DESAIN DAN ANALISIS PERHITUNGAN RODA PENDARATAN PESAWAT TANPA AWAK
Skripsi Yang Diajukan Untuk Melengkapi Syarat Memperoleh Gelar Sarjana Teknik
T MUHAMMAD RINALDI AULIA NIM. 090401052
DEPARTEMEN TEKNIK MESIN FAKULTAS TEKNIK
UNIVERSITAS SUMATERA UTARA MEDAN
DESAIN DAN ANALISIS PERHITUNGAN RODA PENDARATAN PESAWAT TANPA AWAK
T. MUHAMMAD RINALDI AULIA NIM. 090401052
Diketahui/Disyahkan: Disetujui oleh:
Depertemen Teknik Mesin Dosen Pembimbing
Fakultas Teknik USU
Ketua
Dr.-Ing.Ir.Ikhwansyah Isranuri
DESAIN DAN ANALISIS PERHITUNGAN RODA PENDARATAN PESAWAT TANPA AWAK
T MUHAMMAD RINALDI AULIA NIM. 09 0401 052
Telah diperiksa dan disetujui dari hasil seminar Tugas Skripsi
Periode Ke-685, pada tanggal 10 Mei 2014
Telah Disetujui Oleh:
Pembimbing
DESAIN DAN ANALISIS PERHITUNGAN RODA PENDARATAN PESAWAT TANPA AWAK
T MUHAMMAD RINALDI AULIA NIM. 09 0401 052
Telah diperiksa dan disetujui dari hasil seminar Tugas Skripsi
Periode Ke-685, pada tanggal 10 Mei 2014
Pembanding I, Pembanding II,
Dr. Ir. M. Sabri, MT
NIP.196306231989021001 NIP. 195704121985031004
DEPARTEMEN TEKNIK MESIN FAKULTAS TEKNIK USU M E D A N
TUGAS SARJANA
N A M A : T. MUHAMMAD RINALDI AULIA
N I M : 090401052
MATA PELAJARAN : TEKNOLOGI PEMBENTUKAN
SPESIFIKASI :
DIBERIKAN TANGGAL : 12/12/2013 SELESAI TANGGAL : 24/04/2014
MEDAN, 12 Desember 2013
KETUA DEPARTEMEN TEKNIK MESIN, DOSEN PEMBIMBING,
DR.ING IR.IKHWANSYAH ISRANURI
NIP. 196412241992111001 NIP. 196412241992111001
DR.ING IR.IKHWANSYAH ISRANURI Mendesain roda pendaratan pesawat tanpa awak dan melakukan analisis perhitungan untuk menentukan:
1. Pemilihan jenis landing gear. 2. Pusat gravitasi pesawat. 3. Tinggi Pesawat.
4. Jarak wheel base.
5. Jarak wheel track dan besar sudut overturn
yang digunakan.
6. Ukuran roda yang digunakan.
AGENDA : 2146/TS/2013
DITERIMA TGL : 12/12/2013
DEPARTEMEN TEKNIK MESIN
Sub. Program Studi : Teknik Produksi
Bidang Studi : Teknologi Pembentukan
Judul Tugas : Desain dan Analisis Perhitungan Roda Pendaratan Pesawat Tanpa Awak (UAV)
Diberikan Tgl. : 12 / 12 /2013 Selesai Tgl : 23/04/2012 Dosen Pembimbing : Dr.Ing.Ir.Ikhwansyah Isranuri Nama Mhs : T. M. Rinaldi A
NIP.196412241992111001 N.I.M : 090401052
NO Tanggal KEGIATAN ASISTENSI BIMBINGAN
Tanda Tangan Dosen Pemb. 1. 12-12-2013 Pemberian Spesifikasi Tugas Akhir
2. 02-01-2014 Perbaikan BAB I (Latar Belakang, Tujuan dan Spesifikasi)
3. 11-01-2014 Perbaikan BAB II (Tambahkan Tinjauan Pustaka)
4. 15-01-2014 Perbaikan BAB II (Tambahkan Foto dan Tabel)
5. 22-02-2014 Pebaikan BAB III (Tambahkan Foto Proses Pembuatan)
6. 27-03-2014 Perbaikan BAB IV (Tambahkan Proses Pengambilan data)
7. 02-04-2014 Perbaikan BAB IV (Perbaiki Hitungan)
8. 04-04-2014 Perbaikan BAB IV (Tambahkan Distribusi Beban Roda Depan)
9. 10-04-2014 Perbaikan BAB IV (Kesimpulan dan Saran)
10. 15-04-2014 ACC Seminar
CATATAN : Diketahui,
1. Kartu ini harus diperlihatkan kepada Dosen Ketua Departemen TeknikMesin Pembimbing setiap Asistensi FT USU
2. Kartu ini harus dijaga bersih dan rapi.
3. Kartu ini harus dikembalikan ke Jurusan,
bila kegiatan Asistensi telah selesai.
ABSTRAK
Landing gear merupakan struktur pesawat yang berfungsi menahan beban statis pesawat dan juga beban dinamis ketika pesawat melakukan pendaratan. Dalam mendesain landing gear dilakukan pemilihan jenis landing gear dan dilakukan analisis perhitungan pada tiap komponen landing gear yang meliputi pusat gravitasi, tinggi pesawat, wheel base, wheel track, dan roda. Desain dan analisis perhitungan dilakukan dengan metode studi pustaka dimana setiap desain dan perhitungan didasarkan pada literatur pustaka. Jenis landing gear yang digunakan adalah Tail-gear landing gear dengan tinggi badan pesawat dari tanah adalah sebesar 40 cm, pusat gravitasi pesawat berada pada titik X = 94,6 mm, Y = 11,3 mm dari titik paling depan pesawat, jarak wheel base adalah sebesar 128.934 cm, jarak wheel track adalah sebesar 72 cm dengan sudut overturn sebesar 35o, dan ukuran roda depan 10 cm dan belakang 8 cm.
ABSTRACT
Aircraft landing gear is the structure that serves to hold the static load and dynamic load aircraft when the aircraft is landing. In designing the landing gear made the selection of the landing gear and performed analysis on the calculation of each component of the landing gear that covers the center of gravity, a high plane, wheel base, wheel track, and wheels. The design and analysis calculations performed by the method of literature study where each design and calculations based on literature references. Landing gear types used are Tail-gear landing gear with the ground plane height is 40 cm, the center of gravity of the aircraft is at point X = 94,6 mm, Y = 11,2 mm of the most forward point of the plane, wheel base distance is amounted to 128 934 cm, wheel track distance is equal to 72 cm with an angle of 35o overturn, and the size of the front wheels and the rear 10 cm 8 cm.
KATA PENGANTAR
Puji dan syukur penulis ucapkan kehadirat Allah SWT atas segala berkat, rahmat dan karunia-Nya yang senantiasa diberikan kepada penulis, sehingga penulis dapat menyelesaikan skripsi ini.
Skripsi ini adalah salah satu syarat untuk dapat lulus menjadi Sarjana Teknik di Departemen Teknik Mesin Fakultas Teknik Universitas Sumatera Utara. Adapun judul dari skripsi ini adalah “ Desain dan Analisis Perhitungan Roda Pendaratan Pesawat Tanpa Awak (UAV)”.
Selama penulisan skripsi ini penulis banyak mendapat bimbingan dan bantuan dari berbagai pihak. Oleh karena itu dalam kesempatan ini penulis menyampaikan banyak terima kasih kepada:
1. Kedua orang tua tercinta, Ayahanda T. Dahlan Tia ,SE, M,AP dan Ibunda Dra. Rosmiaty serta Adinda T Muhammad Rizki Mulia atas doa, kasih sayang, pengorbanan, tanggu jawab yang selalu menyrtai penulis, dan memberikan penulis semangat yang luar biasa sehingga penulis dapat menyelesaikan skripsi ini.
2. Bapak Dr.Ing.Ir. Ikhwansya Isranuri sebagai Dosen Pembimbing Skripsi yang banyak memberi arahan, bimbingan, motivasi, nasehat dan pelajaran yang sangat berharga selama proses penyelesaian Skripsi ini.
3. Bapak Dr.Ing.Ir. Ikhwansya Isranuri dan Ir. Syahril Gultom, MT selaku Ketua dan Sekertaris Departemen Teknik Mesn. Fakultas Teknik. Universitas Sumatera Utara. Bapak Ir. Tugiman, MT selaku Koordinator Skripsi.
4. Bapak/Ibu Staff Pengajar dan Pegawai di Departemen Teknik Mesin. Fakultas Teknik. Universitas Sumatera Utara.
5. Teman satu tim (Fauzi Kharisma Putra, Juliono Susanto, Rahmad Hidayat) yang telah bersama-sama menyelesaikan seluruh penelitian dengan kerja tim yang baik.
6. Abangda Fadly A. Kurniawan, ST , Ade Irawan, ST dan Sajana, ST yang telah membantu penulis dalam penyelesaian tugas sarjana.
8. Kerabat dekat (Jihan Meutia Fauzen, Dea Dara Dafika S dan Nelly Wahyuni) yang telah banyak mendukung dan memotivasi penulis.
9. Adik-adik stambuk 2011 yang sedikit banyak ikut membantu penulis dalam menyelesaikan skripsi ini.
Semoga skripsi ini bermanfaat bagi kita semua dan dapat digunakan sebagai pengembangan ilmu yang didapat selama dibangku kuliah. Apabila terdapat kesalahan dalam penyusunan serta bahasa yang tidak tepat dalam skripsi ini sebagai manusia yang tidak luput dari kesalahan penulis mengharapkan masukan dan kritikan yang membangun dalam penyempurnaan skripsi ini. Akhir kata penulis mengucapkan terima kasih, semoga skripsi ini dapat bermanfaat bagi seluruh kalangan yang membacanya.
Medan, April 2014
Penulis,
T MUHAMMAD RINALDI AULIA
DAFTAR ISI
1.6 Sistematika Penulisan ...3
BAB II TINJAUAN PUSTAKA 2.1 Landing Gear ... 4
2.2 Konfigurasi Landing Gear ... 6
2.3 Landing Gear dan Pusat Gravitasi Pesawat ... 15
2.4 Tinggi Landing Gear ... 16
2.5.1 Persyaratan Jarak Tanah Rotasi Take-off ... 18
2.6 Wheel Base ... 20
2.7 Wheel Track ... 22
2.8 Roda ... 24
BAB III METODE PENELITIAN 3.1 Bahan dan Alat Peneilitian ... 25
3.1.1 Alat ... 25
3.1.2 Bahan ... 28
3.2 Waktu dan Tempat ... 29
3.3 Pengaturan ... 29
3.4 Diagram Alir Penelitian ... 30
3.5 Proses Penelitian ... 31
3.5.1 Analisis Perhitungan ... 31
3.5.2 Proses Pembuatan ... 32
BAB IV ANALISA DATA DAN PEMBAHASAN 4.1 Berat Pesawat ... 37
4.2 Pusat Gravitasi Pesawat ... 37
4.3 Pemilihan Tipe Landing Gear ... 46
4.5 Wheel Track ... 49
4.6 Beban Pesawat ... 51
4.7 Roda ... 61
4.8 Bahan ... 62
BAB V KESIMPULAN DAN SARAN 5.1 Kesimpulan ... 63
5.2 Saran ... 63
DAFTAR PUSTAKA
DAFTAR GAMBAR
Gambar 2.1 Jenis Landing Gear ... 7
Gambar 2.2 Glider PZL-Bliesko SZD-48 Jantar Standar 3 dengan single gear landing gear ... 8
Gambar 2.3 Douglas C-47A Skytrain dengan tailgear landing gear ... 9
Gambar 2.4 Transport aircraftMcDonnell Douglas MD-88 dengan tricycle landing gear ... 10
Gambar 2.5 Bomber aircraft B-52 Stratofortress dengan quadricycle landing gear ... 11
Gambar 2.6 Transport aircraft Boeing 747 dengan multi-bogey landing gear ... 12
Gambar 2.7 Ketentuan goemetri pendaratan pesawat laut ... 14
Gambar 2.8 Landing Gear ... 15
Gambar 2.9 Tinggi Landing Gear pada berbagai konfigurasi ... 15
Gambar 2.10 Geometri jarak tanah rotasi take-off ... 18
Gambar 2.11 Pemeriksaan jarak tanah belakang badan pesawat selama take-off ... 19
Gambar 2.12 Geometri Landing Gear ... 20
Gambar 2.13 Geometri beban pesawat ... 20
Gambar 3.9 Diagram Alir Penelitian ... 29
Gambar 3.10 Pemotongan besi ... 31
Gambar 3.11 Besi yang telah dipotong sesuai ukuran yang dibutuhkan ... 31
Gambar 3.12 Besi yang telah dilas ... 32
Gambar 3.13 Pembuatan lubang dengan menggunakan mesin frais ... 32
Gambar 3.14 Roda dipasang pada plat besi ...33
Gambar 3.15 Besi pengikat roda dilas pada besi Landing Gear ... 33
Gambar 3.16 Pengelasan kedua roda pada besi tiang ... 34
Gambar 3.17 Roda ... 34
Gambar 4.1 Pembagian bidang pada badan pesawat ... 38
Gambar 4.2 Bidang 1 persegi panjang ... 38
Gambar 4.3 Bidang 2 segitiga sama kaki ... 39
Gambar 4.4 Bidang 3 dan 4 setengah lingkaran ... 39
Gambar 4.5 Bidang 5 persegi panjang ... 40
Gambar 4.6 Bidang 6 dan 7 segitiga siku-siku ... 40
Gambar 4.7 Bidang 8 dan 10 segitiga siku-siku ... 41
Gambar 4.8 Bidang 9 dan 11 persegi panjang ... 41
Gambar 4.9 Bidang 12 dan 13 setengah lingkaran ... 42
Gambar 4.10 Bidang 14 persegi panjang ... 42
Gambar 4.11 Bidang 15 dan 16 segitiga siku-siku ... 42
Gambar 4.12 Bidang 17 dan 18 persegi panjang ... 43
Gambar 4.13 Bidang 19 setengah lingkaran ... 43
Gambar 4.14 Geometri Tail-gear Landing Gear ... 46
Gambar 4.15 Posisi roda depan dan roda belakang berdasarkan literatur ... 47
Gambar 4.16 Tinggi pesawat ... 48
Gambar 4.17 Posisi sudut overturn dengan kemiringan 35o ... 50
Gambar 4.18 Pemeriksaan sudut overturn ... 51
Gambar 4.19 Geometri beban roda ... 51
Gambar 4.20 Beban pada roda depan ... 53
Gambar 4.21 Gaya yang terjadi pada roda depan ... 53
Gambar 4.22 Batang 1 ... 54
Gambar 4.24 Batang 3 ... 56
Gambar 4.25 Roda depan ... 59
DAFTAR TABEL
Tabel 1.1 Spesifikasi Pesawat ... 1
Tabel 2.1 Hubungan antara syarat desain landing gear dan
parameternya ... 5
Tabel 2.2 Jarak berbagai komponen terhadap tanah yang
direkomendasikan ... 16
Tabel 2.3 Rotasi take-off pada pesawat ... 18
DAFTAR NOTASI
Simbol Arti Satuan
F Gaya N
P Beban kgf
D Diameter mm dan cm
σ Tegangan MPa
ε Regangan %
E Modulus Elastisitas MPa dan Pa
A Luas Penampang cm,mm,mm2
ABSTRAK
Landing gear merupakan struktur pesawat yang berfungsi menahan beban statis pesawat dan juga beban dinamis ketika pesawat melakukan pendaratan. Dalam mendesain landing gear dilakukan pemilihan jenis landing gear dan dilakukan analisis perhitungan pada tiap komponen landing gear yang meliputi pusat gravitasi, tinggi pesawat, wheel base, wheel track, dan roda. Desain dan analisis perhitungan dilakukan dengan metode studi pustaka dimana setiap desain dan perhitungan didasarkan pada literatur pustaka. Jenis landing gear yang digunakan adalah Tail-gear landing gear dengan tinggi badan pesawat dari tanah adalah sebesar 40 cm, pusat gravitasi pesawat berada pada titik X = 94,6 mm, Y = 11,3 mm dari titik paling depan pesawat, jarak wheel base adalah sebesar 128.934 cm, jarak wheel track adalah sebesar 72 cm dengan sudut overturn sebesar 35o, dan ukuran roda depan 10 cm dan belakang 8 cm.
ABSTRACT
Aircraft landing gear is the structure that serves to hold the static load and dynamic load aircraft when the aircraft is landing. In designing the landing gear made the selection of the landing gear and performed analysis on the calculation of each component of the landing gear that covers the center of gravity, a high plane, wheel base, wheel track, and wheels. The design and analysis calculations performed by the method of literature study where each design and calculations based on literature references. Landing gear types used are Tail-gear landing gear with the ground plane height is 40 cm, the center of gravity of the aircraft is at point X = 94,6 mm, Y = 11,2 mm of the most forward point of the plane, wheel base distance is amounted to 128 934 cm, wheel track distance is equal to 72 cm with an angle of 35o overturn, and the size of the front wheels and the rear 10 cm 8 cm.
BAB I PENDAHULUAN
1.1Latar Belakang
Landing gear merupakan salah satu komponen penting dalam struktur
pesawat terbang. Terutama poros roda yang berfungsi menahan beban pesawat
terbang pada saat pesawat terbang berada di darat dan menahan beban tumbukan
(impact) saat pesawat melakukan pendaratan.
Beban yang diterima oleh poros roda dihitung dalam dua kondisi, yaitu
kondisi beban statik dan kondisi beban dinamik. Kondisi beban statik ialah
dimana beban yang diterima oleh struktur poros roda hanyalah beban pesawat
tersebut, kondisi ini dapat di analisis pada saat pesawat berada diam dilandasan.
Kondisi beban dinamik ialah dimana beban yang diterima oleh struktur poros roda
pesawat merupakan beban yang berasal dari berat pada kondisi saat pesawat
udara melakukan pendaratan.
Oleh karena itu dilakukan analisis perhitungan wheel track, wheel base,
tinggi pesawat, beban statis dan dinamis pesawat dan roda yang akan digunakan
pada pesawat.
1.2Perumusan Masalah
Permasalahan yang akan di bahas adalah mendesain landing gear untuk
pesawat tanpa awak dengan spesifikasi sebagai berikut:
Tabel 1.1 Spefikasi pesawat
Ukuran Sayap 260 Cm
Ukuran Badan 200 Cm
1.3Tujuan Penelitian 1.3.1 Tujuan Umum
Mengananisis perhitungan dan desain landing gear yang tepat
untuk pesawat tanpa awak dengan spesifikasi diatas.
1.3.2 Tujuan Khusus
Adapun tujuan khusus dari penelitian ini adalah:
1. Memilih desain landing gear yang akan dipakai
2. Menentukan pusat gravitasi dari pesawat
3. Menentukan tinggi landing gear
4. Menentukan wheel base
5. Menentukan wheel track
6. Menentukan ukuran ban
1.4Batasan Masalah
Agar penelitian dan pembahasan tidak terlalu meluas dan mendapat
mencapai tujuan yang telah ditentukan, maka perlu diberikan batasan masalah
sebagai berikut:
1. Proses desain di lakukan dengan menyesuaikan dengan desain dari
pesawat tanpa awak.
2. Mengatahui berat dari keseluruhan pesawat dan beban impact yang terjadi
pada saat pendaratan.
1.5Manfaat Penelitian
Hasil dari penelitian ini diharapkan dapat memberi manfaat kepada seluruh
mahasiswa, terutama mahasiswa teknik mesin yang terlibat didalam pembuatan
pesawat tanpa awak agar dapat menentukan desain yang tepat untuk landing gear
pesawat tanpa awak tersebut.
Sistematika penulisan tugas akhir ini disajikan dalam yang terdiri dari 5
bab. Dimana pada bab pertama memberikan gambaran menyeluruh mengenai
tugas akhir yang meliputi latar belakang, perumusan dan batasan masalah, tujuan
dan sistematika penulisan.
Pada bab dua berisikan landasan teori dan studi literatur yang berkaitan
dengan pokok permasalahan serta metode pendekatan yang digunaakan untuk
menganalisis persoalan.
Pada bab tiga berisikan alat dan bahan, tempat dan waktu penelitian,
pengaturan, langkah melakukan penelitian, variabel penelitian dan tabel jadwal
penelitian.
Pada bab empat berisikan pembahasan analisis perhitungan yang
digunakan untuk menghitung tinggi pesawat, wheel base, wheel track, dan roda
pesawat.
Pada bab lima berisikan tentang kesimpulan dan saran, berisikan jawaban
BAB II
TINJAUAN PUSTAKA
2.1Landing Gear
Landing gear merupakan salah satu komponen penting dalam struktur
persawat terbang. Terutama poros roda yang berfungsi menahan beban pesawat
terbang pada saat pesawat terbang berada di darat dan menahan beban tumbukan
(impact) saat pesawat melakukan pendaratan.
Dari segi urutan mendesain, landing gear merupakan komponen utama
pada pesawat yang terakhir dirancang. Dengan kata lain, semua komponen utama
(badan, sayap dan ekor) dirancang sebelum mendesain landing gear. Namun
dalam beberapa kasus, desain landing gear dapat mendorong perancang pesawat
untuk mengubah konfigurasi pesawat agar dapat memenuhi persyaratan desain
landing gear.
Adapun fungsi utama dari landing gear adalah sebagai berikut:
1. Menjaga agar pesawat tetap stabil ditanah dan taxi.
2. Memungkinkan pesawat untuk bergerak bebas selama taxing.
3. Memberikan jarak aman antara komponen pesawat lainnya seperti sayap
dan badan saat pesawat berada diatas tanah untuk mencegah kerusakan.
4. Untuk menyerap guncangan selama pesawat mendarat.
5. Memudahkan pesawat dalam lepas landas dengan memungkinkan pesawat
untuk mempercepat laju dengan gesekan yang rendah.
Dalam rangka untuk memungkinkan landing gear agar dapat beroperasi
secara efektif, maka ditetapkanlah syarat desain sebagai berikut.
1. Persyaratan jarak tanah
2. Persyaratan kemudi
3. Persyaratan putaran lepas landas
5. Persyaratan touch-down (kontak dengan tanah)
6. Persyaratan mendarat
7. Persyaratan pembebanan
8. Keutuhan struktur pesawat
9. Murah
10.Ringan
11.Mampu dirawat
12.Mampu dibuat
Penjelasan secara lebih rinci mengenai syarat desain ditambah hubungan
antara syarat dan parameter landing gear dapat dilihat pada Tabel 2.1.
Tabel 2.1 Hubungan antara syarat desain landing gear dan parameternya
No Syarat dan kendala Penjelasan Parameter yang
mempengaruhi
1 Jarak tanah Jarak sayap, badan, dan mesin
terhadap tanah mesti masuk akal
Tinggi
2 Pengendalian
(kemudi)
Beban pada roda depan harus
dibatasi
Wheel base, Xn
hingga Xcg
3 Putaran lepas landas Pesawat harus mampu berputar
di sekitar roda utama dengan
tingkat sudut yang diinginkan
Tinggi, Xm
hingga Xcg
4 Jarak rotasi lepas
landas
Badan belakang dan ekor
pesawat selama putaran lepas
landas tidak boleh tertabrak
Tinggi, Roda
dasar
5 Pencegahan tip
back/forward
Mencegah benturan belakang
pada ekor selama lepas landas,
mencegah benturan depan
selama pemuatan penumpang
Tinggi
6 Pencegahan
overturn
Sudut lateral harus sedemikian
rupa sehingga untuk mencegah
jungkir balik ketika berjalan
pada sudut tajam
7 Touch-down Shock Absorber harus menyerap
dan meringankan beban dinamis
Shock absorber,
ban
8 Mendarat Kecepatan pendaratan mesti nol
sebelum akhir landas
10 Keutuhan struktur Defleksi struktur sayap di
tengah karena berat pesawat
harus minimal
Wheel track
11 Keseimbangan
lateral tanah
Pesawat tidak boleh terguling
akibat tiupan angin
Wheel track,
tinggi
Walaupun landing gear merupakan komponen penting selama lepas landas
dan mendarat, landing gear adalah bobot mati selama operasi penerbangan. Untuk
alasan inilah di rekomendasikan untuk menarik kembali landing gear dalam
pesawat untuk mengurangi drag pesawat agar kinerja pesawat meningkat.
2.2Konfigurasi Landing Gear
Langkah awal pada proses desain landing gear merupakan memilih
konfigurasi landing gear. Fungsi dari landing gear dapat terlaksana melalui
penerapan berbagai konfigurasi landing gear. Secaraa umum ada sembilan
konfigurasi dari landing gear, yakni sebagai berikut ( Mohammad Sadraey) :
1. Single Main.
2. Bicyle.
3. Tail Gear.
4. Tricycle or Nose Gear.
5. Quadricycle.
7. Releasable Rail.
8. Skid.
9. Seaplane Landing Device.
Pada gambar 2.1 ditunjukkan beberapa contoh dari jenis roda pendaratan
yang disebutkan diatas.
Gambar 2.1 Jenis Landing Gear
1. Single Main
Konfigurasi landing gear yang paling sederhana adalah single main. Ini
termasuk satu gear utama yang besar yang mengangkat sebagian besar berat
pesawat dan beban, ditambah satu gear yang sangat kecil didepan. Dalam hal
ukuran, pastilah gear utama yang lebih besar (baik strut maupun roda)
dibandingkan dengan yang sekunder. Kedua roda gigi ini terletak pada bidang
simetris pesawat. Gear utama terletak didekat pusat gravitasi pesawat, sedangkan
gear lainnya terletak lebih jauh. Dalam sebagian besar kasus, gear utama terletak
gravitasi (di bawah bagian ekor). Dalam hal dimana gear utama di belakang pusat
gravitasi, gear sekunder biasanya ditukar menjadi skid dibawah badan bagian
depan. Mayoritas sailplane menggunakan single main landing gear karena
kesederhanaannya.
Umumnya, single main landing gear tidak ditarik masuk ke badan
pesawat, sehingga tinggi gearnya sangatlah kecil. Sebuah pesawat dengan single
main landing gear tidak stabil di atas tanah, sehingga pesawat akan terbalik pada
satu sisi (biasanya pada ujung sayap) ketika beristirahat di atas tanah. Dengan
konfigurasi seperti ini, operator harus menahan kerataan sayap ketika pesawat
diam dan sebelum lepas landas. Untuk mencegah jungkit ke samping, beberapa
pesawat dilengkapi dengan dua gear kecil tambahan di bawah dua bagian sayap.
Dalam sebuah pesawat tanpa roda tambahan, ujung sayap harus diperbaiki secara
berkala, karena ujung sayap yang rusak selama setiap jungkit. Dua keuntungan
dari konfigurasi ini adalah kesederhanaannya dan keringanannya. Di sisi lain, di
samping ketidakstabilan tanah, kelemahan konfigurasi ini adalah lepas landas
yang lebih lama dikarenakan putaran lepas landas yang terbatas. Jenis roda
pendaratan single main landing gear ditunjukkan pada gambar 2.2.
Gambar 2.2 Glider PZL-Bielsko SZD-48 Jantar Standard 3 dengan single gear landing gear.
2. Bicycle
Seperti namanya, bicycle landing gear ini mempunyai dua gear utama,
memiliki ukuran yang sama. Untuk mencegah terjadinya jungkit ke samping, dua
roda kecil sama ukuran di pasang pada sisi sayap. Jarak antara dua gear ke pusat
gravitasi pesawat adalah sama, dan kedua gear tersebut mengangkut beban yang
sama. Bicycle landing gear ini memiliki fitur yang sama dengan single main dan
nyatanya merupakan kelanjutan dari single main. Konfigurasi ini tidak lah modern
diantara desainer pesawat dikarenakan ketidakstabilan pada saat di tanah.
Keuntungan dari konfigurasi ini adalah murah bagi pesawat dengan badan yang
kecil dan konfigurasi sayap tinggi.
3. Tail-gear
Tail-gear landing gear memiliki dua roda utama di depan pusat gravitasi
pesawat dan sebuah roda kecil dibawah ekor pesawat. Roda di depan pusat
gravitasi pesawat sangat dekat dengan pusat tersebut (jika dibandingkan dengan
roda belakang) dan mengangkat banyak berat pesawat dan bebannya, sehingga
disebut juga dengan roda utama. Dua gear utama memiliki jarak yang sama
terhadap pusat gravitasi dan mengangkat beban yang sama juga. Roda belakang
jauh terhadap pusat gravitasi dan juga mengangkat beban yang lebih kecil
sehingga disebut juga sebagai gear pembantu. Bagian beban total yang diangkat
oleh gear utama adalah sekitar 80-90%, sehingga gear ekor hanya mengangkut
sekitar 10-20%.
Konfigurasi landing gear ini disebut juga dengan landing gear
konvensional karena merupakan landing gear utama sejak 50 tahun pertama
sejarah penerbangan. Sekarang ini hanya sekitar 10% pesawat yang diproduksi
dengan menggunakan tail-gear. Dalam rangka untuk mengurangi drag, pada
beberapa pesawat menggunakan sebuah skid (pelat rata vertikal) daripada roda
ekor. Landing gear seperti itu disebut juga dengan tail-dragger. Pesawat dengan
menggunakan tail-gear ini stabil di tanah. Namun, secara umum tidak stabil
apabila sedang berbelok. Jenis roda pendaratan Tail-gear landing gear
Gambar 2.3 Douglas C-47A Skytrain dengan tail-gear landing gear.
4. Tricycle
Tricycle adalah konfigurasi landing gear yang paling banyak digunakan.
Roda belakang sangat dekat dengan pusat gravitasi pesawat (dibandingkan dengan
gear depan) dan mengangkat sebagian besar beban dan berat pesawat, sehingga
disebut dengan roda utama. Kedua gear utama berada pada jarak yang sama dari
pusat gravitasi dalam sumbu x maupun sumbu y, dan keduanya mengangkat
jumlah beban yang sama. Gear depan jauh dari pusat gravitasi (dibandingkan
dengan gear utama), sehingga hanya mengangkat beban yang kecil. Bagian beban
yang diangkat oleh gear utama adalah 80 – 90 % dari total beban, sehingga gear
depan hanya mengangkat beban sekitar 10 – 20 % saja. Konfigurasi in kadang –
kadang disebut juga dengan nose-gear.
Kebanyakan pesawat penumpang yang besar dan beberapa pesawat militer
menggunakan dua roda pada gear depan untuk meningkatkan keamanan selama
take-off dan landing. Namun apabila jumlah roda meningkat, biaya produksi,
operasi, dan perawatan juga akan meningkat, sedangkan keselamatan
ditingkatkan. Selain itu, karena jumlah roda yang meningkat, daerah luas roda
depan akan berkurang, segingga kinerja pesawat meningkat terutama saat take-off.
Alasan lain untuk memiliki beberapa roda adalah untuk menyesuaikan volume
total roda agar mencocokkannya dengan ukuran geometri sayap atau badan
pesawat. Biasanya, apabila berat pesawat adalah antara 70000 lb – 200000 lb,
maka digunakan dua roda depan. Untuk pesawat yang lebih berat lagi bebannya
(seperti 840000 lb) digunakan empat roda depan untuk membagi beban tersebut.
Gambar 2.4 Transport aircraft McDonnell Douglas MD-88 dengan tricycle
landing gear.
5. Quadricycle
Seperti namanya, landing gear quadricycle menggunakan empat gear,
sama seperti mobil. Dua roda pada setiap sisi dimana dua roda di depan pusat
gravitasi pesawat dan dua lagi di belakang pusat gravitasi tersebut. Beban pada
setiap gear bergantung pada jaraknya terhadap pusat gravitasi. Jika roda depan
dan belakang memiliki jarak yang sama terhadap pusat gravitasi pesawat, maka
mereka akan mengangkat jumlah beban yang sama. Dalam kasus ini, sangatlah
susah untuk memutar pesawat saat take-off dan landing, jadi pesawat akan
melakukan take-off dan landing secara lurus. Hal ini tentu menyebabkan pesawat
dengan konfigurasi ini memakan waktu yang lebih lama untuk take-off jika
dibandingkan dengan konfigurasi tricycle.
Fitur konfigurasi ini memungkinkan pesawat untuk memiliki jarak yang
lebih dekat dengan tanah, sehingga memudahkan proses pemuatan dan penurunan
penumpang. Konfigurasi landing gear quadricycle biasanya digunakan pada
pesawat kargo yang sangat berat ataupun pesawat bomber. Pesawat dengan
konfigurasi ini juga memliki kelebihan yakni kestabilannya di tanah dan selama
Gambar 2.5 Bomber aircraft B-52 Stratofortress dengan quadricycle landing
gear.
6. Multi-Bogey
Semakin berat pesawat, jumlah gear yang dibutuhkan semakin meningkat.
Suatu konfigurasi landing gear dengan beberapa gear lebih dari empat roda juga
meningkatkan performa take-off dan keselamatan landing. Ketika beberapa roda
digunakan bersama – sama, mereka akan melekat pada suatu komponen struktural
yang disebut sebagai “bogey” yang terhubung ke ujung strut (topangan). Pesawat
dengan landing gear multi-bogey ini sangat stabil pada tanah dan selama taxi.
Dari berbagai pengaturan landing gear, multi-bogey ini adalah yang paling mahal
dan paling kompleks dalam manifakturnya. Ketika berat pesawat lebih dari
200000 lb, digunakan beberapa bogey masing – masing beroda 4 – 6. Jenis roda
pendaratan Multi-bogey ditunjukkan pada gambar 2.6.
Gambar 2.6 Transport aircraft Boeing 747 dengan multi-bogey landing gear.
7. Skid
Helikopter dan beberapa pesawat dengan posisi take-off dan landing secara
vertikal tidak perlu taxi di tanah, sehingga mereka dilengkapi dengan struktur
sejenis balok yang disebut dengan skid, bukan menggunakan landing gear
tetap yang terdefleksi keluar ketika beban seperti berat pesawat diaplikasikan.
Defleksi dari skid memainkan peran shock absorber selama operasi pendaratan.
Namun karena sifat dari balok, maka tidak seefisien oleo shock absorber. Desain
dari skid jika dibandingkan dengan landing gear biasa yang dilengkapi dengan
roda jauh lebih sederhana. Persamaan dasar untuk defleksi balok dan tegangan
bending dapat digunakan dalam merancang dan menganalisis skid. Selain itu,
beban lelah dan umur lelah harus diperhitungkan untuk memprediksi ketahanan
selip.
8. Seaplane Landing Device
Take-off dan landing di laut membutuhkan konfigurasi landing gear
khusus. Fitur teknis dari jalur air sama sekal berbeda dari aspal permukaan keras.
Dengan demikian, pesawat laut tidak mampu mengambil keuntungan dari roda
apabila bekerja di air. Landing gear dari pesawat laut dan bentuk badan diatus
oleh persyaratan desain sebagai berikut.
1. Peluncuran.
2. Pengurangan beban tiba -tiba air.
3. Mengambang.
4. Kestabilan statis lateral.
Sebuah pesawat laut biasanya mendarat pada air pertama – tama dengan
badannya dan kemudian memanfaatkan skid khusus untuk tetap stabil. Bentuk
bawah badan pesawat (atau lambung) merupakan bagian utama dari landing gear
seaplane ini. Bentuk badan mesti di desain untuk memenuhi persyaratan diatas
serta syarat desain asli badan pesawat tersebut untuk dapat menampung muatan.
Persyaratan peluncuran dan pengurangan beban tiba – tiba air sering
mempengaruhi rancangan dari bentuk bawah badan pesawat, sedangkan
kebutuhan persyaratan mengambang mempengaruhi ketinggian pesawat. Stabilitas
statis lateral pada air biasanya didukung oleh sayap yang terpasang pada skid. Skid
tersebut mesti diletakkan sehingga mereka menyentuh air ketika pesawat laut
Salah satu variabel penting dalam merancang bentuk bawah badan pesawat
adalah waterline (garis air) yang diambil dari dinamika kapal (lihat gambar 2.8).
Tujuan dari “garis beban” adalah untuk memastikan bahwa sebuah kapal (seperti
pesawat laut) memiliki lambung timbul yang cukup (yaitu ketinggiannya dari
garis air ke dek utama) dan juga daya apung cadangan yang cukup. Lambung
timbul dari kapal laut diukur antara titik terendah dari dek paling atas kontinu
pada sisi dan permukaan air dan ini tidak boleh kurang dari lambung timbul yang
diijinkan. Garis air atau garis beban menunjukkan batas yang diijinkan bagi kapal
untuk diberi muatan. Setiap bagian dari pesawat di bagian bawah garis air akan
terendam air. Kecepatan take-off dan landing pesawat ditentukan dari berbagai
parameter lainnya seperti panjang garis air. Panjang dari garis air dapat berubah
secara signifikan sebagai tumit kendaraan, dan dapat secara dinamis
mempengaruhi kecepatan kendaraan.
Badan yang berada dalam cairan ditopang oleh gaya yang sama dengan
berat fluida yang dipindahkan. Gaya apung (Fb) bereaksi secara vertikal keatas
melalui pusat massa (centroid) dari volume dipindahkan.
Pengurangan syarat beban tiba – tiba air dapat dipenuhi dengan
menggunakan bagian bawah bentuk V. Tinggi dari V disebut sebagai dead-rise,
dan sudut nya disebut juga dengan dead-rise angle. Sudut dead-rise perlu
ditingkatkan untuk kecepatan landing yang lebih tinggi. Sudut ini juga meningkat
menuju hidung pesawat sekitar 400 untuk pemotongan gelombang air yang lebih
baik. Untuk mengurangi cipratan air, strip cipratan dapat diterapkan pada bagian
ujung bawah. Strip ini biasanya miring sekitar 400 secara horizontal. Sea-plane
Gambar 2.7 Ketentuan geometri pendaratan pesawat laut.
2.3Landing Gear dan Pusat Gravitasi Pesawat
Salah satu faktor penting dalam proses mendesain landing gear pesawat
adalah untuk menentukan lokasi dari gear utama relatif terhadap pusat gravitasi
pesawat. Gambar 2.8 menunjukkan geometri roda pendaratan dengan jenis
Tail-gear landing Tail-gear.
Gambar 2.8 Landing Gear
a. Pandangan depan
Penting mengkaitkan desain landing gear dengan pusat gravitasi pesawat
adalah untuk memastikan variabel landing gear utama seperti wheel base, wheel
track dan ketinggian roda yang memenuhi semua persyaratan.
2.4Tinggi Landing Gear
Tinggi landing gear didefinisikan sebagai jarak antara tanah yanh
berhubungan dengan strut gear utama ke struktur pesawat. Dalam pemilihan
tinggi pesawat ketika berada ditanah, ketinggian landing gear diukur ketika
pesawat berada di tanah dan ketika badan pesawat berada pada posisi horizontal.
(Mohammad Sadraey).
Gambar 2.9 Tinggi landing gear pada berbagai konfigurasi.
Pada gambar 2.9 menunjukkan tinggi dari roda pendarata pada berbagai
konfigurasi roda pendaratan. Ban menyediakan kemampuan seperti shock
arbsorber oleh defleksi ketika terjadi tubrukan dengan tanah. Pesawat dengan
porors kaku hanya mengandalkan ban untuk menyerap goncangan. Ada lima
persyaratan desain utama dimana ketinggian landing gear memainkan peran
penting, yaitu: (Mohammad Sadraey)
1. Tinggi landing gear memberikan jarak dengan tanah selama taxi.
2. Tinggi landing gear memberikan jarak belakang pesawat terhadap
3. Tinggi landing gear memberikan kontribusi untuk pencegahan
tip-back.
4. Tinggi landing gear memberikan kontribusi untuk pencegahan
overturn.
5. Tinggi landing gear memenuhi persyaratan pemuatan dan
penurunan.
2.5Persyaratan Umum Jarak Tanah
Salah satu fungsi utama dari landing gear adalah untuk melindungi
struktur pesawat dari tanah. Hal ini dilakukan dengan memberikan jarak terhadap
tanah. Jarak diukur dari titik terendah pesawat dari tanah. Pada beberapa pesawat
komponen terendah adalah sayap, sedangkan di beberapa pesawat adalah badan
pesawat dan beberapa lainnya mesin jet yang memiliki ketinggian terendah dari
tanah. Dalam kasus apapun, jarak harus disediakan melalui ketinggian landing
gear. Besar minimum jarak adalah fungsi dari beberapa parameter desain
termasuk kebutuhan biaya, keamanan, kinerja, berat, stabilitas, inlet mesin,
pemuatan dan operasional (Mohammad Sadraey). Pada Tabel 2.2 menunjukkan
jarak dari berbagai komponen pesawat terhadap tanah.
Tabel 2.2 Jarak berbagai komponen terhadap tanah yang di rekomendasikan.
No Komponen Pesawat Jarak tanah
Jarak yang direkomendasikan memiliki rentang nilai karena fakta bahwa
jenis pesawat, misi pesawat, kecepatan pesawat, jenis landasan dan biaya
menetukan kendala lainnya. Untuk pesawat aeromodeling memiliki jarak tinggi
sekitar 20 cm – 100 cm. (Mohammad Sadraey)
2.5.1 Persyaratan Jarak Tanah Rotasi Take-off
Sebuah pesawat biasanya berotasi sekitar roda utama untuk meningkatkan
gaya angkat bagian depan pesawat untuk melakukan take-off. Pada sebuah
pesawat tail-gear, ketinggian dari landing gear harus dirancang secara teliti
sehingga ekor atau bagian belakang pesawat tidak terbentur dengan tanah selama
rotasi take-off ataupun landing dengan sudut rotasi yang besar. Namun, dalam
prakteknya, pesawat angkut disediakan dengan perisai yang dapat dilepas yang
melindungi badan pesawat dari benturan tanah, disebabkan oleh fakta bahwa
beberapa pilot yang tidak terampil merotasi pesawat begitu cepat sehingga
pesawat belakang membentur tanah. Hal yang sama berlaku untuk operasi
landing/pendaratan di mana sudut rotasi pesawat dan ketinggian roda harus
sedemikian rupa sehingga tidak ada bahaya dari benturan ekor dan kru memiliki
pandangan yang baik dari landasan pacu. Meskipun jarak tanah termasuk dalam
desain landing gear, setiap tahun, ada beberapa laporan benturan pada ekor oleh
pesawat transportasi.
Kecelakaan benturan ekor harus dicegah melalui peningkatan ketinggian
landing gear. Solusi lain yang umum untuk masalah ini adalah untuk memotong
badan pesawat bagian belakang dengan sudut upsweep. Terjadinya benturan itu
diperiksa dengan melihat sudut antara tanah (dari kontak gear utama dengan
tanah) ke awal sudut upsweep di badan pesawat (yaitu αC). Persyaratan jarak
tanah rotasi take-off untuk mencegah benturan pesawat adalah sebagai berikut:
�� ≥ ��� ….………. (2.1)
dimana sudut jarak tanah adalah:
Gambar 2.10 Geometri jarak tanah rotasi take-off
Pada gambar 2.10 dapat dilihat geometri jarak tanah pada saat take-off.
Dengan kata lain, jika sudut izin (αC) kurang dari sudut rotasi pesawat (αTO) saat
take-off, pesawat akan membentur permukaan tanah. Jika tidak, akan ada jarak
antara pesawat dan tanah dan badan pesawat tidak akan rusak selama rotasi
take-off. Besarnya jarak dapat ditentukan dengan memeriksa segitiga (gambar ) yang
terdiri dari tiga sisi: 1. jarak gear utama dibelakang ke awal sudut upsweep (yaitu
AB); 2. ketinggian pesawat (Hf), dan 3. sudut rotasi take-off (αTO). Gambar
menunjukkan segitiga ABC (bagian dari pesawat pada gambar ) yang terbentuk
antara badan pesawat bagian bawah dan gear utama. Pesawat dirotasi sekitar gear
utama (O atau C) dengan jumlah sudut rotasi take-off tertentu. Jarak minimum
antara pesawat dan tanah (Hc) selama rotasi take-off adalah sekitar 30 cm. Pada
Tabel 2.3 menujuukan rotasi Take-off pada pesawat.
Tabel 2.3 Rotasi Take-Off pada pesawat
No Tipe Pesawat sudut pitch take-off (o)
1 Sangat mudah digerakkan (seperti acrobatic,
fighter)
10-20
2 Semi acrobatic 10-15
3 Penerbangan umum normal ringan 8-10
4 Transport kecil 6-8
Gambar 2.11 Pemeriksaan jarak tanah belakang badan pesawat selama take-off
Pada gambar 2.11 menunjukkan pemeriksaan bagian ekor pesawat
terhadap tanah.
��������= ��+ ��
cos�� ... (2.3)
2.6Wheel Base
Wheel base merupakan jarak antar roda depan dan belakang. Wheel base
mempunyai peran penting dalam distribusi beban antar roda utama dan roda
belakang. Dengan demikian, wheel base harus ditentukan secara baik untuk
memenuhi semua persyaratan desain yang relevan. (Mohammad Sadraey)
Pada pesawat dengan tipe landing gear tail gear posisi wheel base
ditentukan dengan menghitung posisi roda depan dan belakang sesuai dengan
sudut sudut yang telah di tentukan (L. Pazzani). Gambar 2.3 menunjukkan
Gambar 2.12 Geometri Landing Gear
Desain posisi roda depan didasarkan pada posisi pusat gravitasi pesawat
dan desain sesuai sudut yang diberikan pada bagian depan pesawat yaitu sekitar
20 – 25o. dan sudut kemiringan tiang roda pesawat yaitu sebesar 5o. Untuk
menetukan posisi roda belakang pesawat dilakukan dengan mengikuti sudut yang
telah diberikan pada bagian belakang pesawat. Perhitungan didasarka pada posisi
sayap ekor pesawat dengan sudut 45o. dan kemiringan tiang roda belakang sebesar
5o. (L.Pazzani)
Gambar 2.5 menunjukan goemetri beban pada pesawat. Berat pesawat
diangkut oleh 3 roda. Karena bentuk dari badan pesawat tersebut, beban yang
diangkut oleh roda depan diasumsikan sebesar 70-80% dan roda depan
20-30%.(L.Pazzani)
Pada gambar 2.13 menunjukkan geometri beban pesawat. Perhitungan
beban statis pada setiap gear dilakukan dengan menggunakan persamaan
kesetimbangan. Roda depan diasumsikan sebagai gaya depan (Fdepan) dan roda
belakang sebagai gaya belakang (Fbelakang). Karena pesawat dalam keadaan
kesetimbangan statis, penjumlahan dari semua arah gaya z harus nol:
Σ Fz = 0 Fdepan + Fbelakang = W ... (2.4)
Selain itu, penjumlahan dari semua momen sekital roda belakang adalah
nol:
Σ Mbelakang = 0 Fdepan b + Wm = W ... (2.5)
Dengan demikian persentase beban statis yang dibawa oleh gear depan
pesawat :
Fn = = W x �
� ... (2.6)
Selain itu, persentasse beban statis yang dibawa oleh gear belakang
adalah:
Fn = W x �
� ... (2.7)
Untuk menghitung beban dinamis roda depan digunakan rumus:
����� =
|��|����
�� ……….………..….………...…(2.8)
Oleh karena itu, beban total pada gear depan selama landing adalah:
����� ��� =��+�����………....……..………....(2.9)
2.7Wheel Track
Wheel track (T) didefinisikan sebagai jarak antara gear yang paling kiri
dan paling kanan (ketika melihat tampilang depan). Wheel track ditunjukkan pada
Gambar 2.14 Wheel track pesawat
Wheel track dari roda utama harus diatur sehingga pesawat tidak mudah
terguling karena angin atau selama pembelokan pada tanah. Sudut overturn
diperkenalkan untuk dapat menentukan ukuran wheel track. Ada dua sudut
overturn seperti yang ditunjukkan pada gambar 2.15.
Gambar 2.15 Sudut overturn
1. Ketika melihat pandangan depan pesawat, sudut antara garis vertikal
melewati pusat gravitasi pesawat dan salah satu roda utama adalah sudut
overturn (Gambar 2.5-2). Dalam gambar ini parameter Hcg adalah
ketinggian pusat gravitasi pesawat dari tanah.
2. Ketika melihat pandangan atas pesawat, pertama, buatlah suatu garis
melewati pesawat dari gear utama dan gear hidung. Kemudian, menarik
garis sejajar dengan garis ini melewati pusat gravitasi pesawat. Langkah
berikutnya adalah untuk membentuk segitiga dengan memilih jarak pada
garis ini yang sama dengan panjang dari HCG (lihat Gambar 2.5-1), dan
menarik garis tegak lurus ke titik ini. Langkah terakhir adalah untuk
melewati garis dari persimpangan garis terakhir dari pusat gravitasi
pesawat. Sudut overturn dibentuk oleh garis ini seperti yang ditunjukkan.
Persyaratan sudut overturn yang dihasilkan tidak boleh mencapai 60o, jika
sudut overturn mencapai 60o maka perhitungan wheel track dianggap
gagal.
Sebagai aturan praktis, trek roda harus sedemikian rupa sehingga sudut
overturnΦot berada di dalam batas yang direkomendasikan berikut:
Φot≥ 250
…...……….…….(2.10)
2.8Roda
Roda didesainagar dapat menahan berat dari pesawat. Biasanya roda
utama menahan 90% dari total berat pesawat. Untuk konsep awal perancangan
digunakan pendekatan statistik. Pada Tabel 2.4 memberikan persamaan untuk
menghitung roda . (P. Raymer)
D = A ��B ... (2.11)
Dimana �� = berat pada roda
BAB III
METODOLOGI PENELITIAN
3.1Alat dan Bahan
Pada proses penelitian analisa perhitungan dan desain landing gear untuk
Unmanned Aerial Vehicle (UAV). Alat dan bahan yang digunakan adalah sebagai
berikut:
3.1.1 Alat
Pada penelitian ini alat yang digunakan adalah:
1. Mesin Gerinda
Mesin gerinda berfusngi untuk memotong besi dan meratakan besi yang
telah selesai dilas dengan menggunakan mesin las. Gerinda dapat dilihat
pada gambar 3.1.
Gambar 3.1 Mesin Gerinda
2. Mesin Frais
Mesin frais digunakan untuk membuat lubang pada pelat besi. Lubang
tersebut digunakan sebagai tempat pemasangan roda. Mesin frais dapat
Gambar 3.2 Mesin Frais
3. Mesin Las
Mesin las yang digunakan merupakan mesin las listrik. Mesin las
digunakan untuk menyambung besi dengan cara dilas. Mesin las dapat
dilihat pada gambar 3.3.
4. Meteran
Meteran digunakan untuk mengukur pelat besi agar dapat diperoleh sesuai
dengan ukuran yang diperlukan. Meteran dapat dilihat pada gambar 3.4.
Gambar 3.4 Meteran
5. Laptop
Laptop digunakan untuk mencari dan menyusun data menjadi laporan.
Laptop dapat dilihat pada gambar 3.5.
6. Kalkulator
Digunakan untuk menghitung data. Kalkulator dapat dilihat pada gambar
3.6.
Gambar 3.6 Kalkulator
3.1.2 Bahan
1. Besi hollow
Besi yang digunakan adalah besi hollow batangan dengan ukuran 20 mm x
40 mm dengan tebal 2 mm. Besi yang digunakan memiliki kekuatan tarik
maksimum 510 N. Besi yang digunakan dapat dilihat pada gambar 3.7.
2. Roda
Roda yang digunakan memiliki diameter 4 inci. Gambar 3.8 menunjukkan
roda yang digunakan.
Gambar 3.8 Roda
3.2Tempat dan Waktu Penelitian
Penelitian ini dilaksanakan sejak tanggal pengesahan usulan oleh
pengelola program studi sampai dinyatakan selesai yang direncanakan
berlangsung selama ± 3 bulan. Tempat pelaksanaan penelitian adalah di
Departemen Teknik Mesin, Fakultas Teknik, Universitas Sumatera Utara.
3.3Pengaturan
Secara analisis perhitungan data ditentukan desain dan posisi dari landing
3.4Diagram Alir Penelitian
Adapun tahapan dari penelitian ini dapat dilihat pada diagram alir
penelitian dibawah ini:
Mengidentifikasi dan memprioritaskan syarat desain landing gear
Pilih konfigurasi landing gear
Menentukan ketinggian landing gear
Tentukan jarak antara roda utama ke pusat gravitasi pesawat
Tentukan wheel base
Tentukan wheel track
Tentukan beban pada setiap roda
A B
Gambar 3.9 Diagram Alir Penelitian
3.5Proses Penelitian
3.5.1 Analisa Perhitungan
Analisa perhitungan yang dilakukan meliputi:
1. Mempelajari desain pesawat untuk menentukan jenis landing
gear yang sesuai.
2. Menetukan jenis landing gear yang akan digunakan.
3. Menentukan titik gravitasi pesawat dengan menggunakan
bantuan software.
4. Menentukan tinggi pesawat.
5. Menentukan jarak wheel base sesuai dengan tinjauan pustaka.
6. Menentukan sudut overturn sesuai syarat yang diberikan dan
didapakan jarak wheel track.
Apakah landing gear memenuhi syarat desain?
A B
Kesimpulan
Selesai
Tidak
7. Menentukan ukuran roda dengan menggunakan rumus 2.7 pada
tinjauan pustaka dan menggunakan data dari tabel 2.
3.5.1 Proses Pembuatan.
Proses pembuatan landing gear setelah dilakukan proses analisa
perhitungan adalah sebagai berikut:
1. Besi hollow yang digunakan di potong sesuai ukuran yang telah
dihitung. Pada gambar 3.10 proses pemotongan dan pada gambar 3.11
besi yang telah selesai dipotong.
Gambar 3.11 Besi yang telah dipotong sesuai ukuran yang dibutuhkan
2. Besi dilas dengan sudut yang telah ditentukan dari analisa perhitungan
dengan mesin las. Gambar 3.12 menunjukkan besi yang telah di las.
Gambar 3.12 Besi yang telah dilas
3. Besi difrais dengan menggunakan mesin frais sebagai tempat
pemasangan roda dilakukan dengan mesin frais. Gambar 3.13
Gambar 3.13 Pembuatas lubang dengan mesin frais
4. Pesangan roda pada besi yang telah di lubangi. Gambar 3.14
menujukkan roda yang telah dipasan pada besi pengikat.
Gambar 3.14 Roda dipasang pada pelat besi.
5. Besi pengikat roda dipasang pada besi landing gear dilakukan dengan
cara dilas. Gambar 3.15 dan gambar 3.16 menunjukkan pada saat roda
Gambar 3.15 Besi pengikat roda dilas pada besi landing gear
Gambar 3.16 Pengelasan kedua roda pada besi tiang
6. Setelah proses pengelasan besi di cat agar terlihat lebih rapi. Gambar
BAB IV
ANALISIS PERHITUNGAN
4.1.Berat Pesawat
Berat total pesawat adalah sebesar 25 Kg. dengan estimasi berat pada
badan pes awat adalah sebesar 18 Kg dan pada bagian ekor 7 Kg. Sehinggal
estimasi berat yang akan ditumpu oleh roda depan dan roda belakang adalah:
• Roda Depan
Dari perhitungan diatas, maka dapat diasumsikan pembagian tumpuan
berat adalah sebesar 70% : 30%. Dimana 70% pada roda depan dan 30% pada
roda belakang.
4.2.Pusat Gravitasi Pesawat
Pusat gravitasi pesawat didapatkan dengan menggunakan bantuan
Gambar 4.1 Pembagian bidang pada pesawat.
Pada gambar 4.1 menunjukkan pembagian bidang pada keseluruhan badan pesawat yang akan digunakan pada proses perhitungan titik pusat gravitasi pesawat.
Perhitungan luas setiap bidang:
Gambar 4.2 Bidang 1 Persegi panjang.
Pada gambar 4.2 menunjukkan bidang 1 dari pembagian keseluruhan pesawat yang berbentuk persegi panjang.
A1 = p.l
= 967,83 x 76,14
Gambar 4.3 Bidang 2 segitiga sama kaki.
Pada gambar 4.3 menunjukkan bidan 2 berbentuk segitiga sama kaki.
A2 = a x t
= 76,14 x 57,54
= 4381.1 mm
Gambar 4.4 Bidang 3 dan 4.
Pada gambar 4.4 menujukkan bidang 3 dan 4 yang berbentuk setengah
lingkaran.
A3 dan 4 = ½ Π x r2
= ½ x 3.14 x 63,22
Gambar 4.5 Bidang 5 persegi panjang.
Pada gambar 4.6 menujukkan bidang 5 dengan bentuk persegi panjang.
A5 = p.l
= 343,8 x 59
= 20284,2 mm
Gambar 4.6 Bidang 6 dan bidang 7 segitiga siku-siku.
Pada gambar 4.6 menunjukkan bidang 6 dan 7 yang berbentuk segitiga
siku-siku.
A6 dan 7 = ½ a x t2
= ½ x 167,56 x 52
Gambar 4.7 Bidang 8 dan 10 segitiga siku-siku.
Pada gambar 4.7 menunjukkan bidang 8 dan 10 yang berbentuk segitiga
siku-siku.
A8 dan 10 = ½ a x t2
= ½ x 1098,6 x 1092
= 6526233,3 mm
Gambar 4.8 Bidang 9 dan 11 persegi panjang.
Pada gambar 4.8 menujukkan bidan 9 dan 11 dengan bentuk persegi
panjang.
A9 dan 11 = p x l
= 1098,6 x 126,42
Gambar 4.9 Bidang 12 dan 13 setengah lingkaran.
Pada gambar 4.9 menunjukkan bidang 12 dan 13 dengan bentuk setengah
lingkaran.
A12 dan 13 = ½ Π x r2
= ½ x 3.14 x 15,62
= 382,1 mm
Gambar 4.10 Bidang 14 persegi panjang.
Pada gambar 4.10 mununjukkan bidang 14 dengan bentuk persegi
panjang.
A14 = p.l
= 620 x 44,6
= 27652 mm
Pada gambar 4.11 menunjukkan bidang 15 dan 16 dengan bentuk segitiga
siku-siku.
A15 dan 17 = ½ a x t2
= ½ x 321,3 x 962
= 1480550,4 mm
Gambar 4.12 Bidang 17 dan 18 Persegi panjang.
Pada gambar 4.12 menunjukkan bidang 17 dan 18 dengan bentuk persegi
panjang.
A17 dan 18 = p x l
= 321,3 x 74,9
= 24065,4 mm
Pada gambar 4.13 menunjukkan bidang 19 dengan bentuk setengah
lingkaran.
A19 = ½ Π x r2
= ½ x 3.14 x 38,72
= 2351,4 mm
X dan Y untuk masing-masing bidang adalah:
Y13 = 15,6 mm
��= 73690,6 .967,83+4381,1.57,54+6270,96.1144,1+6270,96.1144,1+20284 ,2.343,8+2094,5.167,56+
73690,6+4381,1+6270,96+6270,96+20284 ,2+2094,5+
= 20945.167,56+6526233 ,3.109+138885 .126,42+6526233 ,3.109+138885 .126,42+382,1.686,9 +
20945+6526233 ,3+138885 +6526233 ,3+138885 +382,1
= 382,1.686,9+27652 .620+1480550 ,4.96+1480550 ,4.96+24065 ,4.74,9+24065 ,4.74,9+2351,4.38,7
382,1+27652 +1480550 ,4+1480550 ,4+24065 ,4+24065 ,4 + 2531,4
�� = 112,7 mm
��= �1�1 +�2�2+�3�3+�4�4+�5�5+�6�6+�7�7+�8�8+�9�9+�10�10+⋯…�19�19
�1+�2+�3+�4+�5+�6+�7+�8+�9+�10+⋯…�19
��= = 73690,6 .76,14+4381,1.76,14+6270,96.63,2+6270,96.63,2+20284 ,2.59+2094,5.5+ 20945.5+
73690,6+4381,1+6270,96+6270,96+20284 ,2+2094,5+20945+
= 6526233 ,3.1098,3+138885 .1098,3+6526233 ,3.1098,3+138885 .1098,3+382,1.15,6 + 382,1.15,6+
= 27652 .44,6+1480550 ,4.321,3+1480550 ,321,3+24065 ,4.321,3+24065 ,4.321,3+2351,4.44,57
27652 +1480550 ,4+1480550 ,4+24065 ,4+24065 ,4 2531,4
��= 946,3 mm
Didapatkan titik berat pesawat berada pada y=11,6 cm dan x= 94,6 cm dari sudut
paling depan pesawat.
4.3.Pemilihan Konfigurasi Landing Gear
Dengan mempertimbangkan bentuk dan ukuran dari badan pesawat
Unmanned Aerial Vehichle (UAV). Pemilihan konfigurasi dari landing gear yang
akan digunakan jatuh pada konfigurasi desain Tail-gear landing gear. Geometri
konfigurasi dari Tail-gear landing gear akan ditunjukkan pada gambar 4.14.
Gambar 4.14 Geometri Tail-gear landing gear.
Pada desain Tail-gear landing gear penentuan posisi dari roda utama
pesawat dilakukan dengan mengikuti posisi pusat gravitasi dari keseluruhan badan
pesawat dan mengikuti sudut yang telah diberikan pada buku literatur. Sedangkan
penentuan posisi roda belakang dilakukan dengan mengikuti sudut yang telah
diberikan dengan mengacu pada posisi sayap ekor pesawat. posisi roda depan dan
Gambar 4.15 Posisi roda depan dan roda belakang berdasarkan literatur.
Pada Tail-gear landing gear jarak wheel base tidak dilakukan perhitungan.
Dikarenakan posisi roda depan dan roda belakang ditentukan dengan mengikuti
letak pusat gravitasi pesawat dan letak sayap ekor pesawat, sehingga nilai wheel
base adalah sebagai berikut.:
a. Jarak pusat gravitasi dari depan pesawat 94,6 cm.
b. Jarak roda depan pesawat dari depan pesawat adalah 61.5 cm.
c. Jarak roda belakang ke ekor pesawat adalah 13.467 cm.
d. Total panjang pesawat adalah 203.3 cm.
Maka :
Jarak Wheel Base adalah = (Total panjang pesawat) – ((Jarak roda depan
ke depan pesawat) + (Jarak roda belakang ke
ekor pesawat))
Wheel Base adalah = (203.3) – (61.5 + 13.467) = 128.3 cm
Maka nilai jarak Wheel Base adalah sebesar 128.3 cm atau 1.283 m.
4.4.Tinggi Badan Pesawat
Penentuan tinggi badan pesawat dari tanah adalah dengan
mempertimbangkan ukuran propeller yang digunakan pesawat. Tinggi ini
dimaksukan pula agar tidak terjadinya benturan langsung badan pesawat dengan
Gambar 4.16 Tinggi Pesawat
Dapat dilihat diatas bahwa tinggi pesawat dipengaruhi oleh
beberapa faktor. Faktor tersebut diantaranya adalah diameter baling-baling
pesawat. Tinggi pesawat harud dapat mencegah terjadinya benturan antara
baling-baling pesawat dengan tanah baik pada saat pesawat pada posisi diam dan juga
pada saat mendarat.
a. Diameter baling-baling yang digunakan = 30 cm
b. Tinggi pesawat yang direncanakan = 40 cm
Maka :
Jarak antara baling-baling pesawat dengan tanah adalah :
Jarak = (Tinggi pesawat) – (jari-jari baling-baling)
= 40 cm – 15 cm
= 25 cm
Maka, jarak antara baling-baling pesawat dengan tanah diperoleh sebesar 25
cm. Jarak ini dianggap masi aman ketika pesawat melakukan pendaratan sehingga
tinggi yang di tinggi pesawat yang pakai adalah sebesar roda depan 40 cm dan
roda belakang 20 cm.
�� ≥ ���
�� = tan−1������
2.3 untuk tipe pesawat sangat mudah digerakkan) dan tinggi pesawat 40 cm dan
jarak wheel base sebesar 1.283 m adalah:
10� = tan−1� ��
1,283�
Hf = 1.283 . tan ( 10o)
Hf = 0.23 m
Nilai Hf sebesar 0.23 m merupakan nilai minimum dari tinggi roda pendaratan
pesawat. Pada tinggi ini bagian belakan pesawat tepat mengenai tanah. Jadi jarak
tanah selama rotasi take-off adalah :
��������= ��+ ��
Maka, jarak minimum bagian belakang pesawat dari tanah adalah sebesar
4.5.Wheel Track
Wheel track ditentukan dengan menggunakan sudut overturn. Syarat yang
diberikan adalah besarnya sudut overturn tidak kurang dari 25o. dan juga sudut
yang dihasilkan dari penarikan garis sejajar antar roda depan dan belakang dengan
garis pada pusat gravitasi, dan kemudian ditarik garis sudut dengan jarak yang
digunakan adalah tinggi dari pusat gravitasi pesawat ke tanah adalah tidak ebih
dari 60o.
Sudut overturn yang direncakan antar pusat gravitasi dan roda pesawat
adalah sebesar 35o. Posisi wheel track ditunjuukan pada gambar 4.17.
Gambar 4.17 Posisi sudut overturn dengan kemiringan 35o.
Untuk menentukan apakah sudut overturn sebesar 35o yang diambil
didapatkan jarak wheel track pesawat adalah sebesar 72.1123 cm. Untuk
menentukam sudut overturn yang digunakan memenuhi persyaratan dilakukan
Gambar 4.18 Pemeriksaan sudut overturn.
Keterangan:
a = roda belakang
b = roda depan
c = sudut overturn yang dihasilkan
Jika dilihat ada gambar 4.18, sudut yang dihasilkan oleh penarikan garis
sejajar roda depan dan belakang pesawat dengan garis dari pusat gravitasi pesawat
tidak melebihi dari ketentuan yaitu sebesar 60o sehingga wheel track dengan sudut
kemiringan 35o dapat digunakan.
4.6.Beban Pesawat
Beban statis pesawat:
Gambar 4.19 Geometri Beban Roda.
a b
c
Pada Gambar 4.19 menunjukkan geometri beban roda.
F vertikal yang terjadi pada roda depan adalah: 218.587 N
FA + FB = W
218.587 N + FB = 245.25 N
FB = 245.25 – 218.587
FB = 26.663 N
Gambar 4.20 beban pada roda depan
Pada gambar 4.20 menunjukkan beban pada roda depan.
Gambar 4.21 Gaya yang terjadi pada roda depan.
Pada gambar 4.21 menunjukkan gaya-gaya yang terjadi pada roda depan.
Diketahui:
A = 36 mm2 = 36 x 10-6 m2
Elemen 1
Gambar 4.22 Batang 1
Pada gambar 4.22 menunjukkan batang 1.
Elemen 2
Gambar 4.23 Batang 2
Pada gambar 4.23 menunjukkan batang 2.
k(2) =
Elemen 3
Gambar 4.24 Batang 3.
Pada gambar 4.24 menunjukkan batang 3.
k(3)=
Kondisi batas pada titik 1 dan 4
4.84 6.91 0 0 u2x 0
Resistan gaya pada titik batang
Beban yang dialami pada setiap roda depan adalah:
Gambar 4.25 Roda Depan
Pada gambar 4.25 menunjukkan roda depan.
F = W – ( F sin 35 + m1 z1 + m g L ) + ( F cos 55 + m2 . g – FG + m2 . z2 )
Dimana :
m1 = masa pesawat
m2 = masa roda
z1 = displacement pada bagian batang pada badan pesawat (0,043 m)
z2 = displacement pada bagian batang roda (0,000081 m)
L = Lift faktor (0,6)
W
F sin 35 + m1 z1 + mgL
F Cos 55 + m2 g
FG Roda Z1
F = F pada batang
t = waktu setelah impak
τ = ���
Beban yang ditumpu pada setiap roda depan adalah sebesar 128,44 N
Pada perancangan pesawat umum, faktor keselamatan yang diberikan
berada diantara 1 – 2. Faktor keselamatan yang diambil adalah sebesar 1,5
sehingga.
F vertikal yang terjadi pada roda depan adalah
F VN = FOS x 218,597
= 1.5 x 218,587
4.7.Roda
Untuk menghitung diameter dari roda yang akan digunakan, berlaku
rumus:
D = A ��B
• Roda Depan
D = 1.51 x 17.5 0.349
= 4.1 in
= 10.41 cm ≈ 10 cm
• Roda Belakang
D = 1.51 x 7.5 0.349
= 3.05 in
= 7.7 cm ≈ 8 cm
4.8.Bahan
Bahan yang digunakan sebagai tiang roda dipertimbangkan dari beban
yang dapat ditumpu. Jika dilihat dari perhitungan beban yang terjadi pada pesawat
didapatkan beban terbersar adalah 319.165 N dan tegangan yang terjadi adalah
sebesar 5 N/mm2. Sehingga bahan yang dipilih adalah bahan yang memiliki
kemampuan menahan beban lebih besar dari tegangan yang terjadi.
Bahan yang dipertimbangkan adalah besi hollow dengan ukuran 10 mm x
N/mm2 dan tensile strenght sebesar 510 N/mm2. Dimana tensile strenght
digunakan sebagai tengangan ijin yang dapat ditumpu oleh bahan.
σbenda< σijin
9 N/mm2 < 510 N/mm2
Dari data diatas, bahan besi hollow dengan dimensi 10 mm x 10 mm x
1 mm memenuhi persyaratan desain.
Gambar 4.26 Mechanichal properties besi hollow.
BAB V
KESIMPULAN DAN SARAN
5.1. Kesimpulan
1. Desain landing gear yang dipilih adalah jenis Tail-gear.
2. Posisi pusat gravitasi pesawat berada pada X = 94,6 cm dan Y= 11,3
cm
3. Tinggi landing gear yang digunakan adalah 40 cm.
4. Ukuran wheel base yang diperoleh dari perhitungan adalah sebesar
128.934 cm.
5. Ukuran wheel track yang diperoleh dari perhitungan adalah sebesar 72
cm dengan sudut overturn sebesar 35o.
6. Ukuran roda yang diperoleh dari perhitungan adalah roda depan 10 cm
dan roda belakang 8 cm.
5.2. Saran
1. Pemilihan roda diharapkan dapat dilakukan lebih baik lagi
dikarenakan tipe roda yang digunakan saat ini tidak terlalu
memberikan dampak yang cukup besar dalam penyerapan beban
pesawat.
2. Pada penelitian kedepannya diharapkan dapat menambahkan sistem
