Vibration Test Fixtures Design for Payload of Tubular Telemetry System

Vibration testing on telemetry system payload is needed to determine its resistance to vibration during operation. Vibration testing of telemetry system payloads requires a test fixture. Test fixture is used to transmit vibration from shaker to telemetry system payload. The payload of telemetry system to be tested is a tubular. The test fixture in this study was designed using SolidWorks software. The material used for manufacture of test fixture is aluminum. Aluminum material was chosen because it has good rigidity with a relatively light mass. Stiffness and mass properties affect to natural frequency value of test fixture, which must be greater than the frequency range of operating telemetry system. Data collection uses two accelerometers placed on test fixture. Sine sweep vibrations are given from 5 Hz to 2000 Hz with a constant amplitude of 1 g and a sweep rate of 1 octave/minute. The test produces three peaks that they are candidates as natural frequencies, i.e at a frequency of 1532 Hz with an amplitude of 2.898 g, a frequency of 1706 Hz with an amplitude of 6.582 g, and at a frequency of 1806 Hz with an amplitude of 6.472 g. From those three natural frequencies, the second natural frequency at 1706 Hz is the most critically because it has the largest response value

NIlai Kekuatan Tarik Komposit Serat E-Glass 45o Dengan Matriks Polyster Untuk Struktur LSU (LAPAN Surveillance UAV) (Tensile Properties E-Glass 45o Fiber Wth Matriks Polysther Composite As Structure Of LSU)

Hlm. 271- 27

Pengembangan Sistem Pemodelan Linier Pesawat Udara Otomatis Berbasis Data Keluaran Datcom

Model linier pesawat udara menjadi salah satu komponen penting pada prosesperancangan hukum kendali terbang pesawat udara. Penyusunan model linier ini relatifmemakan waktu yang lama karena harus melalui beberapa tahapan, antara lain: ekstraksi data,pengolahan data, dan pembentukan state-space. Penelitian ini membahas tentangpengembangan sistem pemodelan linier pesawat udara otomatis dengan data keluaranperangkat lunak Datcom. Data mentah dari Datcom diekstraksi dan diolah lebih lanjut denganmelibatkan metode interpolasi untuk mendapatkan koefisien pada kecepatan dan tinggi terbangtertentu dan metode curve-fitting untuk menghitung parameter aerodinamika. Sebelum prosescurve-fitting, analisis trim dilakukan dengan menggunakan algoritma pattern search untukmendapatkan kondisi trim. Parameter-parameter ini digunakan untuk membentuk matriks statespace.Sistem ini telah dibuat dan mampu membentuk model linier dalam waktu 33,825 detik

Persyaratan Kendali Terbang untuk Pesawat Terbang tak Berawak Sayap Tetap

Dalam perancangan sistem kendali terbang dibutuhkan kriteria-kriteria khusus yang unik dari setiap pesawat untuk memenuhi spesifikasi misi yang diberikan dan untuk memenuhi kebutuhan stakeholder. Seperti halnya persyaratan perancangan pesawat, secara umum persyaratan desain sistem kendali diturunkan dari misi pesawat tersebut. Persyaratan tersebut juga harus memenuhi kontrak, standar, spesifikasi dan dokumen formal lainnya yang dikenakan dari para stakeholder. Setiap persyaratan desain kendali terbang tersebut harus dapat dibuktikan untuk memenuhi sertifikasi. Secara umum di Indonesia belum ada regulasi yang secara spesifik mewajibkan kriteria khusus tentang kendali terbang untuk dipenuhi pada pesawat terbang tak berawak, akan tetapi terdapat beberapa regulasi dan dokumen-dokumen standar untuk pesawat berawak sebagai panduan untuk menyusun kriteria - kriteria sistem kendali terbang. Makalah ini merangkum dokumen tersebut dan memberikan panduan dalam menyusun persyaratan untuk sistem kendali terbang pesawat udara tak berawak sayap tetap. Berdasarkan kajian yang telah dilakukan, persyaratan kendali terbang pada suatu pesawat sangat dipengaruhi oleh bentuk geometri dan inersia. Oleh karena sistem kendali terbang merupakan sistem berbasis software maka standar untuk sistem pesawat berbasis perangkat lunak juga harus diterapkan. Makalah ini juga memberikan metode verifikasi untuk sistem yang dirancang terhadap persyaratan yang telah disusun. Diharapkan makalah ini dapat dijadikan acuan bagi para desainer pesawat tak berawak untuk menyusun persyaratan untuk sistem kendali terbang yang dirancang