OTOMATISASI DESAIN-ANALISIS AERODINAMIKA UNTUK MENDUKUNG DESAIN-ANALISIS STRUKTUR SAYAP PESAWAT TERBANG

===

OTOMATISASI DESAIN-ANALISIS AERODINAMIKA UNTUK MENDUKUNG DESAIN-ANALISIS STRUKTUR SAYAP PESAWAT TERBANG

I G. N. Sudira, Bambang K. Hadi, M. Agoes Moelyadi, Djarot W. Fakultas Teknik Mesin dan Dirgantara Institut Teknologi Bandung (ITB) Jl. Ganesha 10 Bandung 40132 Jawa Barat – Indonesia

Abstrak

Program CFD dalam hal ini VSAERO yang dibuat Makalah ini melaporkan metode desain sayap pesawat terbang

berdasarkan metode panel hanya membutuhkan grid disingkat sayap, ditinjau dari dua aspek desain yaitu aerodinamika

permukaan sayap atau sering disebut dengan surface grid. dan struktur. Aspek aerodinamika pada intinya adalah metode untuk

Koordinat (x,y,z) berupa grid permukaan sayap sebagaimana membangun konfigurasi sayap dengan cepat untuk mendukung

dilukiskan dalam Gambar 1.1a dapat dibuat secara otomatik program analisis CFD (Computational Fluid dynamic) berbasis

oleh program NWDU. Metode ini dapat menggantikan metode panel. Parameter planform sayap dan variabel desain lainnya

program gambar komersial yang biasanya digunakan untuk baik arah tali busur maupun arah bentangan sayap dapat diubah

membuat konfigurasi/geometri sayap untuk keperluan input dengan cepat menggunakan program komputer. Keluaran program

VSAERO dalam bentuk sistem paneling. Dengan program komputer ini dapat menghasilkan data masukan yang dibutuhkan oleh

otomatisasi ini dapat menghemat waktu dan tenaga spesialis program CFD. Dengan metode ini, proses pembuatan geometri,

pembuatan grid permukaan, persiapan data masukan CFD, dan proses aerodinamika yang bekerja dengan program CFD. Makin perhitungan karakteristik aerodinamika sayap dapat berjalan secara

kompleks sayap di desain atau makin banyak variabel desain simultan dan otomatis. Manfaatnya adalah penghematan waktu dan

yang dioptimasi maka efisiensi waktu yang diperoleh dari tenaga yang dibutuhkan untuk proses desain dan analisis

metode ini akan semakin besar. Dengan menggunakan metode aerodinamika sayap. Keluaran program CFD berupa beban

ini, disamping efisiensi waktu yang diperoleh, juga aerodinamika dapat dijadikan masukan aspek struktur untuk

bagi desainer sayap untuk menentukan bentuk dan dimensinya. Aspek struktur pada intinya

memberikan

kemudahan

menyiapkan geometri sayap yang diperlukan oleh program adalah memperkenalkan hasil pengembangan FEM kasus dua

CFD. Dengan metode ini maka peran manusia dalam proses dimensi dengan pemodelan yang dikerjakan secara otomatik

mempersiapkan konfigurasi sayap sampai siap untuk menggunakan program komputer yang dapat bekerja secara simultan.

Kasus desain struktur yang diangkat dalam makalah ini adalah dieksekusi oleh program CFD akan menjadi berkurang. struktur geodesik yang terdiri dari jaringan batang yang memenuhi

planform tertentu.

Aspek Struktur

Kata kunci: Otomatisasi, optimasi, geodesik, AG , CFD, FEM Penggunaan FEM untuk proses desain dan analisis

struktur juga menghabiskan banyak waktu pada tahap

ENDAHULUAN I. P

persiapan pembuatan modelnya. FEM komersial seperti Aspek Aerodinamika

Nastran membutuhkan persiapan model input yang cukup Pembuatan konfigurasi sayap, grid permukaan, dan

lama dengan menggunakan pre-processor Patran. Hal ini input CFD biasanya menghabiskan sebagian besar waktu yang

akan menyulitkan untuk proses optimasi desain struktur tersedia untuk desain-analisis sayap ditinjau dari aspek

geodesik karena dibutuhkan titik-titik grid pembentuk elemen aerodinamika. Konfigurasi sayap yang biasanya dipersiapkan

geodesik secara otomatik sesuai dengan hasil pilihan yang dengan menggunakan program gambar komersial yang

ditentukan oleh algoritma genetik.

dioperasikan secara manual membutuhkan waktu cukup lama sampai pada hasil yang siap dieksekusi oleh program CFD.

Gambar 1.2 Skema Geodesic Wing Box [Urík, 2008] Batang-batang pada permukaan wing box yang membentuk

jaringan geodesik sebagaimana tampak pada Gambar 1.2, harus dapat dibuat secara otomatik dengan program komputer sebagai bagian dari perangkat optimasi desain struktur sayap yang terintegrasi. Program komputer pembentuk elemen

(a) Grid permukaan sayap

(b) Simulasi

aliran

hasil

geodesik dan juga FEM yang dapat beroperasi cepat perlu dibuat untuk mendukung proses optimasi. Kasus sayap

VSAERO

Gambar 1.1 Ilustrasi Titik-Titik Grid Pada Permukaan Sayap dan sederhana tanpa taper, yang hanya terdiri dari struktur simulasi aliran pada konfigurasi penuh pesawat terbang, [Kroo Ilan]

geodesik yang dimodelkan sebagai bidang dua dimensi ditampilkan dalam makalah ini. Hasil ini sebagai tahapan proses pengembangan metode dan perangkat optimasi desain struktur sayap sekaligus memperkenalkan hasil pengembangan FEM dan pemodelannya secara otomatik.

ini sudut dihedral dapat ditentukan di setiap segmen sayap Tujuan

sepanjang span. Dengan metode ini, pengguna dapat meneliti pengaruh parameter atau variabel desain satu persatu secara

Tujuan dari laporan ini adalah untuk menyampaikan terisolasi dengan menetapkan parameter atau variabel desain metode desain dan analisis sayap ditinjau dari aspek yang lain sebagai konstanta. Sebagai contoh untuk meneliti aerodinamika dan struktur. Desain dan analisis sayap aspek hanya pengaruh perubahan aspek rasio maka parameter yang aerodinamika dilakukan dengan dukungan perangkat lunak lain yaitu luas planfrom, taper rasio, sudut sweep, dan lokasi gabungan NWDU dan VSAERO. Desain dan analisis struktur tekukan (kink) dapat dibuat berharga tetap sebagaimana geodesik sayap dilakukan dengan FEM yang didukung oleh dilukiskan dalam Gambar 2.2a. Begitu pula kalau meneliti pemodelan secara otomatik. pengaruh parameter yang lain yaitu taper rasio (TR), sudut

sweep , dan lokasi kink dapat dilakukan dengan cara yang sama, dan hasilnya dapat dilihat pada Gambar 2.2b, 2.3a, dan

ETODE II. M D ESAIN -A NALISIS S AYAP

2.3b. Jumlah dan lokasi section sayap sepanjang span yang diwakili oleh koordinat profil sayap dapat ditentukan sesuai

Aspek Aerodinamika kebutuhan, yang biasanya berbeda untuk setiap program CFD. Langkah otomatisasi dalam desain dan analisis

Interpolasi arah chord dan span dapat dilakukan untuk aerodinamika sayap adalah diawali dengan kemampuan

menentukan jumlah titik koordinat yang membentuk grid pada perangkat lunak NWDU untuk mendefinisikan bentuk

permukaan sayap.

planform apakah dalam bentuk planform referensi atau Distribusi twist, ketebalan dan lokasi apex profil sayap planform aktual sebagaimana dilukiskan dalam Gambar 2.1.

sepanjang span dapat ditentukan menurut kebutuhan desain. Planform referensi

Pusat twist sepanjang chord untuk setiap profil sayap dapat terjadinya modifikasi planform aktual ketika proses desain

dibutuhkan

untuk mengantisipasi

ditentukan sesuai dengan pertimbangan menyeluruh aspek sayap sedang berlangsung. Beberapa parameter yang memiliki

desain sayap. Ketebalan profil sayap dapat diubah berdasarkan besaran sama antara planform referensi dan planform aktual

referensi garis chord dan garis camber yaitu sudut sweep di ¼ chord, luas planform (S), aspect ratio

(AR) dan panjang chord di ujung (Ct), sementara panjang

chord di root -2.00 (Cr) bisa berubah.

TR dihitung dari luasan

0.00 0.00 trapesium Trapesium TR = 0.25

TR dihitung dari luasan

Formula yang diterapkan untuk menghasilkan koordinat

2.00 AR = 10 AR = 8

2.00 TR = 0.35 TR = 0.30

planform adalah,

2 8.00 b 8.00

AR =

10.00 S 10.00

Gambar 4.1c Perbandingan Planform Akibat Perubahan Taper Ratio (TR) ==> b/ 2 10.00 12.00 14.00 16.00 Ct 18.00 S = 110 Sq. M, TR = 0.35, Sweep(1/ 4C)=25 deg., Kink=6.25 M S = 110 Sq.M, AR = 10, Sweep(1/ 4C)=25 deg., Kink=6.25 M

Gambar 4.1b Perbandingan Planform Akibat Perubahan Aspect Ratio (AR)

(a)

(b)

Gambar 2.2 Perubahan bentuk planform akibat perubahan

parameter ; (a) aspek rasio, (b) taper rasio, [Sudira, 2014]

-2 Planform Aktual Garis sudut sweep (1/ 4 Chord Outboard)

TR dihitung dari luasan trapesium

Planform Referensi TRdihitung dari luasan 0.00 sweep = 20 deg. 0 2.00 0.00 sweep = 30 deg. trapesium kink = 0. M kink = 3. M

4.00 sweep = 40 deg.

2.00 kink = 6.25 M

2 == >z

0.00 0.10 -0.05

0.20 0.15 wing wit h Modi fi ed Apex Locat ion basic wing

Croot -0.10 -0.20 -0.15 8.40 8.60 Fig.6.1c 8.80 Untwisted Wing, Profile = Naca0 01 2 , y= 1 6.5 8 31 2 (tip) Apex Location Modification, Rear 1 0.%-C Apex 9.00 ==>x 9.20 9.40 9.60 9.80 10.00 = > = 8.00 > = =

0.05 X 6.00 X 4.00

sudut sweep

Gambar 4.1e Perbandingan Planform Akibat Perubahan Lokasi Kink b/ 2 16.00 Gambar 4.1d Perbandingan Planform Akibat Perubahan Sudut Sweep 18.00

0.00 2.00 4.00 6.00 8.00 ==> b/ 2 10.00 12.00 14.00 16.00 18.00 20.00 12.00 0.00 2.00 4.00 6.00 8.00 10.00 12.00 14.00

Batas Inboard dan Outboard

Ctip

S = 110 Sq. M, AR = 10, TR = 0.35, Kink=6.25 M

(a)

S = 110 Sq. M, AR = 10, TR = 0.35, Sweep(1/ 4C)=25 deg.

(b)

Gambar 2.3 Perubahan bentuk planform akibat perubahan

parameter ; (a) sudut sweep, dan (b) lokasi tekukan [Sudira,

Gambar 2.1 Hubungan Planform Aktual dan Referensi [Sudira, 2014]

III. NWDU DAN VSAERO NWDU adalah perangkat lunak yang dibuat oleh

Setelah planform terdefinisi dan juga aerofoil telah ditentukan penulis dalam rangka mempercepat proses perancangan sayap sesuai dengan target performa yang diharapkan maka instalasi

dari aspek aerodinamika [Copy Right No. 022963]. aerofoil ke dalam planform akan dikerjakan secara otomatis

Permukaan sayap (wing surface) yang biasanya dibuat secara oleh NWDU yang sekaligus menciptakan panel input yang

manual menggunakan program gambar komersial diganti siap dieksekusi oleh VSAERO. Pada waktu instalasi aerofoil

dengan NWDU yang beroperasi secara otomatis untuk dengan NWDU yang beroperasi secara otomatis untuk

dan j adalah indeks kelompok garis dengan kemiringan a 2 . mengubah geometri sayap pesawat terbang sesuai pengalaman

Setelah titik potong semua garis yang menjadi batang geodesik dan sensitifitas-nya untuk menghasilkan bentuk sayap yang

dihitung selanjutnya dilakukan langkah penentuan titik potong sesuai tanpa harus ketergantungan dengan program gambar

batang-batang geodesik dengan planform yang mewakili komersial. Dengan demikian seorang spesialis aerodinamika

bentuk permukaan sayap. Langkah akhir adalah proses dapat dengan cepat menghasilkan konfigurasi sayap lengkap

identifikasi titik (node) dan juga identifikasi elemen batang dengan hasil analisis aerodinamikanya. Manfaat lain

sebagai model struktur yang menjadi input program FEM. menggunakan NWDU adalah untuk menjaga konsistensi hasil

Program pemodelan struktur geodesik dan FEM dibuat dalam panelling dan menghindari kesalahan karena faktor kelelahan

versi MatLab dengan pertimbangan bahwa program ini akan atau kejenuhan bagi pengguna CFD.

digunakan untuk proses optimasi algoritma genetik yang juga menggunakan versi MatLab.

Aspek Struktur Pengembangan program FEM bidang dua dimensi (diberi nama FEM-S3), dilakukan dengan kombinasi model

Pengembangan FEM bidang dua dimensi yang didukung elemen bar dan Simple plane beam element, sebagaimana oleh pemodelan geometri secara otomatik adalah tahapan

dilukiskan pada Gambar 2.4.

pengembangan perangkat optimasi desain struktur geodesik. Sebelum algoritma genetik dapat diterapkan dalam proses optimasi maka FEM dan geometri untuk pemodelan struktur secara otomatik perlu dipersiapkan terlebih dahulu.

Struktur geodesik dibuat

dengan

memanfaatkan

persamaan garis lurus untuk membangun jaringan batang dengan jarak dan sudut tertentu.Untuk mencari titik potong seperangkat garis dapat dilakukan dengan cara berikut;

(b) Simple plane beam element g11

(a) Bar element

g12 y

g21

Gambar 2.4 Model struktur pengembangan FEM 2D, [Liu y., 2003].

g22

dimana,

1 I : momen inesia penampang

d b2 A : luas penampang

2 E : modulus elastis

b1 2

b2 u& : displacement arah x dan y

F &M : gaya dan momen

Kombinasi axial stiffness (bar element) dan simple plane

1 b1 beam element , diperoleh persamaan dalam bentuk matrik di bawah ini, [ Liu Y., 2003].

f = ku u=k -1 f

dimana,

Tinjau dua pasang garis g11 dan g12 dengan sudut kemiringan α dan garis g21 dan g22 dengan sudut kemiringan β.

g11 : y = a 1 x+b 11 g12 : y = a 1 x+b 12 g21 : y = a 2 x+b 21 g22 : y = a 2 x+b 22

Koordinat titik potong dari pasangan garis g11 dan garis g21 dapat dihitung dengan operasi matriks di bawah dan menghasilkan titik potong x1 dan y1.

−a 1 1 x 1 b

[ −a 2 1 ] ( y 1 ) ( b 21 )

1 = −a 1 1 b ( 11

x −1

y 1 ) [ −a 2 1 ] ( b 21 )

Secara lebih umum operasi tersebut di atas dapat diperluas menjadi: x −1

i = −a 1 1 b ( 1i

y i ) [ −a 2 1 ] ( b j1 )

ASIL IV. H D AN P EMBAHASAN

Aspek Aerodinamik Dengan keterbatasan media penyampaian hasil terutama

dalam bentuk gambar, dalam laporan ini tidak semua performa NWDU dapat dibahas. Para pembaca dipersilahkan membaca performa NWDU dalam referensi yang lain sebagaimana tercantum dalam Daftar Pustaka. Dua konfigurasi sayap dengan bentuk planform yang berbeda menjadi contoh kasus dalam laporan ini. Konfigurasi sayap WS01 (Gambar 3.1a) dan WS02 (Gambar 3.1b) memberikan ilustrasi bahwa konfigurasi sayap yang kompleks dan sederhana dapat dibuat dengan NWDU, yang sekaligus secara simultan dapat terhubung dengan VSAERO untuk menghasilkan karakteristik aerodinamikanya.

Untuk kasus pergantian profil sayap WS01 di bagian pangkalnya, ini memberikan perbedaan koefisien tekanan yang siginifikan sebagaimana dilukiskan pada Gambar 3.2a. Walaupun profil sayap yang diganti hanya pada bagian pangkalnya saja, tetapi pengaruhnya terhadap distribusi tekanan dialami sepanjang span sayap tersebut. Hal ini dibuktikan oleh Gambar 3.2b yang diambil pada lokasi 2y/b = 0,68 masih menunjukkan perbedaan koefisien tekanan yang cukup signifikan. Akibat dari perubahan distribusi tekanan sepanjang span, menyebabkan distribusi beban aerodinamika Cl dan Cl*c/CL*c avg juga mengalami perubahan sebagaimana ditunjukkan pada Gambar 3.3a dan 3.3b.

Untuk kasus sayap sederhana tanpa taper dengan profil sama sepanjang span memberikan koefisien tekanan sebagaimana dilukiskan pada Gambar 3.4. Sudut serang yang lebih besar menghasilkan distribusi Cl dan Cl*c yang lebih besar sepanjang span, (lihat Gambar 3.5). Distribusi Cl ini menunjukkan kecenderungan hasil yang sama dengan teori yang ada sebagaimana dapat dilihat pada Gambar 3.6.

2y/b=0,03 ;CL=0,5

W2SC_TW (perubahan twist) W2SC_SEC (perubahan profil inboard)

2y/b=0,68;CL=0,5

W2SC_TW (perubahan twist) W2SC_SEC (perubahan profil inboard)

Spanload pada CL=0.5 W2SC_TW(perubahan twist) W2SC_SEC (perubahan profil sayap)

Spanload pada CL=0.5 W2SC_TW (perubahan twist) W2SC_SEC (perubahan profil sayap)

0.00 1.00 2.00 3.00 ===> X (Arah Chord) 4.00

Hasil VSAERO Sayap WS02 Alp=4 deg.

0.00 1.00 2.00 3.00 ===> X (Arah Chord) 4.00

Hasil VSAERO Sayap WS02, Alp=8 deg

0.00 2.00 4.00 ===> y (Arah Span) 6.00

Hasil VSAERO sayap WS02 Alpha 4 deg. dan 8 deg.

Aplha = 4 deg. Alpha = 8 deg.

0.00 2.00 4.00 ===> Y (Arah Span) 6.00

Alpha = 4 deg. Alpha = 8 deg.

Hasil VSAERO sayap WS02, Alpha 4 deg. dan 8 deg.

Aspek Struktur

(a) 2y/b = 0,03

(b) 2y/b = 0,68 Gambar 3.2 Perbandingan koefisien tekanan kasus pergantian profil sayap di bagian pangkalnya.

(a)

(b) Gambar 3.3 Distribusi: (a) Cl dan (b) Cl*c/CL*C avg sepanjang span kasus pergantian profil sayap di bagian pangkalnya

(b) WS01

(b) WS02

Gambar 3.1 Gambar tiga dimensi potongan sayap

hasil NWDU.

Root wing

(a) Alpha=4 deg.

(b) Alpha=8 deg. Gambar 3.4 Perbandingan koefisien tekanan sepanjang span sayap

WS02.

(b) Cl

(b) Cl*c Gambar 3.5 Perbandingan beban sepanjang span sayap WS02.

Gambar 3.6 Distribusi Lift Pada CL=1 untuk Sayap Lurus dengan Variasi Taper Ratio dari 0.0 sampai dengan 1.0, [Torenbeek, 1982]

FEM yang telah dikembangkan untuk kasus bidang dalam versi MatLab sehingga hasil GG secara simultan dapat dua dimensi yang didukung oleh pemodelan struktur geodesik

terhubung dengan program FEM-S3.

secara otomatik merupakan hasil menuju tahapan lebih lanjut yaitu pengembangan perangkat optimasi untuk kasus tiga

dimensi berupa wing box. Perangkat optimasi struktur geodesik untuk kasus wing box diharapkan dapat dipresentasikan pada kesempatan yang lain.

Penampang elemen berupa

Penampang elemen berupa segiempat segiempat dengan sisi yang sama sebesar 0.02;

dengan sisi E=1e11 dan Nu=0,3

yang sama sebesar

0.02; E=1e11

dan Nu=0,3

Gambar 3.9 Displacement element setelah diberi gaya Fx sebesar 1e5 pada titik (4,6). Titik (0,0); (1,0); (2,0); (3,0); dan (4,0) dibuat tetap.

Gambar 3.7 Displacement element setelah diberi gaya Fx sebesar 1e7

pada titik (2,1). Titik (0,0); (1,0); dan (2,0) dibuat tetap. Penampang elemen berupa segiempat dengan

sisi yang

sama Penampang elemen berupa segiempat

dengan sisi yang sama sebesar 0.02;

sebesar 0.02; E=1e11 dan Nu=0,3

E=1e11 dan Nu=0,3

Gambar 3.10 Displacement element setelah diberi gaya Fy sebesar 1e7 pada titik (0,6); (1,6); (2,6); (3,6) dan (4,6);. Titik (0,0); (1,0);

(2,0); (3,0); dan (4,0) dibuat tetap.

Gambar 3.8 Displacement element setelah diberi gaya Fy sebesar 1e7 pada titik (2,1). Titik (0,0); (1,0); dan (2,0) dibuat tetap.

Gambar 3.7 dan 3.8 menunjukkan elemen batang yang dibuat tetap atau dipegang pada titik-titik (0,0); (1,0); dan (2,0), sementara titik-titik yang lain dapat bergerak bebas. Penampang elemen dimodelkan berbentuk segiempat dengan sisi yang sama sebesar 0.02, modulus elastis, E=1e11, dan Poisson’s ration , Nu=0,3. Pada titik (2,1) diberikan gaya sebesar 1e7 pada arah x dan y dan hasilnya memberikan displacement masing-masing seperti ditunjukkan pada Gambar

3.7 dan 3.8 di atas. Jumlah batang yang terbatas sengaja dipilih untuk memudahkan dalam proses analisis serta untuk memastikan bahwa pengembangan FEM-S3 ini telah memberikan hasil yang sesuai dengan yang diharapkan. FEM- S3 dan program Grid Generation (GG) sama-sama dibuat

Gambar 3.11 Perbandingan Displacement element antara hasil FEM- S3 dan FEM-Toolbox, [Anton,2014].

Model struktur yang mewakili luas dan bentuk planform sayap tanpa taper adalah seperti tampak pada Gambar 3.9 dan

3.10. Bidang dua dimensi planform dibagi menjadi batang- batang pendek yang setiap titik sambungannya dapat diberikan beban sesuai dengan keperluannya. Dalam kasus ini, (Gambar 3.9), gaya sebesar 1e5 pada titik (4,6) arah x diberikan, dan hasilnya menunjukkan displacement yang cukup signifikan. Untuk kasus beban merata disetiap titik pada ujung planform, (Gambar 3.10), memberikan displacement yang merata pula sepanjang sumbu y. Pengembangan FEM ini telah divalidasi dengan FEM-Toolbox,

menunjukkan nilai displacement yang sama sebagaimana dapat dilihat pada Gamabr 3.11.

ESIMPULAN V. K

 Proses otomatisasi dalam pembuatan konfigurasi/geometri sayap untuk input program CFD dapat mempercepat proses

desain dan analisis aerodinamika.  Pengembangan FEM kasus bidang dua dimensi yang

ditunjang oleh pemodelan geometri secara otomatik untuk kasus struktur geodesik menjadi tahapan proses optimasi kasus tiga dimensi (wing box).

 Proses otomatisasi pembuatan konfigurasi sayap dan pemodelan struktur geodesik dapat bekerja secara

simultan, masing-masing dengan program CFD VSAERO dan FEM-S3.

U CAPAN T ERIMAKASIH Kepada bapak Wawan Hermawan dan Suprayitno,

serta Burhanudin dan Andi Erawan, penulis sampaikan banyak terima kasih atas usahanya dalam mendukung terciptanya perangkat lunak NWDU dan FEM-S3. Semoga hasil karya ini berguna untuk perkembangan ilmu pengetahuan dibidang kedirgantaraan Indonesia.

OTOMATISASI DESAIN-ANALISIS AERODINAMIKA UNTUK MENDUKUNG DESAIN-ANALISIS STRUKTUR SAYAP PESAWAT TERBANG