Laporan Akhir Design Pesawat Udara

DAFTAR ISI DAFTAR ISI ............................................... ..................................................... ............. i DAFTAR GAMBAR ............................................................................... ................... iii DAFTAR TABEL DAN GRAFIK................................................ ............................. v DAFTAR NOTASI ........................................................ ............................................. vi BAB 1 PENDAHULUAN .................................. ........................................................ . 1 1.1

Latar Belakang ........................................................................................................... 1

1.2

Persyaratan dan Sasaran Perancangan (DR&O) ....................................................... 2

1.3

Studi Spesifikasi......................................................................................................... 3

1.4

Studi Pesawat Pembanding ...................................................................................... 6

1.5

Kajian Pesawat Pembanding ..................................................................................... 8

1.6

Pemilihan konfigurasi yang akan digunakan ........................................................... 10

BAB 2 INITIAL SIZING...................................................... .................................... 14 2.1.

Estimasi berat.......................................................................................................... 14

2.2.

Matching chart ........................................................................................................ 15

2.3.

Pemilihan Engine ..................................................................................................... 16

BAB 3 LAYOUT KONFIGURASI ............................................... ........................... 17 3.1

Perancangan Sayap ................................................................................................. 17

3.1.1

Konfigurasi Umum Sayap .................................................................................... 18

3.1.2

Penentuan Geometri dan Ukuran Sayap ............................................................ 18

3.1.3

Pemilihan Airfoil ............................................................................................... 22

3.1.4

Geometri High Lift Device ................................................................................... 25

3.2

Perancangan Fuselage ............................................................................................ 26

3.2.1

Konfigurasi Umum Fuselage ............................................................................... 26

3.2.2

Penentuan Ukuran Kabin, Ruang Bagasi dan Pintu............................................ 27

3.2.3

Penentuan ukuran cockpit .................................................................................. 29

3.2.4

Penentuan Ukuran Bagasi ................................................................................... 31

3.2.5

Perancangan Ekor ............................................................................................... 31

3.2.6 3.2.7

Konfigurasi Umum Ekor ...................................................................................... 32 Penentuan Geometri dan Ukuran Ekor Datar ..................................................... 33

Desain Pesawat Udara (Kelompok F)

i

3.2.8

Penentuan Geometri dan ukuran Ekor Vertikal .................................................. 34

3.2.9

Resume Konfigurasi Ekor .................................................................................... 35

3.2.10

Perancangan Roda Pendarat............................................................................... 35

3.2.11

Perhitungan Kestabilan di Darat ......................................................................... 37

3.2.12

Sudut Clearence .................................................................................................. 38

3.2.13

Perhitungan Beban, Penentuan Tipe Roda Dan Sistem Retraksi ........................ 38

BAB 4 ANALISIS AERODINAMIKA .............. .................................................... . 42 4.1

Pemilihan Airfoil ...................................................................................................... 42

4.2

Estimasi Kurva Koefisien Gaya Angkat .................................................................... 44

4.3

Estimasi Besar Koefisien Gaya Angkat Maksimal dengan High Lift Device (HLD) ... 47

4.4

Estimasi Besar Koefisien Gaya Hambat................................................................... 49

BAB 5 WEIGHT AND BALANCE .............................................. ........................... 57 5.1

Estimasi Berat Dan Letak Titik Berat ....................................................................... 57

5.2

Penentuan Rentang Pergeseran Titik Berat ............................................................ 58

BAB 6 LAYOUT STRUKTUR ................................................................................ 60 6.1

Layout Struktur Sayap ............................................................................................. 60

6.2

Layout Struktur Fuselage ........................................................................................ 60

6.3

Layout Struktur Ekor ............................................................................................... 63

BAB 7 ANALISIS KESTABILAN DAN PENGENDALIAN ....................... ........ 64 7.1

ESTIMASI KESTABILAN STATIK ................................................................................ 64

7.2

Perancangan Ekor ................................................................................................... 65

BAB 8 ANALISIS PRESTASI TERBANG ............................................................ 66 8.1

Estimasi Ketersediaan Daya dan Gaya Dorong ....................................................... 66

8.2

Perhitungan Prestasi Terbang ................................................................................. 68

8.2.1

Prestasi Lepas Landas.......................................................................................... 68

8.2.2

Prestasi Mendarat ............................................................................................... 72

8.2.3

Prestasi Terbang Menanjak................................................................................. 73

8.2.4

Ketinggian Terbang Jelajah Maksimum .............................................................. 74

8.2.5

Kecepatan Terbang Maksimum .......................................................................... 75

8.2.6

Payload-Range Diagram ...................................................................................... 76

BAB 9 ANALISIS BIAYA.................................................... .................................... 78 9.1

Estimasi RDTE, Production Dan Finance Cost ......................................................... 78


ii

9.2

Penentuan Titik Break Even Point ........................................................................... 82

DAFTAR PUSTAKA .................................................... ............................................ 84


iii

DAFTAR GAMBAR Gambar 1.1 – Ilustrasi Mission Profile ........................................................................ 5 Gambar1.2 – P esawat Pembanding ............................................................................... 6 Gambar 1.3 – Ilustrasi fuselage dengan spray suppressor dan fuselage tanpa spray supressor........................................................................................................................ 8 Gambar 1.4 - Karakteristik hidrodinamika pesawat amphibi ..................................... 12 Gambar 1.5 - Design hull dengan wing tip float pada pesawat amphibi .................... 12 Gambar 1.6 - Kestabilan design hull dengan wing tip float pada pesawat amphibi ... 13 Gambar 2.1 matching chart ......................................................................................... 15 Gambar 3.1 Konfigurasi sayap .................................................................................... 17 Gambar 3.2 Efek aspek rasio pada lift ........................................................................ 19 Gambar 3.3 Efek taper rasio pada distribusi lift ......................................................... 20 Gambar 3.4 Tail Off Pitchup Boundaries ................................................................... 21 Gambar 3.5 NACA 631-412 ........................................................................................ 23 Gambar 3.7 Kurva Cd vs α dan Cm vs α NACA 631-412 ......................................... 24 Gambar 3.8 Single Slotted Flaps ................................................................................. 25 Gambar 3.9 Flapped Wing Area ................................................................................. 25 Gambar 3.10 Flap pada sayap ..................................................................................... 26 Gambar Fuselage Clearance Ketika Take Off ............................................................ 38 Gambar Pembebanan Pada Landing Gear................................................................... 39 Gambar Dimensi Leg Landing Gear ........................................................................... 41 Kurva perbandingan CL vs Alpha (Sayap dan Airfoil) .............................................. 46 Kurva CL vs Alpha ..................................................................................................... 46 Kurva CD vs CL ......................................................................................................... 55 Kurva Drag Polar ........................................................................................................ 56 Gambar 6.1 Struktur Sayap ........................................................................................ 60 Gambar 6.2 Struktur Fuselage.................................................................................... 62 Gambar 6. 3 Konfigurasi Ribs .................................................................................... 63 Gambar 6.4 Struktur Layout Horizontal Tail ............................................................. 63 Gambar 6.5 Struktur layout Vertical tail .................................................................... 63 Desain Pesawat Udara (Kelompok F)

iii

Kurva Payload Diagram .............................................................................................. 77 Gambar 9.1 Grafik Analisis Biaya .............................................................................. 82


iv

DAFTAR TABEL DAN GRAFIK

Tabel 2.1- Data Pesawat Pembanding ........................................................................... 8 Tabel1.2 – Performance Pesawat Pembanding ............................................................. 9 Tabel 2.1 data yang digunakan pada perhitungan sesudah estimasi berat ................. 14 Tabel 2.2 Resume Perhitungan Berat .......................................................................... 14 Tabel 3.1 Aspek rasio .................................................................................................. 19 Tabel 3.3 Konfigurasi Sayap ....................................................................................... 22 Tabel 3.4 Koefisien gaya angkat ................................................................................. 22 Tabel 5.1 Data Perhitungan Estimasi Berat Laporan I ................................................ 57 Tabel 5.2 Pehitungan Perkiraan Berat Komponen Pesawat ........................................ 58 Tabel 6.1 Perbandingan Konfigurasi Struktur Sayap .................................................. 62 Tabel 9.1 Penjabaran Spesifikasi Pesawat ................................................................. 79 Tabel 9.2 Perhitungan Analisis Biaya ........................................................................ 82 Tabel 9.3 Analisis Biaya Produksi Massal ................................................................. 83


v

DAFTAR NOTASI WTO

: Weight Take Off

R cruise : Jarak Tebang saat cruise

WO

: Weight Operating Empty

Wf

: Fuel fraction saat loiter

WP

: Weight Payload

Wf

: Fuel fraction saat descent

WF

: Weight Fuel

Wf

: Fuel fraction saat landing

: Weight Operating Instrument

MTOW: Maximum Take off weight

Woi

VCruise :Kecepatan terbang saat cruise

WNG : Weight Engine

W/S

: Wing loading

W/P

: Power loading

T/W

: Thrust loading

mission depend on regulation

CL

: Coefficient of lift

type

CL max: Maximum Coefficient of lift

WF used :Fuel actually used

during

mission WF res :Fuel reserves required for the

of

aircraft

operation

applicated mff

:Jumlah

keseluruhan

dari

W

: Weight

m

: Mass

mission Fuel fraction

g

Wi

:Fuel fraction saat ke i

WL

W

:Fuel fraction saat engine start

S

Wf

: Fuel fraction saat taxi

P

Wf

: Fuel fraction saat take off

Wf

:Fuel fraction saat climb to

f

: Percepatan gravitasi bumi : wing loading : Luas

Span

: Power

cruise altitude and acccelerate to cruise Eclib :Endurance Vclib :Kecepatan terbang saat climb ηp

: Efisiensi engine

Cp

:Coeficcient of pressure

L/D

: Ratio lift dan drag

Wf

: Fuel fraction saat cruise


vi

BAB 1 PENDAHULUAN 1.1 Latar Belakang

Indonesia merupakan sebuah negara kepulauan. Sekitar 17.504 pulau terdapat di nusantara ini. Pulau-pulau tersebut dipisahkan oleh laut sehingga Indonesia sering disebut juga negara maritim.

Tentunya untuk menghubungkan pulau-pulau di

Indonesia maka dibutuhkan sebuah sarana transportasi. Dalam melakukan perjalanan antar pulau ini tentunya konsumen (dalam hal ini penumpang) menginginkan sarana transportasi yang menjamin kenyamanan dan keamanan, biaya operasional yang rendah dan yang paling utama adalah waktu tempuh perjalanan itu sendiri.

Dilihat dari keinginan konsumen tersebut, maka perlu didesain sebuah sarana transportasi yang dapat memanfaatkan wilayah darat, wilayah udara sekaligus wilayah laut dari Indonesia, sehingga nantinya akan memperoleh efisiensi yang tinggi dan biaya opersaional yang rendah. Pesawat amfibi merupakan pilihan yang tepat karena dapat memanfaatkan ketiga wilayah tersebut. Pesawat jenis ini mampu lepas landas dan mendarat di darat dan di air. Pesawat ini memiliki konfigurasi yang lebih kompleks, lebih berat, dengan kecepatan yang lebih lambat dibandingkan dengan pesawat konvensional lainnya. Namun jika dibandingkan dengan helikopter, maka dalam beberapa misi tertentu pesawat ini dapat lebih ekonomis dan lebih cepat.

Penggunaan pesawat ini dalam kehidupan sehari-hari tentunya sangat beragam. Pesawat ini dapat digunakan dalam sektor pariwista, melakukan misi-misi SAR, patroli maritim, mengantar logistik ke tempat-tempat yang sulit untuk dijangkau, mengangkut penumpang serta dapat digunakan sebgaui pemadm kebakaran (mengambil air di laut dan memedamkan api di tempat terjadinya kebakaran). Dewasa ini pemerintah indonesia sedang mengusung suatu program yang bernama Tol laut. Program ini nantinya akan menghubungkan pelabuhan-pelabuhan yang ada di Indonesia yang bertujuan untuk mengangkut penumpang dan logisitik. Tentunya penggunaan pesawat amfibi sangat dibutuhkan dalam program in, karena pesawat ini dapat menjadi fedder yang dapat mendistribusikan penumpang dan logistik ke tempat yang lebih terpencil dan sulit di jangkau melalui jalur darat maupun jalur laut. Desain Pesawat Udara (Kelompok F)

1

Penggunaan pesawat ini diharapkan lebih menghemat waktu dan biaya opersional yang dikeluarkan lebih sedikit jika dibandingkan dengan transportasi darat maupun transportasi laut.

1.2 Persyaratan dan Sasaran Perancangan (DR&O)

Design Requirement and Objectives (DRO) adalah persyaratan dan sasaran yang dipakai sebagai acuan dalam membuat suatu konfigurasi pesawat. DRO yang kami pakai adalah: a.

Umum 

Sasaran perancangan utama adalah pesawat amfibi dengan twin engine berkapasitas maksimum 16 penumpang yang mampu untuk lepas landas dan mendarat di darat dan air pada seluruh kondisi yang dipersyaratkan oleh regulasi



Diharapkan bahwa pesawat akan menggunakan sistem dan teknologi aerodinamika dan material terbaru yang konsisten dengan reliability dan

maintainability maksimum selama umur operasi pesawat. 

Berat take-off maksimum pesawat udara tidak boleh melebihi 5.000 kg



Harga pesawat tidak boleh melebihi US$ 6 juta pada tahun 2018 dengan break-even pada penjualan 200 pesawat udara.

b.

Kapasitas Pesawat 

16 kursi penumpang



Payload maksimum diharapkan tidak kurang dari 1.900 kg



Berat tipikal penumpang adalah 80 kg dengan bagasi 10 kg



Flight deck akan dirancang untuk 1 awak penerbang dengan opsi bagi 2 awak penerbang.

c.

Bagasi 

Ruang bagasi disediakan untuk mengangkut payload penumpang sesuai dengan aturan.



Ruang bagasi dilengkapi dengan pintu bagasi yang dapat dibuka dari luar.



Efektifitas volume bagasi yang dapat dipakai maksimum adalah 85%, dengan kepadatan bagasi adalah 160 kg/m 3


2

d.

Prestasi Terbang 

Jarak terbang dengan payload maksimum paling sedikit 1200

km pada

ketinggian 15.000 ft. 

Jarak terbang dengan fuel maksimum minimal 2.000 km, dengan bahan bakar cadangan sesuai dengan CASR.



Kecepatan terbang rancangan maksimum paling sedikit harus mencapai 190 kts (sasaran perancangan).



Ketinggian terbang jelajah maksimum minimal sebesar 25.000 ft



Jarak takeoff tersertifikasi di darat dengan berat takeoff maksimum tidak boleh melebihi 500 meter pada kondisi permukaan laut ISA.



Rate of climb maksimum pada kondisi permukaan laut adalah 1.500 fpm pada kondisi seluruh engine beroperasi.

e.

Data Sertifikasi 

Pesawat diharapkan dapat memperoleh sertifikasi CASR/FAR/JAR sesuai dengan persyaratan part 23 dan 36 pada tahun 2018 dengan penyerahan pada pelanggan pertama pada tahun berikutnya.



Operasi dengan pilot tunggal mengharuskan sertifikasi dengan kondisi khusus (special condition) berdasarkan CASR/FAR/JAR 23.1523 dan 23.1525.

1.3 Studi Spesifikasi

Pada Design Requirement and Objectives yang telah disediakan, dibuat asumsi-asumsi guna memperjelas spesifikasi pesawat. Diantaranya: 

Sasaran perancangan utama adalah pesawat amphibi dengan twin engine yang harus memenuhi syarat antara lain:



o

Material tahan korosi akibat kondisi air laut

o

Memiliki power maksimum sekitar 1750 hp seperti engine pesawat pembanding

Pesawat yang dirancang adalah untuk maksimum 16 penumpang dan 2 kursi untuk crew pesawat di flight deck. Persyaratan ini memenuhi syarat regulasi FAR 23, yaitu maksimum 19 penumpang untuk pesawat normal.



Berat take-off maksimum pesawat udara tidak boleh melebihi 5.000 kg, yang didalamnya termasuk berat payload, berat operasi, serta berat struktur pesawat


3



Harga pesawat tidak boleh melebihi US$ 6 juta pada tahun 2018 dengan break-

even pada penjualan 200 pesawat udara. Dengan modal pembelian komponen pesawat adalah harga saat rentang tahun 2012 s.d 2015. Diasumsikan tidak terjadi inflasi dan deflasi. 

Payload maksimum diharapkan tidak kurang dari 1.900 kg, sudah termasuk dengan crew pesawat



Berat tipikal penumpang adalah 80 kg dengan bagasi 10 kg, disesuaikan dengan referensi dari Roskam



Jarak terbang dengan fuel maksimum minimal 2.000 km, dengan bahan bakar cadangan sesuai dengan CASR.



Ketinggian terbang jelajah maksimum minimal sebesar 25.000 ft, sudah sesuai dengan regulasi CASR 23

Dari ketentuan-ketentuan diatas, pesawat yang dirancang memiliki keunggulankeunggulan diantaranya 

Pesawat yang dirancang adalah pesawat dengan jumlah penumpang sedikit atau pesawat angkut ringan. Sehingga dapat dipakai pada daerah-daerah kecil yang kurang membutuhkan pesawat besar tanpa menunggu pesawat tersebut diisi oleh banyak penumpang untuk memenuhi break even point.



Pesawat yang dirancang diharuskan dapat mendarat di darat dan di air. Sehingga banyak alternatif pendaratan yang dapat dilakukan terutama di wilayah NKRI yang merupakan Negara kepulauan yang memiliki banyak pulau-pulau kecil.



Pesawat tidak membutuhkan landasan yang panjang untuk take off dan landing.

Pesawat yang dirancang diharap mampu memenuhi kebutuhan transportasi untuk operasi militer, operasi kemanusiaan, pariwisata dan cargo serta transportasi antar pulau kecil. Dari spesifikasi diatas, maka mission profile yang dipilih digambarkan sebagai berikut


4

Gambar 1.1 – Ilustrasi Mission Profile

Pada gambar ilustrasi mission profile di atas dapat dilihat bahwa pesawat memiliki fase terbang diantaranya adalah 

Take off yaitu kondisi saat pesawat mulai lepas landas, namun masih berada pada ground



Climb yaitu kondisi saat pesawat mulai terbang menanjak meninggalkan ground



Cruise yaitu fase saat pesawat terbang jelajah. Diasumsikan pesawat saat terbang



Loiter yaitu fase pesawat ketika belum menemukan waktu yang tepat untuk

jelajah tidak melakukan manuver selain terbang datar

mendarat akibat belum ada tempat, atau cuaca ground yang buruk. Fase ini adalah saat dimana pesawat berputar-berputar di udara menunggu tempat mendarat siap 

Descent yaitu kondisi ini adalah kondisi dimana pesawat melakukan terbang menurun



Reserve yaitu kondisi ketika pesawat sudah terlalu lama pada fase loiter, lalu memasuki fase descent namun masih belum memiliki tempat untuk mendarat. Maka dari itu pesawat melakukan climb kembali sembari menunggu tempat yang siap untuk mendarat. Ketinggian yang dipilih adalah 75% ketinggian climb. Lalu pesawat terbang jelajah mencari tempat pendaratan. Menurut regulasi CASR 23, waktu minimal yang harus dipenuhi adalah 45 menit.



Landing yaitu setelah menemukan tempat untuk mendarat, pesawat dapat melakukan fase landing

Segala sesuatu pada perancangan pesawat ini disesuaikan dengan regulasi CASR 23. Yang perlu diperhatikan dari hubungan antara regulasi serta pesawat yang diperlukan adalah ketentuan struktur (yang meliputi load, payload, waterload, dsb), ketentuan


5

kondisi saat pesawat terbang, desain, dan konstruksi mesin yang digunakan, serta ketentuan operasi dan informasi.

1.4 Studi Pesawat Pembanding

Berikut ini adalah pesawat pembanding yang digunakan :

Bombardier 415

Gambar1.2 – Pesawat Pembanding

Alasan kelompok kami memilih kelima pesawat diatas sebagai pesawat pembanding adalah karena general karakteristiknya cukup mendekati requirement dari pesawat yang akan kami rancang. Mulai dari jumlah penumpang, berat pesawat, misi pesawat, serta desain khusus untuk bisa take-off dan landing di air menjadi pertimbangan untuk memasukkan pesawatpesawat ini kedalam list pesawat pembanding.


6

Berikut ini data dari masing-masing pesawat pembanding: DHC-6 Series

ShinMaywa

100

US-2

Perusahaan dan Negara

de Havilland

Kawanishi

Canadair dan

Produsen

Canada

Aircraft

Bombardier

Corporation

Company

Aerospace

dan Beriev

18 Desember 2003

1993

23 October 1967

24 September 1998

Dari darat:

Dari darat

Dari darat:

Dari darat:

47,700 kg

(disposable

19,730 kg

41,000 kg

Dari air:

load): 19,890 kg Dari air:

Dari air:

17,100 kg

37,900 kg

18

44

penumpang

penumpang

5,346 litres

Water or

(1,176 Imp

Retardant:

gal) of

12,000 kg

Tahun terbang perdana/operasional dll MTOW [kg]

5,246 kg

Bombardier 415

Canadair

Beriev Be-

CL-215

200

Canadair

43,000 kg Dari darat(non-

Irkut

disposable load): 18,600 kg

Dari air: 17,170 kg Kapasitas kursi

19 penumpang

20 penumpang

penumpang Max payload (kg)

2,900 kg

water Cargo: 7,500 5,444 kg of

kg

chemicals Empty Weight (kg)

2,653 kg

Luas Sayap (m2)

39 m2

Jenis system propulsi

turboprop

25,630 kg 135.8 m

2

turboprop

12,880 kg 100 m

2

Turboprop

12,065 kg 100.3 m² Radial

27,600 kg 117.4 m² turbofans

engine


7

Gaya Dorong/Daya

2 x 550 shp

4 x 4,592 hp

2 x 2,380 shp

terpasang total

2 x 2,100 hp 2 x 7,500 kgf (16,534 lbf)

Tabel 1.1- Data Pesawat Pembanding

1.5 Kajian Pesawat Pembanding

Ada banyak pesawat yang mungkin memiliki general spesifikasi yang mirip dengan kebutuhan kami, namun disini kami memilih 5 pesawat ini, DHC-6 Series 100, ShinMaywa US-2, Bombardier 415, Canadair CL-215, dan Beriev Be-200, karna jika memasukkan semua yang ada, akan terlalu banyak. Sementara dengan melihat konfigurasi dari 5 pesawat ini, sudah cukup untuk jadi pedoman desain kami. Dari kelima pesawat pembanding tersebut, berikut ini aspek-aspek yang penting menurut kami untuk dijadikan pedoman membuat pesawat yang sesuai dengan requirement yang diminta. 



Konfigurasi sayap Sayap (wing) merupakan penghasil lift, dari kelima dari kelima pesawat pembanding tersebut, semuanya menggunakan high-wing. Ini disebabkan penggunaan pesawat di air, jadi clearance antara air dan wing (serta engine) harus lah cukup tinggi agar air tidak mengganggu gaya angkat di wing serta kinerja engine.Dari konfigurasi ini kami bisa yakin untuk menggunakan tipe wing yang sama (high-wing) pada pesawat rancangan kami. Fuselage Dari segi fuselage, ada beberapa perbedaan pada bagian bawah fuselage. Pada pesawat Beriev Be-200, ShinMaywa US-2, Bombardier 415, dan Canadair CL-215, bagian undercarriage (bagian bawah fuselage) di desain serupa dengan lambung kapal. Bahkan pada ShinMaywa US-2, bagian undercarriage, di desain sedimikian rupa untuk mengurangi percikan air ke atas.

Gambar 1.3 – Ilustrasi fuselage dengan spray suppressor dan fuselage tanpa spray supressor


8



Performance Berikut ini sisi performance dari masing-masing pesawat pembanding. DHC-6

ShinMaywa

Bombardier

Canadair

Beriev Be-

Series 100

US-2

415

CL-215

200

Maximum speed

560 km/h

359 km/h

Cruising speed

480 km/h at

333 km/h

291 km/h

560 km/h

8.1 m/s

5 m/s

13 m/s

700 km/h

6,000 m Rate of climb

8.1 m/s

(Flaps 20°) Range

1,427 km

4,700 km

2,443 km

2,260 km

2,100 km

Service ceiling

7,620 m

7,195 m

4,500 m

4,450 m

8,000 m

490 m di

land: 840m

Takeoff distance

darat saat MTOW

water: 815m

Landing distance

1,500 m di

Land : 675

darat saat

m

MTOW Water:665 m Tabel1.2 – Performance Pesawat Pembanding



Roda pendarat Roda pendarat semuanya tipe retracable, kecuali pesawat DHC-6 twin otter. Pada twin otter sendiri tersedia dalam beberapa pilihan roda pendarat, standard land gear, optional straight or amphibious floats, skis, wheel skis, or intermediate flotation gear. Khusus untuk misi amphibi, jelas landing gear yang digunakan tipe float. Pada 4 pesawat lainnya landing gear yang digunakan adalah tipe landing gear standar, dan bisa ditarik kedalam, hal ini dikarenakan tipe undercarriage (fuselage bagian bawah) di desain seperti lambung kapal, jadi bisa take off dan mendarat di air tanpa roda pendarat. Roda pendaratnya hanya digunakan saat keluar dari air ke darat.


9



Konfigurasi ekor ShinMaywa US-2 dan Beriev Be-200 menggunakan konfigurasi vertikal tail dan horizontal tail dengan bentuk T (T-tail) sedangkan sisanya menggunakan konfigurasi tail berbentuk + (Plus) dengan horizontal tail berada dibagian tengah vertikal tail.

1.6 Pemilihan konfigurasi yang akan digunakan

Setelah kami mencari data untuk pesawat kami, maka kami harus menentukan konfigurasi yang kana kami gunakan untuk rancangan pesawat kami. Disini akan kami jelaskan konfigurasi pada wing, tail dan juga float pada rancangan pesawat kami.



High wing Keuntungan utama high wing adalah memungkinkan penempatan fuselage dekat dengan landasan, sehingga memudahkan loading ( pemuatan ) maupun unloading kargo aircraft. Dengan high wing, maka jet engine ataupun propeller akan mempunyai ground clearance yang cukup, sehingga tidak memerlukan landing gear yang terlalu panjang dan juga pemilihan konfigurasi high wing mempermudah untuk

take off di air karena mempunyai ground clearance yang cukup. Selain itu ground clearance yang cukup berguna agar air tidak mengganggu gaya angkat di wing serta kinerja pada engine . Karenanya, berat landing gear bisa berkurang. Juga, wing tip dari swept high wing tidak akan menyentuh tanah ketika aircraft dalam keadaan nose

high. Manfaat lainnya adalah wing box diletakkan diatas fuselage. Peletakan wing diatas fuselage

lebih baik bila dibandingkan dengan diletakkan menembus pada

fuselage. Ketika wing box dipasang menembus fuselage, maka fuselage harus dikeraskan terutama disekitar bidang potong antara wing dan fuselage. Hal ini mengakibatkan bertambahnya berat fuselage. Karenanya lebih baik jika wing box diatas fuselage. Selain itu, dengan menggunakan konfirgurasi high wing, maka engine dan propeller ( wing mounted) akan terhindar dari puing-puing yang berterbangan dan mengurangi jumlah air yang masuk bila berada pada permukaan air. jadi clearance antara air dan wing (serta engine) harus lah cukup tinggi agar air tidak mengganggu gaya angkat di wing serta kinerja engine. Konfigurasi ini juga diterapkan pada semua pesawat pembanding yang telah dijelaskan sebelumnya.


10



Cucriform tail Dengan cucriform tail maka horizontal tail jauh dari jet exhaust dan membebaskan

rudder bawah agar tidak terganggu udara selama kondisi AoA tinggi dan spin. Meskipun demikian, cucriform tail tidak memberikan pengurangan tail area. Jenis ini juga diterapkan pada pesawat transport amphibi Canadair CL-215, Bombardier 415 dan DHC-6 Twin otter. Selain itu, kelebihannya

menghindari drag interfence

kompleks. Kami memilih konfigurasi ini dikarenakan karena konfigurasi ini akan lebih ringan jika dibanding dengan T-tail. T-tail lebih berat dibandingkan dengan

conventional tail dan cucriform tail, sebab vertical tail harus diperkuat untuk menopang horizontal tail. Kelebihan lainnya adalah dapat mengurangi buffet (hantaman ) pada horizontal tail yang akan mengurangi fatigue kelelahan.



Float Design undercarriage pesawat amphibi tidak hanya harus dioptimalkan untuk design aerodinamisnya, tetapi harus dioptimalkan juga untuk design hidrodinamiknya. Karakteristik bentuk hidrodinamik yaitu Hulls dan Float pada pesawat amphibi akan memberikan karakteristik bentuk yang sama, dari bentuk itu akan mempengaruhi hidrodinamik sama baiknya pengaruhnya terhadap desain aerodinamis pesawat amphibi. Dengan demikian, beberapa parameter yang sebagian besar mempengaruhi karakteristik hidrodinamika dari pesawat amfibi ditunjukkan pada gambar dibawah ini.


11

Gambar 1.4 - Karakteristik hidrodinamika pesawat amphibi

Dengan mempertimbangkan karakteristik hidrodinamika pesawat amphibi diatas maka dipilih rancangan untuk undercarriage pesawat amphibi yaitu dengan menggunakan design hull dengan wing tip float.

Gambar 1.5 - Design hull dengan wing tip float pada pesawat amphibi

Dipilih design hull dengan wing tip float dikarenakan design ini memiliki keuntungan diantaranya sebagai berikut : 1. Lebih stabil untuk bergerak di air karena dibantu oleh dua buah float yang ada di wing

tip 2. Design hull pada fuselage membantu untuk meletakkan landing gear, karena design

landing gear yang akan dipakai adalah retractable landing gear.


12

3. Pada fuselage drag tidak terlalu besar apabila dibandingkan dengan design twin float karena pada design twin float kemungkinan kecil untuk design landing gear

retractable. 4. Design hull dengan wing tip float mudah untuk mendesignya dan memudahkan untuk pembuatannya. 5. Lebih seimbang apabila terkena ombak ataupun terkena angin pada saat operasional di air.

Gambar 1.6 - Kestabilan design hull dengan wing tip float pada pesawat amphibi

Sebagian besar pesawat pembanding dengan payload yang cukup besar menggunakan

design hull dengan wing tip float.


13

BAB 2 INITIAL SIZING 2.1.

Estimasi berat Dalam proses mendesain pesawat, kita perlu mengestimasi berat awal dari pesawat yang dibuat. Pada kesempatan kali ini, kelompok kami diminta untuk mendesain pesawat amfibi yang mampu lepas landas di darat dan air. Data yang digunakan untuk perhitungan berat Tabel 2.1 data yang digunakan pada perhitungan sesudah estimasi berat

Mission Profile

Wi+1/Wi Warm up W1/WTO 0,992 Taxi W2/W1 0,99 Take Off W3/W2 0,996 Climb W4/W3 0,985 Cruise W5/W4 0,9 Loiter W6/W5 0,98 Descent W7/W6 0,99 Landing W8/W7 0,99 RESERVE WOE/W8 0,97748022 Wfue l Used =

Rcr [nm]

cp [lbs/hp/hr] L/D

651,7

0,5 0,4

na

na

np

10 13

0,6

13

Vcr [kts] Eltr [hr]

0,82na 0,77

na 190

0,77

190

0

0,75

W@end segment [lb] Wf burnt [lb] 10912 88 10802,88 109,12 10759,66848 43,21152 10598,27345 161,395027 9538,446108 1059,82735 9347,677185 190,768922 9254,200414 93,4767719 9161,658409 92,5420041 8955,339876 206,318533 Total 2044,66012

0,185878 x WTO

Tabel 2.2 Resume Perhitungan Berat

Data Berat Pesawat

Nilai

MTOW (kg)

4989.512

Berat Kosong, WE (kg)

2627.205

Berat Kosong Operasional, WOE 2922.221 (kg) Berat Payload, WPL (kg)

1899.734

Berat Maksimum Payload (kg)

1999.978

Berat Total Bahan Bakar, WF (kg) Kapasitas

Bahan

Bakar

(kg)

1133.98 ,

927.4596

diharapkan Fraksi WE/MTOW (persen)

53%

Fraksi WF/MTOW (persen)

23%

Fraksi Max Payload/MTOW (persen)

40%


14

2.2.

Matching chart Setelah dilakukan estimasi berat, dilakukan analisis menggunakan matching chart untuk mengetahui titik desain sehingga dapat diketahui gambaran awal pesawat, yakni luas sayap dan engine yang digunakan, Analisis dengan matching chart dilakukan dengan meninjau batasan-batasan design, yaitu batasan climb, stall speed, take off, landing, dan cruise, serta dengan pula memperhatikan ketentuan-ketentuan keselamatan dari regulasi. Batasan-batasan tersebut digambarkan dalam grafik, yang dinamakan matching chart. Input yang diberikan berupa asumsi karakteristik aerodinamika serta parameter-parameter penentu prestasi setiap fase terbang. Data yang dihasilkan dari analisis ini adalah perkiraan besarnya wing loading (W/S) dan power loading (W/P) atau thrust loading (T/W). Data tersebut didapatkan setelah menentukan sebuah titik, yang disebut dengan titik desain, yang memenuhi batasan-batasan design dalam matching chart. Matching chart yang dihasilkan sebagai batasan sebagai berikut.

Matching Chart ] 150 p /h N [ 100 ) /P (W g 50 in d a Lo 0 r e 500 w o P

1000

1500

2000

Wing Loading (W/S) [N/m2] CL_TO=2.1

CL_TO=2.2

CL_TO=2.3

CL_LDG=2.7

CL_LDG=2.8

CL_LDG=2.9

FAR23.65 AEOa

FAR23.65 AEOb

FAR23.65 AEOc FAR23.67 OEIb

FAR23.67 OEIc

FAR23.67 OEId

FAR23.67 OEIe

FAR23.77 AEOa

FAR23.77 AEOb

MaxCruise

StallClean

Stall LDGflap

Bombardier 415

Canadair CL-215

DHC-6 Twin Otter

Gambar 2.1 matching chart


15

2.3.

Pemilihan Engine

Engine yang dipilih sampai dengan saat Laporan 3 dikumpulkan adalah Pratt & Whitney PT6A-65B dengan daya 1100 SHP. Setelah Laporan 3 selesai, kami menyadari bahwa prestasi yang kami dapatkan tidak sesuai dengan yang kami inginkan. Banyak parameter yang jauh lebih besar dari yang seharusnya. Kemudian, kami melakukan pemeriksaan terhadap langkah-langkah dalam proses perancangan pesawat dan mengetahui bahwa kami tidak melakukan revisi engine setelah melakukan revisi berat pesawat. Hal ini menyebabkan engine yang kami gunakan menjadi sangat berlebihan dari kebutuhan. Sebelumnya, memang dibutuhkan dua buah engine dengan daya masing-masing minimal 870 SHP karena estimasi massa pesawat saat itu adalah 8507.81 kg. Kemudian, massa pesawat direvisi hingga menjadi 4989 kg, selain itu, power loading juga berkurang akibat revisi matching chart dari 48 N/hp menjadi 40 N/hp, sehingga kini engine yang dibutuhkan cukup masing-masing sebesar 612 SHP. Selanjutnya, kami memilih untuk menggunakan 2 buah engine Pratt & Whitney PT6A-27 dengan daya masing-masing 620 SHP.


16

BAB 3 LAYOUT KONFIGURASI 3.1 Perancangan Sayap

Sayap berfungsi utama sebagai penghasil gaya angkat, berikut dilampirkan geometri pada sayap.

Gambar 3.1 Konfigurasi sayap

Setelah diketahaui sebelumnya, wing loading (W/S) sebesar 1425 N/m 2 dan power loading loading (W/P) sebesar 40 N/hp, dapat diketahui luas sayap. Definisi wing loading adalah besarnya gaya yang dapat diangkat oleh sejumlah luasan sayap. Wing loading (WL) sebesar 1425 N/m2 memiliki arti bahwa setiap meter persegi sayap ratarata dapat dibebani sebesar 1425 N. Massa pesawat (m) dari hasil estimasi sebesar 4989.51 kg. Dengan percepatan gravitasi (g) sebesar 9.81 m/s 2, maka berat pesawat (W) dapat diketahui, dan kemudian luas sayap (S) dapat pula diketahui.

 =  ∗  = 4989.51  ∗ 9.81  =


 

 

= 48947.09 

= 1425 / 

17

=

3.1.1

 

=

48947.09  = 34.35   1425  

Konfigurasi Umum Sayap

Dalam proses desain diputuskan untuk menggunakan konfigurasi high wing, Keuntungan utama high wing adalah memungkinkan penempatan fuselage dekat dengan landasan, sehingga memudahkan loading ( pemuatan ) maupun unloading kargo aircraft. Dengan high wing, maka jet engine ataupun propeller akan mempunyai ground clearance yang cukup, sehingga tidak memerlukan landing gear yang terlalu panjang dan juga pemilihan konfigurasi high wing mempermudah untuk take off di air karena mempunyai

ground clearance yang cukup. Selain itu ground clearance yang cukup berguna agar air tidak mengganggu gaya angkat di wing serta kinerja pada engine . Karenanya, berat landing gear bisa berkurang. Juga, wing tip dari swept high wing tidak akan menyentuh tanah ketika aircraft dalam keadaan nose high. Manfaat lainnya adalah wing box diletakkan diatas

fuselage. Peletakan wing diatas fuselage lebih baik bila dibandingkan dengan diletakkan menembus pada fuselage. Ketika wing box dipasang menembus fuselage, maka fuselage harus dikeraskan terutama disekitar bidang potong antara wing dan fuselage. Hal ini mengakibatkan bertambahnya berat fuselage. Karenanya lebih baik jika wing box diatas fuselage. Selain itu, dengan menggunakan konfirgurasi high wing, maka engine dan propeller (wing mounted) akan terhindar dari puing-puing yang berterbangan dan mengurangi jumlah air yang masuk bila berada pada permukaan air. jadi clearance antara air dan wing (serta engine) harus lah cukup tinggi agar air tidak mengganggu gaya angkat di wing serta kinerja engine. Konfigurasi ini juga diterapkan pada semua pesawat pembanding yang telah dijelaskan sebelumnya.

3.1.2

Penentuan Geometri dan Ukuran Sayap

Kinerja sayap juga dipengaruhi oleh dimensinya. Satu besaran penting dalam mendesain sayap adalah Aspect-Ratio (AR) yaitu perbandingan antara span (panjang sayap) dengan chord (lebar sayap). Aspect ratio pada sayap, kami tentukan dengan acuan berikut.


18

Tabel 3.1 Aspek rasio

Gambar 3.2 Efek aspek rasio pada lift

Dengan acuan yang didapatkan dari buku Reymer, akhirnya kami menentukan untuk menggunakan Aspect Ratio 8.

Dihedral yang ada pada sayap, kami tentukan dengan acuan berikut.


19

Kami menggunakan high wing pada pesawat kami, oleh karena itu dengan acuan yang ada, akhirnya kami menentukan untuk menggunakan dihedral sebesar 1 derajat. Berikut merupakan data yang telah kami kumpulkan, mengenai taper ratio

Gambar 3.3 Efek taper rasio pada distribusi lift

Ketika sayap diruncingkan, tip chord akan menjadi lebih pendek. Pada kenyataannya, taper ratio 0,45 merupakan angka yang paling menyerupai elliptical ideal loading. Dengan data yang kami dapat, hasil drag nya hanya 1 % dari harga idealnya, yaitu elliptical wing.


20

Gambar 3.4 Tail Off Pitchup Boundaries

Setelah mendapatkan aspect ratio, kali ini kami menentukan quarter chord sweep

degrees. Dari acuan yang telah didapatkan dari buku Reymer, batas quarter chord sweep degrees yang dianjurkan adalah berkisar antara nol sampai lima belas derajat. Kami memutuskan untuk memilih nol derajat. Data acuan yang kami peroleh dari buku Reymer, kami memilih untuk sudut pasang sayap adalah satu derajat. Berikut adalah properti pada sayap yang sudah dijelaskan pada subbab ini.

Luas (m2)

34,35

Aspect Ratio

8

Taper Ratio

0,45

Sudut swept c/4 (deg)

0

Dihedral (deg)

1

incidence (deg)

1


21

twist (deg)

1

Span (m)

16,61

C root (m)

2,86

C tip (m)

1,29

Ymac (m)

3,63

Tabel 3.3 Konfigurasi Sayap 3.1.3

Pemilihan Airfoil

Pemilihan airfoil didasarkan pada kebutuhan koefisien gaya angkat yang diketahui setelah dilakukan analisis menggunakan matching chart. Pesawat yang kami rancang memiliki kebutuhan koefisien gaya angkat sebagai berikut. CdAR e CL o max Cruise (clean condition) 0.03 10 0.8 1.8 Climb (Ldup, Toflap) 0.04 10 0.75 2.2 TO (Lgdown,Toflap) 0.05 10 0.75 2.2 LDG (Lgdown,LDGflap) 0.06 10 0.7 3 Tabel 3.4 Koefisien gaya angkat

Pesawat kami dirancang untuk terbang pada ketinggian 15000 ft dengan kecepatan 190 knots, dan memiliki chord sekitar 2 m. Sehingga, reynolds number yang digunakan adalah sebagai berikut.  97.74  .2   0.77  .   = = ≈ 9,000,000  0.0000165995 / Berdasarkan reynold number tersebut, kami memilih airfoil berdasarkan data eksperimental dari referensi Abbott, Theory of Wing Sections . Parameter yang paling menentukan adalah Clmax – dipilih airfoil dengan Clmax lebih besar dari CL max yang dibutuhkan, sehingga dengan adanya efek sayap 3D CL max akan menjadi sama dengan yang dibutuhkan. Selanjutnya, dipilih beberapa kandidat airfoil yang paling mendekati kriteria tersebut. Namun, dari semua pilihan tersebut tidak ada yang memenuhi kriteria kami. Sehingga, kami memilih airfoil dengan Clmax paling besar (1.8) yaitu airfoil NACA 63 1-412. Dengan memilih airfoil ini kami menyadari bahwa prestasi pesawat akan berkurang dari yang diproyeksikan pada analisis matching chart. Karena pada saat matching chart kami memilih harga-harga terbaik dan menyadari bahwa akan ada penurunan di tahap selanjutnya, maka konsekuensi ini kami terima. Berikut adalah kurva-kurva berkaitan dengan airfoil NACA 63 1-412.


22

Gambar 3.5 NACA 631-412


23

Gambar 3.6 Kurva Cl vs NACA 631-412


Gambar 3.7 Kurva Cd vsα dan Cm vs α NACA 631-412

24

3.1.4

Geometri High Lift Device Pada pesawat yang kami rancang, high lift device yang digunakan adalah trailing edge flaps dengan tipe single slotted flaps. Berikut adalah gambar single slotted flaps dari referensi Torenbeek.

Gambar 3.8 Single Slotted Flaps

Dari perhitungan pada bagian 3.2, telah didapatkan besarnya perubahan koefisien gaya angkat airfoil dan sayap akibat penggunaan flaps Clmax = 1.34, CLmax = 2.83 – 1.62 = 1.21. Selain itu, telah didapatkan pula panjang chord flaps adalah 25% panjang chord sayap. Ukuran flaps selanjutnya dapat ditentukan dengan menggunakan persamaan dari referensi Roskam, Airplane Design, sebagai berikut.

Pada persamaan di atas, S wf adalah parameter yang dicari, yang dijelaskan oleh gambar berikut.

Gambar 3.9 Flapped Wing Area


25

Dengan luas sayap S = 34.35 m 2, Clmax = 1.34, CLmax = 2.83 – 1.62 = 1.21, dan K Λ = 0.92 (sudut sweep 0 o), maka dapat dihitung Swf sebagai berikut.

 =  ⋅ Λ ⋅

Δ  Δ 

= 34.35 ⋅ 0.92 ⋅

1.21 1.34

= 28.66  

Untuk memenuhi Swf tersebut, maka flaps akan berada dari root sayap sampai dengan pada span 6.35 m. Berikut adalah gambar tampak atas setengah sayap dengan bidang flap.

Gambar 3.10 Flap pada sayap

3.2 Perancangan Fuselage 3.2.1 Konfigurasi Umum Fuselage Berdasarkan DRO yang ada,fuselage harus dapat menampung: -

16 kursi (flight crew dan penumpang)

-

Payload maksimum diharapkan tidak kurang dari 1.900 kg

-

Berat tipikal penumpang adalah 80 kg dengan bagasi 10 kg

-

Flight deck akan dirancang untuk 1 awak penerbang dengan opsi bagi 2 awak penerbang.

-

Ruang bagasi dilengkapi dengan pintu bagasi yang dapat dibuka dari luar. Efektifitas volume bagasi yang dapat dipakai maksimum adalah 85%, dengan kepadatan bagasi adalah 160 kg/m3

Berdasrkan DRO yang ada, konfigurasi fuselage yang dipilih adalah sebagai berikut: 

Flight Deck dirancang untuk dua awak penerbang


26



Kabin akan menampung 13 penumpang, dengan susunan di buat memanjang ke belakang dan hanya terdapat 1 lorong



Terdapat sebuah galley yang akan menjadi tempat bagi awak kabin dan sebuah toilet bagi para penumpang pesawat.



Pintu utama berada diantara flight deck dan kabin penumpang sedangkan pintu darurat berada pada baris ke empat dari kursi penumpang dengan dimensi yang sesuai dengan regulasi yang ada



3.2.2

Ruang bagasi berada pada bagian bawah dari kabin penumpang

Penentuan Ukuran Kabin, Ruang Bagasi dan Pintu

Kabin merupakan bagian fuselage yang dirancang untuk menempatkan penumpang dan awak kabin. Dalam menetukan konfigurasi kabin, yang dilakukan adalah menentukan konfigurasi dari kursi penumpang dan jarak antara kursi penumpang.

-

Ukuran kursi dan lebar lorong

a l h k m n p/pmax a/amax lebar lorong Jumlah kursi Jumlah lorong


41.91 cm 5.08 cm 99.06 cm 45.085 cm 21.59 cm 42 cm 66.04/90.17 (cm) 15/38 degree 50.8 cm 13 (7 kiri dan 6 kanan) 1

27

Dari dimensi kursi yang ada tersebut, maka dapat dihitung panjang kabin yang digunakan adalah panjang 525 cm atau 5,25 m, tinggi kabin 180 cm atau 1, 8 m, dan lebar kabin 155 cm atau 1.55 m. -

Ukuran kursi FA, Lavatory dan Galley -

Ukuran kursi yang digunakan FA: a l

-

41.91 cm 5.08 cm

-

h 99.06 cm 45.085 cm k 21.59 cm m 42 cm n Sudut pitch 66.04 cm (p) 15/38 cm a/amax Ukuran lavatory adalah panjang 1.5 m, tinggi 1.8 m dan lebar 0.6 m

-

Ukuran Galley adalah panjang 0.3 m, tinggi 1,8 m dan lebar 0.5 m

Ukuran Pintu Pintu yang didesain sebanyak 2 buah, yaitu 1 pintu utama dan 1 pintu darurat. Untuk mendesain pintu darurat digunakan referensi berikut:


28

Dari referensi diatas maka digunakan pintu darurat dengan konfigursi tipe III karena penumpang yang akan diangkut sebanyak 13 penumpang . Konfigurasi nilai yang didapatkan: B

: 50,8 cm

H

: 111,8 cm

R

: 16,9 cm

h1

: 50,8 cm

h2

: 68,6 cm

Untuk desain pintu, konfigurasi yang digunakan adalah: Tinggi : 1800 cm Lebar : 800 cm

3.2.3

Penentuan ukuran cockpit

Menurut wikipedia.org flight deck atau cockpit merupakan sebuah ruangan khusus yang biasanya terdapat di bagian depnm pesawat yang dari dalamnya piloit dapat mengendalikan pesawat terbang. Flight deck yang dirancang harus memberikan visibiltas yang tinggi kepada pilot agar pilot dapat menerbangkan dan mengendalikan poesawat dengan baik.


29

-

Referensi penglihatan pilot

-

Referensi clear area minimum yang dibutuhkan pilot dalam penglihatan



Selain kedua hal diatas, desain cockpit harus mengikuti aturan berikut (visibiltas saat taxi, landing dan climb):

Saat kondisi approach harus mengikuti aturan berikut :


30

Berdasarkan ketentuan diatas maka ukuran cockpit: Panjang

: 1.5 m

Lebar

: 1.55 m

Tinggi

: 1.8 m

Dengan visibilitas pilot di cockpit sebesar: Depan kiri : 30 degree Depan kanan

: 30 degree

Depan bawah

: 15 degree

Depan atas : 15 degree Samping



: 85 – 130 degree

Gambar Layout Fuselage

Bagasi

Gambar Layout Kabin 3.2.4

Penentuan Ukuran Bagasi

Bagasi di tempatkan dibelakang galley dan lavatory. Pintu bagasi terdapat di bagian kiri luar dari pesawat. Ukuran bagasi pesawat: Panjang

: 3.5 m

Lebar

: 1.55 m

Tinggi

: 1.8 m

3.2.5

Perancangan Ekor Untuk menentukan geometri ekor, digunakan metode tail volume coefficient (TVC).

Untuk menentukan luas dari vertikal tail dan horizontail tail digunakan rumus berikut ini


31

S adalah luas, c adalah koefisien volume tail, b adalah span, C adalah mean chord, L adalah lengan momen. Subscript VT adalah vertical tail, HT adalah horizontal tail, dan w adalah wing. Selain itu ketentuan general untuk luas vertikal tail dan horizontail tail juga disebutkan di buku di buku aircraft desain, dengan kisaran angka seperti dibawah ini: SHT/SW ≈ 0.2 to 0.3. SVT/SW ≈ 0.15 to 0.25 Dari rumus diatas ada beberapa variabel yang diperlukan yaitu c vt, cht, b w, C w, S w, L ht dan Lvt dimana Ini adalah data TVC,

Jadi c ht dan cvt yang di gunakan adalah untuk tipe flying boat,disini nilainya adalah cht=0.70 dan cvt=0.06 alasannya adalah karena Pesawat yang kami rancang adalah pesawat amfibi, jadi memang tipe ini termasuk jenis flying boat. Untuk bw (span wing) nilainya 16.57m , Luas wing (S w) nilainya 34.5m2 Untuk nilai Cw (mean chord wing) berdasarkan perhitungan adalah 2.52 3.2.6

Konfigurasi Umum Ekor

Tipe ekor yang digunakan adalah tipe cucriform tail atau ekor salib. Dengan cucriform tail maka horizontal tail jauh dari jet exhaust dan membebaskan rudder bawah agar tidak terganggu udara selama kondisi AoA tinggi dan spin. Desain Pesawat Udara (Kelompok F)

32

Meskipun demikian, cucriform tail tidak memberikan pengurangan tail area. Jenis ini juga diterapkan pada pesawat transport amphibi Canadair CL-215, Bombardier 415 dan DHC-6 Twin otter. Selain itu, kelebihannya menghindari drag interfence kompleks. Dipilih konfigurasi ini dikarenakan karena konfigurasi ini akan lebih ringan jika dibanding dengan T-tail. Kelebihan lainnya adalah dapat mengurangi buffet (hantaman ) pada horizontal tail yang akan mengurangi fatigue kelelahan. 3.2.7

Penentuan Geometri dan Ukuran Ekor Datar

Geometri dari Horizontal Tail ditentukan dengan dua rumus dibawah ini :

SHT/SW ≈ 0.2 to 0.3. Untuk LHT (lengan ke horizontal tail) itu berada di kisaran 50%-55% fuselage, Disini kami pilih LHT = 55%*15.25 = 8 m Dari rumus pertama 

SHT=cHT * Cw * Sw / LHT SHT = 0.70 * 2.52 * 34.5 / 8 =7.61 m 2

Dari rumus kedua SHT/SW = 7.61 /34.5 = 0.22 

Ini artinya nilai SHT sudah memenuhi kondisi rumus kedua.

Aspect ratio dan taper ratio dapat ditentukan dengan acuan berikut.

Aspect ratio yang dipilih adalah 4 dan taper ratio 0.6

Leading-edge sweep pada horizontal tail biasanya lebih besar 5 derajat dibandingkan dengan sweep sayap, agar stall pada horizontal tail terjadi lebih lambat dari sayap. Jadi karna angle sweep sayapnya 15 derajat, maka sweep pada leading edge horizontal tail sebesar 20 derajat. Trailing-edge pada horizontal tail pesawat berkecepatan rendah biasanya dibuat lurus dan kedua sisi (kiri dan kanan) tersambung sehingga elevator dapat dengan sederhana


33

dipasang. Konfigurasi ini juga diketahui mengurangi kemungkinan flutter . Thickness ratio tail biasanya sama dengan thickness ratio sayap. Selanjutnya akan ditentukan panjang, chord root dan chord tip dari ekor horizontal 

∗ 

= 4 -> b = 5,52



(Cr +O.6Cr)*5,52 = 7,61 -> C r = 0,86



Ct = 0,52 m

3.2.8

Penentuan Geometri dan ukuran Ekor Vertikal

Geometri dari Vertikal Tail ditentukan dengan dua rumus dibawah ini :



SVT = 0.06 * 34.5 *16.61/8 SVT =4,30 m2

Aspect ratio dan taper ratio dapat ditentukan dengan acuan berikut.

Disini Aspect ratio yang dipilih adalah 1,5 dan taper ratio 0.6

Sudut sweep vertical tail pesawat berkecepatan rendah biasanya tidak lebih dari 20 derajat. Jadi disini kami pilih besaran yang mirip dengan sweep sayap, yaitu 16 derajat. Thickness ratio tail biasanya sama dengan thickness ratio sayap.

Selanjutnya akan ditentukan panjang, chord root dan chord tip dari ekor vertical 

∗ 

= 1.5 -> b = 2,54 m2



(Cr +O.6Cr)*2.52/2 = 4.3 -> C r = 2.12 m



Ct = 1.27 m


34

3.2.9

Resume Konfigurasi Ekor

Parameter

Ekor Datar

Ekor Vertikal

Konfigurasi Luas Sayap [m2]

34.5

Span sayap [m2]

16.57

Mac sayap [m2]

7.2

Luas Ekor [m2]

7.61

4.30

Jarak lengan

8.3875

8.119

AR

4

1,5

Taper ratio

0.6

0.6

Swept angle 1/c chord

20

Airfoil

NACA 631-412

NACA 631-412

3.2.10 Perancangan Roda Pendarat





 

Penentuan letak roda pendarat Konsep Penentuan Letak Roda Pendarat.Terdapat beberapa konsep yang dipilih, yaitu: Nose gear/ Tricycle Konsep ini dipilih karena dapat melakukan take off dan landing yang lebih baik jika dibandingkan dengan konsep lainnya. Selain itu penggunaan tricycle, pesawat akan labih stabil ketika bermanuver di darat. Retractable system Landing gear dapat melakukan retraksi dan ekstraksi. System ini dipilih karena memberikan efek aerodinamis yang lebih bagus jika dibandingkan dengan fixed system landing gear. Karena efek aerodinamis yang ditimbulkan lebih bagus maka drag yang dihasilkan akan semakin kecil. Landing gear akan dipasang pada fuselage Menentukan tinggi landing gear Landing Gear Height (H LG) adalah jarak antara ground dan conjunction antara main gear strut dan struktur aircraft.


35

Dari persamaan diatas, harus ditentukan terlebih dahulu nilai dari jarak clereance (darat dan pesawat) yang dibutuhkan oleh pesawat ketika bermanuver di darat. Berikut akan ditampilkan tabel jarak clreance:

-

-

Dari tabel yang ada dipilih clearance sebesar 1.2 meter agar dapat memenuhi semua kriteria. Dengan diameter propeller sebesar 2.4 meter dan diameter fuselage sebesar 2.8 meter, maka didapat: Hcg = 2.4 meter HLG = 1 meter (memenuhi semua kriteria yang ada pada tabel) Struktur yang menahan landing gear Pada desain kali ini landing gear dipasang pada fuselage. Oleh karena itu fuselage harus mempunyai struktur yang cukup kuat untuk menahan beban yang diberikan oleh landing gear. Karena pada fuselage terdapat bulkhead yang dapat menahan beban terpusat, maka struktur yang dipilih untuk menahan beban oleh landing gear adalah struktur bulkhead. Shock Absorber Shock absorber sangat penting dalam mendesain landing gear,dikarenakan shock absorber dapat meredam gaya yang bekerja ketika pesawat melakukan landing ataupun bermanuver di darat. Dalam proses desain kali ini dipilih penggunaan oleo shock strut (hydraulic shock absorber)

-

Ban yang digunakan

-

Gambar konfigurasi ban Karena pesawat yang dirancang adalah pesawat dengan tipe 2 ( pesawat dengan berat medium) maka ukuran dari ban yang digunakan adalah : Dt = 27 inch = 68.58 cm bt=15.50 inch = 39.37 cm d = 20 inch =50.58 cm Letak Roda Pendarat


36

3.2.11 Perhitungan Kestabilan di Darat

Karena minimum overtune angle yang diharuskan adalah 25 degree, maka dipilih 30 degree untuk overtune angle minimum yang digunakan. Pada bagian sebelumnya telah didapat nilai Hcg sebesar 2.4 m. Dari gambar diatas dapat ditentukan wheel track (T) dari pesawat, dengan persamaan: tan (overtune angle)

=

tan (30)

=

/  / 

T

= 2*tan(30)*Hcg =2.77 m Selanjutnya akan ditentukan overtune angle yang sebenarnya.

Untuk menentukan overtune angle yang pertama dilakukan adalah menentukan YOT dari pesawat. Sebelum menentukan parameter tersebut, perlu dihitung besar dari Ø1. /

tan (Ø1) Ø1

=  , dengan AC = (7.3-1.5) = 5.8 / = tan-1( )

Ø1

= 0.234 rad = 13.43 degree = YOT/AD = tan (Ø1)* AD = 1.55 m

tan (Ø1) YOT




37

Akhirnya didapat besar overtune angle sebesar: tan (overtune angle) = YOT/Hcg overtune angle = tan-1(YOT/Hcg) = 0.455 rad =26.044 Dilihat dari hasil yang didapat melebihi nilai overtune angle minimum. Artinya pesawat yang didesain akan stabil ketika berada di darat. 3.2.12 Sudut Clearence

Gambar Fuselage Clearance Ketika Take Off Dari gambar diatas, dapat di tentukan sudut cleareance dari pesawat dengan hubungan: αC = tan-1(Hf/AB) dimana,

Hf = 1 m AB =15.25-7.3-5 = 2.95 maka didapat, αC = tan-1(Hf/AB) = 0.3265 rad = 18.71 degree Dari hasil yang didapat, sudut cleareance ini memenuhi persyaratan karena nilainya lebih besar dari take off rotation angle (12 degree). Jadi fuselage tidak akan menyentuh darat ketika melakukan operasi take off. 3.2.13 Perhitungan Beban, Penentuan Tipe Roda Dan Sistem Retraksi



Perhitungan Beban Pembebanan yang ditanggung oleh nose gear dan main gear tentunya berbeda. Berikut merupakan ilustrasi pembebanan yang terjadi pada landing gear ketika pesawat di ground


38

Gambar Pembebanan Pada Landing Gear Pada main gear, persamaan pembebanan:

Pada nose gear, persamaan pembebanan :

Dengan, lm = 0.87 m ln = 4.93 m W = 5470.5 kg Hcg = 2.4 m ax/g = 0.45 maka didapat, Pm = 45615.76 N (2 main gear) Pn = 15210.45 N Dari hasil diatas dapat disimpulkan bahwa: - Pada main gear setiap ban menahan beban sekitar 40% dari berat pesawat - Nose gear sekitar 20% persen dari berat pesawat 

Penentuan Tipe Roda Dalam mendesain landing gear, hal yang harus diperhatikan adalah bagaimana mendesain dimensi dari shock strut agar dapat menahan beban impact yang terjadi ketika melakukan landing dan maneuver di darat. Berikut langkah-langkah dalam mendesain roda pesawat. - Energy absorption ketika mendarat


39

Pada bagian ini, dilakukan analisis seberapa besar energy yang dapat diserap oleh setiap gear ketika pesawat melakukan landing. Energi maksimum yang diserap ketika melakukan touchdown dapat dihitung dengan persamaan: E = (W/2g) * w2 dimana, w merupakan ultimate velocity ketika descent dengan, W = 5649.7 kg w = 3.125 m/s maka, E =2811.152 Joulle Dengan mengetahui Energi maksimum yang dapat diserap oleh shock absorber, maka selanjutnya akan ditentukan besarnya stroke pada setiap shock absorber. Persamaan yang digunakan untuk menentukan besar stroke adalah: E = Ns Ps x (ntSt + nsS) dimana, Ns = Jumlah shock absorber main gear Ps = Beban static per leg x = reaction factor n = factor efisiensi St = Maximum tire deflection S = Stroke dari shock absorber dengan, E Ns

2811.152 2

Ps x nt ns

236.9992 2.5 0.47 0.8

St = constant( x * L w )/p((Dtbt)^0.5) Dengan, Lw Dt bt constant p

-

236.9992 0.6858 0.3937 0.5 100

Maka didapat, St = 5.7 S = 0.38 m = 38 m=cm Dimensi gear


40

Gambar Dimensi Leg Landing Gear 

Penentuan Sistem dan Mekanisme Retraksi Sistem retraksi yang didesain merupakan sistem retraksi hidraulik. Pada bagian nose gear, arah dari sistem retraksi adalah ke bagian depan (forward) ketika dikeluarkan dari wheel bay. Sedangkan pada main gear, arah dari sistem retraksi adalah ke bagian luar (outward) ketika dikeluarkan dari wheel bay.

Konfigurasi

Hasil rancangan

Clearance

Tinggi landing gear dirancang sebesar 1 m Dengan sudut clearance sebesar 18.71 degree (regulasi yang ada harus lebih besar dari 12 degree)

Shock absorber

Landing gear menggunakan oleo schock strut (hydraulic shock absorber. Strut memiliki diameter 38 cm.

Tire

Dimensi tire Dt x bt x d (68.58 cm x 39.97 cm x 50. 58 cm) Ket : Dt = Diameter luar ban bt = Diameter dalam ban d = Lebar ban

Overtune angle

26.044 degree (regulasi yang ada harus lebih besar dari 25 degree)

Main gear

Berada pada 7.3 m dari depan pesawat Wheel track sebesar 2.77 m Beban maksimum yang di tahan oleh main geaar sebesar 45615.76 N (80% MTOW)

Nose gear

Berada pada 1.5 m dari depan pesawat Beban maksimum yang di tahan oleh main geaar sebesar 15210.45 N (20% MTOW)


41

BAB 4 ANALISIS AERODINAMIKA 4.1 Pemilihan Airfoil

Analisis aerodinamika dalam perancangan pesawat ini diawali dengan mengetahui kebutuhan CLmax cruise pesawat dari matching chart. Berdasarkan analisis matching chart yang kami lakukan, diketahui bahwa pesawat kami membutuhkan CLmax saat cruise sebesar 1.8. Untuk mendapatkan karakteristik ini, dibutuhkan airfoil yang memiliki CLmax lebih besar dari 1.8, sehingga dengan adanya efek sayap dan pesawat, CLmax pesawat masih akan mendekati 1.8. Sebelum menentukan airfoil, perlu diketahui pula besarnya reynolds number saat pesawat melakukan cruise. Pesawat kami dirancang untuk terbang pada ketinggian 15000 ft dengan kecepatan 190 knots, dan memiliki chord sekitar 2 m. Sehingga, reynolds number yang digunakan adalah sebagai berikut.

 =

 97.74  .2  .   = ≈ 9,000,000  0.0000165995 /



0.77

Berdasarkan reynold number tersebut, kami memilih airfoil berdasarkan data eksperimental dari referensi Abbott, Theory of Wing Sections. Dipilih beberapa kandidat airfoil yang paling mendekati kriteria airfoil yang dibutuhkan. Namun, dari semua pilihan tersebut tidak ada yang memenuhi kriteria kami. Sehingga, kami memilih airfoil dengan Cl max paling besar (1.8) yaitu airfoil NACA 631-412. Dengan memilih airfoil ini kami menyadari bahwa prestasi pesawat akan berkurang dari yang diproyeksikan pada analisis matching chart. Karena pada saat matching chart kami memilih harga-harga terbaik dan menyadari bahwa akan ada penurunan di tahap selanjutnya, maka konsekuensi ini kami terima.

Berikut adalah kurva-kurva berkaitan dengan airfoil NACA 63 1-412.


42


43

4.2 Estimasi Kurva Koefisien Gaya Angkat

Setelah airfoil pesawat kami tentukan, selanjutnya kami melakukan analisis aerodinamika pesawat, mencakup estimasi kurva koefisien gaya angkat pesawat, estimasi besar koefisien gaya angkat maksimal dengan high lift device, serta estimasi besar koefisien gaya hambat. Estimasi besar koefisien gaya angkat dilakukan dengan meninjau airfoil yang diimplementasikan pada wing, sehingga perlu diperhatikan setiap parameter wing. Salah satu parameter yang paling menentukan adalah aspect ratio. Untuk menentukan kemiringan kurva (CLα)pada sayap, menurut referensi McCormick, Aerodynamics, Aeronautics, and CL vs Flight Mechanics, digunakan perhitungan berikut.

Dengan A adalah aspect ratio yang bernilai 8 untuk pesawat kami, maka CL α sayap pesawat kami sebesar 0.0878/degree. Menurut referensi Torenbeek, Synthesis of Subsonic Airplane Design , CLmax pesawat didapatkan dengan menggunakan perbadingan CLmax (3D) dengan Clmax (2D) pada grafik berikut:

sayap (

Sudut sweep sayap pada leading edge (Ʌ LE) dan parameter ketajaman ledaing edge y) menentukan besarnya nilai perbandingan CLmax (3D) dengan Clmax (2D). Pada


44

pesawat yang kami rancang, pesawat tidak memiliki sudut sweep, sehingga berapa pun nilai parameter ketajaman leading edgenya, CL max/Clmax akan bernilai 0.9.

 = 0.9   = 0.9  1.8 = 1.62 Sudut pada saat CL = 0 (

L0r)

ditentukan dengan persamaan berikut.

Pada persamaan tersebut, l0r adalah sudut serang airfoil saat Cl = 0 yang diketahui dari plot Cl vs airfoil bernilai-2.2 derajat, t adalah sudut twist sebesar -1 o, dan 01 bernilai -0.29 diketahui dari grafik berikut sesuai besarnya aspect ratio dan taper ratio.

Maka, diketahui sudut serang sayap saat CL = 0 melalui perhitungan berikut.

  = −2.2 + (−0.29) ⋅ (−1) = 1.91 

Dari nilai-nilai yang telah dihasilkan, dapat digambarkan kurva CL vs

sayap

(bersanding dengan kurva Cl vs α airfoil) sebagai berikut.


45

Koefisien Gaya Angkat vs Sudut Serang 2 1.5 1

l C L, C

Cl vs α (airfoil)

0.5

CL vs α (sayap) 0

-10

-5

0

5

10

15

20

-0.5 -1

Sudut Serang (α) [derajat]

Kurva perbandingan CL vs Alpha (Sayap dan Airfoil)

Selain menggunakan perhitungan tersebut, kami juga melakukan analisis menggunakan software DATCOM+. Pada software ini, kami menginput parameter sayap serta dimensi pesawat, dan software ini menghasilkan output berupa berbagai karakteristik aerodinamika, salah satunya adalah kurva CL vs Berikut adalah kurva yang dihasilkan.

Koefisien Gaya Angkat vs Sudut Serang 2 1.5 1

L C

0.5 0

-10

-5

0

5

10

15

20

25

-0.5 -1

Sudut Serang [derajat]

Kurva CL vs Alpha

Hasil dari DATCOM+ menunjukkan bahwa CLmax yang dimiliki pesawat adalah 1.76. Hasil ini cukup konsisten dengan analisis yang dilakukan sebelumnya. Namun, kami menganggap bahwa hasil DATCOM+ lebih teliti, maka digunakan data hasil analisis DATCOM+.


46

4.3 Estimasi Besar Koefisien Gaya Angkat Maksimal dengan High Lift Device (HLD)

Langkah selanjutnya adalah melakukan estimasi besar koefisien gaya angkat maksimal dengan high lift device. Dalam analisis ini, tujuan yang perlu dicapai adalah dihasilkannya CL yang cukup untuk takeoff dan landing sesuai besaran yang diketahui dari analisis matching chart. Berdasarkan hasil analisis menggunakan matching chart, pesawat kami membutuhkan CL sebesar 2.2 untuk take off, dan 2.8 untuk landing. Untuk mencapai nilai tersebut, kami memperkirakan dibutuhkan penggunaan HLD yaitu flaps. Menurut referensi McCormick, dapat digunakan grafik berikut untuk diketahui besarnya penambahan keofisien gaya angkat maksimum akibat penggunaan flaps.

Dengan

dan

Cl mengikuti persamaan berikut.

Pada persamaa tersebut, Cl adalah kemiringan kurvaCl vs didapatkan dari grafik berikut.


,

adalah defleksi flaps,

47


48

CL sayap yang dibutuhkan saat landing adalah 2.8, sehingga ditargetkan Clmax yang diharapkan didapatkan dari perhitungan saat ini adalah sekitar 3.2 (diperkirakan penurunan Cl akibat efek sayap mencapai 10%). Maka, untuk airfoil dengan Clmax 1.8, dibutuhkan Clmax sekitar 1.4. Dengan melakukan iterasi, didapatkan nilai nilai Cl max = 1.34 dengan pemilihan single slotted flaps, perbandingan panjang chord flaps dengan panjang chord sayap (Cf/C) = 0.25, dan defleksi flaps 30o. Dari grafik-grafik di atas dan berdasarkan konfigurasi yang dijelaskan, didapatkan nilai = 0.6, = 0.71, ( max Cl / Cl) =0.93, dan perhitungan yang dilakukan adalah sebagai berikut.

 =  ⋅  ⋅  ⋅  = 0.1125 ⋅ 0.6 ⋅ 0.71 ⋅ 30 = 1.44 Δ = 0.9 3 ⋅

 = 0.93 ⋅ 1.44 = 1.34

Dengan Clmax = 1.34, maka Clmax dengan flaps (Clmaxflapped) = 3.14. Jika nantinya terjadi pengurangan Cl sebesar 10%, maka diperkirakan CL maxflapped sayap sebesar 2.83. Nilai ini cukup untuk mengakomodasi kebutuhan CL saat landing yaitu 2.8.

4.4 Estimasi Besar Koefisien Gaya Hambat

Langkah berikutnya dalam analisis aerodinamika yang kami lakukan adalah memperkirakan besar koefisien gaya hambat. Seperti halnya dalam melakukan estimasi koefisien gaya angkat, estimasi koefisien gaya hambat dilakukan dengan dua cara yaitu dengan cara berdasarkan buku referensi, dan dengan menggunakan software DATCOM+. Menurut referensi Torenbeek, gaya hambat yang dihasilkan oleh pesawat disebabkan terutama oleh 2 penyebab, yaitu akibat vortex dan akibat permukaan. Vortex dihasilkan oleh sayap akibat sayap itu sendiri dan akibat vortex. Permukaan penyebab drag menghasilkan yang disebut dengan profile drag, yang terdiri dihasilkan oleh fuselage, engine nacelle, horizontal tail, vertical tail, dan wing float. Masing-masing drag dihitung dan dimasukkan dalam komponen drag A, B, dan D sesuai persamaan berikut.

 =  +  ⋅   +  ⋅  Apabila drag yang dihasilkan tidak bergantung CL, maka drag tersebut dijumlahkan dengan komponen drag lain yang tidak bergantung CL hingga dihasilkan nilai A. Jika drag yang dihasilkan bergantung CL, maka drag tersebut dijumlahkan dengan komponen drag lain yang juga bergantung CL hingga dihasilkan nilai B. Jika drag yang dihasilkan bergantung CL2, maka drag tersebut dijumlahkan dengan komponen drag lain yang juga bergantung CL 2 hingga dihasilkan nilai D. Perhitungan wing vortex drag mengikuti persamaan berikut.

Dengan A adalah aspect ratio dan sweep dan taper ratio.


didapatkan dari grafik berikut berdasarkan sudut

49

Perhitungan penambahan koefisien gaya angkat akibat vortex sebagai efek dari twist mengikuti persamaan berikut.

Pada persamaan tersebut, εt adalah sudut sweep sayap dan C 01 dan C02 didapatkan dari grafik berikut berdasarkan besarnya aspect ratio, sudut sweep, dan taper ratio sayap.


50

Perhitungan koefisien gaya angkat profile drag fuselage mengikuti persamaan berikut.

Pada persamaan tersebut, dan pada persamaan selanjutnya, C D didapatkan dengan membagi CDS dengan S yaitu luas sayap. Dengan kompleksnya perhitungan faktor koreksi Δαβ (CDS), maka dalam tahap ini hanya dihitung (CDS)basic. Perhitungan (CDS)basic mengikuti persamaan berikut.

Nilai CF dipilih bernilai 0.0035 (dianggap keadaan turbulen terjadi pada 50% panjang fuselage, dengan reynolds number 9000000000), dari grafik berikut.


51

Sedangkan, nilai Sfwet adalah wetted area yang dihasilkan dari perhitungan berikut.

Nilai φf didapatkan dari persamaan berikut.


52

Perhitungan engine nacelle profile drag mengikuti persamaan berikut.

Pada persamaan ini, CF juga dipilih bernilai 0.0035. Perhitungan Snwet mengikuti cara yang sama dengan perhitungan wetted area fuselage. Definisi parameter lain pada persamaan tersebut dijelaskan oleh gambar berikut.

Perhitungan horizontal tail profile drag mengikuti persamaan berikut.

Pada tahap ini, koreksi mengikuti persamaan berikut.

l

(CDS)h juga belum diperhitungkan. Perhitungan (C DS)hbasic


53

Dengan CF dipilih 0.0035, (t/c)h adalah rasio antara ketebalan airfoil dengan panjang chord, Ʌ adalah sudut sweep horizontal tail, dan Sh adalah luas horizontal tail. Perhitungan vertical tail profile drag mengikuti persamaan berikut.

Definisi parameter sama dengan definisi parameter pada persamaan sebelumnya, namun parameter pada persamaan ini berhubungan dengan keadaan vertical tail, bukan horizontal tail. Terakhir, perhitungan wing float profile drag dilakukan dengan cara yang sama dengan perhitungan fuselage profile drag, namun hasil perhitungan dikali faktor pengali 1.2, karena adanya efek pemasangan pada wing. Perhitungan yang dilakukan menghasilkan nilai-nilai sebagai berikut. Swing

34.35

Plane Wings Drag CDv delta

Twisted Wing Drag 0.039988

CL2

0.005

AR

delta CDv

2.15E-05

sudut twist

8

horizontal tail profile drag

C01

2.15E-05

C11

0

0.001993

CD

1.16E-03

CDS

0.06845

CDS

0.039977

CDShbasic

0.06845

CF

CF

CL0

0

(t/c)v

0.0035

(t/c)h

0.12

sudut sweeph

3.52

Sh

7.61

Fuselage Profile Drag CD 0.012127

CL1

CL0

0.12

sudut sweep

9.5

Sv

4.3

Wing Float Profile Drag CD 9.98E-05

0.416576

CDSeffected

0.003429

(CDS)basic

0.416576

CDS

0.002858

(CDS)basic

0.002858

0.0035

Sfwet

86.95874

CF

phif

0.368715

Sfwet

0.557705

lambdaeff

3.785714

phif

0.464097


CL0

0.0035

CDS CF

0

Vertical Tail Profile Drag

CD

delta CDShbasic

CL0

1

CL0

0.0035

54

lambdaeff1

5.446429

lambdaeff

3.333333

lambdaeff2

3.785714

lambdaeff1

3.333333

lf

15.25

lambdaeff2

3.666667

la

2

lf

1

2.8

la

0.3

Dfeff

0.3

ln

0.2

Dfeff ln

3

Nacelle Profile Drag CD CDS

0.000259 0.00889

CF

CL0

0.0035

lambdaneff

3.89234

Snwet

1.88021

ln

1.88

dn

0.483

Dari hasil perhitungan setiap komponen drag tersebut, dapat dirumuskan persamaan drag pesawat sebagai berikut.

 = 0.0157 + 0.039988  Selanjutnya, dapat digambarkan pula grafik drag polar, CL vs CD, sebagai berikut.

CD vs CL 2

1.5

1

L

C

0.5

0 0

0.02

0.04

0.06

0.08

0.1

0.12

0.14

-0.5

-1

CD

Kurva CD vs CL

Berdasarkan persamaan dan grafik di atas, diketahui koefisien gaya hambat ketika koefisien gaya angkat sama dengan nol bernilai 0.016. Hasil ini jauh lebih kecil dibandingkan perkiraan awal drag saat cruise seperti yang dihasilkan dari analisis matching chart, yaitu Desain Pesawat Udara (Kelompok F)

55

sebesar 0.03. Hasil yang didapatkan saat ini cukup baik, dengan pertimbangan banyaknya perhitungan yang diabaikan dalam analisis tahap ini, maka dalam kenyataannya diperkirakan koefisien gaya angkat tidak akan lebih besar dari 0.03. Untuk memvalidasi hasil tersebut, dilakukan analisis menggunakan DATCOM+ seperti yang sudah dijelaskan sebelumnya. Input yang diberikan pada software adalah geometri dasar pesawat serta pemilihan airfoil dan konfigurasi. Dari software ini dihasilkan output salah satunya dapat dijadikan kurva drag polar. Berikut adalah kurva yang dihasilkan.

Drag Polar CL vs CDDATCOM+

CD=0.058*CL^2+ 0.021

Poly.(CL vs CDDATCOM+) y = 0.0725x2 - 0.0251x + 0.0237

0.25

0.2

0.15

D C 0.1

0.05

0 -0.5

0

0.5

1

1.5

2

CL

Kurva Drag Polar

Pada analisis menggunakan DATCOM+, dihasilkan besar koefisien gaya hambat saat koefisien gaya angkat sama dengan nol sebesar 0.021. Hasil ini tidak melenceng jauh dari hasil perhitungan sebelumnya yakni 0.016, mengingat ketelitian perhitungan DATCOM+ lebih baik. Kurva hasil DATCOM+ kami pilih untuk digunakan dalam tahap perancangan pesawat selanjutnya. Data-data aerodinamika yang telah dihasilkan kemudian dapat digunakan dalam tahap selanjutnya pada proses perancangan pesawat.


56

BAB 5 WEIGHT AND BALANCE 5.1

Estimasi Berat Dan Letak Titik Berat

Estimasi berat ditentukan menggunakan beberapa metode. Metode utama dilakukan menggunakan acuan buku Raymer Chapter 15, buku Toreenbek dan referensi buku Sadarey untuk perhitungan perkiraan letak komponen pesawat, maka didapatkan perhitungan sebagai berikut: No

Keterangan

Weight Estimation Dari Premiliminary Sizing Part I :

lbs

1

WTO =

4990 kg

=

11000

2

W=E

2627 kg

=

5792

3

W=F

927 kg

=

2045

lbs

4

WPL =

2000 kg

=

4409

lbs

5

WCREW =

240 kg

=

529

lbs

6

WTFO = GW =

25 kg = 4990 kg

lbs

Gross TOW Empty Weight

lbs 55 11000 lbs

=

WE/GW = 0.527 = Dari Buku Raymer didapatkan Perhitungan untuk Weight Estimation Untuk Pesawat Transport/Cargo sebagai berikut : Tabel 5.1 Data Perhitungan Estimasi Berat Laporan I

Dari data diatas maka didapatkan Perhitungan Weight Estimation untuk pesawat amphibi yang dirancang yaitu termasuk dalam kategori cargo/transport karena pesawat yang dirancang untuk 16 penumpang maka hasil perhitungan yang didapatkan:

No

Component

1 Fuselage 2 3 4 5 6 7 8 9 10

Wing Horizontal Tail Vertical Tail Main L/G Nose L/G Nacelle Group Engine Control Starter (Pneumatic) Fuel System

Fudge Factor

1.25 0.85 0.83 0.83 0.95

Weight (Raymer c.15) 740.3 lbs

379.2 36.8 23.8 118.2 25.0 157.0 31.5 35.2 84.3


lbs lbs lbs lbs lbs lbs lbs lbs lbs

Selected Weight lbs

kg

925.431 lbs 322.3345 30.5 19.7 112.3 25.0 157.0 31.5 35.2 84.3

lbs lbs lbs lbs lbs lbs lbs lbs lbs

419.8 146.2 13.8 9.0 51.0 11.3 71.2 14.3 16.0 38.3

Distance to Datum x x (m) (%MAC) 6.1 -42.66%

7.32 14.2 14.1 8.4 2 7.5 7.5 7.5 7.5

0.00% 240.56% 237.06% 37.76% -186.01% 6.29% 6.29% 6.29% 6.29% 57

11 12 13 14 15 16 17 18 19 20

Flight Controls APU Installed Instruments Hydraulics Electrical Avionics Furnishings Air Conditioning Anti-Ice Handling Gear

21 Military Cargo Empty Weight (WE) 22 Crew + Payload 23 Fuel 24 Trapped Fuel & Oil WTO

496.0 14.6 49.5 104.2 308.5 931.0 37.0 51.4 22.0 3.3

lbs lbs lbs lbs lbs lbs lbs lbs lbs lbs

496.0 14.6 49.5 104.2 308.5 931.0 37.0 51.4 22.0 3.3

162.8 lbs 3811.8 lbs

lbs lbs lbs lbs lbs lbs lbs lbs lbs lbs

225.0 6.6 22.5 47.3 140.0 422.3 16.8 23.3 10.0 1.5

7.6 14 4 8.2 4 0.25 6.1 7.8 6.1 0.25

9.79% 233.57% -116.08% 30.77% -116.08% -247.20% -42.66% 16.78% -42.66% -247.20%

162.8 lbs

73.8

12.3

174.13%

1779.8 2240.0 927.4 24.9 4972.2

7.475 7.76 7 7.35 7.475

5.42% 15.38% 2.80% 1.05% 5.42%

3923.8 4938 2045 55.0 10961.7

lbs lbs lbs lbs lbs

Tabel 5.2 Pehitungan Perkiraan Berat Komponen Pesawat

Dapat diperhatikan pada tabel estimasi berat, terdapat selisih 18 kg dari Maximum Take Off Weight pada perhitungan yaitu 4990 kg dan Maximum Take Off Weight pada DRO yaitu 5000 kg. Hal ini dilakukan sebagai langkah preventif apabila dalam proses manufaktur terjadi galat terhadap perhitungan estimasi berat. Perlu ditekankan bahwa pada seluruh perhitungan yang mencantumkan MTOW di laporan ini akan tetap menggunakan data MTOW sesuai DRO yaitu 5000 kg. Dan dapat diketahui perkiraan lokasi c.g dari pesawat yaitu:

 =

5.2

∑( .  ) ∑ 

= 6,8541 

Penentuan Rentang Pergeseran Titik Berat

Rentang pergeseran titik berat didapat dari acuan Torenbeek yaitu menggunakan potato diagram. Sumbu vertikal pada potato diagram menunjukkan berat dan sumbu horizontal menunjukkan persen MAC. Rentang pergeseran titik berat diperoleh dari kemungkinan jumlah pengisian payload atau penumpang pada pesawat yang ditinjau dari sisi kanan, kiri, depan, belakang. Hal ini akan sangat berpengaruh pada pergeseran titik berat pesawat rancangan. Bulatan yang berada di bawah, pada setengah lingkaran di sebelah kanan disusun berdasarkan perhitungan penumpang yang duduk di sisi kanan jendela dengan urutan belakang ke depan. Pada sisa setengah lingkaran sebelah kiri pada bulatan bawah disusun berdasarkan perhitungan penumpang yang duduk di sisi kanan jendela dengan urutan depan ke belakang. Sedangkan, pada bulatan yang berada di atas, pada setengah lingkaran di sebelah kanan disusun berdasarkan perhitungan penumpang yang duduk di sisi kiri jendela Desain Pesawat Udara (Kelompok F)

58

dengan urutan belakang ke depan. Pada sisa setengah lingkaran sebelah kiri pada bulatan atas disusun berdasarkan perhitungan penumpang yang duduk di sisi kiri jendela dengan urutan depan ke belakang. Selain itu, dapat kita amati beberapa garis horizontal yang paling bawah adalah berat operation empty weight yaitu penjumlahan berat kosong dengan berat kru dan berat trapped fuel. Garis horizontal yang tengah adalah berat maksimum struktur pada kondisi tanpa pengisian bahan bakar. Terakhir, garis horizontal yang paling atas menunjukkan berat maksimum saat kondisi take off. Sedangkan, dua garis diagonal menunjukkan pergeseran titik berat berdasarkan berat fuel dan berat bagasi. Pergeseran titik berat berdasarkan berat fuel diperoleh dari berat maksimal tanpa bahan bakar pesawat ditambah dengan fuel sedikit demi sedikit hingga mencapai berat maksimum pesawat untuk take off. Perhitungan pergeseran titik berat berdasarkan berat bagasi diperoleh dengan cara berat operation empty weight ditambah dengan penumpang dan berat bagasi kemudian memperhitungkan titik berat pada dua kondisi kritis yaitu apabila tak seorangpun membawa bagasi dan apabila semua orang membawa bagasi. Kemudian hasilnya diinterpolasi untuk mendapatkan garis diagonal yang berada di bagian bawah.

Potato Diagram 6000.0 5000.0 4000.0

] g k [ 3000.0 W 2000.0 1000.0 0.0 7

7.1

7.2

7.3

7.4

7.5

7.6

xCG [m]


59

BAB 6 LAYOUT STRUKTUR 6.1 Layout Struktur Sayap

Jumlah penggunaan ribs dan spar pada sayap adalah sebayak 8 ribs dan 2 spar. Dipilih penggunaaan 2 spar dengan front spar yang akan diletakan pada 25% panjang chord dari leading edge dan rear spar akan diletakan pada 65% panjang chord dari leading edge. Jarak antar Ribs adalah 1,6 meter. Jarak dari pusat sayap menuju pusat bracket engine adalah 2,38 meter. Dari pusat bracket menuju ribs adalah 1 meter.

Berikut adalah sketsa struktur yang ada pada sayap:

Gambar 6.1 Struktur Sayap

6.2 Layout Struktur Fuselage

Fuselage merupakan salah satu komponen struktur pesawat yang berfungsi membawa muatan atau payload serta meletakan komponen dan sistem pesawat didalamnya. Oleh karena itu struktur fuselage harus cukup kuat untuk menahan beban-beban yang akan diterima. Selain kuat struktur fuselage harus dibuat seringan mungkin. Komponen-komponen penyusun sebuah fuselage terdiri dari skin, frames, bulkhead, stringer, dan longeron. Kelima komponen fuselage tersebut memiliki fungsinya masing-masing. - Skin Merupakan bagian terluar dari fuselage yang berfungsi menahan dending, shear force, dan torsi yang terjadi. Beban yang diterima oleh skin kemudian akan diteruskan ke bagian komponen fuselage lainnya. -

-

Frames Merupakan komponen fuselage yang akan mempertahankan bentuk dari fuselage. Pada bagian ini tidak diperkenankan untuk mendapatkan pembebanan yang besar. Fungsi dari frames adalah untuk membantu menahan beban kompresi dan shear force yang terjadi. Bulkhead Merupakan bagian dari komponen fuselage yang dapat menahan beban-beban terpusat yang terjadi pada fuselage seperti beban yang diakibatkan oleh L/G, wing, dan tail. Beban yang diterima oleh bagian ini nantinya akan diteruskan menuju skin.


60

-

-

Stringer Merupakan komponen fuselage yang dapat mempertahankan bentuk skin (berada tepat dibawah skin). Selain itu stuktur ini juga berfungsi untuk menerima beban aksial dari pengaruh bending momen yang bekerja pada skin (skin menerima bending momen kemudian diteruskan pada struktur ini). Longeron Bagian yang menerima pembebanan bending momen paling besar pada struktur fuselage. Longeron menempel pada frame dari fuselage. Pada pembuatan struktur fuselage muncul beberapa konfigurasi struktur yang

memiliki kelebihan dan kekurangan masing-masing. Berikut akan ditampilkan dalam bentuk tabel. Konfigurasi struktur Mass-boom (longeron + skin)

Monocoque (skin + bulkhead + frames)

Semimonocoque (skin + bulkhead + frames +

Kelebihan Desain sederhana,mudah manufaktur, biaya relatif murah, kabin payload cukup luas. Berat struktur ini pastinya lebih ringan karena hanya kombinasi antara longeron dan skin saja. Ruang kabin menjadi luas(karena frames dan

Kekurangan Hanya longeron yang menerima pembebanan jadi memerlukan material yang cukup kuat dalam menerima pembebanan, skin hanya berfungsi sebagai penutup fuselage

bulkhead berfungsi membentuk skin dan tidak ada rangka penahan didalam), konsep struktur lebih kuat dari mass-boom karena beban yang diterima terdistribusi keseluruh skin, luas bidang (besar) yang menerima beban sehingga ditiap titik fuselage beban yang diterima menjadi kecil

beban sehingga beban ditanggung olehsemua skin. Jadi dibutuhkan material yang memiliki kekakuan yang cukup tinggi dan konsekuensinya adalah berat struktur menjadi lebih besar. Pada konsep ini digunakan sambungan yang sangat minim,dalam hal inspeksi tentunya akan sangat mudah menemukan bagian yang rusak, tapi dalam hal biaya,tentunya konsep ini memerlukan biaya yang besar karena jika terjadi keretakan

Skin, bulkhead, frames, dan longeron dapat digunakan untuk


Frames dan bulkhead tidak digunakan untuk menahan

pada bagian skin, maka bagian yang mengalami retak harus diganti, jika tidak diganti maka akan menyebar dengan cepat karena tidak adanya sambungan. Ruang kabin menjadi lebih sempit, fuselage menjadi lebih berat karena setiap struktur 61

longeron)

menahan beban. Beban yang diterima disetiap titik pada struktur fuselage menjadi lebih kecil. Struktur bagian dalam fuselage mempengaruhi kekakuan dari skin, sehingga skin tidak mudah untuk

dapat menerima beban sehingga digunakan material yang kuat yang bervariasi.

berdeformasi Tabel 6.1 Perbandingan Konfigurasi Struktur Sayap

Dari ketiga konsep diatas dipilih konsep struktur semimonocoque agar nantinya beban yang diterima oleh struktur pada fuselage dapat didistribusikan ke komponen struktur fuselage lainnya sehinnga beban yang dapat diterima menjadi lebih besar. Menentukan jumlah bulkhead, frames dan longeron: -

Jumlah bulkhead terdapat 4 buah, yaitu 1 pada beban terpusat yang dihasilkan oleh nose landing gear, 2 pada wing ( 15 % chord dan 60% chord) dan 1 pada tail.

-

Jumlah frames sepanjang fuselage sebanyak 24 buah. Ini berdasrkan sumber yaitu jarak antar frames pada small planes sekitar 24-30 inches. Disini kami mengambil jarak sebesar 25in (63,5 cm). Karena panjang fuselage adalah 15,25 m maka kami menggunkan 24 frames pada struktur fuselage.

-

Jumlah longeron yang kami gunakan adalah sebanyak 18 buah di bagian samping (kiri dan kanan) dan 16 buah digian atas dan bawah. Jadi jumlah longeron yang dibutuhkan sebanyak 34 buah. Berikut akan ditampilkan desain layout struktur pesawat:

Gambar 6.2 Struktur Fuselage Keterangan gambar : Merah : Longeron

Hitam : Frame


62

6.3 Layout Struktur Ekor

Yang dilakukan dalam mendesain tail : 1. Design yang dipakai pada horizontal tail ini adalah mass-boom, dengan spar-cap sebagai penahan bendingnya 2. Ketebalan skin untuk tiap bagian dibuat sama supaya lebih mudah dibuat 3. Load yang bekerja diambil yang paling besar pada bagian tersebut. 4. Penampang horizontal tail dianggap gabungan 2 trapesium, dimana panjang total adalah 5,52 m, panjang chord tip 0,52 m, dan panjang chord root0,86 m 5. Design yang dipakai adalah massboom dimana tidak ada stringer di dalamnya 6. Konfigurasi struktur komponen ribs adalah sebagai berikut

Gambar 6. 3 Konfigurasi Ribs 7. Konfigurasi vertical tail merupakan sebuah trapezium dengan tinggi 2,54 m, chord root 2,12 m dan chord root 1,27 m 8. Digunakan 2 buah spar dan 4 buah ribs

Gambar 6.4 Struktur Layout Horizontal Tail

Gambar 6.5 Struktur layout Vertical tail


63

BAB 7 ANALISIS KESTABILAN DAN PENGENDALIAN 7.1 ESTIMASI KESTABILAN STATIK  Koefisien Cma

Persamaan momen dan gaya-gaya aerodinamika terhadap titil berat pesawat udara dari gambar diatas:

Karena jarak-jarak vertical zcg dan zacWB sangat kecil jika dibandingkan dengan jarak horizontal xcg, xacWB dan xacH, serta sudut-sudut kecil, maka momen pitch aerodinamika dapat didekati dengan:

Jika ditulis dalam koefisien tak berdimensi maka didapat persamaan C ma sebagai berikut:

Dimana VH=Koefisien ekor horizontal =S H/S *(x acH – xcg) Maka, Cma = CmaWB + CmaH

Dimana,

Berikut akan ditampilkan kurva Cm terhadap alpha yang harus dipenuhi:

Gambar kurva C m terhadap alpha untuk tiga kategori, stabil, netral dam tak stabil Dari gambar terlihat bahwa pesawat stabil jika C ma lebih kecil dari 0 ( bernilai negative). Desain Pesawat Udara (Kelompok F)

64

Perhitungan ketabilan Cma dilakukan menggunakan software AAA dan didapat hasil Cma sebesar -0.2058 rad-1 Koefisien Cnb Koefisien ini juga disebut sebagai directional stability derivative, analog dengan koefisien Cma. Besarnya koefisien ini hanya ditentukan oleh dua komponen, yaitu komponen wing-body dan komponen vertical tail. Cnb = CnbWB + CnbV Perhitungan koefisien C nb juga menggunakan software AAA dan didapat hasil Cnb 

sebesar 0.2545 rad-1 Koefisien Clb Efek ini terjadi dari 3 komponen yaitu, komponen wing-body, ekor horizontal dan ekor vertical. Clb = ClbWB + ClbH + ClbV - Peranan wing-body Ada 3 efek aerodinamika yang berperan yaitu; - Dihedral geometris sayap Ketika sayap kanan mendapatkan penambahan gaya angkat maka sayap kiri mendapatkan pengurangan gaya angkat - Letak sayap pada badan pesawat udara Sayap yang didesain diletakan pada bagian atas fuselage, maka distribusi sudut serang akan sedemikian rupa sehingga menimbulkan momen putar yang 

-

negative, jadi akan menambah efek dihedral. - Sudut sweep sayap Peranan ekor horizontal Akibat yang ditimbulkan sama seperti yang diberikan oleh sayap

-

Peranan ekor vertical

Dari persamaan diatas dapat dilihat bahwa momen putar yang dihasilkan oleh ekor vertical tergantung pada besarnya ukuran ekor vertical. Perhitungan koefisien Clb juga menggunakan software AAA dan didapat Clb sebesar -0.0181 rad-1 7.2 Perancangan Ekor

Proses desain ini merupakan tahapan dalam desain yang perlu dilakukan untuk mengetahui ukuran luas dari ekor pesawat yang digunakan untuk memberikan kestabilan statik pada pesawat rancangan. Hal ini dilakukan akibat adanya rentangan CG pada pesawat (before CG dan after CG). Desain Pesawat Udara (Kelompok F)

65

BAB 8 ANALISIS PRESTASI TERBANG Engine yang dipilih sampai dengan saat Laporan 3 dikumpulkan adalah Pratt & Whitney PT6A-65B dengan daya 1100 SHP. Setelah Laporan 3 selesai, kami menyadari bahwa prestasi yang kami dapatkan tidak sesuai dengan yang kami inginkan. Banyak parameter yang jauh lebih besar dari yang seharusnya. Kemudian, kami melakukan pemeriksaan terhadap langkah-langkah dalam proses perancangan pesawat dan mengetahui bahwa kami tidak melakukan revisi engine setelah melakukan revisi berat pesawat. Hal ini menyebabkan engine dibutuhkan yang kamiduagunakan menjadi sangat berlebihan dariminimal kebutuhan. Sebelumnya, memang buah engine dengan daya masing-masing 870 SHP karena estimasi MTOW pesawat saat itu adalah 8507.81 kg. Kemudian, MTOW pesawat direvisi hingga menjadi 4989 kg, selain itu, power loading juga berkurang akibat revisi matching chart dari 48 N/hp menjadi 40 N/hp, sehingga kini engine yang dibutuhkan cukup masing-masing sebesar 612 SHP. Selanjutnya, kami memilih untuk menggunakan 2 buah engine Pratt & Whitney PT6A-27 dengan daya masing-masing 620 SHP. Selanjutnya, kami kembali melakukan perbaikan dengan melihat hasil revisi MTOW terakhir yaitu 5470 kg. Dengan power loading yang sama yaitu 40 N/hp, kini kami membutuhkan engine yang masing-masing memiliki daya sebesar 671 SHP. Kami kemudian memilih engine Pratt & Whitney PT6A-28 dengan daya masing-masing 680 SHP. 8.1 Estimasi Ketersediaan Daya dan Gaya Dorong

Untuk melakukan analisis prestasiyang terbang, perluPerhitungan diketahui thrust dorong) yang dihasilkan engine pada setiap keadaan relevan. thrust(gaya dilakukan dengan mengacu pada referensi Saeed Farokhi, Aircraft Propulsion. Langkah pertama adalah mencari nilai V1 pada dengan menyelesaikan persamaan berikut.

Pada persamaan tersebut, ℘p, ρ0, V0, dan Ap berturut-turut adalah shaft power yaitu 620 SHP, kerapatan udara sesuai ketinggian, kecepatan terbang, dan luas area yang disapu propeller. Diameter propeller kami pilih 2.4 m, sehingga area tersebut bisa diketahui. Selanjutnya, thrust diketahui dari persamaan berikut.

Kemudian efisiensi propeller diketahui dari persamaan berikut.


66

Berikut adalah hasil-hasil yang kami dapatkan untuk beberapa kondisi terbang. 

Sesaat sebelum takeoff roll dimulai

shaft power, ℘p

680

shp

propeller diameter, dp

2.4

m

airspeed, V0

0.001

knots

air density, rho0

1.225

kg/m^3

0.507008

MW

0.000514

m/s

1.35E+15 V1

71.53

m/s

Vp

35.76

m/s

Fprop (2 engines)

28352.61

ideal propeller eff, ηp

1.44E-05

propeller eff,

2.87E-05



prop

N

Ketinggian terbang 5000 feet, kecepatan 150 knots.

shaft power, ℘p propeller diameter, dp

680 2.4

shp m

airspeed, V0

150

knots

air density, rho0

1.05555

0.507008

MW

77.1

m/s

kg/m^3

0.46 V1

85.36

m/s

Vp

81.23

m/s

Fprop (2 engines)

6405.74


0.95

propeller eff,

0.97



prop

N


shaft power, ℘p

680

shp


2.4

m

airspeed, V0

150

knots

air density, rho0

0.904637


0.507008

MW

77.1

m/s

kg/m^3

67

0.54 V1

86.62

m/s

Vp

81.86

m/s

Fprop (2 engines)

6379.91


0.94

propeller eff,

0.97



prop

N


shaft power, ℘p

680

shp


2.4

m

airspeed, V0

150

knots

air density, rho0

0.770816

0.507008

MW

77.1

m/s

kg/m^3

0.63 V1

88.12

m/s

Vp

82.61

m/s

Fprop (2 engines)

6349.68


0.93

propeller eff,

0.97

prop

N

Power available didapatkan dengan mengalikan thrust yang dihasilkan dengan kecepatan terbang pesawat, seperti persamaan berikut.

 =  ⋅ 

8.2 Perhitungan Prestasi Terbang 8.2.1 Prestasi Lepas Landas Analisis prestasi lepas landas dilakukan dengan menggunakan metode integrasi numerik berdasarkan persamaan percepatan dasar dari referensi Boeing, Takeoff Performance, sebagai berikut.


68

Pada setiap detiknya dalam takeoff roll, dihitung besarnya percepatan dari data engine dan karakteristik aerodinamika yang sebelumnya sudah dianalisis. Kemudian, kecepatan dan perpindahan pesawat juga akan diketahui dari integrasi. Setelah itu, dapat pula dihitung besarnya gaya angkat yang dihasilkan, sehingga dapat diketahui kapan pesawat akan mulai terangkat. Rotation diberikan dalam bentuk sudut pitch beberapa saat sebelum pesawat bisa terangkat dengan gaya angkat yang dihasilkan. Dari hasil perhitungan kami, didapatkan hasil pada kondisi sea level, pesawat dapat lepas landas hingga mencapai screen height 35 feet (10.67 m) setelah menempuh 864 m. Hasil ini memenuhi DRO yaitu jarak takeoff harus kurang dari 1000 m. Berikut adalah hasil perhitungan kami.


69

S

34.35

m 5470 o go

[m2]

9.81

v [m/s2]

h

0

ρ

1.225

0

φ

[kg]

0

w

0.0165

μ

[m]

[deg]

[m/s]

SFC

1.02E-07

[kg/J]

[kg/m3]

t

m

W

T

[s]

[kg]

[N]

[N]

CL

CD

L

D

[N]

[N]

ax

az

vx

[m/s2]

[m/s2]

vzv

x

h

[m/s]

[m/s]

[m/s]

[m]

θ

γ [m]

[deg]

α

[deg]

[deg]

0

5470

53660.7

28352.61

0.8

0.05812

0

0

5.02

0.00

0.00

0.00

0.00

0.00

0.00

0

0

0

0.5

5469.99

53660.63

26835.31

0.8

0.05812

106.1005

7.7082

4.74

0.00

2.51

0.00

2.51

1.26

0.00

0

0

0

1

5469.98

53660.5

25402.16

0.8

0.05812

401.1926

29.14664

4.48

0.00

4.88

0.00

4.88

3.70

0.00

0

0

0

1.5

5469.96

53660.32

24049.08

0.8

0.05812

853.5417

62.0098

4.23

0.00

7.12

0.00

7.12

7.26

0.00

0

0

0

2 2.5

5469.94 5469.91

53660.1 53659.84

22772.15 21567.55

0.8 0.8

0.05812 0.05812

1435.21 2121.69

104.268 154.1408

3.99 3.76

0.00 0.00

9.23 11.23

0.00 0.00

9.23 11.23

11.87 17.49

0.00 0.00

0 0

0 0

0 0

3

5469.88

53659.56

20431.63

0.8

0.05812

2891.568

210.0724

3.54

0.00

13.11

0.00

13.11

24.04

0.00

0

0

0

3.5

5469.85

53659.26

19360.83

0.8

0.05812

3726.202

270.7086

3.34

0.00

14.88

0.00

14.88

31.48

0.00

0

0

0

4

5469.82

53658.94

18351.77

0.8

0.05812

4609.438

334.8757

3.15

0.00

16.55

0.00

16.55

39.76

0.00

0

0

0

4.5

5469.79

53658.6

17401.18

0.8

0.05812

5527.341

401.5613

2.96

0.00

18.12

0.00

18.12

48.82

0.00

0

0

0

5

5469.75

53658.26

16505.95

0.8

0.05812

6467.948

469.8964

2.79

0.00

19.60

0.00

19.60

58.62

0.00

0

0

0

5.5

5469.72

53657.92

15663.09

0.8

0.05812

7421.049

539.1392

2.63

0.00

21.00

0.00

21.00

69.12

0.00

0

0

0

6

5469.68

53657.57

14869.74

0.8

0.05812

8377.986

608.6607

2.47

0.00

22.31

0.00

22.31

80.27

0.00

0

0

0

6.5

5469.65

53657.22

14123.18

0.8

0.05812

9331.468

677.9311

2.32

0.00

23.55

0.00

23.55

92.04

0.00

0

0

0

7

5469.61

53656.87

13420.81

0.8

0.05812

10275.41

746.5082

2.19

0.00

24.71

0.00

24.71

104.40

0.00

0

0

0

7.5

5469.57

53656.53

12760.17

0.8

0.05812

11204.77

814.0262

2.06

0.00

25.80

0.00

25.80

117.30

0.00

0

0

0

8

5469.54

53656.18

12138.91

0.8

0.05812

12115.44

880.1866

1.93

0.00

26.83

0.00

26.83

130.71

0.00

0

0

0

8.5

5469.51

53655.85

11554.79

0.8

0.05812

13004.12

944.749

1.82

0.00

27.80

0.00

27.80

144.61

0.00

0

0

0


70

9

5469.47

53655.52

11005.69

0.8

0.05812

13868.19

1007.524

1.71

0.00

28.70

0.00

28.70

158.96

0.00

0

0

0

9.5

5469.44

53655.19

10489.60

0.8

0.05812

14705.65

1068.365

1.61

0.00

29.56

0.00

29.56

173.74

0.00

0

0

0

10

5469.41

53654.87

10004.62

0.8

0.05812

15515

1127.165

1.51

0.00

30.36

0.00

30.36

188.92

0.00

0

0

0

10.5

5469.37

53654.56

9548.94

0.8

0.05812

16295.22

1183.847

1.42

0.00

31.11

0.00

31.11

204.48

0.00

0

0

0

11

5469.34

53654.26

9120.85

0.8

0.05812

17045.62

1238.364

1.33

0.00

31.82

0.00

31.82

220.39

0.00

0

0

0

11.5

5469.31

53653.96

8718.74

0.8

0.05812

17765.88

1290.691

1.25

0.00

32.49

0.00

32.49

236.64

0.00

0

0

0

12

5469.28

53653.68

8341.07

0.8

0.05812

18455.92

1340.822

1.17

0.00

33.11

0.00

33.11

253.19

0.00

0

0

0

12.5

5469.26

53653.4

7986.41

0.8

0.05812

19115.9

1388.77

1.10

0.00

33.70

0.00

33.70

270.04

0.00

0

0

0

13

5469.23

53653.12

7653.39

0.8

0.05812

19746.16

1434.559

1.03

0.00

34.25

0.00

34.25

287.17

0.00

0

0

0

13.5

5469.20

53652.86

7340.72

0.8

0.05812

20347.22

1478.225

0.97

0.00

34.77

0.00

34.77

304.55

0.00

0

0

0

14

5469.17

53652.6

7047.19

0.8

0.05812

20919.68

1519.815

0.91

0.00

35.25

0.00

35.25

322.18

0.00

0

0

0

14.5

5469.15

53652.35

6771.65

0.8

0.05812

21464.28

1559.38

0.86

0.00

35.71

0.00

35.71

340.04

0.00

0

0

0

15

5469.12

53652.1

6513.02

0.8

0.05812

21981.83

1596.98

0.80

0.00

36.14

0.00

36.14

358.11

0.00

0

0

0

15.5

5469.10

53651.87

6270.28

0.8

0.05812

22473.18

1632.676

0.75

0.00

36.54

0.00

36.54

376.38

0.00

0

0

0

16

5469.08

53651.64

6042.48

0.8

0.05812

22939.24

1666.536

0.71

0.00

36.92

0.00

36.92

394.83

0.00

0

0

0

16.5

5469.05

53651.41

5828.71

0.8

0.05812

23380.94

1698.626

0.66

0.00

37.27

0.00

37.27

413.47

0.00

0

0

0

17

5469.03

53651.19

5628.11

0.8

0.05812

23799.25

1729.015

0.62

0.00

37.60

0.00

37.60

432.27

0.00

0

0

0

17.5

5469.01

53650.98

5439.90

0.8

0.05812

24195.11

1757.774

0.58

0.00

37.91

0.00

37.91

451.23

0.00

0

0

0

18

5468.99

53650.77

5263.32

0.8

0.05812

24569.48

1784.973

0.55

0.00

38.21

0.00

38.21

470.33

0.00

0

0

0

18.5

5468.97

53650.57

5097.65

0.8

0.05812

24923.33

1810.68

0.51

0.00

38.48

0.00

38.48

489.57

0.00

0

0

0

19

5468.95

53650.37

4942.23

0.8

0.05812

25257.58

1834.963

0.48

0.00

38.74

0.00

38.74

508.94

0.00

0

0

0

19.5

5468.93

53650.18

4796.43

0.8

0.05812

25573.16

2173.079

0.45

0.00

38.98

0.00

38.98

528.43

0.00

0

0

0

20

5468.91

53649.99

4659.67

0.9

0.06798

29104.83

2554.757

0.38

0.00

39.21

0.00

39.21

548.03

0.00

0

1

1

20.5

5468.89

53649.81

4546.06

1

0.079

32649.59

2976.989

0.30

0.00

39.39

0.00

39.39

567.73

0.00

0

2

2

21

5468.87

53649.63

4456.54

1.1

0.09118

36185.16

3438.248

0.21

0.00

39.54

0.00

39.54

587.50

0.00

0

3

3

21.5

5468.85

53649.45

4391.95

1.2

0.10452

39688.39

3936.427

0.13

0.00

39.65

0.00

39.65

607.32

0.00

0

4

4

22

5468.84

53649.28

4353.01

1.3

0.11902

43135.61

4468.849

0.04

0.00

39.71

0.00

39.71

627.18

0.00

0

5

5

22.5

5468.82

53649.11

4340.29

1.4

0.13468

46503.01

5032.29

-0.05

0.00

39.73

0.00

39.73

647.05

0.00

0

6

6

23

5468.80

53648.94

4354.17

1.5

0.1515

49767.07

5623.015

-0.13

0.00

39.71

0.00

39.71

666.90

0.00

0

7

7


71

23.5

5468.78

53648.76

4394.85

1.6

0.16948

52905.03

6236.842

-0.22

0.00

39.64

0.00

39.64

686.73

0.00

0

8

24

5468.77

53648.59

4462.34

1.7

0.18862

55895.37

6865.631

-0.31

0.41

39.53

0.00

39.53

706.49

0.00

0

9

8 9

24.5

5468.75

53648.41

4556.40

1.799478

0.208811

58701.2

7503.039

-0.40

0.92

39.38

0.21

39.38

726.18

0.10

0.005217

10

9.994783 10.98297

25

5468.73

53648.24

4676.40

1.898297

0.230005

61301.78

8143.869

-0.48

1.40

39.18

0.67

39.18

745.77

0.44

0.017033

11

25.5

5468.71

53648.05

4821.43

1.99649

0.252186

63685.29

8026.727

-0.56

1.84

38.94

1.37

38.96

765.24

1.12

0.035097

12

11.9649

26

5468.69

53647.87

4990.36

1.994096

0.251632

62698.92

7896.026

-0.51

1.66

38.66

2.28

38.73

784.57

2.26

0.059035

12

11.94096

26.5

5468.67

53647.68

5143.54

1.991914

0.251128

61811.71

7778.581

-0.46

1.49

38.40

3.11

38.53

803.77

3.82

0.080865

12

11.91914

27

5468.65

53647.48

5282.48

1.989926

0.250669

61012.92

7672.943

-0.42

1.35

38.17

3.86

38.37

822.86

5.75

0.100741

12

11.89926

27.5

5468.63

53647.28

5408.55

1.988119

0.250252

60293.08

7577.833

-0.38

1.22

37.97

4.53

38.24

841.84

8.01

0.118813

12

11.88119

28

5468.61

53647.08

5522.99

1.986477

0.249873

59643.85

7492.129

-0.34

1.10

37.78

5.14

38.12

860.73

10.58

0.135229

12

11.86477

28.5

5468.59

53646.87

5626.89

1.984988

0.24953

59057.85

7414.838

-0.31

0.99

37.60

5.69

38.03

879.53

13.43

0.150123

12

11.84988

29

5468.57

53646.66

5721.26

1.983637

0.249219

58528.54

7345.082

-0.28

0.89

37.45

6.18

37.96

898.25

16.52

0.163627

12

11.83637

29.5

5468.55

53646.45

5807.00

1.982414

0.248938

58050.13

7282.084

-0.26

0.81

37.31

6.63

37.89

916.91

19.83

0.17586

12

11.82414

30

5468.53

53646.23

5884.90

1.981307

0.248683

57617.45

7225.153

-0.23

0.73

37.18

7.03

37.84

935.50

23.35

0.186933

12

11.81307


72

8.2.2

Prestasi Mendarat

Analisis prestasi mendarat dilakukan dengan menggunakan perhitungan dari referensi Roskam, Lan, Airplane Aerodynamics and Performance. Pada analisis ini, didefinisikan terlebih dahulu jarak-jarak dalam fasa mendarat yang akan dihitung yaitu SL, SLA, SLR, dan SLNGR, sesuai gambar berikut.

Dalam analisis ini, dilakukan beberapa langkah, yaitu: 1. Menentukan kecepatan stall, dengan persamaan:

2. Menentukan kecepatan approach, dengan persamaan:

3. Menentukan sudut lintas terbang, yaitu -3 o, 4. Menentukan radius flare, dengan persamaan:

5. Menentukan jarak landing udara, SLA, dengan persamaan:


72

6. Menentukan jarak rotasi, SLR, dengan persamaan: 7. Menentukan jarak landing saat nose wheel menyentuh landasan, SLNGR, dengan persamaan:

8. Menentukan jarak landing total, SL, dengan persamaan:

Untuk setiap langkah tersebut, berikut adalah hasil perhitungan kami. 1

VS

25.67171

m/s

WL

39240

N

S

34.35

m^2

rho

1.225

kg/m^3

CLmaxL

5

SLA

358.1256

m

15.24

m

SLR

59.04494

m

VTD

29.52247

m/s

hscreen 6

2.83

tLR 2

VA

3 4

2

33.37323

m/s

gammaA

0.05236

rad

CDg

0.04

Rflare

2561.62

m

T/W

0.0565

m/s

Nn/W

m/s^2

miugbrake

7

VFL

31.70457

g

9.81

nFL

1.04

SLNGR CLg

miug 8

SL

162.2841

s m

0.5

0.08 0.4 0.0165 579.4547

m

Jarak landing yang didapatkan adalah 579.5 m. Hasil ini memenuhi DRO yaitu jarak landing harus kurang dari 600 m. 8.2.3

Prestasi Terbang Menanjak

Analisis prestasi terbang menanjak dilakukan dengan menggunakan perhitungan menurut referensi slide kuliah Analisis Aerodinamika dan Prestasi Terbang II sebagai berikut.


73

Dengan data propulsi dan aerodinamika yang sudah dimiliki, perhitungan untuk mencari rate of climb tersebut dapat dilakukan. Dalam perhitungan ini, o

dipilih sudut tanjak adalah 8 . Perhitungan divariasikan terhadap ketinggian terbang sebagai berikut. h [feet]

rho [kg/m^3]

Pa [watt]

0

T [N] 6427.92

v [m/s] 77.1

1.225

495592.3

Pr [watt] 206800.017

R/C [m/s] 5.451585

R/C [ft/min] 1073.144

1000

6423.74

77.1

1.18955

495270.6

209858.838

5.38777

1060.583

2000

6419.45

77.1

1.1549

494939.2

212983.7276

5.322526

1047.739

3000

6415.02

77.1

1.12102

494597.7

216178.2187

5.255776

1034.599

4000

6410.45

77.1

1.08791

494245.7

219443.2012

5.187498

1021.159

5000

6405.74

77.1

1.05555

493882.8

222781.5439

5.117629

1007.405

10000

6379.91

77.1

0.904637

491890.7

240647.5481

4.742764

933.6131

15000

6349.68

77.1

0.770816

489560.4

260701.3343

4.320216

850.4344

Rate of climb yang dihasilkan pada sea level adalah mencapai 1073 feet/minute. Nilai ini melebihi DRO yakni harus kurang dari 1000 feet/minute. Nilai ini masih perlu diperbaiki untuk memenuhi DRO. 8.2.4

Ketinggian Terbang Jelajah Maksimum

Ketinggian jelajah maksimum dapat diketahui dengan menggambarkan plot antara rate of climb dengan ketinggian. Pada suatu saat ketika rate of climb bernilai nol, pesawat berada pada ketinggian tertentu. Ketinggian itulah yang menjadi ketinggian terbang jelajak maksimum atau service ceiling. Untuk pesawat kami, plot didapatkan sebagai berikut.


74

16000 14000 12000 10000

] ft[ 8000 h

y = -0.0538x2 + 36.241x + 23082

6000 4000 2000 0 0

200

400

600

800

1000

1200

R/C [ft/min]

Dari hasil regresi, diketahui bahwa service ceiling pesawat 23000 ft. Hasil ini memenuhi DRO, yakni harus lebih dari 20000 ft.

8.2.5

Kecepatan Terbang Maksimum

Analisis kecepatan terbang maksimum dilakukan dengan mengacu pada referensi Roskam, Lan, Airplane Aerodynamics and Performance. Pada analisis ini, kecepatan terbang dilakukan dengan menghitung menggunakan persamaan berikut.

Dengan data propulsi dan aerodinamika yang ada, maka dapat diketahui kecepatan maksimum pesawat pada setiap ketinggian. Perhitungan dilakukan untuk 3 ketinggian, yaitu 5000 feet, 10000 feet, dan 15000 feet. Berikut adalah nilai yang dihasilkan. h

5000

Mmax

0.369259

Tmax

1441.29

Cdo S

0.021 369.606

p/po

0.861673

ft

h

10000

Mmax

0.397951

lbf

Tmax

1435.48

ft^2

Cdo S

0.021 369.606

p/po

0.738479


ft

h

15000

ft

Mmax

0.429942

lbf

Tmax

1428.68

lbf

ft^2

Cdo S

0.021 369.606

ft^2

p/po

0.629238

75

A

8

A

8

A

8

e

0.8

e

0.8

e

0.8

W

10815.53

lb

W

10815.53

lb

W

10815.53

vs

650.01

knots

vs

638.334

knots

vs

626.441

knots

240.0222

knots

vmax

254.0255

knots

vmax

269.3332

knots

vmax

Pada ketinggian cruise 15000 feet, kecepatan maksimum adalah 269 knots. Nilai memenuhi DRO yakni lebih besar dari 190 knots.

8.2.6

Payload-Range Diagram

Untuk mendapatkan payload-range diagram, perlu diperhatikan beberapa data yang dimiliki, yaitu:   

Massa payload maksimum adalah 1900 kg, MTOW pesawat adalah 5470.5 kg, Kapasitas bahan bakar maksimum adalah 1134 kg.

Selain data tersebut, perlu juga dilakukan perhitungan terhadap range yang dapat dicapai pesawat. Perhitungan range dilakukan berdasarkan persamaan breguet yang didapatkan pada kuliah Analisis Aerodinamika dan Prestasi Terbang II, yaitu sebagai berikut.

Perhitungan range dilakukan untuk 3 kondisi, yaitu MTOW dengan payload maksimum, MTOW dengan fuel maksimum, serta fuel maksimum dan payload nol. Berikut adalah nilai hasil perhitungan kami. MTOW, max payload ηp 0.96

MTOW, max fuel ηp 0.96

cp

2.00E-06

cp

2.00E-06

CL/CD

14.32671

CL/CD

14.32671

1/m

Max fuel, no payload ηp 0.96 1/m

cp

2.00E-06

CL/CD

14.32671

1/m

W1

5450

kg

W1

5450

kg

W1

3784

kg

W2

4570

kg

W2

4336

kg

W2

2670

kg


76

lb

R

1213.844

km

R

1575.862

km

R

2403.552

km

Hasil yang kami dapatkan memenuhi DRO, yaitu range harus lebih besar dari 1200 km untuk keadaan payload maksimum dan lebih besar dari 2000 km untuk keadaan fuel maksimum. Pesawat kami dapat mencapai 1213 km dalam keadaan payload maksimum dan 2403 km dalam keadaan fuel maksimum. Berdasarkan hasil ini, dapat dibuat payload-range diagram sebagai berikut.

Payload-Range Diagram 2000 1800 1600

] 1400 g [k 1200 d a 1000 lo y 800 a P 600 400 200 0 0

500

1000

1500

2000

2500

3000

Range [km]

Kurva Payload Diagram

Pada diagram tersebut, dapat terlihat jarak terbang pesawat yang dapat dicapai dengan membawa payload dengan jumlah tertentu.


77

BAB 9 ANALISIS BIAYA

9.1 Estimasi RDTE, Production Dan Finance Cost

Dalam suatu proses perancangan pesawat terbang, analisis perhitungan dan penentuan biaya merupakan proses yang sangat penting. Karena pembuatan pesawat terbang membutuhkan biaya yang sangat besar. Jika tidak melakukan analisis biaya maka perusahaan pembuat pesawat tidak akan tau apakah program dalam penrancangan pesawat ini akan mendapatkan keuntungan atau bahkan bisa saja membuat perusahaan ini rugi besar dan menyebabkan bangkrut. Analisis keuangan dibutuhkan untuk menentukan apakah program pesawat terbang yang sedang dijalankan dapat menghasilkan keuntungan. Dengan memperhitungkan seluruh biaya yang ada lalu akan terlihat apakah program dalam pembuatan pesawat ini akan mendapatkan keuntungan atau tidak. Hasil dari analisis biaya yang akan diperoleh juga dapat menunjukan apakah pesawat yang disedang dirancang ini dapat bersaing di pasar. Setelah akan dapat diperkirakan berapa harga, jumlah pesawat yang harus diproduksi agar menghasilkan keuntungan. Analisis ini menjadi penting agar perusahaan tidak menjadi rugi karena telah mengembangkan pesawat tersebut. Perhitungan analisis biaya dilakukan dengan referensi buku Roskam,dengan bantuan perangkat lunak Microsoft Excel . Airplane Design oleh Jan Berikut adalah penjabaran spesifikasi pada pesawat terbang yang akan membantu dalam perhitungan analisis biaya Maximum take off weight

MTOW

11000

lbm

the aeronautical manufacturer planning report weght Empty weight

Wampr Wempty

5720 5720

lbm lbm

number of seat Max speed Operating cost per hour Number of flying prototypes Number of prototypes developed during RDTE phase

Npax Vc Cops/hr FTA Nrdte

16 200 1000 3 3

pax Knots USD/hr

Faktor kesulitan

Fdiff

1,2

Faktor penggunaan perangkat lunak CAD

Fcad

1

Faktor material

Fmat

2


(for composite)

78

Monthly rate of production

Nrm

Harga engine Harga avionik Engineering man hour rate during RDTE phase

NRR Ceng Cav Re

Manufacturing man hour Tooling hour rate

Rman Rtool

Quality Control man hour rate persentase profit

4 0,33 800000 USD 1875000 USD 45 USD/hr 30 35

USD/hr USD/hr

Rqc pr

45 0,15

USD/hr

Cost Escalation Factor base year Cost Escalation Factor design year Production quantity

CEFbase CEFdes Q

6,1 6,6 200

Number of flight test hours for production

Tpft

2

Overhead factor associated

Fftoh

4

Tabel 9.1 Penjabaran Spesifikasi Pesawat

Biaya RDTE akan sangat ditentukan oleh kemampuan industri dan usaha yang perlu dilakukan untuk menyelesaikan tahap RDTE ini dalam kurun waktu tertentu. Hal-hal tersebut direpresentasikan oleh beberapa parameter, termasuk diantaranya jumlah pesawat prototipe. Setidaknya diperlukan satu prototipe untuk pengujian struktur dan satu atau lebih untuk pengujian terbang. Semakin banyak prototipe dibuat, maka secara teoritis akan semakin singkat masa pengembangannya. Disini kami menggunakan tiga prototipe. Biaya lain yang muncul adalah Finance cost, dimanainvestasi yang diperlukan untuk pengembangan memerlukan biaya (rate of interest). Untuk menghitung nilai CRDTE, digunakan persamaan sebagai berikut :



Untuk Caedr Untuk nilai Caedr, didapatkan dengan persamaan : dimana



Untuk Cdstr


79

Untuk nilai Cdstr, didapatkan dengan persamaan :



Untuk Cftar Untuk nilai Cftar, diapatkan dengan persamaan :



Untuk Cftor Untuk nilai Cftor, digunakan persamaan :



Untuk Cpror Untuk nilai Cpror digunakan persamaan :



Untuk Cfinr Untuk nilai Cfinr digunakan oersamaan

Untuk menghitung nilai CACQ, digunakan persamaan sebagai berikut :



Untuk CMAN Untuk mencari angka Cman, digunakan persamaan



Untuk CPRO


80

Untuk mencari Cpro, digunakan persamaan

Perhitungan analisis biaya yang dilakukan menggunakan referensi buku

Airplane Design oleh Jan Roskam , dengan bantuan perangkat lunak Microsoft Excel, dengan hasil sebagai berikut.

cost RDTE

Crdte

2015(USD) 2018(USD) 75409963,54 81591108,09

MHRaedr

147394,2046

Airframe engineering and design cost

Caed,r

6632739,205

147394,2046 7176406,353

development support and testing cost

Cdst,r

2162058,806

2339276,741

flight test cost

Cfta,r

50643732,66

54794858,29

cost engine and avionics

C(e+a)r

2500000

2704918,033

MHRmanr

552207,3812

552207,3812

manufacturing labor cost

Cman,r

16566221,44

17924108,44

manufacturing material cost

Cmat,r

15622260

16902773,12

394332,641

394332,641

MHRtoolr tooling cost

Ctool,r

13801642,44

14932924,6

quality control cost

Cqcr,r

2153608,787

2330134,097

fligt test opreation cost

Cfto,r

1010727,449

1093573,961

RDTE profit Finance cost

Cpro,r Cfin,r

8915779,601 6044925,812

9646581,208 6540411,535

Total manufacturing cost

Cman

787302054,2

851835009,4

MHRaedprog

318741,7796

318741,7796

Airframe engineering and design cost

Caed,m

2929514,182

3169638,295

airplane program production cost

Capc,m

711199626

769494677,3

cost of engine and avionics

C(e+a)m

500000000

540983606,6

cost of airplanes interior

Cint,m

1600000

1600000

MHRmanprog

5025954,977

5025954,977

manufacturing labor cost

Cman,m

134212427,9

145213446,6

manufacturing material cost

Cmat,m

37934308

41043677,51

MHRtoolprog

965911,9112

965911,9112

tooling cost

Ctool,m

20005274,46

21645051,05

quality control cost

Cqc,m

17447615,62

18877748,05

production flight test operation cost

Cfto,m

1600000

1731147,541

cost of finance the manufacturing propgram

Cfin,m

71572914,01

77439546,31

Profit

Cpro

107359371

116159319,5


81

Acquisition cost

Cacq

894661425,2

967994328,9

Airplane estimated price

AEP

4850356,944

5247927,185

Tabel 9.2 Perhitungan Analisis Biaya 9.2 Penentuan Titik Break Even Point

Titik BEP ditentukan oleh berat besar profit yang diharapkan serta jumlah pesawat yang akan diproduksi. Untuk menentukannya perlu dibuat kurva antara unit cost terhadap jumlah produksi pesawat. BEP dintentukan dengan melakukan pemilihan kombinasi antara harga pesawat dan total produksi pesawat. Harga pesawat harus mempertimbangkan juga harga pesawat pesaing. Hasil perbandingan antara fixed cost, variable cost,total cost dan sales dapat dilihat pada grafik dan tabel berikut.

Gambar 9.1 Grafik Analisis Biaya


82

Variable Cost

Fixed Cost

100

521949728,8

81591108

603540836,8

200

967994328,9

81591108

1049585437

300

1393486219

81591108

1475077327

400

1808094203

81591108

1889685311

500

2215635671

81591108

2297226779

600

2618093441

81591108

2699684549

Quantity

Total Cost

Tabel 9.3 Analisis Biaya Produksi Massal

Dari hasil perhitungan diatas, dapat diambil kesimpulan bahwa harga pesawat pada tahun 2018 sebesar US$5247927,18 dibulatkan menjadi US$5250000 dapat dipastikan mencapai Break Even Point pada penjualan pada jumlah penjualan sebesar 200 pesawat.


83

DAFTAR PUSTAKA 1. Raymer, Daniel P.: Aircraft Design: A Conceptual Approach, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., Washington, 1992. 2. Roskam, Dr. Jan.: Airplane Design Part I: Preliminary Sizing of Airplane, Roskam Aviation and Engineering Corporation, Kansas, 1986. 3. Roskam, Dr. Jan.: Airplane Design Part I: Configuration Design and Integration of The Propulsion System, Roskam Aviation and Engineering Corporation, Kansas, 1986 4. Torenbeek, Egbert: Synthesis of Subsonic Airplane Design, Delft University Press, Delft,1982 5. Sadrey, Mohammad H.: Aircraft Design : A System Engineering Approach 6. Lan, Chuan Tau Edward: Airplane Aerodynamics and Performance, 1997


84

Laporan Akhir Design Pesawat Udara

Recommend Documents