PERHITUNGAN FAILURE INDEX STRUKTUR SAYAP PESAWAT TERBANG TANPA AWAK Ai-X1 DENGAN MENGGUNAKAN KRITERIA TSAI-HILL DISIMULASIKAN DENGAN METODE ELEMEN HINGGA (DETERMINATION OF FAILURE INDEX OF WING STRUCTURE UAV Ai-X1 BY USING TSAI-HILL CRITERION SIMULATED IN FINITE ELEMENT METHOD)

## Lenny Iryani, Singgih Satrio Wibowo
1 Program Studi Teknik Aeronautika Jurusan Teknik Mesin Politeknik Negeri Bandung e-mail: lenny.iryani@polban.ac.id
Diterima : 30 oktober 2019; Direvisi : 6 Maret 2020; Disetujui : 27 Maret 2020

## ABSTRACT
The strength of the aircraft structure was analyzed and determined by using The strength of the material analysis. One of methods to calculate the strength of the aircraft structure’s wing made from composite material were analyzed by calculating the failure index of the lamina. In this research, the failure index of the wing structure of the Ai-X1 UAV was determined. The failure index calculation for the analysis was usingthe Tsai-Hill  criterion.  Based  on  the  Tsai-Hill  criterion,  the  lamina  of  the  Ai-X1  wing structures is in a safe condition.
Keywords: unmanned aerial vehicle (UAV), composite material, Tsai-Hill, failure index

## ABSTRAK
Untuk  mengetahui  kekuatan  struktur  suatu  pesawat  terbang,  dilakukan perhitungan  dan  analisis  kekuatan  struktur.  Struktur  sayap  pesawat  terbang  yang disusun  dari  material  komposit,  untuk  penghitungan  dan  analisis  kekuatan  struktur salah  satunya  dilakukan  dengan  menghitung failure  index pada  masing-masing layer /susunan  dari  material  komposit  tersebut.  Pada  penelitian  ini,  struktur  sayap Pesawat terbang tanpa awak (PTTA) Ai-X1 yang terbuat dari material komposit dianalisis kekuatan  strukturnya  dengan  menghitung failure  index dari  masing-masing layer /susunan material komposit tersebut. Perhitungan failure index dilakukan dengan menggunakan  kriteria  kegagalan  Tsai-Hill.  Hasil  dari  penelitian  ini  yaitu  nilai failure index pada masing-masing layer /susunan material komposit struktur sayap pesawat Ai- X1. Berdasarkan kriteria Tsai-Hill masing-masing layer /susunan tersebut menunjukkan tidak adanya keretakan pada lamina.
Kata kunci: pesawat terbang tanpa awak, material komposit, Tsai-Hill, failure index
1 PENDAHULUAN
Teknologi digital yang
berkembang  pesat  dalam  beberapa dekade  terakhir  ini  diiringi  dengan berkembangnya teknologi pesawat terbang tanpa awak (PTTA). Tahun 1898, Nikola  Tesla  mendapatkan  hak  paten atas  kendaraan  tanpa  awak  dengan nomor  hak  paten  613809  [1].  Berawal dari  sinilah  kemudian  teknologi  PTTA berkembang. PTTA didefinisikan sebagai semua  alat/kendaraan  yang  terbang  di udara tanpa dikemudikan atau dikendalikan  oleh  seseorang/pilot  [2]. Awal  mula  PTTA  dikembangkan  untuk pemenuhan  kebutuhan  militer  [3-5] namun seiring berjalannya waktu sekarang ini PTTA dikembangkan untuk keperluan  membantu  pemetaan  suatu daerah maupun mendistribusikan beberapa  kebutuhan  pokok  untuk korban  bencana  alam  yang  berada  di daerah  yang  sulit  terjangkau  dengan kendaraan/alat transportasi darat [6-9].
Guna membantu melaksanakan pemetaan  suatu  wilayah  khususnya  di negara  Indonesia  yang  terdiri  dari gugusan  pulau-pulau,  dikembangkan PTTA dengan misi melaksanakan pemetaan  wilayah/daerah-daerah  kecil yang  belum  terjangkau.    PTTA  tersebut dirancang  untuk  dapat  terbang  dengan kecepatan  terbang  jelajah  ( cruise )  80 km/jam dengan jarak tempuh sejauh 10 km. Ukuran bentang sayap dari pesawat ini adalah sebesar 1.1 m. Sebagian besar struktur  PTTA  ini  terbuat  dari  material komposit.  Dengan  pertimbangan  dapat dibuat  material  komposit  yang  sesuai dengan  kriteria  kebutuhan  kekuatan struktur  serta  dapat  mengoptimalkan berat  keseluruhan  dari  struktur  PTTA ini. Teknologi PTTA ini juga dikembangkan dalam hal untuk pemetaan dan pemantauan tanaman dan lahan pertanian di Indonesia [10].
Analisis  kekuatan  struktur  yang terbuat dari material komposit ini sangat
penting  untuk  dilakukan.  Berdasarkan analisis  kekuatan  struktur  ini  akan diperoleh  informasi  tentang  kekuatan struktur  PTAA  terhadap  beban  yang terjadi  serta  daerah-daerah  kritis  yang terjadi
selama PTTA
ini dioperasikan/mengalami pembebanan [11,16].
Pada penelitian ini dilakukan analisis tentang  kekuatan  struktur  material komposit.
Dilakukan dengan menghitung failure  index dari  setiap lamina  penyusun  material  komposit tersebut.

## 2    METODOLOGI
PTTA yang dikembangkan dengan tujuan  untuk  memetakan  wilayah  di Indonesia  khususnya  digunakan  untuk bidang pertanian ini merupakan teknologi  yang  baru  dikembangkan  di awal tahun 2011 [10].  PTTA jenis  Ai-X1 merupakan PTTA yang dikembangkan di Indonesia secara mandiri guna mengatasi  daya  jelajah  dan  ketahanan terbang  serta  kapasitas  berat  muatan yang lebih baik. Penelitian ini dilakukan dengan  terlebih  dahulu  mengumpulkan dan mengkaji data-data yang dibutuhkan  untuk  analisis  selanjutnya. Diantaranya data geometri dan data visi misi dari pesawat PTTA. Kemudian tahap berikutnya dilakukan proses manufaktur material komposit yang digunakan untuk komponen  struktur  sayap  pesawat terbang ini. Guna memperoleh sifat/properti material komposit ini maka dilakukan pengujian berupa uji tarik dan uji  geser  sesuai  prosedur  pengujian ASTM D3039 [12] dan ASTM D5379 [13].
Langkah selanjutnya dilakukan pemodelan  struktur  sayap  PTTA  sesuai dengan  data  geometri  yang  diperoleh dengan  menggunakan  piranti  lunak CATIA.  Berikutnya  dilanjutkan  dengan analisis kekuatan struktur sayap dengan menggunakan  metode  elemen  hingga sampai  dengan  penghitungan failure
index dari masing-masing lamina penyusun  material  komposit  PTTA  ini. Gambar  2-1  menunjukkan  diagram  alir dari metodologi penelitian ini.
Gambar 2-1: Diagram alir penelitian.
Kriteria kegagalan Tsai-Hill merupakan  suatu  kriteria  kegagalan material  komposit  anisotropic  [14,15]. Persamaan  untuk  menghitung failure index tersebut adalah sebagai berikut.
s s s t s a æ ö æ ö æ ö æ ö - + + = ç ÷ ç ÷ ç ÷ ç ÷ è ø è ø è ø è ø 2 1 2 2 12 1 2 2 2
2 X X Y S (1)
dimana: ( ) ( ) s s s s ìï í ïî T 1 1 ult C 1 1 ult jika       > 0 X = jika       > 0 ( ) ( ) T 2 2 ult C 2 2 ult jika       > 0 Y = jika       > 0 s s s s ìï í ïî ( ) T 12 ult S t =
Berdasarkan kriteria kegagalan Tsai- Hill tersebut jika nilai:
a. 1 a ³ maka terdapat retakan pada lamina. b. 1 a < maka tidak terdapat retakan pada lamina.

## 3.  HASIL PEMBAHASAN
Proses manufaktur material komposit dilakukan  dengan  metode hand-lay  up dan vacuum bagging . Selanjutnya untuk mengetahui  properti  material  komposit ini,  dilakukan  uji  tarik  dan  uji  geser. Masing-masing pengujian tersebut dilakukan untuk lima buah spesimen uji pada setiap jenis material komposit yang dimanufaktur.  Jenis  material  komposit yang  selesai  dibuat  adalah  jenis  WR80, WR100  dan  WR200.  Material  komposit jenis  ini  adalah  material  komposit dengan serat berupa e-glass dan disusun dengan  cara  dianyam  ( Woven  Rooven ). Perbedaan 80, 100, dan 200 adalah dari sisi massa jenisnya.
Pada  proses  pengujian  tarik  ini digunakan  standar  pengujian ASTM D3039 standard  test  method  for  tensile properties  of  polymer  matrix  composite materials standard test . Dimensi specimen untuk pengujian dibuat sesuai dengan standard  test tersebut.  Masing- masing  spesimen  yang  sudah  siap tersebut kemudian dipasang pada mesin uji tarik dan dilakukan pengujian sampai spesimen tersebut patah.
Hasil  dari  pengujian  Tarik  ini ditunjukkan  oleh  Gambar  3-1  s/d  3-3. Untuk  jenis  material  komposit  WR80, hasil uji Tarik ditunjukkan oleh Gambar
3-1.  Berdasarkan  kurva  tegangan  – regangan  tersebut  terlihat  bahwa  untuk lima buah spesimen yang diuji, memberikan hasil kurva yang serupa dan saling berdekatan. Hal ini menunjukkan bahwa  pengujian  tarik  yang  dilakukan memberikan hasil yang konsisten untuk kelima  spesimen  uji  sehingga  data properti material dari hasil uji ini adalah data material yang valid.
Gambar 3-1: Kurva tegangan – regangan WR80 hasil pengujian tarik.
Gambar 3-2: Kurva tegangan – regangan WR100 hasil pengujian tarik.
Data  Modulus  Elastisitas  material komposit  WR80  untuk  kelima  spesimen berada pada rentang nilai 11.42 – 11.77 GPa. Sedangkan data kekuatan tariknya untuk  kelima  spesimen  tersebut  berada pada rentang 213 – 253 MPa.
Gambar 3-3: Kurva tegangan – regangan WR200 hasil pengujian tarik.
Pada  Gambar  3  ditunjukkan  kurva tegangan  –  regangan  hasil  uji  tarik material komposit jenis WR100. Terdapat dua spesimen (spesimen 1 dan spesimen 5)  yang  kurva  tegangan  –  regangannya berada  di  bawah  dari  tren  kurva tegangan  –  regangan  spesimen  lainnya. Hal ini disebabkan karena patahan yang terjadi  setelah  dilakukan  uji  tarik spesimen  1  dan  5  berada  pada  daerah sekitar grip (penggenggam spesimen) dari mesin  uji  tarik  tersebut.  Namun demikian  hasil  dari  data  tegangan maksimum  untuk  kelima  spesimen tersebut  tidak  mengalami  perbedaan lebih dari 6.7%. Data kekuatan maksimum untuk material WR80 berada pada rentang 417 – 476 MPa. Sedangkan untuk  data  Modulus  Elastisitasnya berada pada rentang 16.81 – 18.82 GPa.
Kurva  tegangan  –  regangan  untuk jenis material komposit WR200 ditunjukkan oleh Gambar 3-3.
Berdasarkan hasil uji tarik pada Gambar 3-3  tersebut  terlihat  bahwa  tren  data kekuatan  maksimum  material  jenis  ini berada  di  bawah  250  MPa.  Perbedaan masing-masing  kekuatan  tarik  untuk kelima spesimen WR200 tidak lebih dari 5.28%.  Data  kekuatan  Tarik  untuk kelima  spesimen  tersebut  berada  pada rentang 226 – 247 MPa. Sedangkan data
Modulus  Elastisitasnya  berada  pada rentang 9.75 – 10.87 GPa.
Hasil-hasil pengujian
tersebut, berupa  kekuatan  Tarik  ( Ultimate  tensile stress )  dan  Modulus  Elastisitas  untuk ketiga  jenis  material  komposit  (WR80, WR100,  dan  WR200)  disajikan  dalam bentuk tabel dan ditunjukkan oleh Tabel 3-1. Nilai yang ditampilkan pada Tabel 3- 1  adalah  nilai  rata-rata  dari  hasil pengujian yang telah dilakukan.
Tabel 3-1 : Data properti material komposit hasil uji tarik
Data  material  berikutnya  yang dilakukan  adalah  data  properti  material komposit untuk kekuatan geser.
Prosedur  dan standard  test untuk pengujian  geser  dilakukan  dengan berpedoman  kepada  dokumen ASTM D5379 standard  test  method  for  shear properties of composite materials by the v- notched beam method. Dimensi spesimen uji dibuat sesuai dengan dimensi standar yang  ada  pada  dokumen  tersebut. Gambar  3-4  menunjukkan  standar dimensi  spesimen  untuk  pengujian kekuatan geser.
Gambar 3-4: Dimensi spesimen uji geser sesuai standar ASTM D5379.
Hasil uji kekuatan geser ditampilkan dalam  Tabel  3-2  dan  Tabel  3-3. Berdasarkan  Tabel  3-2  dan  Tabel  3-3 tersebut  terlihat  bahwa  untuk  masing- masing spesimennya menunjukkan nilai kekuatan  geser  yang  berada  pada rentang  yang  berdekatan.  Hasil  dari  uji geser  ini  dapat  dikatakan  valid  dengan standar deviasi dibawah 3.
Tabel  3-2: Hasil Uji Geser WR80
Tabel  3-2: Hasil Uji Geser WR200
Berdasarkan  hasil  uji  geser  yang ditunjukkan oleh Tabel 3-2 dan Tabel 3- 3,  maka  dapat  disusun  data  properti material  komposit  WR80  dan  WR200 seperti ditunjukkan oleh Tabel 3-4.
Selanjutnya  nilai  properti  dari  hasil pengujian  tersebut  digunakan  sebagai data  input  properti  material  pada  saat pembuatan  model  dan  simulasi  serta analisis perhitungan failure index
material  komposit  pembentuk  struktur sayap PTTA. Material Komposit Ultimate tensile stress (MPa) Modulus of elasticity (GPa) WR80 237.2 11.578 WR100 446.8 14.304 WR200 238.6 10.38 Spesimen Ultimate shear stress (MPa) 1 52.3 2 55.4 3 60.23 4 56.53 5 55.72 Rata-rata 56 STD 2.84 CV 5.07% Spesimen Ultimate shear stress (MPa) 1 39.6 2 39.94 3 44.08 4 36.88 5 43.73 Rata-rata 40.85 STD 3.04 CV 7.44%

## Tabel 3-4: Data properti material komposit hasil uji geser
Pembuatan  model  struktur  sayap PTTA  dilakukan  dengan  menggunakan piranti lunak
Catia. Dengan
menggunakan data geometri dari pesawat  PTTA  Ai-X1,  pemodelan  dapat dengan  mudah  dilakukan.  Bentuk pesawat  PTTA  Ai-X1  ditunjukkan  oleh Gambar 3-5. Bentang sayap pesawat ini berjarak 1.1 meter. Dikarenakan bentuk pesawat  PTTA  yang  simetris,  maka pemodelan  dilakukan  hanya  untuk geometri  sayap  kanan  saja.  Pemodelan struktur sayap pada piranti lunak Catia ditunjukkan oleh Gambar 3-6.
Gambar 3-5: Bentuk Pesawat PTTA Ai-X1.
Gambar 3-6: Geometri pemodelan struktur sayap kanan PTTA
Langkah
selanjutnya setelah dilakukan pemodelan adalah
mensimulasikan kekuatan struktur sayap  tersebut  dengan  menggunakan
piranti  lunak  Patran/Nastran.  Sebagai input data yang dibutuhkan pada proses simulasi  ini  adalah  data  geometri,  data material,  dan  data  pembebanan  yang terjadi.
Data  geometri  disesuaikan  dengan data  geometri  dari  struktur  sayap  PTTA Ai-X1. Data material diperoleh dari hasil uji  tarik  dan  uji  geser.  Struktur  sayap pesawat Ai-X1 terdiri dari 2 jenis material yaitu orthotropik dan isotropik. Orthotropik digunakan
multiplex
plywood  dan  komposit  polymer  berserat e-glass WR80, WR100,
WR200. Sedangkan isotropik yaitu Geofoam EPS 22.  Kemudian  untuk  data  pembebanan yang  terjadi  disesuaikan  dengan  beban yang  bekerja.  Pada  analisis  ini  beban yang terjadi disimulasikan untuk beban pada kondisi tinggal landas dan terbang jelajah seperti ditunjukkan oleh Tabel 3- 5.
Tabel 3-5:  Kondisi Pembebanan
Proses selanjutnya adalah
memodelkan  kondisi  batas  struktur sayap  tersebut.  Bagian  sambungan antara  sayap  dan fuselage dimodelkan dengan  sambungan  jenis fix .  Artinya pada  bagian  sambungan  tersebut  tidak terdapat  perpindahan  baik  dalam  arah rotasi maupun dalam arah translasi.
Berikutnya dilanjutkan dengan dilakukannya meshing ,  yaitu  proses membagi-bagi  menjadi  elemen-elemen kecil  struktur  sayap  yang  dimodelkan tersebut.  Hasil meshing struktur  sayap ditunjukkan oleh Gambar 3-7.
Langkah  penting  setelah  tahap meshing ini  adalah  uji  konvergensi.  Hal ini dilakukan untuk memastikan bahwa nilai  tegangan  maupun  regangan  pada
Material Komposit Ultimate shear stress (MPa) Modulus of elasticity (GPa) WR80 56 11.578 WR200 40.85 10.38
Kasus Nilai Lokasi Take-off 4.8 G = 47 m/s 2 Komponen struktur sayap Cruise 74.7 N Lower  surface sayap
suatu daerah di struktur sayap pesawat menghasilkan  nilai  yang  konsisten meskipun  ukuran  elemen-elemen  kecil tersebut diperkecil/diperhalus lagi. Hasil uji konvergensi ditunjukkan oleh
Gambar 3-8.
Gambar 3-7: Hasil Meshing struktur sayap
Gambar 3-8: Hasil uji konvergensi
Berdasarkan  hasil  uji  konvergensi tersebut  terlihat  bahwa  ketika  jumlah elemen sebanyak
18,826
buah, pemodelan  struktur  sayap  memberikan nilai displacement menuju  nilai  yang konstan  seiring  bertambahnya  jumlah elemen.  Berdasarkan  hasil  ini  maka pemodelan  struktur  sayap  tersebut memberikan  nilai  yang  konstan  jika jumlah  elemen  pada  pemodelan  lebih dari 18,826 elemen.
Setelah  semua  proses  untuk  input data simulasi selesai dilakukan, selanjutnya  simulasi  analisis  kekuatan struktur  sayap  dan  perhitungan failure index menggunakan  piranti  lunak Patran/Nastran.  Hasil  simulasi  dan perhitungan failure  index ditunjukkan oleh Tabel 3-6 dan Gambar 3-9, 3-10 dan 3-11.
Tabel 3-6: Nilai Tegangan Maksimum hasil simulasi
Gambar  3-9  menunjukkan  tegangan maksimum  pada upper  skin terjadi  di daerah  dekat  sambungan fuselage bagian depan. Besarnya tegangan maksimum yang terjadi pada upper skin tersebut  adalah  sebesar  2.82  MPa. Susunan layer pada upper skin ini terdiri dari E-GFRP WR100.
Pada bagian pipe spar , daerah dengan tegangan  maksimum  terjadi  di  sekitar daerah  sambungan  dengan fuselage , seperti  ditunjukkan  oleh  Gambar  11. Nilai tegangan maksimum yang terjadi di bagian pipe spar ini adalah sebesar 1.41
MPa. Bagian pipe spar ini tersusun oleh E-GFRP WR200.
Gambar 3-9: Distribusi tegangan Von Mises pada Upper skin untuk kondisi simulasi pembebanan tinggal landas.
Gambar 3-10: Distribusi tegangan Von Mises pada Pipe spar untuk kondisi
simulasi pembebanan tinggal landas. Location Von Mises Stress Max (MPa) Upper Skin 2.82 Pipe Spar 1.41 Lower Skin 3.10
Gambar 3-11: Distribusi tegangan Von Mises pada Lower skin untuk kondisi simulasi pembebanan tinggal landas.
Tegangan maksimum pada lower skin berlokasi  di  tengah  sayap,  serta  bagian sambungan  sayap  dengan fuselage . Besarnya  tegangan  maksimum  yang terjadi  adalah  3.10  MPa.  Bagian lower
skin disusun oleh E-GFRP WR100. Berdasarkan nilai tegangan
maksimum  yang  tercantum  pada  Tabel 3-6,  maka  dapat  di  hitung  nilai failure index dengan kriteria kegagalan Tsai-Hill untuk  masing-masing  bagian  tersebut dengan menggunakan persamaan (1).
Tabel 3-7:  Nilai Failure Index Location 𝜶 Upper Skin 0.1192 Pipe Spar 0.5109 Lower Skin 0.1319
Nilai failure  index yang  diperoleh seperti  ditunjukkan  oleh  Tabel  3-7 menunjukkan  bahwa  untuk  komponen struktur upper skin , pipe spar , dan lower skin tidak  terjadi  keretakan  pada susunan laminanya. Hal ini ditunjukkan dengan nilai a , failure index , kurang  dari 1.

## 4 KESIMPULAN
Proses manufaktur dan pengujian material  komposit  struktur  sayap  PTTA Ai-X1 pada penelitian ini telah dilakukan.  Proses  manufaktur  dan pengujian ini dilakukan guna menunjang
analisis perhitungan failure index struktur sayap PTTA tersebut.
Berdasarkan  hasil  nilai a , failure index ,  analisis  struktur  sayap  PTTA  Ai- X1  menurut  kriteria  kegagalan  Tsai-Hill memberikan  nilai  kurang  dari  1,  yang menunjukkan  bahwa  tidak  terjadi keretakan pada susunan lamina material komposit sayap PTTA tersebut.

## UCAPAN TERIMAKASIH
Penelitian  ini  berjalan  dengan bantuan dari sumber dana DIPA Polban Tahun  2019.  Peneliti  mengucapkan terima  kasih  banyak  atas  bantuan  dan support yang diberikan selama penelitian ini berlangsung.

## DAFTAR RUJUKAN
Artikel dalam Jurnal (Jurnal Primer) [1]Tesla,  Nikolas. Method  of  and apparatus for controlling mechanism of moving vessel or vehicles, USA Patent Letter,  Patent  No.  613,809,  dated November 8, 1898.
[3]https://airandspace.si.edu/stories/ed itorial/predator-drone-transformed- military-combat. Diakses pada tanggal 21 Feb 2020.
[4]https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/c asi.ntrs.nasa.gov/20170006086.pdf. Diakses pada tanggal 21 Feb 2020.
[5]https://www.eda.europa.eu/what-we- do/activities/activities search/remotely-piloted-aircraft- systems---rpas.  Diakses pada tanggal 25 Feb 2020.
[6]Berni,  J.A.J.,  P.J.  Zarco-Tejada,  L. Suárez,  V.  González-Dugo,  and  E. Fereres,  2009a.  Remote  Sensing  of Vegetation  from  UAV  Platforms  Using Lightweight Multispectral and Thermal Imaging Sensors. Proceedings of  ISPRS  Hannover  Workshop  2009. Hannover, Germany, 2 – 5 June 2009.
[7]Yang,  C.  2009.  Remote  Sensing Application  for  Precision  Agriculture: Challenges  and  Prospects.  Paper
presented at the 3rd Asian Conference on  Precision  Agriculture,  Beijing, China, 14 – 17 November, 2009.
[8]Lin,  Z.  2008.  UAV  for  Mapping  -  Low Altitude Photogrammetric Survey. The
International Archives of the Photogrammetry, Remote Sensing and Spatial  Information  Sciences.  Vol. XXXVII. Part B1. Beijing 2008.
[9]Barnard  Microsystems  Limited.  2011. Developing
Unmanned Aircraft Systems to benefit Mankind.
http://www.barnardmicrosystems.co m/L2_unmanned_air_systems.htm. diunduh tanggal 21 Feb 2020.
[10]Rizatus Shofiyanti. (2011). Teknologi Pesawat Tanpa Awak untuk Pemetaan dan Pemantauan Tanaman dan Lahan Pertanian. Informatika Pertanian, Vol. 20 No. 2, pp. 58 – 64.
[11] Iryani, Lenny dkk. (2019).
Manufacturing  Spar  I  Beam  Profile  of UAV Wing Structure Made of Composite Material.  Jour  of  Adv  Research  in Dynamical  &  Control  Systems,  Vol.  11, 11-Special Issue. ISSN 1943-023X. DOI: 10.5373/JARDCS/V11SP11/
20193066

## Buku
[12]Annual  Book  of  ASTM  Standards, 2002. Standard test method for tensile properties of polymer matrix composite materials. ASTM International, United
States ASTM.
[13]Annual  Book  of  ASTM  Standards, 1999. Standard Test Method for Shear
Properties  of  Composite  Materials  by the  V-Notched  Beam  Method . ASTM International, United States ASTM.
[14]B.K,  D.  I.  (2000). Mekanika  Struktur Komposit . Penerbit ITB.

## Skripsi/Tesis/Disertasi
[15]Andhanari,  D.  (2010). Analisis Distribusi Tegangan Pada Bilah Turbin Angin  Berbahan  Komposit  dengan
Menggunakan  Metode  Elemen  Hingga
Untuk Memperoleh Konfigurasi Struktur  Komposit  Yang  Optimum. Tugas Akhir Institut Teknologi Bandung. Bandung.  105 hlm. [16]Harrison, S. K. (2006). Comparison of Shear Modulus Test Methods . Blacksburg: Thesis.

## Naskah Prosiding
[17]Pierre-Jean Bristeau,
François
Callou, David Vissière. The Navigation and  Control  technology  inside  the AR.Drone  micro  UAV ,  Proceedings  of the  18th  World  Congress  The International Federation of Automatic Control  Milano  (Italy)  August  28  - September 2, 2011.

## Naskah Konferensi
[2]  Henri  Eisenbeiss,  2004. A  Mini Unmanned  Aerial  Vehicle  (UAV):
System Overview and Image Acquisition, Paper  presented  at  the International Workshop on "Processing  and  Visualization  Using High-Resolution Imagery", 18-20 November 2004, Pitsanulok, Thailand.