35 ) + ( 23 . 0.043 ) + ( 23. 9,81 . 0,6 )) + ( ( 218,587 cos 55 ) + ( 2. 9,81 ) – ( ( 0,8 . 0,1 20,043

0,1 −3

) . 2 . 0.00000811 )

= 128,44 N

Beban yang ditumpu pada setiap roda depan adalah sebesar 128,44 N

Pada perancangan pesawat umum, faktor keselamatan yang diberikan berada diantara 1 – 2. Faktor keselamatan yang diambil adalah sebesar 1,5 sehingga.

F vertikal yang terjadi pada roda depan adalah

F VN = FOS x 218,597

= 1.5 x 218,587 = 327.88 N

4.7.Roda

Untuk menghitung diameter dari roda yang akan digunakan, berlaku rumus:

D = A �_�B

• Roda Depan D = 1.51 x 17.5 0.349

= 4.1 in

= 10.41 cm ≈ 10 cm

• Roda Belakang D = 1.51 x 7.5 0.349

= 3.05 in = 7.7 cm ≈ 8 cm

4.8.Bahan

Bahan yang digunakan sebagai tiang roda dipertimbangkan dari beban yang dapat ditumpu. Jika dilihat dari perhitungan beban yang terjadi pada pesawat didapatkan beban terbersar adalah 319.165 N dan tegangan yang terjadi adalah sebesar 5 N/mm2. Sehingga bahan yang dipilih adalah bahan yang memiliki kemampuan menahan beban lebih besar dari tegangan yang terjadi.

Bahan yang dipertimbangkan adalah besi hollow dengan ukuran 10 mm x 10 mm x 1 mm. besi hollow yang dipilih memiliki yield strenght sebesar 355

N/mm2 dan tensile strenght sebesar 510 N/mm2. Dimana tensile strenght

digunakan sebagai tengangan ijin yang dapat ditumpu oleh bahan. σbenda< σijin

9 N/mm2 < 510 N/mm2

Dari data diatas, bahan besi hollow dengan dimensi 10 mm x 10 mm x 1 mm memenuhi persyaratan desain.

Gambar 4.26 Mechanichal properties besi hollow.

BAB V

KESIMPULAN DAN SARAN

5.1. Kesimpulan

1. Desain landing gear yang dipilih adalah jenis Tail-gear.

2. Posisi pusat gravitasi pesawat berada pada X = 94,6 cm dan Y= 11,3 cm

3. Tinggi landing gear yang digunakan adalah 40 cm.

4. Ukuran wheel base yang diperoleh dari perhitungan adalah sebesar 128.934 cm.

5. Ukuran wheel track yang diperoleh dari perhitungan adalah sebesar 72 cm dengan sudut overturn sebesar 35o.

6. Ukuran roda yang diperoleh dari perhitungan adalah roda depan 10 cm dan roda belakang 8 cm.

5.2. Saran

1. Pemilihan roda diharapkan dapat dilakukan lebih baik lagi dikarenakan tipe roda yang digunakan saat ini tidak terlalu memberikan dampak yang cukup besar dalam penyerapan beban pesawat.

2. Pada penelitian kedepannya diharapkan dapat menambahkan sistem

DAFTAR PUSTAKA

Conway, H. G., Landing Gear Design, Chapman & Hall, London, 1958.

Curey Norman S. Aircraft Landing Gear Design: Principles and Practices. American Institute of Aeronatics. 1988.

Department of Transportation, Federal Aviation Administration. Airframe and Power plant Mechanics Airframe Handbook Revised 1st Edition, Aviation Maintenance Publishers, Inc. 1976

Daniel P. Raymer. Aircraft Design: A Conceptual Approach. Second Edition.

American Institute of Aeronatics. 1992.

Goodno Barry J. and James M. Gere. Mechanics Of Materials. 7th Edition. Cengage Learning. Toronto. Canada. 2009

Jan Roskam. Dr. Layout Design of Landing Gear and Systems. Second Edition. Roskam Aviation and Engineering Corporation. Ottawa, Kansas. 1989. Jha Akhilesh. Landing Gear Layout Design for Unmanned Aerial Vehicle. SDET

Division, ADE/DRDO, Bangalore, India. 2009

L. Pazmany. Light Aircraft Design. United States of America San Diego, California. 1963.

Niu Yung and Michael Chun. Airframe Structural Design. Lockhead Aeronautical System Company Burbank, California. Conmilit Press LTD. 1989

Politecnicop Di Milano - Dipartimento Di Ingegneria Aerospaziale Aircraft Systems– Lecture Notes, Version 2004.

Russell C. Hibbeler, Engineering Mechanics: Statics, 12th Edition, Prentice Hall, 2009

Lampiran 1 : Geometri Roda Pendaratan. Digunakan untuk menentukan posisi roda pedanaratan depan dan roda pendaratan belakang.

Lampiran 2 : Desain Roda Pendaratan.

Lampiran 3 : Desain Roda Pendaratan.

BAB V

KESIMPULAN DAN SARAN

5.1. Kesimpulan

1. Desain landing gear yang dipilih adalah jenis Tail-gear.

2. Posisi pusat gravitasi pesawat berada pada X = 94,6 cm dan Y= 11,3 cm

3. Tinggi landing gear yang digunakan adalah 40 cm.

4. Ukuran wheel base yang diperoleh dari perhitungan adalah sebesar 128.934 cm.

5. Ukuran wheel track yang diperoleh dari perhitungan adalah sebesar 72 cm dengan sudut overturn sebesar 35o.

6. Ukuran roda yang diperoleh dari perhitungan adalah roda depan 10 cm dan roda belakang 8 cm.

5.2. Saran

1. Pemilihan roda diharapkan dapat dilakukan lebih baik lagi dikarenakan tipe roda yang digunakan saat ini tidak terlalu memberikan dampak yang cukup besar dalam penyerapan beban pesawat.

2. Pada penelitian kedepannya diharapkan dapat menambahkan sistem

DAFTAR PUSTAKA

Conway, H. G., Landing Gear Design, Chapman & Hall, London, 1958.

Curey Norman S. Aircraft Landing Gear Design: Principles and Practices.

American Institute of Aeronatics. 1988.

Department of Transportation, Federal Aviation Administration. Airframe and Power plant Mechanics Airframe Handbook Revised 1st Edition, Aviation Maintenance Publishers, Inc. 1976

Daniel P. Raymer. Aircraft Design: A Conceptual Approach. Second Edition.

American Institute of Aeronatics. 1992.

Goodno Barry J. and James M. Gere. Mechanics Of Materials. 7th Edition. Cengage Learning. Toronto. Canada. 2009

Jan Roskam. Dr. Layout Design of Landing Gear and Systems. Second Edition.

Roskam Aviation and Engineering Corporation. Ottawa, Kansas. 1989.

Jha Akhilesh. Landing Gear Layout Design for Unmanned Aerial Vehicle. SDET Division, ADE/DRDO, Bangalore, India. 2009

L. Pazmany. Light Aircraft Design. United States of America San Diego, California. 1963.

Niu Yung and Michael Chun. Airframe Structural Design. Lockhead Aeronautical System Company Burbank, California. Conmilit Press LTD. 1989

Politecnicop Di Milano - Dipartimento Di Ingegneria Aerospaziale Aircraft Systems– Lecture Notes, Version 2004.

Russell C. Hibbeler, Engineering Mechanics: Statics, 12th Edition, Prentice Hall, 2009

Lampiran 1 : Geometri Roda Pendaratan. Digunakan untuk menentukan posisi roda pedanaratan depan dan roda pendaratan belakang.

Lampiran 2 : Desain Roda Pendaratan.

Lampiran 3 : Desain Roda Pendaratan.