cover
Article Per Year (5 Year)
All
Home Page
OAI Link
Editorial Team
Contact
Reviewer
Google Scholar
Contact Name
Endah Yuniarti
Contact Email
endah.yuniarti13@gmail.com
Phone
+628159460696
Journal Mail Official
jtk@unsurya.ac.id
Editorial Address
Fakultas Teknologi Kedirgantaraan R.215 Kampus A Universitas Dirgantara Marsekal Suryadarma Jl. Halim Perdanakusuma Jakarta - 13610 Telp. 021 8093475 ext 16 Fax. 021 8009246 email: jtk@unsurya.ac.id http://jurnal.ftkunsurya.com/index.php/jtk/about/submissions
Location
Kota adm. jakarta timur,
Dki jakarta
INDONESIA
Jurnal Teknologi Kedirgantaraan (JTK)
Published by Universitas Dirgantara Marsekal Suryadarma
ISSN : 25282778     EISSN : 26849704     DOI : https://doi.org/10.35894/jtk.v6i2
Core Subject : Science, Social, Engineering,
Aerospace Engineering Engineering Environmental Science Materials Science & Nanotechnology Transportation
Jurnal Teknologi Kedirgantaraan (JTK) memuat artikel-artikel hasil penelitian dan kajian analitis kritis bidang teknik penerbangan yang belum pernah dipublikasikan pada media lain. Adapun lingkup bahasan meliputi: propulsi, avionik, struktur, material pesawat terbang, pemeliharaan dan operasional pesawat terbang dan topik-topik yang berkaitan. Tujuan utama dari Jurnal Teknologi Kedirgantaraan adalah mempublikasikan hasil penelitian yang dilakukan dan memotivasi produktivitas karya ilmiah dalam bidang Teknik Penerbangan/Aeronautika. Jurnal Teknologi Kedirgantaraan (JTK) terbit secara berkala dua volume dalam satu tahun. Kami selaku pengelola juga selalu melakukan pembenahan dan perbaikan agar Teknologi Kedirgantaraan ini dapat diakui secara nasional maupun internasional.
Arjuna Subject : Teknik (semua kategori) - Teknik Mesin
Articles 166 Documents
 9   10   11   12   13 
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.
Studi Perhitungan Efektivitas Derate Thrust Engine Rolls-Royce Trent 700 Pada Pesawat Airbus A330-300 Miftha Hudin Budiman; Tri Susilo; Aprila Sakti K
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.v2i2.207

Abstract

Mesin turbin gas sebagai penghasil tenaga dorong bagi pesawat udara harus dioperasikan se-optimal dan se-efisien mungkin, mengingat biaya perawatan engine yang mahal. Pemakaian tenaga dorong (thrust) paling besar adalah pada saat pesawat lepas landas (takeoff) dan terbang menanjak (climb). Pada kedua fase ini biasanya pesawat menghasilkan thrust dengan maksimal, tetapi hal ini berakibat meningkatnya tingkat kelelahan (fatique) dari engine sendiri. Maka kemudian dikembangkan suatu metode yang bisa membatasi kinerja engine agar tidak perlu menghasilkan thrust maksimal (100%), metode ini disebut sebagai Derate Thrust. Dengan demikaian penelitian ini dibuat dengan maksudkan untuk mempelajari, menghitung serta menganalisis seberapa efektif pengguaan derate thurst tersebut, dan yang dijadikan objek penelitian ini adalah metode engine Turbofan Rolls-Royce Trent 700 yang digunakan pada pesawat Airbus A330-300. Metode yang digunakan dalam penelitian ini adalah metode perhitungan menggunakan rumus-rumus derate thrust yang di keluarkan langsung oleh pihak manufaktur engine yakni Rolls-Royce, yang selanjutnya akan dilakukan perbandingan dengan data aktual pabrik untuk dianalisa. Hasil dari perhitungan tersebut diperoleh kesimpulan bahwa hasil penggunaan derate paling efektif pada persentase 14,67. Bisa disimpulkan semakin besar nilai efektivitas yang dihasilkan maka akan semakin kecil kesempatan engine untuk mengalami kerusakan.   Gas turbine engine as propulsion system in airplane are required to operate efficiently and optimally as possible. Maximum thrust is required when the airplane in take-off and climbing phases. In both flight phases, the engines are experiencing high loads that cause high probability of fatigue failure. In order to prevent in maximum thrust operation,  engine operation is limited by method called derate thrust. The purposes of this research are to study, calculate and analyze the performance of derate thrust method on Turbofan Rolls-Royce Trent 700 of Airbus A330-300. The formulas used in the derate method is based on Rolls-Royce manufacturer and will be compared with actual data in analysis. The results show the derate thrust effectively on 14,67 %. As the value of effectiveness is higher the probability of engine failure is lower.
Analisis Tabrak Burung Pada Leading Edge Dengan Metode Elemen Hingga S, Sahril Afandi; Abdul Hanafi
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.v2i2.208

Abstract

Insiden tabrak burung sering terjadi pada operasi penerbangan dan dapat menyebabkan kegagalan struktur serta mengancam keselamatan penerbangan. Oleh karena itu, fenomena tabrak burung perlu dipelajari lebih lanjut terutama efek yang terjadi pada komponen struktur pesawat. Penelitian ini membahas tabrak burung pada Leading Edge dengan metode numerik berbasis metode elemen hingga. Struktur Leading Edge diasumsikan hanya terdiri dari skin dengan mengalami tabrak burung variasi kecepatan 75 m/s, 100 m/s, 125 m/s dan 150 m/s serta variasi sudut sebesar 00 dan 450. Material burung dianggap memiliki sifat material elastis-plastis. Hasil simulasi menunjukkan deformasi Leading Edge meningkat dengan bertambahnya kecepatan, serta gaya impak lebih tinggi pada arah tumbukan 00 untuk tiap kecepatan yang sama.Gaya impak maksimum pada tiap kecepatan untuk arah tumbukan 00 dan 450 pada rentang 27 – 53 kN dan 16 – 40 kN. Sementara, hasil perpindahan maksimum pada tiap kecepatan untuk arah tumbukan 00 dan 450 pada rentang 110 – 242 mm dan 82 – 201 mm.   Bird strike events occurred frequently in flight operation and cause structural failure and may lead to flight accident. Therefore, bird strike effects on airplane structural failures need to be studied further. This study provides bird strike simulation on leading edge using finite element method. The leading edge structure is assumed consist of skin only and bird strike velocities are 75 m/s, 100 m/s, 125 m/s and 150 m/s with impact direction of 00, 450. Bird material is defined as elasto-plastic material. The results show deformation increasing as variation of speed increased and impact force during bird strike is higher when impact direction 00 at the same speed. Maximum impact force at each speed shows values between 27 – 53 kN dan 16 – 40 kN  for impact direction of 00 and 450, respectively.  Maximum displacement at each speed shows values between 110 – 242 mm and 82 – 201 mm for impact direction of 00 and 450, respectively.
Studi Perhitungan Efektivitas Derate Thrust Engine CFM56-5B Pada Pesawat Airbus A320-200 Pandu Yugo Anggoro; Tri Susilo; Aprilia Sakti K
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.v2i2.209

Abstract

Penggunaan gaya dorong secara maksimal secara terus menerus dapat mempersingkat usia mesin pesawat dan juga tentunya akan menambah biaya perawatan pesawat tersebut. Sebuah metode untuk meng-optimalkan pemakaian mesin dengan membatasi kinerja mesin agar mesin tidak bekerja dengan tenaga maksimal dinamakan Derate Thrust. Penelitian ini membahas mengenai perhitungan efektivitas Derate Thrust pada saat  takeoff pada pesawat A320-200 dengan menggunakan engine CFM56-5B pada bulan Januari sampai Maret 2016. Metode yang digunakan dalam penelitian ini adalah metode perhitungan yang menggunakan rumus-rumus Derate Thrust yang dikeluarkan oleh pihak manufaktur engine yaitu CFM. Selanjutnya akan dilakukan perbandingan antara data aktual dengan perhitungan manual. Hasil dari perhitungan manual efektivitas Derate Thrust untuk PK-A1, PK-A2, dan PK-A3 selama bulan Januari sampai Maret 2016 tertinggi yaitu pada bulan Februari sebesar 25.559% dengan EGT 699 0C pada pesawat PK-A1. Berdasarkan hasil tersebut maka temperature berbanding terbalik dengan effektivitas Derate Thrust dan temperature merupakan faktor penting dalam pengoperasian Derate Thrust.   Service life of airplane engine will be shortened by operating maximum thrust at continuous operation and also maintenance cost become higher. A method to optimize engine operation by limiting the maximum thrust is applied during operation called Derate Thrust. This study discusses calculation of Derate Thrust effectiveness at landing operation of A320-200 with CFM56-5B engine during period January until March 2016. Calculation is based on Derate Thrust formulas provided by manufacturer, CFM. Then, comparison between actual data and calculation is shown. The results show the derate thrust effectiveness for PK-A1, PK-A2, and PK-A3 is higher on March with value of 25.559% and EGT 699 0C for PK-A1. Based on the results, temperature is inversely proportional to Derate Thrust effectiveness and temperature is a key factor during application of Derate Thrust.
Analisis Tabrak Burung Pada Vertical Stabilizer dengan Metode Elemen Hingga Sahril Afandi S; Prastyo Ardi Herwanda
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.v2i2.210

Abstract

Kasus tabrak burung sering terjadi pada operasi penerbangan. Tabrak burung dapat menyebabkan kegagalan struktur serta mengancam keselamatan penerbangan. Pengetahuan mengenai fenomena tabrak burung perlu dikembangkan lebih lanjut terutama jenis kegagalan yang mungkin terjadi pada komponen struktur pesawat. Penelitian ini mempelajari tabrak burung pada vertical stabilizer dengan metode numerik berbasis metode elemen hingga. Struktur vertical stabilizer diasumsikan hanya terbuat dari skin dengan mengalami tabrak burung variasi kecepatan awal 75 m/s, 100 m/s, 125 m/s dan 150 m/s serta variasi sudut impak sebesar 00 dan 450. Sifat material burung diasumsikan elastis-plastis. Hasil simulasi menunjukkan deformasi vertical stabilizer berupa perpindahan meningkat dengan bertambahnya kecepatan, serta dapat disimpulkan tabrak burung pada sudut 450 menunjukkan gaya impak dan deformasi lebih tinggi dibanding 00 untuk tiap kecepatan yang sama. Gaya impak maksimum yang terjadi pada tiap kecepatan untuk arah tumbukan 00 dan 450 pada rentang 15 – 45 kN dan 40 – 78 kN. Sementara, hasil perpindahan maksimum pada tiap kecepatan untuk arah tumbukan 00 dan 450 pada rentang 73 – 161 mm dan 99 - 219 mm.   Bird strike events occurred frequently in flight operation. Bird strikes can cause structural failure and may lead to flight accident. The knowledge of bird strike phenomenon need to developed further to study structural failure of aircraft that might occurred. This study provides bird strike simulation on vertical stabilizer using finite element method. The vertical stabilizer structure is assumed consist of skin only and bird strike velocities are 75 m/s, 100 m/s, 125 m/s and 150 m/s with impact direction of 00, 450. Material property of bird is defined as elasto-plastic material. The results show vertical stabilizer deformation (displacement) is increasing as the variation of speed increased and impact forces and displacement result during bird strike is higher when impact direction 450 than 00 at the same speed variation. Maximum impact forces at each speed shows values between 15 – 45 kN dan 40 – 78 kN  for impact direction of 00 and 450, respectively.  Maximum displacement at each speed shows values between 73 – 161 mm and 99 - 219 mm for impact direction of 00 and 450, respectively.
Review Strategi Pengembangan MRO di Indonesia Freddy Franciscus
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.v3i1.211

Abstract

Trend pertumbuhan kebutuhan pemeliharaan  pesawat terbang yang ber operasi di Indonesia terus tumbuh sebesar 12.87% per tahun. Kebutuhan belanja pemeliharaan pesawat terbang dalam negeri berdasarkan klaster adalah klaster airframe maintenance (12%), component maintenance (40%), engine maintenance (35%), line maintenance (12%) dan modification (1%). Tahun 2017 biaya belanja untuk pemeliharaan pesawat terbang yang dioperasikan di Indonesia total sekitar US$ 1 Miliar dan hanya bisa diserap oleh MRO dalam negeri sekitar 35% atau sekitar US$ 350 juta. Dimana klaster airframe, line maintenance dan modifikasi dapat menyerap semua kebutuhan yaitu masing-masing 12%, 12% dan 1% total 25%. Sementara klaster Engine dan komponen hanya dapat menyerap masing-masing 5% total 10%. Masih ada 65% peluang yang bisa digarap oleh MRO dalam negeri untuk mengembangkan bisnis bengkel pesawat terbang.Penyebab utama dari penyerapan yang tidak optimal terhadap peluang tersebut adalah kekurangan capability MRO dalam negeri pada  klaster engine dan komponen. Selain itu juga adalah karena kurangnya MRO dalam negeri yang ber standar internasional memiliki sertifikat FAA dan atau EASA. Dalam jangka pendek-menengah perlu meningkatkan capability MRO di klaster engine dan komponen dengan memperhatikan populasi jenis engine dan komponen yang banyak melakukan maintenance/shop visit dan juga meningkatkan standar mutu MRO klaster engine dan komponen dengan mempunyai sertifikat FAA/EASA. Dalam jangka panjang perlu untuk membangun suatu ‘aerospace park’ di suatu bonded area dimana semua kebutuhan pemeliharaan pesawat terbang dan komponen nya dari hulu ke hilir tersedia di tempat tersebut. The growing trend in aircraft maintenance in Indonesia continues to grow by 12.87% per year. The maintenance expenses of domestic aircraft maintenance based on its cluster are airframe maintenance (12%), component maintenance (40%), engine maintenance (35%), line maintenance (12%) and modification (1%).In 2017 the cost of maintenance for aircraft operated in Indonesia totals about US $ 1 billion and can only be absorbed by domestic MRO of about 35% or about US $ 350 million. Where clusters airframe, line maintenance and modifications can absorb the needs of 12%, 12% and 1% respectively, total 25%. While the Engine cluster and component can only absorb 5% each. total 10%. There are still 65% maintenance expenses can not be absorbed by domestic MRO and that the business opportunities that can be worked out by domestic MRO. The main cause of the non-optimal absorption of these opportunities is the lack of domestic MRO capability in the engines and components maintenance. It is also due to domestic MRO lack of having international maintenance certificate such as FAA and/or EASA certificate. In the short term to medium term domestic MRO need to increase the capability of MRO in engines and components maintenance with respect to the population of engine and components types that have a lot of maintenance / shop visit. Also need to improve the quality standard of MRO for engines and components maintenance with having FAA  and/or EASA certificate.In the long term it is necessary to build an aerospace park in a bonded area where all aircraft maintenance requirements and its components from upstream to downstream are available in one location/venue.  
Analisis Tabrak Burung Pada Struktur Engine Inlet dengan Metode Elemen Hingga Sahril Afandi S; Mark Andrew
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.v3i1.212

Abstract

Pada penelitian ini, tabrak burung pada engine inlet dengan metode numerik berbasis metode elemen hingga akan dibahas. Kecepatan impak burung pada struktur engine inlet divariasikan dengan nilai 75 m/s, 100 m/s, 125 m/s dan 150 m/s serta variasi sudut sebesar 00 dan 450. Material burung dan struktur engine inlet dimodelkan memiliki sifat material elastis-plastis. Hasil simulasi menunjukkan gaya impak lebih tinggi pada arah tumbukan 00 untuk tiap kecepatan yang sama.Gaya impak maksimum pada tiap kecepatan untuk arah tumbukan 00 dan 450 pada rentang 7 – 26 kN dan 4 – 25 kN. Sementara, hasil perpindahan maksimum pada tiap kecepatan untuk arah tumbukan 00 dan 450 pada rentang 105 – 211 mm dan 103 – 183 mm.   In this study, bird strike simulation on engine inlet using finite element method will be presented. The engine inlet structure is assumed consist of skin only and bird strike velocities are 75 m/s, 100 m/s, 125 m/s and 150 m/s with  impact direction of 00, 450. Bird material is defined as elasto-plastic material. The results show impact force during bird strike is higher when impact direction 00 at the same speed. Maximum impact force at each speed shows values between 27 – 53 kN dan 16 – 40 kN  for impact direction of 00 and 450, respectively.  Maximum displacement at each speed shows values between 105 – 211 mm and 103 – 183 mm for impact direction of 00 and 450, respectively.
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.  
Simulasi Monitoring Next Engine Shop Visit Life Limited Part CFM-56 Pada Pesawat Narrow Body Mufti Arifin; Endah Yuniarti; Borris Y Maningka
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.v3i1.214

Abstract

Batas umur pemakaian setiap komponen life limited part (LLP) engine pesawat terbang bervariasi. Maka dari itu perlu adanya suatu monitoring untuk mengetahui sisa umur komponen agar tidak terlewat atau melebihi batas umur pemakaian yang telah ditentukan oleh pabrik. Jika suatu komponen sudah mendekati batas umur yang telah ditentukan, maka komponen tersebut wajib untuk diganti dengan yang baru, walaupun secara visual kondisi komponen tersebut terlihat masih bagus atau layak. Untuk mempermudah monitoring, maka perlu dibuat ilustrasi engine dan tiga warna dengan menggunakan rumusan microsoft excel serta ditambahkan minimum remaining agar jarak pada shop visit tidak terlalu dekat, sehingga bisa meminimalisir waktu dari sebuah perencanaan shop visit. Kelebihan dari program ini adalah dapat memantau next engine shop visit dari banyak engine secara cepat, program ini perlu diuji pada kondisi operasional maintenance. Berdasarkan hasil analisis, rumusan microsoft excel dengan ilustrasi engine dan tiga warna serta minimum remainning dapat mempermudah monitoring LLP.   Life limit in every aircraft engine life limited part (LLP) component is varyated. Therefore, a monitoring is needed to determine life status of component in order to monitor life limit of component so they not exceed limit specified by manufacturer. If a component almost reach specified life limit, so that component must be replaced with new component, although visually that component still in good condition. In order to make monitoring easier engine illustration with 3 color created using Microsoft excel formula and minimum remaining added to make time between shop visit not too close, so time for shop visit planning can be minimalize. Advantage of this program is monitoring on remaining (cycle) category on specified date, and disadvantage of this program is needed to be tested in maintenance operational. According to analysis, microsoft excel formula with engine illustration with 3 color and minimum remaining can be examined in order to make monitoring easier.
Simulasi Monitoring Remaining Cycles Category Life Limited Part CFM56 Untuk Perencanaan Shop Visit Endah Yuniarti; Mufti Arifin; Borris Y Maningka
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.v3i1.215

Abstract

Batas umur pemakaian setiap komponen life limited part (LLP) engine pesawat terbang bervariasi. Maka dari itu perlu adanya suatu monitoring untuk mengetahui sisa umur komponen agar tidak terlewat atau melebihi batas umur pemakaian yang telah ditentukan oleh pabrik. Jika suatu komponen sudah mendekati batas umur yang telah ditentukan, maka komponen tersebut wajib untuk diganti dengan yang baru, walaupun secara visual kondisi komponen tersebut terlihat masih bagus atau layak. Untuk mempermudah monitoring maka perlu dibuatkan ilustrasi engine dan tiga warna dengan menggunakan rumusan microsoft excel serta ditambahkan minimum remaining agar jarak pada shop visit tidak terlalu dekat, sehingga bisa meminimalisir waktu dari sebuah perencanaan shop visit. Kelebihan dari program ini adalah dapat monitoring remaining (cycles) category pada tanggal yang ingin ditentukan, Program ini perlu diuji pada kondisi operasional maintenance. berdasarkan hasil analisis, rumusan microsoft excel dengan ditambahkan ilustrasi engine dan tiga warna serta minimum remainning dapat diuji dalam mempermudah suatu monitoring.   Life limit in every aircraft engine life limited part (LLP) component is varyated. Therefore, a monitoring is needed to determine life status of component in order to monitor life limit of component so they not exceed limit specified by manufacturer. If a component almost reach specified life limit, so that component must be replaced with new component, although visually that component still in good condition. In order to make monitoring easier engine illustration with 3 color created using Microsoft excel formula and minimum remaining added to make time between shop visit not too close, so time for shop visit planning can be minimalize. Advantage of this program is monitoring on remaining (cycle) category on specified date, and disadvantage of this program is needed to be tested in maintenance operational. According to analysis, microsoft excel formula with engine illustration with 3 color and minimum remaining can be examined in order to make monitoring easier.

Page 11 of 17 | Total Record : 166

 9   10   11   12   13 

Filter by Year

2016 2025


Reset
Filter By Issues
All Issue Vol 10 No 2 (2025): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 10 No 1 (2025): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 9 No 2 (2024): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 9 No 1 (2024): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 8 No 2 (2023): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 8 No 1 (2023): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 7 No 2 (2022): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 7 No 1 (2022): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 6 No 2 (2021): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 6 No 1 (2021): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 5 No 2 (2020): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 5 No 1 (2020): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 5, No 1 (2020): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 4, No 2 (2019): JURNAL TEKNOLOGI KEDIRGANTARAAN Vol 4, No 2 (2019): JURNAL TEKNOLOGI KEDIRGANTARAAN Vol 4 No 2 (2019): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 4 No 1 (2019): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 3 No 2 (2018): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 3 No 1 (2018): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 2 No 2 (2017): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 2, No 2 (2017): JURNAL TEKNOLOGI KEDIRGANTARAAN Vol 2 No 1 (2017): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan Vol 1 No 1 (2016): Jurnal Teknologi Kedirgantaraan More Issue