Abstrak — Pesawat N-2XX adalah pesawat yang dirancang  oleh  PT.  Dirgantara  Indonesia  untuk penerbangan  rute  perintis  dan  dibuat  dengan  teknologi full  mechanical  dalam  melakukan  penerbangannya. Pengendalian rudder yang dilakukan oleh pilot tersebut akan  menghasilkan  sebuah  gaya  counter  yang  disebut dengan coefficient  hinge  moment .  Nilai coefficient  hinge moment dari  rudder  tergantung  dari  bentuk  rudder yang  dimiliki  pesawat,  sehingga  dilakukan  analisa mengenai  variasi  nilai  hinge  moment  terhadap  bentuk rudder  yang  berbeda.    Penggunaan  rudder  dengan bentuk conic dengan  defleksi  0°  dan  10°  memiliki  nilai coefficient  hinge  moment yang  lebih  kecil  dibanding rudder  circle. Namun  pada  sudut  defleksi  25° rudder conic memiliki  nilai  Ch  sebesar  0.051166  pada angle  of attack -5°, lalu sebesar 0.060217 pada angle of attack 0°, dan sebesar 0.069274 untuk angle of attack 5°.
Kata  Kunci — Rudder,  Angle  of  Attack, dan Coefficient Hinge Moment.

## I. PENDAHULUAN
ESAWAT  N-2XX  yang  dibuat  oleh  PT  Dirgantara Indonesia  (Persero)  adalah  pesawat  generasi  terbaru dengan  teknologi  full  mechanical  dengan  tujuan  untuk melakukan  penerbangan  di  daerah  perintis.  Pesawat  ini memang  didesain  untuk  daerah  dengan  kondisi  alam  yang memiliki  tingkat  kesulitan  tinggi  seperti  landasan  yang tidak dilapisi aspal serta landasan yang pendek.
Pesawat  N-2XX  mampu  terbang  dengan  kecepatan  66 knot  pada  saat  kondisi  take  off  dan  pada  saat  fase  cruise dapat mencapai ketinggian 10.000ft. Pesawat ini beroperasi di  daerah  pegunungan  dan  rute  perintis  yang  memiliki karakteristik  yang  lebih  beresiko  seperti  kontur  topografi, elevasi,  kecepatan  angin,  dan  tipe  cuaca.  Pada  pesawat dengan teknologi full mechanical karakteristik tersebut akan mampu  menyulitkan  pilot  dalam  melakukan  manuver.  Hal tersebut  dikarenakan  pergerakan  dari  kendali  elevator, rudder, dan aileron tidak dibantu oleh sistem elektrik.
Rudder merupakan bagian pesawat yang berfungsi untuk membuat pesawat dapat melakukan yaw (berbelok ke kanan atau kiri). Pesawat bisa melakukan yaw dikarenakan rudder akan  mengalami  defleksi  sehingga  memberikan  tekanan yang  berbeda  pada  permukaan  kiri  dan  kanan  dari  rudder. Pada  saat  pilot  melakukan  yaw,  maka  rudder  akan melakukan  defleksi  kearah  yang  ditentukan  oleh  pilot. Namun  saat  pilot  melakukan  yaw  akan  menghasilkan sebuah  gaya  ¬counter  yang  mampu  menyulitkan  pilot
dalam  mengendalikan  defleksi  rudder  pada  pesawat.  Gaya counter  tersebut  adalah  hinge  moment,  yang  berupa restoring  tendency  dan  floating  tendency  pada  komponen control  [1].  Menurut  penelitian  yang  dilakukan  oleh  yang dilakukan  oleh  Zhang  diketahui  jika  perubahan  pada geometri rudder dapat  berpengaruh  pada  hasil  Ch  yang dihasilkan  oleh rudder [2].  Perubahan  geometri  dapat berubah  dengan  cara  merubah  desain rudder dan memberikan  sudut  defleksi  pada rudder .  Meningkatnya sudut  defleksi  tersebut  akan  meningkatkan  gaya lift yang juga  akan  meningkatkan  Ch.  Sehingga  nilai  dari  hinge moment  pada  pesawat  dengan  teknologi  full  mechanical harus dibuat sekecil mungkin agar tidak memberikan beban yang besar pada pilot saat melakukan manuver. Nilai hinge moment  dari  rudder  tergantung  dari  bentuk  rudder  yang dimiliki  pesawat,  oleh  karena  itu  perlu  dilakukan  analisa mengenai  variasi  nilai  hinge  moment  terhadap  bentuk rudder yang berbeda.

## II. M ETODOLOGI
Analisa coefficient  hinge  moment dilakukan  dengan alur penelitian seperti pada Gambar 1.
Pada bab ini akan diuraikan langkah-langkah simulasi rudder Fluent 17.
Analisa Nilai Hinge Moment Coefficient pada Pengaruh Bentuk Rudder Pesawat N-2xx dengan Variasi Defleksi Rudder 0 o , 10 O , dan 25 O Berbasis
Computational Fluid Dynamics
Muhammad Husain Amir dan Sarwono
Departemen Teknik Fisika, Fakultas Teknologi Industri, Institut Teknologi Sepuluh Nopember (ITS) e-mail : husainamir56@gmail.com
P
Gambar 1. Diagram alir penelitian.

## A. Variasi geometri rudder
Pada penelitian ini difokuskan untuk menganalisa nilai hinge  moment  coefficient pada  desain rudder .  Geometri rudder yang  digunakan  adalah  Joukowski airfoil dengan bentuk circle dan conic . Dengan masing – masing geometri diberikan defleksi sebesar 0°, 10°, dan 25°.
Gambar 2. Geometri rudder circle
Gambar 3. Geometri rudder conic.
Kedua geometri tersebut telah disertai dengan hinge point dengan  panjang hinge  line 1.448  meter  dari leading  edge . Panjang chord dari airfoil yang  digunakan  sebesar  2.3367 meter.

## B. Menentukan Hinge Moment Coefficient
Moment  aerodynamic  pada hinge  line biasanya  dibuat dengan bentuk dimensionless hinge moment coefficient 𝐶 ℎ𝑒 . Untuk itu 𝐶 ℎ𝑒 didapatkan dengan:
𝐶 ℎ 𝑒 ≡ 𝐻 𝑒 1 2 𝜌𝑉 2 𝑆 𝑒 𝐶 𝑒 (2.1)
Dimana 𝐻 𝑒 merupakan panjang leading edge pada chord ke titik engsel, 𝑆 𝑒 merupakan luas area platform setelah titik engsel dan 𝐶 𝑒 merupakan panjang chord. Dua hal tersebut merupakan dasar untuk menentukan hinge line pada control airfoil.

## C. Parameter Validasi
Penelitian  simulasi  membutuhkan  validasi  untuk mengkonfirmasi data yang diperoleh menggunakan perbandingan  dengan  data  pengujian  eksperimen  agar kaidah  validasi  data  tersebut  terpenuhi.  Sehingga  dalam penelitian  tugas  akhir  ini  dibutuhkan  parameter  validasi untuk memperoleh data yang dapat mendekati kondisi yang sesungguhnya.  Pada  parameter  penelitian airfoil tipe Joukowski  yang  dilakukan  oleh Langley  research  centre
menggunakan Reynold  number 0.46  x 10 6 .  Karakteristik reynolds number yang digunakan untuk validasi adalah data coefficient  drag .  Untuk  karakteristik  nilai  Cd  ditinjau  pada nilai  sudut  serang  0°,  3°,  6°, dan  9°  pada reynolds  number 0.46 x 10 6 adalah sebagai berikut.
Gambar 4. Profil coefficient drag pada airfoil symmetrical joukowski.

## D. Pembuatan Domain Simulasi
Tahap preprocessing merupakan  tahap  awal  yang dilakukan  pada  analisa  simulasi.  Pada  tahap  ini  dilakukan pembuatan  geometri  dan meshing menggunakan  ICEM  17. Pada  tahap  pembuatan  geometri  dilakukan  dengan memasukkan data koordinat geometri airfoil tipe Joukowski.  Data  koordinat  diapatkan  dari  konfigurasi rudder pesawat  N-2XX.  Selanjutnya  data  koordinat – koordinat  tersebut  dihubungkan  dengan  garis  ( edge ) menjadi  satu  kesatuan  bidang airfoil .  Setelah  bidang tersebut  terbentuk,  maka  bidang airfoil tersebut  dibuat sebagai  bidang  permukaan  ( face ).  Geometri  dibuat  dengan nilai farfield sebesar 6 kali panjang chord .
Gambar 5. Geometri airfoil joukowski.
Gambar 6. Domain farfield.
Pembuatan unstructured  mesh dibuat  secara  penuh dari domain farfield sampai dengan bidang airfoil . Semakin dekat  dengan  bidang airfoil maka  jumlah mesh dibuat semakin  banyak.  Lalu  setelah unstrtuctred  mesh selesai digunakan meshing prism. Sehingga bisa mendapatkan hasil perhitungan pada bidang airfoil yang lebih akurat.
Gambar 7. Meshing.
Gambar 8. Meshing farfield.

## E. Model Turbulensi Simulasi
Model  k – omega  yang  terdapat  pada  FLUENT merupakan  model  berdasarkan  model  Wilcox  k – omega yang  memasukkan  beberapa  modifikasi  untuk  menghitung efek  aliran  pada  bilangan Reynolds rendah,  kompresibilitas dan  penyebaran  aliran  geser  ( shear  flow )  [3].  Untuk pemodelan turbulence  kinetic  energy dan specific dissipation rate didapatkan dari persamaan berikut.
(2.2)
(2.3)
Sehingga  digunakan  model  K – Omega  pada  proses simulasi menggunakan FLUENT 17.

## F. Boundary Condition
Kondisi  batas ditentukan  untuk  mengatur  proses simulasi  yang  akan  dilakukan  agar  sesuai  dengan  kondisi yang  ingin  dicapai.  Penentuan boundary  condition dapat dilakukan  berdasarkan  data – data  yang  didapat  dari pengambilan data atau dari jurnal acuan yang dituju. Untuk simulasi  variasi  geometri rudder digunakan  konfigurasi boundary condition pada Tabel 1. Data – data pada boundary condition dibuat berdasarkan data  kondisi  terbang  dari  pesawat  N-2XX.  Sehingga simulasi  dibuat  sedekat  mungkin  dengan  kondisi  asli pesawat terbang.
III. HASIL DAN PEMBAHASAN
3.1  Validasi Data Simulasi
Validasi  pada  penelitian  ini  menggunakan  data  dari hasil  penelitian  yang  telah  dilakukan  Langley  Research Centre  dengan airfoil jenis  Joukowski  terhadap  nilai  Cd pada sudut serang 0°, 3°, 6°, dan 9°.
Tabel 1. Boundary Condition
Gambar 9. Grafik Perbandingan Nilai Cd
Dengan  kondisi  simulasi  menggunakan Reynold Number sebesar 4.6x10 5 dan Mach Number 0.2 didapatkan data  rata – rata error sebesar  2.1%.  Dengan  ini  maka domain simulasi yang dibuat telah sesuai dan simulasi dapat dilanjutkan ke tahap variasi.
3.2  Analisa Defleksi Rudder 0°
Analisa nilai coefficient lift, coefficient drag, dan coefficient hinge moment pada rudder circle dan conic pada defleksi 0° didapatkan hasil sebagai berikut.
Gambar  11.  Grafik  Perbandingan  Nilai  Cd rudder  conic dan circle saat defleksi 0°.
Gambar  12.  Grafik  Perbandingan  Nilai  Ch rudder  conic dan circle saat defleksi 0°.
Dari  perbandingan  tersebut  bisa  didapatkan  hasil  jika nilai  Cl  dari  masing – masing  bentuk  tidak  terlalu  jauh berbeda. Perbedaan nilai Cl yang tidak terlalu besar tersebut terjadi  dikarenakan  perbedaan  geometri  dari rudder yang mempengaruhi laju aliran udara yang melewati rudder . Jika ditinjau  dari  bentuk  geometri  kedua  bentuk rudder ,  bentuk circle memiliki  nilai  Cl  yang  lebih  besar  dikarenakan permukaan rudder yang  dilewati  aliran  udara  lebih  luas, sehingga bisa menghasilkan Cl yang lebih besar. Sedangkan untuk rudder dengan  bentuk conic memiliki  permukaan yang  lebih  sedikit,  sehingga  aliran  udara  yang  melewati rudder menghasilkan  nilai  Cl  yang  lebih  kecil.  Selain  itu bentuk  grafik  nilai Cl  masing – masing rudder , didapatkan bentuk  yang linear dikarenakan  hasil  dari  nilai  Cl  pada angle  of  attack -5°  dan angle  of  attack 5°  memiliki perbedaan  yang  tidak  jauh.  Pada  dasarnya,  nilai  Cl  dari angle  of  attack -5°  dan angle  of  attack 5°  seharusnya memiliki  nilai  yang  sama.  Namun  hasil  yang  berbeda tersebut  sudah  dapat  dikatakan  identik  dikarenakan  selisih dari  hasil  nilai  Cl  pada angle  of  attack 5°  dan  -5°  tidak terlalu besar.  . Untuk rudder dengan bentuk circle memiliki nilai Cd lebih kecil dikarenakan pada geometri ini memiliki gap yang  lebih  kecil  dibanding  dengan rudder berbentuk conic. Hal  menyebabkan  aliran  udara  dengan  kecepatan rendah  tidak  terlalu  banyak  terkumpul  di  gap,  sedangkan pada rudder bentuk conic mempunyai geometri dengan gap yang  lebih  besar  sehingga  aliran  udara  dengan  kecepatan rendah  terkumpul  di  dalam gap ,  sehingga  menghasilkan nilai drag lebih  besar.  Pada  hasil  data  perbandingan didapatkan  nilai hinge  moment yang  lebih  besar  dimiliki oleh rudder dengan  geometri circle .  Hal  ini  ditunjukkan dengan  nilai  Ch  pada  untuk  nilai rudder circle sebesar  - 0.00619 pada angle of attack -5°, lalu pada angle of attack 0°  sebesar  0,  dan  pada angle of  attack 5°  sebesar  0.00412. Hasil  ini  berbeda  dengan  nilai  Ch  dari rudder dengan bentuk conic yang nilainya sebesar -0.00210  untuk angle of
attack -5°,  lalu  dengan  nilai angle  of  attack 0°  didapatkan nilai Ch sebesar 0, dan untuk nilai Ch pada angle of attack 5°  adalah  sebesar  0.00331.  Hasil  nilai  dengan  minus  (-) merupakan  indicator  arah  lift  menuju  sumbu  Y  negatif. Nilai  Ch  dari  masing – masing  bentuk  mengalami perbedaan dikarenakan adanya pengaruh dari bentuk rudder yang  digunakan.  Hasil hinge  moment dari rudder dengan bentuk conic lebih  kecil  dibandingkan rudder dengan bentuk cone dikarenakan rudder dengan  bentuk conic memiliki  gaya lift yang  lebih  kecil  dari rudder circle , sehingga gaya counter / hinge moment yang dihasilkan oleh rudder jadi  lebih  kecil.  Grafik  Ch  yang  tidak  linear  dari rudder  circle disebabkan  karena  aliran  yang  mengalir dengan Reynolds  number yang  kecil  pada  kecepatan subsonic  dapat  sangat  dipengaruhi  oleh  fakor – faktor  lain seperti  viskositas  menjadi  lebih  kompleks,  sehingga  grafik Ch pada rudder circle tidak menunjukkan bentuk linear.
3.3  Analisa Defleksi Rudder 10°
Hasil analisa nilai coefficient lift, coefficient drag, dan coefficient hinge moment pada rudder circle dan conic saat defleksi 10° didapatkan data sebagai berikut.
Gambar  13.  Grafik  Perbandingan  Nilai  Cl rudder  conic dan circle saat defleksi 10°.
Gambar  14.  Grafik  Perbandingan  Nilai  Cd rudder  conic dan circle saat defleksi 10°.
Gambar  15.  Grafik  Perbandingan  Nilai  Ch rudder  conic dan circle saat defleksi 10°.
Nilai hinge moment pada rudder geometri circle untuk kondisi  defleksi  10°  pada  sudut  serang  5°  dan  -5°  lebih besar  dibandingkan  dengan  geometri rudder  conic dengan kondisi dan sudut serang yang sama. Pada sudut serang  -5° didapatkan  nilai  Ch  sebesar  0.015748  untuk rudder  circle dan  0.013068  untuk rudder  conic .  Lalu  pada  sudut  serang 5°  didapatkan  nilai  Ch  sebesar  0.028561  untuk rudder circle dan  0.027673  untuk rudder  conic .  Namun  untuk sudut  serang  0°  nilai coefficient  hinge  moment lebih  besar pada  geometri rudder  conic yang  sebesar  0.017657  dan rudder circle sebesar 0.00163. Pada sudut serang 5° dan -5° rudder circle memiliki nilai coefficient hinge moment yang lebih besar dikarenakan pada sudut serang -5° rudder circle memiliki  nilai coefficient  lift yang  lebih  besar,  lalu  pada sudut serang 5° nilai coefficient lift dari kedua rudder relatif sama,  namun  dikarenakan rudder  circle mempunyai  luas permukaan  yang  lebih  besar  maka  nilai  Ch  yang  dimiliki lebih  besar  dibanding rudder  conic .  Sedangkan  pada  sudut serang  0° rudder  conic memiliki  nilai coefficient  hinge moment yang  lebih  besar  dikarenakan  pada  saat rudder mengalami  defleksi  sebesar  10°,  aliran  fluida  yang  datang dari angle  of  attack 0°  akan  membuat  gaya counter yang berlawanan  dengan  gaya lift .  Timbulnya  gaya counter tersebut  disebabkan  karena  bentuk  dari rudder  conic memiliki lengan gaya yang lebih besar dibandingkan circle . Semakin  besar  lengan  gaya  tersebut  maka  akan  membuat hinge moment yang terjadi pada rudder semakin besar.
3.4  Analisa Defleksi Rudder 25°
Untuk  hasil  analisa  nilai coefficient  hinge  moment pada rudder circle dan conic saat defleksi 25° dilakukan
Gambar  16.  Grafik  Perbandingan  Nilai  Cl rudder  conic dan circle saat defleksi 25°.
Gambar  17.  Grafik  Perbandingan  Nilai  Cd rudder  conic dan circle saat defleksi 25 °.
Gambar  18.  Grafik  Perbandingan  Nilai  Ch rudder  conic dan circle saat defleksi 25°.
Nilai coefficient hinge moment dengan defleksi 25° didapatkan nilai Ch terbesar pada rudder conic untuk semua sudut  serang.  Hal  ini  ditunjukkan  dengan  nilai  Ch  pada untuk  nilai rudder conic sebesar  0.051166 pada angle  of attack -5°,  lalu  sebesar  0.060217 pada angle  of  attack 0°, dan  sebesar  0.069274 untuk angle  of  attack 5°.  Sedangkan pada rudder dengan  bentuk circle didapatkan  nilai  Cd sebesar 0.046156 pada angle of attack -5°, lalu dengan nilai angle of attack 0° didapatkan nilai Cd sebesar 0.056294241, dan  sebesar  0.065682 pada angle  of  attack 5°.  Hasil  nilai coefficient  hinge  moment pada rudder  conic lebih  besar dibandingkan  dengan rudder  circle dikarenakan  pada rudder  conic pada  kondisi  defleksi  25°  masih  mampu menghasilkan  gaya lift .  Sedangkan  pada rudder  circle saat defleksi  25°  sudah  mengalami stall ,  kecuali  pada  sudut serang  5°  yang  masih  bisa  menghasilkan lift .  Saat rudder conic mengalami stall maka lift yang  dihasilkan  sangat sedikit  sehingga counter  force atau coefficient  hinge moment yang  dihasilkan  lebih  kecil  dari rudder  conic . Namun selisih nilai Ch dari kedua rudder tidak terlalu jauh, hal  ini  dikarenakan  pada  saat  defleksi  25°  gaya drag yang dihasilkan  juga  besar  sehingga drag tersebut  terakumulasi dengan counter force pada rudder .

## IV. KESIMPULAN
1. Analisa  nilai  Ch  pada  bentuk  rudder  menggunakan CFD  didapatkan  hasil  jika  bentuk  rudder  conic memiliki  nilai  Ch  lebih  besar  dibandingkan  dengan rudder circle jika digunakan pada sudut defleksi besar. Dengan nilai Ch sebesar 0,060217206 untuk conic dan sebesar 0,056294241 untuk circle pada defleksi 25°.
2. Pengaruh desain rudder akan berdampak pada nilai Cl yang dihasilkan. Pada rudder circle dihasilkan nilai Cl yang  lebih  besar  pada  sudut  defleksi  0°  dan  10°, sehingga  nilai  Ch  yang  dihasilkan  juga  besar  sesuai dengan  gaya  lift  yang  dihasilkan  oleh  rudder.  Selain itu  nilai  Ch  akan  semakin  bertambah  pada  saat  sudut defleksi  yang  dihasilkan  semakin  besar,  meskipun dalam keadaan stall nilai Ch akan semakin bertambah dikarenakan pengaruh dari gaya drag.
3. Pengaruh  sudut  serang  pada  nilai  Ch  mempunyai pengaruh  pada  gaya  lift  yang  dihasilkan  oleh  rudder, namun pada sudut serang 0°  perubahan  nilai Ch  yang dihasilkan  terhadap  perubahan  sudut  serang  tidak terlalu  signifikan.  Pada  defleksi  10°  nilai  Ch  rudder circle sebesar 0.0163 dan rudder conic 0.017657. Lalu
pada  defleksi  25°  nilai  Ch  rudder  circle  sebesar 0.056294241  dan  nilai  Ch  rudder  conic  sebesar 0.060217.
4. Nilai  Ch  akan  semakin  bertambah  pada  saat  sudut defleksi yang dihasilkan semakin besar, bertambahnya nilai  Ch  ini  berbanding  lurus  dengan  nilai  Cl. Meskipun  saat  mencapai  keadaan  stall  nilai  Ch  akan semakin  bertambah  dikarenakan  pengaruh  dari  gaya drag.
Penggunaan rudder pada  pesawat, rudder dengan geometri conic lebih  baik  dari rudder  circle apabila digunakan  sebagai  desain rudder pesawat  N-2XX.  Hal  ini dibuktikan  saat  sudut  defleksi  25°  nilai  Ch rudder  conic lebih  besar  dibandingkan  nilai rudder  circle ,  karena  pada saat rudder menghasilkan lift maka  akan  menghasilkan hinge  moment  coefficient. Namun  dalam  melakukan  desain rudder perlu  diperhatikan  mengenai  desain vertical stabilizer yang  dapat  menghasilkan  fenomena nontrivial
berupa  kombinasi  aliran  udara  yang asymmetric sesaat setelah  melewati  sayap  dan fuselage pada  pesawat,  serta side  force yang  dihasilkan  oleh  kombinasi rudder dan aileron [15].  Nilai  Ch  yang  lebih  kecil  akan  memberikan kemudahan bagi pilot pada saat melakukan manuver. Selain itu  kelebihan  dari  rudder dengan  geometri conic masih mampu menghasilkan gaya lift pada saat defleksi 25°.

## DAFTAR PUSTAKA
[1] A. Caughey, Introduction to Aircraft Stability and Control . New York, 2011.
[2] G.  Zhang,  M.  Yu,  and  A.  Chien, “ Investigation  of  the  Three- Dimensional  Hinge  Moment  Characteristics  Generated  by  the ONERA-M6 Wing with an Aileron, ” Nanyang, 2013.
[3] F.  Tuakia, Dasar  -  Dasar  CFD  menggunakan  FLUENT . Bandung: Informatika Bandung, 2008.