Gaya-gaya yang bekerja pada pesawat

TINJAUAN PUSTAKA

2.9 Pesawat tanpa awak

2.9.1 Gaya-gaya yang bekerja pada pesawat

Gaya-gaya yang bekerja pada pesawat sering kali disebut sebagai

gaya-gaya aerodinamika. Dalam semua kasus aerodinamika, gaya-gaya-gaya-gaya yang bekerja

pada benda berasal hanya dari dua sumber dasar ialah distribusi tekanan dan

Gambar 2.17 Gaya-gaya yang bekerja pada pesawat

Berikut ini adalah hal-hal yang mendefinisikan gaya-gaya tersebutdalam

sebuah penerbangan:

1. Thrust adalah gaya dorong yang dihasilkan oleh baling-baling

pesawat. Gaya ini merupakan kebalikan dari gaya tahan (Drag).

2. Drag adalah gaya ke belakang ,menarik mundur,dan disebabkan

oleh ganguan aliran udara pada sayap,fuselage,dan objek-objek

lainnya. Drag kebalikan dari Thrust, dan beraksi kebelakang paralel

dengan arah angin relativef( relative wind ).

3. Weight adalah (gaya berat) adalah kombinasi berat dari muatan

pesawat itu sendiri ,weight menarik pesawat ke bawah karena gaya

gravitasi.Weight melawan lift (gaya angkat) dan beraksi vertikal

kebawah melalui center of gravity dari pesawat. Gaya angkat (lift)

Gaya dorong (thrust)

Gaya berat (weight) Gaya hambat ( Drag)

4. Lift ( gaya angkat) melawan gaya dari weight, dan dihasilkan oleh

efek dinamis dari udara yang beraksi di sayap, dan beraksi tegak

lurus pada arah penerbangan center of lift dari pesawat.

Udara akan mengalir melewati bagian atas sayap dan bagian bawah sayap. Sebenarnya bukan udara yang mengalir melewati sayap pesawat tetapi sayap pesawat lah yang maju menembus udara. Dengan bentuk sayap yang melengkung di atas,maka aliran udara di atas sayap membutuhkan jarak yang lebih panjang dan membuat nya mengalir lebih cepat dibandingkan dengan aliran udara dibawah sayap pesawat. Tekanan dibawah sayap yang lebih besar akan akan mengangkatb sayap pesawat dan disebut gaya angkat (lift) . Karena itu kecepatan pesawat harus dijaga sesuai dengan rancangan nya. Jika kecepatan nya menurun maka lift nya akan berkurang.

Dari riset sebelum nya ( ivan 2008) maka didapat nilai gaya-gaya pada pesawat sebagai berikut:

a.Menghitung Nilai Thrust ( T )

Pesawat bisa terbang karena ada momentum dari dorongan horizontal dari mesin atau baling-baling pesawat, kemudian dorongan mesin penggerak tersebut akan menimbulkan perbedaan kecepatan aliran udara di bawah dan di atas sayap pesawat. Kecepatan udara di atas sayap akan lenih besar daripada di bawah syapa dikarenakan jarak tempuh lapisan udara yang mengalir di atas sayap lebih besar dari pada jarak tempuh di bawah sayap, waktu tempuh lapisan udara yang melalui atas sayap dan di bawah sayap adalah sama. Dorongan inilah yang disebut dengan Thrust. Secara teoritis ,thrust dapat dihitung sebagai berikut

Thrust = Force

V0 = kecepatan udara yang masuk

Vt = kecepatan udara yang dihasilkan

ṁ0 = massa flow rata-rata sebelum masuk per waktu ṁt = massa flow rata-rata sewaktu keluar per waktu P0 = tekanan sebelum masuk

Pt = tekanan ketika keluar

A₀ = A_t = luas penampang sayap pesawat

A0 = At = luas penampang sayap pesawat

Dimana luas penampang sayap pesawat tersebut merupakan perkalian antara panjang span dengan lebar chord. Sesuai hasil design maka diperoleh nilai span sebesar 1200 mm dan nilai chord sebesar 500 mm. Berikut ini adalah perhitungan luas penampang sayap pesawat

A = span x chord

= 1,2 m x 0,5 m

= 0,6 m²

Maka selanjutnya dilakukan perhitungan untuk mencari massa flow perstuan waktu seperti di bawah ini

m0 =

ρ

_.

V

_{0 .A =} 1.161 kg/m³ x 0.6 m² x 2.8 m/s = 1,95 kg/s

m_{t =}

ρ

_.

V

_{t .A =} 1.161 kg/m³ x 0.6 m² x 47.18 m/s = 32,86 kg/s

T = m

t .

V

t

– m

0

V

0

+ (P

t

– P

0

) A

(Pt – P0) = ΔP didapat dari hukum Bernouli Pt + ¹ 2ρ V0² = Pt + ¹ 2ρ Vt2 = Konstan Pt-Po = 0.5 x ρ ( V02 - Vt²) = 0.5 x 1.161 kg/m³ (1,95²- 32,86²) = -624,6 Pa (kg/ms²) T = mt Vt- m0 V0 + (Pt-P0) A T = 32,86 x 47.18 – 1,95 x 2.8 +(-624,6) 0,6 T = 1550.3348 – 5,46 + (- 374,76) T = 1170,1148 N

Maka besarnya gaya thrust pada pesawat aeromodeling adalah 1170,1148 N

b. Menghitung Nilai Drag ( D)

Drag adalah gaya kebelakang yang menarik mundurdan disebabkan oleh gangguan aliran udara oleh sayap, fuselage, dan objek-objek lain. Drag kebalikan dari thrust, dan beraksi ke belakang paralel dengan arah angin relatif ( relatif wind ). Gaya drag dapat dihitung degan rumus :

D =

�� .� .�2 .�

2

Dimana : D = Drag ( N/s )

ρ

= Massa jenis udara ( kg/m³)

V = Kecepatan Pesawat ( m/s )

A = Luas penampang ( m² )

Dalam hal ini, jenis airfoil yang digunakan adalah NACA 2412 yang memiliki angel of attack ( A0A) sebesar 15⁰ untuk sudut maksimum dan 0⁰ untuk sudut minimum dengan nilai koefisien drag untuk masin-masing sebesar 0,0237 dan 0,0067. Untuk lebih jelasnya, perhitungan nilai drag dapat dilihat sebagai berikut :

 Untuk A₀A = 15⁰ dengan nilai Cd = 0,0237

D_max=

^{( 0,0237 )( 1,161kg /m3)(47,18}

2)(0,6) 2

= 18.3745 N/s

 Untuk A0A = 0⁰ dengan nilai Cd = 0.0067

Dmax=

^{( 0,0067 )( 1,161kg /m3)( 47,18)(0,6)}

2

= 4.96 N/s

Setelah diperoleh nilai drag dari sayap,maka selanjutnya di hitung nilai drag yang terjadi pada fuselage pesawat aeromodeling. Menurut hasil pemilihan design fuselage, maka fuselage yang dipilih adalahtipe 8 dengan koefisien drag 0,458 untuk lebih jelas dapat ditunjukkan oleh gambar berikut.

Gambar 4.1 Aircraft Design

Maka perhitungan nilai drag untuk fuselage dapat dihitung dengan menggunakan rumus

D =

�� .� .�2 .�

2

Dimana : D = Drag ( N/s )

Cd = Coefisien Drag fuselage

ρ

= Massa jenis udara (kg/m³ ) V = Kecepatan pesawat (m/s)

A = Luas penampang fuselage ( m³)

A= π r2 , dimana r = 125 mm = 0.125 m A= 3,14 x 0,125² A = 0,4906 m² Dfuselage = ( 0,458)( 1,161kg /m3)(47,18² )(0,4906) 2 D_fuselage = 6,2348 N/s

Maka nilai drag total yang terjadi pada pesawat dapat dihitung dengan rumus :

D _total = D _sayap + D _fuselage

D total = 18.3745 + 6,2348

D _total = 24.6093 N/s

c. Menghitung Nilai LIFT ( L)

Lift ( gaya angkat ) adalah gaya yang dihasilkan oleh efek dinamis dari udara yang beraksi di sayap, dan beraksi tegak lurus pada arah penerbangan melalui center of lift dari sayap. Besarnya gaya lift dapat dihitung sebagai berikut :

L =

�� .� .�2 .�

2

Dimana : L = Lift ( N/s )

ρ

=

Massa jenis udara ( kg/m³ ) V = Kecepatan Pesawat (m/s)

A = Luas penampang sayap (m²)

Sama seperti perhitungan drag, perhitungan lift pada airfoil NACA 2412 juga memerlukan nilai A0A maksimum dan minimum yaitu sebesar 15⁰ dan 0⁰ dengan coefisien lift masing-masing sebesar 1,005 dan 0,216. Untuk lebih jelasnya, perhitungan lift maksimum dan minimum dapat dilihat sebagai berikut :

 Untuk A₀A = 15⁰ dengan nilai Cl = 1,506

L

max

=

^{( 1,506)(1,161)(47,18}

2)(0,6) 2

=

1167.60 N/s

 Untuk A₀A = 0⁰ dengan nilai Cl = 0,265

L

min

=

^{( 0,265)(1,161)}�47,18²�(0,6) 2

=

205.45 N/s

d. Menghitung Weight ( W)

Weight (gaya berat) adalah gaya yang menarik pesawat ke bawahkarena gaya gravitasi. Weight melawan lift ( gaya angkat) dan beraksi secara vertikal ke bawah melalui center of gavity dari pesawat. Dalam hal ini massa pesawat aeromodeling adalah sebesar 27 kg.

Berat = 27 kg

W = 27 x 9,8

W =264,6 N

Dan data 4 gaya yang diperoleh adalah:

T = 1170,1148 N

D = 24.6093 N T > D L = 1167.60 N L > W W = 264,6 N

Dari data hasil perhitungan di atas diperoleh bahwa nilai Thrust (T) lebih besar dari pada nilai drag (D) dan nilai Lift (L) lebih besar dari pada berat pesawat sehingga disimpilkan secara teori perancangan pesawat aeromodeling memenuhi syarat untuk dapat terbang.

2.9.2. Airfoil

Airfoil atau aerofoil adalah suatu bentuk geometri yang apabila ditempatkan di suatu aliran fluida akan memproduksi gaya angkat (lift) lebih besar dari gaya hambat (drag). Pada airfoil terdapat bagian-bagian seperti berikut:

a) Leading Edge adalah bagaian yang paling depan dari sebuah airfoil

b) Trailing Edge adalah bagaian yang paling belakang dari sebuah

c) Chambar line adalah garis yang membagi sama besar antara permukaan atas dan permukaan bawah dari airfoil mean chambar line

d) Chord line adalah garis lurus yang menghubungkan leading edge

dengan trailing edge.

e) Chord (c) adalah jarak antara leading edge dengan trailing edge

f) Maksimum chamber (zc) adalah jarak maksimum antara mean chamber line dan chord line. Posisi maksimum chamber diukur dari

leading edge dalam bentuk persentase chord.

g) Maksimum thickness (tmax) adalah jarak maksimum antara permukaan atas dan permukaan bawah airfoil yang juga diukur tegal lurus terhadap chord line.

Untuk lebih jelasnya dapat dilihat pada gambar 2.4.

BAB III