Article Per Year (5 Year)
p-Index From 2020 - 2025
0.444
P-Index
This Author published in this journals
All Journal Indonesian Journal of Aerospace
Herdiana, Dana
Unknown Affiliation
Aerospace Engineering Astronomy

Published : 4 Documents Claim Missing Document
Claim Missing Document
Check
Articles

Found 4 Documents
Search

 1 
Parachute Design and Wind Tunnel Testing of Class 10 kg LAPAN UAV Recovery System Herdiana, Dana; M. Ichwanul Hakim, Teuku; M. Pramutadi, Ardanto; Waryoto
Indonesian Journal of Aerospace Vol. 21 No. 2 (2023): Indonesian Journal Of Aerospace
Publisher : BRIN Publishing

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.55981/ijoa.2023.1050

Abstract

LAPAN (BRIN) has already developed several types of fixed-wing UAVs that are intended to conduct civil applications. The UAV is divided by a weight class, which is 10 kg, 20 kg, and 30 kg in MTOW. In some missions, the UAV can operate in the normal way, take-off and landing by using a small runway. In some other missions, the UAV has to be launched by using a catapult and landing by net because of limited space. In the case where the UAV has to be landed between the trees, the usage of nets is not possible. Therefore the recovery system by using a parachute is designed. The cross-type parachute is designed by using analytical and simulation methods to calculate the descent velocity when the aircraft vertically lands. The descent velocity is derived from structure and payload requirements where the impact when the aircraft touches the ground will not cause damage. The designed parachute was then tested in a LAPAN Low-Speed Tunnel (LLST) to verify the design. The tests are conducted in various Reynolds numbers to observe parachute characteristics at a wide range of velocity. The wind tunnel model which is used in the test has a scale of 1:6. The Result of the simulation and the test shows that the design of the parachute was sufficient to be used as a recovery system for a class 10 kg LAPAN UAV because the descent velocity requirement is fulfilled.
ANALISIS CFD KARAKTERISTIK AERODINAMIKA PADA SAYAP PESAWAT LSU-05 DENGAN PENAMBAHAN VORTEX GENERATOR (ANALYSIS OF CFD AERODYNAMIC CHARACTERISTICS AT THE WING OF AIRCRAFT LSU-05 WITH THE ADDITION OF VORTEX GENERATOR) Romadhon, Awalu; Herdiana, Dana
Indonesian Journal of Aerospace Vol. 15 No. 1 Juni (2017): Jurnal Teknologi Dirgantara
Publisher : BRIN Publishing

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.30536/j.jtd.2017.v15.a2518

Abstract

Pesawat LSU-05 adalah salah satu pesawat tanpa awak (UAV) yang sedang dikembangkan oleh Pusat Teknologi Penerbangan LAPAN, yang mempunyai misi untuk kegiatan penelitian, observasi, patroli, pengawasan perbatasan wilayah, dan investigasi bencana alam. Penelitian ini bertujuan untuk mengetahui pengaruh penambahan vortex generator terhadap karakteristik aerodinamika dari sayap Pesawat Tanpa Awak LSU-05. Metode yang digunakan adalah analisis numerik dengan simulasi CFD untuk memprediksi karakteristik aerodinamika dan fenomena aliran yang terjadi. Model yang digunakan adalah sayap pesawat LSU-05 tanpa vortex generator dan dengan vortex generator yang didesain dengan software CATIA. Simulasi menggunakan software ANSYS Fluent untuk mengetahui perubahan karakteristik aerodinamika sayap setelah penambahan vortex generator seperti koefisien lift dan koefisien drag. Hasil yang diperoleh dari penelitian penambahan vortex generator pada sayap Pesawat LSU-05 adalah peningkatan nilai koefisien lift maksimum sayap dari 1,26450 menjadi 1,34840 atau naik sebesar 0,0839 (6,63%), peningkatan nilai koefisien drag pada sudut serang -9â° s/d 11â°, penurunan nilai koefisien drag pada sudut serang 12â° s.d 15â° dan peningkatan sudut stall sayap dari 11â° menjadi 14â° atau naik sebesar 3â° (27,7 %).
ANALISA PEMILIHAN BENTUK VORTEX GENERATOR UNTUK SAYAP PESAWAT LSU-05 MENGGUNAKAN METODE NUMERIK Herdiana, Dana; Hartono, Firman
Indonesian Journal of Aerospace Vol. 18 No. 1 Juni (2020): Jurnal Teknologi Dirgantara
Publisher : BRIN Publishing

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.30536/j.jtd.2020.v18.a3211

Abstract

Telah dilakukan pengujian perdana dari pesawat LSU-05 buatan LAPAN dimana hasil evaluasi pengujian terdapat kekurangan yaitu pada saat pesawat melakukan manuver, hal tersebut diakibatkan oleh beberapa faktor. Salah satu faktor adalah kurangnya koefisien gaya angkat maksimum. Untuk mengatasi hal tersebut maka ada beberapa solusi yang dapat mengatasi hal tersebut. Salah satunya yaitu dengan penambahan komponen pada sayap yaitu vortex generator. Metode yang digunakan untuk penelitian ini adalah metode numerik yaitu mensimulasikan penambahan vortex generator pada sayap dengan berbagai varian bentuk dan posisi pemasangan dari vortex generator menggunakan CFD (Computational Fluid Dynamic). Model yang disimulasikan adalah model sayap saja dan sayap dengan vortex generator. Bentuk yang dipilih untuk vortex generator adalah rectangular, triangular, dan gothic (mod) serta posisi pasang mulai dari 15 %, 20 %, dan 25 % dari panjang chord. Dari hasil yang diperoleh bentuk triangular memiliki nilai CLmax yang lebih besar dibanding bentuk rectangular dan gothic (mod) yaitu 1.4553 dan posisi pasang yang memiliki CLmax yang lebih besar yaitu di posisi pasang 20%. Bentuk vortex generator yang cocok dipasang pada sayap pesawat LSU-05 adalah bentuk triangular di posisi pasang 20%.
ANALISIS TEKANAN STATIK ALIRAN DI PERMUKAAN PITOT STATIK TEROWONGAN ANGIN TRANSONIK LAPAN Ariwibowo, Agus; Fitroh, Ahmad Jamaludin; Herdiana, Dana
Indonesian Journal of Aerospace Vol. 5 No. 2 (2007): Jurnal Teknologi Dirgantara
Publisher : BRIN Publishing

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar

Abstract

Static pressure stream analysis has been done on the surface of pitot static for LAPAN transonic wind tunnel by means of numeric and analytic methods. Static pressure hole is placed at 25 cm behind static pitot leading edge. Numerical analysis result demonstrates that shock wave begins to rise under free stream with velocity of 0.9 march. Shock wave occurs in an area around static pitot leading edge so the stream velocity around static pressure hole almost equal with free stream velocity. There is shock wave that cause decreasing of stream total pressure. By known the total pressure and streamn velocity around static pressure hole then static pressure can be calculated. Mach number in the test section can be known from pressure ratio. Keywords: Static pitot, Shock wave, Static pressure, Transonic.
Co-Authors Agus Ariwibowo, Agus Fitroh, Ahmad Jamaludin Hartono, Firman M. Ichwanul Hakim, Teuku M. Pramutadi, Ardanto Romadhon, Awalu Waryoto