Simulasi Uji Kebisingan Pada Pesawat Tanpa Awak Prototipe NVC USU Menggunakan Perangkat Lunak FEM

DAFTAR PUSTAKA

1. Anderson Jr, Jhon D., Fundamental of Aerodyamics. Boston : Mc.Graw-Hill. 1999.

2. Barron, Randall F. Industrial Noise Control and Acoustics. New- York: Marcel Dekker, Inc. 2001

3. Beranek, Leo L, Noise and Vibration Control Engineering, Principles and Applications, Second Edition, John Wiley and Sons, inc. 2006.

4. Cook, K., & Atcherson. Impulse Noise: Can Hitting a Softball Harm Your Hearing?. Scientific World Journal. Vol. 2014, Article ID 702723, 4 pages, 2014

5. ���TM, DLE Operator’s Manual, Hobicco, Inc. 2010.

6. Dolle. Leslie L. dan Prasetio, Akustik Lingkungan, Penerbit Erlangga : Jakarta, 1993.

7. Harris, Cyril. M., Handbook Of Noise Control, Fifth Edition. New York, McGraw-Hill Companies. 1957.

8. Hemond Jr. Conrad J., Engineering Acoustic and Noise Control, Prentice Hall Inc., London, 1983.

9. K. D. Kryter. Acceptability of Aircraft Noise. U.S.A : Stanford Research Institute, Menlo Park, California.1966

10.Kurniawan, A., Desain dan Analisis Propeller pada Unmanned Aerial Vehicle (UAV). AAU Journal of Defense Science and Technology. 2011.

11.Llyod J, Jim Marchman, Aircraft Design Projects for Engineering Students, Linacre House, Jordan Hill, Oxford. 2003.

12.Mediastika, Christina. Akustika Bangunan. Bandung: Departemen Teknik Fisika ITB. 2005.

14.Tippler, Paul A. Fisika Untuk Sains dan Teknik. Jilid 1. Penerbit Erlangga. Jakarta. 1998

15.http://www.ansys.com/Products/Simulation+Technology/Fluid+Dynamics/ Fluid+Dynamics+Products/ANSYS+Fluent/Features/Acoustic diakses November 2015.

BAB III

METODOLOGI PENELITIAN

3.1 Waktu dan Tempat Penelitian

Penelitian ini direncanakan berlangsung selama ± 4 bulan. Tempat pelaksanaan penelitian adalah di Noise and Vibration Research Centre, Program Magister Teknik Mesin, Fakultas Teknik, Universitas Sumatera Utara.

3.2 Variabel Penelitian

Pada penelitian ini ditentukan dua buah variable penelitian, yakni variable terikat dan variable bebas

3.2.1 Variabel Terikat

Untuk membatasi permasalahan yang dikaji dalam penelitian ini, maka ditetapkan variabel terikat dalam penelitian ini yaitu:

1. Tingkat Kebisingan (SPL) 2. Kontur kebisingan

3.2.2 Variabel Bebas

Variable bebas pada penelitian ini merupakan faktor yang mempengaruhi variable terikat dengan menentukan beberapa variabel. Adapun variable bebas yang digunakan pada penelitian ini, yaitu :

1. Variasi putaran pada pesawat yaitu pada putaran 2000 rpm, 3000 rpm, 4000 rpm, 5000 rpm, 6000 rpm, 7000 rpm.

Gambar 3.1 Arah pengukuran pada pesawat tanpa awak

3.3 Spesifikasi Data

Pada penelitian ini diperlukan spesifikasi data yang membantu dalam perhitungan dan analisa gaya-gaya yang terjadi pada simulasi. Karena itu maka keakuratan data yang diperoleh akan sangat mempengaruhi hasil dari perhitungan dan analisa gaya-gaya tersebut.

3.3.1 Spesifikasi Pesawat

Adapun bahan dalam penelitian ini yaitu pesawat tanpa awak prototype NVC USU generasi 3 seperti yang diperlihatkan pada gambar 3.2.Berikut ini adalah data spesifikasi pesawat yang terdapat pada table 3.1 dibawah ini.

Tabel 3.1 Data Badan pesawat

No Spesifikasi Karakteristik

1 Airfoil Semi Simetris NACA 2412

2 Posisi wings Parasol

3 Posisi Tail Conventional Tail

4 Diameter Sapuan 475 mm

5 Type Propulsion Tractor

6 Jumlah Sudu 2 buah

7 Fuselage Type 11

Gambar 3.2 Pesawat Prototipe NVC USU 3

3.3.2 Spesifikasi Kayu Balsa

Bahan badan pesawat adalah kayu balsa dengan spesifikasi seperti yang ditampilkan pada table 3.2 dibawah ini.Data dibawah digunakan untuk data bahan pada saat simulasi.

Tabel 3.2 Spesifikasi Kayu Balsa

No Spesifikasi Karakteristik

1 Massa Jenis 130 kg/m3

2 Modulus Young 3 x 109 N/m2

3 Possion Ratio 0.488

Sumber :Madison, Wisconsin, 2010

3.3.3 Spesifikasi Fluida

Spesifikasi Fluida, dalam hal ini adalah udara pada keadaan atmosfer. Data untuk fluida ini digunakan dalam proses simulasi kebisingan. Oleh karena itu di gunakan properties fluida pada keadaan atmosfer yang di tabulasikan pada tabel 3.3 dibawah ini.

No Spesifikasi Karakteristik

1 Jenis Fluida Udara (pada tekanan 1 atm)

2 Massa Jenis 1,2041 kg/m3

3 Cepat Rambat Suara 343,24 m/s

4 Viskositas Dinamik 181,93 x 10-7 Pa.s

5 Konduktivitas Termal 0,0257 W/m.C

6 Panas Jenis Cp 1,005 J/kg.C

7 Panas Jenis Cv 0,712 J/kg.C

3.4 Cara Pelaksanaan Penelitian

Adapun tahapan dalam melakukan penelitian pada pesawat UAV ini untuk mendapatkan hasil penelitian yang baik, maka urutan penelitian yang dilakukan adalah sebagai berikut.

1. Menetapkan Tujuan dan Masalah

Pada tahap ini peneliti menetapkan tujuan penelitian dari latar belakang masalah yang diperoleh. Tujuan yang ingin dicapai hendaknya selaras dengan masalah yang didapat agar mendapatkan kesimpulan yang sesuai. 2. Studi Literatur

Penelitian ini harus dilakukan berlandaskan pada asas-asas teoritis yang diakui di dalam dunia ilmu pengetahuan sehingga dapat dijadikan rujukan penyelesaian penelitian ini. Studi literatur ini dilakukan dengan cara memperolehnya dari buku referensi, jurnal ilmiah, kumpulan symposium, diskusi personal, atau bahkan lewat media internet.

3. Pengumpulan data awal

Tahap ini merupakan tahapan dilakukan pengumpulan data tentang informasi mengenai pesawat tanpa awak dari segi kerja, fungsi dan kegunaan, dan perkembangan penelitian kebisingan terhadap pesawat tersebut serta spesifikasi data yang dibutuhkan untuk dilakukan penelitian.

3. Pengolahan data

Perhitungan data pada penelitian ini dilakukan melalui simulasi softwareAnsys 15.0. Data-data yang dibutuhkan selama proses pengerjaan di input kedalam proses komputasi data dimulai dari pemodelan bentuk geometripesawat tanpa awak, kemudian melakukan simulasi pada Ansys untuk memperoleh hasil pengaruh variable bebas terhadap variable terikat yang telah ditentukan.

4. Analisa Hasil

Pada tahapan ini akan dilakukan pembahasan terhadap masing-masing hasil simulasi dengan berbagai input variabel bebasnya. Kemudian akan dihitung tingkat kebisingannya dalam skala desibel (dB). Pada tahapan ini ditentukan ambang nilai batas SPL yang yaitu 10dB ≤ SPL ≤ 140 dB dimana ini merupakan ambang batas kemampuan pendengaran manusia. 5. Penarikan kesimpulan

Penarikan kesimpulan ini berdasarkan korelasi terhadap tujuan penelitian yang telah ditetapkan sebelumnya. Dengan demikian diharapkan tidak terjadi penyimpangan dari tujuan penelitian.

3.5 Diagram Alir Penelitian

Secara umum pelaksanaan penelitian dapat dilihat pada diagram alir penelitian pada gambar 3.3 dibawah ini.

Identifikasi masalah dan menetapkan tujuan penelitian

PENGUMPULAN DATA - Data Pesawat

- Data Fluida

PENGOLAHAN DATA - Simulasi Ansys

Tidak ANALISA DATA

10dB ≤ SPL ≤140 dB

Ya KESIMPULAN

SELESAI MULAI

STUDI AWAL - Studi literatur

3.6 Setup Pengujian

3.6.1 Tahap Pre-Processing

Prosespre-processing merupakan proses yang dilakukan sebelum pengujian(simulasi). Proses inimencakuppembuatanmodel,penentuandomain dan pembuatan mesh(meshing).

1. PembuatanModel

Pembuatanmodel pesawat tanpa awak NVC USU

dalamsimulasiinimengacukepada bentukdan dimensiyang sebenarnya.PembuatanmodelCADdilakukandengan

menggunakanperangkatlunakAutodesk Inventor.Gambar model pesawat yang telah dibuat diperlihatkan pada gambar 3.4 dibawah ini.

Gambar 3.4 Model Pesawat Tanpa Awak NVC USU denganAutodesk Inventor.

2. Menentukan Material

Setelah penginputan model pesawat tanpa awak, selanjutnya dilakukan penginputan data material pesawat dengan data-data spesifikasi yang telah dibahas sebelumnya. Penginputan data material pesawat seperti yang diperlihatkan oleh gambar 3.5 dibawah ini.

Gambar 3.5 Penentuan Material

3. Menentukan Computational Domain

Computational Domain merupakan bidang batas simulasi yang akan dipengaruhi oleh fluida di sekitar mesin. Computational Domain ditentukan oleh sebuah kubus pejal dengan seperti gambar 3.6 dibawah ini.

Gambar 3.6 Computational Domain

4. Pembuatan Mesh

Unit-unitvolume pada simulasiANSYSdiinterpretasikandenganpembentukanmeshataugrid.Dalam

diperoleh bentuk mesh seperti yang diperlihatkan oleh gambar 3.7 dibawah ini.

Gambar 3.7 Bentuk Mesh

5. Menginput Pengaturan Analisis Harmonic

Pada bagian ini diinput rentang frekuensi dari noise mesin. Rentang frekuensi yang diinput adalah nilai frekuensi yang dihasilkan oleh tiap putaran mesin. Pengaturan Analisis Harmonic dapat dilihat pada gambar 3.8 dibawah ini.

Gambar 3.8 Pengaturan Analisis Harmonic

6. Menginput Properties Dari Domain

Pada bagian ini diinput data properties dari acoustic body yaitu udara. Properties udara yang diinput adalah massa jenis, cepat rambat suara, viskositas, konduktivitas termal dan panas jenis. Pengaturan input data properties domain diperlihatkan seperti gambar 3.9 dibawah.

Gambar 3.9 Input Properties Domain

7. Menginput Bidang Akustik

Pada bagian ini seperti yang diperlihatkan pada gambar 3.10 akan diinput bidang permukaan dari geometri akustik. Untuk pengaturan lainnya digunakan pengaturan default.

Gambar 3.10 Input Tekanan Akustik

8. Mendefinisikan Eksitasi Gelombang Planar

Pada bagian ini dimasukkan pengaturan gelombang yang tereksitasi ke udara. Nilai tekanan yang dimasukkan adalah nilai tekanan atmosfer yaitu

kg/m3. Nilai cepat rambat udara pada udara adalah 343 m/s seperti yang diperlihatkan pada gambar 3.11 dibawah ini.

Gambar 3.11 Input Data Sumber Gelombang Akustik

9. Mendefinisikan Kontrol Hamburan

Pada bagian ini dimasukkan pengaturan jenis hamburan dari gelombang. Scattered Field Output diatur menjadi Scattered seperti gambar 3.12 dibawah ini.

Gambar 3.12 Input Kontrol Hamburan

3.6.2 Tahap Post-Processing

Pada tahap ini ditentukan hasil yang ingin didapatkan dari proses simulasi. Untuk penelitian ini hasil yang ingin didapat dari simulasi adalah nilai SPL (sound pressure level).

3.6.3 Menjalankan Simulasi

MULAI

selesai. Jika terjadi kegagalan maka kembali melihat data masukan di pendefinisian bidang batas dan jika tidak terjadi kegagalan maka plot kontur dan nilai SPL.

3.7 Diagram Alir Simulasi

Secara umum pelaksanaan simulasi dimulai diperlihatkan pada gambar 3.12 dibawah ini.

Pembuatan geometri di Autodesk Inventor

Proses import model pada ANSYS Workbench

Proses meshing

Pendefinisian bidang batas

Solve

Solveerror

Plot kontur noise dan SPL

SELESAI

Ya

BAB IV

HASIL DAN PEMBAHASAN 4.1 Kontur Kebisingan

Simulasi uji kebisingan (noise) pada pesawat tanpa awak NVC USU dilakukan untuk mendapatkan nilai kebisingan serta menunjukkan kontur kebisingan (noise contour). Kontur kebisingan adalah data gambar yang ditunjukkan oleh warna-warna yang menunjukkan tingkat besarnya SPL (Sound Pressure Level) yang tereksitasi ke udara di sekitar pesawat tanpa awak. Simulasi dilakukan dalam jarak ukur 3 meter dengan variasi putaran mesin mulai dari 2000 rpm hingga 7000 rpm dengan interval 1000 rpm dan sumbu X+, X-, Y+, Y-, Z+, dan Z-. Berikut ini adalah kontur kebisingan pada tiap-tiap putaran.

4.1.1 Putaran 2000 rpm

Dibawah ini adalah hasil simulasi uji kebisingan (noise) pada pesawat tanpa awak NVC USU pada putaran 2000 rpm pada setiap tiap bidang seperti yang ditunjukkan oleh gambar 4.1 dibawah ini.

(b)

(c)

Gambar 4.1 (a) Noise Contour pada bidang YX (b) Noise Contour pada bidang ZX (c) Noise Contour pada bidang ZY

Pada gambar 4.1 diatas terlihat kontur kebisingan yang di perlihatkan oleh skala warna, dimana warna merah dengan tingkat kebisingan tertinggi dan warna biru dengan tingkat kebisingan terendah.Noise contour bidang YX, ZX dan ZY pada putaran 2000 rpm memperlihatkan penyebaran kebisingan terjadi secara tidak merata kesetiap arah dan daerah penyebaran dominan terjadi pada daerah dengan rentang 76.461 dB sampai 104.29 dB.Bentuk kontur yang dihasilkan pada gambar dipengaruhi oleh tingkat kebisingan pada medium yang dihasilkan oleh sumber kebisingan pada pesawat tanpa awak.

Sedang pada gambar 4.2 dibawah ini memperlihatkan penyebaran pada bidang XYZ.Untuk melihat arah penyebaran dominan yang didapat dari simulasi yang telah dilakukan.

Gambar 4.2 Kontur kebisingan pada bidang XYZ putaran 2000 rpm

Dari gambar 4.2 diatas terlihat bahwa pada bidang XYZ penyebaran kebisingan dominan menyebar kearah sumbu Z+ yang mengarah kebagian atas pesawat.Hal ini dipengaruhi oleh gelombang bunyi yang dihasilkan menyebabkan resonansi di dalam badan pesawat akibat pantulan pada dinding bagian dalam pesawat.Selanjutnya bunyi resonansi pada badan pesawat (ruang resonansi) tersebut menyebar keluar melalui daerah terbuka yaitu pada bagian atas pesawat sehingga penyebaran kebisingan yang dihasilkan dominan menyebar kebagian atas pesawat.

Peristiwa resonansi merupakan peristiwa bergetarnya suatu sistem fisis dengan nilai frekuensi tertentu akibat dipengaruhi oleh sistem fisis lain (sumber) yang bergetar dengan frekuensi tertentu pula dimana nilai kedua frekuensi ini adalah sama. Peristiwa ini dapat kita amati dengan menggunakan kolom(ruang) udara, dimana bentuk dan ukuran kolom udara ini akan berpengaruh terhadap cepat rambat bunyi yang dihasilkan

4.1.2 Putaran 3000 rpm

Hasil simulasi uji kebisingan pada pesawat tanpa awak NVC USU pada putaran 3000 rpm pada setiap tiap bidang akan ditunjukkan oleh gambar 4.3 dibawah ini.

(a)

(c)

Gambar 4.3 (a) Noise Contour pada bidang YX (b) Noise Contour pada bidang ZX (c) Noise Contour pada bidang ZY

Pada gambar 4.3 diatas terlihat kontur kebisingan yang di perlihatkan oleh skala warna dari warna merah dengan tingkat kebisingan tertinggi dan warna biru dengan tingkat kebisingan terendah.Noise contour pada bidang YX, ZX dan ZY memperlihatkan penyebaran kebisingan terjadi secara tidak merata ke setiap arah dan daerah penyebaran dominan terjadi pada daerah dengan rentang 75.116 dB sampai 100.39 dB.

Sedang pada gambar 4.4 dibawah ini memperlihatkan penyebaran pada bidang XYZ.Untuk melihat arah penyebaran dominan yang didapat dari simulasi yang telah dilakukan.

Gambar 4.4 Kontur kebisingan pada bidang XYZ putaran 3000 rpm

Dari gambar 4.4 diatas terlihat bahwa pada bidang XYZ penyebaran kebisingan dominan menyebar ke arah sumbu Z+ yang mengarah kebagian atas pesawat.

4.1.3 Putaran 4000 rpm

Hasil simulasi uji kebisingan pada pesawat tanpa awak NVC USU pada putaran 4000 rpm pada setiap tiap bidang akan ditunjukkan oleh gambar 4.5 dibawah ini.

(a)

(c)

Gambar 4.5 (a) Noise Contour pada bidang YX (b) Noise Contour pada bidang ZX (c) Noise Contour pada bidang ZY

Pada gambar 4.5 diatas terlihat kontur kebisingan yang di perlihatkan oleh skala warna dari warna merah dengan tingkat kebisingan tertinggi dan warna biru dengan tingkat kebisingan terendah.Noise contour pada bidang YX, ZX dan ZY memperlihatkan penyebaran kebisingan terjadi secara tidak merata ke setiap arah dan daerah penyebaran dominan terjadi pada daerah dengan rentang 80.872 dB sampai 104.29 dB.

Sedang pada gambar 4.6 dibawah ini memperlihatkan penyebaran pada bidang XYZ.Untuk melihat arah penyebaran dominan yang didapat dari simulasi yang telah dilakukan.

Dari gambar 4.6 diatas terlihat bahwa pada bidang XYZ penyebaran kebisingan dominan menyebar ke arah sumbu Z+ yang mengarah kebagian atas pesawat.

4.1.4 Putaran 5000 rpm

Hasil simulasi uji kebisingan pada pesawat tanpa awak NVC USU pada putaran 5000 rpm pada setiap tiap bidang akan ditunjukkan oleh gambar 4.7 dibawah ini.

(a)

(c)

Gambar 4.7 (a) Noise Contour pada bidang YX (b) Noise Contour pada bidang ZX (c) Noise Contour pada bidang ZY

Pada gambar 4.7 diatas terlihat kontur kebisingan yang di perlihatkan oleh skala warna dari warna merah dengan tingkat kebisingan tertinggi dan warna biru dengan tingkat kebisingan terendah.Noise contour pada bidang YX, ZX dan ZY memperlihatkan penyebaran kebisingan terjadi secara tidak merata ke setiap arah dan daerah penyebaran dominan terjadi pada daerah dengan rentang 79.673 dB sampai 103.44 dB.

Sedang pada gambar 4.8 dibawah ini memperlihatkan penyebaran pada bidang XYZ.Untuk melihat arah penyebaran dominan yang didapat dari simulasi yang telah dilakukan.

Gambar 4.8 Kontur kebisingan pada bidang XYZ putaran 5000 rpm

Dari gambar 4.8 diatas terlihat bahwa pada bidang XYZ penyebaran kebisingan dominan menyebar ke arah sumbu Z+ yang mengarah kebagian atas pesawat.

4.1.5 Putaran 6000 rpm

Hasil simulasi uji kebisingan pada pesawat tanpa awak NVC USU pada putaran 6000 rpm pada setiap tiap bidang akan ditunjukkan oleh gambar 4.9 dibawah ini.

(a)

(c)

Gambar 4.10 (a) Noise Contour pada bidang YX (b) Noise Contour pada bidang ZX (c) Noise Contour pada bidang ZY

Pada gambar 4.9 diatas terlihat kontur kebisingan yang di perlihatkan oleh skala warna dari warna merah dengan tingkat kebisingan tertinggi dan warna biru dengan tingkat kebisingan terendah.Noise contour pada bidang YX, ZX dan ZY memperlihatkan penyebaran kebisingan terjadi secara tidak merata ke setiap arah dan daerah penyebaran dominan terjadi pada daerah dengan rentang 112.31 dB sampai 90.861 dB.

Sedang pada gambar 4.10 dibawah ini memperlihatkan penyebaran pada bidang XYZ.Untuk melihat arah penyebaran dominan yang didapat dari simulasi yang telah dilakukan.

Gambar 4.10 Kontur kebisingan pada bidang XYZ putaran 6000 rpm

Dari gambar 4.10 diatas terlihat bahwa pada bidang XYZ penyebaran kebisingan dominan menyebar ke arah sumbu Z+ yang mengarah kebagian atas pesawat.

4.1.6 Putaran 7000 rpm

Hasil simulasi uji kebisingan pada pesawat tanpa awak NVC USU pada putaran 7000 rpm pada setiap tiap bidang akan ditunjukkan oleh gambar 4.11 dibawah ini.

(b)

(c)

Gambar 4.11 (a) Noise Contour pada bidang YX (b) Noise Contour pada bidang ZX (c) Noise Contour pada bidang ZY

Pada gambar 4.11 diatas terlihat kontur kebisingan yang di perlihatkan oleh skala warna dari warna merah dengan tingkat kebisingan tertinggi dan warna biru dengan tingkat kebisingan terendah.Noise contour pada bidang YX, ZX dan ZY memperlihatkan penyebaran kebisingan terjadi secara tidak merata ke setiap arah dan daerah penyebaran dominan terjadi pada daerah dengan rentang 112.31 dB sampai 90.861 dB.

Sedang pada gambar 4.12 dibawah ini memperlihatkan penyebaran pada bidang XYZ.Untuk melihat arah penyebaran dominan yang didapat dari simulasi yang telah dilakukan.

Gambar 4.12 Kontur kebisingan pada bidang XYZ putaran 7000 rpm

Dari gambar 4.12 diatas terlihat bahwa pada bidang XYZ penyebaran kebisingan dominan menyebar ke arah sumbu Z+ yang mengarah kebagian atas pesawat.

Dilihat dari data - data gambar kontur kebisingan diatas memperlihatkan bahwa penyebaran kebisingan dominan menyebar ke arah sumbu Z+ yaitu kebagian atas pesawat baik pada putaran 2000 rpm sampai 7000 rpm. Hal ini dipengaruhi oleh gelombang bunyi yang dihasilkan menyebabkan resonansi di dalam badan pesawat akibat pantulan pada dinding bagian dalam pesawat, dimana resonansi ini adalah peristiwa ikut bergetarnya benda diakibatkan gelombang bunyi yang dihasilkan sumber bunyi dan meningkatnya bunyi yang dihasilkan.Selanjutnya bunyi resonansi pada badan pesawat tersebut menyebar keluar melalui daerah terbuka yaitu pada bagian atas pesawat sehingga penyebaran kebisingan yang dihasilkan dominan ke arah atas pesawat. Penyebaran kebisingan yang terjadi juga diakibatkan pengaruh perbedaan massa jenis media rambat. Kebisingan yang dihasilkan oleh pesawat tanpa awak ini

pesawat dan udara memiliki massa jenis yang berbeda sehingga mempengaruhi bentuk kontur kebisingan yang dihasilkan.

Noise contour pada bidang YX, ZX dan ZY pada putaran 2000 rpm sampai 7000 rpm memperlihatkan penyebaran kebisingan terjadi secara tidak merata ke setiap arah. Hal ini terjadi diakibatkan pengaruh perbedaan massa jenis media rambat. Kebisingan yang dihasilkan oleh pesawat tanpa awak ini diteruskan melalui medium badan pesawat dan udara sekitar, dimana badan pesawat dan udara memiliki massa jenis yang berbeda sehingga mempengaruhi penyebaran kebisingan seperti yang diperlihatkan pada noise contour. Bentuk kontur yang dihasilkan pada gambar terbentuk mengikuti tingkat kebisingan pada medium yang dihasilkan oleh sumber kebisingan pada pesawat tanpa awak.

4.2 Tingkat Kebisingan (SPL)

Dari simulasi yang telah dilakukan selain mendapatkan kontur kebisingan kita juga dapat melihat tingkat kebisingan pada setiap putaran dalam jarak ukur yang telah ditentukan.Berikut ini adalah hasil simulasi yang menampilkan tingkat kebisingan pada tiap putaran.

4.2.1 Putaran 2000 rpm

Tingkat kebisingan pada putaran 2000 rpm pada pesawat tanpa awak akan diperlihatkan pada gambar 4.13 dibawah ini.

Gambar 4.13 Tingkat kebisingan pada setiap sumbu pada putaran 2000 rpm

Dari gambar diatas terlihat bahwa tingkat kebisingan tertinggi terdapat pada sumbu Z+ dengan nilai 81.879 dB dan tingkat kebisingan terendah terjadi pada sumbu Y+ dengan nilai 75.261 dB. Rendah tingginya tingkat kebisingan ini dipengaruhi oleh fluktuasi dari tekanan udara ketika suatu sumber bunyi menghasilkan bunyi. Bunyi yang dihasilkan tersebut akan merambat melalui medium yang ada disekitarnya. Ketika terjadi perambatan, maka terjadi perubahan tekanan atmosfer beberapa saat. Hal ini dapat dibuktikan dengan melihat persamaan 2.10 pada bab 2 yang telah dibahas sebelumnya. Perubahan tekanan ini juga mempengaruhi cepat rambat bunyi di udara selain suhu dan rapat massa medium yang juga berpengaruh terhadap cepat rambat bunyi terjadi.

Selanjutnya pada putaran 3000 rpm sampai dengan putaran 7000 rpm akan ditampilkan arah kebisingan tertinggi dan terendah beserta nilai tingkat kebisingan diperoleh. Dimana dengan alasan dan penjelasan yang sama seperti pada putaran 2000 rpm yang telah dibahas diatas.

4.2.2 Putaran 3000 rpm

Tingkat kebisingan pada putaran 3000 rpm pada pesawat tanpa awak akan diperlihatkan pada gambar 4.14 dibawah ini.

Gambar 4.14 Tingkat kebisingan pada setiap sumbu pada putaran 3000 rpm

Dari gambar 4.14 diatas terlihat bahwa tingkat kebisingan tertinggi terdapat pada sumbu Y+ dengan nilai 83.356 dB dan tingkat kebisingan terendah terjadi pada sumbu Z- dengan nilai 80.047 dB.

4.2.3 Putaran 4000 rpm

Tingkat kebisingan pada putaran 4000 rpm pada pesawat tanpa awak akan diperlihatkan pada gambar 4.15 dibawah ini.

Gambar 4.15 Tingkat kebisingan pada setiap sumbu pada putaran 4000 rpm

Dari gambar 4.15 tersebut terlihat bahwa tingkat kebisingan tertinggi terdapat pada sumbu Y+ dengan nilai 88.248 dB dan tingkat kebisingan terendah terjadi pada sumbu Z- dengan nilai 82.444 dB.

4.2.4 Putaran 5000 rpm

Tingkat kebisingan pada putaran 5000 rpm pada pesawat tanpa awak akan diperlihatkan pada gambar 4.15 dibawah ini.

Gambar 4.15 Tingkat kebisingan pada setiap sumbu pada putaran 5000 rpm

Dari gambar 4.15 diatas terlihat bahwa tingkat kebisingan tertinggi terdapat pada sumbu X- dengan nilai 95.897 dB dan tingkat kebisingan terendah terjadi pada sumbu Z- dengan nilai 83.075 dB.

4.2.5 Putaran 6000 Rpm

Tingkat kebisingan pada putaran 6000 rpm pada pesawat tanpa awak akan diperlihatkan pada gambar 4.16 dibawah ini.

Gambar 4.16 Tingkat kebisingan pada setiap sumbu pada putaran 6000 rpm

Dari gambar 4.16 diatas terlihat bahwa tingkat kebisingan tertinggi terdapat pada sumbu X dengan nilai 98.311 dB dan tingkat kebisingan terendah terjadi pada sumbu Y- dengan nilai 87.444 dB.

4.2.6 Putaran 7000 rpm

Tingkat kebisingan pada putaran 7000 rpm pada pesawat tanpa awak akan diperlihatkan pada gambar 4.17 dibawah ini.

Gambar 4.17 Tingkat kebisingan pada setiap sumbu pada putaran 7000 rpm

Dari gambar 4.17 diatas terlihat bahwa tingkat kebisingan tertinggi terdapat pada sumbu Z- dengan nilai 98.927 dB dan tingkat kebisingan terendah terjadi pada sumbu Y+ dengan nilai 90.28 dB.

Selanjutnya tingkat kebisingan hasil simulasi pada putaran 2000 rpm sampai dengan 7000 rpm yang telah dibahas diatas akan ditampilkan dalam bentuk tabel untuk mengetahui letak tingkat kebisingan tertinggi dan terendah dari semua titik pengukuran yang telah dilakukan. Adapun hasil rekapitulasi simulasi selengkapnya akan ditampilkan pada tabel 4.1 dibawah ini.

Tabel 4.1 Tingkat Kebisingan dari hasil simulasi

N (rpm)

Sumbu Pengukuran (dB)

X+ X - Y+ Y- Z+ Z-

2000 76.15 79.859 75.261 77.844 81.879 80.439

3000 83.27 81.88 83.356 81.013 80.879 80.047

4000 86.483 85.298 88.248 85.505 87.525 82.444

5000 90.399 95.897 88.713 86.173 87.851 83.075

6000 98.311 94.804 89.949 87.444 92.965 88.33

7000 94.819 95.918 90.28 93.829 96.736 98.927 Keterangan :

SPL Tertinggi SPL Terendah

Dari tabel 4.1 diatas didapatkan bahwa tingkat kebisingan (SPL) terbesar terjadi pada sumbu Z- pada putaran 7000 rpm dengan tingkat kebisingan sebesar 98.927 dB. Sumbu Z- adalah sumbu yang mengarah kebagian bawah pesawat dimana dibagian ini terdapat knalpot. Knalpot pesawat sendiri merupakan salah satu penyumbang kebisingan pada pesawat tanpa awak. Kemudian tingkat kebisingan terendah terjadi pada arah sumbu Y+ pada putaran 2000 rpm dengan tingkat kebisingan sebesar 75.261 dB. Sumbu Y+ sendiri merupakan sumbu yang mengarah kebagian depan pesawat, dimana dibagian depan terdapat propeller dan arah datangnya angin ketika pesawat terbang.

Dari tabel diatas juga diperoleh tingkat kebisingan tidak selalu konstan terhadap pertambahan putaran pesawat yang bertambah konstan. Ketidakkonstanan tingkat kebisingan ini dipengaruhi oleh parameter-paremeter kebisingan seperti frekuensi, jumlah gelombang, panjang gelombang, sound pressure dan sound power.

4.3 Grafik Hasil Simulasi

Dari simulasi yang telah dilakukan sebelumnya didapatlah nilai sound pressure level (SPL) pada tiap putaran pada setiap sumbu ukur X+, X-, Y+, Y-, Z+, Z-. Nilai kebisingan yang didapat dari simulasi selanjutnya akan ditampilkan dalam bentuk grafik untuk melihat gambaran kenaikan nilai SPL pada setiap sumbu ukur.

4.3.1 Sumbu X+

Grafik nilai SPL terhadap perubahan putaran pada sumbu X+ ditunjukkan pada gambar 4.18 dibawah ini.

Gambar 4.18 Grafik SPL vs Putaran pada sumbu x

Dari grafik diatas, pada sumbu X+ nilai SPL tertinggi terjadi pada putaran 6000 Rpm dengan nilai 98.311 dB dan selanjutnya tingkat kebisingan menurun pada putaran 7000 rpm. Naik turunnya tingkat kebisingan ini diakibatkan oleh fluktuasi tekanan yang dihasilkan oleh gelombang suara.Hal ini dapat dibuktikan dengan melihat pada persamaan 2.10 pada Bab 2. Dengan begitu tekanan yang dihasilkan pada putaran 7000 rpm lebih rendah dibandingkan dengan putaran 6000 rpm sehingga mengalami penurunan tingkat kebisingan.

60 65 70 75 80 85 90 95 100 105 110

0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000

S P L (d B ) Putaran (Rpm)

Sumbu X

4.3.2 Sumbu X-

Grafik nilai SPL terhadap perubahan putaran pada sumbu X-ditunjukkan pada gambar 4.19 dibawah ini.

Gambar 4.19 Grafik SPL vs Putaran pada sumbu x-

Dari grafik diatas, pada sumbu X- nilai SPL tertinggi terjadi pada putaran 7000 Rpm dengan nilai 95.918 dB.Dari grafik juga terlihat pada putaran 6000 rpm pada sumbu X- mengalami penurunan tingkat kebisingan dibandingkan pada putaran 5000 rpm.Hal ini dipengaruhi oleh fluktuasi tekanan yang berubah diakibatkan gelombang bunyi yang dihasilkan.

4.3.3 Sumbu Y+

Grafik nilai SPL terhadap perubahan putaran pada sumbu Y+ ditunjukkan pada gambar 4.20 dibawah ini.

60 65 70 75 80 85 90 95 100 105 110

0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000

S P L (d B ) Putaran (Rpm)

Sumbu

X-Gambar 4.20 Grafik SPL vs Putaran pada sumbu Y

Dari grafik diatas, pada sumbu Y+ nilai kebisingan (SPL) tertinggi terjadi pada putaran 7000 Rpm dengan nilai 89.949 dB.Pada arah sumbu ini tidak terjadi penurunan tingkat kebisingan terhadap pertambahan putaran pada pesawat, namun perubahan peningkatan kebisingan pada arah sumbu ini tetap tidak konstan.

4.3.4 Sumbu Y-

Grafik nilai SPL terhadap perubahan putaran pada sumbu Y- ditunjukkan pada gambar 4.21 dibawah ini.

60 65 70 75 80 85 90 95 100 105 110

0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000

S P L (d B ) Putaran (Rpm)

Sumbu Y

60 65 70 75 80 85 90 95 100 105 110

0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000

S P L (d B ) Putaran (Rpm)

Sumbu

Y-Dari grafik diatas, pada sumbu Y- nilai kebisingan (SPL) tertinggi terjadi pada putaran 7000 Rpm dengan nilai 93.829 dB.Pada arah sumbu ini tidak terjadi penurunan tingkat kebisingan terhadap pertambahan putaran pada pesawat, namun perubahan peningkatan kebisingan pada arah sumbu ini tetap tidak konstan terhadap pertambahan nilai putaran pada pesawat.

4.3.5 Sumbu Z+

Grafik nilai SPL terhadap perubahan putaran pada sumbu Z+ ditunjukkan pada gambar 4.22 dibawah ini.

Gambar 4.22 Grafik SPL vs Putaran pada sumbu Z

Dari grafik diatas, pada sumbu Z nilai kebisingan (SPL) tertinggi terjadi pada putaran 7000 Rpm dengan nilai 96.736 dB.Kemudian dari grafik juga terlihat bahwa pada putaran 3000 rpm nilai tingkat kebisingan menurun dibandingkan dengan putaran 2000 rpm.Naik turunnya tingkat kebisingan ini diakibatkan oleh fluktuasi tekanan yang dihasilkan oleh gelombang suara.Hal ini dapat dibuktikan dengan melihat pada persamaan 2.10 tentang sound pressure level. Dengan begitu tekanan yang dihasilkan

60 65 70 75 80 85 90 95 100 105 110

0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000

S P L (d B ) Putaran (Rpm)

Sumbu Z

kebisingan selanjutnya naik pada putaran 4000 rpm sampai dengan 7000 rpm.

4.3.6 Sumbu Z-

Grafik nilai SPL terhadap perubahan putaran pada sumbu Z- ditunjukkan pada gambar 4.23 dibawah ini.

Gambar 4.23 Grafik SPL vs Putaran pada sumbu Z-

Dari grafik diatas, pada sumbu Z- nilai kebisingan (SPL) tertinggi terjadi pada putaran 7000 Rpm dengan nilai 98.927 dB.Pada arah sumbu ini tidak terjadi penurunan tingkat kebisingan terhadap pertambahan putaran pada pesawat, namun perubahan peningkatan kebisingan pada arah sumbu ini tetap tidak konstan terhadap pertambahan nilai putaran pada pesawat.

Dari hasil pembahasan diatas didapat bahwa parameter utama perubahan tingkat kebisingan pada pesawat tanpa awak ini adalah perubahan tingkat tekanan yang dihasilkan oleh gelombang bunyi.Dimana semakin tinggi tekanan maka semakin tinggi tingkat kebisingan yang dihasilkan.

Selanjutnya penyebaran kebisingan yang dihasilkan pada penelitian ini 60 65 70 75 80 85 90 95 100 105 110

0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000

S P L (d B ) Putaran (Rpm)

Sumbu

Z-yang berpengaruh terhadap bentuk sebaran kebisingan Z-yang dihasilkan.Ini diakibatkan karena dinding pesawat memantulkan kembali gelombang bunyi yang dihasilkan oleh sumber bunyi sehingga sangat berpengaruh terhadap sebaran kebisingan pada medium.

Kemudian nilai tingkat kebisingan (SPL) pada setiap titik pengukuran tidak selalu berbanding lurus terhadap bertambahnya nilai putaran (N).Hal ini selain dipengaruhi oleh tekanan yang dihasilkan gelombang bunyi juga dipengaruhi oleh cepat rambat bunyi pada medium dan jenis frekuensi yang dihasilkan oleh sumber bunyi.

BAB V

KESIMPULAN DAN SARAN

5.1 Kesimpulan

Berdasarkan hasil penelitian yang telah dilakukan dan dilaporkan pada bab - bab sebelumnya, maka dapat kita peroleh kesimpulan yaitu: 1. Dari simulasi uji kebisingan yang dilakukan terhadap pesawat tanpa

awak prototype NVC USU tampilan noise contour pada bidang YX, bidang ZX, dan bidang ZY cenderung tersebar tidak merata pada tiap bidang dan penyebaran kebisingan dominan kearah sumbu Z+.

2. Berdasarkan simulasi uji kebisingan pada pesawat tanpa awak prototype NVC USU didapat nilai kebisingan (SPL) terbesar pada Sumbu Z- pada putaran 7000 rpm yang mengarah kebagian bawah pesawat dan terdapat knalpot. Sedangkan nilai kebisingan terkecil terjadi pada sumbu Y+ pada putaran 2000 rpm yang mengarah kebagian depan pesawat dimana terdapat propeller.

3. Sebaran kebisingan (noise) pada medium tidak merata dipengaruhi oleh bentuk geometri pesawat yang memantulkan gelombang bunyi serta dipengaruhi juga perbedaan massa jenis medium dan tinggi rendahnya tingkat kebisingan dipengaruhi oleh tekanan yang dihasilkan pada tiap putaran berbeda sehingga nilai tingkat kebisingan tidak berbanding lurus terhadap bertambahnya nilai putaran pesawat.

5.2 Saran

Adapun saran untuk penelitian selanjutnya terhadap pesawat tanpa awak ini, yaitu :

1. Untuk penelitian berikutnya diharapkan dari hasil penelitian ini dapat melakukan penelitian lanjutan untuk dapat mereduksi kebisingan (noise) pada pesawat tanpa awak ini.

2. Untuk penelitian selanjutnya diharapkan dapat melakukan perbandingan pengaruh badan pesawat terhadap serap bunyi dari bahan material yang lain.

3. Penelitian selanjutnya diharapkan dapat melakukan pengujian dalam keadaan dinamis untuk mendapatkan hasil yang sebenarnya.

BAB II

TINJAUAN PUSTAKA

2.1 Pesawat Tanpa Awak (Unmanned Aerial Vehicle)

Pesawat tanpa awak (Unmanned Aerial Vehicle) atau sering disingkat UAV adalah sebuah mesin terbang yang berfungsi dengan kendali jarak jauh atau mampu mengendalikan dirinya sendiri, menggunakan hukum aerodinamika untuk mengangkat dirinya. Kontrol pesawat tanpa awak ada dua variasi utama, variasi pertama yaitu dikontrol melalui pengendali jarak jauh dan variasi kedua adalah pesawat yang terbang secara mandiri berdasarkan program yang dimasukan kedalam pesawat sebelum terbang. Tidak seperti pesawat pada umumnya yang memiliki pilot dan kru pesawat untuk mengontrol dan mengawasi secara langsung kondisi pesawat, pada pesawat tanpa awak kondisi pesawat tidak dapat dikontrol secara langsung karena memang tidak memiliki kru pesawat. Proses kontrol pesawat sepenuhnya dilakukan oleh sistem autopilot dengan mengacu pada parameter-parameter yang telah ditentukan oleh pengguna sebelum terbang. UAV sendiri mampu membawa kamera, sensor, alat komunikasi dan beberapa peralatan lain. Pesawat - pesawat semacam ini berkembang luas di kalangan militer. Seperti yang di kembangkan oleh Badan Pengkajian dan Penerapan Teknologi (BPPT) untuk angkatan laut dengan nama PUNA Gagak pada gambar 2.1 dibawah ini.

2.1.1 Mesin

Pada pesawat tanpa awak, mesin berfungsi memutar propeller sehingga dapat memberikan gaya dorong (thrust) pada pesawat tanpa awak. Dengan adanya gaya dorong (thrust) maka badan pesawat akan terdorong ke depan untuk mencapai kecepatan yang cukup. Prinsip yang digunakan sama seperti pada kapal laut yang memindahkan massa air kebelakang dengan menggunakan propeller sehingga badan kapal terdorong ke depan. Setelah kecepatan pesawat cukup, maka sayap pesawat akan mampu mengangkat pesawat tersebut.

Pesawat tanpa awak ini menggunakan mesin DLE-30. Jenis mesin iniadalah jenis mesin bensindengan ukuran setara mesinglow. Pengapian elektronikmemberikanpercikanawaldengancepat. Waktusecara otomatis disesuaikanuntukdaya puncaksepanjang rentangrpm dandibuatuntuk desain penerbangan dengan memastikanrasiokekuatanterbaikuntuk rasio beratterhadap kinerja. Sebuah tempat minyak (sumber minyak) dibelakangkarburator dipasang untukmemastikanagar dapat diinstallebih mudahdanidling denganhalussebelumterbang dan dengan aliran bahan bakar yang dapat diandalkansaat terbang. Pada gambar di bawah dapat dilihat gambar dan spesifikasi daripada mesin tersebut. Mesin DLE-30 dapat dilihat pada gambar 2.2 di bawah ini.

Adapun spesifikasi dari mesin DLE-30 Gasolin Engine diperlihatkan pada table 2.1 dibawah ini.

Tabel 2.1 Spesifikasi Mesin DLE-30 Gasolin Engine

Displacement 30.5 cc (1.86 cu.in)

Performance 3.7 HP / 8500 rpm

Idle Speed 1600 rpm

Ignition style Electronic Ignition

Recommended Propeller 18x8, 18x10, 20x8

Spark Plug Type CM6

(gap) 0.018 in – 0.020 in ( 0.45 mm – 0.51 mm)

D x Stroke 1.4 in (36 mm) x 1.18 in (30 mm)

Compression Ratio 7.6 : 1

Carborator DLE with manual choke

Weight Main engine ( 910 g )

Muffler (60 g)

Electronic ignition ( 120 g ) Engine mount standoffs (20 g)

Fuel 87-93 Oktan Gasoline with 30:1 gas oil

mixture Sumber : DLE Operator’s Manual, 2010

2.1.2 Propeler

Propeller atau baling–baling adalah kitiran untuk menjalanka menjadi daya dorong untuk menggerakkan sebua massa seperti udara atau air, dengan memutar dua atau lebih bilah kembar dari sebuah poros utama.

sepanjang sumbu aksis dari pesawat (gaya dorong) dan gaya yang bekerja pada baling-baling propeller (momen torsi). Torsi berlawanan arah dengan pergerakan rotasi dari mesin yang terjadi seperti adanya tarikan terhadap propeller.Dalam keadaan setimbang, propeller berputar secara konstan yang digerakkan oleh torsi mesin yang mempunyai besar yang sama tetapi arah berbeda seperti ditunjukkan pada Gambar 2.3 dibawah.

Gambar 2.3 Gaya dorong dan torsi pada propeller( Kurniawan, 2011)

2.1.3 Badan Pesawat

Badan pesawat (fuselage) adalah bagian badan utama sebuah pesawat di mana awak pesawat , penumpang atau tunggal badan pesawat biasanya juga berisi mesin, meskipun di beberapa pesawat , di mana badan pesawat digunakan untuk mengambang. Badan pesawat juga berfungsi untuk mengontrol posisi dan permukaan penyetabil dalam hubungannya untuk permukaan angkat , hal ini diperlukan untuk stabilitas dan manuver pesawat (Llyod J, Jim Marchman, 2003).

2.2 Mekanisme Pesawat untuk Terbang

Ada beberapa macam gaya yang bekerja pada benda-benda yang terbang di udara. Gaya-gaya aerodinamika ini meliputi gaya angkat (lift), gaya dorong (thrust), gaya berat (weight), dan gaya hambat udara (drag) seperti yang ditunjukkan pada gambar 2.4 dibawah. Gaya-gaya inilah yang mempengaruhi profil terbang semua benda-benda di udara, mulai dari burung-burung yang bisa terbang mulus secara alami sampai pesawat terbang yang paling besar sekalipun. Jadi gaya-gaya yang sama bekerja juga pada pesawat model yang ukurannya mini ini.

Gambar 2.4 Gaya-gaya yang bekerja pada pesawat

Gaya hambat udara (drag) merupakan gaya yang disebabkan oleh molekul-molekul dan partikel-partikel di udara. Gaya ini dialami oleh benda yang bergerak di udara. Pada benda yang diam gaya hambat udara nol. Ketika benda mulai bergerak, gaya hambat udara ini mulai muncul yang arahnya berlawanan dengan arah gerak, bersifat menghambat gerakan (itu sebabnya gaya ini disebut gaya hambat udara). Semakin cepat benda bergerak semakin besar gaya hambat udara ini. Agar benda bisa terus bergerak maju saat terbang, diperlukan gaya yang bisa mengatasi hambatan udara tersebut, yaitu gaya dorong (thrust) yang dihasilkan oleh mesin. Supaya kita tidak perlu menghasilkan thrust yang terlalu besar (sehingga tidak ekonomis) kita harus mencari cara untuk mengurangi drag. Salah satu caranya adalah dengan menggunakan desain yang streamline

Supaya bisa terbang, kita perlu gaya yang bisa mengatasi gaya berat akibat tarikan gravitasi bumi. Gaya ke atas (lift) ini harus bisa melawan tarikan gravitasi bumi sehingga benda bisa terangkat dan mempertahankan posisinya di angkasa. Di sinilah tantangannya karena harus melawan gravitasi.Maka fisikawan seperti Isaac Newton, Bernoulli, dan Coanda. Ketiganya bekerja sama menjawab tantangan ini.

Isaac Newton yang terkenal dengan ketiga persamaan geraknya menyumbangkan hukum III Newton tentang Aksi-Reaksi.Sayap pesawat merupakan bagian terpenting dalam menghasilkan lift.Aliran udara di atas dan di bawah sayap pesawat.Partikel-partikel udara menabrak bagian bawah sayap pesawat.Partikel-partikel yang menabrak ini lalu dipantulkan ke bawah (ke arah tanah). Udara yang menghujani tanah ini merupakan gaya AKSI. Ini adalah aksi yang disebabkan proses yang terjadi di bagian bawah sayap. Untuk lebih jelasnya dapat dilihat pada gambar 2.5 dibawah ini.

Gambar 2.5 Arah aliran fluida pada airfoil

Untuk bagian atas sayap, ada proses lain yang juga menghasilkan aksi. Dalam hal ini Bernoulli dan Coanda ‘bekerja sama’. Sewaktu udara akan mengalir di bagian atas sayap, tekanannya sebesar P1. Ketika udara melewati bagian lengkung pesawat, tekanan udara di daerah itu turun menjadi P2. Menurut

meletakkan lilin menyala di depan sebuah botol. Ketika lilin ditiup dari belakang botol, aneh ternyata lilin didepan botol itu akan mati. Menurut Coanda hal ini disebabkan karena udara yang kita tiup mengalir mengikuti permukaan lengkung botol lalu meniup api lilin hingga mati. Seperti inilah udara yang melewati bagian atas sayap ini mirip udara yang bergerak sepanjang botol. Udara ini akan mengalir sepanjang permukaan atas sayap hingga mencapai ujung bawah sayap. Di ujung bawah sayap itu partikel-partikel udara bergerombol dan bertambah terus sampai akhirnya kelebihan berat dan berjatuhan (downwash). Siraman udara atau downwash ini juga merupakan komponen gaya AKSI. Tanah yang menerima gaya aksi ini pasti langsung memberikan gaya REAKSI yang besarnya sama dengan gaya aksi tetapi berlawanan arah. Karena gaya aksinya menuju tanah (ke arah bawah), berarti gaya reaksinya ke arah atas. Gaya reaksi ini memberikan gaya angkat (lift) yang bisa mengangkat pesawat dan mengalahkan gaya berat akibat tarikan gravitasi bumi. Sumber gaya angkat (lift) yang lain adalah perubahan tekanan udara di P2 (Kurniawan, 2011).

2.3 Bunyi

Bunyi secara harfiah dapat diartikan sebagai sesuatu yang kita dengar.Bunyi merupakan hasil getaran dari partikel-partikel yang berada di udara dan energi yang terkandung dalam bunyi dapat meningkat secara cepat dan dapat menempuh jarak yang sangat jauh.Bunyi diidentikkan sebagai pergerakan gelombang di udara yang terjadi bila sumber bunyi mengubah partikel terdekat dari posisi diam menjadi partikel yang bergerak.

Bunyi mempunyai dua definisi, yaitu:

1. Secara fisis, bunyi adalah penyimpangan tekanan, pergeseran partikel dalam medium elastik seperti udara. Definisi ini dikenal sebagai bunyi objektif.

2. Secara fisiologis, bunyi adalah sensasi pendengaran yang disebabkan penyimpangan fisis yang digambarkan pada bagian atas. Hal ini disebut sebagai bunyi subjektif (Dolle. Leslie L. dan Prasetio, 1993).

Secara singkat bunyi adalah suatu bentuk gelombang longitudinal yang merambat secara perapatan dan perenggangan terbentuk oleh partikel zat perantara serta ditimbulkan oleh sumber bunyi yang mengalami getaran.Rambatan gelombang bunyi disebabkan oleh lapisan perapatan dan peregangan partikel-partikel udara yang bergerak ke luar, yaitu karena penyimpangan tekanan.Hal serupa juga terjadi pada penyebaran gelombang air pada permukaan suatu kolam dari titik dimana batu dijatuhkan.Gelombang bunyi adalah gelombang yang dirambatkan sebagai gelombang mekanik longitudinal yang dapat menjalar dalam medium padat, cair dan gas. Gelombang bunyi ini merupakan getaran (vibrasi) molekul-molekul zat dan saling beradu satu sama lain namun demikian zat tersebut terkoordinasi menghasilkan gelombang serta mentransmisikan energi bahkan tidak pernah terjadi perpindahan partikel.

Berbicara tentang substansi yang menjalar apabila gelombang bunyi mencapai tapal batas maka gelombang bunyi tersebut akan terbagi dua yaitu sebagian energi diteruskan dan sebagian lagi direfleksikan/dipantulkan. Suatu penelitian mengenai terjadinya penjalaran bunyi, mendeteksi dan penggunaan bunyi sangat penting untuk mengetahui lebih lanjut akan pengalihan energi mekanik.

Pada udara, variasi-variasi tekanan ini berbentuk kompresi (compressions) dan regangan (rarefactions) yang periodik.Amplitudo gelombang dibawa serta oleh tekanan, yang mana semakin besar amplitudo maka semakin besar juga kompresi dan regangan yang terjadi. Perubahan tekanan yang membawa informasi bunyi ini bergerak pada arah yang sama dengan muka gelombang, yaitu secara longitudinal, sehingga dapat dikatakan bunyi merupakan gerakan gelombang mekanis yang longitudinal.

2.3.1 Frekuensi Bunyi

Frekuensi merupakan gejala fisis objektif yang dapat diukur oleh instrumen-instrumen akustik.Frekuensi adalah ukuran jumlah putaran ulang per

membagi hitungan ini dengan panjang jarak waktu. Hasil perhitungan ini dinyatakan dalam satuan hertz (Hz) yaitu nama pakar fisika Jerman Heinrich Rudolf Hertz yang menemukan fenomena ini pertama kali.

Frekuensi adalah banyaknya getaran per banyaknya waktu pada waktu lampau satuan dari ukuran sebuah frekuensi didefinisikan sebagai banyaknya siklus perdetik (cps).Sekarang, frekuensi ditentukan dalam satuan yang disebut Hertz (Hz). Satu Hertz sama dengan satu siklus perdetik. Frekuensi yang dapat didengar oleh Manusia berkisar 20 sampai 20.000 Hz dan jangkauan frekuensi ini dapat mengalami penurunan pada batas atas rentang frekuensi sejalan dengan bertambahnya umur manusia. Jangkauan frekuensi audio manusia akan berbeda jika umur manusia juga berbeda. Frekuensi bunyi dapat didefinisikan sebagai jumlah periode siklus kompresi dan regangan yang muncul dalam satu satuan waktu seperti yang ditunjukkan pada persamaan- persamaan dibawah ini (Mediastika.Christina.2005).

f = 1

�... (2.1) Keterangan :

f = Frekuensi (Hz) T = Waktu (detik)

Sedangkan periode adalah banyaknya waktu per banyaknya getaran, sehingga periode berbanding terbalik dengan frekuensi.

T = 1

� ... (2.2) Keterangan :

f = Frekuensi (Hz) T = periode (detik)

Dalam tabel 2.2 berikut dapat dilihat perbedaan dari jarak rentang frekuensi yang dapat ditransmisikan dan diterima oleh beberapa sumber dan penerima bunyi.

Tabel 2.2 Rentang frekuensi dari beberapa sumber bunyi

Sumber Bunyi Rentang Frekuensi (Hz)

Manusia 85-5000

Anjing 450-1080

Kucing 780-1520

Piano 30-4100

Pitch Music Standart 440

2.3.2 Cepat Rambat Bunyi

Bunyi bergerak pada kecepatan berbeda-beda pada tiap media yang dilaluinya. Pada media gas udara, cepat rambat bunyi tergantung pada kerapatan, suhu, dan tekanan

c = ����

� ... (2.3) atau dalam bentuk yang sederhana dapat ditulis :

c = 20,05√� ... (2.4) Keterangan :

c = Cepat rambat bunyi (m/s)

γ = Rasio panas spesifik (untuk udara = 1,41) Pa = Tekanan atmosfir (Pa)

ρ = Kerapatan (Kg/m3) T = Suhu (K)

Pada media padat bergantung pada modulus elastisitas dan kerapatan, sedangkan pada media cair bergantung pada modulus bulk dan kerapatan.

c = ��

ρ = Kerapatan (Kg/m3)

Pada media cair bergantung pada modulus bulk dan kerapatan.

c = ��

� ... (2.6) Keterangan :

B = Modulus bulk (N/m2) �= Kerapatan (Kg/m3)

Bunyi merupakan gelombang maka bunyi mempunyai cepat rambat yang dipengaruhi oleh 2 faktor yaitu :

1. Kerapatan partikel medium yang dilalui bunyi. Semakin rapat susunan partikel medium maka semakin cepat bunyi merambat, sehingga bunyi merambat paling cepat pada zat padat. Tabel 2.3 disajikan beberapa kecepatan bunyi dalam material tertentu.

Tabel 2.3Cepat rambat bunyi pada berbagai

Material Kecepatan bunyi (ft/s) Kecepatan bunyi (m/s)

Udara 1100 343

Timah 3700 1128

Air 4500 1385

Beton 10200 3109

Kayu 11100 3417

Kaca 15500 4771

Baja 16000 4925

2. Suhu medium, semakin panas suhu medium yang dilalui maka semakin cepat bunyi merambat. Hubungan ini dapat dirumuskan kedalam persamaan matematis (v = v0 + 0,6 t) dimana v0 adalah cepat rambat pada suhu nol derajat dan t adalah suhu medium (Dolle. Leslie L. dan Prasetio, 1993).

Kebisingan atau noise adalah bunyi atau suara yang tidak dikehendaki dan dapat mengganggu kesehatan dan kenyamanan lingkungan yang dinyatakan dalam satuan decibel (dB).Seiring berkembangnya waktu, kebanyakan dari mesin produksi, mesin–mesin transportasi, dan segala sesuatu yang dapat meningkatkan taraf hidup manusia selalu berdampingan dengan masalah kebisingan.Kebisingan dapat merambat melalui banyak jalur yang disebut sebagai path of noise (Harris, Cyril.M, 1957).

2.4.1 Jenis- Jenis Kebisingan

Kebisingan (Noise) dapat dikelompokkan dalam dua jenis berdasarkan adanya hubungan noise dengan sinyal, yaitu:

1. Correlated noise: Hubungan antara kategori ini. Karena itu, correlated noise hanya muncul saat ada sinyal. 2. Uncorrelated noise: Noise yang dapat muncul kapanpun, saat terdapat sinyal maupun tidak ada sinyal. Uncorrelated noise muncul tanpa memperhatikan adanya sinyal atau tidak.

Sedangkan berdasarkan sumber bunyinya menurut Mediastika (2005) kebisingandapat dikelompokkan dalam tiga kategori yaitu :

1. Sumber noise

suatu

2. Sumber noise buatan manusia seperti

3. Sumber noise karena gangguan alamiah seperti

2.4.2 Sinyal Noise

Sinyal yang diterima pada transmisi data akan berisikan sinyal–sinyal yang ditransmisikan, dimodifikasi oleh berbagai distorsi yang terjadi melalui sistem transmisi, ditambah sinyal–sinyal tambahan yang tidak diinginkan yang

utama yang membatasi performansi sistem komunikasi.Secara umum, grafik sinyal noise diperlihatkan seperti pada Gambar 2.6 dibawah ini.

Gambar 2.6 Grafik sinyal noise

2.4.3 Parameter Kebisingan

Kebisingan memiliki banyak parameter yang bisa dijadikan sebagai acuan dalam menentukan skala kebisingan tersebut sebagaimana banyaknya parameter untuk menentukan bunyi. Namun, parameter yang sering dijadikan acuan dalam mengukur suatu kebisingan untuk mempersempit pembahasan biasanya di tentukan oleh parameter berikut:

a. Frekuensi

Gelombang gerak sendiri memiliki banyak kriteria yang dapat dijabarkan secara terperinci diantaranya adalah frekuensi.Frekuensi didefinisikan sebagai jumlah getaran ataupun gerakan yang terjadi dalam satu satuan waktu.Frekuensi dapat di modelkan dengan persamaan 2.1 yang telah dibahas sebelumnya.

b. Panjang gelombang

Panjang gelombang ( � ) dari gelombang suara merupakan parameter yang sangat penting didalam mencari tau pola dari gelombang suara.jika dilihat dari gambaran gelombang, maka panjang gelombang adalah jarak antara dua

λ = c

f ... (2.7)

c. Jumlah Gelombang

Jumlah gelombang merupakan banyaknya gelombang suara yang terjadi selama perambatan gelombang. Jumlah gelombang dirumuskan sebagai berikut:

k =2�

� = 2��

� ... (2.8)

d. Sound Pressure

Parameter yang dijadikan sebagai bagian dari gelombang suara adalah sound pressuredan sound power. Sound pressure merupakan fluktuasi dari tekanan udara. Ketika suatu sumber bunyi menghasilkan bunyi, maka bunyi tersebut akan merambat melalui medium udara yang ada disekitarnya. Ketika terjadi perambatan, maka terjadi perubahan tekanan atmosfer beberapa saat. Sesuatu yang merupakan perubahan tekanan udara sebagai indikasi dari adanya perambatan bunyi inilah yang di sebut dengan sound pressure.

e. Sound Power

Sedangkan sound power merupakan sejumlah daya yang dapat di ukur dihasilkan oleh radiasi sumber bunyi yang menyebar disekitar udara. Secara matemetik, sound power dapat di rumuskan sebagai berikut:

Ws = (4� r2) Imax (watt) ... (2.9)

2.4.4 Tingkat Kebisingan

Untuk mempermudah penentuan nilai kebisingan, maka ada metode yang digunakan dengan menggunakan skala level atau tingkat kebisingan suara dalam

a. Sound Pressure Level (SPL)

Hampir setiap pemikiran umum mendefinisikan kata decibel (dB) dengan mengaitkan terhadap sound pressure level. Hal seperti ini telah menjadi suatu kesimpulan tersendiri bahwa apabila berbicara tentang skala decibel berarti merupakan suatu hasil perhitungan dari sound pressure level.

Secara matematis sound pressure level dapat di rumuskan sebagai berikut:

SPL = Lp = 10 log � � 2 �(���)2�

= 20 log �

�(���) …………... (2.10) Dimana :

P = tekanan yang terjadi (Prms ) untuk aliran fluida P(ref) = tekanan pada air borne

P(ref) = 2 x 10-5 N/m2

Dan berikut ini adalah nilai SPL yang terjadi pada berbagai sumber bunyi yang akan ditampilkan pada tabel 2.4 dibawah ini.

Tabel 2.4 SPL Berdasarkan Sumbernya

No Sound Sources(Noise) Examples with Distance

Sound Pressure Level Lp dB SPL

1. 2 3 4 5 6 7

Jet aircraft, 50 m away Threshold of pain Threshold of discomfort Chainsaw, 1 m distance Disco, 1 m from speaker Diesel truck, 10 m away Kerbside of busy road, 5m

140 130 120 110 100 90 80

9 10 11 12 13 14 15

Conversational speech, 1 m Average home

Quite library

Quite bedroom at night Background in TV studio Rustling leaves in the distance Threshold of hearing

60 50 40 30 20 10 0 Sumber : Cook, K., & Samuel, 2014

b. Sound Power level

Sound power level dapat di rumuskan sebagai

Lw = 10 log10 _��

��� (db) ……….(2.11)

Dimana :

W = Sound Power

Wreff = sound power referensi dengan standar 10-12 watt

2.5 Prosedur Dasar Mengendalikan Kebisingan

Untuk menentukan perlakuan pengendalian kebisingan yang tepat untuk permasalahan kebisingan terdapat beberapa langkah yang harus diikuti, yaitu:

1. Pengukuran sumber kebisingan.

Pengukuran dilakukan secara akurat dan tepat untuk mengidentifikasi distribusi kebisinganyang terjadi.Setelah itu kontrol kebisingan yang tepat dapat diukur pada setiap sumber yang memungkinkan.

2. Penentuan sasaran penurunan kebisingan

Apabila terdapat beberapa sumber kebisingan maka total output kebisingan melebihi 1 sumber. Pada saat pengaturan sasaran desain

3. Penjelasan kebutuhan penurunan kebisingan

Kebutuhan penurunan kebisingansangat diperlukan karena terdapat perbedaan kelebihan kebisinganterhadap sasaran desain penurunan kebisingan.

4. Aplikasi kontrol kebisingan.

Pemilihan perlakuan penurunan kebisingan untuk membatasi radiasi, transmisi, dan kebisingan yang dibangkitkan pada beberapa sumber yang diidentifikasi dan dihitung berdasarkan langkah 1.Semua perlakuan harus dipilih sehingga efek keseluruhan dapat dikembangkan menjadi tingkat sasaran desain penurunan kebisingan seperti yang dijelaskan pada langkah 2, dalam kondisi biaya yang sedikit, tanpa interferensi dari operator, perawatan, dan tingkat keamanan (Dolle. Leslie dan Prasetio,1993).

2.6 Sumber Kebisingan Aerodinamis

Sumber noise pada komponen aerodinamis diketahui sebagai bunyi akibat pergerakan antara udara terhadap medium lingkungannya. Sumber noise secara umum dikenal dengan istilah sebagai Noise Generation Mechanism, adalah mekanisme sumber kebisingan yang disebabkan oleh adanya operasi atau kegiatan serta peralatan yang menimbulkan kebisingan seperti kegiatan crushing, pengetokan, pengeboman, punch-press, penempaan, drilling, dan juga pada pemutaran suatu propeller. Secara umum, Noise Generation Mechanism terbagi menjadi tiga jenis yaitu :

1. Turbulensi : Disebabkan oleh pergerakan aliran udara yang acak karena melewati perubahan bentuk suatu daerah.

2. Pulsasi : Merupakan tekanan bidang yang disebabkan adanya perubahan kecepatan yang signifikan sehingga mengakibatkan perubahan tekanan yang drastis, pada umumnya disebut sebagai pressure field.

3. Shock : Disebabkan adanya benturan secara cepat oleh aliran udara.

Gambar 2.7 Sumber-sumber noise pada komponen aerodinamis (Harris, Cyril M., 1957)

Menurut Harris, Cyrill M didalam bukunya Handbook of Noise Control, menyebutkan bahwa noise dari propeller yang menggerakkan pesawat terbagi menjadi dua jenis sumber bising yang utama. Yaitu kebisingan yang bersumber dari motor penggerak dan kebisingan yang bersumber dari propeler itu sendiri.

Noise generation mechanism pada propeller yang berputar dihasilkan dari tiga jenis faktor yang berbeda.Yang pertama dihasilkan melalui bending vibration dari bilah propeller.Yang kedua adalah noise dari rotasi propeller yang dihasilkan oleh tekanan bidang (pulsasi) yang mengelilingi setiap blade sebagai konsekuensi

Aerodynamic noise

Periodic Broad Band

Rotational noise Interection and distortion effect Thrust and torque Balde slap Amplitude and frekuensi modulation Wake and field interactions Turbulance induced Vortex noise Trailing edge vortices Tip vortices thickness

kebisingan yang dihasilkan oleh vortex noise yang dihasilkan oleh vortisitas udara pada aliran lintasan baling yang terkumpul pada bilah propeler selama perputaran.

Secara skematik, penjabaran tentang mekanisme pembentukan kebisingan dapat dilihat pada gambar 2.8 dibawah ini.

Gambar 2.8Noise GenerationMechanismepada propeller (Harris, Cyril M., 1957)

2.7 Kriteria Kebisingan Pesawat

Ada tiga kriteria yang dapat diterima dari kebisingan pesawat, berikut penjabaran tiap-tiap kriteria.

1. Kriteria 1

Sebuah kebisingan lingkungan baru atau memiliki nilai kebaruan yang sebanding pada dasar kebisingan untuk suara lingkungan dikenal dan dianggap oleh kebanyakan orang untuk secara signifikan dapat dipertimbangkan di tempat tinggal juga dianggap signifikan dapat diterima di tempat tinggal.Ekspresi"kebanyakanorang" dan"secara signifikan dapat diterima" membuatkriteria initerbuka untuk interpretasidanajudikasi.Namun pendekatanyangmungkinmemiliki beberapa manfaatdalam yang memungkinkanoranguntuk mengevaluasikebisingan lingkunganyang

Banyak orang membuat kesimpulantentangefekdari kebisingan pesawat terbangpadakomunitas orang didekatbandarayangberulang kaliterkenasepertikebisingan lingkungan.GambarSayamenyarankanbahwa suarapesawat yang memilikitingkatkebisinganyang dirasakan(3) lebih dari100PNdBmungkin dianggapoleh sejumlahbesar orangmenjadi tidak dapat diterimadirumah mereka, karenaitu adalahtingkat kebisinganperkiraan50ft(15 m) daritrukatausepeda motordijalan raya pada kecepatanmaksimum ataudalam perjalananakselerasi200ftdari sebuah keretaapi dieseldengan kecepatan30 sampai 50mph.Perbandingan inimenjadisangat penting, harustermasuktidak hanyapuncaktingkatPNdBtetapi jugajumlahdan durasikejadian. Dalam halinieksposurke pesawat, truk, sepeda motor, dankebisingan kereta apisangat berbeda, tidak selalumendukungkebisinganpesawat.

Gambar 2.9 Tingkatintermitenkhasyang dihasilkan

olehkendaraantransportasi.Peningkatan10PNdBbiasanyasetara

2. Kriteria 2

Sebuahkebisingan lingkunganmemilikipenilaian komposit kebisingan(CNR) (4) yang menunjukkanbahwa banyaknya keluhandan

perilakukelompokterhadapkebisinganmungkin membuatnyadianggaptidak dapat diterima. Ini adalahresponyang diharapkan untukCNRdari 100 hingga115.Tabel 2.3, kolom3, menunjukkanpuncaktingkatPNdBrata-rata untukberbagai jumlahkejadiandari kebisingan pesawat terbang(kolom 1)yang terjadi di antara jam7 pagi hingga10 malam, akanmemberikan nilaidari100.

Tabel 2.5 Jumlah kejadian dari kebisingan pesawat terbang dan rata-rata untuk puncak PNB melebihi 80 yang diperlukan untuk mencapai sebuah kebisingan dan dengan nomor indeks 45 atau peringkat kebisingan komposit 100, untuk pesawat sipil yang beroperasi pada jam 7 pagi ke 10 malam

Number of occurrences

Average peak PNdB N.N.I. = 45 C.N.R. = 100

1 125.0 115

2 120.5 112

4 116.0 109

8 111.5 106

16 107.0 103

32 102.5 100

64 98.0 97

128 93.5 94

Sumber : K. D. Kryter, 1966

3. Kriteria 3

merekaterganggu oleh suaradengan berbagaicara, atau cenderung dinilai sebagaiaspek terburukdarilinkungan perumahan dan dianggaptidak dapat diterima. Angka2, 3, 4, dan5menunjukkan bahwalingkungan seperti ituakanmemilikiNNI darii45.Tabel2.3kolom2, menunjukkanrata-ratatingkat puncakPNdBper kejadianyangakanmemberikanNNIdari45. Singkatnya, disiimpulkan bahwasuara, diulangcukup seringselama setiaphari, memilikipuncaktingkat100PNdB(kriteria 1) atauCNRdari100(kriteria 2) atauNNIdari45(kriteria 3) akandinilaitidak dapat diterimaolehsekitar 50% dariorang-orangdiperumahanmasyarakat.Hal

inidisimpulkanberdasarkantigakriteria dari 30 hingga 40pengulangansetiap haridarikebisinganpesawat di100PNdBmungkin tidak dapat diterimaolehbanyak orang.

Gambar 2.10 GrafikNoise and number index (NNI) terhadap orang (K. D. Kryter, 1966)

2.8 Simulasi ANSYS

ANSYS adalah sebuah software analisis elemen hingga dengan kemampuan menganalisa dengan cakupan yang luas untuk berbagai jenis masalah (Tim Langlais, 1999). ANSYS mampu memecahkan persamaan diferensial

nama menjadi ANSYS yang ditemukan pertama kali oleh Dr. John Swanson pada tahun 1970.

ANSYS merupakan tujuan utama dari paket pemodelan elemen hingga untuk secara numerik memecahkan masalah mekanis yang berbagai macam. Masalah yang ada termasuk analisa struktur statis dan dinamis (baik linear dan non-linear), distribusi panas dan masalah cairan, begitu juga dengan ilmu bunyi dan masalah elektromagnetik. Teknologi ANSYS mekanis mempersatukan struktur dan material yang bersifat non-linear.ANSYS multiphysic juga mengatasi masalah panas, struktur, elektromagnetik, dan ilmu bunyi.Aplikasi ANSYS dapat digunakan dalam teknik sipil, teknik listrik, fisika dan kimia.

2.8.1 ANSYS Acoustic

Akustik (acoustic) adalah studi tentang generasi, propagasi, penyerapan dan refleksi gelombang tekanan suara dalam media. Adapun aplikasi untuk akustik ini diantaranya adalah sebagai berikut:

1. Sonar.

2. Desain ruang konser, di mana pemerataan tekanan suara diinginkan. 3. Minimalisasi kebisingan pada mesin.

4. Pembatalan kebisingan. 5. Akustik bawah air.

6. Desain speaker, rumah speaker, filter akustik, muffler, dan banyak perangkat sejenis lainnya seperti yang ditunjukkan pada gambar 2.11 dibawah.

Gambar 2.11 Simulasi akustik pada speaker (Ansys Workshop R150, 2015)

2.8.2 Acoustic ACT (Application Customization Toolkit) Extension

Acoustic ACT Extension adalah fitur tambahan dari Ansys yang dapat memaparkan fitur-fitur akustik yang cukup lengkap. Fitur-fitur AnsysAcoustic ACT Extension yaitu:

1. Menentukan sifat-sifat akustik.

2. Menentukan kondisi batas dan beban akustik. 3. Menentukan hasil proses akustik.

Pada analisis akustik yang tersedia di ANSYS, biasanya melibatkan pemodelan media cairan dan struktur sekitarnya.Yang sering menjadi perhatian pada analisis akustik distribusi tekanan pada cairan pada frekuensi yang berbeda, gradien tekanan, kecepatan partikel, SPL (sound pressure level), serta hamburan, difraksi, transmisi, radiasi, redaman, dan dispersi gelombang akustik.

Acoustic ACT dapat digunakan untuk melakukan simulasi sensor parkir mobil yang mendeteksi benda-benda di sekitar mobil. Sensor ini bekerja dengan menggunakan gelombang ultrasonik dan gema yang dihasilkannya. Simulasi sensor parkir mobil dapat dilihat pada Gambar 2.12 dibawah ini

BAB I PENDAHULUAN 1.1. Latar Belakang

Pesawat tanpa awak (Unmanned Aerial Vehicle atau disingkat UAV), adalah sebuah mesin terbang yang dapat dikendali dari jarak jauh ataupun mampu mengendalikan dirinya sendiri, dimana dalam aktivitasnya menggunakan hukum aerodinamika untuk mengangkat dirinya.

Pesawat tanpa awak dimaksudkan untuk mengemban misi pemantauan udara untuk melihat objek yang diam atau bergerak diatas permukaan tanah. Misi tersebut dilakukan di wilayah dengan dukungan infrastruktur yang minim seperti daerah hutan, pegunungan, rawa dan lain-lain. Di Indonesia cocok digunakan untuk pemantauan daerah perbatasan yang sulit untuk dijangkau dimana wilayah Indonesia merupakan wilayah kepulauan yang sangat luas dan sulit dijangkau, dengan bantuan pesawat tanpa awak ini membuat pemantauan lebih mudah melalui udara.

Proses kontrol pesawat sepenuhnya dilakukan oleh sistem autopilot dengan mengacu pada parameter-parameter yang telah ditentukan oleh pengguna sebelum terbang. UAV sendiri mampu membawa kamera, sensor, alat komunikasi dan beberapa peralatan lain. Pesawat-pesawat semacam ini berkembang luas di kalangan militer. Saat ini UAV semakin beragam jenis dan bentuk. Bahkan ada yang berbentuk lingkaran dan lebih kecil ukurannya. Dan kesemuanya itu tidak lepas dari fungsi dan tujuannya. UAV memang kerap digunakan untuk tugas militer seperti yang dilakukan Predator dan Aquila UAV.

Penelitian terhadap Pesawat tanpa awak (UAV) ini telah banyak dilakukan penelitian terutama pada pengembangan fungsi dan tujuan dari pesawat tanpa awak ini. Dalam bidang militer penggunaan pesawat tanpa awak digunakan

Pesawat ini menggunakan mesin sebagai penggerak ketika beroperasi, mesin akan menghasilkan suara bising yang diakibatkan aktivitas mesin yang menghasilkan bunyi bising. Kebisingan dari sebuah propeller adalah kombinasi dari 2 (dua) sumber kebisingan, yaitu dari propeller sendiri, dan dari sumber tenaga (mesin). Pada dasarnya secara umum peningkatan putaran mesin pada pesawat akan mengakibatkan peningkatan nilai kebisingan yang terjadi.

Laboratorium Noise and Vibration Research Centre (NVC) Fakultas Teknik USU khusus untuk penelitian pesawat tanpa awak ini telah melakukan beberapa penelitian diantaranya dapat dilihat di pada Tabel 1.1 dibawah ini.

Tabel 1.1 Penelitian Pesawat Tanpa Awak Teknik USU

No Nama Judul Tahun Pembimbing

1 Arifin FauziLubis, dkk Analisa Gaya Impak yang terjadi pada Badan Pesawat Aeromodelling tipe Glider saat Landing dengan Variasi Sudut Pendaratan yang Disimulasikan dengan Menggunakan Software Solidwork 2012 -Generasi 1 IkhwansyahIsranuri

2 JulionoSusanto Analisis Gaya Dan Pembuatan Badan Pesawat 2014 -Generasi 2 IkhwansyahIsranuri

Tanpa Awak Dari Bahan Material Komposit Yang Diperkuat Polyester Dan Serat Rock Wool Dengan Metode Hand Lay Up 3 NazwirFahmiDamanik Simulasi

Karakteristik Kebisingan pada Mesin DLE Gas Engine-30 Sebagai Penggerak Pesawat Tanpa Awak Prototipe NVC USU

2015 IkhwansyahIsranuri

4 IrwanRosyadiNst Studi

Eksperimental Karakteristik Kebisingan Knalpot DLE Gas Engine-30 Sebagai Penggerak Pesawat Tanpa Awak Prototipe NVC USU

Gambar 1.1 Pesawat- pesawat Tanpa Awak Prototype NVC USU

Pada gambar 1.1 diatas terlihat pesawat tanpa awak hasil penelitian dari laboratorium NVC USU. Untuk penelitian ini akan dikaji tentang karakteristik kebisingan yang terjadi pada pesawat tanpa awak generasi 3.

Dalam hal ini penelitian terhadap kebisingan pada pesawat tanpa awak dilakukan dengan metode simulasi menggunakan ANSYS Workbench untuk menganalisa kontur kebisingan yang terjadi pada pesawat tanpa awak.Analisa simulasi dipilih karena dapat menganalisa sistem yang kompleks dan dapat menyesuaikan desain lain terhadap kondisi yang di peroleh untuk mendapatkan hasil terbaik.

1.2. Perumusan Masalah

Berdasarkan latar belakang tersebut diatas penulis tertarik untuk melakukan penelitian pada karakteristik kebisingan pada pesawat tanpa awak NVC USU dengan merumuskan masalah sebagai berikut :

Generasi 3

1. Bagaimana pengaruh tingkat kebisingan yang dihasilkan terhadap pertambahan putaran mesin pesawat tanpa awak NVC USU ?

2. Bagaimana penyebaran kebisingan yang dihasilkan pada pesawat tanpa awak NVC USU pada arah vertikal, horizontal dan axial ?

1.3. Tujuan Penelitian

Adapun tujuan dilakukannya penelitian ini adalah sebagai berikut :

1. Membangun model komputasional dari pesawat tanpa awak yang akan disimulasikan dengan perangkat FEM untuk menampilkan kontur kebisingannya.

2. Melakukan simulasi pada pesawat tanpa awak prototype NVC USU untuk mengetahui distribusi kebisingan (noise) terbesar dan terkecil.

3. Melakukan analisa dan menginterpretasikan karakteristik noise dari hasil simulasi.

1.4. Batasan Masalah

Melihat begitu kompleksnya permasalahan mengenai kebisingan, maka dalam penelitian ini penulis membatasi masalah sebagai berikut:

1. Pengujiankebisingan (noise) dilakukan pada pesawat tanpa awak (UAV) dengan menggunakan mesin DLE Gas Engine-30.

2. Pengujian dilakukan dengan melakukan simulasi menggunakan Ansys 15.0

3. Pengukuran kebisingan (noise) dilakukan pada pesawat UAV secara simulasi pada jarak 3 meter dari pusat kebisingan.

4. Pengukuran dilakukan pada arah X+, X-, Y+, Y-, Z+, dan Z- serta pada putaran 2000 RPM, 3000 RPM, 4000 RPM, 5000 RPM, 6000 RPM, dan 7000 RPM.

1.5. Sistematika Penulisan

Sistematika penulisan ini disajikan dalam tulisan yang terdiri dari 5 bab.BAB I merupakan pendahuluan.Bab ini memberikan gambaran menyeluruh mengenai tugas akhir yang meliputi pembahasan latar belakang, tujuan penulisan, perumusan masalah, manfaat penulisan, batasan masalah, dan sistematika penulisan. BAB II adalah tinjauan pustaka, dimana pada bab ini berisikan landasan teori dan studi literatur yang berkaitan dengan pokok permasalahan serta metode pendekatan yang digunakan untuk menganalisa persoalan. BAB III merupakan metode penelitian yang berisikan metode dari pengerjaan meliputi langkah-langkah pengolahan.BAB IV adalah hasil dan pembahasan yang berisi tentang hasil pengujian eksperimental.BAB V merupakan kesimpulan dan saran yang berisikan jawaban dari tujuan penelitian.

ABSTRAK

Pesawat tanpa awak adalah sebuah mesin terbang yang dapat dikendali dari jarak jauh ataupun mampu mengendalikan dirinya sendiri.Pesawat tanpa awak biasa digunakan oleh masyarakat sipil dan militer untuk melakukan misi pengintaian dan pengawasan maupun misi tertentu.Permasalahan kebisingan pada pesawat tanpa awak sedang menjadi konsentrasi penelitian untuk mendukung keberhasilan misi tersebut.Sebagian besar kebisingan pesawat tanpa awak berasal dari sistem baling-baling pengangkat, rotor, dan mesin. Penelitian ini dilakukan untuk melihat karakteristik kebisingan yang dihasilkan pada pesawat UAV saat beroperasi dengan variasi putaran 2000 RPM, 3000 RPM, 4000 RPM, 5000 RPM, 6000 RPM, dan 7000 RPM pada jarak 3 meter. Pengukuran nilai tingkat kebisingan dilakukan menggunakan metode simulasi dengan software ANSYS 15.0 pada arah horizontal, vertikal, dan aksial (X+, X-, Y+, Y-, Z+, dan Z-). Dari hasil simulasi uji kebisingan pada pesawat tanpa awak prototype NVC (Noise and Vibration Centre) USU didapat nilai kebisingan (SPL) terbesar pada Sumbu Z- (bawah) pada putaran 7000 RPM dan terkecil pada sumbu Y (depan) pada putaran 2000 RPM.Kontur kebisingan yang dihasilkan tidak merata ke semua arah hal ini dipengaruhi oleh geometri pesawat dan tinggi rendahnya tingkat kebisingan dipengaruhi oleh tekanan yang dihasilkan gelombang bunyi.

ABSTRACT

The unmanned aerial vehicle is a flying machine which can be controlled from a distance nor able to control himself. Unmanned aircraft used by civilians and military to conduct reconnaissance, surveillance, and specific mission. The problem of noise on the unmanned aircraft was a concentration of research to support the success of the mission. Most of the noise comes from the unmanned aircraft propeller system lifter, rotor, and engines. This study was conducted to look at the characteristics of the noise generated by the UAV aircraft when operating with a variety of rotation 2000 RPM, 3000 RPM, 4000 RPM, 5000 RPM, 6000 RPM and 7000 RPM at a distance of 3 meters. Measurement of the value of the noise level is done using software simulations with ANSYS 15.0 in the horizontal, vertical, and axial direction (X +, X-, Y +, Y-, Z + and Z-). The simulation results of the noise test of unmanned aerial vehicle prototype NVC (Noise and Vibration Centre) USU obtained value of the noise (SPL) which are the largest in the Z- axis (bottom) at 7000 RPM and the smallest rotation on the Y axis (front) at 2000 RPM rotation. Contour noise generated is not evenly in all directions. It is influenced by the geometry of the plane and then high and low level of noise is affected by the pressure generated sound waves.

SIMULASI UJI KEBISINGANPADA

PESAWAT TANPA AWAK PROTOTIPE NVC USU

MENGGUNAKAN PERANGKAT LUNAK FEM

SKRIPSI

Skripsi Yang Diajukan Untuk Melengkapi Syarat Memperoleh Gelar Sarjana Teknik

DEDI AGUSTIANTO

110401129

DEPARTEMEN TEKNIK MESIN

FAKULTAS TEKNIK

ABSTRAK

Pesawat tanpa awak adalah sebuah mesin terbang yang dapat dikendali dari jarak jauh ataupun mampu mengendalikan dirinya sendiri.Pesawat tanpa awak biasa digunakan oleh masyarakat sipil dan militer untuk melakukan misi pengintaian dan pengawasan maupun misi tertentu.Permasalahan kebisingan pada pesawat tanpa awak sedang menjadi konsentrasi penelitian untuk mendukung keberhasilan misi tersebut.Sebagian besar kebisingan pesawat tanpa awak berasal dari sistem baling-baling pengangkat, rotor, dan mesin. Penelitian ini dilakukan untuk melihat karakteristik kebisingan yang dihasilkan pada pesawat UAV saat beroperasi dengan variasi putaran 2000 RPM, 3000 RPM, 4000 RPM, 5000 RPM, 6000 RPM, dan 7000 RPM pada jarak 3 meter. Pengukuran nilai tingkat kebisingan dilakukan menggunakan metode simulasi dengan software ANSYS 15.0 pada arah horizontal, vertikal, dan aksial (X+, X-, Y+, Y-, Z+, dan Z-). Dari hasil simulasi uji kebisingan pada pesawat tanpa awak prototype NVC (Noise and Vibration Centre) USU didapat nilai kebisingan (SPL) terbesar pada Sumbu Z- (bawah) pada putaran 7000 RPM dan terkecil pada sumbu Y (depan) pada putaran 2000 RPM.Kontur kebisingan yang dihasilkan tidak merata ke semua arah hal ini dipengaruhi oleh geometri pesawat dan tinggi rendahnya tingkat kebisingan dipengaruhi oleh tekanan yang dihasilkan gelombang bunyi.

ABSTRACT

The unmanned aerial vehicle is a flying machine which can be controlled from a distance nor able to control himself. Unmanned aircraft used by civilians and military to conduct reconnaissance, surveillance, and specific mission. The problem of noise on the unmanned aircraft was a concentration of research to support the success of the mission. Most of the noise comes from the unmanned aircraft propeller system lifter, rotor, and engines. This study was conducted to look at the characteristics of the noise generated by the UAV aircraft when operating with a variety of rotation 2000 RPM, 3000 RPM, 4000 RPM, 5000 RPM, 6000 RPM and 7000 RPM at a distance of 3 meters. Measurement of the value of the noise level is done using software simulations with ANSYS 15.0 in the horizontal, vertical, and axial direction (X +, X-, Y +, Y-, Z + and Z-). The simulation results of the noise test of unmanned aerial vehicle prototype NVC (Noise and Vibration Centre) USU obtained value of the noise (SPL) which are the largest in the Z- axis (bottom) at 7000 RPM and the smallest rotation on the Y axis (front) at 2000 RPM rotation. Contour noise generated is not evenly in all directions. It is influenced by the geometry of the plane and then high and low level of noise is affected by the pressure generated sound waves.

KATA PENGANTAR

Puji dan syukur penulis ucapkan ke hadirat Allah SWT atas segala karunia dan rahmat-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 skripsi ini adalah “Simulasi Uji Kebisingan Pada Pesawat

Tanpa Awak Prototipe NVC USU Menggunakan Perangkat Lunak FEM”.

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 Sarmen dan Ibunda Saedahyang telah memberikan segala dukungan tak terhingga baik dukungan moril dan materil.

2. BapakDr.Ing. Ir. Ikhwansyah Isranuri, selaku dosen pembimbing dan Ketua Jurusan Departemen Teknik Mesin yang telah banyak meluangkan waktunya membimbing penulis hingga skripsi ini dapat terselesaikan.

3. Bapak Dr. Eng. Taufiq Bin Nur ST. M.Eng.Sc. dan Bapak Suprianto, ST.MT. selaku dosen pembanding yang telah banyak memberikan masukan kepada penulis untuk kesempurnaan penyusunan skripsi ini.

4. Seluruh Staf Pengajar pada Departemen Teknik Mesin Fakultas Teknik Universitas Sumatera Utara yang telah memberikan pengetahuan kepada penulis hingga akhir studi dan seluruh pegawai administrasi di Departemen Teknik Mesin

5. Bapak Alfinsyahrin M. Beni, ST. MT selaku mahasiswa Magister Teknik Mesin sekaligus koordinator laboratorium Noise and Vibration Research Center.

kawan-7. Tim Peneliti Pesawat Tanpa Awak NVC USU Generasi 3 saudara M. TrizulfiSahab, Ghazali Adam, Agung Nungroho, Ryan Tua, Ahmad FiqriOemry dan Ahmad DzakyRidho yang telah ikut berjuang dalam tim ini hingga selesai.

8. Teman sekaligus keluarga Teknik Mesin Angkatan 2011 yang telah banyak berbagi dalam berbagai hal di kampus USU ini.

9. Keluarga Besar HMI Teknik USU, Gemasiana Teknik, PEMA Teknik USU 2014-2015 tempat saya belajar dan berkarya.

10. Keluarga Besar EINS FAMILY Ara Gumilar, Darma Juliandri, JefrySyahputra, GENDUT (Arif) tempat penulis menghilangkan kejenuhan rutinitas sehari-hari

11. Abang dan adik penulis Ardiansyah, Agus Chandra S.Pd. dan Muhammad Padli yang juga banyak memberi dukungan yang tak terhingga kepada penulis.

Penulis juga mengharapkan saran dan kritik terhadap penulisan hasil laporan skripsi ini agar menjadi skripsi yang baik dari segi penulisan maupun konten.Semoga laporan skripsi dapat bermanfaat terimakasih.

Medan, 14 Maret 2016 Penulis,

NIM : 11 0401 129 DEDI AGUSTIANTO

KATA PENGANTAR

Puji dan syukur penulis ucapkan ke hadirat Allah SWT atas segala karunia dan rahmat-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 skripsi ini adalah “Simulasi Uji Kebisingan Pada Pesawat

Tanpa Awak Prototipe NVC USU Menggunakan Perangkat Lunak FEM”.

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 Sarmen dan Ibunda Saedahyang telah memberikan segala dukungan tak terhingga baik dukungan moril dan materil.

2. BapakDr.Ing. Ir. Ikhwansyah Isranuri, selaku dosen pembimbing dan Ketua Jurusan Departemen Teknik Mesin yang telah banyak meluangkan waktunya membimbing penulis hingga skripsi ini dapat terselesaikan.

3. Bapak Dr. Eng. Taufiq Bin Nur ST. M.Eng.Sc. dan Bapak Suprianto, ST.MT. selaku dosen pembanding yang telah banyak memberikan masukan kepada penulis untuk kesempurnaan penyusunan skripsi ini.

4. Seluruh Staf Pengajar pada Departemen Teknik Mesin Fakultas Teknik Universitas Sumatera Utara yang telah memberikan pengetahuan kepada penulis hingga akhir studi dan seluruh pegawai administrasi di Departemen Teknik Mesin

5. Bapak Alfinsyahrin M. Beni, ST. MT selaku mahasiswa Magister Teknik Mesin sekaligus koordinator laboratorium Noise and Vibration Research Center.

6. Abangda Nazwir Fahmi Damanik, Edi Helpita, Masruri, dan semua kawan-kawan yang telah banyak membantu dalam pengerjaan skripsi ini.

7. Tim Peneliti Pesawat Tanpa Awak NVC USU Generasi 3 saudara M. TrizulfiSahab, Ghazali Adam, Agung Nungroho, Ryan Tua, Ahmad FiqriOemry dan Ahmad DzakyRidho yang telah ikut berjuang dalam tim ini hingga selesai.

8. Teman sekaligus keluarga Teknik Mesin Angkatan 2011 yang telah banyak berbagi dalam berbagai hal di kampus USU ini.

9. Keluarga Besar HMI Teknik USU, Gemasiana Teknik, PEMA Teknik USU 2014-2015 tempat saya belajar dan berkarya.

10. Keluarga Besar EINS FAMILY Ara Gumilar, Darma Juliandri, JefrySyahputra, GENDUT (Arif) tempat penulis menghilangkan kejenuhan rutinitas sehari-hari

11. Abang dan adik penulis Ardiansyah, Agus Chandra S.Pd. dan Muhammad Padli yang juga banyak memberi dukungan yang tak terhingga kepada penulis.

Penulis juga mengharapkan saran dan kritik terhadap penulisan hasil laporan skripsi ini agar menjadi skripsi yang baik dari segi penulisan maupun konten.Semoga laporan skripsi dapat bermanfaat terimakasih.

Medan, 14 Maret 2016 Penulis,

NIM : 11 0401 129 DEDI AGUSTIANTO

DAFTAR ISI

Halaman

KATA PENGANTAR ...x

DAFTAR ISI ...xii

DAFTAR NOTASI ...xv

BAB 1 PENDAHULUAN ...1

1.1 Latar Belakang ...1

1.2 Perumusan Masalah ...4

1.3 Tujuan Penelitian ……….. .4

1.4 Batasan Masalah ...4

1.5 Sistematika Penulisan ...5

BAB 2 TINJAUAN PUSTAKA ...6

2.1 Pesawat Tanpa Awak (Unmanned Aerial Vehicle) ...6

2.1.1 Mesin ...7

2.1.2 Propeler ………. ...8

2.1.3 Badan pesawat …… ...9

2.2 Mekanisme Pesawat Untuk Terbang ...10

2.3 Bunyi………….. ...12

2.3.1 Frekuensi Bunyi …. ...13

2.3.2 Cepat Rambat Bunyi ………. ...15

2.4 Kebisingan (Noise) ...17

2.4.1 Jenis – Jenis Kebisingan ...17

2.4.2 Sinyal Noise ...17

2.4.3 Parameter Kebisingan ...18

2.4.4 Tingkat Kebisingan ...19

2.5 Prosedur Dasar Mengendalikan Kebisingan ...21

2.6 Sumber Kebisingan Aerodinamis … ...22

2.7 Kriteria Kebisingan Pesawat ...24

2.8.1 Ansys Acoustic ………. ...28

2.8.2 AcousticACT (Application Customization Toolkit) Extension……….. ...29

BAB 3 METODOLOGI PENELITIAN ...31

3.1 Waktu dan Tempat Penelitian ...31

3.2 Variabel Penelitian ...31

3.2.1 Variabel Terikat ...31

3.2.2 Variabel Bebas ...31

3.3 Spesifikasi Data ...32

3.3.1 Spesifikasi Pesawat ...32

3.3.2 Spesifikasi Kayu Balsa ...33

3.3.3 Spesifikasi Fluida ...33

3.4Cara Pelaksanaan Penelitian ...34

3.5 Diagram Alir Penelitian ...36

3.6Setup Pengujian …….. ...37

3.6.1 Tahap Pre-Processing ….. ...37

3.6.2 Tahap Post-Processing …. ...41

3.6.3 Menjalankan Simulasi …… ...41

3.7 Diagram Alir Simulasi …. ...42

BAB 4 HASIL DAN PEMBAHASAN ...43

4.1 Kontur Kebisingan …. ...43

4.1.1 Putaran 2000 Rpm …. ...43

4.1.2 Putaran 3000 Rpm ………. ...46

4.1.3 Putaran 4000 Rpm ….. ...48

4.1.4 Putaran 5000 Rpm …. ...50

4.1.5 Putaran 6000 Rpm …. ...52

4.1.6 Putaran 7000 Rpm ….. ...54

4.2 Tingkat Kebisingan …… ...57

4.2.1 Putaran 2000 Rpm …. ...57

4.2.3 Putaran 4000 Rpm ….. ...59

4.2.4 Putaran 5000 Rpm …. ...60

4.2.5 Putaran 6000 Rpm …. ...61

4.2.6 Putaran 7000 Rpm ….. ...61

4.3 Grafik Hasil Simulasi ….. ...64

4.3.1 Sumbu X ...64

4.3.2 Sumbu X-.. ...65

4.3.3 Sumbu Y ...65

4.3.4 Sumbu Y- ...66

4.3.5 Sumbu Z ...67

4.3.6 Sumbu Z- ...68

BAB 5 KESIMPULAN DAN SARAN … ...70

5.1 Kesimpulan… ...70

5.2 Saran …. ...71

DAFTAR NOTASI

Simbol Satuan

c Kecepatan suara m/s

γ Specific heat ratio

R Konstanta gas spesifik

T Temperatur absolut K

N Kekuatan noise

K Konstanta Boltzmann J/K

λ Panjang gelombang m

f Frekuensi Hz

T Periode s

k Jumlah gelombang

Lp Sound pressure level dB

Lw Sound power level dB

P Sound pressure Pa

pref Tekanan referensi Pa

W Sound power Watt