## RANCANG BANGUN MODEL WAHANA HOVERWING XHW-1
Taufiq Mulyanto dan Digit Mitra Baruna Fakultas Teknik Mesin dan Dirgantara, ITB e-mail: taufiq.mulyanto@ae.itb.ac.id
Diterima 5 September  2011; Disetujui 29 November 2011

## ABSTRACT
Hoverwing  craft  is  a  combination  of hovercraft  and  WiSE-craft. Hoverwing  craft operation  has    transition  phase  from  air  cushion  lift  to  aerodynammic  lift,  and  vice versa. A Hovering model, named XHW-1, was designed and built to understand further the design problem related to this kind of vehicle and to observe the transition phase. To  simplify  construction,  manufacture  and  testing,  but  without  reducing  the uniqueness of the vehicle, the model was designed to be operated on a flat surface. The design  considered  hovercraft  related  aspect  and  aircraft  aspect  as  well.  The configuration  chosen  was  monohull.  The  model  weight  755  gr,  has  1.2  m  wing  span, and  20  x  30  cm  air  cushion.  Preliminary  test  showed  that  air  cushion  could  function properly and that model could reach 3 m/s forward speed.
Keywords: Hoverwing, Hovercraft, WiSE-craft, Design, Model build

## ABSTRAK
Wahana  Hoverwing  merupakan  perpaduan  antara  wahana  hovercraft  dengan wahana  WISE-craft.  Pada  wahana  Hoverwing  terjadi  fase  transisi  atau  fase  peralihan dari  fase  hover  menggunakan  gaya  angkat  bantalan  udara  ke  fase  terbang  airborne murni  menggunakan  gaya  angkat  aerodinamik  yang  dihasilkan  oleh  sayap,  dan sebaliknya.  Sebuah  model  hoverwing  XHW-1  dirancang  bangun  untuk  dapat mengetahui  lebih  jauh  mengenai  permasalahan  perancangan  wahana  hoverwing  dan untuk  dapat  mengamati  fenomena  fase  transisi  ini.  Untuk  memudahkan  konstruksi, pembuatan dan pengujiannya, namun tanpa menghilangkan kekhususan dari wahana ini, maka model dirancang untuk diterbangkan di atas permukaan lantai datar. Model dirancang dengan  memperhatikan  pertimbangan  perancangan  hovercraft  dan pesawat terbang.  Konfigurasi  yang  dipilih  adalah  konfigurasi  monohull.  Model  memiliki  berat 755  gr  dengan  panjang  span  sayap  1,2  m  dan  ukuran  bantalan  udara  20  x  30  cm. Pengujian model menunjukkan bahwa bantalan udara dapat bekerja dengan baik dan model dapat melaju dengan kecepatan sekitar 3 m/s.
Kata kunci: Hoverwing, hovercraft, WiSE-craft, perancangan, wahana model
1 PENDAHULUAN
1.1 Latar Belakang
Wahana  Wing  in  Surface  Effect (WISE-craft)  dirancang  untuk  beroperasi di  permukaan  air.  Pada  waktu  lepas landas,  WISE-craft  akan  bersentuhan dengan permukaan air dan menimbulkan gaya  hambat  hidrodinamika  yang  me- ningkat  secara  tajam  seiring  dengan bertambahnya  kecepatan  hingga  men- capai  hump  speed.  Kondisi  ini  menye- babkan  daya  yang  diperlukan  oleh WISE-craft  pada  saat  lepas  landas
menjadi  sangat  besar,  namun kelebihan daya  tersebut  tidak  dapat  digunakan untuk  meningkatkan  kecepatan  terbang WISE-craft  karena  batasan  kestabilan wahana  [Aubin,  Stephan,  2001].  Untuk mengurangi  kebutuhan  daya  ini,  gaya hambat hidrodinamika yang terjadi perlu dikurangi. Gambar 1-1 mengilustrasikan kondisi  tersebut  [Tim  WISE  LPPM-ITB, 2005].  Garis  solid  memperlihatkan  gaya hambat  total  dan  garis  putus-putus memperlihatkan  gaya  dorong  tersedia. Garis  solid  yang  lebih  landai  memper- lihatkan  bagaimana  pengurangan  gaya
hambat  hidrodinamik  saat  lepas  landas dapat mengurangi kebutuhan gaya dorong secara keseluruhan.
Gambar 1-1:  Kurva  skematik  gaya  hambat
dan  gaya  dorong  terhadap kecepatan

## 1.2 Hoverwing
Konsep hoverwing digunakan untuk  mengurangi  gaya  hambat  hidro- dinamika  saat  WISE-craft  lepas  landas dari  permukaan  air.  Prinsip  kerja  dari wahana  hoverwing  adalah  menciptakan bantalan  udara  di  antara  wahana dengan permukaan air di bawahnya untuk mengurangi hingga
menghilangkan kontak  lambung  wahana  dengan  air, sehingga mengurangi gaya hambat hidrodinamika. Wahana
hoverwing merupakan  perpaduan  antara  wahana hovercraft  dengan  WISE-craft.  Prinsip hovercraft  adalah  menciptakan  bantalan udara di antara wahana dan permukaan sehingga  wahana  melayang  akibat  gaya angkat  yang  dihasilkan  bantalan  udara. Sementara pada WiSE-craft, gaya angkat dihasilkan oleh gaya aerodina-mika yang bekerja pada sayap.
Untuk  mempermudah  analisis, fase transisi hoverwing ditentukan sebagai fase  ketika  gaya  angkat  dari  bantalan udara mulai berkurang/bertambah seiring perubahan  kecepatan  dan  ketinggian wahana terhadap permukaan, dan digantikan  oleh  gaya  angkat  aerodina- mik  dari  sayap  yang  bertambah  seiring bertambah/berkurangnya kecepatan wahana.  Fase  transisi  diawali  saat wahana  melayang  murni  meng-gunakan gaya angkat bantalan udara  dan diakhiri fase  ketika  wahana  melayang  murni menggunakan  gaya  angkat  aerodinamik sayap dan sebaliknya.
Gambar 1-2:  WiSE craft dan skema
transisinya Setidaknya  ada  dua  konfigurasi hoverwing yang dapat digunakan: katamaran dengan dua lambung kembar dan  monohull  dengan  satu  lambung. Ilustrasi  wahana  dan  skema  transisi WiSEcraft  dan  hoverwing  ditampilkan pada  Gambar 1-2 sampai  dengan Gambar 1-4.
Gambar 1-3:  Hoverwing  konfigurasi  kata- maran  dan  skema  transisi- nya (foto: se-technology.com)
Gambar 1-4:  Hoverwing  konfigurasi  mono- hull  dan  skema  transisinya (foto: thefutureofthing.com)
1.3 Tujuan dan Batasan Perancangan
Sebuah  model  hoverwing  yang diberi  nama  XHW-1  dirancang  bangun untuk  dapat  mengetahui  lebih  jauh mengenai desain wahana hoverwing dan untuk  dapat  mengamati  fenomena  fase transisi.  Untuk  memudahkan  konstruksi, pembuatan  dan  pengujiannya,  namun tanpa  menghilangkan  kekhususan  dari wahana  ini,  maka  model  dirancang untuk  diterbangkan  di  atas  permukaan lantai  datar.  Model  dirancang  dengan memperhatikan  pertimbangan  peran- cangan hovercraft dan pesawat terbang.
Mengingat  terbatasnya  literatur mengenai  hoverwing  dan  fase  transisi- nya,  model  wahana  hoverwing  dibuat dengan  persyaratan  perancangan  seder- hana,  yaitu  panjang  span  sayap  sama atau  kurang  dari  1,2  m  agar  dapat dioperasikan di dalam ruangan dan meng- gunakan  2  buah  sistem  propulsi  yang terpisah dalam menghasilkan gaya dorong dan  menciptakan  bantalan  udara.  Dua buah  sistem  propulsi  diperlukan  untuk meniadakan  keterkaitan  antara  kedua- nya  dan  mempermudah  pengamatan fase transisi.
Model juga dirancang agar mudah dibuat,  memiliki  kecepatan  terbang serendah  mungkin,  serta  jarak  sayap sedekat  mungkin  dengan  permukaan untuk  mendapatkan  pengaruh  surface effect.

## 2 PERANCANGAN KONSEPTUAL
Perancangan  konseptual  dilaku- kan  dengan  menyusun  berbagai  aspek operasional  dan  konstruksi  yang  akan mempengaruhi  rancangan  serta    mema- dukannya  dengan  pengetahuan  prinsip- prinsip  perancangan  pesawat  terbang dan hovercraft.

## 2.1 Sistem Propulsi
Untuk  membuat  model  wahana yang  ringan  dengan  prestasi  memadai diputuskan memakai motor listrik brushless  dan  baterai  lithium  polymer sebagai sistem propulsi. Wahana
Hoverwing  XHW-1  memiliki  dua  buah sistem  propulsi  masing-masing  untuk memutar  propeller  menghasilkan  gaya dorong  dan  untuk  memutar  fan  men- ciptakan bantalan udara. Propeller sebagai gaya  dorong  ditempatkan  di  depan–atas fuselage  utama  sedangkan  fan  bantalan udara  ditempatkan  tepat  di  tengah fuselage  utama  berhimpit  dengan  titik pusat  gravitasi  (CG).  Dua  buah  sistem propulsi  tersebut  ditenagai  oleh  sebuah baterai lithium polymer 11,1 volt.

## 2.2 Sayap
Kecepatan  terbang  rendah  dapat diperoleh  dengan  membuat  wahana dengan harga wing loading yang rendah. Untuk  mencapai  harga  wing  loading rendah, maka wahana harus ringan dan memiliki  sayap  yang  relatif  luas.  Diper- lukan  konsep  konstruksi  dan  pemilihan material  yang  tepat  agar  kompromi tersebut dapat dicapai.
Sayap  wahana  model  dipilih  ber- bentuk rectangular dengan panjang span 1,2  m,  sudut  swept  0 ° .  Harga  aspek rasio  dipilih  sama  dengan  4,  sehingga panjang chord sayap adalah 0,3 m.
Letak sayap dibuat sedekat mungkin  dengan  permukaan  untuk mendapatkan  pengaruh  efek  permu- kaan.  Airfoil  sayap  dipilih  jenis  Clark  Y mengacu pada desain WiSE-8 [Tim WISE LPPM-ITB,  2005].  Clark  Y  merupakan airfoil  yang  memiliki  kontur  permukaan bawah yang  relatif  datar  sehingga  cocok untuk  digunakan  pada  wahana  yang memanfaatkan surface effect.

## 2.3 Fuselage

## Fuselage  utama  model  Hoverwing
XHW-1  merupakan  tempat  pemasangan sistem  bantalan  udara,  komponen  serta sistem-sistem  lainnya.  Pada  struktur utama  ini  akan  bertumpu  sayap,  tail boom,  sistem  propulsi,  roda  pendarat, bantalan udara dan sistem radio kontrol. Untuk  dapat  menumpu  semua  beban ini, maka struktur fuselage utama perlu dibuat  dengan  konstruksi  dari  material yang relatif  kuat. Bagian tengah struktur
fuselage  utama  akan  memiliki  lubang untuk  intake  bantalan  udara.  Penem- patan  sayap  pada  fuselage  utama memperhitungkan  letak  titik  CG  yang berhimpit tepat di tengah-tengah fuselage utama, yaitu pada 25%  dari chord sayap. Bentuk fuselage bagian belakang berupa dua  buah  pipa  silinder  berbahan  serat karbon dengan konfigurasi double tailboom,  Struktur  tailboom  harus  kuat, ringan,  dan  cukup  kaku  untuk  penem- patan ekor horizontal dan ekor vertikal.

## 2.4 Ekor Horisontal dan Vertikal
Ekor  horizontal  dan  ekor  vertikal dirancang  memiliki  ukuran  total  yang cukup  besar  agar  memiliki  koefisien volume ekor CVT dan CHT cukup besar. Konfigurasi  dan  konstruksinya  harus dibuat  sedemikian  rupa  sehingga  kuat dan  ringan  sehingga tidak  terlalu  meng- geser  letak  titik  berat  ke  belakang. Solusi  konfigurasi  yang  dipilih  adalah konfigurasi  T-tail  ganda.  Konfigurasi  ini selain  ringan  juga  menambah  kekakuan bidang  ekor  serta  memudahkan  pema- sangan servo untuk bidang-bidang kendali. Untuk memudahkan pembuatannya, namun  tetap  sesuai  dengan  fungsinya, maka  ekor  horisontal  dan  ekor  vertikal menggunakan  penampang  airfoil  pelat datar.

## 2.5 Bantalan Udara dan Roda Pendarat
Bantalan  udara  model  Hoverwing XHW-1  dipilih  konfigurasi  yang  seder- hana,  yaitu  plenum  chamber  seperti diilustrasikan  pada  Gambar  2-1.  Sistem ini  dipilih  untuk  menyederhanakan proses perancangan dan pembuatannya. Plenum  chamber  adalah  sistem  bantalan udara  dimana  udara  bertekanan  ditiup- kan langsung ke dalam rongga di bawah wahana  sebagai  bantalan  luncur.  Udara akan  mengalir  melewati  celah  antara permukaan bawah dinding rongga dengan permukaan.  Kelemahan  dari  sistem plenum  chamber  adalah  kecenderungan
mengalami pressure loss sehingga kurang stabil.
Gambar 2-1:  Konfigurasi  bantalan  udara
plenum chamber Konfigurasi  fan  yang  dipilih  untuk menghasilkan tekanan adalah fan sentrifugal.  Konfigurasi  ini  memberikan ketahanan  terhadap  benturan  benda- benda  asing  dibandingkan  dengan  fan aksial.
Skirt bantalan udara model Hoverwing  XHW-1  terbuat  dari  plastik. Model  Hoverwing  XHW-1  pada  saat mendarat  selain  menggunakan  bantalan udara  juga  dibantu  oleh  roda  pendarat sebagai  penahan  beban  impak.  Roda pendarat  juga  berfungsi  melindungi  fan dari benturan.
Konfigurasi wahana model Hoverwing  XHW-1  diilustrasikan  pada Gambar 2-2 berikut.
Gambar 2-2:  Konfigurasi umum model hoverwing XHW-1
3 PERANCANGAN AWAL
3.1 Pemilihan  Komponen  Sistem  Pro- pulsi dan Kendali
Dalam  perancangan  sebuah  wa- hana,  ketersediaan  sistem-sistem  yang diperlukan sering menjadi sebuah kendala. Untuk  menghindari  hal  tersebut  dan untuk  memastikan  bahwa  hasil  ran- cangan  dapat  dibuat,  maka  keter- batasan  atas  ketersediaan  sistem  perlu mendapat  perhatian  sejak  awal  proses. Sistem  yang  diperlukan  dalam  model wahana hoverwing XHW-1 adalah sistem propulsi dan sistem kendali.
Pemilihan  sistem  dilakukan  di- dasarkan  pertimbangan  berat,  fungsi, harga  dan  ketersediaannya.  Sistem  pro- pulsi  dan  kendali  elektrik  utama  yang terpasang pada model Hoverwing adalah seperti pada Tabel 3-1 berikut.
Tabel 3-1:  KOMPONEN  SISTEM  HOVER-

## WING XHW-1
Komponen Sistem Jenis Jumlah Motor listrik brushless Tower Pro 2408-21 2 Electric speed control Tower Pro 18A 2 Baterai lithium polymer GWS BP3S1P1300 1 Micro servo Hitec HS-55 super feather 4 Receiver mikro GWS R6NII 6- Ch Naro 1

## 3.2 Penentuan Berat Awal
Salah satu parameter perancangan utama  yang  harus  ditetapkan  adalah berat take  off.  Untuk  wahana  model  ini, berat take off ditentukan dengan mengacu pada berat sistem yang akan digunakan. Berdasarkan  data  spesifikasi  sistem, didapat  bahwa  berat  sistem  elektrik model  Hoverwing  XHW-1  adalah  302 gram.  Berat  total  wahana  diestimasi dengan mengacu pada rasio berat sistem terhadap  berat  total  dalam  referensi [Nylson, Benny, 2005]. Didapatkan estimasi  berat  awal  model  Hoverwing XHW-1 sebesar 0,75 kg.

## 3.3 Perancangan Bantalan Udara
Dimensi  awal  bantalan  udara ditentukan  dengan  mengacu  pada  rasio panjang  dan  lebar  bantalan  udara  serta rasio  panjang  dan  tinggi  bantalan  dari beberapa  wahana  hovercraft  berpenum- pang  pada  referensi  [Mantle,  Peter  J., 1980]. Rasio panjang dan lebar bantalan udara  dari  data  beberapa  wahana hovercraft  berpenumpang  rata-rata  adalah 1,9 : 1. Panjang bantalan udara terlebih dahulu ditentukan sebesar 30 cm sesuai dengan  panjang  chord  sayap  sehingga lebar  bantalan  udara  adalah  15,8  cm. Untuk  menambah  kestabilan  bantalan udara  arah  lateral  karena  penempatan sayap di kanan dan kiri bantalan udara, maka  lebar  bantalan  udara  ditambah menjadi 20 cm. Dengan demikian, dimensi bantalan  udara  yang  akan  dibuat  ber- bentuk  persegi  empat  dengan  panjang (L) 30 cm dan lebar (B) 20 cm.
Rasio  rata-rata  antara  panjang dan  tinggi  bantalan  udara  rata-rata adalah  16:1,  artinya  untuk  panjang bantalan  udara  30  cm  maka  tinggi bantalan  udara  adalah  sekitar  2  cm. Tinggi  bantalan  udara  2  cm  ini  tidak bisa  diterapkan  pada  rancangan  karena terkendala oleh konfigurasi fan dan roda pendarat  yang  diletakkan  di  dalam bantalan udara. Oleh karena itu, dengan mengalokasikan ruang untuk pemasang- an fan dan roda pendarat sebesar 4,5 cm di  dalam bantalan  udara,  maka  ditetap- kan tinggi bantalan udara model wahana Hoverwing  XHW-1  adalah  sekitar  6  cm. Tebal  fan  diambil  dengan  mempertim- bangkan  tinggi  clearance  yang  cukup terhadap  permukaan  tanah,  terhadap permukaan bawah  fuselage  utama, panjang  shaft  dari  motor  brushless, serta mekanisme penguncian fan dengan shaft.  Cleareance  sebesar  1,5  cm  diper- lukan  untuk  menjamin  roda  pendarat tidak menyentuh permukaan saat bantalan udara beroperasi.
3.4 Penentuan Propeller
Diameter  propeller  model  wahana dapat  dihitung  menggunakan  persamaan (3-1)  sebagai  berikut  [Simons,  Martin, 1999]:
4 2 10000 53,5 bhp D rpm mph     (3-1)
Keterangan:
D = Diameter propeller (cm) bhp  = Daya output motor (hp) rpm  = Putaran motor (rpm) mph  = kecepatan terbang wahana (mph)
Menggunakan  persamaan  di  atas dan  dengan  mengetahui  besar  daya motor 0,185 hp (138 watt) dan perkiraan kecepatan  jelajah  14,4  mph  (6,45  m/s) serta  estimasi  besar  putaran  propeller antara  5000-7000  rpm,  maka  diperoleh ukuran  diameter  propeller  sebesar  6  –  7 inchi.  Dengan  pertimbangan  kompati- bilitas  pemasangan  pada  motor  elektrik dari  beberapa  pilihan  propeller  yang tersedia,  maka  propeller  yang  dipilih adalah GWS EP7035 (7x3.5 inch).

## 3.5 Perancangan Fan
Batasan awal yang dipakai  dalam merancang fan adalah dimensi bantalan udara.  Berdasarkan  referensi  [Mantle, Peter J., 1980], diperoleh rasio tebal fan terhadap diameter adalah 0,17, sehingga untuk  tebal  fan  2,5  cm,  maka  diameter fan  yang  sesuai  adalah  15  cm.  Kece- patan  putar fan akan  ditentukan kemu- dian sesuai dengan dimensi fan.
Langkah  selanjutnya  adalah  me- nentukan besar tekanan dalam bantalan udara  untuk  mengangkat  berat  wahana sebesar 755 gram dengan persamaan (3-2) sebagai berikut:
c W p S 
(3-2)
Keterangan:
P c = Tekanan  udara  di  dalam  bantalan udara, (N/m 2 ) W   = Berat wahana, (N)
S    = Luas  penampang  bantalan  udara,
(m 2 )
Dengan  ukuran  luas  penampang bantalan  udara  0,06  m 2 ,  maka  dapat diketahui  besarnya  tekanan  di  dalam bantalan udara (P c ) untuk menghasilkan gaya angkat sama sebesar berat wahana adalah 123,5 N/m 2 . Besarnya aliran udara yang mele- wati fan sentrifugal (Q) dapat ditentukan dengan persamaan (3-3) berikut.
2 . . . c c Q p C h D
       
(3-3)

## Keterangan:
Q  = Debit aliran udara masuk ke dalam bantalan udara, (m 3 /s) h  = Tinggi clearance, (m) D c = Koefisien discharge
C   = Perimeter kebocoran bantalan udara,
(m)
Dengan  harga  tinggi  clearance bantalan  udara  5  mm,  perimeter  kebo- coran 1 m, besar koefisien discharge 0,5, besar aliran udara yang melewati sentrifugal  fan  (Q)  didapatkan  sebesar
0,0375 m 3 /s.
Selanjutnya besar diameter spesifik fan  (D s )  dihitung  dengan  persamaan  (3- 4) berikut.
  1/ 4 1/ 4
1/ 2 1/ 2 s D p D Q      (3-4)
Dari  hasil  perhitungan  didapatkan nilai diameter spesifik sebesar 2,5 dengan asumsi kerapatan udara 1,1 kg/m 3 pada ketinggian  700  m  di  atas  permukaan laut.
Setelah  mendapatkan  harga  dia- meter  spesifik  (D s ),  selanjutnya  dapat ditentukan  kecepatan  spesifik  (N s )  dari fan  untuk  mencapai  efisiensi  tinggi sesuai  kurva  Cordier  dan  Balje  [Mantle, Peter  J.,  1980]  yang  didekati  oleh persamaan (3-5).
2 0.90 s s D N   (3-5)
Harga  kecepatan  spesifik  yang didapatkan besarnya 1,25. Nilai ini masih di  dalam  selang  batasan  kriteria  kece- patan  spesifik  untuk  fan  sentrifugal  (Ns < 3) [Mantle, Peter J., 1980]. Selanjutnya dicari  besarnya  kecepatan  fan  yang sesuai dengan persamaan (3-6).
  1/ 2 1/ 2 3/ 4 3/ 4 s nQ N p      (3-6)
Hasilnya  diperoleh  bahwa  kece- patan  putar  dari  fan  sentrifugal  (n) adalah 2150 rpm.
Selain  diameter  dan  kecepatan putar,  fan  sentrifugal  juga  memiliki parameter sudut bilah dan jumlah bilah. Menurut  Elsley  dan  Devereux  [Elsley, G.H;  Devereux,  A.J.,  1968],  sudut  bilah untuk fan sentrifugal adalah sekitar 40 ° sedangkan  jumlah  bilah  bervariasi  ber- dasarkan diameter fan sentrifugal, artinya semakin  besar  diameter  maka  jumlah bilah semakin bertambah. Dari beberapa data  fan  sentrifugal  [Mantle,  Peter  J., 1980] yang ditampilkan pada Gambar 3- 1 dan dengan menggunakan pendekatan linier,  untuk  model  Hoverwing  XHW-1 dengan  diameter  fan  15  cm,  diperoleh jumlah bilah adalah 10.
HM.2 VRC-1 VT.1 SR.N6 VA.1 SR.N4 VA.3 y = 1.6038x + 9.9099 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20 0 1 2 3 4 diameter fan (m) ju m la h b il a h
Gambar 3-1:  Grafik jumlah bilah vs diameter fan sentrifugal

## 3.6 Perancangan Fuselage

## Fuselage model Hoverwing XHW-1
terdiri dari fuselage utama dan sepasang tailboom. Struktur fuselage utama berupa struktur dek dengan dimensi panjang 30 cm  dan  lebar  20  cm  serta  tebal  pelat triplek  3  mm  dengan  lubang  di  tengah berdiameter 7,5 cm untuk inlet udara ke fan sentrifugal. Fuselage utama merupa-
kan  struktur  penopang  bantalan  udara, sambungan  sayap,  roda  pendarat  dan struktur  pemegang  motor  untuk  sistem propulsi.  Sepasang  tail  boom  sebagai penopang ekor vertikal dan ekor horizontal merupakan struktur pipa silinder panjang 45  cm  dan  berdiameter  1  cm  yang  ter- buat dari material  komposit serat karbon.

## 3.7 Perancangan Sayap
Penentuan airfoil dan sudut pasang sayap  Hoverwing  ini  mengacu  pada rancangan WiSE-8 [Tim WISE LPPM-ITB, 2005]. Airfoil Clark-Y dengan permukaan bawah datar dan sudut pasang 8 ° dipilih. Sementara  geometri  sayap  rectangular sederhana dan  material  styrofoam  dipilih agar memudahkan pembuatan dan pema- sangannya.  Dengan  geometri  ini,  sudut dihedral sayap dibuat 0 ° agar ketinggian sayap terhadap permukaan seragam.
Bidang  kendali  aileron  untuk kendali  gerakan  roll  memiliki  panjang chord  sekitar  25%   dari  panjang  chord sayap yaitu 7,5 cm dengan panjang span aileron  masing-masing  0,5  m.  Sayap kanan  dan  kiri  disambung  mengguna- kan front  spar dan rear  spar sedemikian rupa sehingga dapat diintegrasikan dengan intake  fan  motor  seperti  diilustrasikan pada  Gambar  3-2.  Peletakan  front  spar dan rear spar ini bukan pada posisi yang ideal,  namun  merupakan  hasil  kompromi dengan letak inlet fan.
Gambar 3-2: Sayap model Hoverwing XHW-1

## 3.8 Perancangan  Ekor  Horisontal  dan Ekor Vertikal
Ekor  horisontal  dan  ekor  vertikal dirancang  dengan  mengacu  pada  harga koefisien  volume  ekor  untuk  kategori jenis  pesawat  mini  UAV  [Yudhono,  Reo, 2007]. Model Hoverwing XHW-1 dirancang untuk  terbang  dengan kecepatan  rendah, sehingga  akan  diperlukan  harga  koefisien
ekor  yang  relatif  besar.  Harga  koefisien volume  ekor  horisontal  (CHT)  dipilih  0,8 sedangkan  harga  koefisien  volume  ekor vertikal  (CVT)  dipilih  0,09.  Dari  hasil perhitungan  dan  dengan  menentukan letak masing-masing ekor terhadap sayap, didapatkan  luas  ekor  horizontal  sebesar 0,2  m 2 dan  luas  ekor  vertikal  sebesar
0,1 m 2 .
Ekor  horizontal  dan  ekor  vertikal model  hoverwing  XHW-1  mempunyai konfigurasi  T-tail  ganda.    Luas  area masing-masing  ekor  vertikal  dan  ekor horizontal  adalah  luas  total  dibagi  dua. Ekor  horisontal  memiliki  luas  masing- masing  0,1  m 2 dipasang  sejajar  atas bawah seperti konfigurasi biplane, sedang ekor  vertikal  memiliki  luas  masing- masing 0,05 m 2 dipasang tegak sejajar. Ada  dua  pilihan  material  yang akan  dipakai  untuk  membuat  ekor horisontal  maupun  ekor  vertikal  yaitu polyfoam atau rangka kayu balsa dengan  skin  plastik  warp.  Konstruksi rangka  balsa  kemudian  dipilih  karena memberikan keuntungan dari sisi berat. Ilustrasi  konstruksi  ekor  terlihat  pada Gambar 3-3 dan Gambar 3-4.
Gambar 3-3:  Ekor horisontal model Hoverwing XHW-1
Gambar 3-4: Ekor vertikal Hoverwing XHW-1
Bidang kendali pada ekor horizontal dan  ekor  vertikal  sebagai  kemudi  model untuk gerakan pitch dan yaw ditentukan memiliki ukuran 25% chord.

## 3.9 Perancangan Roda Pendarat
Roda pendarat perlu dipasangkan pada  model  hoverwing  XHW-1  agar saat gaya angkat total yang dihasilkan belum cukup  untuk  mengangkat  keseluruhan berat  wahana,  berat  wahana  tidak bertumpu  pada  fuselage  maupun  pada struktur  fan  sentrifugal.  Penggunaan roda  pendarat  terutama  adalah  untuk menjaga  agar  wahana  tetap  dapat  me- luncur selama kesetimbangannya belum tercapai.
Roda pendarat pada model Hoverwing  terdiri  dari  4  buah  roda  dari karet  busa  dengan  diameter  2  cm  dan struktur roda pendarat yang terbuat dari kawat  baja  berdiameter  2  mm.  Roda pendarat model hoverwing XHW-1 menggunakan  konfigurasi  fixed  landing gear dan tidak memiliki kemudi belok.

## 3.10 Perancangan Sistem Kendali
Sistem kendali pada model Hover- wing XHW-1 menggunakan kendali radio kontrol  5  kanal  untuk  menggerakkan servo  kendali  aileron,  rudder,  elevator, throttle  propeller  dan  throttle  fan  sentri- fugal.  Kebutuhan  dua  fungsi  throttle  ini dapat  diatasi  dengan  memanfaatkan salah satu kanal yang umumnya digunakan  untuk  kendali  trim  flap menjadi  fungsi  throttle  fan  sentrifugal. Skema  sistem  kendali  pada  model Hoverwing dapat dilihat pada Gambar 3-5. Transmitter mengirimkan perintah kendali yang  diterima  oleh  receiver  dan  diterus- kan  sesuai  kanal  kepada  servo  aileron, servo elevator, servo rudder, ESC propeller, atau  ESC  fan  sentrifugal.  Baterai  di- hubungkan ke ESC untuk sumber tenaga motor  listrik  brushless  dan  sumber tenaga servo-servo melalui Battery Electric Control (BEC) di ESC melewati receiver.
Receiver
ESC Propeller ESC Fan sentrifugal Servo Servo Servo Aileron Servo Aileron Rudder Elevator Battery Motor Propeller
Motor Fan Sentrifugal
Gambar 3-5: Skema  sistem  kendali  wahana Hoverwing XHW-1

## 3.11 Hasil Rancangan
Model Hoverwing hasil rancangan memiliki berat 755 gram dengan panjang span  1200  mm,  panjang  keseluruhan 738 mm dan tinggi 312 mm.  Titik berat berada  pada  25%  mac  dan  bertepatan dengan  titik  tangkap  luas  bantalan udara.  Gambar  tiga  pandangan  wahana ditampilkan pada Gambar 3-6.
60 HOVERWING XHW-1 GAMBAR 3 PANDANGAN INSTITUT TEKN OLOGI BANDUNG SKALA : SATUAN : TANGGAL : 08-09-2008 DIGAMBAR : DIGIT MITRA B
PRODI : AERONAUTIKA DAN ASTRONAUTIKA DILIHAT : DR. TAUFIQ MULYANTO, ST
Gambar 3-6: Gambar tiga
pandangan wahana Hoverwing XHW-1

## 4 ANALISA HASIL RANCANGAN
4.1 Analisa Aerodinamika
Gaya  angkat  aerodinamika  yang dihasilkan sayap diestimasi dengan meng- gunakan  metode  dalam  [Raymer,  Daniel P.,  1989].  Dengan  besar  sudut  pasang sayap  8 ° dan  tanpa  memperhitungkan pengaruh  efek  permukaan,  kurva  gaya angkat diperoleh sebagaimana pada Gambar 4-1.
-0,2 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 1,4 -14 -12 -10 -8 -6 -4 -2 0 2 4 6 ko e fi si e n g ay a an gk at ( C L) sudut serang (deg) Kurva Gaya Angkat Sayap Hoverwing XHW-1 CL vs  fuselage
Gambar 4-1: Kurva koefisien gaya angkat
Gaya  hambat  total  yang  bekerja pada  hoverwing  terdiri  dari  beberapa komponen  gaya  hambat,  yaitu  gaya hambat aerodinamika (D aero ), gaya hambat momentum  akibat  debit  udara  yang mengisi  bantalan udara  (D momentum ),  gaya hambat  trim  akibat  tekanan  bantalan udara  (D trim )  dan  gaya  hambat  skirt (D skirt ) sebagai berikut [Tjahyono, Soerjanto, 1986]: hoverwing t aero momentum trim skirt
D D D D D     (4-1)
Besar gaya hambat untuk berbagai kondisi  trim  pada  rentang  kecepatan  5 m/s  sampai  10  m/s  disajikan  pada Gambar 4-2 berikut. Dalam perhitungan ini,  gaya  angkat  diasumsikan  sepenuh- nya dihasilkan oleh sayap.
-1 -0,5 0 0,5 1 1,5 2 2,5 5 6 7 8 9 10 D ra g, N Kecepatan, m/s Kurva Gaya hambat vs Kecepatan D_aero D_momentum
D_skirt D_trim D_total
Gambar 4-2: Kurva  gaya  hambat  terhadap kecepatan
Besar  gaya  gambat  trim  terus menurun,  bahkan  berharga  negatif, seiring berkurangnya sudut serang
dengan  bertambahkan  kecepatan.  Pe- ngurangan sudut serang ini menyebabkan tekanan  udara  pada  bantalan  udara yang  bekerja  pada  dek  wahana  meng- hasilkan komponen gaya ke depan.

## 4.2 Analisa Prestasi
Batasan  analisa  prestasi  pada wahana hoverwing sedikit berbeda dengan prestasi  wahana  terbang  lainnya.  Pada wahana hoverwing, sikap terbang dibatasi oleh  jarak  antara  permukaan  air/tanah dengan  bagian  wahana  yang  terendah. Dalam  hal  ini  sikap  terbang  wahana diambil  antara  4 ° dan  -4 ° .  Kecepatan terbang  yang  bersesuaian  dengan  sikap terbang  tersebut  adalah  kecepatan  5,4 m/s dan 7,9 m/s.
Analisa prestasi wahana hoverwing XHW-1 dilakukan dengan membandingkan antara  kurva  daya  diperlukan  dengan daya  tersedia.  Kurva  daya  diperlukan diestimasi berdasarkan besar gaya ham- bat,  sementara  kurva  daya  tersedia diestimasi berdasarkan besar gaya dorong statik hasil percobaan, yaitu sebesar 1,6 N.
Pada Gambar 4-3, garis Vmin dan Vmax  adalah  garis  yang  menyatakan batas  kecepatan  minimal  dan  maksimal wahana.  Kecepatan  Vcruise  6,45  m/s diperoleh pada kondisi sikap wahana 0 ° .
0 5 10 15 20 25 4 5 6 7 8 9 10 D ay a (w at t) kecepatan (m/s) Kurva hubungan  daya yang dibutuhkan  (Preq) dengan daya yang tersedia (Pav) P req P av
Vmin Vcruise Vmax
Gambar 4-3: Kurva  daya  diperlukan  dan daya tersedia
wahana

## Hoverwing XHW-1
Meski  didapatkan  bahwa  daya tersedia  tidak  mencukupi  untuk  kondisi kecepatan minimal, namun secara praktis, diupayakan  wahana  selalu  berada  pada
sikap  0 ° saat  meluncur,  sehingga  baru akan  lepas  landas  pada  kecepatan  6,45 m/s.

## 4.3 Analisa Kestabilan
Analisa  kestabilan  wahana  hover- wing  dilakukan  hanya  pada  kondisi kestabilan  statik  untuk  dua  kondisi operasi,  yaitu  sebagai  hovercraft  dan sebagai pesawat udara.
Analisa  kestabilan  statik  apung bantalan udara wahana dilakukan dengan menggunakan  metode  dalam  referensi [Mantle,  Peter  J.,  1980]  didapatkan parameter kestabilan sebesar 15, dimana kriteria stabilitas statik adalah > 1.
Letak  titik  berat  wahana  ditetap- kan  berada  pada  25%   mac.  Hasil  per- hitungan  estimasi  letak  Neutral  Point (NP) menggunakan metode Martin Simons [Simons, Martin, 1999] adalah pada 29% mac. Sehingga dapat dilihat bahwa letak titik berat berada di depan NP.
Koefisien  kestabilan  statik  diesti- masi  menggunakan  metode  dalam  refe- rensi  [Raymer,  Daniel  P.,  1989].  Besar koefisien  kestabilan  statik  longitudinal ( C m  ) adalah sebesar -0,21/rad, koefisien lateral  direksional  ( C n  dan C l  )  masing- masing  adalah  sebesar  0,55/rad  dan -0,43/rad. Harga-harga tersebut menun- jukkan  bahwa wahana hoverwing XHW- 1 stabil statik.

## 5 PRODUKSI DAN PENGUJIAN AWAL
5.1 Produksi Wahana Hoverwing XHW-1
Proses  pembuatan  model  Hover- wing  XHW-1  dibagi  menjadi  6  tahap sebagai berikut:
 Pembuatan sayap;
 Pembuatan  fuselage,  tail  boom,  dan landing gear;
 Pembuatan  skirt  bantalan  udara  dan fan sentrifugal;
 Pembuatan  ekor  horisontal  dan  ekor vertikal;
 Pemasangan dan pengintegrasian struk- tur wahana model;
 Pemasangan  dan  pengintegrasian  sis- tem kendali wahana model.
Proses  produksi dilakukan  meng- gunakan  material  sederhana  dan  meng- hasilkan  wahana  seperti  tampak  pada Gambar 5-1.
Gambar 5-1: Model wahana Hoverwing XHW- 1  saat  melakukan  uji  hover murni dan ground run

## 5.2 Pengujian awal
Dari  hasil  pengujian  statik,  di- dapatkan  bahwa  gaya  dorong  maksimal adalah  sebesar  1,6N  pada  10500  rpm dan putaran fan sentrifugal adalah pada 3000  rpm.  Bidang-bidang  kendali  dapat digerakkan  sesuai  dengan  perintah  ken- dali,  serta  putaran  propeller  dan  fan sentrifugal  dapat  divariasikan  secara bersamaan.
Dalam  pengujian  dinamik,  terlihat bahwa  fan  sentrifugal  dapat  menghasil- kan  tekanan  yang  cukup  untuk  meng- angkat  wahana.  Namun  pada  kecepatan rendah,  efek  torsi  dari  fan  sentrifugal mengakibatkan  wahana  cenderung  ber- putar pada arah berlawanan. Kondisi ini membuat  pengendalian  menjadi  sulit dilakukan  dan  baru  dapat  diatasi  oleh bidang  kendali  direksional  setelah  wa- hana  mencapai  kecepatan  yang  lebih tinggi.
Kecepatan maksimum yang dapat dicapai  saat  pengujian  adalah  3  m/s. Hal  ini  lebih  diakibatkan  oleh  keter- batasan ruangan, kesulitan dalam pengendalian  wahana  ini,  di  samping keterbatasan  daya  baterai  yang  terbagi untuk  propeller  dan  fan  sentrifugal. Adanya  variasi  kombinasi kecepatan maju  dan  putaran  fan  menyebabkan kondisi  kesetimbangan  yang  berubah- ubah sehingga  sulit  untuk  dapat dicapai
kecepatan  dan  arah  terbang  yang diinginkan.
6 KESIMPULAN
 Sebuah  model  wahana  Hoverwing
XHW-1 telah dirancang bangun.
 Secara umum, proses rancang bangun ini  merupakan  media  yang  efektif untuk  mempelajari  wahana  terbang dengan konfigurasi hoverwing.
 Kompromi  perancangan  yang  dilakukan dalam merancang hoverwing lebih sulit daripada  merancang  pesawat  terbang, dikarenakan jumlah aspek teknis yang harus  dipertimbangkan  lebih  banyak dan lebih beragam.
 Data  teknis  hasil  rancangan  sebagai berikut:
Konfigurasi : monohull Bantalan udara : plenum chamber, fan sentrifugal Sistem propulsi : 2 motor elektrik Panjang span sayap : 1,2 m panjang keseluruhan : 0,738 m tinggi keseluruhan : 0,312 m Ukuran bantalan udara  : 20 x 30 cm Berat wahana : 0,755 kg Tinggi sayap dari : 2,6 cm
permukaan
 Hasil  uji  fungsional,  menunjukkan bahwa  fungsi-fungsi  utama  sistem wahana  model  dapat berfungsi  dengan baik,  meski  demikian  efek  torsi  fan sentrifugal  yang  besar  serta  daya baterai  yang  terbagi  antara  propeller dan  fan  sentrifugal  membuat  prestasi wahana belum mencapai yang diharap- kan.

## DAFTAR RUJUKAN
Aubin, Stephan, 2001. Proceedings of the EuroAvia Ground Effect Symposium, Euroavia. Toulouse.
Elsley,  G.  H;  Devereux,  A.  J.,  1968.
Hovercraft Design and Construction, Spottiswoode,  Ballantyne  and  co Ltd. London.

## Mantle,  Peter  J.,  1980.  Air  Cuhion  Craft
Development,  University  Press  of the Pasific Honolulu, Hawaii. Nylson,  Benny,  2005.  Rancang  Bangun Model  Konfigurasi  Tandem  Wing TW-01 Strigate, Tugas Akhir, Departemen  Teknik  Penerbangan Institut Teknologi Bandung.
Raymer, Daniel P., 1989. Aircraft Design:
A  Conceptual  Approach.  AIAA.
Washington D.C.
Simons,  Martin,  1999.  Model  Aircraft aerodynamics, Nexus Special Interest, Great Britain.
Tim  WISE  LPPM-ITB,  2005.  WISE-8 Configuration Design. Laporan Akhir,
Kerjasama  Badan  Penerapan  dan Pengkajian  Teknologi  dengan  Lem- baga  Penelitian  dan  Pengabdian kepada
Masyarakat Institut
Teknologi Bandung. Bandung. Tjahyono,  Soerjanto,  1986.  Kaji  Peran- cangan  Hovercraft  Berkapasitas 12  Penumpang  Disertai  Kaji  Para- metrik,  Tugas  Akhir,  Jurusan Teknik  Mesin  Institut  Teknologi Bandung.
Yudhono,  Reo,  2007.  Rancang  Bangun Airframe  Mini  Portable  Unmanned Aerial Vehicle, Tugas Akhir, Program Studi Teknik Penerbangan Institut Teknologi Bandung.