Journal Renewable Energy & Mechanics (REM)                                               E-ISSN: 2614-8315 Vol.02 No.01 2019: 43-50                                                                                  P-ISSN: XXXX-XXXX DOI: 10.25299/rem.2019.vol1(01).2402                        Received 2019-01-01; Accepted 2019-02-28

## DYNAMIC LOAD ANALYSIS ON AIRCRAFT BODY USING ANSYS
SIMULATION 18.1
(ANALISA PEMBEBANAN DINAMIK PADA BODI PESAWAT TERBANG DENGAN SIMULASI ANSYS 18.1)
T.M. Andi Nurisa * , Kurnia Hastuti. Syawaldi Program Studi Teknik Mesin Fakultas Teknik Universitas Islam Riau *Corresponding author : Andynurisa1@gmail.com

## ABSTRACT
Fuselage  is  an  aircraft  structure  where  as  a  passenger  room  and  also  goods.  Fuselage experienced loading when the plane took off, manuevering and landing. One of the loading on fuselage is cabin pressure. the use of FLMs (Fiber Metal Laminates) method which is used to hold the crack propagation path that occurs due to the load, so that the load will occur on the composite and propagate to aluminum significantly cracks that occur in the composite  will  reduce  the  impact  on  aluminum.  This  study  aims  to  obtain  a  life  cycle, equivalent alternating stress, safety factor, and fatigue sensitivity for variation loads, namely 1000 kg, 4000 kg, 6000 kg and 8000 kg. The load variations obtained were taken based on the hoop stress equation which is 8359.5 kg. This study uses the Autodesk Inventor software and ANSYS workbench 18.1. where modeling is made on Autodesk Inventor and simulations are carried out with ANSYS 18.1 software. the model was made using FLMs method with 11 layers of 7075-T6 Aluminum material and Composite Epoxy Carbon Woven then the load was varied. The results show that the life cycle decreases with increasing load. So that by FLMs method for Aluminum 7075-T6 and Composite Epoxy Carbon Woven Preperg, safe fatigue life is obtained 8,4141 x 10 4 cycle with alternating stress 262.6 MPa at 6000 kg load at 6000 kg, fatigue sensitivity still shows cycle 10 4 at 100% load.
Keywords: Fatigue, FLMs, Finite Element Method

## ABSTRAK
Fuselage merupakan struktur pesawat dimana sebagai ruang penumpang dan juga barang. Fuselage mengalami pembebanan pada saat pesawat take off, maneuver, dan landing. Salah satu pembebanan pada fuselage adalah tekanan kabin. penggunaan metode FLMs (Fibre Metal  Laminates)  yang  digunakan  untuk  menahan  jalur  perambatan  retak  yang  terjadi akibat  beban,  sehingga  beban  akan  terjadi  pada  komposit  dan  merambat  ke  alumunium secara  signifikan  retakan  yang  terjadi  pada  komposit  akan  mengurangi  dampak  pada alumunium. Penelitian ini bertujuan untuk mendapatkan life cycle, equivalent alternating stress, safety factor, dan fatigue sensitivity untuk beban variasi yaitu 1000 kg, 4000 kg, 6000 kg dan 8000 kg. Variasi beban yang diperoleh diambil berdasarkan persamaan hoop stress yaitu  8359,5  kg.  Penelitian  ini  menggunakan  software  Autodesk  Inventor  dan  ANSYS workbench 18.1. dimana permodelan dibuat pada Autodesk Inventor dan simulasi dilakukan dengan software ANSYS 18.1. model dibuat menggunakan metode FLMs dengan 11 lapisan material  Alumunium  7075-T6  dan  Composite  Epoxy  Carbon  Woven  kemudian  beban divariasikan.  Hasil  penelitian  menujukkan  bahwa  life  cycle  berkurang  dengan bertambahnya  beban.  Sehingga  dengan  metode  FLMs  untuk  Alumunium  7075-T6  dan Composite Epoxy Carbon Woven Preperg, umur fatik yang aman didapat 8.341x104 cycle
dengan alternating stress 262.6 MPa pada beban 6000 kg pada beban 6000 kg drafik fatigue sensitivity masih menunjukkan cycle 104 pada beban 100%.
Kata kunci : Fatigue, FLMs, Metode Elemen Hingga

## LATAR BELAKANG
Pesawat  terbang  merupakan  gabungan dari  berbagai  macam  komponen  yang bekerja  saling  mendukung  dan  terpadu sehingga berfungsi sebagai mana
mestinya.  Banyak  hal yang  harus diperhatikan  oleh  seorang  perancang dalam  perancangan  komponen  pesawat terbang, hal tersebut antara lain komponen sesuai  fungsi,  keamanan,  ekonomis,  dan berdimensi optimum.
Komponen-
komponen dari pesawat terbang
merupakan  bagian  kritikal  dan  sangat membutuhkan  katahanan  kerja  yang  baik untuk  menjaga  keamanan (safety) dari pesawat  terbang  atau  media  transportasi udara  yang  lain  (id.wikipedia.org,  2017). Kelelahan  pada fuselage masih  sulit dideteksi  dengan  keterbatasan  perkakas. Titik  rawan  kelelahan  ini  biasanya  pada sambungan  antara  sayap  dan  badan pesawat  terbang  atau  antara  sayap  dan dudukan  mesin.  Elemen  inilah  yang mengalami  guncangan  keras  dan  terus- menerus,  baik  ketika  tubuhnya  lepas landas  maupun  mendarat.  Ketika  lepas landas, sambungannya menerima tekanan udara ( uplift ) yang besar. Ketika menyentuh landasan, bagian ini pula yang menanggung  empasan  tubuh  pesawat. Kelelahan logam pun terjadi, dan itu awal dari  keretakan  ( crack ).  Titik  rambat, terkadang dimulai dari ukuran yang sangat kecil  itu  terus  merambat.  Semakin  hari kian  memanjang  dan  bercabang-cabang. Kalau tidak terdeteksi, taruhannya mahal, karena  sayap  bisa  sontak  patah  saat pesawat tinggal landas.

## LANDASAN TEORI FLMs
Fibre  Metal  Laminates (FMLs)  adalah struktur  komposit  hybrid  berdasarkan lembaran tipis  paduan logam dan lapisan
material  polimer  digabungkan  untuk mendapatkan  kelebihan  masing-masing material. Dua varian dikembangkan untuk mendapatkan  sifat  tahan  lelah  yaitu  : ARALL  mengandung  serat  aramid  dan GLARE mengandung serat kaca.

## Gambar 1 Varian Material Yang Digunakan Di FLMs
Salah  satu  yang  paling  penting  dalam prencanaan  struktur  pesawat  terbang adalah memerhatikan retakan dipermukaan  yang  diakibatkan  oleh kelelahan  yang  diketahui  dengan  cara pemeriksaan  tertentu  dimana  panjang retakan  maksimum  mencapai  batas  kritis kegagalannya. FMLs memberikan perbaikan  dalam  hal  ini.  Sifat  dari kelelahan  dari  FMLs  yang  baik  karena adanya  serat  tertutup.  Kerusakan  akan terjadi  pada  lapisan  logam  yang  dilapisi komposit. Kekosongan yang terjadi antara lapisan  logam  dan  komposit  akan mengakibatkan terjadinya retakan. Retakan  yang  terjadi  di  lembaran  serat secara signifikan akan mengurangi beban yang  di  terima  di  sekitar  ujung  retakan pada lembaran aluminium.

## Gambar 2 Lapisan Logam Dan Lembaran Komposit Dalam Menerima Beban

## Finite  Element  Analysis  Menggunakan ANSYS.
Konsep  dasar  finite  element  analisis adalah  mendiskretisasi  atau  membagi suatu struktur menjadi bagian-bagian yang lebih  kecil  yang  jumlahnya  berhingga, kemudian  melakukan  analisis  gabungan terhadap  elemen  –  elemen  kecil  tersebut. Tujuan dari finite element analisis adalah untuk  memperoleh  nilai  pendekatan numerik  sehingga  dapat  diselesaikan dengan  bantuan  komputer,  maka  Finite Element Analisis (FEA) dikatakan bersifat computer  oriented (Moaveni,  Saeed  , 2008),
Gambar 3 Contoh Ilustrasi Finite Element

## Analysis
Terdapat tiga prosesor yang paling sering digunakan:
1. Preprocessor , yang berisi perintah – perintah yang di butuhkan untuk
membangun model yakni : Mendefinisikan,  tipe  dan  pilihan elemen, Mendefinisikan konstanta real  elemen,  Mendefinisikan  sifat material, Membuat model geometri, Mendefinisikan meshing  kontrol,  Mesh  Model yang dibuat 2. Prosesor (SOLUSI),  memiliki perintah yang memungkinkan untuk  menerapkan  kondisi  batas dan  pembebanan.  Misalnya  pada masalah struktural, dapat ditentukan kondisi batas perpindahan  dan  kekuatan,  atau untuk masalah perpindahan panas, dapat ditentukan batas suhu permukaan atau konvektif. Setelah semua  informasi  yang  dibuat tersedia  untuk  prosesor  solusi  , pemecahan solusi dapat di lakukan.  Dalam  solusi  terkait dengan  analisis  yang  dilakukan sekarang,  maka  yang  ditampilkan adalah  solusi  untuk  deformasi, Equivalent  von-misses  stress,  dan safety faktor.
3. Postprocessor ,  berisi  perintah- perintah yang memungkinkan untuk mengurut dan menampilkan hasil analisis yaitu: membaca data hasil dari prosesor, membaca hasil elemen data, plot hasil,
menampilkan daftar hasil.
Gambar 4 Meshing generation
Jaringan elemen dan titik di suatu daerah model  disebut  mesh.  Kerapatan  mesh meningkat  dengan  banyaknya  elemen yang  ada  pada  model.  Ketika  mesh berubah disalah satu analisis model maka akan menghasilkan analisis yang  lebih  baik,  umumnya  hasil  analisis meningkat  ketika  kerapatan  mesh  di daerah  tegangan  tinggi.  Tetapi  tidak semuanya hasil selalu sama, ada tiga dasar untuk menghasilkan elemen mesh yaitu :
1. Mesh manual.
Metode  ini  dengan  cara  membuat elemen mesh dengan cara manual sehingga  waktu  yang  dibuituhkan cukup  lama  dan  memodifikasi mesh sangat susah. Semi otomatis mesh
Selama  bertahun-tahun  algoritma komputer  telah  dikembangkan yang  memungkinkan  mesh  model secara otomatis dengan menggunakan  batas-batas  yang telah ditentukan. 2. Mesh otomatis Penyempurnaan  mesh  otomatis memiliki  tujuan  secara  signifikan untuk mengurangi waktu preprocessing.  Ketika  batas  dari struktur di temukan tanpa menggunakan semi otomatis mesh maka  daerah  tersebut  akan  di katakan tipe satu elemen.
Gambar 5 Contoh Mesh Pada Plat Tipis

## METODOLOGI

## Prosedur penelitian
Penelitian ini dilakukan dengan beberapa tahapan yang dapat di lihat pada diagram alir.
Mulai Studi literatur Pembuatan gambar di Inventor AL : 1.65 mm Adhesive : 0.22 mm Composite : 1.66 mm Penentuan Mesh , tipe material, constrain position , dan beban.
Menentukan solution yang akan di cari di Ansys Analisis data dan kesimpulan Pembuatan laporan Koreksi Seminar dan publikasi Selesai Salah Benar Apakah solusi yang didapat seperti diharapkan? Benar Salah Pemilihan solusi yaitu : Equivalent alternating stress, Fatigue sensitivity, Safety factor
Pengambilan data pada pengujian FEA ini dilakukan  dengan  tahap  penggambaran model.

## HASIL DAN PEMBAHASAN
Untuk mengetahui pengaruh pembebanan dinamis  pada fuselage pesawat  terbang, dilakukan simulasi dengan beban bervariasi. Sebelumnya gambar spesimen dibuat  dengan  menggunakan software Autodesk  Inventor .    Metode  yang digunakan  pada  penelitian  ini  adalag FLMs  ( Fibre  Laminate  Metals )  yaitu komposit  lapisan  alumunium  7075–T6 dan Composite Epoxy  Carbon  Woven Preperg yang  dibuat  berlapis  selang- seling  dengan  total  lapisan  11  lapisan. Pengambilan  data  menggunakan  metode elemen  hingga  dengan  menggunakan software  Ansys Workbench yang digunakan untuk simulasi guna mengetahui  nsemua  parameter  yang diinginkan  seperty Life, Safety Factor dan Fatigue Sensitivity .

## Beban yang terjadi pada fuselage
Beban yang terjadi pada fuselage dihitung dengan  tekanan  kabin  yang  terjadi  pada fuselage dan  selanjutnya  menggunakan pers Hoop  Stress .  Dimana Hoop  stress adalah tegangan yang terjadi pada benda- benda melingkar simetris ( pipe, tube, dll). Hoop  stress terjadi  pada  arah  melingkar dibidang  tegak  lurus  dengan  sumbu longitudinal.:
σ hoop = 𝑃𝑟 2𝑡 (1)
P = Tekanan dalam kabin (psi)
= 6 psi  = 0.0042 kg/mm 2
r  = Radius Fuselage (mm)
= 1.41 m   = 1410 mm
t = Ketebalan kulit fuselage (mm) = 11.02 mm
Maka hoop stress dapat dihitung :
σ hoop = 0.0042𝑘𝑔 𝑚𝑚 2 ⁄ 𝑥 1410 𝑚𝑚
2 𝑥 11.02
= 0.269 kg/mm 2
Maka beban pada fuselage dapat dihitung: = (Hoop Stress x Area of Cross Section) = (0,269 x 2820 x 11,02) = 8359.5 kg

## Variasi beban untuk FLMs
Tegangan Hoop  stress yang  telah diperoleh  digunakan  untuk  menghitung beban  yang  bekerja  dimulai  dari  beban minimum  hingga  beban  maksimum. Design  life yang  digunakan  pada penelitian ini adalah 1x10 9 cycle.
Hasil  simulasi  menunjukkan  bahwa  pada 1000  didapat  memiliki life yang  lebih tinggi yaitu 7.7x10 7 cycle hingga maksmimum 1x10 8 cycle , dan pada beban 4000  kg  didapat life 7.1593x  10 6 cycle. Pada pembebanan 6000 kg titik kritis lebih terjadi  terhadap  kedua  material  dengan cycle 8.341x10 4 pada  beban  ini  bisa dibilang  beban  sudah  mencapai  kritis, tetapi  belum  maksimum  dikarenakan menurut perhitugan dengan menggunakan hoop stress beban maksimum pada 8000
kg  dengan  0 cycle .  tetapi  pada  beban  ini daerah  kritis  sudah  mencapai  komposit dan alumunium dengan kata lain kegagalan untuk life sudah dicapai seperti pada gambar 7
Gambar 7 Life Beban 6000 Kg.
Pada  gambar  8 safety  factor beban  1000 kg menunjukkan bahwa fuselage masih pada  kondisi  aman  karena safety  factor minimal  masih  tinggi  yaitu  3.1468  dan beban  4000  kg  alumunium  sudah mengalami  kegagalan  dengan  angka minimum  0.78669. safety  factor dari beban 6000 kg sudah mencapai titik kritis dengan  angka  0.52446  dimana  sudah berada  di  daerah  kritis.  Minimum  daerah
kritis lebih terjadi pada lapisan alumunium saja dibanding komposit
Gambar 8 Safety Factor Beban 6000 Kg
Pada beban 8000 kg safety factor didapat adalah  0.37643.  Pada fatigue  sensitivity chart beban  1000  masih  dalam  keadaan konstan  pada  penambahan  beban  150  %, dan pada beban 4000 kg bahwa pada saat beban berada pada 150% umur mengalami penurunan hingga 1.301x10 5 . Pada gambar  9  adalah fatigue  sensitivity  chart pada  beban  6000  kg  menunjukkan bagaimana  hasil fatigue berubah  sebagai fungsi  pembebanan  pada  lokasi  kritis  di model.  Dalam  penelitian  ini  ingin  dilihat sensitifitas  dari  umur  model  jika  beban dirubah  dari  50%    naik  ke  150%  dari beban  sebenarnya.  Pada  Gambar  9 menunjukkan  ketika  beban  naik  150% umur  sudah  menurun  hingga  0  cycle, sehingga  hanya  mencapai  100%  yang ditunjukkan  pada  Gambar  10  dengan 83410 cycle .
Gambar 9 Fatigue Sensitivity 150 % Dari Beban 6000
Gambar 10 Fatigue Sensitivity 100 % dari Beban 6000 Dan pada beban 8000 kg untuk 75% umur berkurang 55629 cycle sedangkan untuk 150 % umur sudah mencapai maksimum 0 cycle.
Pada beban 1000 kg equivalent alternating menunjukkan bahwa maksimum terjadi pada lapisan alumunium  yaitu  sebesar  4.3937x10 7
(43.9 MPa), dan pada 4000 kg equivalent alternating stress yang diterima almunium maksimumnya  pada  lapisan  ketujuh dengan  angka  1.7575x10 6 .  Pada  gambar 11 equivalent  alternating  stress yang didapat pada beban 6000 kg maksimumnya adalah 2.6362 x 10 8 Pa.
Gambar 11 Equivalent Alternating Stress Beban 6000 Kg Pada beban 8000 kg equivalent alternating  stress maksimumnya  adalah
3.6729 x10 8 Pa pada alumunium di lapisan ketujuh.
Dari life dan alternating  stress yang didapat  seperti  yang  ditunjukkan  pada Tabel  1  dapat  dibuat  kurva  SN  dari masing-masing beban.
Tabel 1 Rangkuman Hasil Simulasi Beban Alternating stress Cycle 1000 43.937 7 4000 175.7 6 6000 263.62 4 8000 367.29 0
Pada Gambar 12 bisa dilihat bahwa umur fatik  berkurang  dengan  kenaikkan  beban dan semakin tinggi alternating stress yang didapat  juga  mempengaruhi  umur  dari FLMs  tersebut.  Untuk  umur  FLMs maksimum  berada  pada  10 7 cycle dan minimum  pada  0 cycle ,  sehingga  batas umur  yang  aman  yang dapat  dilihat pada Gambar 4.4 berada pada 10 4 cycle dengan alternating stress 263.6 MPa.
Gambar 12 Kurva Life Untuk Flms

## KESIMPULAN
Berdasarkan  pengambilan  data  dengan metode elemen hingga didapat :
1. Beban  maksimum  yang  dapat diterima material FLMs alumunium 7075-T6 dan Composite Epoxy  Carbon  Woven Preperg adalah  6000  kg  dengan
life cycle 10 4 .
2. Alternating stress meningkat dengan nilainya pembebanan.
Alternating  stress diperoleh  43,9
MPa, 175,7 MPa, 263,6 MPa, dan
367,2 MPa 3. Pembebanan 1000 kg menyebabkan terjadinya retak pada  alumunium  pada  material komposit.  Sedangkan  pada  beban 2000  kg  menyebabkan  retak
merambat  dan  pada  saat  beban ditingkatkan  pada  beban  4000  kg timbul retak pada material alumunium.
4. Siklus  umur  pada  penelitian  yang dapat diterima adalah  pada beban 6000  kg  dengan  umur  8.341x10 4 cycle .

## REFERENSI
Abdullah,  Ahmad  Sufian.  2014,  Crash Simulation of Fibre Metal Laminate Fuselage, Thesis PhD. University of Manchester, Faculty of Engginering and Physical Sciences.
Achyutha  Krishna  Rao  K,  2011.  Finite
Element  Modeling  and  Analysis  of Fuselage  Stiffened  Panel  Subjected to Cabin Pressurization, VIT
University, Vellore, India. Aircraft  Characteristics  Airport  and Maintenance Planning, 2005, France: Blagnac Cedex.

## ANSYS  Workbench  User’s  Guide
Release 18.1. 2017
Bannantine, J.A., 1990,  Fundamentals  of Metal    Fatigue    Analysis.  Prentice- Hall, New Jersey.
Bathe,  K.J.,  2014,  Finite  Element Procedures,  New York: K.J. Bathe, Watertown, MA, USA.
Sanyoto,  B.L., Wajan  Berata, 2008,  Laju Perambatan Retak Alumunium 2024 T3 dengan Beban Fatigue Uniaksial pada  Rasio  Beban  dan  Jarak Diameter  Lubang  Berbeda,  Jurusan Teknik  Mesin,  Fakultas  Teknologi Industri, ITS.
Budynas, R.G., 2011. Mechanical
Engineering  Design  Ninth  Edition. New York : McGraw-Hill, USA.
0 100 200 300 400 500 0 2 4 6 8 Al te rn at ing Stre ss Cycle (10 x ) S-N Curve
Callister,  W.D.,  1994,  Materials  Science And  Engineering,  John  Willey  & Sons,Inc. New York : McGraw-Hill, USA.
Broek,  D.,  1991          Elementary
Engineering    Fracture    Mechanics, Kluwer Akademic Publishers. Dieter, G.E., 1961, Mechanical
Metallurgy,  New  York  :  McGraw-
Hill, USA.
Frizzell,  R.M.  C.T.  Mccarthy,  M.A. Mccarthy, 2010, Simulating Damage  and Delamination in  Fibre Metal  Laminate  Joints  using  a Three-Dimensional  Damage  Model With Cohesive Elements and
Damage  Regularisation,  Composite Science and Technology, Elsovier
Amry,  I.Y.,  2015.  Perancangan  dan analisis  trolley  untuk  Fuselage Pesawat Terbang CASA 212-400 di PT  Digantara  Indonesia,  Politeknik manufaktur Bandung.
Ives,  Rob.  2017,  Investigation  of  The Flow  Around  an  Aircraft  Wing  of
Section  NACA  2124  Utilising ANSYS  Fluent,  School  of  Science and Engineering, Teeside University, Middlebrough, UK.
Koksal, N. Sinan. 2013, Fatigue Analysis of  A  Notched  Cantilever  Beam Using  ANSYS  Workbench,  Celal Bayar University: Manisa, Turkey.
Li  L,  Aliabadi,  M.H.,  A  Mesh  Free
Micromechanical Analysis for Twill Composite, Key Engineering Materials 713, 338-341, 2016
Woelke,  P.B.,  2014  Fenite  Element Modeling of Fatigue in Fiber-Metal Laminates,  Weidlinger  Associates, Incorporated, New York.
Quist  William E. 1996. ASM Handbook. Fatigue  and  Fracture  Volume  19. New York,  USA.
Rao  K.,  Achyutha  Krishna.  Akash Mohanty  and  Rama  Krishna  A. 2012, Finite Element Modeling and Analysis  of  Fuselage  Stiffened
Panel
Subjected to Cabin Pressurization, VIT University, India.
Stephens  ,  R.L.,  Fatemi,  A.  and  Fuchs,
H.O.,  1980.  Metal  Fatigue  in Engineering. Palo Alto, California.
Miyata, T., Tagawa, T., Takahashi, F. and Hirs,  H.,  1996,  Fatigue  Crack Propagation  Behavior  of  Fiber Metal Laminate Influences of Initial Notch  Length  and  Pre-Stretching. Journal  of  Society  of  Material Science Japan, Japan.
Galvanetto, U., Aliabadi, M.H.,
Multiscale  Modeling  In  Solid Mechanics,  Imperial  College Press,
2010
Woven  Composite  edited  by  M  H Aliabadi, World Scientific, 2015