Tugas akhir semester mata kuliah "Flight Dynamic" membahas beberapa topik seperti V-tail, stabilitas statis, trim, netral point, thrust terhadap sudut serang, konfigurasi terbang, gaya dan momen karena gangguan, serta momen putar karena kecepatan putar. Dokumen ini memberikan penjelasan teori dan contoh soal untuk masing-masing topik.

1. UJIAN AKHIR SEMESTER
“FLIGHT DYNAMIC”
Robbi Hamdika
40201112039/B
Dosen Dr. Ir. Eddy Priyono, MSAE

2. take home test
V-Tail (I)
Turunan
Thrust (III)
SOAL
WAJIB
Gaya &
Momen karena
Gangguan (IV)
SOAL PILIHAN
Momen Putar Karena Kecepatan Putar
Trim
Netral
Point
Flight Configuration
Static
Stability

3. SOAL UJI*
1. V-Tail
2. Criteria Static Stability
3. Trim
4. Penjelasan Fisis Titik Netral
5. Turunan Thrust α (CTα, CTz α, CTm α) Pada Pesawat Mesin Propeller
6. Flight Configuration
7. Gaya dan Momen karena gangguan
8. Momen Putar Karena Kecepatan Putar
*Klik Pada Soal Yang Dituju

4. KRITERIA STABILITAS STATIK SUATU PESBANG
• Definisi: Kecenderungan dari suatu pesbang untuk membangkitkan
gaya dan momen yang secara langsung melawan arah simpangan
gerak pesawat tersebut pada kondisi terbang steady. Kriteria stabilitas
statik didefinisikan sebagai batasan dimana kondisi terbang steady
kemudian dipisahkan menjadi kategori stabil, normal, dan tidak stabil.
Kembali

5. Dalam menerapkan definisi stabilitas statis, kecenderungan
untuk melawan gangguan diukur dgn menggunakan sifat-sifat
Gaya dan Momen sesaat pesbang yang timbul karena gangguan-
gangguan dari keadaan steady. Beberapa patokan sembarang:
1. Gangguan gangguan kecepatan pada mulanya dilawan dengan
hanyan oleh gaya-gaya.
2. Gangguan gangguan kecepatan sudut (rotasi) pada mulanya
dilawan oleh momen momen.
3. Gangguan gangguan sudut serang dan side slip yang didapat dari
definisi β = V/U, dan α = w/U, pada mulanya dilawan oleh
momen-momen.
Kembali

6. Kategori Stabilitas
• Stabilitas static positif, suatu aircraft walaupun terkena gangguan fase penerbangan
dapat mengembalikan diri ke posisi awal sehingga kembali dalam keadaan stabil.
• Stabilitas static negative, suatu aircraft mengikuti arah gangguan atau tidak bisa
kembali ke posisi awal sehingga terjadi out of control.
• Stabilitas static netral, suatu aircraft walaupun bergeser ke tempat lain namun tetap
berada pada stabilitas hanya posisi dari pesawat tersebut yang berpindah ke tempat
yang lain.
Kembali

7. TRIM
Kembali
TRIM, berfungsi mengontrol keseimbangan sebuah pesawat
udara sehingga dapat menjaga dan mempertahankan posisi
terbang dalam kondisi lurus dan mendatar (straight and level) ,
tanpa tekanan pada control column, control wheel atau rudder
pedal. Oleh karena itu, pesawat membutuhkan “TRIM” untuk
menstabilkan pesawat secara otomatis tanpa harus
mengandalkan pilot. Sebagian besar trim tab dipasang pada
pesawat udara dioperasikan secara mekanikal dari cockpit
melalui sistem kabel. Akan tetapi ada juga yang dioperasikan
menggunakan electrical actuator. Trim tab dipasang pada
elevator , rudder dan aileron.

8. Configuration of Tab
Kembali

9. V-Tail
• V-Tail kadang disebut dengan Butterfly tail atau Vee-tail, merupakan susunan
unconventional dari tail control surface yang menggantikan traditional fin dan
horizontal surfaces dengan 2 surfaces set in a V-shaped configuration. The rear of
each surface is hinged, and these movable sections, sometimes called ruddervators,
combine the tasks of the elevators and rudder.
• Advantages, Ideally, with fewer surfaces than a conventional three-aerofoil tail or a
T-tail, the V-tail is lighter, has less wetted surface area, so thus produces
less induced and parasitic drag. However, NACA studies indicated that the V-tail
surfaces must be larger than simple projection into the vertical & horizontal planes
would suggest, such that total wetted area is roughly constant; reduction of
intersection surfaces from three to two does, however, produce a net reduction in
drag through elimination of some interference drag.
• Disadvantages, Combining the pitch and yaw controls is difficult and requires a
more complex control system. The V-tail arrangement also places greater stress on
the rear fuselage when pitching and yawing
Kembali

10. Control of V-Tail
Kembali

11. Kembali

12. Netral Point
• Aerodynamic center dapat didefinisikan sebagai posisi titik berat dimana untuk
mengubah Coefficient Lift tidak membutuhkan perubahan dari Flight Control.
Posisi titik berat ini juga disebut dengan Netral Point. Kondisi pada sebuah
pesawat terbang dapat di kategorikan menjadi stabil, netral, dan tidak stabil.
• Pada kondisi stabil, dimana Cmα<0, posisi Central of Gravity (cg) didepan
daripada posisi Center Pressure (cp). Hal ini mengakibatkan pesawat “nose down”.
• Pada kondisi netral, dimana Cmα=0, posisi Central of Gravity (cg)
berhimpitan/dekat dengan posisi Center Pressure (cp). Pada kondisi ini pesawat
akan tetap “straight and level”.
• Pada kondisi tidak stabil, dimana Cmα>0, posisi Central of Gravity (cg) dibelakang
daripada posisi Center Pressure (cp). Hal ini mengakibatkan pesawat dalam
kondisi “nose up”.
Kembali

13. • Pada pesawat fighter, biasanya mengaplikasikan kondisi netral,
dimana cg dan cp saling berdekatan, hal ini dimaksudkan agar
menghasilkan respon yang cepat. Selain itu maka tidak ada
perubahan elevator yang dibutuhkan untuk merubah kecepatan,
karena Cmα=0.
• Berbeda dengan kondisi Cmα<0, bahwa untuk menambah
kecepatannya diperlukan menggerakan elevator kebawah, sedangkan
untuk mengurangi kecepatan diperlukan menggerakan elevator ke
atas. Karena pada perubahan gaya angkat akan berakibat dengan
kecepatan pesawat (steady flight).
Kembali
Netral Point (cont’d)

14. NETRAL POINT
Penjelasan Fisis Netral Point Kembali

15. Turunan Thrust α (CTα, CTz α, CTm α) Pada
Pesawat Mesin Propeller
Dari gambar disamping, didapatkan coefficient pitching
moment karena gaya normal pada pesawat bermesin
propeller yaitu : CMTN = n CNp
𝑋𝑝
𝑐
𝑆𝑝
𝑆
Dimana : n = Jumlah Propeller
CNp = Np/q Sp, koefisien gaya normal
Xp = Tangan momen, positif kedepan
Sp =
𝜋
4
𝑑𝑝2
dp = Diameter Propeller
Oleh karena bidang propeller biasanya ditempatkan pada
medan upwash terhadap wing, coefficient gaya normal
CNp berbanding langsung dengan α. Maka, diferensiasi
terhadap α menghasilkan :
Kembali

16. • Oleh karena bidang propeller biasanya ditempatkan pada medan
upwash terhadap wing, coefficient gaya normal CNp berbanding
langsung dengan α. Maka, diferensiasi terhadap α menghasilkan :
Turunan Thrust α (CTα, CTz α, CTm α) Pada
Pesawat Mesin Propeller (cont’d)
Kembali

17. Flight Configuration
• Beberapa fase pada saat terbang adalah Climbing (menanjak), Diving (menukik),
Approaching (mendekat), Glider (tanpa egine).
1. Climbing Flight, CTXu – Cdu > 0. Pada penerbangan menanjak penambahan energy
potensial (ketinggian) akan mengurangi energy kinetis. Maka kecepatan pesawat
menjadi semakin rendah dan akibatnya drag, D, menjadi kecil. Pada suatu saat akan
terjadi dimana CD demikian kecil hingga CTXu – Cdu > 0. Pada kondisi ini Thrust > Drag.
2. Diving Flight, CTXu – Cdu < 0. Pada penerbangan dengan CTXu constant, diving flight
menyebabkan enery kinetis bertambah, dengan demikian CDu bertambah karena
naiknya kecepatan pesawat. Dengan demikian terbang menukik selalu stabil, berbeda
dengan climbing flight yang tak stabil. Diving flight biasanya digunakan untuk “re-
cover” stall dari suatu climbing flight. Tetapi tidak dapat digunakan ketika dalam
kondisi take-off dan landing dimana pesawat terlalu dekat dengan ground. Pada
kondisi ini Thrust < Drag.
Kembali

18. Flight Configuration (cont’d)
3. Approaching Flight. Pada kondisi ini Thrust maximum dan kecepatan
rendah, hingga sangat mungkin bahwa CTXu – Cdu > 0, dan pesawat
tak stabil. Pada fase landing, pesawat dilengkapi dengan “auto
throttle” untuk menstabilkan pesawat.
4. Gliding, pada hal ini CTXu = 0. Gliding selalu stabil pada saat climbing
maupun diving. Pada saat climbing kecepatan semakin lama semakin
berkurang sampai akhirnya nol (CDu = 0) dan kemudian diving untuk
mencari keseimbangan lagi (CDu > 0).
Kembali

19. Gaya dan Momen Karena Gangguan
Beberapa ketentuan sembarang yang diambil dengan menggunakan sifat-
sifat gaya dan momen sesaat pesbang yang muncul karena gangguan-
gangguan dari keadaan steady flight, yaitu :
1. Gangguan gangguan kecepatan pada mulanya dilawan hanya dengan
gaya.
2. Gangguan gangguan kecepatan sudut (rotasi) pada mulanya dilawan
dengan momen.
3. Gangguan gangguan AOA dan side slip yang didapat dari definisi β=V/U,
dan α=W/U, pada mulanya dilawan hanya oleh momen-momen.
Dengan menggunakan beberapa ketentuan sembarang diatas, maka semua
stabilitas statis terhadap sifat sifat gaya dan momen sesaat dari pesbang,
lihat penjelasan table berikut.
Kembali

20. Gaya dan Momen Karena Gangguan (cont’d)
Kembali

21. Kriteria stabilitas pada tabel sebelumnya, sering juga disebut dengan
“sepuluh kriteria stabilitas statis” pesbang.
Gaya dan momen 𝐹𝑋 = 𝐹𝐴 𝑋
+𝐹 𝑇 𝑋
, variable yang terganggu adalah U.
Gaya dan momen 𝐹𝑌 = 𝐹𝐴 𝑌
+𝐹 𝑇 𝑌
, variable yang terganggu adalah V.
Gaya dan momen 𝐹𝑍 = 𝐹𝐴 𝑍
+𝐹 𝑇 𝑍
, variable yang terganggu adalah W.
Rolling, L= 𝐿 𝐴 + 𝐿 𝑇, variable yang terganggu adalah p dan β ( 𝑉
𝑈1
)
Pitching, M = 𝑀𝐴 + 𝑀 𝑇, variable yang terganggu adalah U, q dan α ( 𝑊
𝑈1
)
Yawing, N = 𝑁 + 𝑁 𝑇, variable yang terganggu adalah r dan β ( 𝑉
𝑈1
)
β atau side slip merupakan gangguan gabungan antara rolling dengan
pitching. Sedangkan α merupakan gangguan dari gaya pitching,
semakin besar α maka 𝐶 𝑀 semakin kecil.
Gaya dan Momen Karena Gangguan (cont’d)
Kembali

22. Momen Putar Karena Kecepatan Putar
Pada sebuah pesawat dengan steady flight,
akan memiliki distribusi gaya angkat (lift)
normal seperti ilustrasi gambar disamping.
Gaya angkat (lift) dari ujung sayap (wing tip)
sampai wing tip sisi lain nya tidak akan sama
rata distribusinya, tetapi akan terjadi
penurunan gaya angkat dimana disebabkan
perubahan bentuk dari pesawat tersebut.
Wing tip sampai wing root akan terjadi
peningkatan gaya angkat, namun seiring
perubahan bentuk dari wing root (airfoil) ke
fuselage akan terjadi penurunan distribusi
gaya angkat.
Kembali

23. Momen Putar Karena Kecepatan (cont’d)
Berbeda dengan distribusi normal,
adanya kecepatan putar pada sebuah
pesawat terbang akan menimbulkan
suatu momen putar. Terjadinya
kecepatan putar sehingga
menghasilkan momen putar ini
mengakibatkan perubahan pada
distribusi gaya angkat. Pada gambar
disamping terlihat gaya angkat lift
akan mendominasi sesuai dengan
arah putar pesawat. Jika sebuah
pesawat memiliki kecepatan putar ke
arah clockwise, maka distribusi lift
akan mendominasi pada wing sebelah
kanan.
Kembali

24. Momen Putar Karena Kecepatan (cont’d)
Pada kasus ini, distribusi kecepatan udara relative terhadap pesawat. P
memilik arah clockwise, sedangkan momen putar (𝐶𝑙 𝑝
) yang dihasilkan
akan berlawanan dengan P yaitu counterclockwise.
Pada wing bagian kanan akan terjadi penambahan α, dimana jika
semakin besar α maka gaya angkat (lift) yang dihasilkan akan
meningkat. Tetapi pada wing bagian kiri akan terjadi pengurangan α,
maka gaya angkat (lift) yang dihasilkan akan berkurang. Hal ini yang
menyebabkan terjadinya gangguan distribusi gaya angkat (lift)
Kembali

25. Terima Kasih