Article Per Year (5 Year)
p-Index From 2020 - 2025
2.595
P-Index
This Author published in this journals
All Journal Conference SENATIK STT Adisutjipto Yogyakarta Jurnal Teknologi Kedirgantaraan (JTK) Jurnal Mahasiswa Dirgantara
Rabeta, Bismil
Universitas Dirgantara Marsekal Suryadarma
Aerospace Engineering Computer Science & IT Control & Systems Engineering Electrical & Electronics Engineering Engineering Environmental Science Industrial & Manufacturing Engineering Materials Science & Nanotechnology Mechanical Engineering Transportation

Published : 31 Documents Claim Missing Document
Claim Missing Document
Check
Articles

Found 31 Documents
Search

 1   2   3   4 
Analysis Numerical Discontinuity of Thin Walled Tube Subjected Low Velocity Impact Rabeta, Bismil; Sitompul, Sahril Afandi
SENATIK STT Adisutjipto Vol 4 (2018): Transformasi Teknologi untuk Mendukung Ketahanan Nasional [ ISBN 978-602-52742-0-6 ]
Publisher : Institut Teknologi Dirgantara Adisutjipto

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.28989/senatik.v4i0.144

Abstract

Accident of some countries that have high gross domestic product (GDP) significantly increasing[1]. This event cause fatal for passengers especially if there an accident on the front vehicle[3]. Therefore, the main aspects of car design are very important, one of them is  crash box. Crash boxes are designed to absorb impact energy due to collisions through progressive buckling. In the crushing box design, the tube can be given continuity in the form of a circular hole that has been carried out by previous researchers which provides a deceleration at the safety level on passenger body. In this study a numerical analysis conducted using tube with ellipse discontinuity by varying the ratio of ellipse hole in the crushing box to D/b ratio 0.0, 0.2, 0.3, 0.5. The results of this study found that the tube with D/b 0.0 has the highest peak  force than the other ratio.
Simulasi Beban Impact Passenger Boarding Stairs Pada Skin Fuselage Dengan Variasi Sudut, Kecepatan, Dan Lokasi Impact Nopelandi, Aldi; Rabeta, Bismil; Fairuza, Syarifah
Jurnal Mahasiswa Dirgantara Vol. 2 No. 2 (2023): Jurnal Mahasiswa Dirgantara
Publisher : FTK UNSURYA

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.35894/jmd.v2i2.31

Abstract

Dent di badan pesawat adalah masalah perawatan yang tersebar luas di industri penerbangan. Kerusakan dent dapat mengakibatkan menurunnya kekuatan struktur pesawat terbang, Penelitian ini bertujuan untuk menganalisis dampak beban tumbukan antara passenger boarding stairs dengan fuselage skin. Material yang digunakan pada pemodelan ini adalah aluminium 2024-T3, aluminium 7050-T6, dan Rubber Hyperelastic Model Mooney Rivlin. Pemodelan skin fuselage dan analisa perhitungan dilakukan menggunakan pendekatan elemen hingga dengan bantuan software ABAQUS CAE , simulasi dilakukan dengan variasi sudut, kecepatan, dan lokasi impact. Hasil dari penelitian ini yaitu variasi sudut semakin besar sudut maka semakin besar displacement dan penyerapan energi yang terjadi, dengan nilai tertinggi pada variasi sudut terjadi disudut 20° dengan kedalaman dent 22,06 mm, stress sebesar 526 MPa, dan energi internal panel sebesar 1,441 kJ. Variasi kecepatan semakin tinggi kecepatan maka luas deformasi yang terjadi pada panel pun akan semakin bertambah dengan tren kenaikan displacement dan energi sangat signifikan disetiap kenaikan interval kecepatan. Nilai tertinggi pada variasi kecepatan terjadi dikecepatan 2,2 m/s dengan kedalaman dent 27,2 mm dan stress sebesar 609 MPa, dan energi internal panel sebesar 2,534 kJ. Pada lokasi stiffener dent terjadi pada dua area panel setelah tumbukan, disebabkan karena fleksibilitas material rubber ketika terjadi kontak tumbukan, deformasi permukaan karet yang menyebar kebagian antara stiffener mengakibatkan deformasi didua area panel. Nilai tertinggi pada lokasi stiffener dengan kedalaman dent 17,7 mm, stress sebesar 548 MPa, dan energi 1,452 kJ.
Analisis Naca Airfoil 653-218 Berdasarkan Variasi Mean Aerodynamic Chord Data Pesawat Terbang Dengan Menggunakan Perangkat Lunak Fluent Bismil Rabeta; Indirwan Haerudin
Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 1 No 1 (2016): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan
Publisher : FTK UNSURYA

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.35894/jtk.v1i1.195

Abstract

Aircraft performance can be reviewing by some scientific method. Analytic, numeric and experiment method are three methods that are commonly used. In fact, the research had been done by aircraft manufacturing when they done the design. However, analysis of the resulting data was never published to the mass and communication media as they relate to the interests of the manufacturing company itself. Thus the need for the work done in assessing the performance of aircraft designed and manufactured by several manufacturers. In this study conducted several analyzes of the performance of the NACA airfoil used on the wings of aircraft CN-235 (PT.DI), AIDC-xC2 (AIDC) and 212-Aviocar CASA (EADS-CASA) which has the same NACA airfoil that is 653- 218 but has the geometry and extent of the wing (mean aerodynamic chord / MAC) which is different to using simulation modeling software fluent. Modeling geometry Configuration varied into three configurations with variations in the angle of attack of -4º to 18º. The study concluded that the simulation with the same NACA airfoil with a variation in the length of the MAC will generate value CLmax differently to variations in angle of attack, the value of CL & CD differently to variations in angle of attack, and the value of the lift and drag differ also on the angle of attack.
Analisis Karakteristik Aerodinamika Terhadap Kinerja Sayap Pesawat yang Menggunakan Winglet dengan Variasi Cant Angle Bismil Rabeta
Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 2 No 1 (2017): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan
Publisher : FTK UNSURYA

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.35894/jtk.v2i1.202

Abstract

Performa pesawat terbang sangat dipengaruhi oleh induce drag yang diakibatkan oleh vortex diujung sayap (wingtip vortices). Winglet merupakan sebuah komponen vertikal yang memiliki sudut perpanjangan pada bagian wingtips, yang berfungsi untuk meminimalisir pembentukan vortex dengan tujuan untuk meningkatkan efisiensi bahan bakar (fuel). Pada penelitian ini dilakukan perhitungan dengan menggunakan analisis computational fluid dynamics (CFD) yang dilakukan pada prototipe sayap persegi panjang (rectangular wing)  dengan dan tanpa menggunakan winglet dari NACA 653-218. Tujuan dari analisis ini untuk membandingkan karakteristik aerodinamika dan menyelidiki performa dari winglet dengan cant angle 0°, 30°, 45°dan 60°dengan variasi sudut serang (Angle of Attack). Simulasi CFD ini dilakukan pada kecepatan aliran udara subsonik 35 m/s dengan menggunakan perangkat lunak Solid ANSYS CFX Solver yang menggunakan metoda volume berhingga (finite volume method). Karakteristik aerodinamika dari koefisien gaya angkat (CL), koefisien gaya hambat (CD) dan rasio gaya angkat terhadap gaya hambat, L/D (Lift to drag ratio) dibandingkan dalam penelitian ini. Hasil penelitian menyatakan bahwa setiap kenaikan AOA dengan konfigurasi cant angle winglet yang bervariasi memiliki nilai performa CL, CD dan L/D yang berbeda, yang dapat disimpulkan bahwa winglet yang tetap tidak memberikan performa yang optimum pada kondisi penerbangan yang berbeda   Aircraft performance is highly affected by induced drag caused by wingtip vortices. Winglets, referred to as vertical or angled extensions at aircraft wingtips, are used to minimise vortices formation to improve fuel efficiency. This paper describes a Computational Fluid Dynamics (CFD) analysis, performed on a rectangular wing prototype (with and without winglet) of NACA 653-218 aerofoil section. The objectives of the analysis were to compare the aerodynamic characteristics and to investigate the performance of winglet at cant angles 0°, 30°, 45° and 60° at various angles of attack (AOA). The CFD simulations were performed at low subsonic flow speed at 35 m/s with in ANSYS CFX solver using Finite Volume Method. Spalart – Allmaras turbulence model and 3-dimensional unstructured tetrahedral mesh were used to compute the flow around the model. The aerodynamic characteristics of lift coefficient (CL), drag coefficient (CD) and lift-to-drag ratio (L/D) were compared and it was found that each winglet configuration at a particular AOA had different CL, CD and L/D values, indicating that fixed winglets do not provide optimum aircraft performance at different phases of flight.
Analisis Linear Statik Pada Vertical Tail dengan Variasi Defleksi Rudder Syarifah Fairuza; Mufti Arifin; Bismil Rabeta
Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 2 No 2 (2017): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan
Publisher : FTK UNSURYA

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.35894/jtk.v2i2.206

Abstract

Desain ekor vertikal pada pesawat sangat beragam bentuknya, bergantung pada karakteristik dan fungsinya. Pada ekor vertikal tersambung rudder yang merupakan control surface pada sumbu vertikal dengan gerakan menggeleng (yaw). Penulisan tugas akhir ini bertujuan untuk menganalisa beban aerodinamis pada ekor vertikal dengan defleksi rudder yang berbeda. Material yang digunakan pada pemodelan adalah aluminium alloy 7075-T6, merupakan paduan dari zinc dan copper. Pemodelan ekor vertikal dan analisa perhitungan dilakukan menggunakan pendekatan elemen hingga dengan bantuan software solidworks 2016. Dengan menggunakan menu flow simulation dan simulation pada solidworks, dapat diketahui output berupa stress, strain, displacement, dan safety factor. Dari hasil yang didapat distribusi stress dan strain memiliki nilai maksimal pada daerah hinge dan  nilai minimal  terjadi pada root leading edge dari ekor vertikal. Nilai stress maksimal pada pemodelan semakin meningkat seiring bertambah besarnya defleksi rudder yang diberikan, tetapi tidak melebihi yield strength dari material yang digunakan.   The design of vertical tail on the aircraft is very diverse of its shape, depending on the characteristics and functions. On the vertical tail connected with rudder which is the surface control on the vertical axis with a yaw motion. The aim of this thesis is to analyze the aerodynamic load on the vertical tail with different rudder deflection. The material used is aluminum alloy which modeling on 7075-T6, it is an alloy of zinc and copper. The calculation and analysis of the vertical tail modeling is done by using finite element approach with the help of solidworks software 2016. By using flow simulation and stress simulation in solidworks, we know the output in the form of stress, strain, displacement, and the safety factor. The results obtained the distribution of stress and strain has a maximum value on the hinge area and the minimal value occurs at the root leading edge of  vertical tail. The value of maximum stress in the modeling increased as long as the increasing of rudder deflection, but it does not exceed the yield strength of the material used.
Analisis Beban Struktur Pada Elevator Pesawat ATR 72-600 Pada Kasus Pitch Disconnect Aircraft Load Bismil Rabeta; Mufti Arifin; Miranda Saputra
Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 3 No 1 (2018): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan
Publisher : FTK UNSURYA

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.35894/jtk.v3i1.213

Abstract

Horizontal stabilizer berperan untuk menyeimbangkan lift yang terjadi pada sayap dengan memanfaatkan defleksi elevator. Untuk pesawat ATR 72, sistem elevator terbagi menjadi dua bagian, yaitu elevator kiri dan kanan. Pada keadaan normalnya, satu gerakan saja dari salah satu column control di cockpit mampu untuk menggerakan kedua elevator tersebut secara bersamaan karena keduanya saling terhubung. Namun dalam kondisi tertentu, antara sistem elevator kiri dengan yang kanan bisa terputus karena kegagalan sistem ataupun human eror sehingga menyebabkan aktifnya mekanisme pitch uncoupling. Dari kejadian tersebut, maka menimbulkan perbedaan gaya input antara elevator kiri dengan yang kanan, tentu hal ini berpengaruh langsung pada beban horizontal stabilizer yang sedang beroperasi. Untuk menentukan perbedaan beban yang diterima penulis membuat lima kasus perbedaan kondisi untuk mendapatkan perbedaan yang terjadi. Berdasarkan hasil yang diperoleh dari simulasi dengan menggunakan solidworks software didapatkan stress terbesar terdapat pada hinge kasus 23 degree deflection elevator yaitu sebesar 1,400e+008 N/m2, perbedaan stress terbesar pada saat normal 13 degree deflection elevator dengan 13 degree deflection pitch disconnect elevator sebesar 1.746e+007 N/m2, perbedaan stress terbesar pada saat normal 23 degree deflection elevator dengan 23 degree deflection pitch disconnect elevator sebesar 8,880e+007 N/m2, dan kasus pitch disconnect tidak mempengaruhi struktur horizontal stabilizer jika masih mengikuti prosedur (procedures following failures).   Horizontal stabilizer acts to balance the elevator that occurs on the wing by utilizing the elevator deflection. For the ATR 72 aircraft, the elevator system is divided into two parts, namely the left and right elevators. Normaly, one movement of the control columns in the cockpit is able to move both elevators simultaneously as they are connected together. But under certain conditions, between the left and the right elevator system can be disconnected due to system failure or human error causing the active mechanism of pitch uncoupling. From the incident, it causes the difference of input force between left and right elevator, of course it has direct effect on the horizontal load of the stabilizer being operated. To determine the difference in load received, the authors made five different case conditions to get the difference. Based on the results obtained from the simulation using solidworks software obtained the greatest stress found in hinge case 23 degree deflection elevator that is equal to 1,400e+008 N/m2, biggest difference of stress at normal 13 degree deflection elevator with 13 degree deflection pitch disconnect elevator 1,746e+007 N/m2, the largest difference in stress at normal 23 degree deflection elevators with 23 degree deflection pitch disconnect elevators of 8.880e+007 N/m2, and the pitch disconnect case did not affect the horizontal stabilizer structure if still following the procedures.  
Analisis Numerik Efek Diskontinuitas Tumbukan Kecepatan Rendah Bismil Rabeta; Sahril Afandi S
Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 3 No 2 (2018): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan
Publisher : FTK UNSURYA

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.35894/jtk.v3i2.220

Abstract

Aplikasi tabung berdinding tipis telah banyak digunakan pada pembuatan rancangan teknologi otomotif sebagai penyerap energi ketika terjadi tabrakan. Komponen tersebut salah satunya adalah crushing box pada mobil. Crushing box ini berfungsi menyerap energi tumbukan akibat tabrakan melalui proses deformasi (progressive buckling). Crushing box digunakan sebagai penyerap energi dan secara umum strukturnya berupa tabung berdinding tipis. Pada desain crushing box, tabung dapat diberi diskontinuitas berupa lubang sirkular sehingga diharapkan proses deformasi dapat dimulai di sekitar lubang tersebut untuk memberikan perlambatan yang berada pada tingkat aman terhadap tubuh penumpang ketika terjadi tabrakan. Pada Tugas Akhir ini, akan dilakukan analisis tumbukan kuasi-statik dilakukan dengan cara numerik. Simulasi numerik menggunakan perangkat lunak metode elemen hingga, Abaqus Explicit 3D. Pengujian dilakukan dengan memvariasikan rasio lubang pada tabung crushing box menjadi rasio D/b 0.0, 0.2, 0,3, dan 0.5. Hasil output berupa deformasi tegangan dan regangan sebagai acuan dalam membandingkan efek diskontinuitas lubang berbentuk lingkaran dan elips terhadap harga peak force. Applications of thin-walled hollow structure has been widely used in design configuration of automotive technology as energy absorbers when the collision occured. One of the automotive engineering developments is crushing box. Crushing box works by absorbing the impact energy of collision through deformation process (progressive buckling). In design of crushing box, the hollow tube can be given a circular hole discontinuity (imperfection) so that the process can change around the hole to provide a deceleration that occurs at a safe level to the passenger body. In this research, a quasi-static axial crushing analysis will be conducted by numerical method.Numerical simulation were performed by finite element method software, Abaqus Explicit 3D. The experiment is done by varying the circular hole of the crushing box into a D / b ratio of 0.0, 0.2, 0.3, and 0.5. The output results shown thestress and strain deformations as reference in the discontinuities of circular and elliptical forms to peak force value.
Analisis Perbandingan Aliran Udara Fan Blade Pada Mesin CFM 56 –7B Dan LEAP X –1B Dengan Berbantuan Computational Fluid Dynamic (CFD) Tri Susilo; Bismil Rabeta; Taufiq Dwi Wijanarko
Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 4 No 1 (2019): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan
Publisher : FTK UNSURYA

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.35894/jtk.v4i1.223

Abstract

Fan blade engine pesawat berperan sebagai low pressure compressor yang berfungsi untuk menghisap udara dari atmosfer ke dalam engine. Dalam hal ini terdapat berbagai macam model fan blade, diantaranya yaitu CFM 56-7b dan LEAP X -1B. Kedua model ini akan diuji dengan Computational Fluid Dynamic (CFD) untuk mengetahui distribusi aliran udara. Simulasi pada kondisi terbang jelajah dengan ketinggian terbang 38000 ft dengan variasi mach number dan putaran fan blade dari 70 % - 80%. Berdasarkan variasi pertama yaitu putaran fan blade 70 %, diperoleh kecepatan maksimal pada output fan blade LEAP X –1B sebesar 311.264 m/s dan tekanan maksimal pada output fan blade CFM 56 –7B sebesar 19035.96 Pa. Untuk variasi kedua yaitu putaran fan Blade 80 %, diperoleh kecepatan  maksimal pada output fan blade LEAP X –1B sebesar 350.392 m/s dan tekanan terbesar pada output fan blade CFM 56 –7B sebesar 17276.09 Pa.   The airplane fan blade engine acts as a low pressure compressor which functions to suck air from the atmosphere into the engine. In this case there are various types of fan blades, among them CFM 56-7b and LEAP X -1B. Both of these models will be tested with  Computational Fluid Dynamic (CFD) to determine the airflow distribution. Simulation on cruise condition with flight altitude at 38000 ft with variations in mach number and fan blade rotation from 70% - 80%. Based on the first variation that is 70% rotation fan blade, obtained maximum velocity at LEAP X-1B fan blade output is 311.264 m/s and maximum pressure at CFM 56-7B fan blade output is 19035.96 Pa. For the second variation that is 80% rotation fan blade, obtained maximum velocity at LEAP X-1B fan blade output is 350.392 m/s and maximum pressure at CFM 56-7B fan blade output is 17276.09 Pa
Simulasi Aliran Udara Pada Main Rotor Blade Helikopter Bell 429 Dengan Berbantuan CFD Bismil Rabeta; Tri Susilo; Yanuar Ayu A
Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 4 No 1 (2019): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan
Publisher : FTK UNSURYA

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.35894/jtk.v4i1.227

Abstract

Prinsip aerodinamik pada helikopter, umumnya sama dengan pesawat fixed wing. Oleh karena itu tujuan dari penelitian ini adalah untuk mengetahui bagaimana simulasi aliran udara pada sebuah helikopter BELL 429 saat hover pada ketinggian 1000 feet dengan sudut 0°. Ada tiga pendekatan yang memungkinkan yaitu eksperimen (pengujian penerbangan nyata), analisis teori, dan komputasi (metode simulasi). Pada penelitian ini digunakan metode komputasi yang dikenal dengan Computational Fluid Dynamics (CFD). Adapun hasil yang diperoleh adalah ketika udara mengalir di permukaan main rotor blade kecepatan akan meningkat setelah melewati blade dengan maximum velocity 70.8 m/s dan akan kembali normal setelah menjauhi blade dengan nilai sama dengan nilai input, sedangkan tekanan meningkat sebelum melewati main rotor blade mencapai 97798.9 Pa dikarenakan terhambatnya oleh penampang blade.   The principle of aerodynamics in helicopters is generally the same as fixed wing aircraft. Therefore the purpose of this study is to find out how the air flow simulation on a BELL 429 helicopter when hovering at an altitude of 1000 feet at an angle of 0 °. There are three possible approaches, experiments (real flight test), theoretical analysis, and computing (simulation methods). In this study used a computational method known as Computational Fluid Dynamics (CFD). The results obtained are that when air flows on the main surface of the blade rotor, the speed will increase after passing through the blade with a maximum speed of 70.8 m/s and will return to normal after moving away from the blade with the same value as the input value, while the pressure increases before passing the blade rotor reaches 97798.9 Pa because it is hampered by the blade cross section.
Analisis Performa Micro Turbojet Engine Aero-16 Berbasis Turbocharge Holset Reza Pahlevi, Mohammad; Rabeta, Bismil; Franciscus, Freddy
Jurnal Mahasiswa Dirgantara Vol. 2 No. 1 (2023): Jurnal Mahasiswa Dirgantara
Publisher : FTK UNSURYA

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.35894/jmd.v2i1.2

Abstract

Pesawat terbang adalah kendaraan yang mampu terbang di udara. Pesawat dapat terbang karena memiliki 4 gaya yaitu thrust, drag, weight dan lift. 4 gaya tersebut dapat berkerja di pesawat karena ada bantuan dari engine dan wing. Engine yang terdapat pada pesawat terbang digunakan untuk mendapatkan thrust. Turbojet engine merupakan mesin yang berkerja dengan cara mengkompresi udara luar oleh kompresor hingga mencapai tekanan tinggi. Selanjutnya udara bertekanan tinggi tersebut masuk ke dalam ruang bakar untuk dicampurkan dengan bahan bakar. Pembakaran udara dan bahan bakar tersebut akan menaikkan temperatur dan tekanan fluida kerja. Fluida bertekanan tinggi ini selanjutnya dilewatkan melalui turbin dan keluar pada nosel dengan kecepatan sangat tinggi. Sedangkan Turbin gas adalah sebuah mesin panas pembakaran dalam, proses kerjanya seperti motor bakar, yaitu udara luar dihisap masuk kompresor dan dikompresi, kemudian udara dimampatkan masuk ruang bakar dan dipakai untuk proses pembakaran, sehingga diperoleh suatu energi panas yang besar, energi panas tersebut diekspansikan pada turbin dan menghasilkan energi mekanik pada poros, sisa gas pembakaran yang keluar turbin menjadi energi dorong (turbin gas pesawat terbang). Pada penelitian ini dilakukan percobaan pada Micro Turbojet Engine Aero-16 berbasis Turbocharge Holset, sehingga didapatkan nilai thrust pada variasi rpm 5000 sampai 7500 sebesar 0,63675 N – 7,7499 N, dan luas Air Inlet sebesar 0,00212264 m^2 serta nila Thrust Spesific Fuel Consumption sebesar 0,112709007 (kg⁄h)/N.
Co-Authors A. Sitompul, Sahril Agus Sugiharto Alex, Indirwan Aswan Tajuddin Fairuza, Syarifah Falah, Fikry Farisi, Mochammad Haekal Fauzan Taufik Hidayat Fikry Falah fitriansyah, Rizky Fransisco, Romario Freddy, Franciscus Hidayat, Fauzan Taufik Ilham Maulana Imron Rosadi Indirwan Haerudin Miranda Saputra Mohammad A.F Ulhaq muftiarifin Muhammad Hadi Widanto Nopelandi, Aldi Nurrohmad, Abian Putra, Reza Enzal Pratama Reza Pahlevi, Mohammad Rizki Fitriansyah Romario Fransisco Sahril Afandi S Satria Nanda, Ozi setyaji, Yudisthira Sitompul, Sahril Afandi Supit, Zainal Fikry Heryanto Taufiq Dwi Wijanarko Tri Susilo Tri Susilo Vetho Tigelrito Yanuar Ayu A