## KONSTAN

## JURNAL FISIKA DAN PENDIDIKAN FISIKA Volume 6, Nomor 1, Juni 2021
E-ISSN : 2460-9129 dan P-ISSN : 2460-9110 http://jurnalkonstan.ac.id/index.php/jurnal
Hubungan Kecepatan Stall dan Massa Total Pesawat Aeromodelling Wing Dragon Muhammad Zuhdi 1) , Muh Makhrus 2) , Wahyudi 3)
1,2,3) Program Studi Pendidikan Fisika, FKIP, Universitas Mataram, Jl. Majapahit no.62, Mataram, Lombok, Indonesia
*E-mail korespondensi: mzuhdi@unram.ac.id
Info Artikel:
Dikirim: 20 April 2021 Revisi: 05 Sept 2021 Diterima: 31 Desember 2021

## Kata Kunci:
Aeromodelling , kecepatan stall ,

## Abstract
Currently eromodelling is an activity that is of great interest to people from various circles as a result of advances in technology and information. The working principle of aeromodeling is based on the laws of physics that aeromodelling actors must understand. This study aims to understand the relationship between the model airplane stall speed and the total weight of the aircraft. The measurement results through experiments, the stall speed is then compared with the theoretical value of the stall velocity calculation. The experimental results with the Wing Dragon model aircraft whose wings have been modified show that  the  calculated  experimental  results  are  not much  different  from  the  theoretical calculation values with a standard diviation in values of only about 7,4%..

## Abstrak
Saat ini eromodelling merupakan kegiatan yang banyak diminati masyarakat dari berbagai  kalangan  sebagai  akibat  kemajuan  teknologi  dan  informasi.  Prinsip kerja aeromodeling adalah  berdasarkan  pada  hukum-hukum  fisika  yang  harus dipahami oleh pelaku aeromodelling . Penelitian ini  bertujuan untuk memahami hubungan antara kecepatan stall pesawat model terhadap massa total pesawat. Hasil pengukuran melalui eksperimen, kecepatan stall kemudian dibandingkan dengan nilai perhitungan kecepatan stol secara teoritis. Hasil eksperimen dengan pesawat model Wing Dragon yang sayapnya telah dimodifikasi menunjukkan bahwa  nilai  perhitungan  hasil  eksperimen  tidak  berbeda  jauh  dengan  nilai perhitungan teoritis dengan nilai standar deviasi 7,4%.
© 2021 Universitas Islam Negeri Mataram

## PENDAHULUAN
Pada mulanya pemodelan pesawat dalam skala kecil atau sering disebut dengan air modeling dimanfaatkan  untuk  kepentingan  dalam  perancangan  dan  pembuatan  pesawat  yang  sebenarnya. Rancangan pesawat yang ukurannya besar kemudian dibuat miniaturnya dalam skala kecil yang disebut dengan pesawat aeromodelling . Pesawat ini kemudian diuji coba terbang dengan kapasitas mesin tertentu dan dengan unit pengontrol tertentu untuk mencoba gaya dorong, kemampuan manuver, kelincahan, dan stabilitas pesawat terhadap berbagain macam gangguan pergerakan angin selama penerbangan [1].
Pada saat ini air modeling sudah dijadikan sebagai kegiatan dengan tujuan rekreasi (hiburan), edukasi  ,olahraga  maupun  bisnis.  Kegiatan Aeromodelling ,  kini  dapat  diikuti  oleh  hampir  semua kalangan karena alat-alat dan bahan yang digunakan harganya sudah cukup terjangkau hampir oleh semua kalangan masyarakat. Kegiatan aeromodelling secara alami terbagi menjadi tiga kategori, pertama
mereka yang bermain aeromodelling hanya untuk kesenangan atau rekreasi, yang kedua Sebagai sarana untuk menimba ilmu tentang penerbangan dan yang ketiga sebagai sarana mencapai prestasi dalam olahraga kedirgantaraan[2].
Ada tiga jenis pesawat aeromodelling yaitu pesawat free flight , pesawat free flight , pesawat control line dan pesawat remot control [3]. Pesawat free flight terbang tanpa  menggunakan kontrol  kontrol eksternal dari tanah, gerakan pesawat semata mata hanya tergantung pada settingan awal dan arah angin. Yang kedua adalah pesawat control line yang dikontrol dengan tali panjang sehingga terbang pesawat mengelilingi pilot pengendali. Jenis pesawat yang ketiga adalah pesawat radio control yang dikontrol  dengan  dengan  pemancar  remot  control  (transmitter)  yang  dikendalikan  oleh  pilot  dan penerima (reciever) yang diletakkan di dalam pesawat [4]. Transmisi sinyal kendali pada remot control ini berada pada spektrum frekwensi radio.
Pesawat  model  dengan  ukuran  sedang  dan  menengah  untuk  keperluan  tertentu  banyak digunakan oleh masyarakat. Pesawat ini sering disebut dengan PTTA atau pesawat terbang tanpa awak, yang dalam bahasa Inggris disebut dengan UAV atau kau unmanned aerial vehicle. Riset awal pesawat ini  pada  mulanya  diperuntukkan  untuk  sitenm  pertahanan  dan  keamanan  [5].  Dalam perkembangannya penggunaan PTTA secara luas didominasi oleh pemanfaatan kamera untuk seni fotografi  dan  penggunaan  kamera  untuk  survei  kebumian.  Pemanfaatan  lain  yaitu  adalah  sebagai sarana  dan  instrumen  pembantu  dalam  pertanian,  misalnya  penyemprotan  hama  atau  penyemprot pupuk.  Hermanto  2018  membuat  alat  untuk  mengukur  gaya  tarik  motor  brushless,  hasil  analisis menunjukkan bahawa gaya tarik tergantung pada jenis motor listrik dan jenis baling baling. Putra dkk 2019 membuat media interaktif untuk pengenalan kegiatan aeromodelling . Anggriawan 2014 melaukukan penelitian untuk mendeskripkan relevansi dari materi ekstrakurikuler Aeromodelling terhadap standar, dengan metode diskriptif. Nugraha dan Kushartanti 2018, melakukan penelitian efektivitas pelatihan aeromodelling [6]. Rokhmana 2013 melakukan pemetaan dengan penggunakan PTTA. Rokhmana 2013 Percepatan Pemetaan Kadaster Memanfaatkan Teknologi Wahana Udara Tanpa Awak. Suryasaputra dkk 2014 menggunakan PTTA untuk keperluan fotografi udara Aeromodelling And Payload Telemetry Research Group (APTRG). Miraza dan Isranuri 2012 menganalisis tegangan sayap pesawat model. Majid, dkk 2015 melaukukan  identifikasi model dari pesawat udara tanpa awak sayap tetap jenis Bixler [7].
Gambar 1. Gaya-gaya yang bekerja pada pesawat saat terbang
Perancangan dan pembuatan pesawat aeromodelling sangat berkaitan erat dengan aplikasi ilmu fisika. Ada empat gaya utama yang bekerja pada pesawat saat mengangkasa.  Gaya yang pertama adalah dorongan  (thrust  force)  yang  merupakan  gaya  kedepan  yang  dihasilkan  oleh  baling-baling  yang
digerakkan oleh mesin maupun mesin jet [8]. Gaya yang kedua adalah gaya hambatan udara (drag force) yang merupakan gaya tahanan udara yang merupakan hasil gesekan antara sayap, badan pesawat, stabilizer dan bagian pesawat yang lain. Gaya ketiga adalah gaya massa (weight), yaitu massa seluruh bagian pesawat terbang, termasuk penumpang, bahan bakar, maupun barang-barang yang lain yang ada di dalam pesawat.  Gaya yang ke-4 yaitu gaya angkat atau uplift force yang merupakan hasil dari perbedaan tekanan aerodinamis pada permukaan sayap bagian atas dan sayap bagian bawah [9].
Penelitian ini bertujuan untuk mengetahui hubungan antara kecepatan stall dengan massa total unit pesawat baik secara eksperimen maupun perhitungan teoretis. Kecepatan stall adalah kecepatan pesawat minimal agar gaya angkat sayap pesawat sama dengan massa total unit pesawat. Massa total pesawat divariasi dengan tiga nilai yang berbeda untuk mendapatkan kecepatan stall tergantung dari massa total tersebut.

## METODE PENELITIAN
Pesawat  dapat  mengangkasa  atau  terbang  karena  adanya  gaya  angkat  sayap  pesawat  yang merupakan selisih tekanan antara udara di bawah sayap dengan udara di atas sayap. Selisih tekanan ini timbul karena adanya perbedaan kecepatan aliran udara di atas dan di bawah sayap yang disebabkan oleh bentuk penampang sayap atau lebih dikenal dengan airfoil [10]. Semakin tinggi selisih kecepatan di atas sayap dengan di bawah sayap, maka semakin besar gaya angkat sayap pesawat tersebut.
Gambar 2. (a) Airfoil Asimetri
(b) Airfoil Simetri
Perbedaan  kecepatan  yang  besar  ini  didapatkan  dari airfoil yang  bentuknya  asimetri. Airfoil asimetri ini banyak dipakai pada pesawat komersial karena keunggulannya yaitu memiliki gaya angkat yang besar. Adapun kelemahan airfoil asimetri ini adalah adanya drag Force yang cukup besar yang menghambat  laju  pesawat  sehingga  kecepatan  menjadi  lebih  terbatas.  Untuk  pesawat  aerobatik biasanya digunakan airfoil simetri dengan bentuk sayap bagian atas hampir sama dengan bagian bawah sehingga selisih kecepatan tidak terlalu tinggi dan gaya angkat tidak terlalu besar, tetapi keunggulannya adalah  drag  force  yang  ditimbulkannya  kecil,  sehingga  kecepatan  pesawat  menjadi  besar.  Pesawat aerobatic  juga  memerlukan  gaya  dorongan  mesin  yang  jauh  lebih  besar  dibandingkan  pesawat komersial [11].
Gambar 3. Aliran udara di atas dan dibawah sayap
Perumusan  besarnya  gaya  angkat  sayap  dapat  diturunkan  dari  persamaan  Bernoulli  dengan rumus sebagai berikut [12]:
p a +  ρ g h a + 1 / 2 ρ v a 2 =   p b +  ρ g h b + 1 / 2 ρ v b 2 (1)
dengan  p a adalah tekanan udara di atas sayap pesawat,  ρ adalah densitas udara, g adalah percepatan gravitasi  bumi,  h a adalah  ketinggian  sayap  dari  bumi,  v b adalah  kecepatan  udara  di  bawah  sayap pesawat, p b adalah tekanan udara di bawah sayap pesawat, h b adalah ketinggian sayap dari bumi, v b adalah kecepatan udara di bawah sayap pesawat. Dengan anggapan nilai h a sama dengan nilai h b , maka selisih tekanan antara bagian bawah sayap pesawat dan bagian atas sayap dapat dirumuskan dengan:
p b - p a = 1 / 2 ρ (v a 2 - v b 2 ) (2)
Dari persamaan 2 tersebut, dengan nilai k =  v a / v b , sedangkan v b dianggap sama dengan kecepatan pesawat, maka didapatkan hasil akhir gaya angkat pesawat yang merupakan perkalian antara luas sayap (A) dengan selisih tekanan bagian bawah dan atas saya sebagai berikut:
F = 1 / 2 ρ (k 2 - 1 ) v 2 A (3)
Dari persamaan tersebut tampak bahwa gaya angkat pesawat tergantung pada luas sayap (A) bentuk airfoil yang yang mempengaruhi nilai k, kecepatan pesawat (v) dan densitas udara yang melalui sayap tersebut.
Kecepatan minimal pesawat agar dapat terbang disebut dengan kecepatan stall . Apabila sebuah pesawat terbang bergerak dengan kecepatan di bawah kecepatan stall , maka pesawat akan oleng dan tidak stabil dikarenakan gaya massa lebih besar dari gaya angkat [13]. Dari persamaan 3 diatas, dengan mengganti gaya angkat F dengan massa terbang w, kecepatan stall dapat dituliskan sebagai berikut:
𝑣 = √ 2 𝑤 ρ (k 2 − 1 ) A (4)
Dari persamaan tersebut tampak bahwa kecepatan stall tergantung pada luas sayap (A), massa total pesawat (w), koefisien bentuk airfoil (k) dan densitas udara ρ . Semakin besar massa beban pesawat maka kecepatan stall akan semakin tinggi [12].
Penelitian ini mencoba untuk menggambarkan hubungan antara kecepatan stall dengan massa total pesawat. Percobaan dilakukan dengan tiga variasi massa yang berbeda sehingga akan didapatkan 3  kecepatan  yang  berbeda.  Hasil  uji  secara  eksperimen  ini  kemudian  akan  dibandingkan  dengan perhitungan  teoritis  kecepatan stall pesawat  pada  massa  beban  tertentu.  Pesawat  model  yang digunakan adalah jenis Wing Dragon dengan modifikasi sayap yang diperbesar dan tanpa aeleron.
Gambar 4. Pesawat Wing Dragon dengan modifikasi sayap
Karakteristik  pesawat  Wing  Dragon  ini  adalah  stabilitasnya  saat  terbang,  karena  pesawat  ini termasuk dalam pesawat bersayap atas yang pada umumnya memiliki stabilitas terbang yang cukup baik  akan  tetapi  memiliki  kelemahan yaitu  kemampuan  manuver  yang  terbatas.  Pesawat  ini cocok untuk pilot pemula maupun keperluan tertentu yang tidak membutuhkan banyak manuver.

## HASIL DAN PEMBAHASAN
Pesawat yang digunakan pada penelitian ini memiliki luas penampang sayap  3500 cm 2 dengan wingspan 1,4 meter, luas horizontal stabilizer 40 cm 2 sedangkan vertikal stabiliser 30 cm 2 dengan luas rudder 8 cm 2 dan luas pitch 10 cm 2 . Pesawat Wing Dragon ini menggunakan motor listrik dengan spesifikasi  diameter 22 mm dan tebal 12 mm dengan konstanta kecepatan  2200kv. Konstanta 2200kv memiliki arti bahwa setiap tegangan 1 volt akan menaikkan RPM sebesar 2200 RPM. Electronic Speed Controller atau disingkat dengan ESC yang digunakan pada pesawat model ini memiliki spesifikasi arus maksimum 40 A dan menggunakan baterai Lithium Polymer (LiPo) 2200  mAh. Battery tersebut memiliki tegangan 3 S atau 3 serial, dengan tiap 1 sel LiPo memiliki tegangan 3,7 volt, sehingga total tegangannya adalah 11,1 volt. Baterai yang digunakan adalah jenis Lithium Polymer yang memiliki keunggulan discharge rate yang sangat besar dan hambatan dalam yang kecil, sehingga supply arusnya dapat diandalkan.
Pesawat  ini  menggunakankan  2  buah  servo.  Servo  pertama  digunakan  untuk  menggerakkan pitch pada horizontal stabilizer dan servo kedua untuk menggerakkan rudder pada vertikal stabilizer. Pesawat ini ini dikendalikan dengan remote control dengan frekuensi 2,4 GHz dengan merk Spectrum DX  7.  Remote  control  ini  berfungsi  sebagai  transmitter  atau  pemancar  gelombang  radio  untuk
memancarkan  sinyal  perintah  dari  radio  control  menuju  pesawat.  Pada  pesawat  model  digunakan sebuah  penerima  sinyal  ( receiver )  merk  Spectrum  yang  terdiri  dari 6  channel.  Channel  pertama  dari receiver ini digunakan untuk menggerakkan servo pitch yang mengatur dongakan ( nose up ) ataupun tundukkan ( nose down ) dari pesawat. Channel ke-tiga digunakan untuk mengatur rudder yang merupakan jalur perintah yang akan tersambung pada ESC untuk mempercepat atau melambatkan laju pesawat melalui naik turunnya kuat arus pada motor listrik.
Baling-baling  ( propeller )  yang  digunakan  terdiri  dari  2  bilah  pisau  ( two  blade )  yang  terbuat  dari bahan plastik. Motor dan baling baling penggerak pada pesawat jenis Wing Dragon ini terletak pada bagian tengah badan pesawat (fuselag) tepat di belakang sayap. Massa terbang pesawat ( all unit weight / auw) diukur menggunakan timbangan kue dengan ketelitian hingga 1 gram, sedangkan kecepatan stall diukur dengan cara tak langsung, melalui kamera tak bergerak. Dari hasil percobaan dengan 3 massa yang berbeda didapatkan 3 kecepatan stall yang berbeda-beda sebagaimana ditunjukkan pada ada tabel 1.
Tabel 1. Hasil eksperimen antara massa total pesawat dengan kecepatan stall
Massa total (gram) Kecepatan stall (m/s) 808 7.6 1130 7.9 1345 9.9
Dari  tabel  1  baris  pertama,  kita  dapat  melakukan  perhitungan  teoritis  untuk  menentukan koefisien airfoil (k). Dari data tersebut perhitungan nilai (k 2 -1) didapatkan nilai sebesar 4,617. Perlu diingat  bawa  koefisien  tersebut  tidak  berdimensi..  Perhitungan  selanjutnya  dilakukan  untuk menghitung secara teoritis kecepatan stall untuk masing-masing beban pesawat yang berbeda-beda. Dengan nilai (k 2 -1) sebesar 4,617, didapatkan hasil perhitungan teoritis menggunakan persamaan 4 dengan hasil sebagaimana ditunjukkan pada tabel 2.
Tabel 1. Hasil perhitungan teoritis kecepatan stall dari data massa total pesawat Massa total (gram)
Kecepatan stall (m/s) 808 7.069 1130 8.360 1345 9.120
Hasil  eksperimen  terhadap  perhitungan  teoritis  kecepatan stall versus  massa  pesawat menunjukkan adanya deviasi standar sebesar 7,4 %. Perbedaan tersebut kemungkinan ditimbulkan karena faktor kecepatan angin yang berubah pada tiap percobaan. Angin yang berlawanan dengan arah gerak  pesawat  akan  memperbesar  gaya  angkat,  sedangkan  arah  angin  yang  searah  dengan  gerak pesawat akan memperkecil gaya angkat. Hal inilah yang mendasari prinsip lepas landas dan pendaratan sebisa mungkin melawan arah angin.

## KESIMPULAN
Dari penelitian ini dapat dipahami bahwa kecepatan stall tergantung pada luas sayap (A), massa total pesawat (w), koefisien bentuk airfoil (k) dan densitas udara ρ. Semakin besar massa beban pesawat maka kecepatan stall akan semakin tinggi dan sebaliknya.  Hasil tersebut menunjukkan bahwa  hasil eksperimen memiliki nilai yang sangat cocok dengan perhitungan teoritis. Perbedaan nilai eksperimen kemungkinan merupakan perubahan arah kecepatan angin pada ketiga prcobaan diatas.

## DAFTAR PUSTAKA
[1]. Anggriawan,  R.,  Karo-Karo,  U.,  Suhayat,  D., Relevansi  Materi  Ekstrakurikuler Aeromodelling Terhadap  Standar  Materi  Mata  Pelajaran  MDTPU.  Journal  of  Mechanical  Engineering Education, Vol.1, No.1, Juni 2014.
[2]. Bekker, J. G., Craig, I. K., & Pistorius, P. C. (1999). Modeling and Simulation of Arc Furnace Process. ISIJ International, 39(1)
[3]. Hermanto, D, Perancangan Pengukur Kekuatan Motor Brushless Berbasis ESP8266, Jurnal Teknik Informatika dan Sistem Informasi ISSN 2407-4322, Vol. 5, No. 1, September 2018, Hal. 36-44 E-ISSN 2503-2933 36
[4]. Majid, A., Sumiharto, R., Wibisono, S.B., Identifikasi Model dari Pesawat Udara Tanpa Awak Sayap Tetap Jenis Bixler, IJEIS, Vol.5, No.1, April 2015, pp. 43~54.
[5]. Miraza, R.S., Isranuri, I., Analisis Tegangan Pada Sayap Horizontal Bagian Ekor Aeromodelling Tipe Glider Akibat Laju Aliran Udara Dengan Menggunakan Software Berbasis Computional Fluid Dynamic (CFD),  Jurnal e-Dinamis, Volume I, No.1 Juni 2012.
[6]. Nugraha, L.O., Kushartanti, W., Evaluation of Aeromodelling Coaching System, Advances in Social Science, Education and Humanities Research, volume 278, 2nd Yogyakarta International Seminar on Health, Physical Education, and Sport Science (YISHPESS) 2018.
[7]. Putra,  I.P.C.A.,    Rusli,  M.,  Suniantara,  I.K.P.,  Aplikasi  Multimedia  Interaktif  Pengenalan Olahraga Aeromodelling , Seminar Nasional Sistem Informasi dan Teknik Informatika Sensitif 2019.
[8]. Rokhmana,  C.A.,  Percepatan  Pemetaan  Kadaster  Memanfaatkan  Teknologi  Wahana  Udara Tanpa Awak ,Bhumi No. 38 Tahun 12, Oktober 2013.
[9]. Setyasaputra, N., Septian, F., Fernanda, R., Bahri, S., Rahmatio, I.D., Dirgantoro, B., Platform Unmanned  Aerial  Vehicle  Untuk  Aerial  Photography Aeromodelling And  Payload  Telemetry Research Group (APTRG), Seminar Nasional Penginderaan Jauh 2014.
[10]. Pratama F., 2013, Sistem Referensi Air Data, Attitude, And Heading Reference System Pada Pesawat  Terbang  Tanpa  Awak,  Skripsi,  Fakultas  Matematika  dan  Ilmu  Pengetahuan  Alam, Universitas Gadjah Mada, Yogyakarta.
[11]. Tischler, M. B., 2006, Aircraft and Rotorcraft System Identification, Engineering Methods with Flight Test Examples, American Institute of Aeronautics and Astronautics.
[12]. Smith, M. S. dan Moes, T. R., 2003, Real-time Stability and Control Derivative Extraction from F15 Flight Data. AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference, AIAA-2003-5701.
[13]. Oksa,  M.,  2012.  Identifikasi  Sistem  Pada  Perilaku  Pesawat  Terbang  Tanpa  Awak,  Skripsi, Fakultas Matematika dan Ilmu Pengetahuan Alam, Universitas Gadjah Mada.