## ANALISIS BEBAN HENTAK STRUKTUR PENYANGGA LANDING GEAR PESAWAT NIR AWAK LSU03

## ( SHOCK LOAD ANALYSIZES FOR THE LSU03 UAVS LANDING GEAR SUPPORT STRUCTURE )
Atik Bintoro Peneliti Pustekbang, Lapan e-mail: atekjurnal@yahoo.co.id

## ABSTRACK
The  LSU03  is  LAPANs  Unmanned  Aerial  Vehicle  (UAV)  which  developed  for missions  carrying  photography  and  video  camera.  Typical  mission  of  the  LSU03  has high frequency of takeoff and landing cycle, for refueling and maintenance. Shock load is  a  factor  affecting  an  UAV  structural  integrity,  especially  during  landing  process.  In this  paper,  integrity  of  the  LSU03  landing  gear  support  structure  is  analyzed  by considering  its  configuration  and mission characteristics. The analysis  concludes  that landing gear support structure of LSU03 which made of unity e-glass composite with 2 mm thick and 8 mm wide be able withstand the shock load.
Keyword: Shock load, Beam structure , Landing gear , LSU03, Unmanned aerial vehicle

## ABSTRAK
Pesawat  nir  awak  LSU03  adalah  pesawat  nir  awak  yang  dikembangkan  oleh Lapan,  untuk  misi  pembawa  muatan  kamera  foto  maupun  video.  Dalam  operasinya, LSU03 akan melalui siklus terbang dan mendarat dengan frekuensi yang cukup tinggi, khususnya untuk pengisian  bahan  bakar dan  perawatan. Pada saat  awal pendaratan di landasan udara, terjadi beban hentak yang dapat mempengaruhi keandalan struktur. Melalui metode  analitis  persamaan  beban  hentak,  masukan  data  konfigurasi pesawat nir  awak  LSU03,  dan  pernyataan  misi  karakteristik,  telah  dilakukan  penelitian  dan analisis beban hentak struktur penyangga landing gear pesawat nir awak LSU03 pada saat  awal  pendaratan  di  landasan.  Dari  analisis  hasil  penelitian  diketahui  bahwa struktur  penyangga  yang  berukuran  tebal  2  mm,  lebar  8  mm,  terbuat  dari  komposit jenis serat e-glass mampu menerima beban hentak tersebut.
Kata kunci: Beban hentak, Struktur penyangga, Landing gear, LSU03, Pesawat nir awak

## 1  PENDAHULUAN
Pesawat  nir  Awak  LSU03  adalah pesawat  nir  awak  hasil  litbang  Lapan yang  berbahan  bakar  bensin,  dan merupakan pengembangan dari pesawat nir  awak  generasi  LSU02-LPN.  Pesawat nir  awak  ini  dirancang  bangun  sebagai pesawat  nir  awak  pengangkut  muatan semisal  kamera  foto  maupun  video  dan mampu  menjelajah  areal  obyek  foto udara  sampai  beberapa  kali  pekerjaan
pemotretan. Dalam operasionalnya dilakukan  pendaratan  pada  periode waktu tertentu untuk perbaikan, perawatan,  dan  pengisian  bahan  bakar. Pada saat awal  pendaratan, pesawat  nir awak  mengalami  beban  hentak  yang relatif besar, sehingga diperlukan komponen  andal,  terkait  dengan  beban tersebut,  diantaranya  adalah landing gear beserta  struktur  penyangganya. Pada saat ini beberapa tipe landing gear
sudah relatif mudah didapatkan, sedangkan  penyangganya  tidak  banyak tersedia  di  pasaran,  dan  perlu  dibuat sendiri  oleh  LAPAN.  Oleh  karena  itu, sebagai  salah  satu  upaya  untuk mendapatkan komponen yang andal dari struktur  penyangga  tersebut,  dirasa perlu  dilakukan  penelitian  tentang  beban hentak struktur penyangga landing  gear pesawat nir awak LSU03 pada saat awal pendaratan.

## 2  METODE PENELITIAN
Penelitian  beban  hentak  untuk struktur  penyangga landing  gear pesawat nir  awak  LSU03  diutamakan  pada  saat awal pendaratan. Penelitian ini dilakukan melalui  metode  pendekatan  analitis persamaan  beban  hentak  yang  terjadi, dengan masukan data yang berasal dari konfigurasi  pesawat  nir  awak  LSU03, dan  pernyataan  misi  karakteristik struktur  penyangga  tersebut,  serta prosedur analisis pengolahan data.

## 2.1 Persamaan Beban Hentak
Fenomena  beban  hentak  pesawat nir  awak,  pada  umumnya  terjadi  pada saat awal pendaratan. Beban ini menim- bulkan  hentakan  yang  bisa  berakibat merontokkan struktur pesawat nir awak, terutama pada bagian yang pertama kali berbenturan  dengan  landasan  udara, yaitu  pada  komponen  struktur landing gear beserta  penyangganya.  Disamping itu  beban  hentak  ini  juga  mampu mengendorkan, bahkan merusak ikatan- ikatan muatan, dan atau muatannya itu sendiri, yang pada umumnya terdiri dari peralatan  elektronik,  semisal  sensor telemetri, GPS maupun  kamera.  Untuk mengantisipasi  kerusakan  akibat  beban hentak  ini,  perlu  dilakukan  analisis perilaku  beban  tersebut  pada  pesawat nir  awak.  Pada  saat  awal  menyentuh landasan  udara,  ketika  pendaratan berlangsung,  struktur  penyangga landing gear pesawat  nir  awak  dapat  dianalisis sebagai  elemen  bergetar  satu  derajat kebebasan [S. Graham Kelly, 1993], yang
terdiri  dari  sebuah  sistem  massa  pegas, seperti pada Gambar 2-1.
Gambar  2-1: Sistem  pegas  massa,  a)  Pesawat nir  awak,  b)  Pemodelan  sistem elemen bergetar massa pegas satu derajat  kebebasan  [S.  Graham Kelly, 1993]
Untuk  sistem  massa  pegas  seperti  pada Gambar  2-1  berlaku  [Thomson  WT., 1988]:
0 ..   kx x m (2-1)
Dengan m massa  pesawat  nir  awak, k kekakuan elemen bergetar dalam hal ini adalah struktur penyangga landing gear , dan x adalah jarak perpindahan gerakan elemen  bergetar.  Pesawat  nir  awak bermassa m bergerak dengan  kecepatan tertentu untuk mencapai kecepatan awal pendaratan v o . Kecepatan ini merupakan kecepatan  pada saat pendaratan di awal menyentuh landasan udara, yang dianggap  sebagai  pemicu  timbulnya percepatan, dan bersama dengan massa pesawat nir awak, akan menjadi sumber terjadinya  beban  hentak.  Selanjutnya beban  ini  diterima  oleh  elemen  bergetar komponen  penyangga landing  gear yang mempunyai  kekakuan  ekivalen k eq , besarnya  tergantung  dari  bentuk  dan ukuran  struktur  penyangga  tersebut. Nilai k eq dapat dihitung dengan penyederhanaan  bahwa    strukturnya terbuat  dari  bahan  yang  homogen  dan sebagai struktur batang topang sederhana seperti pada Gambar 2-2.
[jawab R5]- v o adalah kecepatan pesawat nir awak pada saat mendarat awal menyentuh landasan udara.

## Gambar 2-2: Batang topang sederhana
Kekakuan ekivalennya  adalah  [Thomson WT., 1988]:
y F k o ek  (2-2)
Sedangkan frekwensi alaminya adalah:
m k eq n   (2-3)
Keterangan:
F o = Berat  pesawat  nir  awak  pada  saat awal pendaratan,
y = Lendutan penyangga landing gear
besarnya lendutan y dapat dihitung dari [S.  Graham  Kelly,  1993;  Faupel  Joseph H, Fisher Franklin E., 1980]:
EIL a L a F y o 3 ) ( 2 2   (2-4)
Keterangan:
E = modulus elastisitas bahan I = momen inersia bentuk
Pada  saat  pesawat  nir  awak  meng- hentakkan landing  gear yang  ditumpu oleh  penyangga,  dan  menerima  beban seberat badan pesawat, di awal pendaratan,  yakni  ketika  waktu t  =  0 dengan  kecepatan  pendaratan v o saat landing  gear menyentuh  landasan  udara, maka terjadi hentakan di bagian struktur komponen  penyangga landing  gear, dan struktur  ini  dianggap sebagai  elemen bergetar, dengan lendutan statik sebesar [S. Graham Kelly, 1993; Sheldon Rubin, 1961]:
2 ) ( n g o x    (2-5)
Keterangan:
g = gaya gravitasi bumi
Dari nilai n  , x(o), dan v r = ) ( . o x diperoleh simpang  getar  terbesar A ,  yaitu  [S. Graham  Kelly,  1993;  Thomson  WT., 1988; Atik Bintoro, 2004]:
2 2 ) (         n r v o x A  (2-6)
Dengan sin r o v v   (2-7)
v r = Kecepatan pendaratan arah vertikal
(rate of descent)
γ = Sudut pendaratan
Dari  nilai A dan  frekwensi  alami n  dapat diperoleh percepatan getar maksimal melalui persamaan 2-8.
A a n maks . 2   (2-8)
Untuk  kondisi  kesetimbangan  momen dinamik M d seperti  pada  Gambar  2-2 berlaku:
2 2 .. l x m l mg M d     (2-9)
Momen dinamaik yang terjadi adalah:
2 .. l x g m M d         (2-10)
Selanjutnya dapat ditentukan gaya hentak yang terjadi F shock , yaitu:
shock g m F s shock _ .  (2-11)
Keterangan:
m s = massa getaran penyebab g-shock
Tegangan  maksimal  pada  struktur penyangga landing  gear akibat  beban hentak adalah:
I Mc maks   (2-13)

## 2.2 Konfigurasi  Pesawat  nir  awak LSU03
Penelitian  beban  hentak  pada struktur  komponen    penyangga landing gear pesawat  nir  awak  LSU03  ini,
maks shock a g  (2-12)
[ jawab R8] : baik, v o sebagai kecepatan pendaratan saat menyentuh landasan udara.
dimulai  dengan  memperhatikan  data konfigurasi  pesawat  yang  digunakan sebagai dasar untuk melakukan analisis beban  hentak  yang  terjadi  di  saat  awal penerbangan  maupun  awal  pendaratan, melalui olah data berdasarkan persamaan beban  hentak  seperti  yang  disampaikan pada  uraian  di  atas,  diharapkan  dapat diperoleh  struktur  penyangga landing gear yang  andal.  Adapun  konfigurasi pesawat  nir  awak  ini  [ ---, 2013]  dapat dilihat pada Gambar 2-3.

## Gambar 2-3: Konfigurasi  Pesawat  nir  awak LSU03
Dimensi  pesawat  nir  awak  LSU03 tercantum pada Tabel 2-1 di bawah ini.

## Tabel 2-1: SPESIFIKASI  PESAWAT  NIR  AWAK
LSU03 No. Spesifikasi Ukuran 1. Bentang sayap 3300 mm 2. Panjang pesawat 2000 mm 3. Berat kosong 24 kg 4. MTOW 30 kg 5. Kecepatan terbang 100 km/jam 6. Tipe motor bakar 2 tak 7. Daya angkut 10 g

## 2.3 Prosedur Analisis
Gambar 2-4: Prosedur Analisis
3 HASIL DAN PEMBAHASAN

## 3.1 Dimensi Penyangga Landing Gear
Berdasarkan  spesifikasi  pesawat nir  awak  LSU03  di  atas,  dapat  dibuat pernyataan  misi  karakteristik  yang diperlukan struktur komponen  penyangga landing  gear untuk  pesawat  nir  awak tersebut. Pernyataan misi yang dimaksud dapat dilihat pada Tabel 3-1.
Tabel 3-1:  Pernyataan misi karakteristik struktur  penyangga  pesawat  nir awak LSU03 No. Spesifikasi Ukuran 1 Panjang penyangga 436 mm 2 Lebar penyangga 8,0 mm 3 g-shock pendaratan 2 g 4 Bahan Komposit 5 Sudut pendaratan 20º 6 Gambaran produk Tahan beban hentak, kuat ringan, dan mudah digunakan
Afid Nugroho dan kawan kawan [http:// www.ngcc.org.uk] telah melakukan penelitian  penyangga landing  gear pesawat  nir  awak  seri  LSU02-02, dimensi  dasarnya  dapat  diadaptasi untuk  struktur  penyangga landing  gear LSU03, seperti pada Gambar 3-1.
Satuan: mm Gambar 3-1: Komponen  Penyangga landing gear LSU03  [Afid  Nugroho,  Rizky Fitriansyah, Mujtahid, Dony Hidayat, Encung Sumarna, 2013]
Bahan  yang  digunakan  sebagai penyangga landing  gear LSU03  adalah komposit jenis serat e-glass yang bersifat sebagai berikut: nilai Modulus elastisitas E = 30 GPa, Tegangan tarik bahan σ tarik = 650  MPa,  Tegangan  tekan  =  550  MPa, dan  densitas  =  1700  kg/m 3 .  Sebagai bahan  pembanding  akan  dianalisis  juga untuk  struktur  penyangga landing  gear terbuat  dari  bahan  Aluminium  paduan 7075 yang bersifat kuat dan relatif ringan [Atik  Bintoro,  2009],  serta  mempunyai kekuatan  tarik  bahan  sebesar  [http:// asm.matweb.com.  Desember  2013] σ bh = 572 MPa, dan Modulus elastisitas bahan E = 71,76 Gpa, dan densitas 2.800 kg/m 3 .

## 3.2 Hasil Olah Data
Seperti  yang  telah  disampaikan bahwa  analisis  beban  hentak  struktur penyangga landing gear pesawat nir awak LSU03  dilakukan  dengan  memodelkan struktur  penyangga  dan  pesawatnya sebagai  sebuah sistem massa  pegas  yang bermassa m dan kekakuan ekivalen k ek . Massa m ini  merupakan  satu  kesatuan massa yang terdiri dari massa konstruksi, mesin,  muatan  dan  komponen  yang melekat pada pesawat nir awak tersebut. Pada saat pesawat dalam keadaan diam, struktur penyangga landing gear mengalami  beban  statik  yang  disebab- kan  oleh massa pesawat    dan pengaruh gravitasi  bumi.  Beban  statik  ini  bekerja pada  satu  titik  tangkap  gaya  di  tengah panjang  bentang  penyangga  seperti terlihat di Gambar 2-2, dan menimbulkan momen  statik  yang  besarnya  dapat dilihat pada Gambar 3-2.
Sedangkan  pada  saat  pesawat mulai  bergerak,  struktur  penyangga akan  mengalami  beban  dinamik  yang besarnya tergantung pada besar perubahan  kecepatan  perdetik  atau percepatan  maupun  perlambatan,  baik pada  saat  jalan  di  landasan  udara, terbang,  maupun  pada  saat  mendarat. Pada  saat  awal  mendarat  menyentuh landasan  udara,  terjadi  beban  hentak relatif  besar  pada  struktur  penyangga landing  gear .  Jika  untuk  mendaratkan
pesawat  nir  awak  LSU03  dengan  data spesifikasi  seperti  Tabel  2-1,  dan penyangga landing gear seperti Tabel 3-1 serta  Gambar  3-1,  maka  diperoleh kecepatan pendaratan arah vertikal ( rate of  descent )  v r sebesar  12,426  m/det. Kecepatan  v r ini,  bersama  dengan lendutan  statik,  dan  frekwensi  alami struktur,  akan  mengakibatkan  timbul percepatan  getaran    pada  saat  terjadi tumbukan  antara  landing  gear  dengan landasan  udara,  dan  selanjutnya  terjadi momen dinamik pada penyangga landing gear yang mempunyai tebal 2 mm. Besar momen  dinamik  ini  tercantum  pada Gambar  3-3.
Gambar 3-2: Momen  statik  penyangga landing gear Gambar 3-3: Momen dinamik penyangga landing gear
Selanjutnya,  dari  nilai  momen dinamik dapat dihitung tegangan maksimal  yang  diterima  oleh  struktur penyangga,  seperti  tertera pada  Gambar 3-4.
Gambar 3-4 : Tegangan maksimal σ maks
Berdasarkan perhitungan tegangan maksimal  yang  mampu  diterima  oleh struktur penyangga dan tegangan maksimal  akibat  beban  terbang  maka dapat diketahui faktor keamanan struktur tersebut,  yaitu  sebesar  perbandingan antara kemampuan tegangan tarik bahan struktur  dengan  tegangan  maksimal yang  terjadi  pada  saat  pendaratan. Besarnya  faktor  keamanan  ini  dapat dilihat pada Gambar 3-5.
Gambar 3-5: Faktor keamanan fs

## 3.3 Pembahasan
Dari  Gambar  3-2,  terlihat  bahwa struktur  penyangga landing  gear pada saat  pesawat  LSU03  terbang  selama periode 30, 60 dan 120  menit kemudian mendarat,  akan  mengalami  momen statik  masing-masing  sebesar  144,207 Nm;  140,646  NM;  dan  128,184  Nm. Terlihat  bahwa  momen  yang  terjadi cenderung  menurun,  hal  ini  sebanding dengan  penurunan  berat  bahan  bakar karena  sudah  dipakai  selama  terbang, sehingga  berat  pesawat  juga  menurun,
dan  momen  statik  pun  besarnya menurun.

## Gambar 3-6: Perbandingan Momen
Sedangkan untuk momen dinamik akibat  beban  hentak  pada  saat  terjadi tumbukan  antara landing  gear dengan landasan udara, besarnya sampai dengan  240  kali  lebih  besar  dari  pada momen statik pada saat periode terbang 30  menit,  dan  253  kali  untuk  periode terbang 120 menit, seperti pada Gambar 3-6. Selanjutnya momen dinamik tersebut  akan  menimbulkan  tegangan maksimal di struktur penyangga landing gear sampai  dengan  411,141  MPa  pada saat  pesawat  mendarat  setelah  terbang selama 10 menit. Besarnya tegangan ini berbanding lurus dengan besara momen dinamik.  Dari  Gambar  3-4  ini  terlihat bahwa  besarnya  tegangan  semakin menurun  bersamaan  dengan  kenaikan waktu penerbangan. Hal ini dikarenakan berat  bahan  bakarnya  menurun,  berarti berat total pesawat, juga menurun. Jika besar  tegangan  tarik  bahan  struktur penyangga landing  gear yang  terbuat dari bahan komposit e-glass , σ tarik = 650 MPa  dibandingkan  dengan  tegangan maksimal  ini,  dapat  dikatakan  bahwa struktur  penyangga  masih  dalam  kondisi aman,  dengan  nilai  faktor  keamanan sebesar  1,6  sampai  dengan  1,7  seperti terlihat  pada  Gambar  3-5.  Dari  sini terlihat  bahwa  makin  lama  penerbangan, kemudian mendarat, faktor keamanannya semakin tinggi, dikarenakan beban yang diterima  oleh  struktur  penyangga landing gear , semakin kecil.
Seperti  yang  sudah  disampaikan bahwa  sebagai  pembanding  struktur penyangga  yang    berbahan  komposit e- glass , adalah Aluminium 7075.
Gambar 3-6: Perbandingan Faktor keamanan
Pembandingan ini digunakan sebagai  bahan  pemilihan  alternatif material  struktur  penyangga landing gear ,  jika  suatu  saat  perlu  penggantian komponen  struktur  penyangga  tersebut dengan  bahan  Alumunium  7075.  Salah satu  tolok  ukur  yang  dipakai  sebagai bahan  pertimbangan  adalah  nilai  rasio kekuatan  dan  beratnya.  Nilai  rasio untuk  masing-masing  bahan  struktur dapat  dilihat  pada  Gambar  3-6.  Dari Gambar  3-6  terlihat  bahwa  struktur penyangga landing  gear yang  terbuat dari  bahan  komposit e-glass jika dibandingkan  dengan  Aluminium  7075 mempunyai  nilai  rasio  kekuatan-berat senilai  1,066 sampai dengan 1,067  kali lebih besar, berarti untuk volume bahan yang sama dari bahan struktur penyangga landing gear pesawat nir awak LSU03,  struktur  berbahan  komposit e- glass relatif  lebih  kuat  dan  lebih  ringan jika  dibandingkan  dengan  struktur berbahan  aluminium  paduan  7075. Namun  demikian  karena  perbedaan perbesaran  harga  rasio  kekuatan  dan beratnya  tidak  terlalu  besar,  maka Aluminium  paduan  7075  dapat  juga digunakan  sebagai  bahan  pengganti struktur  penyangga landing  gear ,  jika suatu saat diperlukan.

## 4  KESIMPULAN
Dari  analisis  beban  hentak  di atas dapat disimpulkan sebagai berikut:  Struktur  penyangga landing  gear pesawat  nir  awak  LSU03,  yang berukuran  tebal  2  mm  dan  lebar  8 mm,  berbahan  komposit  jenis  serat e- glass relatif  aman  untuk  digunakan pada saat terbang,
 Beban  hentak  pada  saat  terbang, untuk pesawat nir awak LSU03, dapat dimodelkan  secara  sederhana  sebagai elemen  bergetar  sistem  pegas  massa satu derajat kebebasan,
 Struktur  penyangga landing  gear pesawat  nir  awak  LSU03,  yang berbahan  komposit  jenis  serat e-glass relatif  lebih  kuat  dan  lebih  ringan  jika dibandingkan  dengan  struktur  yang terbuat  dari  Aluminium  paduan  7075 untuk  keperluan  volume  bahan  yang sama,  meskipun  perbedaannya  tidak terlalu  besar,  sekitar  1,066  sampai dengan 1,067 kali lebih besar.

## DAFTAR RUJUKAN
---, 2013. Pesawat  nir  awak  LSU-03 ,
Stand banner Hasil litbang Pustekbang, LAPAN, Bogor.
Afid Nugroho, Rizky Fitriansyah, Mujtahid,
Dony  Hidayat,  Encung  Sumarna, 2013. Result  Comparation  of  FEM Simulation  and  Static  Teston  the Main  Landing  Gear  of  LSU02-02 , International Seminar of Aerospace Science  and  Technology,  LAPAN, Tangerang, Indonesia.
Atik  Bintoro,  2004. Prediksi  Analitis Besaran  G-force  pada  Mesin  Uji Beban kejut seri GK01-LPN , JanNas, Jurnal Antariksa Nasional, Vol.  10,  No.  2,  Desember  2004, Deputi Bidang Teknologi Dirgantara,
Lembaga Penerbangan
dan Antariksa Nasional.
Atik  Bintoro,  2009. Material  Teknik Sebagai  Bahan  Disain  Struktur , Massma si Kumbang, Jakarta. Faupel  Joseph  H,  Fisher  Franklin  E.,
1980. Engineering    Design,  a Syntesis    of  Stress  Analysis  and
Materials Engineering, John Willey & Sons,  New York. http://asm.matweb.com. Desember 2013. http://www.ngcc.org.uk/information/Int roduction/EngineeringProperties.a spx.
S.  Graham  Kelly,  1993. Fundamental  of Mechanical  Vibrations ,  McGraw-
Hill  International  Edition,  New
York.
Sheldon Rubin, 1961. Concepts in Shock Data Analysis , Shock and Vibration
Handbook, McGraw-Hill Book Company, New York.
Thomson WT., 1988. Theory of Vibrations with  Applications, Prentice-Hall, New York.