Tahun 2014 Indonesia mendatangkan kendaraan tempur angkut personil (Armor Personal Carrier) Marder-1A3 dari Austria berkelas Infantry Fighting Vehicle untuk Infantri TNI-AD. Disamping itu didatangkan juga kendaraan tempur pemukul dan penghancur yang sesuai dengan medan geografis Indonesia, jenis Tank Leopard dari Jerman untuk Kavaleri TNI-AD. Indonesia memerlukan kendaraan tempur tank kelas menengah yang sesuai dengan medan geografis, untuk mendukung mobilitas pasukan dan mempunyai daya gempur tinggi. Oleh karena itu Indonesia mengembangkan rancangan kendaraan tempur jenis tank medium. Untuk mendapatkan gambaran performa kendaraan tempur Medium Tank Indonesia sesuai dengan ketentuan teknis Kementerian Pertahanan, maka pada pengkajian di sini dilakukan tinjauan kemampuan mesin dan transmisi dari Medium Tank Indonesia dan tank Marder-1A3 sebagai pembanding. Metode yang dipakai pengkajian di sini adalah metode kuantitatif untuk menghitung performa kemampuan rancangan kendaraan tempur berdasarkan spesifikasi teknis sistem mesin dan transmisi. Selanjutnya adalah metode kualitatif yaitu evaluasi perhitungna 2D performa kemampuan kendaraan tempur terhadap persyaratan yang disyaratkan oleh regulator. Dari hasil pengkajian didapatkan bahwa performa rancangan MediumTank Indonesia dengan spesifikasi berat dan mesin yang lebih besar dibandingkan tank Marder-1A3, mampu menggerakan wahana dengan gaya translasi 223700 N serta mampu menanjak pada kemiringan  32° pada gear shift 2nd dan 40° pada gear shift 1th. Top speed yang dihasilkan dengan ratio gearbox percepatan 6 (gearshift 6th) mampu mencapai 47 mph/ 75 kmh. Secara keseluruhan rancangan kendaraan tempur Medium Tank Indonesia memenuhi ketentuan teknis yang disyaratkan Kementerian Pertahanan.

Pesawat Utility adalah kategori pesawat udara yang memiliki konfigurasi tempat duduk kurang dari 9 yang tidak termasuk tempat duduk pilot, Maximum Takeoff Weight 12.500 pounds serta memiliki kemampuan pesawat dapat bermanouver layaknya akrobatik yang di batasi pada sudut 60 sampai 90 derajat[2]. Berdasarkan CASR subbagian 23.305, struktur harus sanggup menahan beban limit tanpa merugikan dan membuat kerusakan permanen. Selain itu struktur juga harus mampu menahan beban ultimate tanpa kegagalan paling tidak selama 3 detik, kecuali kegagalan lokal atau ketidakstabilan struktur antara beban limit dengan beban ultimate yang dapat diterima jika struktur mampu menopang beban ultimate paling tidak selama 3 detik[2]. Penelitian ini melakukan analisis numerik part spar untuk pesawat berkategori utility dengan load sebesar 6G menggunakan material komposit. Selain itu dilakukan proses reduksi berat spar berdasarkan variasi jumlah lamina/ply dengan metode ply drop-off laminate. Tujuan Penelitian ini untuk mengetahui keamanan struktur berdasarkan kriteria kegagalan dan mendapatkan berat yang optimal pada spar. Proses penyelesaian masalah menggunakan metode elemen hingga dengan bantuan software CAE. Penelitian dilakukan pada kondisi statik dengan asumsi pembenanan gaya angkat yang terjadi pada spar. Perhitungan gaya angkat dilakukan dengan metode Schrenk. Tegangan tertinggi terdapat pada arah transversal atau arah tegak lurus serat setelah dilakukan optimisasi sebesar 301.7 MPa. Optimisasi menghasilkan pengurangan massa sebesar 30.41% dari sebelum optimisasi. Berat spar yang optimal sebesar 47.82 kg. Hasil kriteria kegagalan Tsai-Hill menghasilkan struktur spar tersebut aman untuk digunakan.

Analisis rancangan bulkhead dilakukan untuk memperoleh geometri terbaik untuk mencari berat yang efisien dengan mengubah geometri bentuk pada bulkhead yang merupakan sub system wing to fuselage untuk pesawat berkategori aerobatik dan berat yang optimal yang memenuhi persyaratan regulasi FAR 23 dan mengetahui respon distribusi tegangan, bending yang dihasilkan  dan kriteria kegagalan struktur berdasarkan variasi geometri bentuk bulkhead. Pada penelitian ini untuk analisis statik bulkhead untuk pesawat berkategori aerobatik menggunakan material Aluminium Alloy 7075-T6 dan menggunakan metode pendekatan Schrenk untuk menghitung beban eksternal distrbusi gaya angkat pada sayap. Selain itu dilakukan proses optimisasi berat bulkhead berdasarkan metode pendekatan topologi yaitu perubahan geometri bentuk pada bulkhead untuk mereduksi berat, sudut insiden spar yang berbeda dan menghitung magin of safety. Proses penyelesaian masalah menggunakan perangkat lunak metode elemen hingga (Abaqus CAE). Optimisasi topologi pada part bulkhead sudut insidet 0° dan 4° menghasilkan volume yang berkurang pada benda sehingga mereduksi berat, tetapi nilai dari margin of safety MS = 0. The bulkhead design analysis was carried out to obtain the best geometry to find an efficient weight by changing the shape geometry of the bulkhead which is a sub-system of the wing to the fuselage for an aircraft categorized as aerobatics and an optimal weight that meets the requirements of FAR 23 regulations and sees the stress distribution response, the resulting bending and structural failure criteria based on the geometric variation of bulkhead shapes. In this study, to analyze the bulkhead static for an aerobatic category aircraft using Aluminum Alloy 7075-T6 material and using the Schrenk Approximation method to calculate the external distribution load of lift force on the wing. In addition, the optimization of bulkhead weight based on the topological approach method is to change the shape geometry of the bulkhead to reduce weight, in different spar incidents and calculate margin of safety. The problem solving process uses finite element method software (Abaqus CAE). Topological optimization of the bulkhead part with an incidence angle of 0 ° and 4 ° results in a reduced volume of the object so that it reduces weight, but the value of the margin of safety MS = 0.