LAPORAN AKHIR
Perancangan Pesawat Terbang
Pesawat Tempur Multi-Role Generasi 4.5
Dosen Pembimbing : Dr. Djarot Widagdo
Disusun oleh:
M. Husni (13605016)
Ariska P.M (13605020)
R. Ethan F. B. (13607054)
Windy Romana (13607062)
Andrea Glenn S. (13606048)
AERONOTIKA DAN ASTRONOTIKA
INSTITUT TEKNOLOGI BANDUNG
2010
1 | P a g e
Daftar Isi
Daftar Isi.............................................................................................................2
BAB 1..................................................................................................................5
PENDAHULUAN..................................................................................................51.1 LATAR BELAKANG.............................................................................................51.2 PERSYARATAN DAN SASARAN PERANCANGAN................................................6
1.2.1 UMUM................................................................................................................61.2.2 SUSUNAN INTERNAL.......................................................................................7
1.3 STUDI SPESIFIKASI...........................................................................................9
BAB 2................................................................................................................12
PENENTUAN UKURAN AWAL............................................................................122.1 Menentukan Berat Take-Off Pesawat............................................................12
2.1.1 Berat Payload dan Kru..................................................................................122.1.2 Penentuan Berat Take-Off.............................................................................12
2.2 Pemilihan Sistem Propulsi..............................................................................19
BAB 3................................................................................................................20
LAYOUT KONFIGURASI......................................................................................203. 1 Pendahuluan.....................................................................................................203. 2 Perancangan Fuselage.......................................................................................20
3.2.1 Penentuan Geometri Fuselage..........................................................................203.3 Perancangan Geometri Sayap............................................................................22
3.3.1 Karakteristik Design Sayap................................................................................223.3.2 Dimensi Sayap...................................................................................................233.3.3 High Lift Devices................................................................................................243.3.4 Bidang Kendali..................................................................................................24
3. 4 Perancangan Geometri Ekor..............................................................................243. 5 Perancangan Roda Pendarat.............................................................................25
BAB 4................................................................................................................27
WEIGHT BREAKDOWN......................................................................................27
BAB 5................................................................................................................31
SUSUNAN INTERNAL.........................................................................................315.1 Pendahuluan......................................................................................................31
2 | P a g e
5. 2 Kokpit...............................................................................................................31
BAB 6................................................................................................................33
ANALYSIS AERODINAMIKA...............................................................................336. 1. Pendahuluan....................................................................................................336. 2. Airfoil...............................................................................................................336.3 High Lift Device..................................................................................................37
BAB 7................................................................................................................38
LAYOUT STRUKTUR...........................................................................................387. 1 Pendahuluan.....................................................................................................387. 2 Konfigurasi Struktur..........................................................................................387. 3 Pemilihan Material............................................................................................40
BAB 8................................................................................................................42
RODA PENDARAT..............................................................................................428.1 Pendahuluan.................................................................................................42
BAB 9................................................................................................................51
ANALISIS PRESTASI TERBANG...........................................................................519.1 Jarak tinggal landas.......................................................................................51
9.1.2 Kecepatan Rotasi (VR)........................................................................................529.2 Estimasi Jarak Jangkau Pesawat.....................................................................52
9.2.1 Profil Misi.........................................................................................................529.2.1 Resume Fase-fase Penerbangan.......................................................................60
BAB 10..............................................................................................................62
AVIONICS DAN ARMAMENT.............................................................................6210.1 Avionik.............................................................................................................62
BAB 11..............................................................................................................65
ANALISIS BIAYA................................................................................................6511.1 Operating cost.................................................................................................6511.2 Teknik analisis..................................................................................................65
Bab 12..............................................................................................................69
Kesimpulan.......................................................................................................69
DAFTAR PUSTAKA.............................................................................................73
3 | P a g e
BAB 1
PENDAHULUAN
1.1 LATAR BELAKANGDengan tujuan untuk mempertahankan batas – batas wilayah negara yang
luas, dan juga mempertahankan kedaulatan dari sebuah negara, maka
dibutuhkan kekuatan pertahanan udara yang memadai. Kekuatan
pertahanan udara ditentukan oleh keberadaan sistem – sistem pertahanan
udara, dan salah satunya adalah dengan pengadaan pesawat tempur yang
memiliki teknologi yang dapat bersaing sesuai dengan zamannya, baik
sebagai pendukung transportasi pasukan maupun sebagai alat tempur.
Walaupun di lain pihak kedaulatan suatu negara tidak hanya ditentukan oleh
tingkat kemajuan teknologi dari negara tersebut. Akan tetapi apabila suatu
negara dapat mengembangkan sendiri teknologi yang diperlukan maka
negara tersebut akan menjadi negara yang lebih mandiri dan mengurangi
ketergantungan terhadap negara lain.
Dengan tujuan seperti yang telah disebutkan di atas, maka untuk
meningkatkan kemandirian dan sekaligus mencukupi kebutuhan alat
pertahanan, Indonesia dan negara – negara tetangga bersepakat untuk
membentuk konsorsium yang bertujuan untuk mengembangkan sebuah
pesawat udara tempur yang direncanakan dapat beroperasi pada tahun
2020. Pesawat yang akan dikembangkan ini harus dapat berfungsi dengan
baik dalam memenuhi berbagai jenis misi (multi role), yaitu antara lain
untuk misi udara-udara dan juga misi pendukung udara-darat dengan
penggunaan teknologi yang mutakhir, namun tetap memperhitungkan
aspek biaya dan juga tingkat penguasaan teknologi saat ini. Diperkirakan
4 | P a g e
akan diperlukan sekitar empat ratus buah pesawat jenis ini untuk kebutuhan
negara – negara yang akan ikut dalam konsorsium.
Tujuan Umum:
1. Membuat pesawat tempur generasi 4.5
1. Speed dan manuever menggunakan thrust vectoring
2. Avionik pendukung (AESA,FLIR,dll)
3. Persenjataan (GPS guided)
2. Menunjukkan kemandirian teknologi
3. Meningkatkan kerja sama dalam bidang teknologi
Tujuan Khusus:
1. Pesawat tempur memiliki performance seperti:
1. Cruise max 60.000 [ft]
2. Loiter 20 menit dengan Combat radius 500 (nm)
dengan persenjataan 2000 kg
3. Kecepatan 1,2 [Mach] atau 1.470 [km/jam] pada
ketinggian muka laut
4. Kecepatan pada ketinggian 30.000 ft
o Kecepatan cruise rata-rata 0,7 [Mach] atau 857,3
[km/jam]].
o Kecepatan cruise maksimum 2 [Mach] atau
2.450 [km/jam]
5. Rate of climb minimal 50.000 [ft/min] pada kondisi
permukaan laut
5 | P a g e
6. Jarak take-off dan landing 6.000 [ft] pada permukaan
laut
2. Multicondition dan multirole
1.2 PERSYARATAN DAN SASARAN PERANCANGAN
1.2.1 UMUM
Syarat perancangan utama adalah mendapatkan pesawat tempur multi-
role yang memiliki teknologi generasi 4.5.
Yang dimaksud dengan pesawat tempur dengan teknologi generasi 4.5 adalah
pesawat tempur angkatan tahun 1990 – 2000, yaitu pesawat generasi 4.0 yang
telah ditambahkan fitur – fitur baru seperti :
o Penggunaan sistem elektronik yang lebih canggih
o Penggunaan material – material yang lebih baik.
o Sistem persenjataan yang lebih baik
o Thrust-vectoring pada sistem propulsi
o Teknologi supercruise yaitu memiliki kemampuan terbang dalam
kecepatan supersonic tanpa menggunakan afterburner
Pesawat – pesawat tempur yang termasuk dalam generasi ini pada
dasarnya adalah pesawat tempur yang dapat beroperasi dalam berbagai
jenis lingkungan. Pengadaan sistem persenjataan seperti beyond-visual-
range misille (yaitu misil yang dapat menjangkau jarak di atas 20 [nm] (37
[km]), senjata yang dipandu oleh GPS (Global Positioning System), helmet-
mounted sights, dan jamming resistant juga merupakan ciri – ciri dari
pesawat tempur generasi ini.
Pesawat ini juga harus dirancang agar dapat menahan beban dengan load
factor sebesar +9 / -3.
Pesawat ini tidak dirancang khusus sebagai pesawat stealth akan tetapi
fitur – fitur yang berguna dalam mengurangi kemungkinan pesawat
6 | P a g e
tersebut terdeteksi oleh radar haruslah dipertimbangkan untuk
ditambahkan dalam proses perancangan.
Pesawat ini diharapkan dapat dirancang dan pada akhirnya akan
diproduksi bersama oleh negara – negara konsorsium dengan pembagian
proporsi kerja sesuai dengan kontribusi masing – masing negara yang
terlibat.
1.2.2 SUSUNAN INTERNAL
1.2.2.1 Cabin dan Instrumentasi Flight deck dirancang agar dapat diisi oleh satu awak
penerbang (pilot) sebagai standar, dengan adanya
kemungkinan untuk pengembangan versi tandem.
Peralatan instrumentasi harus dirancang untuk
memungkinkan penggunaan teknologi radar Active
Electronically Scanned Array (AESA), Forward Looking
Infra Red (FLIR) yang dapat digunakan untuk
membantu pilot dalam menerbangkan pesawat di saat
malam ataupun ketika terdapat kabut, dan electronic
counter measure system yang digunakan untuk
memengelabui radar musuh.
Kegunaan dari AESA adalah membuat suatu pesawat
dapat tetap menghasilkan sinyal radar yang kuat
walaupun dalam keadaan stealth sekalipun.
Pesawat harus dapat membawa persenjataan atau
bahan bakar eksternal hingga 7000 [kg]. Hard points
(bagian yang digunakan untuk membawa beban
eksternal) dapat berada di bagian fuselage maupun
sayap pesawat.
7 | P a g e
1.2.2.2 PRESTASI PESAWAT Pesawat harus mampu melakukan misi dengan hanya
menggunakan internal fuel tank.
Pesawat harus mampu menjalankan misi dengan
combat radius 500 [nm] dan loiter selama 20 [menit].
Dalam misi seperti ini, persenjataan yang perlu dibawa
adalah sebesar 2000 [kg].
Pesawat harus mampu terbang dengan kecepatan 0,7
[Mach] atau 857,3 [km/jam] pada ketinggian 30.000
[ft].
Pesawat harus memiliki kecepatan maksimum tidak
kurang dari 2 [Mach] atau 2.450 [km/jam] pada
ketinggian 30.000 [ft].
Pesawat harus dapat terbang tidak kurang dari 1,2
[Mach] atau 1.470 [km/jam] pada ketinggian muka
laut.
Pesawat harus dapat menempuh ketinggian terbang
jelajah maksimum tidak kurang dari 60.000 [ft]
Pesawat harus memiliki rate of climb minimal 50.000
[ft/min] pada kondisi permukaan laut.
Jarak take-off dan landing tidak boleh melebihi 6.000
[ft] pada kondisi permukaan laut atau ISA+20.
8 | P a g e
1.2.2.3 HANDLING QUALITYPesawat harus memiliki karakteristik kestabilan dan
pengendalian terbang yang baik agar dapat beroperasi
dengan secara optimum.
1.2.2.4 BERATPesawat harus memiliki berat yang sesuai antara
1.2.2.5 BASIS SERTIFIKASIPesawat hasil rancangan ini diharapkan dapat memenuhi
persyaratan USAF Military Specification.
1.3 STUDI SPESIFIKASI Aspek prestasi pesawat yang menjadi keunggulan adalah kecepatan
pesawat sehingga dapat membuat waktu menjalankan misi menjadi cepat.
Kecepatan pesawat yang dipilih adalah 2.2 Mach pada saat supersonic cruise
sehingga rezim aliran berada pada daerah supersonik.
Pesawat ini juga harus memiliki kemampuan manuver yang sangat baik
sehingga dapat melakukan berbagai misi dengan se-efektif mungkin.
Keunggulan yang lain adalah pesawat Cakar Elang F-45 relatif lebih hemat
bahan bakar dibandingkan dengan pesawat tempur pada kelasnya.
Kemudian untuk meningkatkan faktor stealth, Cakar Elang F-45 akan
mengurangi pengaruh noise yang berlebih, untuk itu maka engine diletakkan
dibagian fuselage belakang.
Berikut adalah studifikasi data pembanding :
9 | P a g e
Tabel 1.1
Dimensi Pesawat Pembanding
Dimensions
Nama Pesawat Length (ft) Width (ft) Height (ft)
Mikoyan Mig-29 56,28 37,27 15,52
F-15C Eagle 63,8 42,8 18,5
Sukhoi SU-35 72,9 50,2 19,4
Mitsubishi F-2 50,11 36,6 15,5
Tabel 1.2
Performa Pesawat Pembanding
Nama Pesawat
Max Speed
(mach)
Rate-of-climb
(ft/min)
Service Ceiling
(ft) T/W
Mikoyan Mig-29 65000 60000 1,13
F-15C Eagle 2.3 50000 65000 1,12
Sukhoi SU-35 2.5 55100 59100 0.89
Mitsubishi F-2 2.25 55100 59100 1.34
Tabel 1.3
10 | P a g e
Berat Pesawat Pembanding
Nama Pesawat Accommodation Empy Weight
(lbs)
Berat Terisi
(lbs)
MTOW
(lbs)
Mikoyan Mig-29 1 10896.698 38000 27210
F-15C Eagle 1 12698 44500 30838
Sukhoi SU-35 1 18366.75 56660 35853.71
Mitsubishi F-2 1 9523.5 33000 22085.45
Tabel 1.4
Jenis Mesin Pesawat Pembanding
Nama Pesawat Propulsion Engine Model
Engine Power
(lbf)
Mikoyan Mig-29 2 Turbofan Engines Klimow / Klimov RD-33 11151 / 18210
F-15C Eagle 2 Turbofan Engines 25000 / 29000
Sukhoi SU-35 2 Turbofan Engines Saturn 117S 19400 / 31900
Mitsubishi F-2 1 Turbofan Engine F110-GE-129 17000 / 29500
Untuk gambar 3 pandangan dari pesawat-pesawat pembanding terdapat pada
lampiran
11 | P a g e
BAB 2
PENENTUAN UKURAN AWAL
Tahap awal dalam proses perancangan pesawat udara adalah tahap perkiraan berat
maksimum pesawat udara. Berat ini dapat dihitung dengan memperkirakan berat pesawat
udara saat melaksanakan take-off yang merupakan berat maksimum take-off pesawat. Proses
ini mendasari tahap-tahap selanjutnya dalam menentukan karakteristik ataupun prestasi
terbang sehingga mampu memenuhi DRO yang telah ditetapkan sebelumnya.
2.1 Menentukan Berat Take-Off PesawatDalam perhitungan berat maksimum pesawat udara terlebih dahulu dapat diketahui
komponen-komponennya yang termasuk dalam berat take-off sebagai berikut:
WTO = WOE + WF + WPL (2.1.1)
WOE = WE + WTF + WCREW (2.1.2)
Keterangan:
WOE : Berat kosong operasi
WF : Berat bahan bakar
WPL : Berat payload
WE : Berat kosong
WTF : Berat trap-fuel
WCREW : Berat kru
2.1.1 Berat Payload dan Kru
Untuk menentukan berat tinggal landas sesuai dengan persamaan (2.1.1) dan
(2.1.2) maka diperlukan komponen-komponen yang terkandung dalam berat
tinggal landas tersebut. Berat tinggal landas tersebut diperoleh dari berat payload
sebesar 2000 [kg] dan berat crew sebesar 90 [kg].
12 | P a g e
2.1.2 Penentuan Berat Take-Off
Untuk menghitung berat tinggal landas, menurut Jan Roskam dapat dilakukan
estimasi fuel dengan membagi misi penerbangan menjadi beberap fase fraksi
bahan. Langkah-langkah yang dilakukan adalah sebagai berikut:
Step 1
Menentukan berat payload.
WPL = jumlah penumpang*(berat crew + persenjataan)
WPL = 1*(90) = 90 [kg] atau 200 [lbs]
Step 2
Menebak take-off weight gross pesawat rancangan.
Langkah-langkah yang harus dilakukan adalah:
a. Mengumpulkan data berat payload, berat take-off, kecepatan, dan range dari
pesawat pembanding yang dipilih.
b. Berdasarkan data tersebut maka dapat ditentukan empty weight dari masing-
masing pesawat pembanding. Kemudian harga rata-rata dari empty weight
tersebut ditambahkan dengan berat payload pesawat rancangan, sehingga
menghasilkan tebakan awal dari berat take-off .
TABEL 2.1
BERAT PESAWAT PEMBANDING
Tipe Pesawat MTOW (lbs) WTO [kg]Vcruise (max)
[Ma]WE (lbs)
Mig-29 60,000.00 19700 2.3 24,028.00
F-15C 80,999.94 30845 2.5 32,000.06
F-2A 48,722.10 22080 2.25 21,003.41
Su-35 85,539.26 35860 2 37,478.54
Berdasarkan data pembanding di atas maka berat take-off dipilih sebesar 22027
[kg] atau 48572 [lbs].
13 | P a g e
Step 3
Menentukan mission profile.
Keterangan:
1 : Warm up
2 : Taxi
3 : Take-off
4 : Climb
5 : Cruise out
6 : Loiter
7 : Cruise in
8 : Descent
9 : Landing
10 : Cooling Down
Untuk lebih jelasnya spesifikasi misi yang dipilih adalah sebagai berikut:
Payload : Persenjataan dengan berat maksimun sebesar 2000 [kg]
Kru : 1 orang pilot dengan berat 90 [kg].
Range : 500 [nm] atau 926 [km] yang diikuti dengan 20 menit
loiter.
Altitude : 30000 ft
Cruise Speed : 0.7 Mach pada ketinggian 30000 [ft].
Climb : Climb sampai dengan ketinggian 30000 [ft] dengan rate
of climb 50000 [ft/min] tidak kurang dari 36 detik.
14 | P a g e
1 2
3
4
5 6 7
8
9 10
Take off & Landing : Landing run pada kondisi berat mendarat maksimum
6000 [ft] pada kondisi permukaan laut, ISA + 20C
Sistem Propulsi : 1 Engine tipe Pratt & Whitney F-135 afterburner
Basis Sertifikasi : USAF Military Specification (MIL-SPEC)
Step 4
Menentukan fuel fraction.
Untuk dapat menentukan berat fuel prosedur yang dilakukan adalah sebagai
berikut:
a. Fase 1 : Warm up
Pada fase ini berat pesawat dimulai dengan WTO. Berat akhir adalah W1. Tipikal
rasio berat pada fase ini adalah W1/WTO = 0.990 untuk pesawat tempur.
b. Fase 2 : Taxi
Pada fase ini berat pesawat dimulai dengan W1. Berat akhir adalah W2. Tipikal
rasio berat pada fase ini adalah W2/W1 = 0.990 untuk pesawat tempur.
c. Fase 3 : Take-off
Pada fase ini berat pesawat dimulai dengan W2. Berat akhir adalah W3. Tipikal
rasio berat pada fase ini adalah W3/W2 = 0.990 untuk pesawat tempur.
d. Fase 4 : Climb
Pada fase ini berat pesawat dimulai dengan W3. Berat akhir adalah W4. Tipikal
rasio berat pada fase ini adalah W4/W3 = 0.940 untuk pesawat tempur.
e. Fase 5 : Cruise Out
Pada fase ini berat pesawat dimulai dengan W4. Berat akhir adalah W5. Rasio
berat pada fase ini ditentukan oleh formula pada Raymer “Aircraft Design – A
Conceptual Approach” (halaman 27) sebagai berikut:
W5/W4 = e[-R*C/V*L/D]
Dimana:
L/D=8
Sehingga dari persamaan di atas dapat diperoleh rasio berat sebagai berikut:
W5/W4 = 0.851
15 | P a g e
f. Fase 6 : Loiter
Pada fase ini berat pesawat dimulai dengan W5. Berat akhir adalah W6.
Berdasarkan Raymer “Aircraft Design – A Conceptual Approach” (halaman 27)
maka fraksi berat pada fase ini diatur oleh persamaan berikut:
W6/W5 = e[-E*C/L/D]
Dengan E (endurance) sebesar 20 menit.
Sehingga dari persamaan di atas dapat diperoleh rasio berat sebagai berikut:
W6/W5 = 0.962
h. Fase 7 : Cruise In
Pada fase ini berat pesawat sama dengan berat pesawat pada fase cruise out.
i. Fase 8 : Descent
Pada fase ini berat pesawat dimulai dengan W6. Berat akhir adalah W7. Oleh
karena tidak harga yang pasti dari rasio berat pada fase ini maka diambil
pendekatan sebesar W7/W6 = 0.851 berdasarkan Jan Roskam “Airplane
Design” (halaman 12 – Tabel 2.1).
j. Fase 9 : Landing, Taxi, Cooling Down
Pada fase ini berat pesawat dimulai dengan W7. Berat akhir adalah W8. Tipikal
rasio berat pada fase ini adalah W8/W7 = 0.990 untuk pesawat tempur.
Total fuel fraction dari keseluruhan profil misi dapat dihitung melalui formula
sebagai berikut:
Mff = 0.0990*0.990*0.990*0.940*0.851*0.962*0.891*0.990 = 0.625
Bahan bakar yang digunakan sepanjang fasa 1 sampai dengan fasa 10 adalah
sebesar:
Wf used = (1-0.625) * 48752
= 18282 lbs
Oleh karena fuel reserve telah dimasukkan kedalam perhitungan maka dapat
diperoleh hubungan sebagai berikut:
Wf = 18282+18282* 6%
= 2193.84 lbs
16 | P a g e
Step 5
Berdasarkan harga berat take-off, berat fuel, dan berat payload maka dapat
ditentukan berat operational empty.
Woe = 48752 -18282 – 2193.84
= 28276.16 lbs
Step 6
Berdasarkan informasi berat operational empty dan berat flight crew maka
dapat ditentukan berat kosong pesawat sebagai berikut:
We = 28276.16 - (0.5*48752) - 200
= 25638.56 lbs
Step 7
Harga empty weight yang diizinkan diatur oleh persamaan berikut:
WE = inv.log10((log10WTO - A)/B)
Koefisien A dan B diperoleh berdasarkan referensi Jan Roskam “Airplane
Design” (tabel 2.15-halaman 47). Harga koefisien A dan B untuk pesawat
fighters adalah 0.1362 dan 1.0116.
Untuk iterasi berat dipilih berdasarkan Raymer “Aircraft Design – A Conceptual
Approach”. Pada buku ini yang diiterasi adalah berat take off. Setelah
dilakukan iterasi maka diperoleh berat take off sebesar 48752 [lbs].
Berikut akan ditampilkan hasil iterasi dari proses initial sizing yang telah
dilakukan:
17 | P a g e
Matching chart
TO Clmax 1.2 TO Cl Max 1.4 TO Cl max 1.6TO Cl Max 1.8 TO Cl max 2.0 maximum Cruise 0.7 MachMaximum Cruise 2 Mach CL max landing 1.6 Cl max landing 1.8Cl max landing 2.0 Cl max landing 2.2 Cl max landing 2.4Cl max landing 2.6 service ceiling minimum R/C 50000 ft/minmaximum cruise 1.2 mach at sea level
SU-27 MiG-29
F-16 F-35 F-2M-2000 Typhoon Design Point
(W/S)To (lbs/ft2)
(T/W
)To
Tabel 2.3
Berasarkan kurva T/W dan W/S, maka dipilih titik desain sebagai berikut:
TABEL 2.4
PEMILIHAN TITIK DESAIN
WTO 48572 Lbm
(T/W)TO 1.0
T 48676 Lbm
(W/S)TO 85
S 571.44 ft2
AR 3.1
B 42.09 Ft
L/D max 8
18 | P a g e
CL max cruise 0.12
CL max TO 1.2
CL max L 1.6
2.2 Pemilihan Sistem Propulsi Berdasarkan kebutuhan Thrust yang diperoleh dari matching chart maka engine yang
dipilih adalah Pratt & Whitney F-135. Spesifikasi mesin tersebut yaitu:
TABEL 2.5
DATA ENGINE
Engine
TypeTurbofan
Thrust 48676 [lbm]
SFC 1.96 [lb/lbf.hr]
Diameter 48.82 [inch]
Length 194.7 [inch]
Weight 3980 [lbm]
Konfigurasi engine yang dipilih adalah 1 engine yang memberikan thrust sebesar 48676
[lbm].
19 | P a g e
BAB 3
LAYOUT KONFIGURASI
3. 1 Pendahuluan Layout konfigurasi dari sebuah pesawat merupakan tahap yang penting, dimana layout akan
memberikan gambaran dari ukuran-ukuran tiap komponen pesawat dengan lebih jelas.
Bagian ini akan memberikan gambaran bagaimana hasil rancangan layout fuselage, sayap, ekor,
dan roda pendarat pesawat.
3. 2 Perancangan Fuselage Fuselage adalah salah satu bagian dari pesawat yang menghasilkan drag cukup besar. Drag yang
dihasilkan fuselage berkisar 20-40% dari total drag pesawat. Bagian ini adalah pusat struktur,
dimana bagian-bagian pesawat lainnya seperti sayap, ekor, dan roda pendarat dihubungkan.
Oleh karena itu, Struktur fuselage harus didesain agar dapat menahan beban sehingga tidak
terjadi kegagalan dan kelelahan struktur.
Fuselage biasanya menahan banyak beban antara lain :
Beban empenage akibat dari trim, maneuver, turbulensi dan gust.
Beban tekanan akibat dari presurisasi tempat persenjataan.
Beban landing gear akibat hentakan landing, taxi, dan manuever di darat.
Beban akibat instalasi propulsi apabila engine dipasang pada fuselage.
Oleh karena itu, struktur fuselage harus kaku sehingga tidak terjadi defleksi dan vibrasi selama
pengoperasian, namun struktur fuselage harus tetap ringan, oleh karena itu digunakan material
yang ringan dan kuat.
3.2.1 Penentuan Geometri Fuselage
Bentuk dan dimensi fuselage yang di pilih adalah sebagai berikut:
1. Panjang fuselage : 51.36 ft (15.6 m)
2. Diameter fuselage : 4 ft (1.22 m)
20 | P a g e
3. Bentuk fuselage : Streamline, diameter fuselage bervariasi sepanjang arah longitudinal.
Pertimbangan penentuan geometri fuselage sebagai berikut :
Diameter dibuat bervariasi membentuk streamline dengan tujuan untuk mengurangi
drag akibat profil fuselage, selain itu diameter dari fuselage harus disesuaikan dengan
kebutuhan dan persyaratan.
Panjang dan diameter fuselage diatur agar tampak proporsional dengan panjang sayap.
Selain itu, penambahan panjang dan diameter fuselage juga menghasilkan drag, oleh
karena itu, pengoptimasian panjang dan diameter fuselage dilakukan untuk mengurangi
skin friction drag.
Komponen utama fuselage :
1. Skin
Menahan beban geser dan mendistribusikan gaya aerodinamika kepada struktur
penguat
Memberi bentuk aerodinamika
2. Stringer
Menahan beban aksial dan pemberi kekakuan pada struktur fuselage
3. Longeron
Penguat pada arah longitudinal
Menahan beban tarik dan tekan yang terkonsentrasi
4. Light frame
Menstabilkan penampang fuselage
Menambah kekakuan
Mencegah terjadinya buckling
5. Heavy frame
Meneruskan beban sayap, ekor, dan landing gear yang masuk ke dalam fuselage.
3.3 Perancangan Geometri Sayap Dalam mendesain struktur sayap, ada beberapa hal yang harus dipenuhi atau dipertimbangkan.
Salah satunya yaitu pertimbangan aerodinamika agar pesawat yang dirancang dapat memenuhi
21 | P a g e
semua misi yang harus dijalani pesawat tersebut. Berdasarkan perhitungan yang telah kami
lakukan, maka diperoleh spesifikasi pesawat fighter F-45 Cakar Elang sebagai berikut :
Bentang sayap ( b ) : 42.12 ft (12.84 m)
Aspek rasio : 3.1
Panjang chord root : 21.94 ft (6.69 m)
Panjang chord tip : 5.54 ft (1.69 m)
Sudut swept : 45 derajat
3.3.1 Karakteristik Desain Sayap
1. Planform Sayap
Planform sayap yang dipilih adalah planform dengan bentuk sayap utama trapesium.
Alasan memilih konfigurasi ini adalah : Sayap dengan bentuk trapesium (taper) , untuk
memperbaiki distribusi lift agar semakin mendekati distribusi eliptik. Taper ratio di desain
sedemikian rupa sehingga ukuran chord dari root ke tip semakin mengecil, agar yang pertama
kali terjadi stall adalah bagian root.
2. Konfigurasi Struktur Sayap
Secara keseluruhan struktur sayap adalah cantilever wing (tidak memiliki penopang pada
sayap). Alasannya, karena penopang dapat menimbulkan profile dan interference drag.
3. Tipe Sayap
Penempatan sayap pada fuselage yang digunakan adalah medium wing untuk sayap utama.
Alasan medium wing adalah karena perhitungan berat lebih ringan daripada pemasangan wing
pada high dan low wing.Dan pada pesawat fighter F-45 Cakar Elang mesin propulsi diletakkan
dibagian bawah pesawat, agar ketika pesawat berada di ground dan ketika pesawat take off
dan landing tidak terhalang mesin propulsi. Tipe airfoil yang dipakai pada pesawat fighter F-45
Cakar Elang naca seri 6 yaitu 65-206.
3.3.2 Dimensi Sayap
22 | P a g e
Gambar 3.1
F-45 Cakar Elang tampak atas
Gambar 3.2
F-45 Cakar Elang tampak depan
Gambar 3.3
F-45 Cakar Elang Tampak samping
3.3.3 High Lift Devices
High lift devices digunakan Untuk memperbesar koefisien lift, dan memperkecil jarak take-off
landing. Tipe High lift devices yang digunakan pada pesawat ini adalah trailing edge retractable
plain flaps dan leading edge fixed-slat.
23 | P a g e
Berdasarkan Mc.Cormick (ref [10]) :
Plain Flaps
1. Maksimum penambahan Cl max kira-kira 0.9
2. Ratio chord flaps yang optimum kira-kira 0.25
3. Defleksi flaps yang optimum kira-kira 60°
3.3.4 Bidang Kendali
Peralatan bidang kendali terdapat dua jenis, yaitu lateral control devices dan longitudinal
control devices.
1. Lateral Control Devices , yaitu Rudder, diletakan pada ekor vertical yang berada di belakang
fuselage. Elevator, diletakan pada canard yang berada di depan fuselage sehingga menjadi
canardvator.
2. Longitudinal Control Devices, yaitu Aileron, dijadikan satu dengan flap sehingga menjadi
flaperon.
3. 4 Perancangan Geometri Ekor Geometri struktur ekor vertikal
Konfugurasi ekor vertikal pesawat fighter F-45 Cakar Elang, menggunakan bentuk ekor vertikal
yang sering digunakan pada umumnya. Berikut spesifikasi dari ekor vertikal :
Span ekor vertikal sayap ( b ) : 12.23 ft (3.76 m)
Aspect ratio : 1.8
Panjang chord root : 10.23 ft (3.12 m)
Panjang chord tip : 2.79 ft (0.85 m)
Sudut swept : 45 derajat.
Geometri struktur ekor horizontal
Konfugurasi ekor horizontal pesawat fighter F-45 Cakar Elang :
Span ( b ) : 11.25 ft (3.43 m)
Aspect ratio : 1.7
Panjang chord root : 10.866 ft (3.31 m)
24 | P a g e
Panjang chord tip : 2.79 ft (0.85 m)
Sudut swept : 45 derajat.
3. 5 Perancangan Roda Pendarat Sistem roda pendarat yang digunakan pada pesawat ini adalah retractable. Tipe roda pendarat
yang digunakan adalah tricycle (dua roda utama di belakang titik berat dan satu roda petama
kecil berada di depan). Konfigurasi seperti ini memiliki keuntungan :
Pesawat akan stabil ketika landing dikarenakan titik berat pesawat berada di depan roda
utama.
Memberikan keuntungan visibilitas ke depan yang lebih baik.
Persyaratan umum dalam merancang roda pendarat adalah :
Pesawat harus menyentuh tanah dengan roda pendarat, tidak dengan bagian lain dari
pesawat. Sudut yang dibentuk antara roda pendarat dengan titik berat jika di lihat dari
depan atau belakang pesawat tidak boleh kurang dari 20 derajat.
Sudut turnover tidak melebihi 63 derajat (Untuk pesawat mendarat di daratan)
Roda pendarat harus dapat menyerap beban impact ketika landing dengan peredam.
Pada saat melakukan pengereman, rem harus berfungsi dengan efisien. Pesawat harus
selalu stabil dan tidak terjadi ground looping .
Peredam yang bekerja pada roda kiri dan kanan pada roda pendarat utama harus
identik, sehingga dapat saling di tukar.
Penentuan letak roda pendarat utama sesuai dengan letak titik berat pesawat tersebut dimana
titik berat pesawat sudah ditentukan terlebih dahulu.
25 | P a g e
BAB 4
WEIGHT BREAKDOWNPada bab ini akan ditampilkan perhitungan dari weight breakdown yang terjadi pada pesawat
fighter F-45 Cakar Elang. Perhitungan dari weight breakdown dapat dilihat pada tabel berikut
ini:
Tabel 4.1
Tabel Perhitungan Cg
Bagian weight (lbs) x (ft) wx x(m) z(ft)
wing
3559.87672
830.27
107773.132 9.23
vertical tail 886.5024545.69
40504.6515
4 13.93
horizontal tail
467.928587
244.74
20934.7506
5 13.64
fuselage
6676.54593
524.04
160520.188 7.33
flight control
1114.55733
56.92
7713.62840
7 2.11
electrical system
439.376417
225.16
11053.6561
5 7.67
IAE
464.036203
122.30
10349.8634
7 6.8
oxygen system 0 13.84 0 4.22
furnishing 0 10.99 0 3.35
engine group
3980.52832
336.51
145314.759
2 11.13 56.744
fuel system 598.460848 27.36 16371.0162 8.34
26 | P a g e
3
HYDRAULIC
689.718908
820.40
14071.3692
9 6.22
PAINT
197.062545
425.83
5090.12554
7 7.875
ANTI-ICING
114.885968
528.70
3297.22729
7 8.75
Payload 15,435.5028.70
442998.897
5 8.75 45.92
Main Landing
gear
1399.00414
930.83
43134.0959
3 9.4 52.48
nose landing
gear
466.334716
56.92
3227.40930
6 2.11 29.848
36490.3207
7
1032354.77
fuel
12081.6749
327.36
330496.634 9.23
48571.9957
1362851.40
4
Tabel 4.2
Berat Pesawat F-45 Cakar Elang
Lbs Kg
Wto 48,572.08 22027.44
We 19,971.70 9057.16
Wf 12,701.51 5760.14
Tabel 4.3
27 | P a g e
Tabel perubahan Cg dari penambahan berat
kondisi Weight (kg)
weight + empty
(kg) weight + empty (lbs) Xi (m)
crew 100 9086.95 20193.22 8.97
crew + 1000 1100 10086.95 22415.44 8.95
crew + 2000 2100 11086.95 24637.67 8.93
crew + 3000 3100 12086.95 26859.89 8.91
crew + 4000 4100 13086.95 29082.11 8.90
crew + 5000 5100 14086.95 31304.33 8.89
crew + 6000 6100 15086.95 33526.56 8.88
crew + 7000 7100 16086.95 35748.78 8.87
fuel weight 8986.95 17973.90 39942.00 8.63
WTO 22,027.44 8.78
Perhitungan Mac kami peroleh dari geometri dari pesawat fighter F-45 Cakar Elang, Sehingga
diperoleh Mac sebesar 7.575 m. Titik cg berada dibelakang titik ac diinginkan karena sebagai
pesawat tempur harus memiliki kelincahan saat manuver. Beberapa hal yang didapat dari
konfigurasi letak cg dan ac :
a) Pesawat menjadi tidak stabil, sehingga mudah untuk manuever
b) Pesawat menjadi lebih aerodinamis
c) Pesawat menjadi lebih mudah dikendalikan
Penentuan berat operasional pesawat dan letak titik beratnya dilakukan dengan
menggunakan diagram kesetimbangan berat (weight and balance). Dalam diagram ini
ditentukan titik berat terdepan dan titik berat terbelakang yang menjadi batas-batas titik berat
total desain pesawat. Perubahan titik berat operasional pesawat dipengaruhi oleh berat bahan
bakar pesawat dan payload.
Berikut akan ditampilkan gambar pergeseran titik berat dan potato diagram dari pesawat
F-45 Cakar Elang :
28 | P a g e
8.50 8.60 8.70 8.80 8.90 9.00 9.10 9.20 9.30 9.40 9.500.00
10000.00
20000.00
30000.00
40000.00
50000.00
60000.00
Diagram Perubahan Cg
titik berat (x)
Berat
Graphic 4.1 : Graphic perubahan CG
Tabel 4.4 : Tabel Grafik 1 Diagram Kentang
kondisi weight (kg) weight + empty (kg) weight + empty (lbs) xi(m)
We 8986.95 19971.00 8.97
crew 100 9086.95 20193.22 8.97
crew + 1000 1100 10086.95 22415.44 8.95
crew + 2000 2100 11086.95 24637.67 8.93
crew + 3000 3100 12086.95 26859.89 8.91
crew + 4000 4100 13086.95 29082.11 8.90
crew + 5000 5100 14086.95 31304.33 8.89
crew + 6000 6100 15086.95 33526.56 8.88
crew + 7000 7100 16086.95 35748.78 8.87
WTO 22,027.44 22027.44 48949.86 8.78
Table 4.5: Tabel Grafik 2 Diagram Kentang
kondisi weight (kg) weight + empty (kg) weight + empty (lbs) xi(m)
We 8986.95 19971.00 8.97
29 | P a g e
fuel weight 9086.95 19971.00 44380.00 8.63
WTO 22,027.44 22027.44 48949.86 8.78
8.50 8.60 8.70 8.80 8.90 9.00 9.10 9.20 9.30 9.40 9.500.00
10000.00
20000.00
30000.00
40000.00
50000.00
60000.00
Diagram Kentang
titik berat (x)
Bera
t
Graphic 4.2 : Diagram kentang
30 | P a g e
BAB 5
SUSUNAN INTERNAL
5.1 PendahuluanBab ini menjelaskan tentang bagaimana rancangan kokpit pesawat. Hal ini ditinjau dari segi
kenyaman pilot, efektif, dan efisiensi fungsional.
5. 2 Kokpit Ada beberapa konfigurasi yang harus dipenuhi dalam kokpit.
1. Kokpit di rancang agar pilot dapat leluasa melihat keluar (ke atas, ke bawah, dan samping),
dan ke dalam, sesuai dengan standar visibilitas dan dalam tata cara yang teratur dan dapat
membantu pilot, bukan menyusahkan pilot tersebut.
Contoh informasi yang di luar adalah informasi cuaca, pesawat lainnya,dll.
Pilot harus bisa melihat keluar pada saat pilot duduk dengan normal.
Informasi yang di dalam pesawat dapat dibagi jadi 2 grup, informasi kritikal dan informasi
status. Informasi kritikal terdiri dari semua hal yang vital,seperti kecepatan udara,
ketinggian,informasi senjata,dll. Informasi status adalah informasi yang dilihat sekali-sekali saja.
Contoh informasi status adalah bahan bakar, amunisi, parameter ,mesin,dll.
Informasi yang di dalam pesawat haruslah terorganisir dengan baik, gampang diakses, dan
fleksibel. Hal ini diuntukkan meminimalisir kesalahan dalam mengartikan informasi. Informasi-
informasi ini disajikan dalam panel-panel Head Up Disaplay (HUD) dan Head Down Display
(HDD).
31 | P a g e
2. Alat kemudi dan transmisi sistem pesawat dari pilot di rancang agar di capai dan dikendalikan
dengan baik dan tidak membuat pilot cepat lelah.
Pilot harus bisa menggerakan rudder dan mengerem dengan jempol kaki tanpa menggerakkan
paha.
Untuk penoperasian kokpit ada beberapa syarat yang harus dipenuhi.
1. jangkauan tangan
Tidak boleh mengganggu sistem lain ketika mengoperasikan suatu system.
2. jarak
Jarak sangatlah penting karena dalam kokpit sangatlah kecil. Dalam tabel berikut
akan dijelaskan jarak-jarak yang penting
Ketinggian mata 32 inch
jarak helm ke kaca kanopi 3 cm
Jarak sandaran ke mata 13 inch
Jarak mata ke kokpit 17 inch
Jarak mata ke atas 10 inch
Sudut sandaran 13°
Panjang flight deck 50 inch
32 | P a g e
Gambar 5.1 : Diagram system kokpit
33 | P a g e
BAB 6
ANALYSIS AERODINAMIKA
6. 1. Pendahuluan Pada bab sebelumnya sudah dijelaskan bagaimana design layout dari konfigurasi pesawat yang
di rancang. Estimasi ukuran awal, geometri sayap, pemilihan mesin, geometri tail, susunan
internal fuselage dan layout konfigurasi lainnya telah dijelaskan. Estimasi ukuran awal dilakukan
berdasarkan perhitungan secara kasar dari karakteristik aerodinamika, berat, struktur dan
propulsi pesawat. Pada saat itu, belum dapat dilakukan analisis dan penghitungan secara detail
dikarenakan pesawat belum dirancang dan belum di gambar.
Sekarang pada bab ini akan dilakukan analisis aerodinamika dari hasil rancangan yang telah
dibuat, apakah memenuhi DR&O atau tidak. Jika tidak, maka harus dilakukan peninjauan
kembali terhadap ukuran geometri. Selain itu, juga dilakukan pemvariasian kombinasi performa
aerodinamika, untuk mendapatkan hasil yang lebih optimum.
6. 2. Airfoil Pemilihan airfoil yang tepat sesuai dengan kebutuhan tidaklah mudah. Di lihat dari Cl max,
sudut serang (α), Cd, Cm, bahkan seri nya. Untuk pesawat ini, airfoil yang di pilih adalah NACA
seri 6, dikarenakan NACA seri 6 banyak di pakai oleh pesawat-pesawat se jenis. Berikut akan
dijelaskan keuntungan menggunakan airfoil jenis NACA seri 6.
NACA Seri 6 (Mc.Cormick(ref- [10]))
NACA 6-series dirancang untuk dapat menghasilkan gaya hambat yang sesuai, dan CLmax yang
dibutuhkan. Persyaratan ini memang saling bertentangan, dan secara tidak langsung tujuan dari
seri ini adalah untuk mendapatkan gaya hambat yang rendah. Distribusi tekanan pada
chordwise yang dihasilkan dari kombinasi ketebalan dan kelengkungan cukup berguna dalam
mempertahankan lapisan batas laminer yang melalui lengkungan dari leading dari airfoil pada
nilai CL tertentu yang terbatas.
34 | P a g e
Karakteristik Airfoil
Pertimbangan memilih NACA 65-206 untuk airfoil sayap dikarenakan memiliki cl max yang
cukup tinggi, dan ketebalan yang tidak terlalu tipis. Hal ini sesuai dengan kebutuhan pesawat
ini, pesawat diharapkan memiliki CL max yang tinggi sekitar 1.6, oleh karena itu airfoil yang
digunakan juga harus memiliki Cl max yang tinggi.
Kemudian setelah melakukan perhitungan, didapat hasil dalam bentuk grafik sebagai
berikut:
0 5 10 15 20 250
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0.9
1
Cl vs Alpha
0.7 Mach1.2 Mach2
Alpha
Cl
Graphic 6.1: Variasi Cl Alpha dalam Mach
35 | P a g e
0 5 10 15 20 250
0.05
0.1
0.15
0.2
0.25
Cd vs Alpha
0.7 Mach1.2 Mach2.0 Mach
Alpha
Cd
Graphic 6.2: Variasi Cd Alpha dalam Mach
-5 0 5 10 15 200
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0.9
1
CL VS ALPHA
CL VS ALPHA
Alpha (derajat)
Cl
Graphic 6.3 : Cl terhadap sudut serang
36 | P a g e
-5 0 5 10 15 200
0.05
0.1
0.15
0.2
0.25
0.3
0.35
CD VS ALPHA
CD VS ALPHA
Alpha (derajat)
Cd
Graphic 6.3 : Cd terhadap sudut serang
-5 0 5 10 15 20
-0.6
-0.5
-0.4
-0.3
-0.2
-0.1
0
CM VS ALPHA
CM VS ALPHA
Alpha (derajat)
CM
Graphic 6.3
37 | P a g e
6.3 High Lift DeviceF-45 Cakar elang menggunakan Plain flap dan Plain slat untuk penambahan cl pada saat yang
diperlukan.
Dengan menggunakan Plain Flaps dengan konfigurasi
Sflap = 94.28
Sref = 571.44 ft
Dengan menggunakan persamaan
∆Cl max=Clmax plain flap∗SflapSref
cosHL
∆Cl max=0.9∗94.28571.44
cos0
∆Clmax=0.15
Penambahan Cl dari defleksi flap sebesar 0.15.
Kebutuhan Cl Take Off sebesar 1.2 terpenuhi dengan penambahan Cl dari flap dan slat. Kondisi
take off didapat dari datcom dengan kondisi sea level pada ketinggian 0 feet dan alpha dalam
sudut serang 0 derajat.
Kebutuhan Cl Landing sebesar 1.6 terpenuhi dengan penambahan Cl dari flap dan slat. Kondisi
landing didapat dari datcom dengan kondisi sea level pada ketinggian 0 feet dan alpha pada
sudut serang maksimum.
38 | P a g e
BAB 7
LAYOUT STRUKTUR
7. 1 Pendahuluan Bab ini akan membahas mengenai fungsi dari tiap bagian struktur seperti spar, rib, dan skin.
Selain itu juga akan di bahas pemakaian aluminium, titanium, komposit dan maerial lainnya
serta fungsi elemen struktur dan pemakaiannya pada pesawat fighter F-45 Cakar Elang.
7. 2 Konfigurasi Struktur Pada sayap biasanya beban dari gaya aerodinamik yang timbul baik itu karena pembangkitan lift
ataupun reaksi dari berbagai control surface . Beban yang terjadi biasanya beban bending
aerodinamik sehingga membutuhkan material dengan kekakuan yang tinggi. Fungsi utama
sayap adalah membangkitkan gaya angkat pada pesawat terbang. Selain itu digunakan pula
sebagai tempat meletakkan tangki bahan bakar dan . persenjataan.
Pesawat ini di rancang dengan struktur dalam pada sayap berupa spar yang membentang dari
wingtip satu ke wingtip yang lain dan ribs yang berbentuk seperti airfoil sayap.
1. Top skin
Menerima tegangan tekan yang tinggi akibat bending.
Material yang digunakan harus memiliki kekakuan, ketahanan korosi dan kekuatan
tekan yang tinggi.
Material harus mempunyai sifat good resistance to stress corrosion cracking fracture
2. Lower skin
Menerima beban bending yang berlangsung terus dan dibutuhkan material dengan
kekuatan tarik yang tinggi.
Material yang dipakai memiliki ketahanan lelah yang baik, kekakuan yang tinggi,
ketahanan korosi yang tinggi, dan low fatigue crack growth rates
39 | P a g e
Bahan yang digunakan harus memiliki stress corrosion cracking fracture yang baik
mengingat beban aerodinamik yang fluktuatif.
3. Spar
Menerima sebagian besar tegangan normal berupa bending yang diterima center wing
box.
Menambah kekakuan center wing box.
Membutuhkan material dengan ketahanan lelah yang tinggi.
Pesawat tempur F-45 Cakar Elang menggunakan spar 7 pada wing dan 2 pada horizontal
tail dan vertical tail
4. Stringer
Menerima sebagian beban tekan yang diterima wing skin.
Menambah kekakuan wing skin.
Menggunakan material dengan kekakuan tinggi.
Membutuhkan material dengan ketahanan lelah yang tinggi.
5. Rib
Untuk menahan dan mendistribusikan beban terkonsentrasi yang besar seperti dari
engine thrust and fuselage attachment point reactions.
Mempertahankan bentuk airodinamis dari center wing box sehingga
menambah kekakuan dari struktur sayap.
Material yang digunakan harus memiliki kekakuan tinggi dan kekuatan tinggi.
Pesawat tempur F-45 Cakar Elang menggunakan ribs 5 pada wing dan 1 pada horizontal
tail dan vertical tail
40 | P a g e
7. 3 Pemilihan Material Pemilihan material pada pesawat fighter F-45 memperhatikan beragam material properties
yang dipakai selain memenuhi berbagai persyaratan di atas. Material properties yang penting
untuk pemakaian pesawat diantaranya adalah yield strength, fatigue, fracture toughnes,
corrosion, dan modulus.
Dalam perancangan struktur pesawat fighterF-45Cakar Elang, digunakan berbagi macam
material. Namun secara garis besar, digunakan 3 jenis material antara lain :
Aluminum Alloy
Al 2024
Density : 2.77 g/cm3
Modulus Elasticity : 72.4 Gpa
Poisson Ratio : 0.33
Yield Strength : 345 Mpa
Al 7075
Density : 2.80 g/cm3
Modulus Elasticity : 71 GPa
Poisson Ratio : 0.33
Yield Strength : 505 Mpa
Titanium Alloy
Ti 6-Al 4-V
Density : 4.43 g/cm3
Modulus Elasticity : 114 Gpa
Poisson Ratio : 0.34
Yield Strength : 830 - 1103 Mpa
Advanced Composite
Graphite Epoxy
Density : 1.71 g/cm3
Carbon Epoxy
Density : 1.55 g/cm3
41 | P a g e
Poisson Ratio : 0.25
Aramide Epoxy (Kevlar)
Density : 1.4 g/cm3
Poisson Ratio : 0.34
Pada F-45Cakar Elang ini, digunakan material titanium untuk daerah yang akan mengalami
kenaikan suhu hingga 1600 C. Sedangkan penggunaan material komposit diusahakan optimal
disetiap bagian struktur pesawat agar diperoleh pengurangan berat yang signifikan. Persentase
penggunaan material komposit adalah 20% dari total material.
42 | P a g e
BAB 8
RODA PENDARAT
Roda pendarat merupakan salah satu bagian penting dalam pesawat terbang. Oleh
karena itu, perhitungan dalam perancangan roda pendarat harus dilakukan secara cermat. Pada
bab ini akan dibahas mengenai pemilihan dan perhitungan perancangan roda pendarat pesawat
Cakar Elang F-45.
8.1 Pendahuluan Susunan roda pendarat yang dipilih dalam perancangan pesawat Cakar Elang F-45 adalah
jenis tricycle. Tipe ini mempunyai susunan satu roda pendarat depan (nose gear) dan dua
roda pendarat utama (main gear) yang dipasang pada fuselage. Roda pendarat depan
bertumpu pada badan pesawat dan dilipat ke arah samping ke dalam badan pesawat
tersebut, sedangkan roda pendarat utama dilipat ke dalam fuselage.
Seluruh roda pendarat berjumlah dua buah untuk setiap strut. Jumlah roda pendarat pada
landing gear ditentukan oleh beban yang ditanggung dan jenis roda yang digunakan. Secara
umum landing gear berfungsi untuk :
1. Menyerap guncangan/getaran pada saat landing dan taxi
2. Memberikan kemampuan dalam ground manuver
3. Menghasilkan daya pengereman
4. Sebagai bagian pesawat untuk ditarik selama di darat
5. Melindungi pesawat dari permukaan
Sedangkan pemilihan konfigurasi tricycle dilakukan dengan alasan sebagai berikut :
1. Sudut pandang yang baik pada saat ground manuver
2. Stabil terhadap kemungkinan terjadinya groundloops
3. Karakteristik pengendalian yang baik
4. Memberikan permukaan lantai yang rata pada pesawat pada saat di darat
43 | P a g e
Berdasarkan DR&O serta beberapa persyaratan fungsional yang ada, maka perlu
diperhatikan hal sebagai berikut :
1. Jarak aman antara bagian-bagian pesawat tertentu dengan landasan pada waktu dan
kondisi take off, lift off, dan flare out, dan touch down. Dalam hal adalah hanya roda
pendarat yang menyentuh landasan selama kondisi diatas, bukan bagian dari pesawat
seperti ruar fuselage atau wing tip. Oleh karena itu, perlu diperhatikan desain antara
sudut pitch dan roll dengan geometri pesawat yang dirancang untuk memenuhi kondisi
aman tersebut.
2. Peletakan roda pendarat terhadap titik pusat gravitasi perlu diperhatikan agar pesawat
mampu menahan beban yang terjadi dan kondisi tetap stabil baik kondisi di ground,
take off, ataupun landing.
3. Roda pendarat harus mampu menyerap beban impact pada saat mendarat dan
mempunyai karakteristik redaman yang baik. Selain itu pada saat melakukan manuver
taxi pada landasan yang tidak rata, tidak boleh terjadi beban kejut (shock load)
berlebihan yang ditransmisikan melalui roda pendarat karena dapat merusak kekuatan
strukturnya.
Beberapa hal yang harus diperhatikan dalam peletakan roda pendarat:
Letak roda pendarat harus diatur agar engine tidak menyentuh landasan pada saat
pesawat take off ataupun landing.
Sudut belok pesawat (overturn angle,θ) tidak boleh lebih dari 63 derajat, agar tidak
terjadi loops pada saat membelok.
Jenis ban yang dipilih adalah tipe VII (Roskam, Part IV) karena memiliki lebar yang lebih sempit,
kapasitas beban yang lebih tinggi dan bertekanan tinggi.
Kecepatan operasi ban maksimum
Take-off
Kecepatan stall (take off configuration)
(Vstall)TO = [2βs WTO / (S (CLmax)TO ρ)]0.5 = 218.58 ft/s
44 | P a g e
VTO = 1.2 (VSTALL)TO = 264.5ft/s
dimana telah digunakan harga-harga WTO = 8572,62 lb, βs = 0.97, S = 574.13 ft2, ρ = 0.0031548
slug/ft3 dan (CLmax)TO = 1.4
Landing
Kecepatan mendarat pesawat, dihitung dengan asumsi bahwa berat landing maksimum sebesar
80% berat take off (βs = 0.8), dan dengan (CLmax)L = 1.6
(VSTALL)L = [2βs WTO / (S (CLmax)L ρ)]0.5 = 212.76 ft/s
VL = 1.2 (VSTALL)L = 247.6 ft/s
Maka kecepatan operasi ban maksimum
Landing Vtire/max = 264.5 ft/s
Take off Vtire/max = 247.6 ft/s
Dapat disimpulkan bahwa kondisi kritis ban adalah pada saat landing dengan kecepatan ban
maksimum 264.5 ft/s.
Penentuan Ukuran Ban
Peletakan roda pendarat dan beban yang diterima dapat dilihat sebagai berikut:
45 | P a g e
F 34,75
M 7,55
WTO 48572.08
L 9,07
N 9,98
J 2,17
wt 10
ηs 0,8
Ng 5
ηt 0,47
Roda pendarat utama
Beban static maksimum yang diterima roda pendarat utama (most aft CG)
Pm = WTO (F-M) / (2F) = 48572,08 (34,75 - 24,77) / (2 x 34,75)
Pm = 6433,321852 lb
46 | P a g e
Toleransi 25% terhadap perubahan berat pesawat:
Pm = 7741,652315 lb (satu roda)
Pm = 3870,826158 lb (dua roda)
Dengan Vtire/max = 264.5 ft/s maka dipilih ban tipe VII yang memenuhi persyaratan di atas
tire
description
max
loading
(lb)
max speed
(MPH)
press
(psi)
tire dimension
(inch) Qualification
Do W D
24x5.5 11500 200 355 24.15 5.7 14 MIL
H = (Do-D)/2 = (24.15-14)/2 = 5.075 inch = 0.42 ft
Loaded radius = 10.6
Defleksi ban : St = Do – 2 x loaded radius = 2.95 in = 0.245 ft
Roda pendarat depan
Beban static maksimum roda pendarat depan (most forward CG):
Pnmax = WTO (F-L)/F = 36049,23 lb
Beban static minimum roda pendarat depan (most aft CG):
Pnmin = WTO (F-N)/F = 33948,97 lb
Beban dinamik roda pendarat depan
Pnd = Pnmax + (10 J WTO)/(32.2 F) = 32864,056 lb
Toleransi 25% terhadap perubahan berat
Pnd = 41081 lb
Dengan Vtire/max = 247.6 mph, maka dipilih ban tipe VII yang memenuhi kedua persyaratan di
atas:
47 | P a g e
tire
description
max
loading
(lb)
max speed
(MPH)
press
(psi)
tire dimension
(inch)Qualificatio
nDo W D
36x11 23300 200 200 35.1
11.
5
1
6 MIL
H = 9.55 inch = 0.8 ft
Loaded radius = 14.5
Defleksi ban : St = Do – 2 x loaded radius = 5.7 inch = 0.47 ft
Persyaratan Clearence Ban
Roda pendarat utama
Pertambahan lebar ban :
WG = 1.04 W = 1.04 x 5.7 = 5.93 inch
Pertambahan diameter ban :
DG = 1.1 D = 1.1 x 24.15 = 26.6 inch
Dengan menggunakan gambar tersebut didapat:
Cw = 0.32 dan CR = 0.6
Maka dimensi clearance roda pendarat utama menjadi:
H = 5.075 inch
48 | P a g e
(CRD)M = DG/2 + 0.03 H + CR = 14 inch
(CRW)M = 0.5 (WG + 0.003 W + 2Cw) = 3.75 inch
Roda pendarat depan
Pertambahan lebar ban :
WG = 1.04 W = 1.04 x 11.5 = 12 inch
Pertambahan diameter ban
DG = 1.1 D = 1.1 x 35.1 = 38.61 inch
Dengan menggunakan gambar didapat:
CW = 0.5 dan CR = 1
Maka dimensi clearance roda pendarat utama menjadi:
H = 9.55 inch
(CRD)M = DG/2 + 0.03 H + CR = 20.6 inch
(CRW)M = 0.5 (WG + 0.003 W + 2Cw) = 6.7 inch
Peredam kejut
Lendutan peredam kejut dapat dinyatakan dengan persamaan:
Ss=1ηs [{0.5W L
gw t
2
(nsPmN g ) }−ηt st]Dimana :
ηs = efisiensi absorbsi energi peredam kejut
ηt = efisiensi absorbsi energy ban
st = defleksi ban maksimum
wt = touch down rate
49 | P a g e
ns = jumlah strut
Pm = beban static maksimum roda pendarat utama
Ng = landing road factor = (maximum load per leg / maximum static load per leg)
Ss desain = Ss + 1 inch
Sedangkan diameter peredam kejut dapat dihitung dengan menggunakan persamaan:
ds = 0.041 + 0.0025 (Pm)1/2
Panjang peredam kejut minimum
Ls = (Ss)desain + Loverlap
Loverlap = 2.75 x ds
Untuk pesawat ini, harga-harga parameter di atas adalah sebagai berikut:
ηs = 0.8 (oleo pneumatic shock absorber)
ηt = 0.47 (Roskam, part IV)
Ng = 5 (fighter)
WL = 7541,652315 lb
wt = 10 ft/s (Roskam, part IV)
Roda pendarat utama
ns = 2
st = 0.245 ft
maka didapat Ss = 4.12 inch
(Ss)desain = Ss + 1 in = 5.12
ds = 0.041 + 0.0025 (10448.48)0.5 = 0.3 ft = 3.6 inch
Loverlap = 2.75 x 3.6 = 10 inch.
Ls = (Ss)desain + Loverlap = 5.12 + 10 = 15.12 inch
50 | P a g e
Roda pendarat depan
ns = 2
st = 2.95 ft
Pm = Pnd = 31864,056 lb
WL = Pn = 7541,652315 lb
Maka didapat Ss = 0,342153735 ft = 4,122334162 inch
(Ss)desain = 3.36 inch
ds = 0,3 ft = 3,61 inch
Loverlap= 2.75 x 5,87 = 16,14 inch
Ls = 19.50 inch
Mekanisme penarikan roda pendarat
Mekanisme penarikan roda pendarat adalah sebagai berikut:
51 | P a g e
BAB 9
ANALISIS PRESTASI TERBANGBab ini akan membahas mengenai prestasi terbang pesawat Cakar Elang F-45 Deadliners
seperti prestasi menanjak, jarak take-off, jarak jelajah, jarak landing dan sebagainya. Analisis
yang dilakukan pada bab ini bertujuan untuk menunjukkan prestasi pesawat Cakar Elang F-45
Deadliners.
9.1 Jarak tinggal landasJarak tinggal landas didefinisikan sabagai jarak yang dibutuhkan oleh pesawat untuk menambah
kecepatan dari V = 0 hingga ke kecepatan take off dan terbang hingga ke ketinggian 50 ft.
Asumsi yang digunakan dalam perhitungan ini adalah berat take-off maksimum yaitu 19.054 kg.
Sebelum menghitung jarak tinggal landas, terlebih dahulu harus dihitung beberapa kriteria
kecepatan pada proses tinggal landas berlangsung.
Dalam regulasi didefinisikan beberapa kriteria kecepatan yang bertujuan memastikan
keselamatan dan keterkendalian pesawat yang dirancang. Adapun beberapa kriteria tersebut
adalah sebagai berikut :
9.1.1 Kecepatan Stall (Vs)
Kecepatan stall adalah kecepatan kritikal dimana aliran udara pada sayap mulai terlepas
(separasi) dari permukaan sayap sehingga pesawat tidak memperoleh gaya angkat (lift) untuk
mengimbangi beratnya. Kecepatan ini menjadi sangat penting untuk diketahui karena
menyangkut keselamatan dan keterkendalian pesawat.
Dari hasil perhitungan yang dilakukan, didapat besar kecepatan stall pesawat adalah 75.979
m/s pada saat CL maximum sebesar 1.3739 pada saat flap down.
52 | P a g e
9.1.2 Kecepatan Rotasi (VR)
Kecepatan rotasi adalah kecepatan pesawat pada saat hidung pesawat mulai naik atau nose
gear tidak menyentuh landasan.
Dari hasil perhitungan yang dilakukan didapat besar kecepatan rotasi pesawat ini adalah 107.5
m/s.
Setelah diperoleh harga-harga kecepatan seperti di atas, maka jarak tinggal landas dapat
dihitung. Jarak tinggal landas dibagi menjadi dua fase, fase ground run (dalam beberapa
referensi disebut ground roll) dan fase airbone (dalam beberapa referensi disebut juga fase
transition to climb dan fase climb). Fasa ground round didefinisikan sebagai fase ketika pesawat
masih berada di darat yaitu dari ketika engine start hingga ketika pesawat mulai terangkat (lift-
off) hingga ketika pesawat mencapai ketinggian 50 ft (V2).
Sehingga diperoleh jarak tinggal landas sebesar 1427 ft. Pesawat hasil rancangan ini dapat
tinggal landas di Bandara Soekarno-Hatta yang memiliki panjang runway sebesar 3600 m.
9.2 Estimasi Jarak Jangkau Pesawat
9.2.1 Profil Misi
Dikarenakan jarak jangkau pesawat yang sangat jauh, maka pesawat Cakar Elang F-
45mempunyai profil misi climb dengan jenis climb cruise. Hal ini dilakukan untuk menjaga nilai
L/D tetap konstan sehingga efisiensi bahan bakar dapat dicapai. Cruise dilakukan pada tiga
tahap.
Tahap Pertama : Cruise dilakukan pada kecepatan subsonik sebesar Mach 0.95. Pada kecepatan
ini cruise dilakukan pada ketinggian 36000 ft dan mempunyai jarak sebesar 500 nm.
Tahap Kedua : Crusie dilakukan pada kecepatan supersonik yang sebelumnya telah dipercepat
dari keadaan crusie subsonik pertama. Kecepatan pada fase ini adalah Mach 1.85 dan dilakukan
pada ketinggian 40000 ft. Jarak cruise supersonik ini adalah sebesar 500 nm.
53 | P a g e
Tahap Ketiga : Cruise dilakukan pada kecepatan maximum cruise speed yaitu Mach 2.25. Cruise
pada kecepatan ini dilakukan pada ketinggian 51000 ft. Jarak cruise supersonik ini adalah
sebesar 6000 nm.
Profil misi dari pesawat Cakar Elang F-45dapat dilihat pada gambar di bawah ini :
Gambar 9.1: Profil Misi Pesawat F-45Cakar Elang
Berikut akan dijelaskan mengenai estimasi jarak pesawat dan waktu tempuh untuk setiap fasa
terbang.
9.2.1.1 Tinggal Landas
Gambar 9.2 : take off analisis
Pada Take off analisis, setting flap deflected (25 deg) dan landing gear extended. Dihitung CL
dan CD pada konfigurasi ini dan digunakan untuk penentuan prestasi segmen-segmen take off.
54 | P a g e
8
65
4
91 73
2
Berikut akan ditampilkan proses perhitungan untuk estimasi jarak dan waktu untuk fase tinggal
landas.
TABEL 9.1
PRESTASI TINGGAL LANDAS
Climb Nilai Keterangan
ho 50 obstacle height
Scl 353 ft Jarak Climb until 50 ft
Total take off
distance
1427.3 ft
Time to take off
Tto 10,03 time to take off
Berdasarkan perhitungan di atas maka diperoleh total jarak untuk tinggal landas adalah sebesar
1427.3 ft dengan waktu sebesar lebih kurang 10.03 detik.
0200
400600
8001000
12001400
16000
100
200
300
Take Off Distance
take_off
Distance
Altit
ude
Graphic 9.1: Take Off distance
55 | P a g e
9.2.1.2 Terbang Menanjak
Gambar 9.2: Rate Of climb analisis
Pada fase climb ini diasumsikan setelah tinggal landas hingga ketinggian 50 ft pesawat
dipercepat M=1.28 yaitu kecepatan optimum pada cruise pada ketinggian 51000 ft.
Berikut akan ditampilkan proses perhitungan untuk estimasi jarak dan waktu untuk fase
terbang menanjak.
TABEL 9.2 : PRESTASI TERBANG MENANJAK
h T p rho thrust
(m) (K) (Pa) (kg/m^3) N
0 308 101325 1.14603 191237
200 306.7 99103.11536 1.12565 189237
400 305.4 96920.82435 1.105549 187237
600 304.1 94777.58545 1.085723 185237
800 302.8 92672.8623 1.066171 183237
1000 301.5 90606.12366 1.046888 181237
1200 300.2 88576.84335 1.027873 179237
1400 298.9 86584.5003 1.009123 177237
1600 297.6 84628.57843 0.990636 175237
1800 296.3 82708.56669 0.972409 173237
2000 295 80823.959 0.954439 171237
2200 293.7 78974.25425 0.936724 169237
2400 292.4 77158.95624 0.919261 167237
2600 291.1 75377.57368 0.902049 165237
2800 289.8 73629.62015 0.885083 163237
56 | P a g e
service ceiling 62000 ft
time to climb 96.26 s waktu yang diperlukan sampai batas cruise yg ditentuka (50.000
ft)
Persamaan yang digunakan untuk menghitung rate of climb adalah:
Berdasarkan persamaan tersebut maka dapat diperoleh waktu yang diperlukan untuk fase ini
adalah sekitar 96.26 second.
Sedangkan untuk memperoleh service ceiling dari pesawat Cakar Elang F-45 sebesar 62000 ft.
9.2.1.3 Terbang JelajahPada fase terbang jelajah ini, prestasi terbang dari pesawat Cakar Elang F-45 dianalisis dengan
menggunakan asumsi constant cruise.
Berikut akan ditampilkan proses perhitungan untuk estimasi jarak dan ketahanan
Rumus jarak
Dari Rumus diatas, di dapat jarak yang bisa ditempuh yaitu 1903.05 nm.
57 | P a g e
RC=(T−D ) V
W (1+Vg dVdh )
Rumus ketahanan
Dari rumus tersebut Endurance loiter yang di dapat adalah 1.234 jam.
Dan Endurance total sebesar 5 jam.
9.2.1.4 Terbang MenurunBerikut akan ditampilkan proses perhitungan untuk estimasi jarak dan waktu untuk fase
terbang menurun.
TABEL 9.3
PRESTASI TERBANG MENURUN
Alt alt rho RD RD RD
(ft) (m) (m/s) (ft/s) (ft/min)
0 0 1.14603 14.73976 48.26378 2895.827
656.8144 200 1.12565 14.87259 48.69871 2921.923
1313.629 400 1.105549 15.00719 49.13944 2948.366
1970.443 600 1.085723 15.14358 49.58606 2975.164
2627.258 800 1.066171 15.28181 50.03868 3002.321
3284.072 1000 1.046888 15.42191 50.49741 3029.845
3940.887 1200 1.027873 15.5639 50.96235 3057.741
4597.701 1400 1.009123 15.70783 51.43362 3086.017
5254.516 1600 0.990636 15.85372 51.91133 3114.68
5911.33 1800 0.972409 16.00162 52.3956 3143.736
6568.144 2000 0.954439 16.15155 52.88654 3173.193
7224.959 2200 0.936724 16.30356 53.38429 3203.057
7881.773 2400 0.919261 16.45769 53.88895 3233.337
8538.588 2600 0.902049 16.61397 54.40067 3264.04
9195.402 2800 0.885083 16.77244 54.91957 3295.174
9852.217 3000 0.868363 16.93314 55.44579 3326.747
10509.03 3200 0.851885 17.09613 55.97946 3358.768
time to descent 369.2742 waktu yang diperlukan dari 51000-50 ft (s)
58 | P a g e
9.2.1.5 Mendarat
Pada landing analisis, setting flap deflected (25 deg) dan landing gear extended. Dihitung CL dan
CD pada konfigurasi ini dan digunakan untuk penentuan prestasi segmen-segmen landing.
Berikut akan ditampilkan proses perhitungan untuk estimasi jarak dan waktu untuk fase
mendarat.
TABEL 9.4 : PRESTASI TERBANG MENDARAT
AoA Cl(wing) Vmin T D f SB SB Sfr SLG
(m/s) m (ft) (ft) (ft)
-5 0.4733 129.4511 191273 91900.11 65170 -1013.54 -3328.54 -977.791 -4306.33
-4 0.5705 117.9088 191273 76242.45 65170 -933.96 -3067.19 -445.304 -3512.5
-3 0.6731 108.5511 191273 64620.89 65170 -862.477 -2832.44 -409.963 -3242.4
-2 0.7766 101.0591 191273 56008.65 65170 -800.66 -2629.42 -381.668 -3011.09
-1 0.8819 94.83404 191273 49321.15 65170 -746.243 -2450.72 -358.158 -2808.87
0 0.9863 89.67459 191273 44100.5 65170 -699.133 -2296 -338.673 -2634.67
1 1.0907 85.27491 191273 39879.27 65170 -657.617 -2159.66 -322.056 -2481.72
2 1.1942 81.49583 191273 36422.98 65170 -621.056 -2039.59 -307.784 -2347.38
3 1.2959 78.23267 191273 33564.57 65170 -588.885 -1933.94 -295.46 -2229.4
4 1.3922 75.47847 191273 31242.87 65170 -561.351 -1843.52 -285.058 -2128.58
5 1.4795 73.21776 191273 29399.34 65170 -538.525 -1768.56 -276.52 -2045.08
6 1.5551 71.41588 191273 27970.11 65170 -520.207 -1708.4 -269.715 -1978.11
7 1.6145 70.08981 191273 26941.05 65170 -506.666 -1663.93 -264.707 -1928.63
8 1.6541 69.24574 191273 26296.06 65170 -498.023 -1635.54 -261.519 -1897.06
9 1.6739 68.83498 191273 25985.02 65170 -493.812 -1621.71 -259.968 -1881.68
10 1.4957 72.82017 191273 29080.91 65170 -534.492 -1755.31 -275.019 -2030.33
59 | P a g e
Vtd Va Vf D [gamma] SF HF SG+SF
deg (ft) (ft) ft
148.8687 168.2864 158.5776 91900.11 -29.5746 -8355.77 2205.706 -12662.1
135.5951 153.2814 144.4382 76242.45 -24.1713 -5751.06 1231.412 -9263.56
124.8337 141.1164 132.9751 64620.89 -20.307 -4131.43 739.9019 -7373.83
116.2179 131.3768 123.7973 56008.65 -17.5056 -3103.59 477.8427 -6114.68
109.0591 123.2843 116.1717 49321.15 -15.36 -2406.69 324.5418 -5215.57
103.1258 116.577 109.8514 44100.5 -13.7004 -1924.16 231.1521 -4558.83
98.06615 110.8574 104.4618 39879.27 -12.3671 -1573.43 170.4726 -4055.15
93.72021 105.9446 99.83239 36422.98 -11.2805 -1312.52 129.6243 -3659.89
89.96758 101.7025 95.83503 33564.57 -10.385 -1114.59 101.2884 -3344
86.80024 98.12202 92.46113 31242.87 -9.65947 -965.731 81.5994 -3094.31
84.20042 95.18309 89.69176 29399.34 -9.08451 -855.125 67.9344 -2900.2
82.12826 92.84064 87.48445 27970.11 -8.63941 -774.003 58.46531 -2752.12
80.60328 91.11676 85.86002 26941.05 -8.31926 -718.097 52.22508 -2646.73
79.6326 90.01946 84.82603 26296.06 -8.11873 -684.126 48.55107 -2581.19
79.16022 89.48547 84.32285 25985.02 -8.02206 -668.037 46.84291 -2549.72
0500100015002000250030000
10
20
30
40
50
60
Landing Distance
landing
Distance
Altit
ude
grafik 9.2: landing distance
Berdasarkan perhitungan di atas maka diperoleh total jarak untuk mendarat adalah sebesar
2572 ft dengan waktu sebesar lebih kurang 21.06 detik.
60 | P a g e
9.2.1.6 V-N diagramPerhitungan dibutuhkan untuk mengetahui kekuatan struktur akibat dari penambahan spedd
dan maneuver, perhitungan secara lengkap terlampir.
0 500 1000 1500 2000 2500
-6-4-202468
101214
V-n diagram
speed (kts)
Load
fact
or (n
)
Grafik 9.3: V-n Diagram
9.2.1.7 Flight EnvelopMenunjukkan kecepatan maksimum dan kecepatan stall pesawat tempur F-45 Eakar Elang pada
setiap ketinggian.
0 100 200 300 400 500 600 700 800 900 10000
2000400060008000
100001200014000160001800020000
VsVm
Grafik 9.4: flight envelop
9.2.1 Resume Fase-fase Penerbangan
61 | P a g e
Berdasarkan analisis prestasi terbang yang telah dilakukan di atas maka dapat dilakukan resume
dari keseluruhan analisis tersebut. Hasil dari resume tersebut dapat dilihat pada tabel berikut
ini :
TABEL 9.5 : RESUME ANALISIS PRESTASI TERBANG
RESUME FASE-FASE TERBANG
FASE TERBANG TIME (s) DISTANCE (ft)
TAKE OFF 10,03 1,427.375
CLIMB 96.26 128,940
CRUISE 1 2,884 5,652,635.787 ft (930.304 nm)
LOITER 4,442.4 0
CRUISE 2 2,465.34 4,832,074.387 ft (795.257 nm)
DESCENT 369.2742 949,501.4
LANDING 21.06 2,572.12
Total (s,ft) 10,288.36 11,567,151.07
62 | P a g e
BAB 10
AVIONICS DAN ARMAMENT
10.1 AvionikSystem-sistem avionic yang ada pada F-45 Cakar Elang
a) Active Electronics Scanned Array (AESA)
Radar Active Electronics Scanned Array (AESA) merupakan radar yang digunakan oleh
sebagian besar pesawat tempur untuk mendeteksi keberadaan pesawat tempur
lainnya.
Radar AESA ini memiliki kemampuan memancarkan sinyal yang kuat.
Gambar 10.1
b) Forward Looking Infra Red (FLIR)
Forward Looking Infra Red (FLIR) digunakan untuk mendeteksi keberadaan pesawat
lainnya dengan kemampuan deteksi panas menggunakan pancaran sinar infra merah.
63 | P a g e
Gambar 10.2
c) Electronic Counter Measure System
Electronic Counter Measure System (ECMS) adalah alat elektronik untuk menghindari
radar, sonar, atau sistem deteksi yang lainnya seperti infrared dan laser. Alat ini bisa
digunakan untuk bertahan dan menyerang untuk menipu informasi target yang didapat.
Gambar 10.3
Sistem persenjataan yang dipergunakan F-45 Cakar Elang
a) Beyond-visual-range misille
Spesifikasi:
Berat : 86 kg (190 lb)
Panjang : 2.850 m (9 ft 4.2 in)
Diameter : 130mm (5 in)
64 | P a g e
Gambar 10.4
b) GPS Guided weapon
Joint Direct Attack Munition (JDAM)
Panjang : 3,0 – 3,89 m
Wingspan : 500 - 630 mm
Jangkauan : Sampai 28 km (15 nautical miles)
Gambar 10.5
65 | P a g e
BAB 11
ANALISIS BIAYA
Dalam dunia kedirgantaraan ada beberapa hal yang menjadi perhatian utama yaitu
desain, manufaktur, MRO (maintenance, repair, and overhaul). Analisis biaya dilakukan untuk
memperoleh breakdown harga pesawat. Baik per bagian maupun keseluruhan komponen
pesawat. Breakdown dari harga pesawat ini juga dipengaruhi oleh bahan baku, proses produksi,
tenaga ahli, hingga pekerja. Nilai maupun harga bagian-bagian tersebut sangat dipengaruhi
oleh kondisi yang sedang berlangsung
Setelah biaya diperkirakan, perlu dimasukkan ke dalam ukuran efektivitas biaya
berdasarkan jasa dan misi. Untuk pesawat militer (fighter, bomber, dan scouter), ukuran
akhirnya adalah untuk "memenangkan perang" Hal ini ditentukan melalui variasi parametrik
yang mensimulasikan secara detail pelaksanaan misi. Penelitian dilakukan untuk menentukan
variasi dalam langkah-langkah ini dengan perubahan desain seperti payload dan laju putar.
Konseptual desainer pada pesawat militer menjadi sangat akrab dengan ukuran ini.
Berikut adalah beberapa hal yang dapat dianalisis :
11.1 Operating costHal ini merupakan sebuah hal yang sangat penting karena berhubungan langsung dengan
operasi penerbangan itu sendiri. Ada tiga hal dalam operasi pesawat yang kita jadikan
bahan pertimbangan dalam mendesain ulang pesawat. Tiga hal tersebut antara lain :
a. Airplane related
b. Mission related
c. System related
11.2 Teknik analisisa) Cost Effectiveness Measures of Merit
66 | P a g e
Sortie Rate Analysis
Survivability Analysis
Weapon Effectiveness Analysis
b) Life cycle analysis
Airplane related cost bergantung pada jenis dan tipe pesawat seperti yang ditentukan
sebagai berikut :
Airplane design
Size
Gross weight
Untuk mengetahui taksiran harga pesawat yang kita rancang, dapat dilakukan juga
sebuah studi parametrik dengan mengambil data harga dan berat pesawat yang dijadikan
pembanding. Selain itu juga digunakan pesawat yang nilai harganya sama dengan saat kita
merancang. Artinya, harga mengenai material saat ini, inflasi, dan faktor lain yang
mempengaruhi. Dalam analisis biaya untuk F-45 Cakar Elang kita menggunakan Lockheed
Martin F-15 dan Sukhoi SU-35 sebagai data pembanding. Hal ini dikarenakan nilai kedua
pesawat tersebut bisa dan sesuai untuk dijadikan referensi. Dari referensi yang ada kita ambil
harga per kilogram pesawat referensi. Misalnya harga Lockheed Martin F-15 per kilogramnya
berapa, kemudian lihat juga Sukhoi SU-35.
Berikut adalah biaya yang digunakan dalam analisis operational proses perancangan dari
segi fuel cost. Fuel consumption tergantung pada operasi penerbangan, perawatan dan
lingkungan operasi yang membatasi seperti :
Jenis pesawat
Jenis mesin
Pemilihan kecepatan
Pemilihan ketinggian
Landing weight
Engine derating
67 | P a g e
He = Engineering Hours = 4.86 We 0.777 V 0.894 Q 0.163
Ht = Tooling Hours = 5.99 We 0.777 V 0.696 Q 0.263
Hm = Mfg Hours = 7.37 We 0.82 V 0.484 Q 0.641
Hq = QC hours = 0.1333 ( mfg hours)
Cd = Devel support cost = 45.42 We 0.630 V 1.3
Cf = Flt test Cost 1243.03 We 0.325 V 0.822 Q 1.22
Cm = Mfg material Cost = 11 We 0.921 V 0.621 Q 0.799
Ceng = Eng. Production Cost = 1548 [0.043Tmax + 243.25 Mmax + 0.969 Tturbin inlet – 2228]
Dan nilai rata-rata wrap rates sebagai berikut
Engineering Re = $ 59.10
Tooling Rt = $ 60.70
Quality control Rq = $ 55.40
Manufacturing Rm = $ 50.10
Inflasi pertahun = 5 %
Setelah dilakukan perhitungan, harga yang didapat dan dipilih untuk F-45 Cakar Elang,
diperoleh harga US$ 59,4 juta. Dengan harga ini breakeven point untuk pesawat ini diperoleh
saat produksi mencapai 300 unit. Untuk Direct Operating Cost (DOC), biaya yang berlaku saat
pesawat beroperasi meliputi fuel, persenjataan, taxi, dan lain-lain. Bahan bakar memberikan
porsi terbesar dalam menentukan DOC. Biaya Payload persenjataan tidak termasuk dalam DOC
68 | P a g e
karena produksi pesawat berbeda dengan persenjataan, dan setiap pesawat dapat dengan
bebas diletakkan persenjataan sesuai keinginan.
Harga DOC diberikan sebagai berikut : DOC per flight = US$ 5504.87
69 | P a g e
Bab 12
KesimpulanDari hasil proses perancangan yang dilakukan, kami mendapatkan pesawat tempur multi-role
yang memiliki teknologi generasi 4.5.
Yang dimaksud dengan pesawat tempur dengan teknologi generasi 4.5 adalah pesawat tempur
pesawat generasi 4.0 yang telah ditambahkan fitur – fitur baru seperti :
o Penggunaan sistem elektronik yang lebih canggih
o Penggunaan material – material yang lebih baik.
o Sistem persenjataan yang lebih baik
o Thrust-vectoring pada sistem propulsi
o Teknologi supercruise yaitu memiliki kemampuan terbang dalam kecepatan
supersonic tanpa menggunakan afterburner
Pesawat f-45 Cakar Elang memiliki load factor sebesar +9 / -3.
0 500 1000 1500 2000 2500
-6-4-202468
101214
V-n diagram
speed (kts)
Load
fact
or (n
)
Grapik 12.1 V-n diagram
Yang kami maksud F-45 memenuhi load factor +9/-3 adalah ketika ada perubahan kecepatan
dari kecepatan minimum hingga maksimum dari 0.7 mach hingga 2.0 mach, struktur tidak
70 | P a g e
hancur. Dari graphic diatas, struktur dapat dianggap cukup kuat menahan beban jika berada
didalam area. Untuk mendapat data tersebut dibutuhkan percobaan pada struktur.
Dari susunan internalnya, pesawat F-45 Cakar Elang sudah memiliki peralatan instrumentasi
i. Active Electronically Scanned Array (AESA) Kegunaan dari AESA adalah
membuat suatu pesawat dapat tetap menghasilkan sinyal radar yang
kuat walaupun dalam keadaan stealth sekalipun.
ii. Forward Looking Infra Red (FLIR) yang dapat digunakan untuk
membantu pilot dalam menerbangkan pesawat di saat malam ataupun
ketika terdapat kabut
iii. Electronic Counter Measure System yang digunakan untuk
memengelabui radar musuh.
Pesawat F-45 Cakar Elang dapat membawa persenjataan atau bahan bakar eksternal hingga
7000 [kg].
Dari sisi prestasi terbangnya, pesawat F-45 Cakar Elang mempunyai combat radius sebesar
1903.7082323 [nm] dan loiter sebesar 74.04 [menit]
Pesawat F-45 Cakar Elang memiliki ketinggian terbang jelajah maksimum 18600 meter atau
61023.62 [ft]
Pesawat F-45 Cakar Elang memiliki rate of climb 61870 [ft/min] pada kondisi permukaan laut,
namun seiring pertambahan ketinggian thrust dari mesin semakin berkurang dan drag semakin
tinggi sehingga kemampuan menanjak pesawat berkurang.
71 | P a g e
0 50000 100000 150000 200000 2500000
2000400060008000
100001200014000160001800020000
power
Power(HP)
Altitude(m)
Grapik 12.1: Rate Of Climb
Pesawat F-45 Cakar Elang memiliki jarak take-off sebesar 1,427.35 [ft] dan landing sebesar
2,572.12 [ft] pada kondisi permukaan laut atau ISA+20. Pesawat ini memiliki take-off dan
landing yang sangat pendek karena MTOW pesawat yang relatif kecil daripada pesawat
pembandingnya.
0200
400600
8001000
12001400
16001800
20000
20406080
100120140160180
Take Off Distance
take_off
Distance
Altit
ude
Grapik 12.2 : take off distance
72 | P a g e
05001000150020002500300035000
10
20
30
40
50
60
Landing Distance
landing
Distance
Altit
ude
Grapick 12.3 : landing distance
73 | P a g e
DAFTAR PUSTAKA
McCormick Bornes.W. Aerodynamics, Aeronautics, and Flight Mechanics, John Wiley &
Sons, INC, United States of America: 1995.
Raymer, Daniel P. Aircraft Design: Conseptual Approach. AIAA Education Series,
California: 2002.
Roskam, Dr. Jan. Airplane Design Part I – VII. Roskam Aviation and Engineering
Coorporation, Kansas: 1989.
Ruijgrok G.J.J. Element of Airplane Performance. Delft University Press, Netherland: 1990
WWW.WIKIPEDIA.COM
Perhitungan keseluruhan secara Lengkap terlampir.
74 | P a g e
Lampiran
Perhitungan Berat pesawat
Warm-up W1/Wto = 0.990
Taxi W2/W1 = 0.990
Take-off W3/W2 = 0.990
Climb W4/W3 = 0.940
R = 500
V = 695.6
L/D = 8.0
Cj = 0.9
Cruise Out W5/W4 = 0.923
E = 0.333
L/D = 8.0
Cj = 0.9
Loiter W6/W5 = 0.964
R = 500
V = 696.4
L/D = 8.0
Cj = 0.9
Cruise In W7/W6 = 0.924
Descent W8/W7 = 0.990
Landing W9/W8 = 0.995
Mff = 0.739
Wf used = 0.26
Wf = 0.28
Iterasi Berat Pesawat F-45 Cakar Elang
75 | P a g e
Wto We Wtf Wp Wcrew Wf Wto
30,000.00 11,720.00 150.00 15,435.50 100.00 7,844.95 35,250.45
35,250.45 13,473.65 176.25 7,000.00 100.00 9,217.93 29,967.83
29,967.83 11,709.26 149.84 7,000.00 100.00 7,836.53 26,795.63
26,795.63 10,649.74 133.98 7,000.00 100.00 7,007.01 24,890.73
24,890.73 10,013.50 124.45 7,000.00 100.00 6,508.88 23,746.84
23,746.84 9,631.44 118.73 7,000.00 100.00 6,209.76 23,059.93
23,059.93 9,402.02 115.30 7,000.00 100.00 6,030.13 22,647.45
22,647.45 9,264.25 113.24 7,000.00 100.00 5,922.27 22,399.75
22,399.75 9,181.52 112.00 7,000.00 100.00 5,857.50 22,251.01
22,251.01 9,131.84 111.26 7,000.00 100.00 5,818.60 22,161.69
22,161.69 9,102.01 110.81 7,000.00 100.00 5,795.24 22,108.06
22,108.06 9,084.09 110.54 7,000.00 100.00 5,781.22 22,075.85
22,075.85 9,073.33 110.38 7,000.00 100.00 5,772.80 22,056.51
22,056.51 9,066.87 110.28 7,000.00 100.00 5,767.74 22,044.89
22,044.89 9,062.99 110.22 7,000.00 100.00 5,764.70 22,037.92
22,037.92 9,060.67 110.19 7,000.00 100.00 5,762.88 22,033.73
22,033.73 9,059.27 110.17 7,000.00 100.00 5,761.78 22,031.22
22,031.22 9,058.43 110.16 7,000.00 100.00 5,761.12 22,029.71
22,029.71 9,057.92 110.15 7,000.00 100.00 5,760.73 22,028.80
22,028.80 9,057.62 110.14 7,000.00 100.00 5,760.49 22,028.26
22,028.26 9,057.44 110.14 7,000.00 100.00 5,760.35 22,027.93
22,027.93 9,057.33 110.14 7,000.00 100.00 5,760.26 22,027.73
22,027.73 9,057.26 110.14 7,000.00 100.00 5,760.21 22,027.61
22,027.61 9,057.22 110.14 7,000.00 100.00 5,760.18 22,027.54
22,027.54 9,057.20 110.14 7,000.00 100.00 5,760.16 22,027.50
22,027.50 9,057.19 110.14 7,000.00 100.00 5,760.15 22,027.48
22,027.48 9,057.18 110.14 7,000.00 100.00 5,760.15 22,027.46
22,027.46 9,057.17 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.45
22,027.45 9,057.17 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.45
76 | P a g e
22,027.45 9,057.17 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.17 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44
Ukuran berat pesawat
Lbs Kg
Wto 48,572.08 22027.44
We 19,971.70 9057.16
77 | P a g e
Wf 12,701.51 5760.14
Berdasarkan Design point
W/S 85
T/W 1.00
AR 3.1
Dimensi pesawat
Ukuran m ft
Fuselage
Panjang 15.66 51.36
Diameter 1.22 4.00
Sayap
Ct 1.69 5.54
Cr 6.69 21.94
B 12.84 42.12
S 53.74 578.16
Ekor
Horizontal
Cth 0.85 2.79
Crh 3.31 10.86
Bh 3.43 11.25
m2 ft2
Sh 7.13 23.43
Ah 1.7
Vertikal
Ctvt 0.99 3.25
78 | P a g e
Crvt 3.12 10.23
Bvt 3.76 12.33
m2 ft2
Svt 7.73 83.13
Avt 1.8
Konfigurasi F-45 Cakar Elang DALAM DATCOM
Perhitungan Performance F-45 Cakar Elang
PRESTASI TERBANG MENANJAK
h T p rho thrust
(m) (K) (Pa)
(kg/
m^3) N
0 308 101325 1.14603 19123
79 | P a g e
7
200 306.7 99103.11536 1.12565
18923
7
400 305.4 96920.82435
1.10554
9
18723
7
600 304.1 94777.58545
1.08572
3
18523
7
800 302.8 92672.8623
1.06617
1
18323
7
1000 301.5 90606.12366
1.04688
8
18123
7
1200 300.2 88576.84335
1.02787
3
17923
7
1400 298.9 86584.5003
1.00912
3
17723
7
1600 297.6 84628.57843
0.99063
6
17523
7
1800 296.3 82708.56669
0.97240
9
17323
7
2000 295 80823.959
0.95443
9
17123
7
2200 293.7 78974.25425
0.93672
4
16923
7
2400 292.4 77158.95624
0.91926
1
16723
7
2600 291.1 75377.57368
0.90204
9
16523
7
2800 289.8 73629.62015
0.88508
3
16323
7
3000 288.5 71914.61407 0.86836 16123
80 | P a g e
3 7
3200 287.2 70232.07869
0.85188
5
15923
7
3400 285.9 68581.54205
0.83564
7
15723
7
3600 284.6 66962.53694
0.81964
7
15523
7
3800 283.3 65374.60091
0.80388
2
15323
7
4000 282 63817.2762 0.78835
15123
7
4200 280.7 62290.10977
0.77304
8
14923
7
4400 279.4 60792.6532
0.75797
5
14723
7
4600 278.1 59324.46273
0.74312
7
14523
7
4800 276.8 57885.09918
0.72850
2
14323
7
5000 275.5 56474.12797
0.71409
8
14123
7
5200 274.2 55091.11906
0.69991
3
13923
7
5400 272.9 53735.64695
0.68594
4
13723
7
5600 271.6 52407.29062 0.67219
13523
7
5800 270.3 51105.63353
0.65864
7
13323
7
6000 269 49830.2636 0.64531 13123
81 | P a g e
4 7
6200 267.7 48580.77314
0.63218
8
12923
7
6400 266.4 47356.75889
0.61926
7
12723
7
6600 265.1 46157.82192
0.60654
9
12523
7
6800 263.8 44983.56767
0.59403
1
12323
7
7000 262.5 43833.60587
0.58171
2
12123
7
7200 261.2 42707.55056
0.56958
9
11923
7
7400 259.9 41605.02004 0.55766
11723
7
7600 258.6 40525.63682
0.54592
3
11523
7
7800 257.3 39469.02766
0.53437
6
11323
7
8000 256 38434.82346
0.52301
6
11123
7
8200 254.7 37422.6593
0.51184
2
10923
7
8400 253.4 36432.1744
0.50085
1
10723
7
8600 252.1 35463.01208
0.49004
1
10523
7
8800 250.8 34514.81971
0.47941
1
10323
7
9000 249.5 33587.24876 0.46895 10123
82 | P a g e
8 7
9200 248.2 32679.95469 0.45868 99237
9400 246.9 31792.59698
0.44857
5 97237
9600 245.6 30924.83909
0.43864
1 95237
9800 244.3 30076.3484
0.42887
6 93237
10000 243 29246.79625
0.41927
8 91237
10200 241.7 28435.85786
0.40984
5 89237
10400 240.4 27643.21231
0.40057
5 87237
10600 239.1 26868.54256
0.39146
6 85237
10800 237.8 26111.53537
0.38251
7 83237
11000 236.5 25371.88128
0.37372
4 81237
11200 235.2 24649.27463
0.36508
7 79237
11400 233.9 23943.41349
0.35660
4 77237
11600 232.6 23253.99964
0.34827
1 75237
11800 231.3 22580.73857
0.34008
9 73237
12000 230 21923.33943 0.33205 71237
83 | P a g e
4
12200 228.7 21281.51501
0.32416
5 69237
12400 227.4 20654.98171 0.31642 67237
12600 226.1 20043.45954
0.30881
8 65237
12800 224.8 19446.67206
0.30135
5 63237
13000 223.5 18864.34637
0.29403
2 61237
13200 222.2 18296.2131
0.28684
5 59237
13400 220.9 17742.00636
0.27979
3 57237
13600 219.6 17201.46373
0.27287
5 55237
13800 218.3 16674.32621
0.26608
8 53237
14000 217 16160.33825 0.25943 51237
14200 216 15659.24766 0.25255 49237
14400 216 15170.80562
0.24467
2 47237
14600 216 14694.76666
0.23699
5 45237
14800 216 14230.88862
0.22951
3 43237
15000 216 13778.93262
0.22222
4 41237
15200 216 13338.66306 0.21512 39237
84 | P a g e
4
15400 216 12909.84757
0.20820
8 37237
15600 216 12492.257
0.20147
3 35237
15800 216 12085.66539
0.19491
6 33237
16000 216 11689.84994
0.18853
2 31237
16200 216 11304.59098
0.18231
9 29237
16400 216 10929.67199
0.17627
2 27237
16600 216 10564.87951
0.17038
9 25237
16800 216 10210.00317
0.16466
5 23237
17000 216 9864.835609
0.15909
8 21237
17200 216 9529.17252
0.15368
5 19237
17400 216 9202.812569
0.14842
1 17237
17600 216 8885.557397
0.14330
5 15237
17800 216 8577.211586
0.13833
2 13237
18000 216 8277.582641 0.1335 11237
18200 216 7986.48096 0.12880 9237
85 | P a g e
5
18400 216 7703.719814
0.12424
4 7237
18600 216 7429.115321
0.11981
6 5237
18800 216 7162.486421
0.11551
5 3237
19000 216 6903.654853
0.11134
1 1237
19200 216 6652.445131 0.10729 -763
19400 216 6408.684518
0.10335
8 -2763
19600 216 6172.203006
0.09954
4 -4763
19800 216 5942.833286
0.09584
5 -6763
20000 216 5720.41073
0.09225
8 -8763
PRESTASI TERBANG MENURUN
Alt alt rho RD RD RD
(ft) (m) (m/s) (ft/s) (ft/min)
0 0 1.14603
14.7397
6
48.2637
8
2895.82
7
656.814
4 200 1.12565
14.8725
9
48.6987
1
2921.92
3
1313.62
9 400
1.10554
9
15.0071
9
49.1394
4
2948.36
6
1970.44 600 1.08572 15.1435 49.5860 2975.16
86 | P a g e
3 3 8 6 4
2627.25
8 800
1.06617
1
15.2818
1
50.0386
8
3002.32
1
3284.07
2 1000
1.04688
8
15.4219
1
50.4974
1
3029.84
5
3940.88
7 1200
1.02787
3 15.5639
50.9623
5
3057.74
1
4597.70
1 1400
1.00912
3
15.7078
3
51.4336
2
3086.01
7
5254.51
6 1600
0.99063
6
15.8537
2
51.9113
3 3114.68
5911.33 1800
0.97240
9
16.0016
2 52.3956
3143.73
6
6568.14
4 2000
0.95443
9
16.1515
5
52.8865
4
3173.19
3
7224.95
9 2200
0.93672
4
16.3035
6
53.3842
9
3203.05
7
7881.77
3 2400
0.91926
1
16.4576
9
53.8889
5
3233.33
7
8538.58
8 2600
0.90204
9
16.6139
7
54.4006
7 3264.04
9195.40
2 2800
0.88508
3
16.7724
4
54.9195
7
3295.17
4
9852.21
7 3000
0.86836
3
16.9331
4
55.4457
9
3326.74
7
10509.0
3 3200
0.85188
5
17.0961
3
55.9794
6
3358.76
8
11165.8
5 3400
0.83564
7
17.2614
3
56.5207
2
3391.24
3
11822.6 3600 0.81964 17.4290 57.0697 3424.18
87 | P a g e
6 7 9 2 3
12479.4
7 3800
0.80388
2
17.5991
6 57.6266
3457.59
6
13136.2
9 4000 0.78835
17.7716
9
58.1915
1
3491.49
1
13793.1 4200
0.77304
8
17.9467
1
58.7646
2
3525.87
7
14449.9
2 4400
0.75797
5
18.1242
9
59.3460
6
3560.76
4
15106.7
3 4600
0.74312
7
18.3044
6
59.9360
1
3596.16
1
15763.5
5 4800
0.72850
2
18.4872
8
60.5346
3
3632.07
8
16420.3
6 5000
0.71409
8
18.6727
9
61.1420
9
3668.52
5
17077.1
8 5200
0.69991
3
18.8610
6
61.7585
6
3705.51
4
17733.9
9 5400
0.68594
4
19.0521
4
62.3842
2
3743.05
3
18390.8 5600 0.67219
19.2460
8
63.0192
6
3781.15
5
19047.6
2 5800
0.65864
7
19.4429
4
63.6638
5
3819.83
1
19704.4
3 6000
0.64531
4
19.6427
7
64.3181
9
3859.09
1
20361.2
5 6200
0.63218
8
19.8456
5
64.9824
7
3898.94
8
21018.0
6 6400
0.61926
7
20.0516
2 65.6569
3939.41
4
21674.8 6600 0.60654 20.2607 66.3416 3980.50
88 | P a g e
8 9 5 8 1
22331.6
9 6800
0.59403
1
20.4731
1
67.0370
2
4022.22
1
22988.5
1 7000
0.58171
2
20.6887
5
67.7431
4
4064.58
8
23645.3
2 7200
0.56958
9
20.9077
6
68.4602
5
4107.61
5
24302.1
3 7400 0.55766 21.1302
69.1885
9
4151.31
6
24958.9
5 7600
0.54592
3
21.3561
3 69.9284
4195.70
4
25615.7
6 7800
0.53437
6
21.5856
4 70.6799
4240.79
4
26272.5
8 8000
0.52301
6 21.8188
71.4433
4
4286.60
1
26929.3
9 8200
0.51184
2
22.0556
8
72.2189
9
4333.13
9
27586.2
1 8400
0.50085
1
22.2963
6
73.0070
8
4380.42
5
28243.0
2 8600
0.49004
1
22.5409
3 73.8079
4428.47
4
28899.8
4 8800
0.47941
1
22.7894
7
74.6217
1
4477.30
3
29556.6
5 9000
0.46895
8
23.0420
6
75.4487
9
4526.92
8
30213.4
6 9200 0.45868
23.2987
9
76.2894
4
4577.36
6
30870.2
8 9400
0.44857
5
23.5597
6
77.1439
3
4628.63
6
31527.0 9600 0.43864 23.8250 78.0125 4680.75
89 | P a g e
9 1 4 9 5
32183.9
1 9800
0.42887
6
24.0947
5
78.8957
2
4733.74
3
32840.7
2 10000
0.41927
8
24.3689
7
79.7936
3
4787.61
8
33497.5
4 10200
0.40984
5
24.6478
2
80.7066
6 4842.4
34154.3
5 10400
0.40057
5
24.9313
8
81.6351
5
4898.10
9
34811.1
7 10600
0.39146
6
25.2197
6
82.5794
5
4954.76
7
35467.9
8 10800
0.38251
7
25.5130
9 83.5399
5012.39
4
36124.7
9 11000
0.37372
4
25.8114
6
84.5168
8
5071.01
3
36781.6
1 11200
0.36508
7
26.1149
9
85.5107
7
5130.64
6
37438.4
2 11400
0.35660
4 26.4238
86.5219
5
5191.31
7
38095.2
4 11600
0.34827
1
26.7380
2
87.5508
3 5253.05
38752.0
5 11800
0.34008
9
27.0577
7
88.5978
1
5315.86
9
39408.8
7 12000
0.33205
4
27.3831
8
89.6633
2
5379.79
9
40065.6
8 12200
0.32416
5
27.7143
7
90.7477
9
5444.86
7
40722.5 12400 0.31642 28.0515
91.8516
7 5511.1
41379.3 12600 0.30881 28.3947 92.9754 5578.52
90 | P a g e
1 8 3 6
42036.1
2 12800
0.30135
5 28.7441
94.1195
3
5647.17
2
42692.9
4 13000
0.29403
2
29.0998
8
95.2844
7
5717.06
8
43349.7
5 13200
0.28684
5
29.4621
7
96.4707
5
5788.24
5
44006.5
7 13400
0.27979
3
29.8311
3
97.6788
9
5860.73
4
44663.3
8 13600
0.27287
5
30.2069
4
98.9094
3
5934.56
6
45320.2 13800
0.26608
8
30.5897
5
100.162
9
6009.77
5
45977.0
1 14000 0.25943
30.9797
5
101.439
9
6086.39
5
46633.8
3 14200 0.25255
31.3989
2
102.812
4
6168.74
6
47290.6
4 14400
0.24467
2
31.9003
8
104.454
4
6267.26
5
47947.4
5 14600
0.23699
5
32.4129
7
106.132
8 6367.97
48604.2
7 14800
0.22951
3
32.9370
1
107.848
7
6470.92
5
49261.0
8 15000
0.22222
4
33.4728
2
109.603
2
6576.19
3
49917.9 15200
0.21512
4
34.0207
6
111.397
4
6683.84
3
50574.7
1 15400
0.20820
8
34.5811
6
113.232
4
6793.94
2
51231.5 15600 0.20147 35.1544 115.109 6906.56
91 | P a g e
3 3 4 2
51888.3
4 15800
0.19491
6
35.7408
5
117.029
6
7021.77
8
52545.1
6 16000
0.18853
2 36.3409
118.994
4
7139.66
6
53201.9
7 16200
0.18231
9
36.9549
6
121.005
1
7260.30
6
53858.7
8 16400
0.17627
2
37.5834
4 123.063
7383.78
1
54515.6 16600
0.17038
9
38.2267
9
125.169
6
7510.17
6
55172.4
1 16800
0.16466
5
38.8854
6
127.326
3
7639.57
9
55829.2
3 17000
0.15909
8 39.5599
129.534
7
7772.08
3
56486.0
4 17200
0.15368
5
40.2506
2
131.796
4
7907.78
3
57142.8
6 17400
0.14842
1
40.9581
1 134.113
8046.77
9
57799.6
7 17600
0.14330
5
41.6828
9
136.486
2
8189.17
3
58456.4
9 17800
0.13833
2
42.4255
1
138.917
8
8335.07
1
59113.3 18000 0.1335
43.1865
4
141.409
7
8484.58
5
59770.1
1 18200
0.12880
5
43.9665
5
143.963
8 8637.83
60426.9
3 18400
0.12424
4
44.7661
7
146.582
1
8794.92
5
61083.7 18600 0.11981 45.5860 149.266 8955.99
92 | P a g e
4 6 1 6 4
61740.5
6 18800
0.11551
5
46.4267
5
152.019
5
9121.16
8
62397.3
7 19000
0.11134
1
47.2890
5 154.843 9290.58
63054.1
9 19200 0.10729
48.1736
4
157.739
5 9464.37
63711 19400
0.10335
8
49.0812
6
160.711
4
9642.68
4
64367.8
2 19600
0.09954
4
50.0126
7
163.761
2
9825.67
2
65024.6
3 19800
0.09584
5
50.9686
8
166.891
5
10013.4
9
65681.4
4 20000
0.09225
8
51.9501
2
170.105
2
10206.3
1
PRESTASI TERBANG MENDARAT
Ao
A Cl(wing) Vmin T D f SB SB Sfr SLG
(m/s) m (ft) (ft) (ft)-5 0.4733 129.4511 191273 91900.1 65170 -1013.5 -3328.5 -977.79 -4306.3
-4 0.5705 117.9088 191273 76242.4 65170 -933.96 -3067.1 -445.30 -3512.5
-3 0.6731 108.5511 191273 64620.89 65170 -862.477 -2832.44 -409.96 -3242.4
-2 0.7766 101.0591 191273 56008.65 65170 -800.66 -2629.42 -381.668 -3011.09
-1 0.8819 94.83404 191273 49321.15 65170 -746.243 -2450.72 -358.158 -2808.87
0 0.9863 89.67459 191273 44100.5 65170 -699.133 -2296 -338.673 -2634.67
1 1.0907 85.27491 191273 39879.27 65170 -657.617 -2159.66 -322.056 -2481.72
2 1.1942 81.49583 191273 36422.98 65170 -621.056 -2039.59 -307.784 -2347.38
3 1.2959 78.23267 191273 33564.57 65170 -588.885 -1933.94 -295.46 -2229.4
4 1.3922 75.47847 191273 31242.87 65170 -561.351 -1843.52 -285.058 -2128.58
5 1.4795 73.21776 191273 29399.34 65170 -538.525 -1768.56 -276.52 -2045.08
6 1.5551 71.41588 191273 27970.11 65170 -520.207 -1708.4 -269.715 -1978.11
93 | P a g e
7 1.6145 70.08981 191273 26941.05 65170 -506.666 -1663.93 -264.707 -1928.63
8 1.6541 69.24574 191273 26296.06 65170 -498.023 -1635.54 -261.519 -1897.06
9 1.6739 68.83498 191273 25985.02 65170 -493.812 -1621.71 -259.968 -1881.68
10 1.4957 72.82017 191273 29080.91 65170 -534.492 -1755.31 -275.019 -2030.33
11 1.4597 73.71267 191273 29798.12 65170 -543.538 -1785.02 -278.389 -2063.41
12 1.412 74.9474 191273 30804.76 65170 -556.006 -1825.96 -283.053 -2109.02
13 1.3562 76.47369 191273 32072.2 65170 -571.338 -1876.31 -288.817 -2165.13
14 1.2995 78.12424 191273 33471.58 65170 -587.808 -1930.4 -295.05 -2225.45
15 1.2455 79.79985 191273 34922.78 65170 -604.401 -1984.9 -301.379 -2286.27
16 1.1942 81.49583 191273 36422.98 65170 -621.056 -2039.59 -307.784 -2347.38
17 1.1483 83.10865 191273 37878.88 65170 -636.756 -2091.15 -313.875 -2405.03
18 1.1069 84.64859 191273 39295.62 65170 -651.613 -2139.94 -319.691 -2459.63
19 1.0709 86.05963 191273 40616.6 65170 -665.108 -2184.26 -325.02 -2509.28
20 1.0394 87.35395 191273 41847.53 65170 -677.382 -2224.57 -329.908 -2554.48
Vtd Va Vf D
[gamma
] SF HF SG+SF
deg (ft) (ft) ft148.8687 168.2864 158.5776 91900.11 -29.5746 -8355.77 2205.706 -12662.1
135.5951 153.2814 144.4382 76242.45 -24.1713 -5751.06 1231.412 -9263.56
124.8337 141.1164 132.9751 64620.89 -20.307 -4131.43 739.9019 -7373.83
116.2179 131.3768 123.7973 56008.65 -17.5056 -3103.59 477.8427 -6114.68
109.0591 123.2843 116.1717 49321.15 -15.36 -2406.69 324.5418 -5215.57
103.1258 116.577 109.8514 44100.5 -13.7004 -1924.16 231.1521 -4558.83
98.06615 110.8574 104.4618 39879.27 -12.3671 -1573.43 170.4726 -4055.15
93.72021 105.9446 99.83239 36422.98 -11.2805 -1312.52 129.6243 -3659.89
89.96758 101.7025 95.83503 33564.57 -10.385 -1114.59 101.2884 -3344
86.80024 98.12202 92.46113 31242.87 -9.65947 -965.731 81.5994 -3094.31
84.20042 95.18309 89.69176 29399.34 -9.08451 -855.125 67.9344 -2900.2
82.12826 92.84064 87.48445 27970.11 -8.63941 -774.003 58.46531 -2752.12
80.60328 91.11676 85.86002 26941.05 -8.31926 -718.097 52.22508 -2646.73
79.6326 90.01946 84.82603 26296.06 -8.11873 -684.126 48.55107 -2581.19
79.16022 89.48547 84.32285 25985.02 -8.02206 -668.037 46.84291 -2549.72
83.74319 94.66622 89.20471 29080.91 -8.9853 -836.701 65.74182 -2867.03
84.76957 95.82647 90.29802 29798.12 -9.2088 -878.481 70.74881 -2941.89
86.18951 97.43162 91.81057 30804.76 -9.52274 -938.837 78.19893 -3047.85
94 | P a g e
87.94474 99.4158 93.68027 32072.2 -9.91843 -1017.68 88.3057 -3182.81
89.84287 101.5615 95.70219 33471.58 -10.3559 -1108.43 100.4443 -3333.88
91.76982 103.7398 97.75481 34922.78 -10.8101 -1206.62 114.1673 -3492.9
93.72021 105.9446 99.83239 36422.98 -11.2805 -1312.52 129.6243 -3659.89
95.57495 108.0412 101.8081 37878.88 -11.7377 -1419.54 145.9153 -3824.57
97.34588 110.0432 103.6945 39295.62 -12.1833 -1527.72 163.0405 -3987.35
98.96857 111.8775 105.423 40616.6 -12.5995 -1632.16 180.1841 -4141.44
100.457 113.5601 107.0086 41847.53 -12.9879 -1732.58 197.2173 -4287.06
Rate Of Climb
h rc rc(m) m/s ft/min
0309.354
461870.8
8
200307.225
461445.0
9
400305.041
861008.3
5
600302.804
660560.9
2
800300.515
160103.0
1
1000298.174
459634.8
8
1200295.783
859156.7
5
1400293.344
358668.8
6
1600290.857
258171.4
3
1800288.323
557664.6
9
2000285.744
357148.8
7
2200283.120
956624.1
7
2400280.454
256090.8
3
2600277.745
355549.0
6
95 | P a g e
2800274.995
454999.0
7
3000272.205
454441.0
8
3200269.376
453875.2
8
3400266.509
5 53301.9
3600263.605
652721.1
2
3800260.665
852133.1
7
4000257.691
151538.2
3
4200254.682
5 50936.5
4400251.640
950328.1
8
4600248.567
349713.4
6
4800245.462
749092.5
3
5000242.327
948465.5
9
5200 239.16447832.8
1
5400235.971
947194.3
8
5600232.752
546550.4
9
5800229.506
645901.3
2
6000226.235
245247.0
3
6200222.939
144587.8
2
6400219.619
343923.8
5
6600216.276
5 43255.3
6800212.911
742582.3
47000 209.525 41905.1
96 | P a g e
6 2
7200206.119
241223.8
3
7400202.693
140538.6
3
7600199.248
439849.6
7
7800195.785
639157.1
2
8000192.305
738461.1
4
8200188.809
437761.8
9
8400185.297
537059.5
1
8600181.770
836354.1
68800 178.23 35646
9000174.675
934935.1
7
9200171.109
134221.8
3
9400167.530
633506.1
1
9600163.940
832788.1
7
9800160.340
732068.1
4
10000156.730
831346.1
6
10200153.111
930622.3
9
10400149.484
729896.9
4
10600145.849
829169.9
710800 142.208 28441.6
11000138.559
927711.9
7
11200134.906
126981.2
1
11400131.247
326249.4
5
97 | P a g e
11600127.584
125516.8
2
11800123.917
224783.4
5
12000120.247
224049.4
5
12200116.574
823314.9
6
12400112.900
5 22580.1
12600109.224
921844.9
8
12800105.548
721109.7
4
13000101.872
420374.4
8
1320098.1966
519639.3
3
1340094.5219
9 18904.413600 90.849 18169.8
1380087.1782
517435.6
5
14000 83.510316702.0
6
1420079.9012
115980.2
4
1440076.4687
515293.7
5
1460073.0205
914604.1
2
1480069.5570
313911.4
1
1500066.0783
913215.6
8
1520062.5849
512516.9
9
1540059.0770
1 11815.4
1560055.5548
611110.9
7
1580052.0187
910403.7
6
98 | P a g e
1600048.4690
89693.81
6
1620044.9060
18981.20
1
1640041.3298
48265.96
9
1660037.7408
67548.17
2
1680034.1393
36827.86
517000 30.5255 6105.1
1720026.8996
55379.92
9
1740023.2620
14652.40
3
1760019.6128
63922.57
1
1780015.9524
23190.48
4
1800012.2809
5 2456.19
182008.59868
61719.73
7
184004.90586
4981.172
7
186001.20271
6240.543
3
Tabel V-n Diagram
n
(pos) V (m/s) V(kts)
0 0 0
0.1
22.9050
3
44.5238
1
0.2 32.3926
62.9661
8
0.3 39.6726 77.1175
99 | P a g e
7 1
0.4
45.8100
6
89.0476
3
0.5 51.2172
99.5582
7
0.6
56.1056
3
109.060
6
0.7
60.6010
1
117.798
9
0.8 64.7852
125.932
4
0.9
68.7150
9
133.571
4
1
72.4320
6
140.796
7
1.1
75.9673
9
147.668
8
1.2
79.3453
5 154.235
1.3
82.5852
5
160.532
9
1.4
85.7027
7
166.592
9
1.5
88.7107
9 172.44
1.6
91.6201
1
178.095
3
1.7
94.4398
5
183.576
4
1.8 97.1778 188.898
100 | P a g e
1 5
1.9 99.8407
194.074
8
2
102.434
4
199.116
5
2.1 104.964
204.033
7
2.2
107.434
1
208.835
2
2.3
109.848
7
213.528
7
2.4
112.211
3
218.121
2
2.5
114.525
1
222.619
1
2.6
116.793
2
227.027
8
2.7 119.018
231.352
5
2.8 121.202
235.597
9
2.9
123.347
4
239.768
1
3 125.456 243.867
3.1
127.529
8
247.898
1
3.2
129.570
4
251.864
7
3.3 131.579 255.769
101 | P a g e
4 8
3.4
133.558
1
259.616
2
3.5 135.508
263.406
4
3.6
137.430
2
267.142
9
3.7
139.325
8
270.827
8
3.8
141.196
1
274.463
2
3.9
143.041
9
278.051
1
4
144.864
1
281.593
3
4.1
146.663
7
285.091
5
4.2
148.441
6
288.547
3
4.3
150.198
3
291.962
2
4.4
151.934
8
295.337
6
4.5
153.651
6
298.674
8
4.6
155.349
5
301.975
2
4.7 157.029
305.239
9
4.8 158.690 308.47
102 | P a g e
7
4.9
160.335
2
311.666
7
5 161.963
314.830
9
5.1
163.574
6
317.963
6
5.2
165.170
5
321.065
8
5.3
166.751
1
324.138
3
5.4
168.316
9
327.181
9
5.5
169.868
2
330.197
4
5.6
171.405
5
333.185
7
5.7
172.929
2
336.147
4
5.8
174.439
5
339.083
3
5.9
175.936
9
341.993
9
6
177.421
6 344.88
6.1 178.894
347.742
1
6.2
180.354
4
350.580
9
6.3 181.803 353.396
103 | P a g e
8
6.4
183.240
2
356.190
5
6.5
184.666
2
358.962
5
6.6
186.081
3
361.713
2
6.7
187.485
7
364.443
1
6.8
188.879
7
367.152
8
6.9
190.263
5
369.842
6
7
191.637
2
372.512
9
7.1
193.001
2
375.164
3
7.2
194.355
6
377.797
1
7.3
195.700
6
380.411
6
7.4
197.036
5
383.008
3
7.5
198.363
4
385.587
5
7.6
199.681
4
388.149
6
7.7
200.990
8
390.694
9
7.8 202.291 393.223
104 | P a g e
7 7
7.9
203.584
3
395.736
3
8
204.868
8
398.233
1
8.1
206.145
3
400.714
3
8.2
207.413
9
403.180
3
8.3
208.674
7
405.631
2
8.4
209.928
1
408.067
5
8.5
211.173
9
410.489
3
8.6
212.412
5
412.896
9
8.7
213.643
9
415.290
5
8.8
214.868
2
417.670
4
8.9
216.085
6
420.036
8
9
217.296
2 422.39
n(neg) V(m/s) V(kts)
0 0 0
105 | P a g e
-0.1
22.9050
3
44.5238
1
-0.2 32.3926
62.9661
8
-0.3
39.6726
7
77.1175
1
-0.4
45.8100
6
89.0476
3
-0.5 51.2172
99.5582
7
-0.6
56.1056
3
109.060
6
-0.7
60.6010
1
117.798
9
-0.8 64.7852
125.932
4
-0.9
68.7150
9
133.571
4
-1
72.4320
6
140.796
7
-1.1
75.9673
9
147.668
8
-1.2
79.3453
5 154.235
-1.3
82.5852
5
160.532
9
-1.4
85.7027
7
166.592
9
-1.5 88.7107 172.44
106 | P a g e
9
-1.6
91.6201
1
178.095
3
-1.7
94.4398
5
183.576
4
-1.8
97.1778
1
188.898
5
-1.9 99.8407
194.074
8
-2
102.434
4
199.116
5
-2.1 104.964
204.033
7
-2.2
107.434
1
208.835
2
-2.3
109.848
7
213.528
7
-2.4
112.211
3
218.121
2
-2.5
114.525
1
222.619
1
-2.6
116.793
2
227.027
8
-2.7 119.018
231.352
5
-2.8 121.202
235.597
9
-2.9
123.347
4
239.768
1
-3 125.456 243.867
107 | P a g e
Data Aero
Condisi Cruise
Kecepatan = 0.7 Mach
Ketinggian = 30000 Ft
ALPHA CD CL CM0 0.034 0.223 -0.01912 0.051 0.315 -0.0433 0.061 0.361 -0.05634 0.072 0.407 -0.06965 0.084 0.451 -0.08336 0.098 0.496 -0.09647 0.112 0.54 -0.10988 0.125 0.583 -0.12459 0.138 0.621 -0.1435
10 0.15 0.656 -0.164111 0.161 0.689 -0.184512 0.171 0.718 -0.205614 0.187 0.767 -0.24916 0.197 0.803 -0.292618 0.199 0.823 -0.331320 0.192 0.817 -0.3543
Condisi Cruise
Kecepatan = 1.2 Mach
108 | P a g e
Ketinggian = 30000 Ft
ALPHA CD CL CM0 0.02 0.025 -0.03752 0.022 0.105 -0.12193 0.025 0.146 -0.16364 0.028 0.188 -0.20525 0.032 0.231 -0.24676 0.037 0.275 -0.28827 0.043 0.319 -0.32978 0.05 0.364 -0.37159 0.058 0.409 -0.4135
10 0.067 0.454 -0.455811 0.077 0.499 -0.498512 0.087 0.545 -0.541614 0.112 0.635 -0.62916 0.139 0.725 -0.717918 0.17 0.812 -0.806520 0.203 0.89 -0.8866
Condisi Cruise
Kecepatan = 2.0 Mach
Ketinggian = 30000 Ft
ALPHA CD CL CM0 0.015 0.024 -0.03142 0.019 0.09 -0.13 0.023 0.124 -0.13464 0.027 0.158 -0.1695
Condisi sea level
Kecepatan = < 0.7 Mach
109 | P a g e
Ketinggian = 0 ft
α Cl CdCm 0.25
0 0.2070.0083
6 -0.044
1 0.3230.0081
6 -0.045
2 0.4380.0080
3 -0.045
3 0.5510.0099
1 -0.046
4 0.6580.0097
9 -0.0475 0.755 0.0095 -0.048
6 0.8390.0092
8 -0.049
7 0.9050.0097
2 -0.05
8 0.9490.0108
6 -0.0519 0.971 0.0118 -0.052
10 0.7730.0594
2 -0.029
11 0.7330.0682
9 -0.02812 0.68 0.0769 -0.028
13 0.6180.0892
8 -0.027
14 0.5550.1008
3 -0.026
15 0.4950.1111
6 -0.028
16 0.4380.1206
6 -0.028
17 0.3870.1333
7 -0.02918 0.341 0.1483 -0.029
19 0.3010.1611
5 -0.03
20 0.2660.1792
7 -0.03
110 | P a g e
Perhitungan Cost
Developme
nt Cost
Production Quantity
HoursRate
(US $) US $ 100 200 300Engineering
Hours6,374,55
0 60 364,026,000479,430,000.0
0 510888000 545796000
Tooling Hours2,220,01
0 60 126,781,200165,962,160.0
0 334487400 372130200Manufacturing
Hours1,619,67
0 56 86,086,000618,814,560.0
0 915940480118779752
0Quality Control
Hours 215,400 56 11,452,000 82,302,300.00 121820100 157977100Development Support Cost 241,195,488
626,410,658.64
1239523212
1708216255
Flight Test 70,370,316150,000,000.0
0 300000000 450000000Manufacturing
Material 66,992,558667,000,000.0
0266700000
0400000000
0
Engine 6,000,000196,024,451.6
0426970674.
3590228726.
1
Avionics 80,000,000599,274,752.0
5130531034
7180441353
4
Total931578440.
6 3,585,218,982 9,315,784.41 5,264,518 3,509,679
35,852,189.8239109702.0
736055198.7
8
111 | P a g e
Total Cost 45,167,974.23
44374219.88
39564877.32
Setelah ditambah Inflasi 10 tahun dari 2010-2020
Quantity 100 200 300Development Cost per Aircraft
(US $)10,529,03
6 5,264,518 3,509,679Production Cost per Aircraft (US
$)46,251,14
139,109,70
2 36,055,199
Purchase Price (US $)56,780,17
744,374,22
0 39,564,877inflasi pertahun 2,839,009 2,218,711 1,978,244
inflasi pada tahun 202028,390,08
822,187,11
0 19,782,439
Total Cost85,170,26
566,561,33
0 59,347,316
Perbandingan Cost perunit dengan pesawat pembanding
Nama Pesawat
Mikoyan Mig-
29 F-15C Eagle Sukhoi SU-35 Mitsubishi F-2 F-45 Cakar Elang
Cost per Unit
( $M) 46 29.9 35-60 127 59
112 | P a g e
Gambar Pesawat Pembanding
Sukoi 35
113 | P a g e
Karakteristik umum
Kru: 1
Panjang: 21.9 m (72.9 ft)
Lebar sayap: 15.3 m (50.2 ft)
Tinggi: 5.90 m (19.4 ft)
Area sayap: 62.0 m² (667 ft²)
Berat kosong: 18,400 kg (40,500 lb)
Berat terisi: 25,300 kg (56,660 lb)
Berat maksimum lepas landas: 34,500 kg (76,060 lb)
Mesin: 2× Saturn 117S with TVC nozzle turbofan
o Dorongan kering: 8,800 kgf[8] (86.3 kN, 19,400 lbf) masing-masing
o Dorongan dengan afterburner: 14,500 kgf (142 kN, 31,900 lbf) masing-masing
114 | P a g e
Performa
Kecepatan maksimum : Mach 2.25[5] (2,410 km/h, 1,500 mph) at altitude
Jarak jangkau : 3,600 km (1,940 nmi) ; (1,580 km, 850 nmi near ground level)
Jarak jangkau ferri: 4,500 km (2,430 nmi) with external fuel tanks
Batas tertinggi servis : 18,000 m (59,100 ft)
Laju panjat : >280 m/s (>55,100 ft/min)
Beban sayap : 408 kg/m² (84.9 lb/ft²)
Dorongan/berat : 1.14
Persenjataan
1 × 30 mm GSh-30 cannon with 150 rounds
2 × wingtip rails for R-73 (AA-11 "Archer") air-to-air missiles or ECM pods
12 × wing and fuselage stations for up to 8,000 kg (17,630 lb) of ordnance, including:
o Air-to-Air Missiles
AA-12 Adder (R-77)
AA-11 Archer (R-73)
AA-10 Alamo (R-27)
o Air-to-Surface Missiles
AS-17 Krypton (Kh-31)
AS-16 Kickback (Kh-15)
AS-10 Karen (Kh-25ML)
AS-14 Kedge (Kh-29)
AS-15 Kent (Kh-55)
AS-13 Kingbolt (Kh-59)
o Bombs
KAB-500L
KAB-1500 laser/TV Guided Bomb
FAB-100/250/500/750/1000
115 | P a g e
Avionik
Passive phased antenna array.
Mikoyan Mig-29
Karakteristik Umum
Terbang Pertama kali
116 | P a g e
1. MiG-29 : 6 Oktober 1977
2. MiG-29M : 1989
3. MiG-29UBT : 8 Oktober 1998
Masuk Operasional : 1983
Crew : 1 orang pilot
AIRFOIL SECTIONS:
1. Wing Root : unknown (tidak diketahui)
2. Wing Tip : unknown (tidak diketahui)
DIMENSIONS (ukuran) :
1. Panjang {Length) : 56.83 ft (feet) (17.32 m)
2. Rentang Sayap (Wingspan) : 37.29 ft (11.36 m)
3. Tinggi (Height) (Sampai ujung sirip tegak stabilizer) : 15.54 ft (4.73 m)
4. Luas Permukaan Sayap (Wing Area) : 408 ft2 (38.0 m2)
5. Luas Permukaan Canard (Canard Area) : -
Bobot :
1. Kosong (Empty) : 24,030 lb (10,900 kg) (1 pounds (lbs) = 0.45359237 kilogram )
2. Typical Load : 33,600 lb (15,240 kg)
3. Max Takeoff : 40,785 lb (18,500 kg)
4. Kapasitas bahan bakar (Fuel Capacity} : -
Max Payload : 6,614 lb (3,000 kg)
Propulsi :
1. Mesin (MiG-29A) : dua Klimov/ Sarkisov RD-33 turbofan dengan afterburner dengan
daya dorong (RD-33): 36,600 lb (162.8 kN)
117 | P a g e
2. (MiG-29M): dua Klimov/ Sarkisov RD-33K turbofan dengan afterburner dengan daya
dorong (RD-33K): 41,450 lb (184.44 kN)
PERFORMANCE:
Max Level Speed :
1. at altitude: 1,520 mph (2,445 km/h) at 36,090 ft (11,000 m), Mach 2.3
2. at sea level: 805 mph (1,200 km/h), Mach 1.06
3. Initial Climb Rate : 65,000 ft (19,800 m) / min
4. Service Ceiling : 60,700 ft (18,500 m)
5. Range typical (jarak tempuh) : 810 nm (1,500 km) 340 nm (630 km) with max payload
ferry: 1,570 nm (2,900 km)
6. g-Limits : -
Persenjataan :
1. Gun (Senapan mesin) : satu unit 30-mm GSh-301 cannon (150 rounds)
2. Stations (Cantelan senjata /pod) :6 atau 7 hardpoints, pada MiG29K 9 external
hardpoints, pada MiG-29M 8 external hardpoints
3. Air-to-Air Missile (rudal udara ke udara) : R-60/AA-8 Aphid, R-27/AA- 10 Alamo,
R-73/AA-11 Archer, AA-12.
4. Air-to-Surface Missile (rudal udara ke darat) : AS-12, AS-14, AS-17
5. Bom : free-fall, berpenuntun (guided bombs), cluster bombs (bom tebar)
6. Lainnya : rocket pods (peluncur roket), ECM, munitions dispensers.
F-15 eagle
118 | P a g e
Karakteristik umum
Kru: 1
Panjang: 63,8 ft (19,44 m)
Lebar sayap: 42,8 ft (13 m)
Tinggi: 18,5 ft (5,6 m)
Area sayap: 608 ft² (56,5 m²)
Airfoil : NACA 64A006.6 root, NACA 64A203 tip
Berat kosong: 28.000 lb (12.700 kg)
Berat terisi: 44.500 lb (20.200 kg)
Berat maksimum lepas landas: 68.000 lb (30.845 kg)
Mesin: 2× Pratt & Whitney F100-100,-220, atau -229 turbofan
o Dorongan kering: 17.450 lbf (77,62 kN) masing-masing
o Dorongan dengan afterburner: 25.000 lbf untuk -220; 29.000 lbf untuk -229
(111,2 kN untuk -220; 129,0 kN untuk -229) masing-masing
Performa
119 | P a g e
Kecepatan maksimum :
o Ketinggian rendah: Mach 1,2 (1.450 km/jam)
o Ketinggian tinggi: Mach 2,5 (3.018 km/jam)
Jarak jangkau ferri: 3.000 nm (5.600 km) dengan bahan bakar eksternal
Batas tertinggi servis : 65.000 ft (20.000 m)
Laju panjat : >50.000 ft/min (254 m/s)
Beban sayap : 73,1 lb/ft² (358 kg/m²)
Dorongan/berat : 1,12 (-220), 1,30 (-229)
Persenjataan
Senjata api: 1× meriam M61A1 20 mm, 940 butir peluru
Titik keras: 4 sayap, 4 badan, 2 stasiun sayap, stasiun tengah with a capacity of 7.300 kg,
Rudal:
o AIM-7F Sparrow
o AIM-120 AMRAAM
o AIM-9 Sidewinder
Avionik
Radar:
Raytheon AN/APG-63 atau AN/APG-70 atau
Raytheon AN/APG-63(V)2 Active Electronically Scanned Array (AESA)
Countermeasures:
AN/APX-76 IFF interrogator
AN/ALQ-128 radar warning suite
AN/ALR-56 radar warning receiver
ALQ-135 internal countermeasures system
120 | P a g e
AN/ALE-45 chaff/flare dispensers
Mitshubishi F-2
Karakteristic Umum
121 | P a g e
Crew: 1 (or 2 for the F-2B)
Length: 15.52 m (50 ft 11 in)
Wingspan : 11.13 m (36 ft 6 in)
Height: 4.69 m (15 ft 5 in)
Wing area: 34.84 m² (375 ft²)
Empty weight : 9,527 kg (21,000 lb)
Loaded weight: 15,000 kg (33,000 lb)
Max takeoff weight : 22,100 kg (48,700 lb)
Powerplant: 1× General Electric F110-GE-129 turbofan
o Dry thrust: 76 kN (17,000 lbf)
o Thrust with afterburner: 120-125 kN (29,500 lbf)
Performance
Maximum speed : Mach 2.0
Range : 834 km on anti-ship mission (520 miles)
Service ceiling : 18,000 m (59,000 ft)
Wing loading : 430 kg/m² at weight of 15,000 kg (88 lb/ft²)
Thrust/weight : 0.89
Armament
20 mm JM61A1 cannon, plus maximum weapon load of 8,085 kg:
AAMs: AIM-9 Sidewinder, AIM-7 Sparrow, Mitsubishi AAM-3, Mitsubishi AAM-4 (from FY2010)
air-to-ground weapons include: ASM-1 and ASM-2 anti-ship missiles, various free-fall bombs with GCS-1 IIR seeker heads, JDAM
others: J/AAQ-2 FLIR
Avionics
Mitsubishi Active Electronically Scanned Array radar system including J/APG-1
122 | P a g e
Gripen
123 | P a g e
Karakteristik umum
Kru: 1 (2 for JAS 39B/D)
Panjang: 14.1 m (46 ft 3 in)
Lebar sayap: 8.4 m (27 ft 7 in)
Tinggi: 4.5 m (14 ft 9 in)
Area sayap: 30.0 m² (323 ft²)
Berat kosong: 5,700 kg (14,600 lb)
Berat terisi: 8,500 kg (18,700 lb)
Berat maksimum lepas landas: 14,000 kg (31,000 lb)
Mesin: 1× Volvo Aero RM12 afterburning turbofan
o Dorongan kering: 54 kN (12,100 lbf)
o Dorongan dengan afterburner: 80.5 kN (18,100 lbf)Wheel track: 2.4 m (7 ft 10 in)
Length (two-seater): 14.8 m (48 ft 5 in)
124 | P a g e
Performa
Kecepatan maksimum :
o At altitude: Mach 2 (2,470 km/h, 1,372 mph)
Radius tempur: 800 km (500 mi, 432 nmi)
Jarak jangkau ferri: 3,200 km (2,000 mi) with drop tanks
Batas tertinggi servis : 15,240 m (50,000 ft)
Beban sayap : 336 kg/m² (68.8 lb/ft²)
Dorongan/berat : 0.97
Persenjataan
1 × 27 mm Mauser BK-27 cannon 120 rounds
6 × Rb.74 (AIM-9) or Rb 98 (IRIS-T)
4 × Rb.99 (AIM-120) or MICA
4 x Rb.71 (Skyflash) or Meteor
4 x Rb.75
2 x KEPD.350
4 x GBU-12 Paveway II laser-guided bomb
4 x rocket pods 13.5 cm rockets
2 x Rbs.15F anti-ship missile
2 x Bk.90 cluster bomb
8 x Mark 82 bombs
1 x ALQ-TLS ECM pod
125 | P a g e
Rafale
Karakteristik umum
Kru: 1–2
Panjang: 15.27 m (50.1 ft)
Lebar sayap: 10.80 m (35.4 ft)
Tinggi: 5.34 m (17.5 ft)
Area sayap: 45.7 m² (492 ft²)
Berat kosong: 9,500 kg (C), 9,770 kg (B),[5] 10,196 kg (M) ()
Berat maksimum lepas landas: 24,500 kg (C/D), 22,200 kg (M)[6] (54,000 lb)
Mesin: 2× Snecma M88-2 turbofans
o Dorongan kering: 50.04 kN (11,250 lbf) masing-masing
o Dorongan dengan afterburner: 75.62 kN with M88-Eco >90 kN after 2010 (17,000
lbf) masing-masing
126 | P a g e
Performa
Kecepatan maksimum :
o High altitude: Mach 2 (1,290 knots)[5]
o Low altitude: 1,390 km/h, 750 knots
Jarak jangkau : 3,700+ km (2,000+ nmi)
Radius tempur: 1,852+ km (1,000+ nmi) on penetration mission
Batas tertinggi servis : 16,800 m (55,000 ft)
Laju panjat : 304.8+ m/s (1,000+ ft/s)
Beban sayap : 326 kg/m² (83 1/3 lb/ft²)
Dorongan/berat : 1.13
Persenjataan
Senjata api: 1× 30 mm (1.18 in) GIAT 30/719B cannon with 125 rounds
Rudal:
o Air-to-air:
MICA IR/EM or
Magic II and in the future
MBDA Meteor
o Air-to-ground:
MBDA Apache or
SCALP EG or
AASM or
GBU-12 Paveway II or
AM 39 Exocet or
ASMP-A nuclear missile
Avionik
Thales RBE2 radar
127 | P a g e
Thales SPECTRA electronic warfare system.
Thales/SAGEM OSF (Optronique Secteur Frontal) infrared search and track system.
F-22 Raptor
Karakteristik umum
Kru: 1
Panjang: 62 kaki 1 in (18,90 m)
Lebar sayap: 44 kaki 6 in (13,56 m)
Tinggi: 16 kaki 8 in (5,08 m)
Area sayap: 840 kaki² (78,04 m²)
Airfoil : NACA 64A?05,92 akar, NACA 64A?04,29 ujung
Berat kosong: 31.670 lb (14.365 kg)
128 | P a g e
Berat terisi: 55.352 lb (25.107 kg)
Berat maksimum lepas landas: 80.000 lb (36.288 kg)
Mesin: 2× Pratt & Whitney F119-PW-100 Turbofan pengarah daya dorong pitch, 35.000
lb (155,7 kN) masing-masing
Performa
Kecepatan maksimum : ≈Mach 2,42 (2.575 km/jam) pada altituda/ketinggian tinggi[19]
Kecepatan jelajah : Mach 1,72[18] (1.825 km/h) pada altituda/ketinggian tinggi
Jarak jangkau ferri: 2.000 mi (1.738 nm, 3.219 km)
Batas tertinggi servis : 65.000 kaki (19.812 m)
Laju panjat : rahasia (tidak diketahui umum)
Beban sayap : 66 lb/kaki² (322 kg/m²)
Dorongan/berat : 1,26
Maximum g-load: −3/+9 g
Persenjataan
Meriam: 1× 20 mm (0,787 in) M61A2 Vulcan gatling gun di pangkal sayap kiri, 480 butir
peluru
Udara ke udara:
6× AIM-120 AMRAAM
2× AIM-9 Sidewinder
Udara ke darat:
2× AIM-120 AMRAAM dan
2× AIM-9 Sidewinder dan salah satu:
o 2× 1.000 lb JDAM atau
o 2× Wind Corrected Munitions Dispensers (WCMDs) atau
o 8× 250 lb GBU-39 Small Diameter Bomb
129 | P a g e
Avionik
Radar : 125-150 mil (200-240 km) terhadap target 1 m² (perkiraan)
130 | P a g e
Top Related