Perpustakaan Digital ITB

Komponen Fan Blade Stage 2 pada mesin turbofan F404-GE-102 beroperasi di bawah pembebanan gaya sentrifugal yang masif akibat putaran rotor yang tinggi. Kondisi operasional pesawat latih tempur yang dinamis memicu kerentanan komponen tersebut terhadap kegagalan lelah (fatigue). Penelitian ini bertujuan untuk mengevaluasi integritas struktur dan memprediksi batas umur lelah operasional (safe-life) komponen sebelum mengalami inisiasi retak, sejalan dengan kerangka kerja Engine Structural Integrity Program (ENSIP). Analisis tegangan awal dilakukan menggunakan Metode Elemen Hingga (MEH) untuk memetakan konsentrasi tegangan kritis pada area persambungan akar bilah (dovetail root). Evaluasi fluktuasi siklus beban operasional diekstraksi dari profil spektrum misi penerbangan aktual menggunakan algoritma Rainflow Counting. Analisis degradasi ketahanan material paduan Ti-6Al-4V kemudian dihitung menggunakan persamaan koreksi tegangan rata-rata Goodman, estimasi batas siklus melalui Basquin Power Law, serta perhitungan akumulasi kerusakan menggunakan kriteria Palmgren-Miner. Hasil penelitian menunjukkan bahwa komponen beroperasi pada rezim High Cycle Fatigue (HCF), dengan fase Air-to-Air (khususnya Misi A dan Misi B) menghasilkan fluktuasi beban yang paling agresif dan merusak. Tegangan ekuivalen operasional terbukti berada jauh di bawah batas kekuatan tarik material, sehingga komponen memiliki kapasitas siklus kegagalan yang sangat masif. Secara kuantitatif, proyeksi batas umur aman (safe-life) terpendek ditemukan pada Misi A dan Misi B di rentang 1.6 hingga 1.7 x Jam Terbang (FH), sedangkan 108umur operasional terpanjang dicatatkan pada Misi C yang mencapai 4.5 x FH.