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
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
2.2.4 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 :
Universitas Sumatera Utara
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
= =
1167.60 Ns
Untuk A
A = 0 dengan nilai Cl = 0,265
L
min
= =
205.45 Ns
2.2.5 Menghitung Weight W
Universitas Sumatera Utara
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.
2.2.6 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 airfoil
Universitas Sumatera Utara
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.
Gambar 2.4 Sudut Serang dan nomenklatur airfoil Sudut serang adalah sudut yang dibentuk oleh tali busur sebuah airfoil dan arah aliran
udara yang melewatinya relative wind . Biasanya diberi tanda α alpha. Untuk airfoil simetris,
besar lift yang dihasilkan akan nol, bila sudut serang nol sedang pada airfoil tidak simetris sekalipun sudut serang nol tetapi gaya angkat telah timbul. Gaya angkat menjadi nol bila airfoil
Universitas Sumatera Utara
tidak simetris membentuk sudut negatif terhadap aliran udara. Sudut serang diamana gaya angkat
sebesar nol ini disebut zero angle lift. 2.3.
Proses Pengecoran
Proses pengecoran akan dihasilkan Aluminium dengan sifat-sifat yang diinginkan. Aluminium murni memiliki sifat mampu cor dan sifat mekanis yang tidak baik, maka
