Analisis Kekuatan Struktur Komposit Dengan Ply Drop-Off Pada Roda Pendarat Utama Pesawat Nir Awak Menggunakan Metode Elemen Hingga
(Strenght Analysis of Composite Structure with Ply Drop-Off in Unmanned Aerial Vehicle's Main Landing Gear Using Finite Element Method)
Fajar Ari Wandono 1,2 , Mohammad Adhitya 1
1 Departemen Teknik Mesin, Universitas Indonesia, Kampus Depok 16424, Indonesia
2 Laboratorium Aerostruktur, Pusat Teknologi Penerbangan LAPAN, Bogor 16350, Indonesia
1 e-mail: fajarariwandono@yahoo.com
Diterima: 26 Oktober 2018; Direvisi: 23 November 2018; Disetujui: 07 Februari 2019

## ABSTRACT
The  application  of  ply  drop-off  has  been  utilized  to  optimize  composite  structure  so  it  has  a lighter  mass  compared  to  composite  structure  with  uniform  thickness.  This  paper  will  analyze  the strength and mass reduction possibility of composite structure with ply drop-off in the main landing gear of unmanned aerial vehicle under operational load using finite element method. The operational loads are assumed as static load due to landing operation with value of 245 N in vertical axis and 78.75 N  in  horizontal  axis.  The  main  landing  gear  is  modeled  with  Quad4  elements  and  using  mechanical properties of e-glass Woven Roving 185 in MSC. Patran/Nastran software. Failure criteria is based on failure index and margin of safety of Tsai-Wu criteria. The result shows that main landing gear structure has  0.62  of  index  failure  and  1.39  of  margin  of  safety.  It  can  be  concluded  that  main  landing  gear structure is quiet strong and failure does not occur under the given operational loads. Moreover, mass reduction of main landing gear structure with ply drop-off is 18% lighter than without ply drop-off.
Keywords : ply drop-off, composite structure, main landing gear, unmannded aerial vehicle, finite element method, MSC. Patran/Nastran, Tsai-Wu failure criteria, mass reduction.

## ABSTRAK
Aplikasi ply  drop-off telah  banyak  digunakan  untuk  mengoptimalkan  struktur  komposit sehingga memiliki massa yang lebih ringan dibandingkan dengan struktur komposit dengan ketebalan seragam. Tulisan ini akan menganalisis kekuatan dan potensi pengurangan massa struktur komposit dengan ply  drop-off pada  roda  pendarat  utama  pesawat  nir  awak  terhadap  beban  operasional menggunakan metode elemen hingga. Beban operasional diasumsikan merupakan beban statik akibat landing sebesar 245 N arah vertikal dan sebesar 78.75 N arah horizontal. Struktur roda pendarat utama dimodelkan  menggunakan  elemen  Quad4  dengan  memasukkan  sifat  mekanis  dari  material  e-glass Woven  Roving  185  pada software MSC.  Patran/Nastran.  Kriteria  kegagalan  yang  digunakan  adalah berdasarkan  kriteria  kegagalan  Tsai-Wu  dalam  indeks  kegagalan  dan margin  of  safety .  Hasil  yang didapatkan adalah struktur roda pendarat utama memiliki indeks kegagalan 0.62 dan margin of safety sebesar 1.39. Dari hasil tersebut menandakan struktur roda pendarat utama cukup kuat dan tidak terjadi  kegagalan  dalam  menerima  beban  operasional  yang  diberikan.  Di  samping  itu,  potensi pengurangan massa pada struktur roda pendarat utama menggunakan ply drop-off adalah sebesar 18% lebih ringan dibandingkan dengan tanpa ply drop-off .
Kata  kunci: ply  drop-off,  struktur  komposit,  roda  pendarat  utama,  pesawat  nir  awak,  metode  elemen hingga, MSC. Patran/Nastran, kriteria kegagalan Tsai-Wu, pengurangan massa .

## 1 PENDAHULUAN
Struktur roda pendarat
merupakan salah satu komponen paling penting  pada  sebuah  pesawat  terbang karena  struktur  ini  berfungsi  untuk menyerap beban ketika melakukan taxi , manuver darat, take-off dan landing . Di samping itu struktur ini dapat meneruskan  beban-beban  tersebut  ke bagian frame badan  pesawat  sehingga dapat  menghilangkan  sebagian  besar energi  yang  terjadi  akibat  tumbukan. (Jha, 2009) Struktur roda pendarat yang dibahas pada tulisan ini adalah struktur roda  pendarat  utama  dari  pesawat  nir awak  LAPAN  yang  bernama  LAPAN
Surveillance UAV seri 02 New Generation Low  Drag (LSU-02NGLD).  Pesawat  nir awak  ini  sendiri  memiliki  panjang bentang sayap 2.9 m dengan massa total saat lepas landas sekitar 21 kg. Pesawat nir awak ini didesain untuk pengawasan laut  yang  dapat  mengirimkan  video secara real time dan mampu terbang dari deck kapal.  Berikut  adalah  konfigurasi dan  bentuk  dari  roda  pendarat  pada LSU-02NGLD.
Pada  umumnya,  material  dari bahan  metal  dipilih  sebagai  material untuk  struktur  roda  pendarat.  Akan tetapi  sedikit  demi  sedikit  penggunaan material  dari  bahan  metal  digantikan dengan  bahan  komposit  meskipun masih  banyak  penggunaannya  untuk pesawat nir awak.
Gambar  1-1:  Desain  Struktur  Roda  Pendarat

## Utama
Gambar 1-2: Struktur Roda Pendarat Utama
Penggunaan  struktur  komposit meningkat  dengan  pesat  pada  industri penerbangan  dan  otomotif  karena  rasio
kekuatan-terhadap-berat dan
kekakuan-terhadap-berat struktur komposit yang tinggi. (Dhurvey & Mittal, 2013)  Dengan  menggunakan  komposit, berat dari struktur akan jauh berkurang jika  dibandingkan  dengan  penggunaan bahan  metal.  Selain  itu,  penggunaan komposit juga dapat dioptimalkan lebih lanjut  dengan  memodifikasi  arah  serat, ketebalan  struktur,  proses  manufaktur dan lain-lain.
Pengoptimalan ketebalan struktur pada sebuah struktur komposit dapat  dilakukan  dengan  mengatur perbedaan ketebalan antara satu bagian dengan bagian yang lain. Dengan desain seperti ini maka akan membuat struktur komposit  memiliki  potensi  lebih  ringan dan  murah  dibandingkan  dengan  cara konvensional  yang  memiliki  ketebalan yang seragam. (Dhurvey & Mittal, 2012) Cara  yang  dapat  dilakukan  untuk menghasilkan perbedaan ketebalan pada  struktur  komposit  adalah  dengan meletakkan  beberapa  lapis  lamina  di posisi tertentu pada keseluruhan susunan komposit yang dikenal dengan nama ply  drop-off .  Nama  lain  yang dikenal untuk struktur dengan ply drop- off adalah tapered laminated structures . Gambar  struktur  komposit  dengan ply drop-off dapat  dilihat  pada  Gambar  di bawah ini.
Gambar 1-3:   Skema Dari Ply Drop-Off (Irisarri, et al., 2013)
Tulisan  ini  bertujuan  untuk menganalisis  kekuatan  dan  potensi pengurangan  massa  struktur  komposit dengan menggunakan ply drop-off pada
roda pendarat utama pesawat nir awak terhadap
beban
operasional menggunakan metode elemen hingga.
2 DASAR TEORI
Struktur  komposit  dengan ply drop-off sudah  banyak  diaplikasikan pada bidang penerbangan untuk mengurangi  beban  dari  struktur  yang dihasilkan.  Akan  tetapi, ply  drop-off dapat  mengakibatkan  diskontinuitas dalam laminate yang akan menghasilkan konsentrasi  tegangan  pada  bagian dimana ketebalannya berubah.
Hal ini akan membuat kegagalan pada  struktur  karena  delaminasi  dan atau  kegagalan  resin.  (Weiss,  et  al., 2010) Pada bagian ini, menurut Steeves dan  Fleck  (Steeves  &  Fleck,  2004), dengan  adanya  perbedaan  ketebalan akan  menghasilkan  kantong  resin  yang memiliki  efek  pada  ketidaksempurnaan geometri  terhadap  kekuatan  tekan. Untuk  mengurangi  kegagalan  yang terjadi  pada  struktur  komposit  dengan ply  drop-off ,  salah  satu  caranya  adalah dengan  menggunaan  mesin  otomatis yang  dapat  menyulam  serat  fiber sedemikian rupa sehingga mendapatkan lamina  yang  spesifik  dengan  bentuk yang spesifik pula. (Zheng & Kassapoglou, 2017) Ada beberapa konfigurasi
berbagai  bentuk ply  drop-off yang ditampilkan pada gambar berikut.
Drop-Off (Dhurvey, et al., 2012) Berdasarkan Gambar
2-1, konfigurasi  bentuk  yang  digunakan dalam tulisan kali ini adalah konfigurasi taper  internal dengan  model  C,  yaitu menggunakan overlapping dropped plies . Overlapping dropped plies secara umum menghasilkan  kantong  resin  yang berderetan  dari  pangkal  sampai  ujung struktur.  Untuk  mengetahui  desain konfigurasi pada struktur roda pendarat utama  dapat  dilihat  pada  gambar berikut.
Gambar 2-2:  Desain Ply  Drop-Off Pada Struktur Roda Pendarat Utama
Dari Gambar 2-2 dapat diketahui jika  penggunaan ply  drop-off pada desain struktur komposit roda pendarat utama  akan  menghasilkan  pola  yang sama  dengan  referensi  seperti:  kantong resin, bagian tertinggi dari kantong resin dan terminated  plies (lapisan  yang dibuat  tidak  penuh  dari  pangkal  ke ujung).

## 2.1   PERHITUNGAN BEBAN
Untuk  mengetahui  kekuatan struktur  roda  pendarat  utama,  maka yang  harus  diketahui  terlebih  dahulu adalah  beban  operasional  maksimal pada pesawat nir awak. Beban maksimal yang  digunakan  pada  struktur  roda pendarat utama pada pesawat nir awak adalah level landing with nose wheel just
clear  of  ground .  Posisi  pesawat  ketika level landing with nose wheel just clear of ground adalah  roda  pendarat  utama yang  menyentuh  tanah  terlebih  dahulu kemudian  diikuti  roda  pendarat  depan dengan waktu yang hampir bersamaan. Berikut adalah gambar sketsa dari level landing  with  nose  wheel  just  clear  of ground . (CASR Part 23, 2014)
Gambar 2-3:  Sketsa Level  Landing  With Nose  Wheel  Just  Clear  Of Ground
Menurut  CASR  ( Civil  Aviation Safety  Regulation )  Part  23,  beban  roda pendarat utama untuk level landing with nose  wheel  just  clear  of  ground adalah sebagai berikut.
V " = (n − L)W (1)
D " = KnW (2)
Dimana V " adalah beban vertikal roda  pendarat  utama. D " adalah  beban horizontal ( drag ) roda pendarat utama. n adalah limit  inertia  load  factor yang nilainya tidak boleh lebih kecil dari 2.67. L adalah rasio dari gaya angkat pesawat terhadap  berat  pesawat,  tetapi  tidak boleh  lebih  dari  0.667.  K  adalah konstanta  yang  nilainya  0.25  untuk berat pesawat kurang dari sama dengan 3000 pounds .  Sedangkan  W  adalah berat ketika lepas landas.

## 2.2   MATERIAL YANG DIGUNAKAN
Material  yang  digunakan  untuk membuat struktur roda pendarat utama pesawat nir awak ini adalah e-glass WR
( Woven Roving ) 185 dengan resin epoxy.
Bagian tertinggi dari kantong resin Terminated plies Kantong resin
Tabel 2-1: SIFAT MEKANIS MATERIAL E-GLASS WR 185/EPOXY (Abdurohman, 2016)
E 1 (MPa) E 2 (MPa) G 12 (MPa) n 12 F 1T (MPa) F 1C (MPa) F 2T (MPa) F 2C (MPa) F 6 (MPa) r (kg/m 3 ) 8088 8088 3370 0.2 322.5 116.4 322.5 116.4 30 1500 Bahan woven  fabric sangat  luas digunakan pada industri modern karena kemampuan sifat mekanis yang seimbang, mudah untuk digunakan dan memiliki drape-ability yang  baik  yang dapat  mengurangi  biaya  manufaktur jika dibandingkan dengan bahan unidirectional . (Dixit, et al., 2014) (Misra, et  al.,  2014)  Berikut  adalah  sifat mekanis dari material yang digunakan.
Metode  yang  digunakan  untuk membuat struktur roda pendarat utama adalah dengan proses hand lay-up yang kemudian diikuti dengan proses vacuum bagging .

## 2.3   KRITERIA KEGAGALAN
Definisi umum tentang kegagalan digambarkan  dengan  sebuah  situasi dimana  struktur  tidak  dapat  lagi berfungsi sesuai desain awalnya. (Sih & Skudra, 1985) Kegagalan pada struktur komposit dapat berupa patahan, defleksi yang  berlebih  dan  retakan  yang  terjadi pada  matrix.  Dari  contoh  kegagalan  di atas  yang  paling  membuktikan  suatu kegagalan  adalah  ketika  terjadinya patahan. Patahan terjadi karena struktur  tersebut  tidak  dapat  lagi menahan  beban  yang  terjadi.  (Kolios  & Proia, 2012)
Untuk  dapat  menahan  beban yang diberikan, maka struktur komposit harus  memiliki  kekuatan  yang  cukup. Pendefinisian kekuatan struktur komposit  dapat  diketahui  dengan menggunakan tiga buah kategori seperti berikut: (Sih & Skudra, 1985)
• Kriteria  batas  (dengan  menggunakan tegangan individu)
• Kriteria  interaktif  (interaksi  dengan tegangan multi aksis)
• Kriteria  hibrid  (kombinasi  dengan aspek-aspek lain dari dua poin di atas)
Pada  tulisan  kali  ini,  digunakan kriteria kegagalan Tsai-Wu yang termasuk  dalam  kriteria  interaktif. Kriteria  kegagalan  ini  adalah  hasil  dari modifikasi  teori  tensor  polinomial  yang dikembangkan  oleh  Gol'denblat  dan Kopnov.  (Gol'denblat  &  Kopnov,  1966) Berikut  adalah  persamaan  umumnya. (Kolios & Proia, 2012)
f - . σ - + f -1 . σ - . σ 1 ≥ 1 dengan i, j = 1,2,..6  (3)
Dimana f - dan f -1 adalah  tensor kekuatan  orde  dua  dan  empat.  Dari persamaan  di  atas,  kriteria  kegagalan Tsai-Wu dapat ditulis sebagai berikut.
f 5 σ 5 + f 6 σ 6 + f 55 σ 5 6 + f 66 σ 6 6 + f 77 σ 7 6 + 2f 56 σ 5 σ 6 ≥ 1 (4)
Dimana f 5 = 1 F 5: − 1 F 5; , f 55 = 1 F 5: F 5; , f 6 = 1 F 6: − 1 F 6; , f 66 = 1 F 6: F 6; , f 77 = 1 F 7 6 , f 56 = G F 5: F 5; F 6: F 6; ; F 5: , F 5; , F 6: , F 6; adalah  kekuatan  lamina longitudinal  arah-1  dan  transversal arah-2; F 7 adalah kekuatan geser dan G bernilai=-0.5 (Guo, et al., 2014)
Nilai  di  bawah  satu  pada  nilai indeks kegagalan menandakan struktur
komposit tersebut
aman ketika menerima  beban.  Sedangkan  nilai  satu menandakan tepat gagal dan nilai lebih dari satu menandakan kegagalan.
Selain ditampilkan dalam bentuk indeks  kegagalan,  kekuatan  struktur komposit  juga  dapat  disajikan  dalam rasio kekuatan ( strength ratio atau SR).
Rasio  kekuatan  didefinisikan  dengan faktor  yang  harus  dikalikan  ketika struktur  tepat  gagal.  (Kolios  &  Proia, 2012)  (MSC.  Corporation,  2011)  Rasio kekuatan  ditampilkan  dengan  formula berikut ini.
SR @A = (BCD C E DFG) 6G (5)
Dengan
a = f 55 σ 5 6 + f 66 σ 6 I + f 77 τ 56 6 + 2f 56 σ 5 σ 6 b = f 5 σ 5 + f 6 σ 6
Nilai  lain  yang  digunakan  untuk mengetahui kegagalan struktur komposit  adalah  dengan  menggunakan margin of safety (MS), yang ditampilkan sebagai  berikut.  (Kolios  &  Proia,  2012) (MSC. Corporation, 2011)
MS = SR − 1 (6)
Kegagalan terjadi ketika nilai MS lebih  kecil  sama  dengan  0  dan sebaliknya  jika  nilai  MS  lebih  dari  0 menandakan struktur tersebut aman.
Proses  pemodelan  dan  simulasi kekuatan struktur komposit dengan ply drop-off akan dilakukan dengan menggunakan software MSC. Patran/Nastran. Software
ini menggunakan  metode  elemen  hingga yang  digunakan  untuk  menghitung kasus-kasus rumit dalam bidang rekayasa.

## 3 METODOLOGI
Berikut  adalah  metodologi  yang digunakan pada tulisan kali ini.

## 3.1   PROSES MESHING
Struktur  roda  pendarat  utama
dimodelkan dalam bentuk 2D
menggunakan
quadrilateral shell elements (Quad4)  dengan  sifat-sifat material  2D orthotropic .  Pemodelan  dan analisis  elemen  hingga  dilakukan menggunakan  modul laminate  modeller pada  MSC.  Patran/Nastran  karena dapat  memodelkan  dan  menganalisis kasus ply  drop-off pada  struktur komposit dengan baik.
Gambar 3-1:  Model Elemen Hingga Struktur Roda Pendarat Utama

## 3.2   PENENTUAN PEMBEBANAN DAN KONDISI BATAS
Analisis  yang  digunakan  adalah analisis  statik  dengan  beban  vertikal dan horizontal sesuai dengan perhitungan  pada  persamaan  1  dan  2, yang  diletakkan  pada  ujung  struktur roda  pendarat  utama.  Kondisi  batas akan  dibuat  semirip  mungkin  dengan kondisi  ketika  struktur  roda  pendarat utama  diletakkan  pada  kantong  pada bagian  bawah  badan  pesawat  yang kemudian  diikat  dengan  dua  baut. Berikut  adalah  ilustrasi  beban  dan kondisi  batas  pada  struktur  roda pendarat utama.
Gambar 3-2:  Pembebanan  dan  Kondisi

## Batas
Untuk mengetahui detail tentang kondisi  batas  yang  digunakan  dapat dilihat pada gambar berikut.
Gambar 3-3:  Detail Kondisi Batas
Angka  123  pada  daerah  lokasi baut menandakan bahwa nodal tersebut tidak dapat bergerak ke arah x, y dan z tetapi dapat berotasi pada arah tersebut. Kondisi batas tersebut dapat digunakan untuk mewakili penggunaan baut untuk mengikat struktur roda pendarat utama dengan  badan  pesawat.  Sedangkan daerah  lain  menggunakan  angka  23 yang menandakan bahwa nodal tersebut hanya  dapat  bergerak  ke  arah  x  dan berotasi ke arah x, y dan z.

## 3.3   VERIFIKASI MODEL
Elemen  Quad4  yang  dihasilkan  pada struktur  roda  pendarat  utama  akan diverifikasi  untuk  mengetahui  kualitas dari  elemen  tersebut.  Verifikasi  elemen yang dilakukan meliputi batas,
duplicate,  normal,  aspect  ratio,  warp, skew dan taper .

## Tabel 3-1: VERIFIKASI ELEMEN QUAD4
Test Total Failed Aspect 0 Warp 0 Skew 0 Taper 0 Normal Offset 0
Dari  Tabel  3-1  diketahui  bahwa elemen  yang  dihasilkan  sudah  baik, yaitu dengan tidak adanya elemen yang berada  pada  kolom Total  Failed .  Jika terdapat  elemen  pada  kolom Total Failed , maka sebaiknya elemen tersebut diperbaiki terlebih dahulu.
Verifikasi lainnya yang dilakukan adalah  verifikasi  arah  serat  dari  setiap lapisan  yang  akan  dibuat.  Berikut adalah gambar pada salah satu lapisan struktur roda pendarat utama.
Gambar 3-4:  Verifikasi Arah Serat
Dari  Gambar  3-4  terlihat  bahwa pengaplikasian  serat  dilakukan  tegak lurus  pada  pangkal  dengan  referensi kearah ujung struktur. Dengan demikian arah longitudinal serat berada

## Lokasi baut
pada  garis  panah  berwarna  hijau, sedangkan ketebalan berada pada garis panah  berwarna  merah.  Pada  gambar tersebut  juga  terlihat  garis  berwarna kuning tipis yang merupakan flat pattern dari serat pada lapisan tersebut.

## 3.3 STACKING SEQUENCE
Proses perancangan desain struktur  komposit  dimulai  dengan mencari batasan dari
proses manufaktur. Karena pembuatan
struktur roda pendarat utama ini masih menggunakan alat-alat yang sederhana, maka arah serat yang dapat digunakan hanya 0 o , ±45 o dan 90 o . Di samping itu, desain  struktur  komposit  juga  harus dirancang  simetris  dan  seimbang.  Pada bagian  atas  dan  bawah,  dibuat  lapisan yang  kontinu  dari  pangkal  sampai  ke ujung  struktur  roda  pendarat  utama. Stacking  sequence yang  digunakan terdiri  dari  84  lapis  dengan  arah  serat [(0/±45/90) 10 /±45]s.
Berikut  adalah  jumlah  lamina yang digunakan untuk membuat struktur roda pendarat utama.
Gambar  3-5:  Jumlah  Lamina  Pada  Struktur Roda Pendarat Utama
Dari penggunaan lamina dan ply drop-off di  atas  maka  kemudian diverifikasi  ke  dalam  bentuk  3D.    Hasil bentuk 3D tersebut harus sesuai dengan desain awal yang sudah ditetapkan. Jika masih ada perbedaan, maka
penggunaan  lapisan  dan ply  drop-off harus ditinjau ulang.
Berikut  adalah  hasil  3D  yang  sudah sama dengan desain awal.
Gambar 3-6:  Verifikasi  Bentuk  3D  Pada
Struktur Roda Pendarat Utama 4 HASIL DAN ANALISIS
Berikut adalah perhitungan beban maksimum struktur roda pendarat  dalam  arah  vertikal  dan horizontal  menggunakan  persamaan  1 dan 2.
Dari persamaan 1, berikut adalah perhitungan beban roda pendarat utama arah vertikal.
V " = (3 − 0.667)210 V " = 489.93 N (struktur kiri dan kanan)
Dari  perhitungan  di  atas  dapat diketahui  bahwa  beban  pendaratan vertikal  masing-masing  struktur  roda pendarat adalah sebesar 245 N.
Dari persamaan 2, berikut adalah perhitungan beban roda pendarat utama arah horizontal.
D " = 0.25 3 (210) D " = 157.5 N (struktur kiri dan kanan)
Dari  perhitungan  di  atas  dapat diketahui  bahwa  beban  pendaratan horizontal masing-masing struktur roda pendarat adalah 78.75 N.
Beban-beban  yang  dihasilkan  di atas  kemudian  dimasukkan  ke  dalam software MSC.  Patran/Nastran  seperti yang  ditampilkan  pada  Gambar  3-2  di atas.
Software tersebut akan
menghitung menggunakan metode elemen  hingga  sehingga  menghasilkan nilai  seperti  gaya  reaksi  tumpuan, displacement ,  indeks  kegagalan  dan margin of safety .
Berikut adalah data-data masukan yang digunakan.
Gambar 4-1:  Masukan yang Digunakan
Seperti
yang diketahui sebelumnya,  bahwa  nilai  beban  arah vertikal  sebesar  245  N  dan  beban  arah horizontal  sebesar  78.75  N.  Tetapi berdasarkan  Gambar  4-1  di  atas,  nilai beban  arah  vertikal  yang  dimasukkan hanya  terbaca  sebesar  244.986  N  dan beban arah horizontal sebesar 78.745 N. Terdapat  perbedaan  yang  sangat  kecil antara  hasil  masukan  dan  hasil  yang terbaca,  namun  perbedaan  tersebut masih dapat diterima.
Hasil  pertama  yang  ditampilkan adalah  gaya  reaksi  tumpuan.  Gaya reaksi  tumpuan  ini  digunakan  untuk memverifikasi bahwa hasil dari perhitungan software tersebut  benar apabila  menghasilkan  keseimbangan gaya  reaksi  dengan  beban  yang diberikan.
Berikut  adalah  hasil  dari  gaya  reaksi arah vertikal.
Gambar 4-2:  Gaya  Reaksi  Pada  Tumpuan Arah Vertikal
Dengan  menjumlahkan  seluruh  nilai pada nodal-nodal tumpuan di atas maka dihasilkan  gaya  reaksi  arah  vertikal sebesar -244.986 N.
Gambar 4-3:  Gaya  Reaksi  Pada  Tumpuan

## Arah Horizontal
Penjumlahan  seluruh  nilai  pada nodal-nodal  tumpuan  di  atas  maka dihasilkan  gaya  reaksi  arah  horizontal sebesar       -78.745 N.
Dari  hasil-hasil  tersebut  maka dapat  diketahui  bahwa  sudah  terjadi keseimbangan  antara  beban  yang diberikan  dan  gaya  reaksi  yang dihasilkan.  Hal  ini  berarti  model  yang dibuat sudah cukup baik.
Setelah  mendapatkan  gaya  reaksi, berikut  adalah  tampilan  dari  kontur displacement roda pendarat utama.
Gambar 4-4:  Kontur Displacement Pada Struktur Roda Pendarat Utama Dari  Gambar  4-4  di  atas diketahui bahwa nilai resultan maksimum displacement pada  struktur roda  pendarat  utama  adalah  sebesar 9.06 mm yang terletak di ujung struktur. Dari pangkal ke ujung struktur tersebut terdapat perbedaan gradasi
displacement
yang diakibatkan kekakuan  sepanjang  struktur  tersebut. Nilai  kekakuan  akan  semakin  besar menuju pangkal sehingga menghasilkan displacement yang  kecil,  begitu  juga sebaliknya.
Untuk mengetahui kekuatan dari struktur  roda  pendarat  utama  maka berikut adalah kontur indeks kegagalan Tsai-Wu.
Gambar 4-5:  Kontur  Indeks  Kegagalan
Tsai-Wu Pada Struktur Roda
Pendarat Utama
Dari Gambar 4-5 di atas terlihat bahwa bagian paling kritis pada struktur roda  pendarat  utama  adalah  pada bagian  dengan  nilai  indeks  kegagalan tertinggi,  yaitu  sebesar  0.62.  Daerah tersebut  merupakan  daerah  sekitar lekukan  pada  daerah  ujung  kondisi batas.  Hal  tersebut  terjadi  akibat besarnya gaya reaksi yang diterima yang membuat nilai indeks kegagalannya pun menjadi  besar.  Posisi  nilai  indeks kegagalan  tertinggi  berada  agak  ke belakang karena adanya beban horizontal  yang  diberikan  sehingga membuat daerah belakang memiliki nilai yang tinggi dibandingkan dengan bagian depan.
Pada kondisi kenyataannya, daerah  paling  kritis  ini  terjadi  pada daerah berikut.
Berdasarkan nilai indeks kegagalan  Tsai-Wu  sebesar  0.62,  maka dapat  disimpulkan  bahwa  kegagalan tidak  terjadi  karena  nilainya  masih  di bawah 1.

## Gambar 4-6:  Daerah  Kritis  Pada  Struktur Roda Pendarat Utama
Selain indeks kegagalan Tsai-Wu, berikut ditampilkan kontur nilai margin of  safety pada  struktur  roda  pendarat utama.
Gambar 4-7:  Kontur Margin of safety Pada
Struktur Roda Pendarat
Utama
Dari  Gambar  4-7  di  atas diketahui bahwa nilai minimum margin of  safety adalah  sebesar  1.39.  Angka tersebut menandakan struktur mempunyai nilai cadangan sebesar 1.39 kali  untuk  gagal.  Sedangkan  nilai maksimum margin of safety sebesar 966 terletak pangkal struktur roda pendarat utama.  Dari  Gambar  4-7  terlihat beberapa  area  pada  pangkal  struktur roda pendarat utama yang memiliki nilai margin  of  safety lebih  dari  50.  Hal tersebut  menandakan  tegangan  yang terjadi  pada  area  itu  cukup  kecil sehingga  menghasilkan  nilai margin  of safety yang cukup besar.
Dari  penggunaan  struktur  dengan ply drop-off didapatkan  massa  sebesar 0.698  kg  dan  volume  sebesar  450300 mm 3 seperti  terlihat  pada  gambar berikut.
Gambar 4-8:  Massa Struktur Roda Pendarat Utama
Massa  yang  dihasilkan  pada struktur  dengan ply  drop-off kemudian akan dibandingkan dengan massa yang dihasilkan pada struktur tanpa ply drop- off .  Struktur  tanpa ply  drop-off akan menghasilkan ketebalan yang sama dari pangkal  sampai  ujung  struktur  roda pendarat utama. Berikut adalah gambar struktur tanpa ply drop-off .
Gambar 4-9: Tampilan Struktur Roda Pendarat  Utama  Tanpa Ply- Drop Off Dengan  menggunakan  struktur tanpa ply drop-off maka akan menghasilkan  massa  sebesar  0.852  kg dan volume sebesar 550000 mm 3 seperti pada gambar di bawah ini.
Gambar 4-10: Massa Struktur Roda Pendarat
Utama Tanpa Ply-Drop Off

## 5 KESIMPULAN
Penggunaan ply  drop-off pada
struktur  roda  pendarat  utama  telah dimodelkan dan disimulasi menggunakan software MSC.
Patran/Nastran.  Dengan  pemberian beban statik arah vertikal sebesar 245 N dan  arah  horizontal  sebesar  78.75  N pada  ujung  struktur  roda  pendarat didapatkan  nilai  indeks  kegagalan  dan margin of safety sebesar 0.62 dan 1.39. Dari  hasil  tersebut  dapat  dikatakan bahwa  tidak  terjadi  kegagalan  pada struktur  roda  pendarat  utama  ketika beroperasi.  Di  samping  itu,  potensi pengurangan  massa  struktur  roda pendarat  dengan  menggunakan ply drop-off adalah sebesar 18% lebih ringan jika  dibandingkan  dengan  tanpa ply drop-off .

## UCAPAN TERIMA KASIH
Pada  kesempatan  ini  tidak  lupa penulis  mengucapkan  banyak  terima kasih  kepada  Bapak  Drs.  Gunawan  S. Prabowo,  MT  selaku  Kepala  Pusat
Teknologi Penerbangan dan Riki
Ardiansyah  yang  sudah  memberikan gambar-gambar terkait LSU-02NGLD.

## DAFTAR RUJUKAN
Abdurohman, K., 2016. Simulasi uji tarik komposit glass- epoxy hasil vacuum bagging, Bogor:
Pustekbang.
Ministry of Transportation Republic of Indonesia., 2014.
CASR Part 23 Amendment 2. Jakarta: Ministry of Transportation Republic of Indonesia.
MSC. Corporation, 2011. Patran Laminates Theory.
Dhurvey, P. & Mittal, N., 2012. Finite Element Analysis of  Internally  Plya  Drop-off  Composites Laminates. International Journal of Engineering Research, Volume 1, pp. 12-16.
Dhurvey,  P.  &  Mittal,  N.,  2013. Study  the  effect  of externally  and  internally  ply  drop-off  in composite laminate analysis. ARPN Journal of Engineering and Applied Sciences, 8(4).
Dixit, A., Mali, H. & Misra, R., 2014. Unit cell model of woven  fabric  textile  composite  for  multiscale analysis. Procedia Engineering.
Gol'denblat, I. & Kopnov, V. A., 1966. Strength of Glass Reinforced Plastic in the Complex Stress State. Polymer Mechanics, Volume 1, pp. 54-59.
Guo, S., Li, D., Zhang, X. & Xiang, J., 2014. Buckling and post-buckling  of  a  composite  C-section  with cutout  and  flange  reinforcement. Composites:
Part B, Issue 60, pp. 119-124.
Irisarri, F., Lasseigne, A., Leroy, F. & Le Riche, R., 2013.
Optimal  design  of  laminated  composite structures  with  ply  drops  using  stacking sequence tables. Composite Structures, pp. 559-
569.
Jha,  A.,  2009. Landing  Gear  Layout  Design  for
Unmanned Aerial Vehicle. Dargapur, s.n.
Kolios,  A.  J.  &  Proia,  S.,  2012. Evaluation  of  the
Reliability Performance of Failure Criteria for
Composite  Structures. World  Journal  of
Mechanics, Volume 2, pp. 162-170.
Misra, R., Dixit, A. & Mali, H. S., 2014. Finite element (FE)  shear  modeling  of  woven  fabric  textile composite. Procedia Materials Science, Volume
6, pp. 1344-1350.
Sih, G. C. & Skudra, A. M., 1985. Failure Mechanics of Composites. Amsterdam:  Elsevier  Science  & Technology.
Steeves, C. A. & Fleck, N. A., 2004. Compressive strength of composite laminates with terminated internal plies . Elsevier, 36(10), pp. 798-805.
Weiss, A. et al., 2010. Influence of ply-drop location on the  fatigue  behaviour  of  tapered  composites laminates. Procedia Engineering, Volume 2, pp.
1105-1114.
Zheng,  W.  &  Kassapoglou,  C.,  2017. Prediction  of delamination  onset  and  growth  for  AP-PLY composite  laminates  using  the  finite  element method . Composites: Part A, pp. 381-393.