homework 2: design loads analysis

HOMEWORK 2 (REVISION)

AE 3141 ANALISIS DAN PERANCANGAN STRUKTUR RINGAN I

Design Loads Analysis

Disusun oleh:

Sayogyo Rahman Doko 13611046

FAKULTAS TEKNIK MESIN DAN DIRGANTARA

AERONOTIKA DAN ASTRONOTIKA

INSTITUT TEKNOLOGI BANDUNG

2014

APS I Homework 2 Sayogyo Rahman Doko 13611046

2

0

0.5

1

1.5

2

2.5

-10 0 10 20

Cl

α

Clα

1. Pesawat yang dipilih untuk desain struktur: Diamond DA-40

a. Data

i. Data umum dari soal

ii. Data dari Airplane Flight Manual DA 40

Wing Horizontal tail

Airfoil = Wortmann FX 63-137/20-W4 S = 2.34 m2 (25.2 ft2)

S = 13.54 m2 (145.7 ft2)

ĉ = 1.121 m (3.667 ft)

Airspeed Center of Gravity

VC = 129 knots at MTOW = 2.46 m

Load Factor (at VA)

nmax = 3.8

nmin = -1.52

iii. Data airfoil

Dengan menggunakan data dari blended

learning yakni airfoil and aero characteristic.xlsx

dan dengan software JavaFoil, diperoleh:

Clmax = 2.119

Clα (slope a) = 5.82398 rad-1


3

iv. Data dari skala 3 view drawing

Melalui software AutoCAD dan XFLR5, digunakan pengukuran berbagai dimensi

bagian yang diperlukan dengan skala 1: 33.4812 (cm). Diperoleh:

Wing Horizontal tail

ĉ = 0.72 m

x = 2.077241 m x = 7.033062 m


4

v. Data keseluruhan yang dipakai

SI British

Environtment g 9.81 m/s2 32.2 ft/s2

ρ0 1.225 kg/m3 0.00176 slugs/ft3

Wing

S 13.54 m2 145.7 ft2

b 11.94 m

AR 10.53

𝒄 1.121 m 3.677822 ft

clα = a 5.823984 rad-1

clmax 2.119

Horizontal Tail

S 2.34 m2

b 3.29 m

𝒄 0.73819 m

Load

MTOW 1150 kg 2535 lb

MTOW 11281.5 N

EOW 750 kg 1653 lb

EOW 7357.5 N

nmax 3.8

nmin -1.52

Velocity

VS MTOW 25.20778 m/s 49 knot

VS EOW 20.46149 m/s 39.77396 knot

VA MTOW 49.13901 m/s 95.51858 knot

VA EOW 39.88679 m/s 77.53372 knot

VC 66.36333 m/s 129 knot

VD 92.90867 m/s 180.6 knot

Position

x wing 2.077241 m

x ht 7.033062 m

CG MTOW 2.46 m

CG wing 2.686934 m

CG ht 7.402721 m

Keterangan :

- VS (stall) yang tercantum dalam data soal adalah saat MTOW. Sebab VS

bergantung pada massa sesuai persamaan:

𝑉𝑠 = 2𝑛𝑚𝑔

𝜌𝑆𝐶𝑙𝑚𝑎𝑥 𝑑𝑒𝑛𝑔𝑎𝑛 𝑛 = 1

Sehingga untuk EOW (750 kg), VS = 39.77 knot.

- VA adalah maneuvering speed yang dirumuskan sebagai: 𝑉𝐴 = 𝑉𝑆 𝑛𝑚𝑎𝑥

- VD adakah dive speed yang biasanya lebih besar daripada Vmax pesawat.

Kecepatan ini juga disebut red-line speed yang tidak pernah boleh dilampaui.

Untuk pesawat normal, sesuai FAR 23, besar VD ≥ 1.4 VC dan inilah yang dipakai di

tugas ini.


5

b. V-n Diagram with Gust

Persamaan yang digunakan:

𝐿𝑜𝑎𝑑 𝐹𝑎𝑐𝑡𝑜𝑟 → 𝑛 =𝜌0𝑉

2𝐶𝑙𝑚𝑎𝑥2𝑊/𝑆

𝐺𝑢𝑠𝑡 → 𝑛 = 1 ±𝑘𝑔𝑉𝑈𝑑𝑒𝑎𝜌

2𝑊/𝑆 𝑤𝑖𝑡ℎ 𝑘𝑔 =

0.88𝜇

5.3 + 𝜇 𝜇 =

2𝑊/𝑆

𝑔𝑐𝜌𝑎

Dengan asumsi:

- ρ sea level

MTOW EOW

W (N) 11281.5 7357.5

S (m2) 13.54 13.54

W/S (N/m2) 833.1979 543.39

ρ (kg/m3) 1.225 1.225

𝒄 (m) 1.121 1.121

g (m/s2) 9.81 9.81

a (rad-1) 5.823984 5.823984

μ 21.23965 13.85194

kg 0.704263 0.636474

MTOW = 1150 kg (2535 lb)

MTOW KTS m/s Ude (ft/s) Ude (m/s) Δn n (+) n (-)

VA 95.51858 49.13901 66 20.1168 2.980562 3.980562 -1.98056

VC 129 66.36333 50 15.24 3.049482 4.049482 -2.04948

VD 180.6 92.90867 25 7.62 2.134637 3.134637 -1.13464

EOW = 750 kg (1653 lb)

EOW KTS m/s Ude (ft/s) Ude (m/s) Δn n (+) n (-)

VA 77.53372 39.88679 66 20.1168 3.352611 4.352611 -2.35261

VC 129 66.36333 50 15.24 4.225794 5.225794 -3.22579

VD 180.6 92.90867 25 7.62 2.958056 3.958056 -1.95806


6

VB diperoleh dengan cara menentukan kecepatan yang lebih kecil antara kecepatan hasil

perpotongan garis Gust 66 ft/s ke kurva stall positif dan kecepatan perpotongan nmax VC ke

kurva stall positif. Setelah dilakukan perhitungan, kecepatan yang lebih kecil adalah 99.109

knots, sehingga VB = 99.109 knots.

-3

-2

-1

0

1

2

3

4

5

6

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200

n, load factor

V (knots)

V-n Diagramat MTOW 1150 kg (2535 lb)

VS VA VB VC VD

Ude = 66 ft/s

Ude = 50 ft/s

Ude = 25 ft/s


7

Untuk diagram dari EOW, VB juga diperoleh dengan langkah yang sama. Setelah dilakukan

perhitungan, didapatkan kecepatan yang lebih kecil untuk VB adalah 86.66 knots.

-4

-2

0

2

4

6

8

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200

n, load factor

V (knots)

V-n Diagramat EOW 750 kg (1653 lb)

VS VA VB VC VD

Ude = 66 ft/s

Ude = 50 ft/s

Ude = 25 ft/s


8

2. Dari data keseluruhan nomor 1:

CG plane = 2.46 m (96.9 in) setelah Datum Plane (DP) untuk MTOW

CG wing = 2.68 m setelah Datum Plane

CG ht = 7.40 m setelah Datum Plane

Gambar 1: Diagram Benda Bebas Pesawat

Dari DBB di atas, kita dapat menentukan lift pada wing (Lw) dan ekor (Lt) untuk load factor

maksimum dan minimum dengan asumsi terjadi kesetimbangan gaya vertikal. Maka dari

itu, berat pesawat akan dikalikan dengan load factor yang bekerja pada pesawat, hasilnya

akan sama dengan jumlah lift yang dihasilkan sayap dan tail. Pendekatan ini akan

menghasilkan persamaan keseimbangan gaya vertikal sebagai berikut:

𝐿𝑤 − 𝐿𝑡 = 𝑛𝑊 ………….. (1)

Kemudian jika kita menggunakan persamaan kesetimbangan momen, kita menganggap

jarak dari CG ke Lw adalah a = 0.227 m, dan jarak dari CG ke Lt adalah b = 4.943 m, maka

kita akan mendapatkan persamaan :

𝐿𝑤𝑎 − 𝐿𝑡𝑏 +𝑀𝑎𝑐 = 0 .…………. (2)

Substitusi persamaan (1) ke (2), didapat hasil :

𝐿𝑡 = 𝑀𝑎𝑐 + 𝑛𝑊𝑎

𝑏 − 𝑎

CG plane a

CG wing b

CG ht

W

MAC

LWING

LTAIL


9

Selain itu, digunakan persamaan 𝑀𝑎𝑐 = 1

2𝜌0𝑉

2𝑆𝐶𝑚𝑚𝑎𝑥 𝑐 beserta asumsi:

- Sea level

- Cmmax wing= -0.232

- S = Sw + Sht = 13.54 + 2.34 = 15.88 m2

- W yang dipakai adalah MTOW

Maka diperoleh Mac, Lt, Lw untuk tiap v pojok (kondisi terbang maneuver kritis):

V critical (m/s) V critical (knot) Mac (Nm) n L tail (N) L wing (N)

V1 99.10985 50.986512 -6575.985 4.049482 803.959368 46488.19

V2 129 66.363333 -11140.55 4.049482 -163.97312 45520.26

V3 180.6 92.908667 -21835.48 3.1346374 -2928.531 42755.7

V4 180.6 92.908667 -21835.48 -1.1346374 -5246.2752 40437.96

V5 129 66.363333 -11140.55 -2.049482 -3475.0363 42209.19

V6 95.518585 49.139005 -6108.055 -1.9805621 -2370.4616 43313.77

V7 60.720995 31.237579 -2468.34 -1.52 -1348.6124 44335.62

Dengan persamaan 𝐿 = 1

2𝜌0𝑉

2𝑆𝐶𝐿 diperoleh nilai CL saat Lwing maksimum dan Ltail

maksimum (harga absolut):

Tail Wing

L max (N) -5246.2752 46488.1902

CL -0.4240496 2.15629055

REFERENSI

Airfoil and aero characteristic.xlsx di blendedlearning.itb.ac.id

Airplane Flight Manual DA 40, 2000. Diamond Aircraft InGustries GMBH, Austria.

Chun, Michael. Niu, Yung. 1988. Airframe Structural Design. Conmilit Press Ltd, California.

Sadraey, M. 2009. Aircraft Performance Analysis.

homework 2: design loads analysis

Engineering