Jurnal
e
-Dinamis, Volume I, No.1 Juni 2012 ISSN62
ANALISA GAYA IMPAK YANG TERJADI PADA BADAN
PESAWAT AEROMODELLING TIPE GLIDER SAAT LANDING
DENGAN VARIASI SUDUT PENDARATAN YANG
DISIMULASIKAN DENGAN MENGGUNAKAN SOFTWARE
SOLIDWORK
Arifin Fauzi Lubis 1, Ikhwansyah Isranuri 2 1
Mahasiswa Teknik Mesin USU. 2
Staf Pengajar Teknik Mesin USU Abstrak
Komponen utama dari sebuah pesawat terbang adalah badan pesawat. Badan pesawat ini sendiri merupakan tempat melekatnya bagian-bagian pesawat seperti wing, elevator maupun roda pendaratan. Pada pesawat aeromodelling terdapat 2 jenis pendaratan yaitu dengan menggunakan roda pendaratan dan tanpa menggunakan roda pendaratan. Pesawat aeromodelling yang tidak menggunakan roda pendaratan melakukan pendaratan dengan badan pesawat itu sendiri. Akibatnya terjadi impak antara badan pesawat dengan daratan. Untuk itulah dilakukan perhitungan gaya impak yang terjadi terhadap kekuatan badan pesawat itu sendiri. Crash akan terjadi jika gaya impak yang terjadi lebih besar dari pada energi serap impak material dari pada badan pesawat. Tujuan dari penelitian ini adalah untuk mengetahui sudut pendaratan yang aman dari crash. Material yang digunakan pada pesawat aeromodelling adalah Expanded Polyolefin (EPO) yang memiliki energi serap impak sebesar 1,7 x 10-3 J/mm, sedangkan sudut pendaratan yang dipilih pada penelitian ini adalah 50, 100, 150, 200, 250 dan 300. Hasil analisa menunjukkan bahwa semakin besar sudut pendaratan pesawat aeromodelling maka akan semakin besar pula gaya impak yang terjadi pada badan pesawat itu sendiri. Hal ini menyebabkan terjadinya crash pada sudut 260 dengan kondisi kecepatan normal dan 240 dengan kondisi kecepatan penuh. Crash dapat dihindarkan apabila landing dengan sudut pendaratan yang lebih kecil dari sudut tersebut. Hasil analisa kemudian dibandingkan dengan hasil simulasi yang menggunakan software solidworks.
Kata kunci : Aeromodelling, badan pesawat, crash, impak, sudut pendaratan
1. PENDAHULUAN 1.1 Latar Belakang
Komponen utama dari sebuah pesawat terbang adalah badan pesawat. Badan pesawat ini sendiri merupakan tempat melekatnya bagian-bagian pesawat seperti wing, elevator maupun roda pendaratan. Selain itu juga, badan pesawat ini juga dapat membawa penumpang atau barang. Berbagai jenis pergerakan pesawat seperti roll, yaw, pitch yang dihasilkan oleh wing maupun elevator adalah untuk mengontrol pergerakan dari badan pesawat tersebut. Untuk itulah badan pesawat harus di-design aerodinamis agar tidak menghambat
fluida serta dapat bergerak sesuai dengan yang diinginkan.
Pada pesawat aeromodelling, badan pesawat tidak berfungsi untuk membawa penumpang. Badan pesawat aeromodelling berfungsi untuk tempat melekatnya motor penggerak, wing dan elevator. Tetapi pada sebagian badan pesawat aeromodelling juga berfungsi sebagai tempat melekat roda
pendaratan. Pada pesawat
aeromodelling yang menggunakan
motor penggerak elektrik, badan pesawat berfungsi untuk tempat baterai serta receiver, sedangkan pada pesawat aeromodelling yang menggunakan motor penggerak
engine, bagian badan pesawat
63 serta receiver. Karena itulah penting
kiranya untuk menjaga keamanan badan pesawat terhadap gaya-gaya yang terjadi yang dapat menyebabkan kerusakan (crash) pada badan pesawat tersebut.
Pesawat aeromodelling, terdapat dua jenis pendaratan yaitu dengan menggunakan roda pendaratan dan tanpa menggunakan roda pendaratan. Pesawat aeromodelling yang mendarat menggunakan roda pendaratan memiliki tingkat keamanan yang lebih tinggi pada badan pesawat dibandingkan dengan pesawat
aeromodelling yang mendarat tanpa
menggunakan roda pendaratan. Akan tetapi penambahan roda pendaratan pada pesawat aeromodelling dapat menambah berat dari pada pesawat
sehingga dalam penerbangan
dibutuhkan gaya dorong dan gaya angkat yang lebih besar dari pada pesawat yang tidak menggunakan roda pendaratan. Selain itu juga, dengan adanya roda pendaratan, jenis area pendaratan menjadi terbatas menjadi sebuah area dengan kondisi pendaratan yang rata. Pesawat
aeromodelling yang tidak
menggunakan roda pendaratan melakukan pendaratan dengan badan pesawat itu sendiri. Akibatnya terjadi benturan antara badan pesawat dengan daratan. Untuk itulah dilakukan perhitungan gaya impak yang terjadi terhadap kekuatan daripada badan pesawat pesawat itu sendiri. Crash akan terjadi jika gaya impak yang terjadi lebih besar dari pada kekuatan material dari pada badan pesawat. Tetapi crash juga dapat dihindari jika posisi pendaratan benar dengan sudut pendaratan dan kecepatan tertentu. Keuntungan peasawat aeromodelling tanpa roda pendaratan yaitu dapat mengurangi bobot pesawat serta memiliki jenis area pendaratan yang lebih bayak dibandingkan dengan pesawat aeromodelling dengan roda pendaratan.
1.2 Perumusan Masalah
Penyebab terjadinya crash pada pesawat aeromodelling tanpa roda
pendaratan adalah gaya impak yang terjadi pada badan pesawat lebih besar dari pada kekuatan material dari pada badan pesawat itu sendiri. Material badan pesawat aeromodelling yang digunakan adalah EPO (expanded
polyolefin). Untuk menghindari
terjadinya crash pada badan pesawat tersebut, penulis melakukan perhitungan gaya impak yang terjadi pada badan pesawat terhadap beberapa sudut pendaratan dan kecepatan tertentu untuk mengetahui posisi pendaratan badan pesawat yang aman.
1.3 Tujuan Penelitian 1.3.1 Tujuan Umum Penelitian
Tujuan umum pada penelitian ini adalah untuk menganalisa gaya impak yang terjadi pada badan pesawat pesawat aeromodelling tipe glider saat
landing dengan variasi sudut
pendaratan yang disimulasikan dengan menggunakan software solidwork. 1.3.2 Tujuan Khusus Penelitian
Tujuan khusus dalam penelitian ini adalah untuk:
1. Mengetahui besar gaya impak yang terjadi dengan variasi sudut pendaratan.
2. Mengetahui sudut pendaratan yang aman dari crash pada badan pesawat.
3. Mengetahui perbandingan
keamanan landing dengan kondisi kecepatan normal dan kecepatan penuh.
4. Membandingkan hasil perhitungan dengan hasil simulasi dengan menggunakan software solidworks 1.4 Batasan masalah
Batasan masalah penelitian ini: 1. Pesawat aeromdelling yang diteliti
adalah tipe glider dengan airfoil NACA 2412 yang mempunyai panjang sayap 1200 mm, lebar sayap 180 mm, panjang badan pesawat 800 mm, diameter badan pesawat 80 mm dan berat pesawat 630 gr.
2. Motor penggerak yang digunakan adalah motor elektrik dengan
64 putaran 3000 rpm dan memiliki 2
sudu.
3. Variasi sudut pendaratan yang dipilih adalah 50, 100, 150, 200, 250 dan 300.
4. Fluktuasi suhu dan udara diabaikan.
5. Area landing yang dipilih adalah permukaan tanah rata.
1.5 Ruang Lingkup Penelitian
Sistematika penulisan ini disajikan dalam tulisan yang terdiri dari 5 bab. Dimana pada bab pertama memberikan gambaran menyeluruh mengenai tugas akhir yang meliputi pembahasan tentang latar belakang, perumusan dan batasan masalah, tujuan, manfaat dan sistematika penulisan.
Pada bab kedua berisikan landasan teori dan studi literatur yang berkaitan dengan pokok permasalahan serta metode pendekatan yang digunakan untuk menganalisa persoalan.
Pada bab ketiga memuat metode dari pengerjaan meliputi langkah langkah pengolahan dan analisa data serta mensimulasikannya dengan bantuan software.
Pada bab keempat berisikan tentang hasil pengolahan data yang diperoleh dari hasil penelitian kemudian dilakukan pembahasan terhadap hasil pengujian dan pada bab terakhir berisikan jawaban dari tujuan penelitian.
2. TINJAUAN PUSTAKA 2.1 Pesawat
Pesawat terbang adalah sebuah alat yang dibuat dan dalam penggunaannya menggunakan media udara. Pengertian pesawat terbang juga dapat diartikan sebagai benda-benda yang dapat terbang, baik benda-benda tersebut lebih ringan daripada udara (lighter than air) ataupun yang lebih berat daripada udara. Tentang bagaimana benda-benda tersebut dapat terbang tentunya ada suatu sifat tersendiri dari benda tersebut, sehingga dapat diterbangkan. Biasanya sifat tersebut dapat timbul sebagai akibat
dari adanya udara, atau dapat diartikan pesawat dapat terbang di udara karena adanya udara.
Prinsip tentang benda-benda yang dapat bergerak atau gaya-gaya yang timbul akibat pergerakkan antara suatu benda dengan udara dipelajari di dalam aerodinamika. Tekanan dan kecepatan adalah besaran dasar dalam konsep ilmu aerodinamika. Kedua parameter tersebut menjadi landasan konsep serta aplikasi aerodinamika. Fenomena gerakan fluida yang melewati sebuah benda kerapkali menimbulkan suatu masalah dalam perancangan pada industri yang bergerak dalam bidang aerodinamika 2.1.1 Mekanisme Pesawat untuk
Terbang
Ada beberapa macam gaya yang bekerja pada benda-benda yang terbang di udara. Gaya-gaya aerodinamika ini meliputi gaya angkat (lift), gaya dorong (thrust), gaya berat (weight), dan gaya hambat udara (drag). Gaya-gaya inilah yang mempengaruhi profil terbang semua benda-benda di udara, mulai dari burung-burung yang bisa terbang mulus secara alami sampai pesawat terbang yang paling besar sekalipun. Jadi gaya-gaya yang sama bekerja juga pada pesawat model yang ukurannya mini
Gambar 2.1. Gaya-gaya yang bekerja pada pesawat
2.1.2 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:
65
a) Leading Edge adalah bagian
yang paling depan dari sebuah airfoil
b) Trailing Edge adalah bagian yang paling belakang dari sebuah airfoil
c) Chamber line adalah garis yang membagi sama besar antara permukaan atas dan permukaan bawah dari airfoilmean chamber line
d) Chord line adalah garis lurus yang menghubungkan leading edge dengantrailing edge e) Chord (c) adalah jarak antara
leading edge dengan trailling edge
f) Maksimum chamber (zc) adalah jarak maksimum antara mean chamber linedan 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 tegak lurus terhadap chord line. Untuk lebih jelasnya dapat dilihat pada gambar.
Gambar 2.2. Bagian-bagian sebuah airfoil
2.1.3 Pergerakan Pesawat di Udara Pada dasarnya pesawat terbang mempunyai 3 sumbu pergerakan (x/y/z axis) yang disebut dengan roll, yaw, pitch :
a. Roll yaitu pergerakan pesawat
terhadap sumbu horisontal depan belakang yang mengakibatkan pesawat berguling kiri kanan (badan pesawat diam, sayap kiri kanan yg turun naik).
b. Yaw yaitu pergerakan pesawat
terhadap sumbu vertikal yang menyebabkan hidung pesawat
berubah arah kiri kanan (pesawat akan berbelok kiri kanan)
c. Pitch (heading) yaitu pergerakan pesawat terhadap sumbu horizontal yang tegak lurus terhadap sumbu roll yang menyebabkan hidung pesawat akan turun atau naik
Gambar 2.3. Arah pergerakan pesawat 2.1.4 Landing
Mendarat (landing) adalah bagian terakhir dari suatu penerbangan, di mana suatu penerbangan pesawat terbang kembali ke landasan. Pesawat terbang pada umumnya mendarat di suatu bandar udara di atas landasan pacu atau helikopter yang mendarat di helipad.
Gambar 2.4. Landing
2.2 Impuls, Momentum dan Gaya
Impak 2.2.1 Impuls
Impuls didefinisikan sebagai gaya yang bekerja dalam waktu singkat. Secara matematis ditulis:
I = F.Δt = F (t2-t1) Dimana :
I = Impuls (Ns) F = Gaya (N) Δt = selang waktu (s)
Ketika terjadi tumbukan, gaya biasanya melonjak dari nol pada saat kontak menjadi nilai yang sangat besar
66 dalam waktu yang sangat singkat, dan
kemudian dengan drastis kembali ke nol lagi. Selang waktu Δt biasanya terjadi sangat singkat.
2.2.2 Momentum
Momentum adalah ukuran kecenderungan benda untuk terus bergerak.Momentum merupakan ukuran mudah atau sukarnya suatu benda mengubah keadaan geraknya (mengubah kecepatannya, diperlambat atau dipercepat).
Secara matematis ditulis: P = m.v
Sesuai dengan Hukum II Newton: = . = . − − = .∆ ∆ .∆ = .∆ = . − . = ∆
Sehingga diperoleh bahwa Impuls merupakan perubahan momentum. Dimana:
I = Impuls (kgms-1)
P = Momentum benda (kgms-1) m = Massa benda yang
bergerak (kg)
v = Kelajuan benda ( ms-1) F = Gaya (N)
2.2.3 Gaya Impak
Defenisi dari impak adalah benturan antara dua benda yang terjadi dalam waktu yang sangat singkat dan dengan gaya yang besar sekali. Sedangkan line of impact adalah garis yang tegak lurus permukaan tumbukan. Gaya impak dapat dihitung dengan menggunakan persamaan impuls:
F = I /Δt F = ∆ /Δt F = . − . /Δt Dimana: F = Gaya (N) I = Impuls (N.s) ∆P = Perubahan momentum (kg m/s)
M = Massa benda yang bergerak (kg)
V = Kelajuan benda ( ms-1)
2.3 Gaya Angkat dan Gaya Hambat Airfoil dapat menghasilkan gaya angkat (lift) yang dibutuhkan untuk mempertahankan pesawat terbang tetap di udara. Untuk menghasilkan gaya angkat ini maka airfoil tersebut perlu terus bergerak di udara. Harus diingat pula bahwa kita tidak mungkin hanya mendapatkan lift saja, tanpa menghasilkan gaya hambat pula.
Drag ini harus diperkecil agar tenaga pendorong airfoil tidak mengalami hambatan yang besar. Lift dan drag dipengaruhi oleh:
Bentuk airfoil
Luas permukaan airfoil
Pangkat dua dari kecepatan aliran udara
Kerapatan (densitas) udara Rumus untuk menghitung lift dan drag sebagai berikut:
= = 2 = = 2 Dimana : L = Gaya angkat (N/s) D = Gaya hambat (N/s) CL = Coefficient of lift CD = Coefficient of drag = Densitas udara (kg/m3) V = Kecepatan udara (m/s) A = Luas penampang sayap (m2) 2.4 Azas Bernaulli
Azas Bernoulli membicarakan pengaruh kecepatan fluida di dalam fluida tersebut. Bahwa di dalam fluida yang mengalir dengan kecepatan lebih tinggi akan diperoleh tekanan yang lebih kecil.
Bagian atas sayap melengkung, sehingga kecepatan udara di atas sayap (v1) lebih besar daripada kecepatan udara di bawah sayap (v2). Hal ini menyebabkan tekanan udara dari atas sayap (P1) lebih kecil daripada tekanan udara dari bawah sayap (P2), sehingga gaya dari bawah (F2) lebih besar daripada gaya dari atas (F1) maka timbulah gaya angkat pesawat.
> berarti <
Karena tekanan diatas lebih kecil daripada tekanan di bawah sayap,
67 maka akan timbul gaya dorong yang
lebih besar di bawah sayap. Gaya angkat memenuhi:
F = P.A F = ( − )A
maka akan diperoleh: =
( − )
+1
2 . + ℎ
= +1
2 . + ℎ
Sayap pesawat tipis, maka h1 = h2 sehingga tekananpadapesawat:
+ . = + . = konstan
− = ( − )
Dengan:
F : gaya angkat pesawat (N)
P1: tekanan dari bawah pesawat (Pa) P2 : tekanan dari atas pesawat (Pa) v1 : kecepatan udara di bawah pesawat (m/s)
v2 : kecepatan udara di atas pesawat (m/s)
ρ: massa jenis udara (kg/m3) A : luas penampang (m2) 2.5 Hukum III Newton
Secara matematis, hukum ketiga ini berupa persamaan vektor satu dimensi, yang bisa dituliskan sebagai berikut. Asumsikan benda A dan benda B memberikan gaya terhadap satu sama lain.
Dimana:
Fa,b adalah gaya-gaya yang bekerja pada A oleh B, dan Fb,a adalah gaya-gaya yang bekerja pada B oleh A.
2.6 Stabilitas Terbang
Pengertian dasar dari stabilitas adalah kecenderungan atau tendency dari pesawat untuk kembali dalam keadaan imbang (equilibrium) setelah mengalami gangguan.
Stabilitas telah disebutkan bahwa berkaitan erat dengan kondisi seimbang atau equilibrium. Untuk itu perlu didefiniskan dahulu mengenai apa yang dimaksud dengan kondisi seimbang. Kondisi seimbang dikatakan dimana pesawat dalam keadaan
penerbangan yang steady dan uniform artinya terbang dengan kecepatan tetap dan lurus sehingga gaya-gaya yang bekerja pada pesawat serta momen-momen terjadi keseimbangan atau bila dijumlahkan secara vector sama dengan nol.
Tetapi bila gaya dan momen tersebut tidak sama dengan nol maka peswat akan mengalami penambahan kecepatan translasi atau pun rotasi. Stabilitas pesawat pada umumnya dibagi menjadi dua bagian yauitu diantaranya stabilitas statik dan stabilitas dinamik
3. METODE PENELITIAN 3.1 Pendahuluan
Metode yang digunakan untuk menghitung gaya impak yang terjadi pada pesawat aeromodelling tipe glider pada penelitian ini adalah metode analisis serta simulasi. Pada metode analisis, perhitungan gaya-gaya yang terjadi pada pesawat aeromodelling dapat diketahui dengan teori yang tercantum pada bab sebelumnya. Sedangakan pada metode simulasi dilakukan dengan menggunakan bantuan software Solidworks.
Secara umum metode simulasi yang digunakan dalam penelitian ini dibagi dalam dua tahapan yaitu pemodelan geometri dengan
men-design bentuk pesawat dengan
Autocad 2005 dan yang kedua simulasi model pesawat dengan meng-input kecepatan dan sudut yang telah terintegrasi pada software Solidworks. Metode simulasi ini dilakukan untuk mengetahui besar gaya-gaya yang terjadi di berbagai titik pada model badan pesawat yang telah di-design serta melihat perbandingan hasil simulasi impak dengan hasil yang diperoleh dari perhitungan teori.
Hasil akhir diharapkan dapat mengetahui posisi landing yang aman terhadap badan pesawat aeromodelling tipe glider tanpa roda pendaratan akibat gaya impak yang terjadi karena benturan di permukaan landasan yang dapat menyebabkan kerusakan pada badan pesawat itu sendiri.
68 3.2 Variabel Penelitian
3.2.1 Variabel Terikat
Untuk membatasi permasalahan dalam yang dikaji dalam penelitian ini, maka ditetapkan variabel terikat yaitu:
1. Pesawat aeromodelling tipe glider dengan NACA 2412 dengan panjang sayap 1200 mm dan lebar 180 mm.
2. Panjang badan pesawat 800 mm dan diameter badan pesawat 80 mm dengan berat 630 gr.
3. Motor penggerak yang digunakan adalah motor elektrik dengan putaran 3000 rpm dengan diameter sudu sebesar 130 mm.
4. Jenis sayap adalah straight wing
5. Area landing yang dipilih adalah permukaan tanah
6. Fluktuasi suhu dan udara diabaikan
7. Material bahan badan pesawat adalah Expanded Polyolefin (EPO)
3.2.2 Variabel Bebas
Variabel bebas pada penelitian ini merupakan variasi sudut pendaratan badan pesawat aeromodelling yang membentur area landing. Variasi sudut ini dapat disimpulkan sebagai variasi posisi pesawat aeromodelling saat mendarat. Dengan demikian variasi sudut pendaratan inilah yang nantinya akan menjadi dasar pemilihan posisi landing pesawat aeromodelling yang terbaik agar terhindar dari kerusakan fatal terhadap kekuatan material badan pesawat itu sendiri.Variasi sudut pendaratan itu sendiri adalah sebesar 50, 100, 150, 200, 250 dan 300 terhadap permukaan landasan
3.3 Pembuatan Model
Pesawat aeromodelling yang akan disimulasikan terhadap gaya impak adalah jenis pesawat tipe glider dengan spesifikasi sebagai berikut:
1. Motor penggerak yang digunakan motor elektrik tunggal tipe pusher dengan 2 sudu.
2. Tipe airfoil sayap utama adalah NACA 2014 dengan panjang sayap (span) 1200 mm, lebar sayap (chord) 180 mm.
3. Tipe badan pesawat yang dipilih adalah tipe I tanpa roda pendaratan dengan panjang badan pesawat 800 mm, diameter badan pesawat 80 mm 4. Tipe airfoil sayap belakang adalah Eppler 168 dengan panjang sayap belakang 450 mm, lebar sayap belakang 100 mm, panjang sirip 150 mm dan tinggi sirip 140 mm
Pembuatan model pesawat
aeromodelling dilakukan dengan
menggunakan bantuan software Autocad. Hasil pemodelan tersebut kemudian di-export ke software solidwork dengan ,emgubah terlebih dahulu format penggambaran dari .dwg menjadi .dfx yang kemudian akan dilakukan untuk pensimulasian. Untuk lebih jelasnya gambar pesawat aeromodelling tipe glider seperti yang ditunjukkan pada gambar 3.1 dan 3.2.
Gambar 3.1 Hasil permodelan pesawat aeromodelling dengan software
Autocad
Gambar 3.2 Dimensi pesawat aeromodelliing
3.4 Proses Simulasi
Langkah-langkah proses simulasi impak pada solidwork adalah sebagai berikut:
1. Open file
Solidwork memberikan
69 format penggambaran dengan bantuan
software lain. Format penggambaran tersebut diantaranya adalah format .dwg, .dxf, .dws, .sat, .cgr dan masih banyak format penggambaran lainnya. Hasil import penggambaran dengan software autocad yang dibuka dengan software solidwork seperti yang terlihat pada gambar 3.3.
Gambar 3.3 Hasil input file penggambaran pada solidwork File yang telah terbuka, selanjutnya dilakukan langkah simulasi dengan memilih simulation pada toolbar solidwork kemudian pilih new study dan pilih drop test untuk melakukan simulasi impak.
2. Rotasi model dengan variasi sudut jatuh
Langkah selanjutnya adalah merotasi model pada solidwork dengan variasi sudut pendaratan. Variasi sudut inilah yang akan menjadi salah satu acuan untuk melihat energi impak yang terjadi. Untuk lebih jelasnya, dapat dilihat pada gambar 3.4.
Gambar 3.4 Rotasi model pada solidwork
3. Pemberian jenis material
Pada tahap ini merupakan langkah awal memasuki fase simulasi. Hal hal yang perlu dipertimbangkan adalah menentukan jenis material seperti pada gambar 3.5.
Gambar 3.5 Pemberian jenis material pada solidwork
4. Meshing
Pada tahap ini, model pesawat dibuat menjadi bagian-bagian yang sangat kecil dengan tujuan untuk melihat arah aliran simulasi serta mengetahui titik kritis yang terjadi pada saat simulasi. Semakin besar jumlah mesh yang dipilih, maka akan semakin baik hasil simulasinya serta semakin akurat titik kritisnya. Hasil meshing dapat dilihat melalui gambar 3.6.
Gambar 3.6 Hasil meshing model pada solidwork
5. Set up simulasi
Tahap terakhir sebelum nge-run simulasi adalah mengisi set up simulasi. Pengisian set up ini diantaranya adalah pengisian nilai kecepatan, penentuan bidang impak dan face velocity impak, nilai grafitasi dan lainnya. Untuk lebih jelasnya dapat dilihat pada gambar 3.7.
Gambar 3.7 Set up model pada solidwork
70 4. HASIL DAN PEMBAHASAN
4.1 Hasil Perhitungan Teori
Perhitungan pertama yang dilkukan dalam penelitian ini adalah untuk membuktikan gaya-gaya yang terjadi dapat membuktikan suatu pesawat itu untuk dapat terbang, dimana syarat suatu pesawat itu agar dapat terbang adalah gaya dorong yang lebih besar dari gaya hambat, dan gaya angkat yang lebih besar darim pada berat pesawat. Hasil perhitungan tentang gaya-gaya yang terjadi adalah sebagai berikut:
T = 31,683 N D = 17,371 N L = 32,259 N W = 6,174 N
Setelah itu dihitung gaya impak yang terjadi pada badan pesawat dengan dua kondisi kecepatan, yaitu kecepatan normal dang kecepatan penuh. Hasil gaya impak yang terjadi dapat ditunjukkan pada tabel 4.1 dan 4.2:
Tabel 4.1 Tabel gaya impak pada kondisi kecepatan normal
Sudut (0) Gaya impak (N) 50 0,00021 100 0,0033 150 0,0163 200 0,050 250 0,120 300 0.238
Tabel 4.2 Tabel gaya impak pada kondisi kecepatan penuh
Sudut (0) Gaya impak (N) 50 0,00027 100 0,0039 150 0,019 200 0,060 250 0,142 300 0,284
Gambar 4.1 Grafik gaya impak Maka besarnya energi yang terjadi pada badan pesawat pada saat landing dapat di lihat pada tabel 4.3 dan tabel 4.4.
Tabel 4.3 Kondisi landing dengan kecepatan normal
Tabel 4.4 Kondisi landing dengan kecepatan penuh
Gambar 4.2 Grafik energy Sudut (0) Gaya impak (N) Lintasan (m) Energi (J) 50 0,00021 344,21 0,0722 100 0,0033 172,76 0,570 150 0,0163 115,91 1,889 200 0,050 87,71 4,385 250 0,120 70,98 8,517 300 0,238 60 14,28 Sudut (0) Gaya impak (N) Lintasan (m) Energi (J) 50 0,00027 344,21 0,0929 100 0,0039 172,76 0,6737 150 0,019 115,91 2,202 200 0,060 87,71 5,262 250 0,142 70,98 10,079 300 0,284 60 17.04 T > D L > W
71 Jenis material yang digunakan
pesawat aeromodelling tipe glider ini adalah Expanded Polyolefin (EPO) yang memiliki energi serap impak sebesar:
Eallow = 1.7 x10-3 J/mm2 Maka tabel energi serap impak yang terjadi ditunjukkan pada table 4.5
Tabel 4.5 Kekuatan impak Sudut (0) Energy impak normal (J/mm2) Energy impak penuh (J/mm2) 50 1,4 x 10-5 1,8 x 10 -5 100 1,13 x 10 -4 1,35 x 10 -4 150 3,37 x 10 -4 4,38 x 10 -4 200 8,72 x 10 -4 1,04 x 10 -3 250 1,69 x 10 -3 2,006 x 10 -3 300 2,84 x 10 -3 3,39 x 10 -3
Gambar 4.3 Grafik batas aman landing 4.2 Hasil Simulasi
Simulasi pesawat aeromodelling dilakukan pada sudut batas aman yang diperoleh dari hasil perhitungan. Batas impak pada kecepatan normal terjadi pada sudut 250. Dimana pada sudut pendaratan ini, besar energy impak yang terjadi hampir mendekati dari batas energi serap material (1,69 x 10 -3 J/mm2≈ 1,7 x 10 -3 J/mm2 ). Untuk lebih jelasnya dapat di lihat pada gambar 4.4.
Gambar 4.4 Hasil simulasi impak pada pesawat aeromodelling dengan sudut pendaratan 250 pada kecepatan normal Simulasi aeromodelling kedua dilakukan pada sudut batas aman yang diperoleh dari hasil perhitungan pada kecepatan penuh yaitu sebesar 200 . Pada sudut pendaratan ini energy impak yang terjadi masih jauh lebih kecil dari pada energi sereap material bahan (1,04 x 10 -3 J/mm2 < 1,7 x 10 -3 J/mm2 ) sehingga permukaan badan pesawat tidak terjadi crash. Untuk melihat berapa besar sudut pendaratan yang hampir mendekati nilai serap energi impak material bahan, maka dilakukan perhitungan gaya impak yang terjadi anatara sudut pndaratan 200 sampai 250 (lampiran). Sedangkan hasil simulasi pada sudut pendaratan 200 dengan kecepatan penuh dapat dilihat pada gambar 4.5.
Gambar 4.5 Hasil simulasi impak pada pesawat aeromodelling dengan sudut pendaratan 200 pada kecepatan penuh
Simulasi ketiga dilakukan pada sudut 300 dengan kecepatan penuh. Pada gambar 4.9 terlihat badan pesawat mengalami crash karena energy impak yang terjadi melebihi kekuatan material bahan (3,39 x 10 -3 J/mm2 >1,7 x 10-3 J/mm2 )
72 Gambar 4.6 Hasil simulasi impak pada
pesawat aeromodelling dengan sudut pendaratan 300 pada kecepatan penuh
5. KESIMPULAN DAN SARAN 5.1 Kesimpulan
Kesimpulan dari hasil penelitian ini yaitu:
1. Semakin besar sudut jatuh pesawat aeromodelling maka akan semakin besar pula gaya impak yang dialami pada badan pesawat pesawat tersebut. 2. Pada kondisi landing dengan
kecepatan normal dan
kecepatan penuh, semakin besar sudut pendaratan pesawat aeromodelling, maka akan semakin besar pula energi serap impak yang terjadi.
3. Gaya impak terbesar terjadi pada sudut pendaratan 300 dengan kondisi kecepatan penuh sebesar 2,84 x 10-1 N dan gaya impak terkecil terjadi pada sudut pendaratan 50 dengan kondisi kecepatan normal sebesar 2,1 x 10-4 N. 4. Pesawat aeromodelling
mengalami crash pada sudut jatuh lebih besar dari 250 pada
kecepatan normal dan
mengalami crash pada sudut jatuh lebih besar 230 pada kecepatan penuh.
5. Dari hasi penelitian disimpulkan bahwa pesawat aeromodeling tipe gider tidak akan mengalami crash jika landing dengan sudut pendaratan di bawah 260 pada kecepatan normal dan di bawah 240 pada kecepatan penuh
5.2 Saran
1. Untuk penelitian selanjutnya, sebaiknya variabel terikat diperluas untuk mendapat kan hasil analisa yang lebih mendekati dengan keadaan yang sebenarnya.
2. Sebaiknya dilakukan studi experimental yang menguji secara langsung tentang keamanan landing dari pesawat aeromodelling.
3. Hasil perhitungan gaya-gaya yang terjadi agar kiranya menjadi acuan para pengendali pesawat aeromodelling tanpa roda pendaratan dalam melakukan landing agar tidak terjadi crash.
4. Penelitian terhadap gaya impak pada badan pesawat ini diharapkan dapat menjadi acuan dalam penelitian penelitian sehubungan dengan aerodinamika selanjutnya
DAFTAR PUSTAKA
[1] Anderson, Jhon D., Jr. 2001 : Fundamentals of aerodinamics, McGraw-Hill Book Company, Boston.
[2] Bird, R. Byron. 2007 : Transport phenomena, John Wiley and Sons, Inc., United State of America. [3[ Callister Jr, W.D. 2004. Material
Science and Engineering: An
Introduction. New York: John
Wiley&Sons.
[4] Gere, M.J., & Timoshenko, P.S.
1987. Mekanika Bahan.
Terjemahan oleh Hans J. Wospakri. Jakarta: Erlangga. [5] Hosford, William.F. 2005.
Mechanical Behaviour of Materials. University of Michigan, New York: Cambridge University Press. [6] Jiancoli. 1998 : Fisika Jilid I edisi
73 [7] Johnson, W. 1972. Impact
Strength of Material. London: Edward Arnold Press.
[8] Katz, Joseph. 2010 : Introductory
Fluid Mechanics, Cambridge
University Press, United State of America.
[9] Lennon, Andy. 2005 : RC Model Aircraft Design, Air Age Media Inc., United State of America.
[10] Munson, Bruce R. 2004 : Mekanika Fluida Edisi Keempat, Erlangga, Jakarta.
[11] Nash, William. 1998. Strength of Materials. Schaum’s Outlines. [12] Van Vlack, Lawrence H. Djaprie,
Sriati dan Array. 1989. Ilmu dan Teknologi Bahan. 5th ed. Jakarta. [13] http://gaero.org/forum/portal.php
