## ANALISIS KESTABILAN AERODINAMIKA PADA RUDDER PESAWAT TERBANG N2XX PADA KONDISI LEFT ENGINE INOPERATIF (LEI)
Exwan Rahmawan 1* , Gaguk Jatisukamto 2*
1 Mahasiswa Jurusan Teknik Mesin Fakultas Teknik Universitas Jember, Jl. Kalimantan 37, Jember,
2 Staf Pengajar Jurusan Teknik Mesin Fakultas Teknik Universitas Jember, Jl. Kalimantan 37, Jember, 68121
Email: *ikhwanr16@gmail.com@gmail.com

## ABSTRACT
Kestabilan pesawat terbang diperlukan pada saat pesawat mengalami left engine in operatif (LEI). LEI adalah keadaan  bagian  mesin  kiri  pesawat  tidak  berfungsi  pada  saat  terbang  atau  tinggal  landas.  LEI  dapat diantisipasi dengan menggunakan ekor pesawat bagian vertikal (rudder) sebagai tumpuan. Tujuan penelitian ini  adalah  mengetahui  karakteristik  aerodinamika  rudder.  Metodologi  penelitian  dengan  cara  analisis aerodinamika  rudder  menggunakan  simulasi  software  digital  Datcom.  Data  input  simulasi  terdiri  dari: coefisien yowing deflection of rudder (C NDR ) = -0,0022889/deg, dan Vertical Volume (V v ) = 0,0830.  Pengujian sebelumnya menggunakan  V V = 0,79 dan selanjutnya V V = 0,83.  Hasil penelitian menunjukkan bahwa  angka Vv  =  0,83  lebih  stabil  jika  dibandingkan  dengan  V v =  0,79.  Kesimpulan  penelitian  yaitu  jika  pesawat mengalami LEI, maka kestabilan rudder dikondisikan sebagai berikut: V v = 0,083, C NDR = -0.0022889/degree, coefisien lift C L = 1,8837 dan angle of attact (α) = 8,3277.
Keywords: Left engine in operatif , vertical volume, Digital Datcom , Angle of attact

## PENDAHULUAN
Indonesia  merupakan  salah  satu  negara kepulauan  terbesar  di  dunia  yang  terdiri  dari 17.504  pulau  dari  Sabang  sampai  Merauke  [5]. Peningkatan  moda  transportasi  penumpang  dan logistik antar pulau mayoritas menggunakan jalur laut sebesar 7,5% dari tahun 2015 [6].
Pesawat  udara  merupakan  salah  satu  alat transportasi yang paling efektif untuk menghubungkan  jalur  lalu  lintas  antar  pulau. Penerbangan  perintis  adalah  solusi  dalam mengatasi  jalur  penghubung  daerah  –  daerah terpencil [6].
Left Engine Inoperatif (LEI) adalah kondisi mesin  pada  bagian  kiri  pesawat  terbang  tidak berfungsi yang disebabkan oleh faktor cuaca atau faktor  kerusakan  mekanik.  Kondisi  LEI  dapat diatasi  dengan  memanfaatkan Rudder atau  ekor pesawat  sebagai  tumpuan  agar  pesawat  tetap dalam [1].
Titik  berat  pesawat  ( cg )  harus  berada  di depan aerodynamic  force dimana  pesawat  akan membutuhkan  “ longitudinal    dihedral ”    untuk mendapatkan  kestabilan  [2].  Perhitungan  analisis meliputi , Angle Of Attact (α), Corfisien Lift (C L ). [3]. Tujuan dalam penelitian ini adalah mengetahui karakteristik  aerodinamika  rudder.  Metodologi penelitian  dengan  cara    analisis  aerodinamika rudder  menggunakan  simulasi software  Digital DATCOM

## DASAR TEORI
Prinsip saat pesawat mengudara, terdapat 4 gaya  utama  yang  bekerja  pada  pesawat,  yakni Thrust atau  gaya  dorong  (T), drag atau  gaya hambat (D), Lift atau gaya angkat (L), dan Weight atau gaya berat pesawat (W). Pada saat cruise atau pesawat  sedang  menjelajah  pada  kecepatan  dan ketinggian  konstan,  ke  4  gaya  tersebut  berada dalam  kesetimbangan: Thrust = Drag dan Lift = Weight .  Pesawat take  off dan landing ,  terjadi akselerasi  dan  deselerasi  yang  dapat  dijelaskan menggunakan Hukum II Newton adalah total gaya sama dengan massa dikalikan dengan percepatan. Pada saat take off , pesawat  mengalami akselerasi dalam arah horisontal dan vertikal. Nilai Lift harus lebih besar dari Weight , demikian juga Thrust lebih besar dari Drag . Daya mesin yang besar pada saat take  off .  Gagal take  off bisa  disebabkan  karena kurangnya  daya  mesin  karena  berbagai  hal: kerusakan  mekanik, human  error ,  gangguan eksternal, ataupun gangguan sistem pada pesawat [4]
Gerak  pesawat  udara  disini  adalah  sikap ( attitude ) serta laju perubahan sikap pesawat udara diukur  relatif  terhadap  tata  acuan  koordinat  yang dipilih tersebut. Sikap suatu pesawat udara relatif terhadap  tata  acuan  koordinat  yang  dipilih dinyatakan melalui sudut-sudut orientasi. [7]
Gambar 1. Sudut orientasi pesawat udara dalam melukiskan sikap terbang (Courland D.Perkins, 1949).
Laju  perubahan  sikap  akan  dinyatakan sebagai laju perubahan sudut-sudut orientasi Tata acuan  koordinat  benda  ini  mewakili  geometri pesawat  udara  tersebut  didalam  mendefinisikan sudut-sudut  orientasinya  terhadap  tata  acuan koordinat  yang  dipilih  secara  konsisten,  yang diilustarikan pada gambar 1.
Gambar 2. Sumbu pada pesawat udara dalam melukiskan sikap terbang (PT DI)
Sumbu pada pesawat terbang pada keadaan LEI  diilustrasikan  pada  gambar  2,  sebagai  acuan nilai  LEI.  Pembahasan  gerak  pesawat  udara meliputi beberapa hal antara lain:
1. Kemampuan  pesawat  untuk  menjaga  kondisi keseimbangan  dimana  seluruh  gaya  dan momen  yang  bekerja  pada  pesawat  udara saling  meniadakan.  Kondisi  pesawat    pada posisi  yang  konstan  relatif  terhadap  titik koordinat  kondisi  keseimbangan  ini  disebut trim.
2. Kendali      posisi  pesawat  udara  bertujuan mengubah kedalam kondisi stabil. Perubahan
posisi  seimbang  dilakukan  melalui  proses pengendalian tuas kemudi. Kontrol Direksional Pesawat Terbang Direksional      kontrol      adalah  sebuah permukaan kontrol yang dikenal rudder terletak di vertical  tail yang  dilustrasikan  pada  gambar  2 dengan  merotasi flap .  Gaya  angkat  pada permukaan  ekor  vertikal  divariasikan  untuk membuat yawing moment , ukuran rudder ditentukan oleh kontrol direksional yang dibutuhkan. yawing  moment dihasilkan  oleh rudder  tergantung  pada  perubahan  gaya  angkat yang  terjadi  di  ekor  vertikal  berdasarkan  jarak defleksi rudder .[2]
Gambar 3. Kontrol Direksional dengan Rudder (Robert
C.Nelson,1998) Gambar 3 mengilustrasikan posisi
coefisien yowing deflection of rudder (C NDR ) untuk menunjukkan  C NDR bernilai  positif  atau  negative. Rumus perhitungan yang dipakai untuk mendapat nilai kestabilan
𝐿 = 1,25𝑜𝑒𝑤 × 9,81
𝐶 𝐿 =
𝐿 1 2 𝜌(𝑉𝑀𝐶𝐴 × 0,5144) 2 × 𝑆𝑤 (𝑁)

## Dengan:
C L = Coefisien Lift (1/deg) L = Gaya Lift ρ = Massa Jenis (kg/m 3 ) V MCA = Velocity minimum Control At Air (m/s 2 )
S W = Wing Area (m 2 )

## METODOLOGI PENELITIAN
Penelitian  ini  menggunakan  metode simulasi  pemodelan.  Data  yang  dihasilkan  dari simulasi  akan  digunakan  untuk  menghitung besarnya C L dan angle of attact (α) pada pesawat terjadi LEI.
.  Peralatan  yang  digunakan  dalam  simulasi adalah sebagai berikut:
• Software digital datcom
Tahap  –  tahap  penelitian  yang  dilakukan  antara lain :
a) Melakukan studi lapang pesawat N2XX;
b) Melakukan studi litertur;
c) Menentukan parameter yang diperlukan dalam penelitian;
d) Melakukan  simulasi  dengan  variasi  sudut serang 0.0790,0.0810, 0.0830, 0.0850,
0.0870, 0.0890, 0.0910;
e) Perhitungan pada analisa simulasi
f) Kesimpulan
Gambar 4. Pemodelan aerodinamika pesawat Terbang Tipe N2XX
Tabel 1 Data Input Analisis
INPUT DATA PARAMETER NILAI SATUAN Temperature pada ISA 20 Altitude 2400 ft Densitas udara (ρ) 1.066 kg/m^3 Wing Area (Sw) 41.5 m^2 Wing Span (b) 19.5 m Lateral Engine Position (Yeng) 0 m Vertical Tail Area, (Sv) 8.34 m^2 Vertical Tail Arm 8.31 m Rudder Deflection for One Engine Inoperative,(dR) -20 deg
K corection
1.56
Tabel 2 Variasi C NDR dengan V V Vv CNDR (1/deg) 0.0790 -0.00218 0.0810 -0.00223 0.0830 -0.00229 0.0850 -0.00234 0.0870 -0.0024 0.0890 -0.00245 -0.00251 0.0910

## HASIL DAN PEMBAHASAN
Hasil  simulasi  dari  pemodelan software Digital DATCOM
menunjukkan besarnya aerodinamika pesawat pada saat kondisi LEI . Hasil aerodinamika  pada  ke  4  grafik  merupakan kontribusi  pesawat, wing-body  tail ,  dan vertical tail dalam  mempengaruhi  kestabilan  pesawat terbang. C N merupakan  koefisien yawing moment dan  C Y merupakan  koefisien sideforce pesawat. Nilai gaya angkat aerdinamika  diilustrasikan pada gambar 5. Hubungan koefisien gaya angkat rudder terhadap sideslip (β) ,  gambar  6. Hubungan wing- body  tail terhadap sideslip  (β) ,  gambar  7.  Grafik hubungan  momen  yawing  terhadap  sideslip  ( β )
,dan gambar 8. hubungan momen rolling terhadap slide slip (β ). Kondisi  C N dikatakan  stabil  karena besarnya yawing moment berbanding lurus dengan sideslip  angle ( 𝛽 ) ,  jika  berupa wing-body tail pesawat tidak stabil dan dari gambar 6. Hubungan wing-body  tail terhadap sideslip  (β) dapat membuktikan vertical  tail berpengaruh  untuk kestabilan  pesawat  terbang.  Defleksi rudder negatif  maka  akan  dihasilkan sideforce negatif sehingga  dapat  diartikan  bahwa  hubungan  antara besarnya sideforce dan sideslip sebesar sudut ( 𝛽 ) harus berkebalikan
Gambar 5. Hubungan Koefisien Gaya Angkat Rudder Terhadap sideslip
Vertical Rudder
Horizontal Rudder
Gambar 6. Hubungan Wing-Body Tail Terhadap
sideslip (β)
Gambar 7. Grafik Hubungan Momen Yawing Terhadap sideslip (β)
Gambar 8. Hubungan Momen Rolling Terhadap Slide Slip (β)
Setelah data aerodinamika diperoleh dilakukan analisis pada velocity control at ground (V MCG ) , velocity minimum control at air (V MCA ), defleksi  aileron  untuk  mendapatkan  nilai  C L dan angle of attact . Besarnya nilai V MCG dengan V MCA pada  saat  pesawat  mengalami  LEI  diilustrasikan pada  gambar  9.  Perbandingan  hasil  nilai  V MCG dengan  V MCA ,  dengan  Vv=0,83  sebagai  sumbu potong pada grafik.
Gambar 9. Perbandingan nilai V MCG dengan V MCA
Gambar 10. Defleksi aileron terhadap αngle off attact.
Nilai  yang  diilustraikan  pada  gambar  10. Defleksi  aileron  terhadap αngle  of  attact merupakan nilai yang dibutuhkan pesawat terbang ketika  mengalami  LEI  pada  saat  terbang  atau tinggal landas.
Gambar 11. Nilai C L terhadap Slideslip
Nilai  yang  diilustraikan  pada  gambar  11. Nilai  C L terhadap slideslip merupakan  nilai  yang dibutuhkan pesawat terbang ketika mengalami LEI pada saat terbang.
Gambar 12. Nilai angle of attact terhadap slideslip
Nilai  yang  diilustraikan  pada  gambar  12. Nilai angle of attact terhadap slideslip merupakan nilai  yang  dibutuhkan  pesawat  terbang  ketika mengalami LEI pada saat terbang.

## KESIMPULAN
1. Koefisien yang dipakai bernilai negatif karena pengaruh dari LEI
2. Vv  yang  dapat  dipakai  untuk  mencapai kestabilan LEI sebesar 0,083
3. Besarnya α= 8.328 dengan besar C L =1.854
4. Semakin tinggi nilai V V yang dipakai semakin tinggi nilai defleksi pada aileron pada kondisi LEI

## SARAN
Setelah  dilakukan  Pemodelan  dan  analisis maka  muncul  beberapa  saran  untuk  penelitian selanjutnya.
1. Uji  sensitivitas  hanya  dilakukan  dengan memanfaatkan software JavaFoil,  Digital
DATCOM , dan ESDU No. 88003. Selanjutnya diharapkan terdapat kajian yang lebih mendalam dan komprehensif mengenai parameterparameter optimalisasi yang diajukan  pada  saat  ini  maupun  di  kemudian hari.
2. Menghitung  data  sidewash  dengan  metoda numerik maupun eksperimental

## DAFTAR PUSTAKA
Aviation Occurrence Investigation Engine.2003. Power Loss Atsb Transportsafety Investigation Report: Australia Nelson,  Robert  C.  1942. Flight  Stability  and Automatic  Control 2nd.  JOHN  WILEY  & SONS, INC: New York Atashgah,  M.  A.  Amiri  dan  Pribadi,  Gatot M.  2003. Vertical  Tail  Plane  Sizing  For ITTP-TC  Configuration  2A  and  2B  kerja sama  PT  Dirgantara  Indonesia  dan  HESA Iran Aircraft Manufacturing Co.
Roskam, Jan. 1985. Airplane Design. Kansas: Roskam Aviation and Engineering Corporation .
Badan  Pusat  Statistik.  2013. Proyeksi
Penduduk  Indonesia  Indonesia  Population Projection .  Jakarta:  Badan  Pusat  Statistik-
Indonesia.
Avianto,  Mohamad,  (2001), Pengukuran
Kualitas  Layanan  Angkutan  Udara  Rute Bandung-Surabaya ,  Tesis  Magister  Program Studi Transportasi ITB, Bandung McCormick, Barnes W. 1979 . Aerodynamics, Aeronautics,  and  Flight  Mechanics .  USA:
John Wiley and Sons, Inc Astoto,  Yitno  Dwi  dkk.  2002 .  VERTICAL TAIL  PLANE  SIZING  PT  DIRGANTARA INDONESIA (IAe) St. Louis Division. 1979. The USAF Stability and  Control  DATCOM  Volume  I ,  Users Manual.  Missouri:  McDonnell  Douglas
Astronautics Company A.  C.  Kermode.  2006. Mechanics  Of  Fligh t: Pearson Education Limited