Pemantauan Kesehatan Struktur (Structural Health Monitoring) Pesawat Tempur

ABSTRAK

Pesawat-pesawat tempur seperti Hawk, F-50, Sukhoi-30, dan F-16 banyak dioperasikan oleh berbagai negara termasuk juga di rantau ASEAN. TNI-AU sendiri saat ini mengoperasikan pesawat-pesawat tersebut yang dirancang dengan prinsip “Safe Life”. Untuk mengefektifkan pengoperasian satuan-satuan tempur angkatan udara, kesehatan struktur pesawat perlu dipantau, terutama dari segi kelelahan strukturnya. Untuk keperluan itu, strategi analisis pemantauan struktur pesawat perlu disusun dan dilaksanakan. Tulisan ini menjelaskan analisis dan pengembangan prosedur pemantauan kelelahan struktur pesawat tempur secara ringkas. Seringkali usia kelelahan didasarkan pada kelelahan pada komponen-komponen penting pesawat terbang, misalnya komponen sambungan sayap dengan badan. Pada pesawat tempur konsep kelelahan dengan pendekatan siklus rendah (Low Cycle Fatigue, LCF) diadopsi untuk digunakan. Sejarah tegangan pada komponen utama ini perlu diperoleh melalui pengukuran dengan sensor, baik dalam bentuk sensor tegangan (stress spectrum) pada komponen utama atau pun sensor akselerasi pesawat. Karakteristik kelelahan dari bahan komponen struktur dapat diperoleh dari uji laboratorium, menggunakan sampel bahan struktur, dikombinasikan dengan rumus empiris diagram regangan (strain-life diagram). Efek konsentrasi tegangan diperhitungkan menggunakan teori seperti teori Neuber. Efek tegangan rata-rata pada siklus tegangan ditangani dengan menggunakan rumus seperti Smith-Watson-Topper. Teori Miners digunakan untuk menghitung akumulasi kerusakan kelelahan. Metodologi yang digunakan di atas telah digunakan di dalam memantau berbagai sistem pemantauan kelelahan struktur pesawat tempur.

Kata kunci: Kelelahan struktur, pemantauan kesehatan struktur, usia pesawat tempur

1. PENDAHULUAN

TNI-AU pada saat ini mengoperasikan pesawat-pesawat tempur seperti F-16, Su-27, dan F-50. Pesawat-pesawat tersebut dirancang dengan prinsip “Safe Life”, yaitu prinsip yang menentukan agar pesawat tersebut akan selamat di dalam jangka hayat operasi. Untuk mengefektifkan pengoperasian satuan-satuan tempur angkatan udara, kesehatan struktur pesawat perlu dipantau, terutama dari segi kelelahan strukturnya.

Kelelahan struktur didefinisikan sebagai kegagalan logam atau bahan lain di bawah pembebanan berulang [1]. Komponen mesin, kendaraan dan struktur sering mengalami beban berulang yang dapat menyebabkan kegagalan mereka karena kelelahan. Perilaku kelelahan telah dipelajari selama hampir 150 tahun. Selama periode itu banyak peneliti seperti Poncelet, Wohler, dan Bauschinger telah melakukan penelitian mengenai kelelahan struktur. Kegagalan karena kelelahan masih acapkali terjadi dan penelitian di bidang ini tidak pernah berhenti hingga kini.

Kelelahan didefinisikan sebagai suatu proses munculnya retak dan diikuti oleh perambatan retak hingga mencapai ukuran retak yang tidak boleh diterima oleh struktur sehinga kegagalan (patah) terjadi (Gambar 1). Pada dasarnya, Usia lelah (total life) adalah gabungan dari waktu untuk munculnya retak (crack initiation) dengan perambatan retak (crack growth) hingga struktur patah.  Di dalam konsep Safe-Life, kegagalan dianggap telah terjadi apabila retak muncul. Konsep Safe-Life inilah yang diadopsi di dalam perancangan struktur pesawat-pesawat tempur. Tulisan ini menjelaskan analisis dan pengembangan prosedur pemantauan kelelahan struktur pesawat tempur secara ringkas.

Gambar-1 Tiga jenis metoda analisis kelelahan

Kegagalan struktur karena kelelahan adalah karena beban berulang (cyclic loading). Kegagalan bisa terjadi pada amplituda pembebanan yang rendah ataupun pada tingkat pembebanan tinggi. Masalah kelelahan di dalam pembebanan yang tinggi disebut sebagai Kelelahan Siklus Rendah (Low Cycle Fatigue, LCF), sedangkan kelelahan di dalam keadaan pembebanan rendah disebut sebagai Kelelahan Siklus Tinggi (High Cycle Fatigue, HCF),

Umur kelelahan dapat direpresentasikan sebagai indeks kelelahan (Fatigue Index, FI). Ada juga yang menyebutkannya sebagai FLE (Fatigue Life Expended). Nilai FI adalah antara nol dan satu. Nilai FI di bawah satu berarti komponen tersebut aman. Misalnya FI setara dengan 0,5 dapat diartikan sebagai komponen telah mencapai setengah dari umur kelelahan nya. FI sama dengan satu berarti komponen telah sampai ke akhir hidupnya. Dalam kasus FI sama dengan satu, pesawat dapat dipensiunkan, atau dapat juga menjalani program ekstensi usia operasi (Service Life Extension Program, SLEP).

Program pemantauan kelelahan struktur pesawat tempur seringkali didasarkan pada komponen utama seperti komponen sambungan sayap dan badan (lug-joint), dan menggunakan konsep LCF [2]. Spektrum (sejarah) pembebanan dapat diperoleh dengan pemetaan spektrum-g (sejarah akselerasi pesawat) terhadap besar tegangan 1-g (akselerasi=1g, atau pada terbang datar dan lurus) dari komponen sambungan. Sejarah-g dapat diperoleh dengan menggunakan alat pengukur akselerator yang terdapat di dalam pesawat. Tegangan pada sambungan dapat dicari dengan mengunakan metoda elemen hingga, berdasarkan model struktur sayap dan sambungan lug.

Cara ideal untuk memperoleh sejarah tegangan adalah dengan memasang sensor strain-gauge pada komponen yang akan diukur tegangannya (Gambar-2). Tentunya sensor tersebut mesti disambungkan ke piranti keras yang akan secara kontinyu mencatat pengukuran data, yang akan dikonversikan menjadi tegangan. Bukan hanya strain-gauge, sensor dalam bentuk fiber-optic juga telah mulai digunakan untuk mengukur tegangan pada komponen pesawat terbang [3,4].

Gambar-2 Sensor strain-gauge

Karakteristik lelah dari material sambungan sayap dan badan dapat diperoleh dari eksperimen di laboratorium atau pun melalui buku-buku sifat material. Efek konsentrasi tegangan karena adanya lubang sambungan dapat dicari dengan menggunakan teori Neuber. Tegangan rata-rata siklus pembebanan dapat dirumuskan dengan formula Smith-Watson-Topper. Akumulasi lelah struktur dicari dengan menggunakan aturan Miner. Program pemantauan kelelahan struktur adalah program yang menjadi bagian dari aktivitas program integritas struktur pesawat terbang (Aircraft Structural Integrity Program, ASIP)

2. PROSEDUR ANALISIS SAFE-LIFE

Analisis prediksi usia kelelahan berdasarkan prinsip safe-life secara umum dapat digambarkan melalui diagram pada Gambar-3.

Gambar-3 Diagram alir prediksi usia lelah

Pendekatan inisiasi (dimulainya) retak memerlukan sejarah/spektrum tegangan. Jumlah siklus pembebanan dan urutan pembebanan ditentukan dengan metoda perhitunahn “Rainflow” [13]. Metoda regangan-usia (strain-life) yang menjadi dasar dari LCF, yang melibatkan efek rasio tegangan (atau tegangan rata-rata) digunakan untuk memperoleh usia lelah struktur. Akumulasi kerusakan kelelahan dicari dengan bantuan metoda Plamgren-Miner.

Di dalam pendekatan regangan-usia, kekuatyan lelah suatu logam dapat dijelaskan dengan kurva/diagram strain-life (regangan-usia). Amplituda regangan total, , dan jumlah siklus kegagalan 2Nf, dapat dicari dengan persamaan berikut [5,6]:

3. SIFAT KELELAHAN MATERIAL

Apabila sifat kelelahan material dalam bentuk regangan-usia (strain-life) tidak tersedia, spesimen uji dari material tersebut mesti disiapkan untuk pengujian [14]. Pengujian seperti “Hardness test” dan komposisi kimia perlu dilakukan. Data siklus lelah material juga diperlukan. Pendekatan yang diusulkan oleh Jun-Hyub Park and Ji-Ho Song dapat digunakan[15]. Untuk logam isotropik, persamaan Baumel-Seegar dianggap akurat dan dituliskan sebagai berikut,