Dari tabel hasil drag polar diatas diperoleh Cl paling tinggi adalah 1.496 dengan Cd= 0.0264 dengan A0A = 16. Hasil analisis drag polar NACA dan Epller memeiliki hasil yang
sama, perbedaannya adalah di grafik yang dibentuk. Berikut adalah hasil analisis profil sayap pesawat model NACA 2412 dengan sudut serang angel of attack 0
o
. Dari hasil analisis profil sayap tanpa awak NACA 2412 dengan sudut serang 15
o
maka diperoleh hasil sebagai berikut :
Bilangan reynolds = 3 x 10
6
Coefisien lift Cl = 0.265
Coefisien Drag Cd = 0.0067
4.2. Analisa Data Pesawat Terbang.
4.2.1. Analisa Kecepatan Pesawat Agar dapat menganalisa kecepatan pesawat, maka terlebih mengumpulkan data-data yang
tersedia baik dari Badan Pusat Statistik maupun data spesifikasi motor penggerak. Berikut ini data-data yang telah diketahui agar dapat membantu dalam perhitungan kecepatan pesawat
model:
Suhu kota Medan Sumber : BMKG -
Min = 24,6 C
- Max = 31,4
C -
ρ
udara =
1.61 kgm
3
- Suhu aktivitas penerbangan siang hari = 30,8
C -
Kecepatan angin rata-rata = 2,8 ms
Spesifikasi Propeler Elektrik -
Putaran n = 4500 rpm -
D propeler = 200 mm r = 100 mm = 0,1 m
- Kecepatan udara masuk V
1
= 2,8 ms
ω =
4500 rpm = 4500
������� �����
2� ��� �������
1 ����� 60 �
ω
= 471 rads Maka : V
2 2
= V
1 2
+ r
ω
2
= 2,8
2
+ 0,1
2
471
2
Universitas Sumatera Utara
V
2
= 47,18 ms 4.2.2. Analisa Gaya- Gaya yang Terjadi
Setelah diperoleh kecepatan pesawat, selanjutnya dihitung gaya-gaya yang terjadi selama pesawat terbang di udara sebelum melakukan landing.
4.2.3. 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
V ṁ
P A
V
t
ṁ
t
P
t
A
t
V = Kecepatan udara yang masuk
V
t
= Kecepatan udara yang dihasilkan ṁ
= Massa flow rata-rata sebelum masuk per waktu ṁ
t
= Massa flow rata-rata sewaktu keluar per waktu P
= Tekanan sebelum masuk P
t
= Tekanan ketika keluar A
= A
t
= 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 m
2
Maka selanjutnya dilakukan perhitungan untuk mencari massa flow persatuan waktu seperti di bawah ini.
Propulsion
Universitas Sumatera Utara
m
0 =
ρ
. V0 .A =
1.161 kgm
3
x 0.6 m
2
x 2.8 ms = 1,95 kgs m
t =
ρ
. Vt .A =
1.161 kgm
3
x 0.6 m
2
x 47.18 ms = 32,86 kgs Karena P
≠ P
t
maka rumus thrust
T = m
t .
V
t
– m V
+ P
t
– P A
P
t
– P = ΔP didapat dari hukum Bernouli
P
t
+
1 2
ρ V
2
= Pt +
1 2
ρ Vt
2
= Konstan Pt-
Po = 0.5 x ρ V0
2
- Vt
2
= 0.5 x 1.161 kgm
3
1,95
2
- 32,86
2
= -624,6 Pa kgms
2
T = m
t
V
t
- m V
+ P
t
-P 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 4.2.4. Menghitung Nilai Drag D
Drag adalah gaya kebelakang yang menarik mundur dan 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 denag runus :
D =
�� .� .�
2
. �
2
Dimana : D
= Drag Ns Cd
= Cofisien Drag
ρ
= Massa jenis udara kgm
3
V = Kecepatan Pesawat ms
A = Luas penampang m
2
Universitas Sumatera Utara
Dalam hal ini, jenis airfoil yang digunakan adalah NACA 2412 yang memiliki angel of attack A
A sebesar 15 untuk sudut maksimum dan 0
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 A A = 15
dengan nilai Cd = 0,0237 D
max
=
0,0237 1,161kgm347,18
2
0,6 2
= 18.3745 Ns
Untuk A
A = 0 dengan nilai Cd = 0.0067
D
max
=
0,0067 1,161kgm3 47,180,6 2
= 4.96 Ns
Setelah diperoleh nilai drag dari sayap,maka selanjutnya di hitung nilai drag yang terjadi pada fuselage pesawat tanpa awak. Menurut hasil pemilihan design fuselage, maka fuselage yang
dipilih adalah tipe 8 dengan koefisien drag 0,458 untuk lebih jelas dapat ditunjukkan oleh gambar berikut.
Universitas Sumatera Utara
Gambar 4.3 Aircraft Design Sumber : lennon Andy ,2006. Aircraft Design
Maka perhitungan nilai drag untuk fuselage dapat dihitung dengan menggunakan rumus sebagai berikut:
D =
�� .� .�
2
. �
2
Dimana : D
= Drag Ns Cd
= Coefisien Drag fuselage
ρ
= Massa jenis udara kgm
3
V = Kecepatan pesawat ms
A = Luas penampang fuselage m
3
A= π r
2
, dimana r = 125 mm = 0.125 m A= 3,14 x 0,125
2
A = 0,4906 m
2
Cd = 0,458
Universitas Sumatera Utara
D
fuselage
=
0,458 1,161kgm347,18
2
0,4906 2
D
fuselage
= 6,2348 Ns 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 Ns
4.2.5 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 Ns Cl
= Coefisien Lift
ρ
= Massa jenis udara kgm
3
V = Kecepatan Pesawat ms
A = Luas penampang sayap m
2
Sama seperti perhitungan drag, perhitungan lift pada airfoil NACA 2412 juga memerlukan nilai A
A maksimum dan minimum yaitu sebesar 15 dan 0
dengan coefisien lift masing-masing sebesar 1,005 dan 0,216. Untuk lebih jelasnya, perhitungan lift maksimum dan
minimum dapat dilihat sebagai berikut :
Untuk A A = 15
dengan nilai Cl = 1,506
L
max
=
1,5061,16147,18
2
0,6 2
=
1167.60 Ns
Untuk A
A = 0 dengan nilai Cl = 0,265
L
min
=
0,2651,161�47,18
2
�0,6 2
Universitas Sumatera Utara
=
205.45 Ns
4.2.6. 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 model 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 disimpulkan secara
teori perancangan pesawat tanpa awak memenuhi syarat untuk dapat terbang.
4.3. Hasil Uji Impak
