Najib, Ahmad Ainun (2019) Penentuan Bentuk Moda pada Pesawat Wahana X di PT Dirgantara Indonesia untuk Prediksi Flutter. Other thesis, Institut Teknologi Sepuluh Nopember.
Preview |
Text
02311540000121_Undergraduate_Theses.pdf Download (2MB) | Preview |
Abstract
Komponen struktur pada pesawat adalah komponen yang fleksibel. Komponen tersebut cenderung mengalami berbagai ketidakstabilan aeroelastic pada beberapa kondisi penerbangan yang disebut sebagai flutter. Proses yang digunakan untuk memastikan ketidakstabilan yang terjadi pada flight envelope pesawat adalah dengan melakukan analisis getar dari ground vibration test (GVT) dan flight test (FT). Model finite element (FE) dibuat untuk digunakan sebagai model teoritis untuk kemudian dilakukan perhitungan dan simulasi sehingga didapatkan perkiraan perilaku flutter. Pada struktur yang tidak diketahui informasi detil dari sistem struktur tersebut, informasi didapatkan dengan melakukan estimasi modal parameter menggunakan GVT. Didapatkan data FRF dari GVT yang kemudian dilakukan analisis menggunakan metode PolyMAX Plus sehingga didapatkan stabilization diagram (poles) yang kemudian digunakan untuk mendapatkan frekuensi alami dan bentuk moda dari pesawat wahana X. Model FE dibuat, dibandingkan dan divalidasi menggunakan data GVT (model tuning). Parameter-parameter yang digunakan untuk model tuning adalah frekuensi alami dan bentuk moda. Telah dilakukan serangkaian proses dan didapatkan model FE yang representatif terhadap objek asli yang telah divalidasi menggunakan acuan bahwa moda primer memiliki beda frekuensi alami antara model FE dengan objek asli kurang dari 3% dan moda sekunder memiliki beda frekuensi alami antara model FE dengan objek asli kurang dari 10%. Didapatkan bentuk moda primer dengan beda nilai frekuensi kurang dari 3% antara eksperimental dan simulasi yaitu pada bentuk moda wing first bending yang didapatkan pada frekuensi 11,473 Hz; 11,532 Hz; 11,458 Hz (pada uji eksperimental); dan 11,5279 Hz (pada simulasi), dan bentuk moda sekunder dengan beda nilai frekuensi kurang dari 10% antara eksperimental dan simulasi yaitu pada bentuk moda wing second bending dan horizontal tail plane asymetric pada frekuensi 22,298 Hz; 22,036 Hz; 22,117 Hz; 32,528 Hz; 32,338 Hz; 45,556 Hz; 45, 624 Hz (pada uji eksperimental); dan 21,9 Hz; 32,52 Hz; 43,1 Hz (pada simulasi).
==============================================================================================================================
An aircraft structure components are flexible. Those components prone to an aeroelastic instability in several fligh conditions, called as flutter. Process are conducted to ensure instability will not occur over the flight envelope, including vibration analysis from ground vibration test (GVT) and flight test (FT). Finite element model is created for theoretical model which then calculated and simulated to approximate flutter behavior. For an unknown detail information of a structure systems, modal parameter estimation using GVT is used to obtain needed information. FRF data obtained from GVT which then analysed using PolyMAX Plus method. Stabilization diagram is obtained and used to extract the natural frequency and mode shape from the prototype aircraft. Finite element model is created, compared, and validated using GVT data (model tuning). The natural frequency and mode shape is required to perform model tuning. After several processes, final finite element model which representates the actual object is obtained. Finite element model based on actual object has primary modes frequency difference less than 3% with actual object, also secondary modes frequency difference less than 10% with actual object which both mode shape are similar. Obtained primary mode shape with frequency difference between experimental and simulation less than 3% at wing first bending which occurs at 11,473 Hz; 11,532 Hz; 11, 458 Hz (for experimental test); and 11,5279 Hz (for simulation); and secondary mode shape with frequency diffrence between experimental and simulation less than 10% at wing first bending and horizontal tail plane symetric occurs at 22,298 Hz; 22,036 Hz; 22,117 Hz; 32,528 Hz; 32,338 Hz; 45,556 Hz; 45,624 Hz (for experimental test); 21,9 Hz; 32,52 Hz; and 43,1 Hz (for simulation).
| Item Type: | Thesis (Other) |
|---|---|
| Uncontrolled Keywords: | ground vibration test, frequency response function, PolyMAX Plus, bentuk moda, frekuensi alami |
| Subjects: | Q Science > QA Mathematics > QA935 Vibration T Technology > T Technology (General) > T57.62 Simulation T Technology > TL Motor vehicles. Aeronautics. Astronautics > TL671.9 Airplanes--Maintenance and Repair |
| Divisions: | Faculty of Industrial Technology > Physics Engineering > 30201-(S1) Undergraduate Thesis |
| Depositing User: | AHMAD AINUN NAJIB |
| Date Deposited: | 21 Oct 2024 06:09 |
| Last Modified: | 21 Oct 2024 06:09 |
| URI: | http://repository.its.ac.id/id/eprint/70738 |
Actions (login required)
 |
View Item |