BAB 7.DASAR-DASAR

PERANCANGAN & SIZINGPada bab ini akan ditinjau secara garis besar perhitungan berat dan pusat

gravitasi dalam perancangan aircraft. Perhitungan secara lebih rinci, pembaca bisamendalami dari buku-buku referensi.

7.1. PERHITUNGAN TAKEOFF GROSS WEIGHT ( Wo )Untuk menghitung Wo ada dua cam yang dapat digunakan, yaitu fixed

dan rubber engine sizing. Keduanva mempunyal keuntungan dan kerugian masing-masing. Metode fixed engine sizing dipergunakan jika engine yang akan dipasangsudah ditentukan lebih dulu, baik tipe maupun karakteristiknya. Dengan kata lainmetode ini menggunakan engine yang :elah ada. Dengan demikian kita tidak perturepot-repot merancang engine yang baru, jadi menghemat waktu dan biaya. Hanyasaja, performa mission type dan range-nva tidak bisa ditentukan menurut keinginandesainer karena dibatasi oleh performance dari engine yang digunakan.

Sedangkan dengan metode rubber engine sizing, lebih memberikeleluasaan pada desainer untuk mendesain aircraft dengan performance yangdiinginkan, dengan tetap berpedoman pada tipe dan karakteristik engine yang adaatau paling tidak mendekati karakteristik engine yang diperlukan. Selain itu, denganmetode ini kita dapat mengetahui karakteristik engine pada tiap-tiap flight condition.Sedangkan pada fixed engine sizing, performance dan karakteristik yangdicantumkan, kebanyakan hanya pada kodisi takeoff (sea-level static).

Dalam perancangan ini menggunakan gabungan keduanya.Menggunakan rubber engine sizing untuk menentukan karakteristik dari engine yangdiinginkan. Setelah itu, untuk menghemat waktu dan tenaga, maka dipilih engineyang telah tersedia yang karakteristiknya tidak jauh berbeda ( atau mendekati )dengan karaktenistik yang didapat dari rubber engine sizing tersebut.

1.1. Rubber Engine SizingUntuk menghitung Wo, dengan cara rubber engine sizing, dipakai

persamaan berikutini :

dimana:

Wcrew = berat crew (dressed + hand bag).Wpayload = berat penumpang (dressed + hand bag) + checked luggage.

Wf = berat bahan bakar

We = berat kosong (struktur, engine, landing gear, fixed equipment,avionic)

Wdrop.payload = berat beban yang dilepas selama misi penerbangan seperti born,kargo dan lain-lain.

Tidak semua aircraft memiliki dropped payload, tergantung dari flightmission yang dipilih. Untuk trasport aircraft dan kargo non-militer tidak memakaidropped payload (Wdopped payload = 0 )

Kemudian persamaan diatas diubah dalam bentuk pecahan terhadap Wo

dimana:[Wf/Wo} = fuel weight fraction[We/Wo] = empty weight fraction

1.2. Menentukan Fuel Weight Fraction [ Wf WoSebelum proses perhitungan dimulai, lebih dulu harus ditentukan misi

penerbangan ( mission profile ) dari aircraft. Pemilihan mission profile, selain untukperhitungan Wf / Wo, juga untuk menentukan ada tidaknya. dropped payload selamaflight mission. Pada dasarnya ada empat macam mission profile dari aircraft, yaitusimple cruise, air superiority, low-level strike dan strategic bombing.

Engine start, taxi dan takeoffDisini engine dihidupkan, warmup, ground roli dan takeoff sampai 50 ft

altitude.

Climb dan accelerationDalam fase ini, aircraft melakukan climb yang dimulai sesudah melakukan

takeoff (Vclimb = 1,1 Vstall), lalu melakukan acceleration hingga mencapai kecepatancruise.

Cruise ( jelajah)Sebagian besar dari waktu penerbangan dihabiskan pada fase ini.

LoiterFase loiter diperlukan ketika aircraft tidak bisa landing ditempat tujuan

karena suatu. sebab, sehingga harus mencari landasan lain disekitarnya. Kebanyakanwaktu untuk loiter 20 menit, dengan kecepatan 150 - 200 knot untuk turboprop danjet aircraft.

Descent for landing ( negative climb )Pada fase ini, ketinggian dan kecepatan aircraft mulai diturunkan dari fase

cruise atau loiter untuk persiapan melakukan landing.

Landing dan taxi back ( ground roli )Landing adalah bagian yang tersulit dan seluruh fase penerbangan. Pada

fase ini aircraft melewati beberapa tahapan, dimulai dengan approach yang manauntuk transport aircraft memerlukan approach angle tidak lebih dari 3 (0,052 rad),untuk menyesualkan aircraft dengan landasan. Kemudian diteruskan dengan flare(negative transition to climb), touch down dan terakhir ground roll.

Setelah menentukan mission profile-nya, maka untuk selanjutnya kitahitung mission segment weight fraction ( W i+1/Wi ) dari masing-masing fase. Kemudiandihitung total mission weight fraction (Wx / W0) dengan cara mengalikan missionsegment weight fraction dari seluruh fase tersebut. Bila WX / W0 telah diperoleh, makauntuk menentukan fuel weight fraction digunakan persamaan berikut ini

Wf / Wo = 1,06 [ 1 WX I W0] ............................................................ (4)

7.2. PUSAT GRAVITASI ( c. g. )Untuk menentukan pusat gravitasi ( c.g ) suatu aircraft terhadap titik datum,

perlu diketahui dulu berat dan letak titik berat dari tiap-tiap bagian aircraft terhadapdatum. Dalam hal ini digunakan Ujung nose sebagai titik datum. Pada perhitunganberat tiap-tiap bagian aircraft berikut ini, menggunakan persarnaan yang dibuatRaymer. Nilai yang diperoleh merupakan nilai pendekatan, sehingga empty weightmaupun takeoff gross weight dari perhitungan ini sedikit berbeda dengan katalog yangada.

Untuk memperoleh jawaban yang benar, ada beberapa bagian dari aircraftyang masih harus dikalikan dengan faktor pengali ( fudge factor ) berdasarkan bahanbagian aircraft tersebut ( terutama yang tergolong struktur ). Adapun besarnya fudgefactor dapat dilihat pada tabel 3 berikut ini :

Tabel 3. Weight estimation "Fudge Factor"Category Weight Group Fudge Factor

Wing 0.78Tails 0,75

Advanced composites Fuselage/nacelle 0.85Landing gear 0,88

Air induction system 0,75Braced wing Wing 0,82Wood fuselage Fuselage 1,60Steel tube fuselage Fuselage 1,80Flying boat huli Fuselage 1,25