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.

-. This research was conducted based on data obtained during testing at LAPAN (Lembaga Antariksa dan Penerbangan Nasional), where there was a case that became a concern. The test is about the free fall test, which results in a deflection that is considered too large. From these results it was decided to investigate further. This free fall test uses impact testing where a material is measured for its shock load resistance. Impact testing simulates the operating conditions of a material where the loading that occurs is not only in static conditions but also occurs in dynamic conditions. In the free fall test, a test was carried out to measure and see the resistance of the landing gear and crash box in receiving dynamic loads, when the aircraft landed. The main purpose of simulating this tool is for research and development of the free fall test equipment itself, as well as the design of the landing gear of the LSU (Lapan Survaillance UAV) drone in the future. The impact platform on the free fall test equipment plays an important role in impact testing, where the deformation of the plate holder will be converted by the load cell, into a signal received by the acquisition system. So it is designed to fit the existing needs. In this test equipment, the test object is given a load (50 kg and 200 kg), height (4.72 m and 1,204 m), so that it reaches a velocity (9,623 m/s and 4,861 m/s) with impactor crash box geometry and main landing gear as well as plate holder design based tools in the field. Based from testing, impact, and analysis using the finite element method in this study, it was found that the deflection value was 1.771 mm which reduced 94.61% for the crash box case and the deflection value was 2.696 mm with a reduction value of 87.85 % for the main landing gear case from the existing initial design. Keywords: Free fall test equipment, impact platform, landing gear, plate mount, main landing gear, crash box, finite element method, LSU.

Engine Nacelle dapat diartikan rumah untuk mesin pesawat karena mereka melindungi turbin gas dari Foreign Object Debris (FOD). Kerusakan bagian atau komponen pesawat terbang dapat bervariasi yang terjadi seperti lekukan, lubang kecil, dan noda darah apabila terjadi tabrak burung. Konstruksi sandwich saat ini sedang dikembangkan untuk aplikasi struktur utama pesawat, dimana daya tahan dan toleransi kerusakan apabila terjadi tumbukan adalah yang utama untuk dipertimbangkan. Dalam menentukan material struktur pesawat terbang khususnya struktur sandwich perancangan pesawat terbang harus melalui tahap pengujian terhdadap komponen-komponennya. Simulasi numerik ini menggunakan aplikasi ABAQUS, metode yang digunakan dalam jenis tumbukan adalah Dynamic Explicit. Kecepatan yang digunakan dalam simulasi ini adalah 5 m/s, 7 m/s, dan 10 m/s. Untuk mencari hasil yang optimal dilakukannya optimisasi arah serat komposit pada engine nacelle. Hasil optimisasi arah serat dan serat yang digunakan adalah [ 0 ̊, 45 ̊, -45 ̊,0 ̊]s dengan kecepatan yang digunakan adalah 7 m/s. Dengan hasil perpindahan lebih kecil 40 % dibandingkan arah serat sebelumnya. Konstruksi sandwich dapat memberikan kekakuan dan kekuatan yaitu 1,16 kali lebih kaku dan 2,27 kali lebih kuat.