Pemantauan Kesehatan Struktur (Structural Health Monitoring) Pesawat Tempur

4. ANALISIS ELEMEN HINGGA

Dalam hal sensor yang lebih akurat seperti strain-gauge tidak tersedia dan tidak terpasang pada komponen pesawat terbang, metoda elemen hingga dapat dipergunakan untuk memperoleh tegangan maksimum komponen pada kondisi 1-g. Metoda elemen hingga adalah metoda analisis dengan membagi domain struktur di dalam sejumlah elemen dan merupakan analisis secara numerik [16]. Tegangan yang diperoleh akan menjadi tegangan rujukan untuk dipetakan dengan sejarah akselerasi (g-history/specrum) dari komponen tersebut, yang diukur dengan menggunakan akselerator pesawat terbang. Gambar-4 memperlihatkan contoh model elemen hingga dari suatu struktur sayap pesawat tempur, sedangkan model komponen sambungan sayap dan badan ditunjukkan pada Gambar-5 [17].

Gambar-4 Contoh model elemen hingga struktur pesawat tempur [17].

Gambar-5 Sambungan sayap dan badan [17]

Gambar-6 Contoh tampilan piranti lunak sistem prediksi usia lelah [18]

5. PENGEMBANGAN PIRANTI LUNAK

Gambar-6 menunjukkan contoh tampilan piranti lunak yang telah dikembangkan dengan menggunakan bahasa C++ dengan menggunakan data biner [18]. Piranti lunak ini dapat membaca data penerbangan dari suatu pesawat tempur dan mampu menentukan tahap “kedahsyatan” setiap misi yang dioperasikan. Indeks kelelahan (FI) pada tiap masa dapat ditentukan.

6. KESIMPULAN

Tulisan ini secara ringkas telah menjelaskan analisis dan pengembangan prosedur pemantauan kelelahan struktur pesawat tempur dengan pendekatan kelelahan siklus rendah (Low Cycle Fatigue, LCF). Sejarah tegangan pada komponen penentu perlu diperoleh melalui pengukuran dengan sensor, baik dalam bentuk sensor tegangan (stress spectrum) pada komponen tersebut 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. Pada angkatan udara dari negara-negara yang telah maju (first-world countries), pemantauan kesehatan struktur dari aspek kelelahan struktur adalah suatu keharusan dan dituangkan di dalam peraturan keselamatan penerbangan militer. Seyogyanya, hal yang sama diterapkan juga di tanah air, untuk menghindarkan atau paling tidak mengurangi kecelakaan pesawat terbang tempur.

DAFTAR PUSTAKA

1. Razali Abd Ghani, Wahyu Kuntjoro, A.M. Mydin, A. G. Ujang, 2003. The Royal Malaysian Air Force Fatigue Life Monitoring Program of F/A-18 and Hawk. The Proceeding of International Seminar on Aerospace Technology 2003, Jogyakarta, Indonesia, July 22-23 2003.
2. Darwis Idrus, Wahyu Kuntjoro, 2004. Fatigue Life Prediction of The RoyalMalaysian Air Force (RMAF)MiG-29 Fighter Aircraft. TR/006 /ASI/ CM/2004, CAIDMARK, Malaysia.

[3]    R. Ramly, W. Kuntjoro, and M. K. Abd-Rahman, 2103. Using Embedded Fiber Brag Gratings (FBG) Sensors in Smart Aircraft Structure Materials. Applied Mechanics and Materials, Vol. 393, pp. 311-316.

[4]    R. Ramly, W. Kuntjoro, and M. K. Abd-Rahman, 2012. Using Embedded Fiber Brag Gratings (FBG) Sensors in Smart Aircraft Structure Materials.  International Symposium on Robotics and Intelligent Sensors 2012 (IRIS 2012), Kuching, Sarawak, Malaysia.

1. N.W.M. Bishop and F. Sherratt, 2000. Finite Element Based Fatigue Calculation. Published by NAFEMS. Farnham, UK.
2. S. Bentachfine, G. Pluvinage, 1999. Notch Effect In Low Cycle Fatigue. International Journal of Fatigue. Volume 21 pp. 421-30. Elsevier Publication.
3. Julie A. Bannantine, Jess J. Comer and James L. Handrock, 1990. Fundamentals of Metal Fatigue Analysis. Prentice-Hall, Inc. England.
4. H.O. Fuchs and R.I. Stephens, 1980. Metal Fatigue In Engineering. 1st Edition. John Wiley & Sons Publishers, USA.
5.       C.T. Kelley, 1995. Iterative Methods For Linear And Non-Linear Equation. Frontiers In Applied Mathematics, Volume 16. Publisher: Society For Industrial And Applied Mathematics.
6. Smith, K.N., Watson, P., and Tooper,T.H, 1970. A stress-strain Function for the Fatigue of Materials. Journal of Material. Volume 5, No.6.
7. Michael C.Y. Niu, 1988. Aircraft Structural Design. Conmilit Press Limited, Hong Kong.
8. J. Schijve, 2001. Fatigue of Structures And Materials. Kluwer Academic Publishers. Holland.
9. Downing, S.D. and Socie, D.F, 1982. Simplified Rainflow Cycle Counting Algorithm. International Journal of Fatigue, Volume 4, No.1. Elsevier Science Publishers.
10. Mohd. Fathi, 2004. Hardness and Chemical Composition Testing On MiG-29 Wing-Lug Material. TR/005 /ASI/ CM/2004, CAIDMARK, Malaysia.
11. Jun-Hyub Park And Ji-Ho Song, 1994. Detailed Evaluation of Methods for Estimation of Fatigue Properties. Department of Automation and Design Engineering, Korea Advance Institute of Science and Technology. Korea.
12. W. Kuntjoro, 2005. “An introduction to the Finite Element Method”. Mc-Graw Hill, Singapore.
13. Abdul Malik Hussein, 2004 Royal Malaysian Air Force MiG-29 Aircraft Structural Integrity Report: Identification of The Maximum Stress Value That Occur At The Wing-Fuselage Joints At 1-G Symmetrical Level Flight Condition of The RMAF MiG-29. TR/005/ASI/CM/2004. CAIDMARK, Malaysia.
14. Darwis Idrus, Atan Bakti Abd. Malek, 2004. RMAF F/A-18D Fatigue Usage Report. TR/003/ASI/CM/2004, CAIDMARK, Malaysia.