Optimasi Karakteristik Aerodimanika (Fuji Dwiastuty,.et.al) ANALISIS PENENTUAN POWER LOADING PADA DESAIN AWAL PESAWAT TERBANG TANPA AWAK LSU-05 NG (ANALYSIS OF POWER LOADING DETERMINATION IN THE INITIAL DESIGN OF UNMANNED AIRCRAFT LSU-05 NG) Novita Atmasari1, Eries Bagita Jayanti, Nur Mufidatul Ula, M. Luthfi Ramadiansyah, Redha Akbar Ramadhan, Prasetyo Ardi Probo Suseno, Ardian Rizaldi, Kurnia Hidayat, Angga Septiyana Pusat Teknologi Penerbangan – LAPAN 1e-mail: novita.atmasari@lapan.go.id ABSTRAK Penelitian ini berfokus pada analisis penentuan power loading pada awal desain pesawat LSU05 NG. Dengan menentukan power loading maka kebutuhan daya engine untuk pesawat LSU-05 NG dapat diestimasi. Artinya pemilihan engine dapat dilakukan sehingga menghasilkan gaya dorong agar pesawat dapat melakukan misi pemantauan dan foto udara dengan baik. Metode yang digunakan untuk analisis penentuan power loading adalah teknik Matching Chart atau Matching Plot dengan memilih titik optimal dari lima konstrain yaitu jarak take-off, climb rate, stall speed, cruise speed, dan landing. Hasil penelitian menunjukkan bahwa dengan massa 85 kg dan luas sayap 3,22 m2 pesawat LSU-05 NG membutuhkan daya 9,7 hp. Penjelasan lebih detail akan dijabarkan pada bagian selanjutnya. Kata kunci: power loading, estimasi, matching chart, optimal ABSTRACT This research focuses on analyzing the determination of power loading in the initial design of LSU-05 NG. By determining the power loading, then the engine power requirements for the LSU-05 NG can be estimated. This means that the selection of engines can be done so as to produce a thrust so that the aircraft can carry out monitoring missions and aerial photography properly. The method used to analyze the determination of power loading is the Matching Chart or Matching Plot technique by selecting the optimal point from five constraints, namely the take-off distance, climb rate, stall speed, cruise speed, and landing. The results showed that with a mass of 85 kg and a wing area of 3.22 m2 the LSU-05 NG aircraft needed 9.7 hp of power. Detail explanation of the research will be described in next section. Keywords: power loading, estimation, matching chart, optimal 109 Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.17 No.2 Desember 2019 : hal 109-122 1 PENDAHULUAN Lapan Surveillance UAV (LSU)-05 NG merupakan pengembangan dari Pesawat Terbang Tanpa Awak (PTTA) LSU-05 yang memiliki dua misi utama yakni untuk pemantauan dan pemotretan udara, baik untuk lingkungan udara di atas laut, dekat laut maupun darat. PTTA ini memiliki estimasi awal MTOW sebesar 85 kg dengan kemampuan terbang sampai 2,5 jam dan kecepatan operasional sebesar 30 m/s. LSU-05 NG mampu terbang dengan operasional payload sejauh 400 km selama 5 jam dan kecepatan maksimum sebesar 40 m/s (Rizaldi, 2019). PTTA generasi terbaru ini perlu dilakukan pengembangan dan perbaikan dari segi desain struktur, aerodinamika maupun sistem propulsinya agar mempunyai performa terbang yang lebih baik dari generasi pertama. Salah satu yang menjadi fokus utama pengembangan LSU-05 NG ini adalah pemilihan mesin pesawat beserta propeller guna mendapatkan jenis dan tipe mesin yang mampu memenuhi kebutuhan operasi pesawat dengan efisien. Perhitungan power loading merupakan salah satu cara yang digunakan untuk mengetahui kebutuhan daya pesawat dengan berat tertentu sehingga pemilihan mesin dan propeller bisa disesuaikan dengan misi yang diemban mengacu pada DRO yang telah dirancang. Power loading merupakan perbandingan antara berat pesawat dengan besarnya kekuatan mesin (Glīzde, 2018). Besarnya payload dan bobot bahan bakar adalah faktor utama yang mempengaruhi ukuran dan berat dari sebuah UAV. Parameter dalam profil misi seperti ketinggian operasi pesawat dan kecepatan pesawat yang telah ditulis dalam DRO adalah kunci untuk pemilihan jenis mesin. Penelitian 110 mengenai pemilihan jenis mesin telah dilakukan oleh Ali pada tahun 2015 menggunakan metode analitis terhadap UAV dengan mesin jenis turboprop (Dinç, 2015). Penelitian mengenai perbandingan karakteristik sistem propulsi terhadap dua jenis pesawat dengan tipe mesin yang berbeda yakni turboprop dan motor listrik juga telah dilakukan. Metodologi yang dilakukan adalah dengan membandingkan berat dan geometri sayap terhadap pembebanan sayap yang sama, rasio kekuatan-berat dan misi desain (Cinar dkk, 2016). Penelitian serupa untuk menentukan kebutuhan daya pesawat juga dilakukan oleh Kamal dan Serrano pada tahun 2018 dalam melakukan desain hybrid UAV VTOL dan fixed wing yang diberi nama Transitional Aircraft (TA) yang memiliki berat 15,351 kg. Dalam perhitungannya, terdapat power loading, wing loading, dan disertai disc loading yang ditampilkan dalam satu grafik. Dalam penelitiannya, untuk mode fixed wing variasi wing loading dan power loading diilustrasikan melalui sumbu vertikal kiri dan sumbu horizontal. Di sisi lain, variasi disc loading dengan power loading untuk mode helikopter diekstraksi dari sumbu vertikal kanan dan sumbu horizontal. Untuk mode transisi, sebuah kurva digambar dalam bagan untuk merepresentasikan variasi disc loading, power loading, dan wing loading yang diperoleh dari titik desain fixed wing. Pemilihan desain optimumnya mempertimbangkan dua titik yaitu titik yang mencapai power loading dan wing loading maksimum, serta titik yang mencapai power loading dan disc loading maksimum. Dari hasil penelitiannya, diperoleh nilai optimal power loading sebesar 40,2 N/hp, wing loading sebesar 204,77 N/m2, dan disc loading sebesar Optimasi Karakteristik Aerodimanika (Fuji Dwiastuty,.et.al) 194,24 2018). N/m2. (Kamal dan Serrano, Pada tahun 2017, Tyan dkk juga melakukan perhitungan estimasi kebutuhan daya untuk pesawat UAV elektrik fixed wing – VTOL dengan metode komprehensif desain awal pesawat. Dalam penelitiannya Tyan dkk menggunakan analisis terintegrasi yang baru dikembangkan yaitu dengan menggabungkan metode VTOL propulsion sizing dengan teori fixed-wing aircraft sizing yang dimodifikasi. Beberapa persamaan empiris baru diturunkan dengan menggunakan data yang tersedia. Kemudian dilakukan analisis kendala untuk mengevaluasi kelayakan kendala performa pesawat dan untuk memvisualisasikan hubungan antara dua parameter utama pesawat yaitu power loading dan wing loading. Analisis kendala memerlukan beberapa karakteristik performa yang dideskripsikan dalam bentuk fungsi power loading terhadap wing loading yang kemudian dapat direpresentasikan dalam grafik dua dimensi dimana sumbu-x mewakili wing loading dan sumbu-y mewakili power loading. Dalam penelitiannya, Tyan dkk mengambil area desain yang layak, yakni area di atas kurva cruise pada wing loading yang rendah, di atas kurva climb pada wing loading yang tinggi, serta di sebelah kiri kurva stall. (Tyan dkk, 2017). Penelitian serupa juga dilakukan oleh Chipade dkk pada tahun 2018 namun untuk VTOL UAV. Dalam penelitiannya, Chipade dkk menyebutkan bahwa persyaratan wing loading yang dipengaruhi oleh jarak take-off dan jarak landing ditiadakan karena pesawat didesain untuk dapat take-off dan landing secara vertikal. Untuk memilih wing loading yang optimal dilakukan variasi daya (power) terhadap wing loading untuk aspek rasio yang berbeda. Daya dihitung berdasarkan penyederhanaan persamaan yang memuat parameter kecepatan cruise, koefisien drag, dan wing loading. Dengan aspek rasio yang besar, nilai wing loading akan meningkat sementara daya menurun. Akan tetapi hal tersebut berpengaruh terhadap peningkatan kecepatan stall dan berat pesawat karena kekuatan struktur yang ekstra diperlukan untuk mendukung aspek rasio sayap yang tinggi sesuai dengan yang dibutuhkan (Chipade dkk, 2018). 2 METODOLOGI Dalam preliminary desain pesawat, wing loading, power loading, dan koefisien gaya angkat maksimum biasanya ditentukan melalui proses optimisasi informal menggunakan persamaan statistik berdasarkan data pesawat yang ada. Hasil perhitungan disajikan dalam matching chart kemudian ditentukan titik desain terbaik (Banal dan Ubando, 2016). Diagram wing loading – power loading dalam matching chart dirumuskan sebagai permasalahan optimisasi multiobjektif (Gunaseelan, 2011). Wing loading merupakan rasio berat pesawat (biasanya bobot take-off maksimum) terhadap area atau luas sayap, sedangkan power loading adalah rasio berat terhadap daya yang tersedia. Koefisien gaya angkat maksimum adalah parameter tak berdimensi yang proporsional dengan gaya angkat maksimum yang dapat dihasilkan oleh pesawat. Parameter ini sering muncul dalam persamaan performa pesawat bersama dengan berat pesawat, merepresentasikan titik desain. Luas area sayap dan daya yang dibutuhkan terkait dengan beberapa persyaratan atau spesifikasi misi tertentu dapat berasal dari masing-masing wing loading dan power loading. Dengan demikian parameter wing loading dan power 111 Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.17 No.2 Desember 2019 : hal 109-122 loading sangat penting dalam penentuan konfigurasi pesawat yang tepat untuk serangkaian persyaratan atau misi tertentu (Banal dan Ubando, 2016). Wing loading harus ditentukan dengan mempertimbangkan kecepatan stall, kecepatan cruise, dan jarak landing. Nilai terendah harus diambil setelah perhitungan guna memastikan bahwa sayap cukup besar untuk semua kondisi terbang pesawat. Sementara power loading ditentukan dengan mempertimbangkan jarak take-off, jarak cruise, dan kecepatan maksimal (Turanoguz, 2014). Selain pengaruh berat payload maupun volumenya yang akan mempengaruhi massa total pesawat, parameter lainnya seperti kecepatan maksimum, kecepatan stall, rate of climb, jarak take-off, dan ceiling akan mempengaruhi wing area dan daya engine maupun thrust (Sadraey, 2010). Faktor utama dalam penentuan ukuran awal pesawat antara lain panjang area landing, panjang area takeoff, gradien climb (setelah take-off), gradien climb approach, dan penerbangan cruise (payload, Mach number ketika cruise) yang diselesaikan secara bersamaan dengan menggunakan suatu matching chart dan menentukan titik desain pesawat (Seeckt dkk, 2010). Proses desain atau ukuran pesawat tergantung pada beberapa persyaratan, diantaranya adalah stall, jarak take-off, jarak landing, kecepatan cruise, dan kecepatan climb (Ferreira, 2018). Langkah dalam menentukan luas area sayap dan daya mesin untuk pesawat prop-driven antara lain (Kidane, 2016): a. Turunkan satu persamaan untuk setiap persyaratan performa pesawat. b. Buat sketsa semua turunan persamaan dalam satu plot. Sumbu 112 vertikal sebagai power loading (W/P) dan sumbu horisontal sebagai wing loading (W/S). Dengan demikian grafik menggambarkan variasi power loading terhadap wing loading yang akan saling berpotongan di beberapa titik dan menghasilkan beberapa area. c. Identifikasi area mana yang dapat diterima di dalam area yang dibentuk oleh sumbu dan grafik. Area yang dapat diterima adalah area yang memenuhi semua persyaratan performa pesawat. d. Tentukan titik desain (misalkan pemilihan optimal). Titik desain pada grafik hanya satu titik yaitu yang menghasilkan daya mesin terkecil (harga terendah). e. Dari titik desain, diperoleh dua nilai yaitu power loading dan wing loading yang sesuai. f. Hitung area sayap dan daya mesin dari dua nilai pada poin sebelumnya. Area sayap dihitung dengan membagi berat take-off maksimum dengan wing loading sementara daya mesin dihitung dengan membagi berat take-off maksimum dengan power loading. Metode yang digunakan dalam penelitian ini mengacu pada penelitian yang dilakukan Kidane pada tahun 2016 yaitu teknik matching chart. Perhitungan power loading dan wing loading dilakukan untuk masing-masing lima persyaratan performa pesawat yaitu jarak take-off, kecepatan climb, kecepatan stall, kecepatan cruise, dan jarak landing. Nilai-nilai dari persyaratan performa pesawat tersebut berasal dari DRO (Design, Requirement and Objective). Selanjutnya dari lima buah grafik yang telah terbentuk ditentukan area yang memenuhi persyaratan performa pesawat kemudian digabungkan dalam 1 chart Optimasi Karakteristik Aerodimanika (Fuji Dwiastuty,.et.al) untuk ditentukan titik optimalnya yaitu memenuhi semua persyaratan performa pesawat. Persyaratan performa pesawat LSU-05 NG yang digunakan untuk perhitungan power loading dan wing loading disajikan dalam Tabel 2-1. Dalam memenuhi persyaratan performa pesawat yang telah ditentukan pada Tabel 2-1, nilai power loading dan wing loading dalam desain awal pesawat LSU-05 NG dapat dihitung dengan menggunakan beberapa persamaan. Tabel 2-1: PERSYARATAN PERFORMA Jarak take-off Persyaratan untuk jarak take-off biasanya ditentukan berdasarkan panjang minimal runway karena setiap bandara memiliki panjang runway yang terbatas. Jarak take-off ditentukan sebagai jarak dari awal pesawat lepas landas ke tempat dimana standart imaginary obstacle ditentukan sehingga jarak take-off pesawat meliputi bagian darat dan udara (Glizde, 2017). Sementara sesuai peraturan FAA AC23-8C mengatakan bahwa jarak lepas landas bisa ditentukan oleh manuver dari pesawat, kecepatan dan fase tanjakan pesawat. Jarak lepas landas juga dipengaruhi oleh massa pesawat dimana jarak take-off lebih pendek untuk massa pesawat yang lebih ringan (FAA, 2011). Nilai parameter take-off (TOP) diperlukan untuk menentukan power loading – wing loading dan dapat dihitung melalui penyelesaian persamaan (2-1) (Yadav, 2014). PESAWAT LSU-05 NG Parameter Simbol Nilai 𝑆"#$ 110 𝑚 𝑅𝐶 2.5 𝑚/𝑠 𝑉1 15 𝑚/𝑠 𝑉2 40 𝑚/𝑠 𝑆4 110 𝑚 Maksimal jarak ground take-off Kecepatan climb minimum Kecepatan stall maksimum Kecepatan cruise maksimum Maksimal jarak ground landing Langkah-langkah yang dilakukan dalam penelitian ini disajikan dalam diagram alir pada Gambar 2-1. Mulai Penyusunan DRO (massa, jarak takeoff, jarak landing, kecepatan cruise, kecepatan climb, kecepatan stall). Perhitungan power loading dan wing loading untuk 5 persyaratan performa pesawat (take-off, climb, stall, cruise dan landing). Penentuan area pada grafik yang memenuhi persyaratan performa pesawat. Penentuan titik power loading – wing loading yang memenuhi kelima persyaratan performa pesawat. Selesai 𝑆"#$ = 8,134𝑇𝑂𝑃 + 0,0149𝑇𝑂𝑃 > (2-1) Selanjutnya nilai wing loading dan power loading dapat ditentukan dengan persamaan (2-2) (Roskam, 2005; Ferreira, 2018) 𝑊 𝑇𝑂𝑃𝜎𝐶4AB = 𝑊 𝑆 𝑃 dengan 𝑆"#$ : jarak ground take-off 𝑇𝑂𝑃 : take-off parameter 𝑊 𝑆 : wing loading (2-2) Gambar 2-1 : Diagram alir tahapan penelitian 113 Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.17 No.2 Desember 2019 : hal 109-122 𝑊 𝑃 𝜎 𝐶4AB : power loading : rasio massa jenis ketika takeoff (𝜎 = 1) : koefisien lift take-off Kecepatan climb Parameter climb rate RCP, dapat ditentukan dari nilai climb rate (RC) dengan menggunakan persamaan (2-3) (Roskam, 2005; Ferreira, 2018). 𝑅𝐶𝑃 = 𝑅𝐶 33.000 (2-3) Selanjutnya relasi power loading dan wing loading ditentukan dengan persamaan (2-4) (Coleman dkk, 2014; Ferreira, 2018) 𝑊 = 𝑃 𝜂E (2-4) 𝑊 F > 𝑆 𝑅𝐶𝑃 + 𝜎F > 𝐶4 G > 19 𝐶H dengan 𝜂E : efisiensi propeller (𝜂E = 0,85) 𝑅𝐶𝑃 𝑅𝐶 𝐶4 𝐶H : parameter climb rate : climb rate : koefisien lift : koefisien drag Kecepatan stall Stall didefinisikan sebagai pengurangan koefisien lift karena pelepasan aliran sebagai akibat dari sudut serang yang tinggi (Turanoguz, 2014). Kecepatan stall pesawat merupakan kecepatan minimum UAV yang dapat menghasilkan lift pada koefisien lift maksimum 𝐶4,IJK , juga merupakan kecepatan minimum yang memungkinkan pesawat untuk terbang (Harasani, 2010). Salah satu persyaratan utama performa pesawat adalah kecepatan stall. Sebagian besar pesawat mempunyai batas kecepatan stall yang 114 tidak boleh melebihi beberapa nilai minimum yang telah ditentukan. Selain itu parameter kecepatan stall juga dibatasi oleh spesifikasi sertifikasi pesawat. Parameter kecepatan stall juga sangat penting karena mengantisipasi pendaratan berada pada stall yang tajam (Glizde, 2017). Dalam kondisi terbang stall, nilai wing loading stall digunakan sebagai analisis kendala untuk memenuhi persyaratan kecepatan minimum stall dan koefisien lift maksimal (Monterroso, 2018). Nilai wing loading untuk kecepatan stall tertentu dapat ditentukan menggunakan persamaan (25) (Tyan dkk, 2016; Turanogus, 2014; Harasani, 2010; Chipade dkk, 2018). 𝑊 1 > = 𝑉1 𝜌𝐶4,IJK 𝑆 2 (2-5) Kecepatan cruise Dalam menentukan nilai power loading dan wing loading yang memenuhi persyaratan kecepatan cruise maksimum (𝑉2M IJK ) , dibutuhkan nilai power index (𝐼E ) yang dapat dihitung berdasarkan persamaan (2-6) (Roskam, 2005). 𝐶H = 𝜂E 77,3 G 𝐼E G (2-6) 𝑉2M IJK ) Selanjutnya relasi power loading dan wing loading yang memenuhi persyaratan kecepatan cruise maksimum ditentukan dengan persamaan (2-7) (Roskam, 2005; Ferreira, 2018). 𝑊 𝑊 = 𝜎𝐼E G 𝑆 𝑃 (2-7) Jarak landing Jarak landing adalah jarak horizontal yang dicakup oleh pesawat ketika pesawat menyentuh landasan pertama kali sampai berhenti total. Optimasi Karakteristik Aerodimanika (Fuji Dwiastuty,.et.al) Pendekatan pendaratan dimulai pada ketinggian 50 kaki (15,2 m). Kecepatan penerbangan pada titik ini disebut kecepatan approach (Essari, 2015). Jarak landing dapat ditentukan dengan persamaan (2-8) (Roskam, 2005; Ferreira, 2018). 𝑆4 = 0,5136𝑉1 > power loading dengan memvariasikan nilai koefisien lift untuk kondisi take-off 𝐶4AB dengan variasi nilai 1,4; 1,6; 1,8; 2,0; dan 2,2 menggunakan persamaan (2-2). Grafik hasil perhitungan power loading terhadap wing loading dengan variasi 𝐶4AB ditunjukkan pada Gambar 3-1. (2-8) TAKE-OFF TO_CL 1.4 TO_CL 2.0 Sementara jarak ground landing dapat dihitung dengan persamaan (2-9) (Roskam, 2005; Ferreira, 2018). (2-9) Selanjutnya nilai wing loading dihitung dengan menggunakan persamaan (2-10) (Roskam, 2005; Ferreira, 2018). 𝑊 𝑉1> 𝜌QRSTU = 𝐶 𝑆 2 ∙ 0,95 4,IJK (2-10) 3 HASIL PEMBAHASAN Estimasi power loading untuk pesawat terbang tanpa awak LSU-05 NG dihitung berdasarkan persyaratan performa pesawat yang meliputi jarak take-off, kecepatan climb, kecepatan stall, kecepatan cruise, dan jarak landing. Selanjutnya ditentukan area yang memenuhi semua persyaratan dan dipilih titik optimalnya. Jarak take-off Pesawat terbang tanpa awak LSU-05 NG mempunyai persyaratan jarak ground take-off sesuai DRO yaitu 𝑆"#$ maksimal sebesar 110 𝑚 atau 361 𝑓𝑡. Dari jarak ground take-off tersebut diperoleh jarak take-off 𝑆"# sebesar 182 𝑚 atau 599 𝑓𝑡 yaitu 1,66 kali dari jarak ground take-off (Roskam, 2015). Berdasarkan persamaan (2-1), diperoleh nilai take-off parameter (TOP) sebesar 65,72 TY Z Q[ Z \E . Selanjutnya dilakukan perhitungan wing loading dan TO_CL 1.8 50 45 POWER LOADING, W/P (LBS/HP) 𝑆4$ = 0,265𝑉1 > TO_CL 1.6 TO_CL 2.2 40 35 Tidak memenuhi 30 25 20 15 10 Memenuhi 5 0 0 5 10 15 WING LOADING, W/S (PSF) 20 Gambar 3-1: Power loading to wing loading – jarak take-off Dari grafik yang ditunjukkan pada Gambar 3-1, untuk jarak take-off yang sama diperoleh bahwa semakin kecil nilai koefisien lift take-off maka semakin kecil pula nilai wing loading dan power loading. Untuk menentukan area yang memenuhi persyaratan jarak take-off maksimum dapat dilihat dengan menganalisis persamaan (2-1) dan (2-2). Dari persamaan tersebut diperoleh relasi dimana semakin besar jarak take-off maka akan semakin besar pula nilai wing loading dan power loading, serta sebaliknya. Hal ini mengakibatkan area yang berada di atas dan di sebelah kanan grafik tidak memenuhi persyaratan jarak take-off dikarenakan pada area tersebut jarak take-off 115 Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.17 No.2 Desember 2019 : hal 109-122 melebihi syarat maksimum yang telah ditentukan. Kecepatan climb Kecepatan climb (𝑉2T ) minimum pesawat terbang tanpa awak LSU-05 NG sesuai DRO sebesar 2,5 𝑚 𝑠 atau 𝑓𝑡 492,13 𝑚𝑖𝑛. Dengan menggunakan persamaan (2-3) diperoleh nilai parameter climb rate sebesar 0,015. Nilai koefisien lift 𝐶4 untuk climb diestimasikan sebesar 0,58. Nilai drag ` polar a sebesar 8 diperoleh dari hasil `b perhitungan estimasi awal berat pesawat. Selanjutnya diperoleh nilai koefisien drag 𝐶H sebesar 0,0725. Dengan menerapkan persamaan (2-4) diperoleh grafik power loading terhadap wing loading untuk fase terbang climb seperti Gambar 3-2. CLIMB Climb 50 45 POWER LOADING, W/P (LBS/HP) 40 35 Tidak memenuhi 30 25 20 Memenuhi 15 10 5 0 0 5 10 15 20 WING LOADING, W/S (PSF) Gambar 2-2: Power loading to wing loading – kecepatan climb Berdasarkan grafik pada Gambar 3-2, semakin besar nilai wing loading maka semakin kecil nilai power loading dan sebaliknya. Selanjutnya area yang memenuhi syarat kecepatan climb minimum pesawat LSU-05 NG dapat ditentukan dari hasil analisis persamaan 116 (2-3) dan (2-4). Berdasarkan persamaan (2-3), nilai climb rate (RC) sebanding dengan nilai RCP. Selanjutnya berdasarkan persamaan (2-4), untuk nilai wing loading yang sama, semakin besar nilai RC maka nilai power loading akan semakin kecil, dan sebaliknya (Glizde, 2017). Jika diterapkan pada grafik Gambar 3-2 maka area yang tidak memenuhi persyaratan kecepatan climb minimum adalah area di atas grafik dikarenakan untuk setiap kecepatan climb yang lebih kecil dari persyaratan yang telah ditentukan mengakibatkan nilai power loading semakin besar. Dengan kata lain area yang memenuhi persyaratan kecepatan climb minimum adalah area di bawah grafik Gambar 3-2 dimana kecepatan climb tidak lebih rendah dari 2,5 𝑚 𝑠. Kecepatan stall Pesawat LSU-05 NG mempunyai persyaratan maksimum kecepatan stall 𝑓𝑡 sebesar 15 𝑚 𝑠 atau 49,21 𝑠. Berdasarkan persamaan (2-5) dan dengan memvariasikan nilai koefisien lift 𝐶4 sebesar 1,8; 1,9; dan 2,0 maka diperoleh grafik wing loading yang ditunjukkan pada Gambar 3-3. Dari grafik pada Gambar 3-3, untuk nilai kecepatan stall yang sama, semakin besar nilai koefisien lift mengakibatkan semakin besar pula nilai wing loading dan sebaliknya. Sementara berdasarkan persamaan (2-5) untuk nilai koefisien lift yang sama, semakin besar kecepatan stall pesawat menyebabkan semakin besar nilai wing loading dan sebaliknya. Akibatnya, untuk mencapai persyaratan kecepatan stall yang telah ditentukan di DRO maka area pada grafik Gambar 3-3 yang memenuhi syarat maksimum kecepatan stall adalah area yang berada di sebelah kiri grafik sesuai Gambar 3-3. Optimasi Karakteristik Aerodimanika (Fuji Dwiastuty,.et.al) STALL ST_CL 1.8 ST_CL 1.9 ST_CL 2.0 50 POWER LOADING, W/P (LBS/HP) 45 40 35 untuk nilai wing loading yang sama, semakin besar nilai kecepatan cruise maksimum maka semakin kecil nilai power loading dan sebaliknya. Akibatnya, untuk mencapai persyaratan 𝑉2M IJK minimum sesuai dengan DRO maka area pada grafik Gambar 3-4 yang memenuhi syarat 𝑉2M IJK minimum 30 25 adalah area yang berada di sebelah kanan grafik pada Gambar 3-4. Tidak memenuhi 20 15 10 CRUISE 5 CR 50 0 5 10 WING LOADING, W/S (PSF) 15 Gambar 3-3: Power loading to wing loading – kecepatan stall Kecepatan cruise Pesawat LSU-05 NG ditentukan mempunyai kecepatan cruise (𝑉2M ) 30 𝑚 𝑠 dan kecepatan cruise maksimum (𝑉2M IJK ) tidak kurang dari 40 𝑚 𝑠 atau 89,5 𝑚𝑝ℎ Pada fase terbang cruise nilai 𝐶4ef = 0,55 dan nilai drag polar `a `b 45 POWER LOADING, W/P (LBS/HP) 0 40 35 30 25 20 Memenuhi 15 10 5 0 0 5 10 WING LOADING, W/S (PSF) yaitu 8 sehingga diperoleh nilai koefisien drag 𝐶H sebesar 0,07. Berdasarkan persamaan (2-6) diperoleh nilai index power 𝐼E = 0,509. Nilai rasio massa jenis 𝜎 saat cruise adalah sebesar 0,953. Selanjutnya dengan menerapkan persamaan (2-7) maka diperoleh grafik power loading terhadap wing loading yang ditunjukkan pada Gambar 3-4. Dari grafik pada Gambar 3-4, untuk menentukan area yang memenuhi persyaratan kecepatan cruise maksimum dapat dilihat dengan menganalisis persamaan (2-6) dan (2-7). Berdasarkan persamaan (2-6) diperoleh kecepatan cruise maksimum sebanding dengan nilai index power. Berdasarkan persamaan (2-7) nilai index power bersama power loading sebanding dengan nilai wing loading. Artinya, 15 Gambar 3-4: Power loading to wing loading – kecepatan cruise Jarak landing Diketahui kecepatan stall minimum sesuai dengan DRO adalah 𝑉1 𝑓𝑡 sebesar 15 𝑚 𝑠 atau 49,21 𝑠. Dari kecepatan stall tersebut, diperoleh nilai 𝑉 aprroach sebesar 1,3𝑉1 yaitu 19,5 𝑚 𝑠 𝑓𝑡 atau 63,97 𝑠. Selanjutnya dengan menggunakan persamaan (2-8) diperoleh nilai jarak landing 𝑆4 sebesar 133,09 𝑚 atau 436,65 𝑓𝑡 dan dengan persamaan (2-9) diperoleh jarak ground landing 𝑆4$ sebesar 68,67 𝑚 atau 225,3 𝑓𝑡. Selanjutnya dengan mensubstitusikan variasi nilai koefisien lift landing yaitu 𝐶4ab = 1,8; 1,9; 𝑑𝑎𝑛 2,0 pada persamaan (2-10) maka diperoleh grafik wing 117 Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.17 No.2 Desember 2019 : hal 109-122 loading fase terbang landing yang direpresentasikan pada Gambar 3-5. LANDING LD_CL 1.8 LD_CL 1.9 LD_CL 2.0 POWER LOADING, W/P (LBS/HP) 50 45 40 35 30 25 Tidak memenuhi 20 15 10 5 0 0 5 10 15 WING LOADING, W/S (PSF) Namun perlu diperhatikan untuk wing loading pada kondisi take-off sebagai perbandingan. Wing loading yang rendah akan selalu menambah massa pesawat tentunya juga menambah biaya pesawat. Jika wing loading yang sangat rendah hanya ditentukan oleh salah satu persyaratan, maka perubahan asumsi desain seperti sistem high-lift yang lebih baik dapat memungkinkan wing loading yang lebih tinggi. Sehingga perlu diingat bahwa wing loading dihitung oleh beberapa persamaan dan beberapa kondisi. Setelah wing loading ditentukan, selanjutnya nilai power loading dilakukan pengecekan ulang untuk memastikan bahwa semua persyaratan masih terpenuhi (Raymer, 1992). Gambar 3-5: Power loading to wing loading – MATCHING CHART LSU-05NG jarak landing Titik optimasi dari Matching Chart Dari estimasi power loading dan wing loading berdasarkan beberapa persyaratan pada Tabel 2-1, nilai wing loading terendah sebaiknya dipilih guna memastikan bahwa sayap cukup besar untuk semua kondisi terbang pesawat. 118 TO_CL 1.6 TO_CL 2.2 LD_CL 2.0 ST_CL 2.0 TO_CL 1.8 LD_CL 1.8 ST_CL 1.8 CR 50 45 POWER LOADING, W/P (LBS/HP) Dari grafik pada Gambar 3-5, untuk menentukan area yang memenuhi persyaratan jarak landing dapat dilihat dengan menganalisis persamaan (2-9) dan (2-10). Jarak landing dipengaruhi oleh kecepatan stall pesawat sehingga dari kedua persamaan tersebut diperoleh relasi bahwa semakin meningkat kecepatan stall pesawat maka jarak landing semakin besar dan nilai wing loading semakin meningkat pula. Area yang memenuhi persyaratan kecepatan stall minimum atau batas jarak landing pesawat yang telah ditentukan adalah area di sebelah kiri grafik sesuai dengan Gambar 3-5. TO_CL 1.4 TO_CL 2.0 LD_CL 1.9 ST_CL 1.9 Climb 40 35 30 25 20 15 10 5 0 0 5 10 WING LOADING, W/S (PSF) 15 Gambar 3-6: Matching chart pesawat terbang tanpa awak LSU-05 NG Optimasi Karakteristik Aerodimanika (Fuji Dwiastuty,.et.al) Semua grafik power loading terhadap wing loading sesuai persyaratan performa pesawat yaitu jarak take-off, kecepatan climb, kecepatan stall, kecepatan cruise, dan jarak landing direpresentasikan pada Gambar 3-6. Dari grafik pada Gambar 3-6, nilai wing loading yang paling optimal atau mendekati estimasi awal wing loading pesawat diperoleh ketika nilai koefisien lift stall sebesar 1,9 yang menghasilkan wing loading sebesar 261,1 𝑁 > . Dipilih nilai koefisien lift 𝑚 take-off sebesar 1.6 atau sebesar 0,85 dari koefisien lift landing (Roskam, 1992). Selanjutnya berdasarkan grafik pada Gambar 3-6 diperoleh estimasi nilai power loading yang paling optimal yaitu sebesar 115,01 𝑁 𝑘𝑊 . Lebih lanjut hasil akhir dari estimasi power loading pesawat tanpa awak LSU-05 NG direpresentasikan dalam Tabel 3-1. Tabel 3-1: SUMMARY HASIL AKHIR MATCHING CHART PESAWAT LSU-05 NG Parameter Wing Loading Power Loading 5,4 𝑝𝑠𝑓 19,28 𝑙𝑏𝑠 ℎ𝑝 Satuan SI 261,1 𝑁 𝑚 > 85,8 𝑁 ℎ𝑝 = 115,01 𝑁 𝑘𝑊 𝐶4AB 1,6 - 𝐶4ab 1,8 - 9,7 ℎ𝑝 7,2 𝑘𝑊 Power Required 4 Nilai KESIMPULAN Berdasarkan perhitungan yang telah dilakukan dengan menggunakan teknik matching chart, estimasi nilai optimal power loading terhadap wing loading yang memenuhi persyaratan performa pesawat (jarak take-off, kecepatan climb, kecepatan stall, kecepatan cruise, dan jarak landing) telah ditentukan. Dengan mengetahui hasil power loading, maka besarnya daya yang dibutuhkan untuk menghasilkan gaya dorong pada pesawat dapat diketahui. Selanjutnya kebutuhan daya tersebut dapat digunakan sebagai acuan atau parameter dalam penentuan pemilihan engine dan propeller untuk pesawat LSU-05 NG agar pesawat dapat melakukan misinya dengan baik. Akan tetapi, pemilihan engine dan propeller juga mempertimbangkan parameter lain seperti safety factor, rpm yang dihasilkan, efisiensi konsumsi bahan bakar, berat engine, dimensi engine, dan biaya yang dibutuhkan. UCAPAN TERIMA KASIH Ucapan terima kasih penulis sampaikan kepada Bapak Drs. Gunawan Setyo Prabowo, M.T. selaku Kepala Pusat Teknologi Penerbangan, Bapak Ir. Agus Aribowo, M.Eng selaku Kepala Bidang Program dan Fasilitas dan Bapak Ir. Atik Bintoro, M.T. yang mendukung terselenggaranya kegiatan penelitian ini serta Bapak Farohaji Kurniawan yang memberikan bimbingan kepada kami dalam penulisan karya tulis ini. DAFTAR RUJUKAN Banal, L. F., & Ubando, A. T. (2016). Fuzzy programming approach to UAV preliminary sizing. In 8th International Conference on Humanoid, Nanotechnology, Information Technology, Communication and Control, Environment and Management, HNICEM 2015. https://doi.org/10.1109/HNICEM. 2015.7393239 Chipade, V. S., Abhishek, Kothari, M., & Chaudhari, R. R. (2018). Systematic design methodology for development 119 Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.17 No.2 Desember 2019 : hal 109-122 and flight testing of a variable pitch quadrotor biplane VTOL UAV for payload delivery. Mechatronics. https://doi.org/10.1016/j.mechatr onics.2018.08.008 Cinar, G., Emeneth, M., & Mavris, D. N. (2016). A Methodology for Sizing and Analysis of Electric Propulsion Subsystems for Unmanned Aerial Vehicles. In 54th AIAA Aerospace Sciences Meeting. https://doi.org/10.2514/6.20160216 Coleman, Evan, Dan Deaver, Brandon Nowak, and Michael Rubino. 2014. Sizing of a Single-Engine PropellerDriven Aircraft. New York. Dinç, A. (2015). Sizing of a turboprop unmanned air vehicle and its propulsion system. Isi Bilimi Ve Teknigi Dergisi/ Journal of Thermal Science and Technology. Essari, A. (2015). Estimation Of Component Design Weights In Conceptual Design Phase For Tactical UAVs. University of Belgrade. Federal Aviation Administration. (2011). AC 23-8C - Flight Test Guide for Certification of Part 23 Airports. Ferreira, J. L. (2018). Conceptual Design of a Manned Reconnaissance Airplane for Martian Atmospheric Flight. San Jose State University. Glīzde, N. (2018). Wing and Engine Sizing by Using the Matching Plot Technique. Transport and Aerospace Engineering. https://doi.org/10.1515/tae-20170018 Gunaseelan, V. K. (2011). Rapid Design and Virtual Testing of UAV the DEE Framework. Delft University of Technology. Harasani, W. (2010). Design, Build and Test an Unmanned Air Vehicle‫ﺗﺼﻤﯿﻢ‬ ‫طﯿﺎر ﺑﺪون طﺎﺋﺮة وﺑﺮﻣﺠﺔ وﺑﻨﺎء‬. Journal of King Abdulaziz University- 120 Engineering Sciences. https://doi.org/10.4197/eng.212.6 Kamal, A. M., Serrano, A. R. (2018). Design methodology for hybrid (VTOL + Fixed Wing) unmanned aerial vehicles. Canada. Kidane, B. S. (2016). Design of Light GA Aircraft for Agricultural Purpose. University of Turkish. Monterroso, A. (2018). Preliminary sizing, flight test, and Performance Analysis of Small Tri-Rotor VTOL and Fixed Wing UAV. San Diego State University. Raymer, D. P. (1992). Aircraft Design: A Conceptual Approach (Second Edi). Washington D.C: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. Rizaldi, A. (2019). LSU-05 NG Design Recquirements and Objectives. Bogor,Indonesia. Roskam, J. (2005). Airplane Design. Vol. 1. Lawrence, Kansas. Sadraey, M. (2013). A Systems Engineering Approach to Unmanned Aerial Vehicle Design. https://doi.org/10.2514/6.20109302 Seeckt, K., Scholz, D., & Tor, B. (2010). Application of the Aircraft Preliminary Sizing Tool Presto To Kerosene and Liquid Hydrogen Fueled Regional Freighter Aircraft. Dlrk, 137–148. Turanoguz, E. (2014). Design Of a Medium Range Tactical UAV And Improvement Of its Performance by Using Winglets. Middle East Technical University. Tyan, M., Nguyen, N. Van, & Lee, J. (2016). A Hybrid VTOL-Fixed Wing Electric UAV Sizing Methodology Development, (October). Tyan, Maxim, Nhu Van Nguyen, Sangho Kim, and Jae Woo Lee. 2017. “Comprehensive Preliminary Optimasi Karakteristik Aerodimanika (Fuji Dwiastuty,.et.al) Sizing/Resizing Method for a Fixed Wing – VTOL Electric UAV.” Aerospace Science and Technology. Yadav, S. (2014). Sizing of Aircraft According to Takeoff Distance Requirement. Retrieved June 16, 2019, from https://surjeetyadav.wordpress.co m/category/aircraft-design-2/ 121 Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.17 No.2 Desember 2019 : hal 109-122 122