Articles
<![CDATA[Design Drop Weight Impact Testing for Landing Gear UAV LSU (LAPAN Surveillance UAV) Series ]]>
<![CDATA[Muhammad Hadi Widanto]]>;
<![CDATA[Rizki Fitriansyah]]>;
<![CDATA[Sahril Afandi S]]>;
<![CDATA[Bismil Rabeta]]>
<![CDATA[ Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 10 No 1 (2025): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan ]]>
Publisher : <![CDATA[FTK UNSURYA ]]>
Show Abstract
|
Download Original
|
Original Source
|
Check in Google Scholar
|
DOI: 10.35894/jtk.v10i1.230
<![CDATA[The use of UAV (Unmanned Aerial Vehicle) by government and private institutions has been widely practiced. One is for monitoring needs, mapping an area to another, and more specific military needs. UAV carry a variety of sophisticated electronic equipment, and landing gear must be capable of supporting the load. Absorbing impact energy is essential to prevent damage to the equipment. The landing gear drop test simulates the stiffness of the landing gear to receive an impact load when the aircraft lands. The primary purpose of the tool's design is to facilitate the effective and efficient research and development of landing gear design in the future. This study's landing gear drop weight test was designed for all types of LSU unmanned aircraft (Lapan Surveillance UAV). Landing gear drop weight is designed with several systems to support the ability to determine the speed before the impact, impact force, and deformation on the landing gear strut as a parameter for future landing gear research. This test tool utilizes gravity as an impact propulsion. The test equipment design refers to the CASR 23 standard test. This study compared the test equipment design solutions and the construction deflection analysis to ensure the design results could be made. The bending value of the hoist plate on the rig design that has been made is 57.7 MPa. The value of critical buckling in the rig column is 28,353 kN.]]>
<![CDATA[Pembuatan Alat dan Simulasi Sistem Engine Fire Protection Pada Pesawat Terbang ]]>
<![CDATA[Satria Nanda, Ozi]]>;
<![CDATA[Rabeta, Bismil]]>
<![CDATA[ Jurnal Mahasiswa Dirgantara Vol. 1 No. 1 (2022): Jurnal Mahasiswa Dirgantara ]]>
Publisher : <![CDATA[FTK UNSURYA ]]>
Show Abstract
|
Download Original
|
Original Source
|
Check in Google Scholar
<![CDATA[Pembuatan alat simulasi sistem engine fire protection pada pesawat terbang telah dilakukan. Setelah proses pembuatan alat simulasi selesai, pengujian dilakukan guna mengukur kemampuan alat simulasi bekerja, terutama kemampuan detektor dan pemadam. Pengujian dilakukan dengan cara menyalakan alat pembakar yang terdapat pada engine nacelle, detektor akan merasakan panas lalu mengirim sinyal tanda kebakaran melalui melalui engine fire detection module ke engine fire control panel dan ke aural warning unit, pilot yang menerima sinyal tersebut akan mengoperasikan pemadam untuk memadamkan api. Dari hasil pengujian dapat disimpulkan detektor mampu mendeteksi kebakaran dalam waktu kurang dari 45 detik, dan pemadam dapat melakukan pemadaman api dalam waktu kurang dari 2 detik.]]>
<![CDATA[Pembuatan Generator Sistem Pada Alat Peraga Engine Doryz–95 ]]>
<![CDATA[setyaji, Yudisthira]]>;
<![CDATA[Rabeta, Bismil]]>
<![CDATA[ Jurnal Mahasiswa Dirgantara Vol. 1 No. 2 (2022): Jurnal Mahasiswa Dirgantara ]]>
Publisher : <![CDATA[FTK UNSURYA ]]>
Show Abstract
|
Download Original
|
Original Source
|
Check in Google Scholar
<![CDATA[Sistem kelistrikan pada pesawat terbang terbagi menjadi dua yaitu AC power listrik dan DC power listrik, di mana pada AC power listrik itu sendiri merupakan power listrik yang keluaran arus nya bolak-balik sedangkan untuk arus DC yaitu pada arus ini keluaran arus yang dihasilkan dari suatu pembangkit tenaga menghasilkan arus searah, jadi pada arus DC ini terdapat dua terminal yaitu positif dan negative, dikarenakan arus ini searah jadi mengharuskan sesuai dengan terminalnya. Pada sebuah pesawat terbang, AC pada sebuah pesawat terbang dihasilkan melalui salah satu komponen yang bernama generator, sedangkan untuk arus DC dihasikan dari sebuah baterai, dan tetapi ada beberapa kasus juga di sebuah generator menghasilkan arus DC. Dalam pembuatan generator ini terdiri dari beberapa tahap, tahap pemilihan dinamo, tahap pemilihan bahan sebagai body generator, tahap perakitan generator, terakhir tahap pengeleman generator ke engine. Pada pembuatan generator ini menghasilkan 1,0 volt pada 14,939 rpm sehingga dapat digunakan untuk menyalakan relay sebagai switch anti-icing serta lampu merah pada engine DORYZ. Pada zaman saat ini alat peraga sangat dibutuhkan dalam dunia pendidikan untuk mempermudah memahami pembelajaran secara langsung dan tepat ke para mahasiswa. Oleh karena itu pembuatan generator sistem pada alat peraga engine DORYZ-95 ini dibuat untuk mempermudah pembelajaran.]]>
<![CDATA[Retrofit Micro Turbojet Engine AERO-16 Berbasis Turbocharge HOLSET HX-35 ]]>
<![CDATA[Putra, Reza Enzal Pratama]]>;
<![CDATA[Rabeta, Bismil]]>;
<![CDATA[Franciscus, Freddy]]>
<![CDATA[ Jurnal Mahasiswa Dirgantara Vol. 1 No. 1 (2022): Jurnal Mahasiswa Dirgantara ]]>
Publisher : <![CDATA[FTK UNSURYA ]]>
Show Abstract
|
Download Original
|
Original Source
|
Check in Google Scholar
<![CDATA[Gas turbine engine merupakan jenis engine yang melakukan pembakaran didalam. Engine tersebut bekerja dengan cara merubah energi thermal menjadi energi mekanik, dimana energi thermal tersebut dihasilkan dari ruang bakar dan energi mekanik dihasilkan dari putaran turbin. Dalam penelitian ini dibahas secara rinci tentang proses Retrofit Micro Turbojet Engine Aero-16 Berbasis Turbocharge Holset HX-35. Sebelum dilakukan manufaktur, terlebih dahulu dilakukan studi literatur dan pengumpulan informasi mengenai data apa saja yang perlu disiapkan sebagai dasar tolak ukur untuk melakukan manufaktur. Pada Micro Turbojet Engine Aero-16 memiliki komponen utama berupa kompresor, ruang pembakar, dan turbin. Engine membutuhkan komponen lainnya seperti compressor shroud, flange housing, housing, stator turbin, dan exhaust nozzle. Pembuatan komponen-komponen digunakan untuk menghasilkan siklus kerja micro turbojet engine yang sempurna. Setelah proses manufaktur selesai selanjutnya, pengukuran antara design blue print dengan komponen hasil manufaktur yang sudah dilakukan. Terdapat perbedaan dimensi di beberapa komponen dengandesign blue print, dikarenakan minimnya alat manufaktur yang tersedia. Dari penelitian ini Micro Turbojet Engine Aero-16 berhasil diwujudkan secara nyata, dan diharapkan menghasilkan spesifikasi serta fitur yang bermanfaat untuk mempermudah pembelajaran tentang sistem kerja gas turbine engine pada pesawat.]]>
<![CDATA[Pembuatan Ignition System Pada Micro Turbojet Engine AERO–16 ]]>
<![CDATA[Alex, Indirwan]]>;
<![CDATA[Rabeta, Bismil]]>;
<![CDATA[Rosadi, Imron]]>
<![CDATA[ Jurnal Mahasiswa Dirgantara Vol. 1 No. 2 (2022): Jurnal Mahasiswa Dirgantara ]]>
Publisher : <![CDATA[FTK UNSURYA ]]>
Show Abstract
|
Download Original
|
Original Source
|
Check in Google Scholar
<![CDATA[Prinsip kerja mesin turbojet bergantung dari komponen utamanya. Komponen utama dari mesin turbojet yaitu kompresor, ruang bakar, turbin. Sebelumnya telah dilakukan pembuatan micro turbojet engine aero – 16 dimana masih ada kekurangan yang harus diperbaiki, salah satunya ignition system. Pada tugas akhir ini dilakukan pembuatan ignition system untuk menunjang proses pembakaran pada micro turbojet engine aero - 16. Ignition system tersebut mempunyai perbedaan dengan system turbojet lainnya secara umum. Ignition system berfungsi menciptakan percikan bunga api pada igniter plug sebagai pemicu terjadinya penyalaan alat yang sebelumnya dibuat, dimana secara fungsi dapat menyebabkan terjadinya ledakan pada combustion chamber. Ignition system merupakan bagian yang penting pada combustion chamber, karena tanpa ada system pengapian, pembakaran campuran udara dan fuel pada combustion chamber tidak akan pernah terjadi. Ignition system telah bekerja dan dapat diaplikasikan sebagai pelengkap sistem pada micro turbojet engine aero – 16 dengan parameter penyalaan di ruang bakar dapat dilakukan dengan minimum putaran potensio meter sebesar 12% dan Rpm minimum sebesar 847. Dimana set pada pressure gauge gas sebesar 1????????/????????- dan mempunyai nilai laju aliran massa rata – rata sebesar 24 gram per menit selama tiga kali pengujian dengan set parameter yang sama.]]>
<![CDATA[Pembuatan PTTA JATAYU-01 ]]>
<![CDATA[Farisi, Mochammad Haekal]]>;
<![CDATA[Rabeta, Bismil]]>;
<![CDATA[Tajuddin, Aswan]]>
<![CDATA[ Jurnal Mahasiswa Dirgantara Vol. 1 No. 2 (2022): Jurnal Mahasiswa Dirgantara ]]>
Publisher : <![CDATA[FTK UNSURYA ]]>
Show Abstract
|
Download Original
|
Original Source
|
Check in Google Scholar
<![CDATA[Pesawat Terbang Tanpa Awak (UAV) atau PTTA merupakan kategori pesawat model yang tidak berpenumpang atau nirawak dan dapat dikendalikan secara manual maupun secara otomatis dengan tujuan untuk mencapai misi penerbangan tertentu. PTTA JATAYU-01 merupakan pesawat jenis flying wing dengan kategori Small UAV yang dibuat untuk pengoperasian misi foto udara dan pengiriman paket sebesar 500 gr. Penggunaan material sebagian besar menggunakan composite sebesar 57,5%, 24% material digunakan sebagai inti sandwich dan skins. 9% material merupakan penguat tambahan, dan 9% sisanya adalah material lainya yang berfungsi sebagai pelengkap tambahan. Struktur pesawat ini menggunakan konstruksi monocoque dengan model sandwich composite, Perpaduan antara struktur monocoque dengan sandwich composite ini untuk mendapatkan sebuah kombinasi struktur yang lebih optimal pada PTTA JATAYU-01. Pesawat ini memiliki massa sebesar 5.8 kg. Sayap pesawat ini memiliki sweep angle 30 ̊ dengan aspect ratio sebesar 10,44 dengan MAC 311,1 mm. Pemasangan angle of incidence 2 ̊ pada root dan -3 ̊ pada tip. Perbedaan angle of incidence ini untuk meningkatkan kestabilan longitudinal selama pesawat dalam misi penerbangan. Kemampuan sayap menahan beban dengan luas sayap 600.000 mm2 adalah 9,6 kg /m2.]]>
<![CDATA[Pembuatan System GPU (Ground Power Unit) Untuk Alat Peraga Engine Doryz-95 ]]>
<![CDATA[Supit, Zainal Fikry Heryanto]]>;
<![CDATA[Rabeta, Bismil]]>
<![CDATA[ Jurnal Mahasiswa Dirgantara Vol. 1 No. 2 (2022): Jurnal Mahasiswa Dirgantara ]]>
Publisher : <![CDATA[FTK UNSURYA ]]>
Show Abstract
|
Download Original
|
Original Source
|
Check in Google Scholar
<![CDATA[Seiring dengan berkembangnya industri kedirgantaraan di sekala internasional maupun nasional. Begitu banyak sekali aspek penting yang dapat diketahui terlebih lagi dalam sektor pembelajaran, dimana ada beberapa hal yang sangat jarang sekali dipahami atau diketahui dalam industri penerbangan ini Salah satunya berkaitan dengan GSE (Ground Support Equipment) yang mana itu adalah GPU. Oleh karena itu, dilakukanlah pembuatan system GPU untuk alat peraga engine DORYZ-95 ini, yang mana pada hasil akhir ini menjelaskan dan memperagakan GPU sebagai sumber listrik eksternal yang bekerja pada kompartment atau diibaratkanGPU sebagai sumber listrik pesawat secara eksternal ketika pesawat sedang servicing on ground dan turut memaparkan juga apa yang dilakukan oleh engineer on ground dan operator GSE (Ground support equipment) dalam system kerjanya. Sedangkan melihat pada alat ini sendiri, alat ini berperan sebagai systempendistribusian agar alat peraga dapat dinyalakan menggunakan sumber listrik eksternal. Penelitian di laksanakan dalam 3 tahapan yaitu : pembuatan case GPU, pembuatan system GPU dan penggantian komponen dalam GPU Untuk mengetahui spesifikasi dari GPU sendiri apakah sesuai yang di butuhkan alat peraga atau tidak, kemudian dilakukan pengujian pada system serta alat GPU sendiri terkait jumlah besaran output daya maupun ketahanan GPU.]]>
<![CDATA[ANALISIS NUMERIK DISTRIBUSI TEKANAN & KECEPATAN ALIRAN UDARA PADA FUSELAGE B737-9 MAX ]]>
<![CDATA[Tri Susilo]]>;
<![CDATA[Bismil Rabeta]]>;
<![CDATA[Fikry Falah]]>
<![CDATA[ Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 4 No 2 (2019): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan ]]>
Publisher : <![CDATA[FTK UNSURYA ]]>
Show Abstract
|
Download Original
|
Original Source
|
Check in Google Scholar
|
DOI: 10.35894/jtk.v4i2.270
<![CDATA[Aerodynamic characteristics can be known by using computational Fluid Dynamics(CFD) methods. This study analyzes the pressure distribution andvelocity of air flow on FuselageB737-9 MAX using the Computational Fluid Dynamics (CFD) method with variations in attackangles of 0o, 15o, 30oand 45o. The results obtained are at 0oattack angle, 15othe difference inspeed and pressure is not too significant or normal, while at the attack angle 30oand 45othedifference in speed and pressure is very significant or abnormal because the air flow at that angleexperiences turbulence around the fuselage.]]>
<![CDATA[ANALISIS PERFORMA ENGINE MARCHETTI SF 260 ]]>
<![CDATA[Bismil Rabeta]]>
<![CDATA[ Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 4 No 2 (2019): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan ]]>
Publisher : <![CDATA[FTK UNSURYA ]]>
Show Abstract
|
Download Original
|
Original Source
|
Check in Google Scholar
|
DOI: 10.35894/jtk.v4i2.272
<![CDATA[The Aerospace Air Marshal Surydarma University (Unsurya) is a college of movement in aerospace technology that attempts to contribute and information related to aviation technology. One of the facilities owned by Unsurya is the Marchetti SF-260 aircraft which is used as a practice facility for implementing ground run-up engine tests. As long as this aircraft is in Unsurya, no one has ever tried to analyze the engine's performance. Therefore in this study do an analysis of the performance of the marchetti aircraft SF-260 was carried out using the Lycoming O-540 E4A5 engine to determine engine torque, engine power and mechanical efficiency varied by cruising altitude. From the results of the analysis it was found that the highest value at torque was 480.24 Nm, engine power 182 BHP and mechanical efficiency 42.83% obtained at an altitude of 10,000 ft.]]>
<![CDATA[Analisis Pengaruh Winglet Pada Sayap Pesawat Cessna 172 Menggunakan Perangkat Lunak XFLR5 ]]>
<![CDATA[Bismil Rabeta]]>;
<![CDATA[Fauzan Taufik Hidayat]]>;
<![CDATA[Freddy Franciscus]]>
<![CDATA[ Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 5 No 1 (2020): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan ]]>
Publisher : <![CDATA[FTK UNSURYA ]]>
Show Abstract
|
Download Original
|
Original Source
|
Check in Google Scholar
|
DOI: 10.35894/jtk.v5i1.280
<![CDATA[Innovations on aircraft wings always continued in order to achieve better wing efficiency. Especially to optimalization wing shape and reduce induce drag on aircraft by adding device called winglet. This research conduct a study to determine the effect of winglet when adding on Cessna 172 wing. Winglet has a purpose to increase wing’s efficiency by reducing induce drag and increase ratio between lift coefficient and drag coefficient. The test object is modification Cessna 172 wing that modeled with cant angle variation 0°, 30°, 60°, and 90°using software XFLR5. The result shows that wing modification with 30° cant angle winglet has the highest CL/CD ratio about 24,728 with optimum value at 2.5° angle of attack.]]>
