## APLIKASI PENGUKUR 3 DERAJAT KEBEBASAN GAYA AERODINAMIKA PADA WATER TUNNEL
Rendra Dwi Firmansyah 1 ,Setiawan Bekti Wibowo 2 , Rella Mareta 3

## 1,3 Departemen Teknik Elektro dan Informatika,Sekolah Vokasi, Universitas Gadjah Mada
Yogyakarta,Indonesia

## 2Departemen Teknik Mesin, Sekolah Vokasi,Universitas Gadjah Mada
Yogyakarta,Indonesia
firmansyah_1412@ugm.ac.id 1 , setyawanbw@ugm.ac.id 2 ,rella.mareta@ugm.ac.id 3

## Abstrak
Perkembangan  teknlogi  pesawat  tanpa  awak  berkembang  pesat.Dalam  pembuatan sebuah  peswat  diperlukan  analisis  mengenai  gaya-gaya  aerodinamika  yang  bekerja pada pesawat tersebut. Analisis gaya aerodinamika dapat dilakukan melaui wind tunnel dan water  tunnel .  Pengukuran  dapat  dilakukan  dengan  visualisasi  tetapi  metode  ini tidak  memberikan  nilai  gaya  aerodinamika  secara  langsung.  Sehingga  analisis  gaya aerodinamika  tidak  dapat  dilakukan  secara  langsung.  Pengukuran  gaya  aerodinamika dapat dilakukan menggunakan sistem pengukur gaya dengan sensor load cell . Aplikasi sistem  pengukur  gaya  aerodinamika  dapat  membuat  analisis  gaya  aerodinamika secara  langsung  karena  nilai  pembacaan  gaya  langsung  ditampilkan  dalam  bentuk grafik.  Alat  ukur  ini  menggunakan Load  cell sebagai  sensor,  data  dari  load  cell  lalu  di olah  menggunakan  mikrokontroler  dan  ditampilkan  di  komputer.  Setelah  dilakukan pengujian,  alat  pengukur  gaya  ini  dapat  mengukur  gaya  Drag  dan  gaya  Lift  sesuai dengan  beban  yang  diujikan  dengan  error  kecil.  Selain  itu,  gaya  momen  dapat diketahui menggunakan sistem pengukur gaya ini. Sehingga sistem ini dapat mengukur gaya  aerodinamika  dengan  3  derajat  kebebasan  Sistem  pengukur  gaya  ini  juga  bisa menunjukkan arah gaya aerodinamika yang dialami oleh obyek tes.
Katakunci: Peswawat tanpa awak, Load Cell, Mikrokontroler, Gaya Aerodinamika

## Abstract
The  development  of  unmanned  aircraft  technology  developed  rapidly.  In  making  an airplane, an analysis of the aerodynamic forces acting on the aircraft is required. Analysis of  aerodynamic  forces  can  be  done  through  wind  tunnels  and  water  tunnels. Measurements  can  be  performed  by  visualization  but  this  method  does  not  provide  a direct aerodynamic force value. This aerodynamic force analysis cannot be done directly. Measurements of aerodynamic forces can be performed using a force measuring system with  load  cell  sensors. The  application  of  the  aerodynamic  force  measuring  system  can make  an  aerodynamic  force  analysis  directly  because  the  force  reading  values  are displayed  directly  in  graphical  form.  This  measuring  instrument  using  Load  cell  as  a sensor,  data  from  the  load  cell  are  processed  using  a  microcontroller  and  displayed  on the computer. After testing, this measuring system can  measure the Drag force and Lift force according to the load tested with small error. In addition, the momentum force can be known using this measuring system. So this system can measure aerodynamic force with 3 degrees of freedom. This force measuring system can also indicate the direction of aerodynamic forces experienced by the test object.
Keywords: Unmanned Aerial Vehicle, Load Cell, Microcontroller, Aerodynamics Force

## PENDAHULUAN
Teknologi  pesawat  terbang  tanpa awak  atau  yang  sering  disebut  UAV ( Unmanned  Aerial  Vehicle )  berkembang
dengan sangat pesat di Indonesia. Penelitian  tentang  pesawat  tanpa  awak banyak  dilakukan  mulai  dari  pembuatan, pengendalian sampai penggunaan.
Pembuatan pesawat tanpa awak tidak dapat dilakukan sembarangan, diperlukan analisis mengenai  gaya-gaya  aerodinamika  yang bekerja pada pesawat(Husnayati & Moelyadi, 2013)
Analisis  gaya  aerodinamika  dapat dilakukan  dengan  dua  cara  yaitu  analisi simulasi (Lubis, 2012) dan melalui pengukuran  menggunakan  sensor  gaya(Ma &  Song,  2013).  Analisis  gaya  aerodinamika dapat disumulasikan menggunakan Computional  Fluid  Dinamic (CFD).  Selain menggunakan simulasi, analisis Gaya aeorodinamika  dapat  dilakukan  dengan pengukuran  langsung  menggunakan test section yang dipasang pada wind tunnel(Good,  Howell,  Passmore,  &  Cogotti, 1998) atau water tunnel(Erm, 2004) .
Gaya  yang  diukur  dalam windtunne l dan waterunnel antara  lain Lift,  Drag ,  dan Roll.  Lift adalah  gaya  angkat  dari  sebuah airfoil. Drag adalah  gaya  dari  airfoil  untuk menahan  laju  fluida  (Nan,  2013). Roll adalah momen gaya antara drag dan lift.
Penelitian  tentang  pengukuran  gaya aerodinamika telah dilakukan oleh beberapa peneliti  baik  dalam windtunnel maupun watertunnel .  (Thrift,  Brumbaugh,  &  Thole, 2010)  mengusulkan  metode  pengukuran gaya  lift  dan  drag  dalam  sebuah  silinder dengan  satu  array  dengan  aspek  rasio  1. Dengan metode ini, hasil pengukuran dapat langsung dibandingkan dengan nilai prediksi drag dan lift yang dihasilkan oleh simulasi.(Erm, 2004) melakukan tes dinamik untuk  pesawat  model  dalam  water  tunnel. Metode yang digunakan dalam penelitian ini adalah  menggunakan  5  komponen  strain gauge  untuk  mengukur  gaya  dan  momen. Metode  ini  juga  dilengkapi  dengan  fitur penangkap gambar untuk melihat visualisasi gaya yang terjadi pada airfoil.
Pengukuran  dengan  menggunakan visualisasi gaya juga dilakukan oleh(Beckner  &  E.Curry,  1985).  Cristine Beckner  and  robert  E  curry  menggunakan laser  untuk  mendapatkan  visualisasi  dari gaya aerodinamika.
Pengukuran  profil  drag  sayap  juga dilakukan  oleh(Pifer  &  Bramesfeld,  2012). Metode yang digunakan dalam penelitian ini adalah  mengintegerasikan  konsep wake rake .  Metode  ini  sangat  cocok  untuk
pengukuran pesawat tipe glider.  Perbedaan metode  ini  dengan  metode  konvensional terletak  pada  proses  pengolahan  data setelah  pengukuran.  Dalam  pendekatan iterasi,  gaya  yang  terukur  akan  dikoreksi untuk  mengkompensasi  adanya  pola  yang tidak  diketahui  dan  parameter  yang  tidak diketahui.  Metode  telah  berhasil  diterapkan untuk  mengukur  profil  drag  sayap  selama penerbangan.
Pengukuran gaya aerodinamika menggunakan metode simulasi dapat memberikan  informasi  bentuk  gaya  yang terbentuk  dari  airfoil.  Dengan  metode  ini dapat dilihat juga kapan gaya aerodinamika mengalami  break down  (aliran  gaya pecah) yang  menandakan  sudut  serang  sudah maksimal.
Namun
pengukuran menggunakan visualisasi tidak dapat memberikan  informasi  berapa  besar  gaya yang  dihasilkan  oleh  airfoil  dan  gaya maksimal  yang  dihasilkan  pada  saat breakdown.  Informasi  nilai  gayasangat penting.  Untuk  mengatasi  hal  tersebut pengukuran  langsung  sangat  disarankan. Pengukuran  langsung  dapat  dilakukan dengan  menggunakan  sensor  gaya  baik strain gauge atau load cell.
Oleh  karena  itu  diusulkan  sebuah purwarupa sistem pengukur gaya aerodinamika  yang  dapat  digunakan  di dalam  water  tunnel.  Purwarupa  ini  dapat mengukur  tiga  gaya  aerodinamika  yaitu  lift, drag dan momen.

## METODE
Beberapa  metode  pengukuran  gaya aerodinamika telah diusulkan oleh beberapa peneliti  diantaranya    Purwarupa  alat  ukur terdiri  dari  2  bagian  yaitu  perangkat  keras dan  perangkat  lunak.  Perangkat  keras dibagi  menjadi  dua  yaitu  mekanik  dan elektronik.  Mekanik  untuk  alat  ukur  ini dirancang mengacu  kepada  beberapa desain  penelitian  yang  dilakukan  oleh (Yuan,  Luo,  Shin,  &  Han,  2013)dengan beberapa modifikasi.
Komponen elektronik terdiri dari sensor load  cell (Johnston,  1954;  Muller, Brito,  Pereira,  &  Brusamarello,  2010)untuk mengukur gaya, penguat, dan mikrokontroler  board  sebagai  prosesor. Perangkat lunak  dibuat  menggunakan
labview untuk  menampilkan  nilai  gaya aerodinamika yang terbaca oleh sensor dan sekaligus dapat menyimpan
hasil
pembacaannya  di  komputer.  Diagram  blok sistem ditunjukkan pada gambar 1 Gambar 1 Diagram Blok Sistem
Diagram  blok  yang  ditunjukkan  oleh gambar  1  menjelaskan  bahwa  sensor  load cell  dipasang  di  perangkat  mekanik.  Alat ukur  gaya  aerodinamika  menggunakan  4 sensor load  cell .  Sensor  loadcell  membaca besar  gaya  yang  terjadi  dan  mengubah menjadi  tegangan  yang  nantinya  dibaca oleh  mikrokontroler. Load  cell merupakan sensor yang terdiri empat strain gauge yang dirangkai dengan prinsip jembatan wheatstone (Doebelin, 2010).
Tegangan  keluaran  dari  sensor  tidak dapat  langsung  dibaca  oleh  mikrokontroler karena terlalu kecil sehingga membutuhkan penguatan.  Penguatan tegangan load cell menggunakan IC HX711. HX711 merupakan  IC  analog  to  digital  converter (ADC)  dengan  resolusi  24  bit  yang dirancang  khusus  untuk  aplikasi  yang menggunakan  sensor  dengan  konfigurasi jembatan wheatstone. HX711 dapat diakses menggunakan mikrokontroler
dengan  komunikasi  two  wires  interface (TWI).
Two  wires  interface  merupakan  salah satu jenis komunikasi yang dapat dilakukan oleh  mikrokontroler  dengan  menggunakan dua  pin  mikrokontroler.  1  pin  digunakan sebagai  jalur  data  dan  1  pin  lainnya digunakan  sebagai  jalur clock .  Setalah mengakses data dari HX711, mikrokontroler akan  mengolah  data  mentah  dari  HX711 yang  kemudian  dikonversi  menjadi  data gaya.
Data  yang  telah  dikonversi,  lalu dikirimkan  ke  computer  melalui  komunikasi serial.  Data  yang  masuk  ke  computer kemudian  akan  ditampilkan  oleh  Labview sebagai  Human  Machine  Interface  (HMI). Labview  akan  menampilkan  data  dalam bentuk  grafik.  Data  yang  telah  ditampilkan di HMI dapat disimpan di computer.
Gambar  2  menunjukkan  rancangan mekanik  tampak  dari  atas,  serta  arah  gaya aerodinamika  yang  dapat  diukur  oleh aplikasi ini. Rancangan tersebut menggunakan empat load cell yang disusun sebagai berikut :
1.  Menghadap  ke  atas  untuk  mengukur arah  gaya  keatas  dan  kebawah  yang disebut dengan LIFT 1 2.Menghadap  ke  bawah  untuk  mengukur arah  gaya  keatas  dan  kebawah  yang disebut dengan LIFT 2 3.2 load  cell menghadap  kesamping  untuk mengukur  arah  gaya  kesamping  yang disebut dengan DRAG 1 dan DRAG 2
Arah  gaya  ditunjukkan  oleh  arah panah  dan  tanda  X.  Arah  gaya  drag kesamping  kanan  seperti  yang  ditunjukan
oleh  arah  panah.  Susunan  drag  dibuat searah karena gaya drag adalah gaya yang melawan aliran maka semua dihadapkan ke sumber  aliran.  Tanda  X  menunjukkan bahwa  arah  gaya  Lift  adalah  ke  atas  dan kebawah.
Implementasi dari rancangan tersebut ditunjukkan oleh gambar 3. Dalam Implementasinya  masing-masing load  cell tidak saling bersinggungan karena akan jika bersinggungan  gaya  yang  terbaca  akan rancu. Load  cell yang  dipakai  pada  test section  adalah load  cell 1  kg.  Test  section ini  juga  dilengkapi  dengan  pengatur  sudut serang. Serta pemegang model sayap atau model pesawat yang akan diuji.
Gambar 3 Implementasi Mekanik
Gambar  4  menunjukkan  aplikasi perangkat  lunak  untuk  pengukur  gaya aerodinamika  untuk watertunnel .  Aplikasi tersebut  terdiri  dari  beberapa  bagian. Bagian  yang  pertama  adalah  grafik.  Grafik menampilkan  hasil  pembacaan  data  gaya aerodinamika  yang  telah  dibaca  oleh mikrokontroler. Gaya lift dan drag ditampilkan dalam satu grafik. Ada 4 warna grafik  yang  tampil  pada  bagian  ini,  putih
untuk  LIFT  1,  merah  untuk  LIFT  2,  biru untuk  DRAG  1  dan  hijau  untuk  DRAG  2. Aplikasi  ini  tidak  hanya  menampilkan  data gaya  aerodinamika  dalam  bentuk  grafik, tetapi juga menampilkan data yang sedang dibaca oleh mikrokontroler secara real time . Aplikasi  ini  juga  dilengkapi  dengan fitur penyimpanan  data,  jadi setalah melakukan  pengukuran  gaya  aerodinamika data dapat disimpan di komputer.
Penyimpanan  dalam  bentuk  excel  di direktori yang telah dituliskan di path file .
Komunikasi
aplikasi dengan mikrokontroler  melalui  port  serial.  Jadi
sebelum menjalankan aplikasi, harus dipilih nomor  port  yang  digunakan.  Tombol  stop digunakan untuk menghentikan aplikasi. Gambar 4 Implementasi perangkat Lunak

## HASIL DAN PEMBAHASAN
Percobaan
dilakukan dengan beberapa tahap yaitu kalibrasi, pengukuran LIFT  dan  pengukuran  DRAG.  Kalibrasi dilakukan  untuk  memastikan  nilai  gaya yang  terbaca load  cell sama  dengan  gaya yang  dibebankan  pada load  cell .  Kalibrasi dilakukan  pada  masing-masing load  cell dengan  cara  memberikan  beban  yang sudah  diketahui  beratnya  kemudian  diatur faktor kalibrasi di mikrokontroler.
Kalibrasi  LIFT  dilakukan  dengan  cara memberikan  beban  pada  ujung  alat  ukur yang berwarna keemasan yang ditunjukkan
oleh  gambar  3.  Beban  yang  digunakan untuk kalibrasi adalah 25g. Kalibrasi  DRAG berbeda  dengan  pengukuran  LIFT  karena arah  gaya  nya  kesamping  bukan  atas- bawah  sehingga  diperlukan  mekanisme pengukuran  khusus  untuk  mendapatkan nilai  DRAG.  Cara  pengukuran  DRAG dilakukan  dengan  mengaitkan  benang  ke ujung alat ukur dan benang tersebut ditarik 45 0 sehingga  gaya    yang  dialami  oleh load cell sama  dengan  gaya  yang  diberikan  oleh benda  yang  diukur.  Cara  pengukuran  ini ditunjukkan oleh gambar 5.
Gambar 5 Cara Pengukuran Drag
Pengukuran LIFT dan DRAG
menggunakan  4  beban  dengan  berat  yang berbeda.  Keempat  benda  tersebut  memiliki berat masing-masing sebesar 22g, 25g, 34g
dan 88g. Masing-masing benda diambil data sebanyak 100 kali.
Pengukuran  LIFT  dilakukan  sebanyak empat kali dengan beban 22g, 25g, 34g dan 88g.  Hasil  pengukuran  LIFT  dengan  beban 22g ditunjukkan oleh gambar 6.

## Gambar 6 Grafik Hasil Pengukuran LIFT beban 22g
Nilai LIFT didapatkan dari pembacaan Load  cell 1  dan Load  cell 2.  Arah  gaya mempengaruhi  pembacaan  nilai  dari load cell .  Jika  arah  gayanya  kebawah,  sensor satu  akan  bernilai  negatif  dan  sensor  dua bernilai  positif  sebaliknya jika arah  gayanya keatas, sensor satu akan bernilai positif dan sensor dua akan bernilai negatif.
Awal  pembacaan  nilai  yang  terbaca mendekati  0,  hal  ini  terjadi  karena  beban belum  digantungkan  ke  alat  ukur.  Pada
detik 40 terjadi lonjakan dari masing-masing sensor,  hal  ini  terjadi  karena  pada  saat peletakan  beban  uji,  bebannya  masih bergerak sehingga mempengaruhi pembacaan load  cell .  Setelah  beberapa saat pembacaan load cell mulai  stabil.  Nilai yang  terbaca  dari load  cell 1  adalah  -29g. Pembacaan  LIFT  dari load  cell adalah  20g. Nilai yang terbaca mempunyai error sebesar 9g untuk load cell 1 dan 2g untuk load cell 2.
Hasil  menunjukkan  bahwa load  cell 3 dan load  cell 4  juga  mengalami  perubahan nilai.  Pada  saat  awal  peletakan  benda, kedua  sensor  ini  juga  mengalami  lonjakan nilai  yang  akhirnya  stabil.  Perubahan  nilai load  cell 3  tidak  terlalu  signifikan,  tetapi sensor  4  berubah  dari  0g  menjadi  -7g. Perubahan ini disebabkan oleh beban yang diletakan  pada  saat  pengukuran  LIFT mempengaruhi load cell 4.
Pada saat pengukuran LIFT
seharusnya  nilai  DRAG  tidak  terpengaruh karena  arah  gaya  yang  diberikan  oleh beban  berbeda  dengan  arah  gaya  yang dialami oleh load cell 3 dan load cell 4.
Gambar 7 Hasil Pengukuran LIFT Beban 25g
Gambar  7  menunjukkan  grafik  hasil percobaan  pengukuran  lift  dengan  beban 25g.  Terjadi  sedikit  ripple  pada  tengah- tengah  pengukuran,  ini  disebabkan  oleh adanya  pergerakan  yang  dialami  oleh sensor. Pada saat peletakan  beban, sensor 1 dan 2 tidak mengalami ripple karena pada percobaan  ini  peletakan  beban  dilakukan dengan  hati-hati.    Grafik  menunjukkan bahwa  nilai  yang  terbaca  oleh  sensor  1 adalah  adalah  -30g.  Masih  terdapat  error sebesar  5g.  Pembacaan  sensor  2  sebesar 23g dengan eror sebesar 2g. Sensor 3 dan sensor  4  mengalami  lonjakan  pada  saat peletakan  beban  kemudian  turun  lagi  dan stabil pada satu nilai.
Percobaan  pengukuran  LIFT  dengan beban  34g  dan  88g  menunjukkan  grafik yang  hampir  sama  yaitu  sensor  1  dan sensor  2  menunjukkan  nilai  yang  hampir sama dengan nilai bebannya yaitu sebesar - 43g  dan  31g  untuk  beban  34g.  Sensor  1 mempunyai  error  sebesar  9g  sedangkan sensor  2  mempunyai  error  sebesar  3  g. Pengukuran LIFT dengan beban
88gmenunjukkan nilai sebesar -94g dengan error  sebesar  6g  untuk  sensor  1.  Sensor  2 menunjukkan  nilai  sebesar  90g  dengan error  sebesar  2g.  Sensor  3  dan  sensor  4 tidak  terlalu  terpengaruh  oleh  pemberian beban pada alat ukur dengan arah gaya ke bawah.
Percobaan  kelima  adalah  pengukuran DRAG yang dilakukan dengan cara berbeda dengan  pengukuran  LIFT.  Pengukuran dilakukan  dengan  menggunakan  benang seperti  yang  ditampilkan  pada  eksperimen setup  dengan  beban  yang  sama  dengan pengukuran  LIFT  yaitu  22g,  24g,  34g,  dan 88g.  Hasil  pengukuran  DRAG  ditunjukkan oleh grafik pada gambar 8. Pembacaan nilai gaya  DRAG  dengan  beban  22g  sebesar 21g untuk sensor 3 dengan error 1g. Sensor 4  menunjukkan  hasil  pembacaan  sebesar 21g  juga  dengan  error  1g.  Kedua  sensor mempunyai nilai positif. Hal ini menunjukkan arah  gaya  dari  kedua  sensor  ini  searah untuk  pengukuran  gaya  DRAG.  Pada pengukuran  DRAG  tidak  ada  perbedaan
arah  gaya  dari  masing-masing  sensor,
sehingga tidak ada momen yang terjadi.
Gambar 8 Hasil Pengukuran Drag beban 22g
Grafik pada gambar 8 juga menunjukkan bahwa sensor 1 dan sensor 2 terpengaruh  saat  melakukan  pengukuran DRAG.  Perubahan  nilai  yang  signifikan ditunjukkan oleh pembacaan sensor 1 yang mencapai  -9g.  Perubahan  nilai  juga  terjadi pada sensor 2 tetapi tidak terlalu signifikan. Hal ini disebabkan oleh pengaruh peletakan beban  pada  saat  pengukuran  DRAG. SPada saat melakukan pengukuran DRAG, nilai LIFT dapat diabaikan.
Percobaan keenam adalah pengukuran  DRAG  dengan  beban  25g. Hasil  pengukuran  ditunjukkan  oleh  grafik pada gambar 9. Pada percobaan ini, sensor 3 dan sensor 4 mengalami ripple pada saat beban  diletakan  tetapi  kemudian  nilai pembacaan  stabil.  Sensor  3  menunjukkan gaya  DRAG  yang  terukur  sebesar  24g dengan  error  1g.  Sensor  4  menunjukkan nilai  DRAG  sebesar  23g  dengan  error  2g. Hasil  percobaan  ini  menunjukkan  adanya selisih antara sensor 3 dan sensor 4. Selisih ini  bukan  disebabkan  oleh  momen.  Sensor
1 masih terpengaruh oleh pemberian beban untuk pengukuran DRAG. Hasil pengukuran menunjukkan  nilai  dari  sensor  1  sebesar  - 9g.  Sedangkan  sensor  2  tidak  terlalu terpengaruh  oleh  pengukuran  DRAG.  Hasil pengukuran menunjukkan sensor 2
membaca gaya yang terjadi sebesar -2.5g.
Pengukuran DRAG dengan
menggunakan  beban  34g,  dibaca  oleh sensor  3  sebesar  33g  dengan  error  3g. Sensor  4  menunjukkan  nilai  sebesar  31 dengan error 2g. Sensor 1 masih terpengaruh oleh pengukuran DRAG. Sedangkan sensor 2 tidak terlalu terpengaruh.  Percobaan  terakhir  adalah pengukuran  DRAG  dengan  beban  88g. Dalam pengukuran ini sensor 3 membacaca 78g  yang  berarti  mempunyai  error  sebesar 10g. Sensor 4 menunjukkan nilai pembacaan sebesar 77g.
Gambar 9 Hasil Pengukuran Drag beban 25g
Hasil percobaan menunjukkan bahwa sistem pengukur  gaya  aerodinamika 3  derajat  kebebasan  telah  bekerja  dengan baik.  Hal ini ditunjukkan  oleh  hasil pengukuran LIFT dan DRAG yang mempunyai error kecil dan mempunyai arah gaya yang seuai dengan teori. Selain dapat mengukur  LIFT  dan  DRAG,  alat  ukur  ini dapat  menunjukkan  gaya  momen  dari sebuah  model  pesawat  atau  model  sayap. Momen dapat dihitung dengan menjumlahkan  pengukuran  lift  1  dan  lift  2. Jika  nilai  lift  1  dan  lift  2  sama,  maka  tidak terjadi momen atau nilai momennya 0. Nilai gaya  momen  ini  juga  penting  dalam melakukan  analisis  perancangan  pesawat terbang.

## SIMPULAN
Kesimpulan  dari  makalah  ini  adalah aplikasi  alat  ukur  tiga  derajat  kebebasan telah dapat bekerja dengan baik ditunjukkan oleh  error  yang  kecil  dan  ketepatan  arah gaya.  Alat  ini  dapat  diimplementasikan  ke water  tunnel  untuk  melakukan  pengukuran gaya  aerodinamika.  Gaya  aerodinamika yang  dapat  diukur  dengan  menggunakan aplikasi  ini  adalah  LIFT,  DRAG,  dan MOMEN LIFT(ROLL).

## DAFTARPUSTAKA
Beckner,  C.,  &  E.Curry,  R.  (1985).  Water Tunnel  Flow  Visualisation. Nasa Technical Memorandum, 86743 , 16.
Doebelin,  E.  O.  (2010). Measurement System  :  Application  and  Design . University  of  California:  McGraw- Hill. Erm,  L.  P.  (2004). Dynamic  Testing  of Aircraft  Models  in  a  Water  Tunnel. Paper presented at the 15th Australasian Fluid Mechanics Conference, The University of Sydney,Sidney,Australia. Good, G. M. L., Howell, J. P., Passmore, M.
A., & Cogotti, A. (1998). A Comparison of On Road Aerodynamic  Drag  Measurements with Wind Tunnel Data from
Pininfarina and MIRA.
Paper presented at the International Congress and Exposition, Detroit,Michigan. Husnayati,  N.,  &  Moelyadi,  M.  A.  (2013). Analisis  Aerodinamika  dan  Studi Parameter  Sayap  CN-235  Kondisi Terbang Jelajah (Aerodynamic
Analysis  and  Parametric  Sturdy  Of CN-235  Wing  At  Cruise  Condition).
Jurnal  Teknologi  Dirgantara,  10 (2),
9.
Johnston,  D.  L.  (1954).  Load  Cell  Force Tranducers. Journal  of  The  British Institution of Radio Engineers , 8. Lubis,  M.  M.  (2012).  Analisis  Aerodinamika Airfoil  Naca  2412  Pada  Sayap Pesawat  Model  Tipe  Glider  Dengan Menggunakan  Software  Berbasis Computional  Fluid  Dinamic  Untuk Memperoleh Gaya Angkat Maksimum. E-Dinamis, II (2), 10.
Ma,  J.,  &  Song,  A.  (2013).  Fast  Estimation of Strains for Cross-Beams Six-Axis
Force/Torque Sensors
by Mechanical  Modeling. Sensors,  13 , 18. doi: 10.3390 Muller,  I.,  Brito,  R.  M.  d.,  Pereira,  C.  E.,  & Brusamarello,  V.  (Cartographer). (2010). Load Cells In Force Sensing Analysis-Theory and a Novel Application. Nan, L. (2013). The Methods of Drag Force Measurement  in  Wind  Tunnels. (Master), University of Gavle. Pifer,  E.  A.,  &  Bramesfeld,  G.  (2012).
Measuring  Wing  Profile  Drag  using an Integrating
Wake
Rake.
Technical Soaring, 36 (3), 9. Thrift, A. A., Brumbaugh, S. J., &  Thole,  K.
A. (2010). A Methodology to Measure  Aerodynamic  Forces  on
Cylinders  in  Channel  Flow. Journal of Fluids Engineering, 132 , 9. Yuan, C., Luo, L.-P., Shin, K.-S., & Han, C.- S. (2013). Design and Analysis of a 6  DOF  Force/Torque  Sensor  For
Human Gait Analysis. Paper presented  at  the  13th  International Conference  on  Control,  Automation and System (ICCAS 2013), Kimdaejung Convention Center,
Gwangju, Korea.