## ANALISIS PENENTUAN POWER LOADING PADA DESAIN AWAL PESAWAT TERBANG TANPA AWAK LSU-05 NG (ANALYSIS OF POWER LOADING DETERMINATION IN THE INITIAL DESIGN OF UNMANNED AIRCRAFT LSU-05 NG)
Novita Atmasari 1 , Eries Bagita Jayanti, Nur Mufidatul Ula, M. Luthfi Ramadiansyah, Redha Akbar Ramadhan, Prasetyo Ardi Probo Suseno, Ardian Rizaldi, Kurnia Hidayat, Angga Septiyana Pusat Teknologi Penerbangan – LAPAN
1 e-mail: novita.atmasari@lapan.go.id

## ABSTRAK
Penelitian ini berfokus pada analisis penentuan power loading pada awal desain pesawat LSU- 05 NG. Dengan menentukan power loading maka kebutuhan daya engine untuk pesawat LSU-05 NG dapat diestimasi. Artinya pemilihan engine dapat dilakukan sehingga menghasilkan gaya dorong agar pesawat  dapat  melakukan  misi  pemantauan  dan  foto  udara  dengan  baik.    Metode  yang  digunakan untuk  analisis  penentuan power loading adalah  teknik Matching Chart atau Matching Plot dengan memilih titik optimal dari lima konstrain yaitu jarak take - off , climb rate, stall speed , cruise speed , dan landing . Hasil penelitian menunjukkan bahwa dengan massa 85 kg dan luas sayap 3,22 m 2 pesawat LSU-05  NG  membutuhkan  daya  9,7  hp.  Penjelasan  lebih  detail  akan  dijabarkan  pada  bagian selanjutnya.
Kata kunci: power loading , estimasi, matching chart, optimal

## ABSTRACT
This research focuses on analyzing the determination of power loading in the initial design of LSU-05 NG. By determining the power loading, then the engine power requirements for the LSU-05 NG can be estimated. This means that the selection of engines can be done so as to produce a thrust so that the aircraft can carry out monitoring missions and aerial photography properly. The method used to  analyze  the  determination  of  power  loading  is  the  Matching  Chart  or  Matching  Plot  technique  by selecting the optimal point from five constraints, namely the take-off distance, climb rate, stall speed, cruise speed, and landing. The results showed that with a mass of 85 kg and a wing area of 3.22 m 2 the LSU-05 NG aircraft needed 9.7 hp of power. Detail explanation of the research will be described in next section.
Keywords: power loading, estimation, matching chart, optimal

## 1 PENDAHULUAN
Lapan Surveillance UAV (LSU)-05
NG  merupakan  pengembangan  dari Pesawat  Terbang  Tanpa  Awak  (PTTA)
LSU-05  yang  memiliki  dua  misi  utama yakni untuk pemantauan dan pemotretan udara, baik untuk lingkungan udara di atas laut, dekat laut maupun  darat.  PTTA  ini  memiliki estimasi  awal  MTOW  sebesar  85  kg dengan kemampuan terbang sampai 2,5 jam  dan  kecepatan  operasional  sebesar 30  m/s.  LSU-05  NG  mampu  terbang dengan operasional payload sejauh 400 km  selama  5  jam  dan  kecepatan maksimum  sebesar  40  m/s  (Rizaldi, 2019).  PTTA  generasi  terbaru  ini  perlu dilakukan pengembangan dan perbaikan  dari  segi  desain  struktur, aerodinamika
maupun
sistem propulsinya  agar  mempunyai  performa terbang  yang  lebih  baik  dari  generasi pertama.
Salah  satu  yang  menjadi  fokus utama  pengembangan  LSU-05  NG  ini adalah pemilihan mesin pesawat beserta propeller guna  mendapatkan  jenis  dan tipe  mesin  yang  mampu  memenuhi kebutuhan  operasi  pesawat  dengan efisien.  Perhitungan power  loading merupakan  salah  satu  cara  yang digunakan untuk mengetahui kebutuhan  daya  pesawat  dengan  berat tertentu  sehingga  pemilihan  mesin  dan propeller bisa  disesuaikan  dengan  misi yang diemban mengacu pada DRO yang telah dirancang.
Power loading merupakan perbandingan  antara  berat  pesawat dengan  besarnya  kekuatan  mesin (Gl ī zde,  2018).  Besarnya payload dan bobot bahan bakar adalah faktor utama yang  mempengaruhi  ukuran  dan  berat dari sebuah UAV. Parameter dalam profil misi  seperti  ketinggian  operasi  pesawat dan  kecepatan  pesawat  yang  telah ditulis  dalam  DRO  adalah  kunci  untuk pemilihan jenis mesin. Penelitian
mengenai  pemilihan  jenis  mesin  telah dilakukan  oleh  Ali  pada  tahun  2015 menggunakan  metode  analitis  terhadap UAV  dengan  mesin  jenis  turboprop (Dinç,  2015).  Penelitian  mengenai perbandingan karakteristik sistem propulsi  terhadap  dua  jenis  pesawat dengan  tipe  mesin  yang  berbeda  yakni turboprop  dan  motor  listrik  juga  telah dilakukan.  Metodologi  yang  dilakukan adalah  dengan  membandingkan  berat dan geometri sayap terhadap pembebanan  sayap  yang  sama,  rasio kekuatan-berat  dan  misi  desain  (Cinar dkk, 2016).
Penelitian serupa untuk menentukan  kebutuhan  daya  pesawat juga dilakukan oleh Kamal dan Serrano pada  tahun  2018  dalam  melakukan desain hybrid UAV VTOL dan fixed wing yang  diberi  nama Transitional Aircraft (TA)  yang  memiliki  berat  15,351  kg. Dalam  perhitungannya,  terdapat power loading , wing loading ,  dan  disertai disc loading yang  ditampilkan  dalam  satu grafik. Dalam penelitiannya, untuk mode fixed wing variasi wing loading dan power loading diilustrasikan  melalui sumbu  vertikal  kiri  dan  sumbu horizontal.  Di  sisi  lain,  variasi disc loading dengan power loading untuk mode helikopter diekstraksi dari sumbu vertikal  kanan  dan  sumbu  horizontal. Untuk  mode  transisi,  sebuah  kurva digambar dalam bagan untuk merepresentasikan  variasi disc loading , power loading ,  dan wing loading yang diperoleh  dari  titik  desain fixed wing . Pemilihan
desain optimumnya mempertimbangkan dua titik yaitu titik yang mencapai power loading dan wing loading maksimum,  serta  titik  yang mencapai power loading dan disc loading maksimum.  Dari  hasil  penelitiannya, diperoleh  nilai  optimal power loading sebesar 40,2 N/hp, wing loading sebesar 204,77  N/m 2 ,  dan disc loading sebesar
194,24  N/m 2 .  (Kamal  dan  Serrano, 2018).
Pada tahun 2017, Tyan dkk juga melakukan perhitungan estimasi kebutuhan  daya  untuk  pesawat  UAV elektrik fixed wing –  VTOL  dengan metode  komprehensif  desain  awal pesawat. Dalam penelitiannya Tyan dkk menggunakan analisis terintegrasi yang baru  dikembangkan  yaitu  dengan menggabungkan
metode VTOL
propulsion sizing dengan teori fixed - wing aircraft
sizing
yang dimodifikasi.
Beberapa  persamaan  empiris  baru diturunkan  dengan  menggunakan  data yang  tersedia.  Kemudian  dilakukan analisis  kendala  untuk  mengevaluasi kelayakan  kendala  performa  pesawat dan untuk
memvisualisasikan
hubungan antara dua parameter utama pesawat  yaitu power loading dan wing loading .  Analisis  kendala  memerlukan beberapa  karakteristik  performa  yang dideskripsikan  dalam  bentuk  fungsi power loading terhadap wing loading yang kemudian dapat direpresentasikan dalam  grafik  dua  dimensi  dimana sumbu-x  mewakili wing loading dan sumbu-y mewakili power loading . Dalam penelitiannya, Tyan dkk mengambil area desain  yang  layak,  yakni  area  di  atas kurva cruise pada wing loading yang rendah,  di  atas  kurva climb pada wing loading yang tinggi, serta di sebelah kiri kurva stall . (Tyan dkk, 2017).
Penelitian serupa juga dilakukan oleh  Chipade  dkk  pada  tahun  2018 namun  untuk  VTOL  UAV.  Dalam penelitiannya,
Chipade
dkk menyebutkan  bahwa  persyaratan wing loading yang  dipengaruhi  oleh  jarak take - off dan  jarak landing ditiadakan karena  pesawat  didesain  untuk  dapat take - off dan landing secara  vertikal. Untuk  memilih wing loading yang optimal  dilakukan  variasi  daya  ( power ) terhadap wing loading untuk aspek rasio yang berbeda.
Daya dihitung
berdasarkan penyederhanaan persamaan  yang  memuat  parameter kecepatan cruise ,  koefisien drag ,  dan wing loading .  Dengan  aspek  rasio  yang besar, nilai wing loading akan meningkat sementara  daya  menurun.  Akan  tetapi hal  tersebut  berpengaruh  terhadap peningkatan  kecepatan stall dan  berat pesawat karena kekuatan struktur yang ekstra  diperlukan  untuk  mendukung aspek  rasio  sayap  yang  tinggi  sesuai dengan yang dibutuhkan (Chipade dkk, 2018).

## 2 METODOLOGI
Dalam preliminary desain
pesawat, wing loading , power loading , dan  koefisien  gaya  angkat  maksimum biasanya  ditentukan  melalui  proses optimisasi informal menggunakan persamaan  statistik  berdasarkan  data pesawat  yang  ada.  Hasil  perhitungan disajikan dalam matching chart kemudian  ditentukan  titik  desain terbaik  (Banal  dan  Ubando,  2016). Diagram wing loading – power loading dalam matching chart dirumuskan sebagai permasalahan optimisasi multi- objektif (Gunaseelan, 2011).
Wing loading merupakan  rasio berat  pesawat  (biasanya  bobot take - off maksimum)  terhadap  area  atau  luas sayap, sedangkan power loading adalah rasio berat terhadap daya yang tersedia. Koefisien gaya angkat maksimum adalah parameter tak berdimensi yang proporsional dengan gaya angkat maksimum  yang  dapat  dihasilkan  oleh pesawat.  Parameter  ini  sering  muncul dalam  persamaan  performa  pesawat bersama dengan berat pesawat, merepresentasikan  titik  desain.  Luas area  sayap  dan  daya  yang  dibutuhkan terkait  dengan  beberapa  persyaratan atau  spesifikasi  misi  tertentu  dapat berasal dari masing-masing wing loading dan power loading .  Dengan  demikian parameter wing loading dan power
loading sangat penting dalam penentuan konfigurasi  pesawat  yang  tepat  untuk serangkaian  persyaratan  atau  misi tertentu (Banal dan Ubando, 2016).
Wing loading harus  ditentukan dengan  mempertimbangkan  kecepatan stall ,  kecepatan cruise ,  dan  jarak landing .  Nilai  terendah  harus  diambil setelah  perhitungan  guna  memastikan bahwa sayap cukup besar untuk semua kondisi  terbang  pesawat.  Sementara power loading ditentukan  dengan mempertimbangkan jarak take - off , jarak cruise , dan kecepatan maksimal (Turanoguz, 2014).
Selain  pengaruh  berat  payload maupun volumenya yang akan mempengaruhi  massa  total  pesawat, parameter  lainnya  seperti  kecepatan maksimum,  kecepatan stall , rate of climb ,  jarak take - off ,  dan ceiling akan mempengaruhi wing area dan  daya engine maupun thrust (Sadraey, 2010).
Faktor  utama  dalam  penentuan ukuran  awal  pesawat  antara  lain panjang area landing , panjang area take - off ,  gradien climb (setelah take - off ), gradien
climb approach , dan penerbangan cruise ( payload , Mach number ketika cruise ) yang diselesaikan secara bersamaan dengan
menggunakan suatu matching chart dan menentukan titik desain pesawat (Seeckt dkk,  2010).  Proses  desain  atau  ukuran pesawat  tergantung  pada  beberapa persyaratan,  diantaranya  adalah stall , jarak take - off ,  jarak landing ,  kecepatan cruise ,  dan  kecepatan climb (Ferreira, 2018).
Langkah dalam menentukan luas area  sayap  dan  daya  mesin  untuk pesawat prop - driven antara lain (Kidane, 2016):
a. Turunkan  satu  persamaan  untuk setiap persyaratan performa
pesawat.
b. Buat sketsa semua turunan persamaan dalam satu plot. Sumbu
vertikal sebagai power loading (W/P) dan sumbu horisontal sebagai wing loading (W/S).  Dengan  demikian grafik menggambarkan variasi power loading terhadap wing loading yang  akan  saling  berpotongan  di beberapa  titik  dan  menghasilkan beberapa area.
c. Identifikasi  area  mana  yang  dapat diterima  di  dalam  area  yang dibentuk  oleh  sumbu  dan  grafik. Area  yang  dapat  diterima  adalah area yang memenuhi semua persyaratan performa pesawat.
d. Tentukan  titik  desain  (misalkan pemilihan  optimal).  Titik  desain pada  grafik  hanya  satu  titik  yaitu yang  menghasilkan  daya  mesin terkecil (harga terendah).
e. Dari titik desain, diperoleh dua nilai yaitu power loading dan wing loading yang sesuai.
f. Hitung  area  sayap  dan  daya  mesin dari dua nilai pada poin sebelumnya.  Area  sayap  dihitung dengan  membagi  berat take - off maksimum  dengan wing loading sementara  daya  mesin  dihitung dengan  membagi  berat take - off maksimum dengan power loading .
Metode  yang  digunakan  dalam penelitian  ini  mengacu  pada  penelitian yang dilakukan Kidane pada tahun 2016 yaitu teknik matching chart . Perhitungan power loading dan wing loading dilakukan untuk masing-masing lima persyaratan performa pesawat yaitu jarak take-off , kecepatan climb , kecepatan stall ,  kecepatan cruise ,  dan jarak landing . Nilai-nilai
dari persyaratan  performa  pesawat  tersebut berasal  dari  DRO  ( Design , Requirement and Objective ).  Selanjutnya  dari  lima buah  grafik  yang  telah  terbentuk ditentukan area yang memenuhi persyaratan
performa pesawat
kemudian  digabungkan  dalam  1 chart
untuk ditentukan titik optimalnya yaitu memenuhi semua persyaratan performa pesawat.  Persyaratan  performa  pesawat LSU-05  NG  yang  digunakan  untuk perhitungan power loading dan wing loading disajikan dalam Tabel 2-1.

## Tabel 2-1:  PERSYARATAN PERFORMA

## PESAWAT LSU-05 NG
Parameter Simbol  Nilai Maksimal  jarak ground take-off 𝑆 "#$ 110 𝑚 Kecepatan climb minimum 𝑅𝐶 2.5 𝑚/𝑠 Kecepatan stall maksimum 𝑉 1 15 𝑚/𝑠 Kecepatan cruise maksimum 𝑉 2 40 𝑚/𝑠 Maksimal  jarak ground landing 𝑆 4 110 𝑚
Langkah-langkah  yang  dilakukan dalam  penelitian  ini  disajikan  dalam diagram alir pada Gambar 2-1.
Gambar 2-1 : Diagram alir tahapan penelitian
Dalam  memenuhi  persyaratan performa pesawat yang telah ditentukan pada Tabel 2-1, nilai power loading dan wing loading dalam desain awal pesawat LSU-05  NG  dapat  dihitung  dengan menggunakan beberapa persamaan.
Jarak take-off
Persyaratan  untuk  jarak take - off biasanya ditentukan berdasarkan panjang  minimal runway karena  setiap bandara memiliki panjang runway yang terbatas.  Jarak take - off ditentukan sebagai  jarak  dari  awal  pesawat  lepas landas  ke  tempat  dimana standart imaginary obstacle ditentukan  sehingga jarak take - off pesawat  meliputi  bagian darat dan udara (Glizde, 2017).
Sementara sesuai peraturan FAA AC23-8C mengatakan bahwa jarak lepas landas  bisa  ditentukan  oleh  manuver dari  pesawat,  kecepatan  dan  fase tanjakan  pesawat.  Jarak  lepas  landas juga  dipengaruhi  oleh  massa  pesawat dimana  jarak take - off lebih  pendek untuk massa pesawat yang lebih ringan (FAA, 2011).
Nilai  parameter take - off (TOP) diperlukan  untuk  menentukan power loading – wing loading dan  dapat dihitung
melalui
penyelesaian persamaan (2-1) (Yadav, 2014).
𝑆 "#$ = 8,134𝑇𝑂𝑃 + 0,0149𝑇𝑂𝑃 > (2-1)
Selanjutnya  nilai wing loading dan power loading dapat  ditentukan dengan persamaan (2-2) (Roskam, 2005; Ferreira, 2018)
𝑊 𝑆 = 𝑇𝑂𝑃𝜎𝐶 4 AB 𝑊 𝑃 (2-2)
dengan
𝑆 "#$ : jarak ground take - off 𝑇𝑂𝑃 : take - off parameter
𝑊 𝑆 : wing loading Mulai
Penyusunan DRO (massa, jarak take- off ,  jarak landing ,  kecepatan cruise , kecepatan climb, kecepatan stall ).
Perhitungan power loading dan wing loading untuk 5 persyaratan performa pesawat  ( take-off,  climb,  stall,  cruise dan landing ).
Penentuan  area  pada  grafik  yang memenuhi persyaratan performa
pesawat.
Penentuan  titik power loading – wing loading yang  memenuhi  kelima persyaratan performa pesawat.
Selesai
𝑊
𝑃 : power loading 𝜎
: rasio massa jenis ketika take -
off ( 𝜎 = 1) 𝐶 4 AB : koefisien lift take - off
Kecepatan climb Parameter climb rate RCP,  dapat ditentukan  dari  nilai climb rate (RC) dengan  menggunakan  persamaan  (2-3) (Roskam, 2005; Ferreira, 2018).
𝑅𝐶𝑃 = 𝑅𝐶 33.000 (2-3)
Selanjutnya  relasi power loading dan
wing loading ditentukan dengan persamaan  (2-4)  (Coleman  dkk,  2014; Ferreira, 2018)
𝑊 𝑃 = 𝜂 E
𝑅𝐶𝑃 + 𝑊 𝑆 F >
19 𝐶 4 G > 𝐶 H 𝜎 F > (2-4)
dengan 𝜂 E : efisiensi propeller ( 𝜂 E = 0,85 ) 𝑅𝐶𝑃 : parameter climb rate 𝑅𝐶 : climb rate 𝐶 4 : koefisien lift 𝐶 H : koefisien drag
Kecepatan stall Stall didefinisikan sebagai
pengurangan koefisien lift karena
pelepasan  aliran  sebagai  akibat  dari sudut  serang  yang  tinggi  (Turanoguz, 2014). Kecepatan stall pesawat merupakan  kecepatan  minimum  UAV yang  dapat  menghasilkan lift pada koefisien lift maksimum 𝐶 4,IJK ,  juga merupakan  kecepatan  minimum  yang memungkinkan  pesawat  untuk  terbang (Harasani, 2010).
Salah  satu  persyaratan  utama performa  pesawat  adalah  kecepatan stall .
Sebagian besar pesawat mempunyai  batas  kecepatan stall yang
tidak  boleh  melebihi  beberapa  nilai minimum yang telah ditentukan. Selain itu  parameter  kecepatan stall juga dibatasi  oleh  spesifikasi  sertifikasi pesawat. Parameter kecepatan stall juga sangat  penting  karena  mengantisipasi pendaratan berada pada stall yang tajam (Glizde, 2017).
Dalam kondisi terbang stall , nilai wing loading stall digunakan  sebagai analisis  kendala  untuk  memenuhi persyaratan  kecepatan  minimum stall dan koefisien lift maksimal (Monterroso,
2018).  Nilai wing loading untuk kecepatan
stall
tertentu dapat ditentukan menggunakan persamaan (2- 5)  (Tyan  dkk,  2016;  Turanogus,  2014; Harasani, 2010; Chipade dkk, 2018).
𝑊 𝑆 = 1 2 𝑉 1 > 𝜌𝐶 4,IJK (2-5)
Kecepatan cruise Dalam  menentukan  nilai power loading dan wing loading yang
memenuhi persyaratan kecepatan cruise maksimum  ( 𝑉 2MIJK )  ,  dibutuhkan  nilai power  index ( 𝐼 E )  yang  dapat  dihitung berdasarkan  persamaan  (2-6)  (Roskam, 2005).
𝐶 H = 𝜂 E 77,3 G 𝐼 E 𝑉 2MIJK ) G (2-6)
Selanjutnya  relasi power loading dan wing loading yang  memenuhi persyaratan kecepatan cruise maksimum ditentukan dengan persamaan (2-7) (Roskam, 2005;
Ferreira, 2018).
𝑊 𝑆 = 𝑊 𝑃 𝜎𝐼 E G (2-7)
Jarak landing Jarak landing adalah  jarak horizontal  yang  dicakup  oleh  pesawat ketika  pesawat  menyentuh  landasan pertama  kali  sampai  berhenti  total.
Pendekatan  pendaratan  dimulai  pada ketinggian  50  kaki  (15,2  m).  Kecepatan penerbangan  pada  titik  ini  disebut kecepatan approach (Essari,  2015). Jarak landing dapat ditentukan dengan persamaan (2-8) (Roskam,
2005; Ferreira, 2018).
𝑆 4 = 0,5136𝑉 1 > (2-8)
Sementara  jarak ground landing dapat dihitung dengan persamaan (2-9)
(Roskam, 2005; Ferreira, 2018).
𝑆 4$ = 0,265𝑉 1 > (2-9)
Selanjutnya  nilai wing loading dihitung dengan menggunakan persamaan (2-10) (Roskam, 2005; Ferreira, 2018).
𝑊 𝑆 = 𝑉 1 > 𝜌 QRSTU 2 ∙ 0,95 𝐶 4,IJK (2-10) 3 HASIL PEMBAHASAN
Estimasi power loading untuk pesawat terbang tanpa awak LSU-05 NG dihitung berdasarkan persyaratan performa  pesawat  yang  meliputi  jarak take - off ,  kecepatan climb ,  kecepatan stall ,  kecepatan cruise ,  dan  jarak landing .  Selanjutnya  ditentukan  area yang memenuhi semua persyaratan dan dipilih titik optimalnya.
Jarak take-off Pesawat  terbang  tanpa  awak LSU-05  NG  mempunyai  persyaratan jarak ground take-off sesuai  DRO yaitu 𝑆 "#$ maksimal sebesar 110 𝑚 atau 361 𝑓𝑡 . Dari  jarak ground take - off tersebut diperoleh  jarak take - off 𝑆 "# sebesar 182 𝑚 atau 599 𝑓𝑡 yaitu  1,66  kali  dari jarak ground take - off (Roskam, 2015). Berdasarkan  persamaan  (2-1), diperoleh  nilai take - off parameter (TOP) sebesar
65,72 TY Z
Q[ Z \E . Selanjutnya dilakukan perhitungan wing loading dan
power loading dengan  memvariasikan nilai koefisien lift untuk kondisi take - off 𝐶 4 AB dengan variasi nilai 1,4;  1,6;  1,8;  2,0; dan 2,2 menggunakan persamaan (2-2). Grafik  hasil  perhitungan power  loading terhadap wing  loading dengan  variasi 𝐶 4 AB ditunjukkan pada Gambar 3-1.
Gambar  3-1: Power loading to wing loading – jarak t ake-off
Dari  grafik  yang  ditunjukkan pada  Gambar  3-1,  untuk  jarak take-off yang  sama  diperoleh  bahwa  semakin kecil  nilai  koefisien lift take - off maka semakin  kecil  pula  nilai wing loading dan power loading .  Untuk  menentukan area  yang  memenuhi  persyaratan  jarak take - off maksimum dapat dilihat dengan menganalisis persamaan (2-1) dan (2-2). Dari persamaan tersebut diperoleh relasi dimana  semakin  besar  jarak take-off maka  akan  semakin  besar  pula  nilai wing  loading dan power  loading ,  serta sebaliknya. Hal ini mengakibatkan area yang  berada  di  atas  dan  di  sebelah kanan grafik tidak memenuhi persyaratan  jarak take-off dikarenakan pada  area  tersebut jarak  take-off
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 0 5 10 15 20 PO W E R L O A D IN G , W / P (L B S / H P) WING LOADING, W/S (PSF) T A K E - O F F TO_CL 1.4 TO_CL 1.6 TO_CL 1.8 TO_CL 2.0 TO_CL 2.2 Tidak memenuhi Memenuhi
melebihi  syarat  maksimum  yang  telah ditentukan.
Kecepatan climb Kecepatan climb ( 𝑉 2T )  minimum pesawat terbang tanpa awak LSU-05 NG sesuai  DRO  sebesar 2,5 𝑚 𝑠 atau 492,13 𝑓𝑡 𝑚𝑖𝑛 .  Dengan  menggunakan persamaan (2-3)
diperoleh nilai
parameter climb rate sebesar 0,015 . Nilai koefisien lift 𝐶 4 untuk climb diestimasikan  sebesar 0,58 .  Nilai drag polar ` a ` b sebesar 8 diperoleh  dari  hasil perhitungan estimasi awal berat pesawat.  Selanjutnya  diperoleh  nilai koefisien drag 𝐶 H sebesar 0,0725 .
Dengan  menerapkan  persamaan (2-4)  diperoleh  grafik power loading terhadap wing loading untuk  fase terbang climb seperti Gambar 3-2.
Gambar  2-2: Power loading to wing loading – kecepatan climb
Berdasarkan grafik pada Gambar 3-2,  semakin  besar  nilai wing  loading maka semakin kecil nilai power loading dan  sebaliknya.  Selanjutnya  area  yang memenuhi  syarat  kecepatan climb minimum  pesawat  LSU-05  NG  dapat ditentukan dari hasil analisis persamaan
(2-3) dan (2-4). Berdasarkan persamaan (2-3),  nilai climb  rate (RC)  sebanding dengan nilai RCP. Selanjutnya
berdasarkan  persamaan  (2-4),  untuk nilai wing  loading yang  sama,  semakin besar nilai RC maka nilai power loading akan  semakin  kecil,  dan  sebaliknya (Glizde, 2017).
Jika  diterapkan  pada  grafik Gambar  3-2  maka  area  yang  tidak memenuhi persyaratan kecepatan climb minimum  adalah  area  di  atas  grafik dikarenakan    untuk  setiap  kecepatan climb yang  lebih  kecil  dari  persyaratan yang  telah  ditentukan    mengakibatkan nilai power loading semakin  besar. Dengan  kata  lain  area  yang  memenuhi persyaratan  kecepatan climb minimum adalah area di bawah grafik Gambar 3-2 dimana  kecepatan climb tidak  lebih rendah dari 2,5 𝑚 𝑠 .
Kecepatan stall
Pesawat  LSU-05  NG  mempunyai persyaratan  maksimum  kecepatan stall sebesar 15 𝑚 𝑠 atau 49,21 𝑓𝑡 𝑠 . Berdasarkan  persamaan  (2-5)  dan dengan memvariasikan nilai koefisien lift 𝐶 4 sebesar 1,8;  1,9; dan 2,0 maka diperoleh  grafik wing loading yang ditunjukkan pada Gambar 3-3.
Dari  grafik  pada  Gambar  3-3, untuk  nilai  kecepatan stall yang  sama, semakin  besar  nilai  koefisien lift mengakibatkan semakin besar pula nilai wing loading dan sebaliknya. Sementara berdasarkan  persamaan  (2-5)  untuk nilai  koefisien lift yang  sama,  semakin besar kecepatan
stall
pesawat menyebabkan semakin besar nilai wing loading dan  sebaliknya.  Akibatnya, untuk mencapai persyaratan kecepatan stall yang telah ditentukan di DRO maka area  pada  grafik  Gambar  3-3  yang memenuhi syarat maksimum kecepatan stall adalah area yang berada di sebelah kiri grafik sesuai Gambar 3-3.
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 0 5 10 15 20 PO W E R L O A D IN G , W / P (L B S / H P) WING LOADING, W/S (PSF) C L I M B Climb Tidak memenuhi Memenuhi
Gambar  3-3: Power loading to wing loading – kecepatan stall
Kecepatan cruise Pesawat  LSU-05  NG  ditentukan mempunyai kecepatan cruise ( 𝑉 2M ) 30 𝑚 𝑠 dan kecepatan cruise maksimum ( 𝑉 2MIJK ) tidak  kurang  dari 40 𝑚 𝑠 atau 89,5 𝑚𝑝ℎ Pada fase terbang cruise nilai 𝐶 4 ef = 0,55 dan nilai drag polar ` a ` b yaitu 8 sehingga diperoleh nilai koefisien drag 𝐶 H sebesar 0,07 .
Berdasarkan  persamaan  (2-6) diperoleh    nilai index power 𝐼 E = 0,509 .
Nilai  rasio  massa  jenis 𝜎 saat cruise adalah sebesar 0,953 .
Selanjutnya  dengan  menerapkan persamaan  (2-7)  maka  diperoleh  grafik power loading terhadap wing loading yang ditunjukkan pada Gambar 3-4.
Dari  grafik  pada  Gambar  3-4, untuk menentukan area yang memenuhi persyaratan kecepatan cruise maksimum dapat dilihat dengan menganalisis persamaan (2-6) dan (2-7). Berdasarkan  persamaan  (2-6)  diperoleh kecepatan cruise maksimum  sebanding dengan  nilai index power .  Berdasarkan persamaan  (2-7)  nilai index power bersama power loading sebanding dengan  nilai wing loading .  Artinya,
untuk  nilai wing loading yang  sama, semakin  besar  nilai  kecepatan cruise maksimum  maka  semakin  kecil  nilai power loading dan sebaliknya.
Akibatnya, untuk mencapai persyaratan 𝑉 2MIJK minimum  sesuai  dengan  DRO maka area pada grafik Gambar 3-4 yang memenuhi  syarat 𝑉 2MIJK minimum adalah  area  yang  berada  di  sebelah kanan grafik pada Gambar 3-4.
Gambar  3-4: Power loading to wing loading – kecepatan cruise Jarak landing
Diketahui
kecepatan
stall minimum sesuai dengan DRO adalah 𝑉 1 sebesar 15 𝑚 𝑠 atau 49,21 𝑓𝑡 𝑠 .  Dari kecepatan stall tersebut,  diperoleh  nilai 𝑉 aprroach sebesar 1,3𝑉 1 yaitu 19,5 𝑚 𝑠 atau 63,97 𝑓𝑡 𝑠 .  Selanjutnya  dengan menggunakan persamaan
(2-8)
diperoleh nilai jarak landing 𝑆 4 sebesar 133,09 𝑚 atau 436,65 𝑓𝑡 dan  dengan persamaan  (2-9)  diperoleh  jarak ground landing 𝑆 4$ sebesar 68,67 𝑚 atau 225,3 𝑓𝑡 . Selanjutnya  dengan  mensubstitusikan variasi  nilai  koefisien lift landing yaitu 𝐶 4 ab = 1,8;  1,9;  𝑑𝑎𝑛 2,0 pada  persamaan (2-10)  maka  diperoleh  grafik wing
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 0 5 10 15 PO W E R L O A D IN G , W / P (L B S / H P) WING LOADING, W/S (PSF) S T AL L ST_CL 1.8 ST_CL 1.9 ST_CL 2.0 Tidak memenuhi 0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 0 5 10 15 PO W E R L O A D IN G , W / P (L B S / H P) WING LOADING, W/S (PSF) C R U I S E CR Memenuhi
loading fase  terbang landing yang direpresentasikan pada Gambar 3-5.
Gambar  3-5: Power loading to wing loading – jarak landing
Dari  grafik  pada  Gambar  3-5,  untuk menentukan  area  yang  memenuhi persyaratan  jarak  landing  dapat  dilihat dengan  menganalisis  persamaan  (2-9) dan  (2-10).  Jarak  landing  dipengaruhi oleh  kecepatan  stall  pesawat  sehingga dari kedua
persamaan tersebut diperoleh relasi
bahwa semakin meningkat  kecepatan  stall  pesawat maka  jarak  landing  semakin  besar  dan nilai  wing  loading  semakin  meningkat pula.  Area  yang  memenuhi  persyaratan kecepatan  stall  minimum  atau  batas jarak  landing  pesawat  yang  telah ditentukan  adalah  area  di  sebelah  kiri grafik sesuai dengan Gambar 3-5.
Titik  optimasi  dari Matching Chart Dari  estimasi power loading dan wing loading berdasarkan  beberapa persyaratan  pada  Tabel  2-1,  nilai wing loading terendah sebaiknya dipilih guna memastikan  bahwa  sayap  cukup  besar untuk  semua  kondisi  terbang  pesawat.
Namun  perlu  diperhatikan  untuk wing loading pada  kondisi take - off sebagai perbandingan. Wing loading yang rendah akan  selalu  menambah  massa  pesawat tentunya juga menambah biaya pesawat. Jika wing loading yang  sangat  rendah hanya  ditentukan  oleh  salah  satu persyaratan,  maka  perubahan  asumsi desain seperti sistem high - lift yang lebih baik dapat memungkinkan wing loading yang lebih tinggi. Sehingga perlu diingat bahwa wing loading dihitung  oleh beberapa  persamaan  dan  beberapa kondisi.
Setelah
wing loading ditentukan,  selanjutnya  nilai power loading dilakukan  pengecekan  ulang untuk  memastikan  bahwa  semua persyaratan  masih  terpenuhi  (Raymer, 1992).
Gambar  3-6: Matching chart pesawat  terbang tanpa awak LSU-05 NG
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 0 5 10 15 PO W E R L O A D IN G , W / P (L B S / H P) WING LOADING, W/S (PSF) L A N D I N G LD_CL 1.8 LD_CL 1.9 LD_CL 2.0 Tidak memenuhi
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 0 5 10 15 PO W E R L O A D IN G , W / P (L B S / H P) WING LOADING, W/S (PSF) M A T C H I N G   C H A R T   L S U - 0 5 N G TO_CL 1.4 TO_CL 1.6
TO_CL 1.8 TO_CL 2.0 TO_CL 2.2 LD_CL 1.8 LD_CL 1.9 LD_CL 2.0 ST_CL 1.8
ST_CL 1.9 ST_CL 2.0 CR Climb
Semua  grafik power loading
terhadap
wing loading sesuai
persyaratan  performa  pesawat  yaitu jarak take - off , kecepatan climb , kecepatan stall ,  kecepatan cruise ,  dan jarak landing direpresentasikan  pada Gambar 3-6.
Dari  grafik  pada  Gambar  3-6, nilai wing loading yang  paling  optimal atau  mendekati  estimasi  awal wing loading pesawat  diperoleh  ketika  nilai koefisien lift stall sebesar 1,9 yang menghasilkan wing loading sebesar 261,1 𝑁 𝑚 > .  Dipilih  nilai  koefisien lift take - off sebesar  1.6  atau  sebesar  0,85 dari  koefisien lift landing (Roskam, 1992).
Selanjutnya  berdasarkan  grafik pada  Gambar  3-6  diperoleh  estimasi nilai power loading yang  paling  optimal yaitu  sebesar 115,01 𝑁 𝑘𝑊 .  Lebih  lanjut hasil  akhir  dari  estimasi power  loading pesawat  tanpa  awak  LSU-05  NG direpresentasikan dalam Tabel 3-1.
Tabel 3-1:   SUMMARY HASIL AKHIR

## MATCHING  CHART  PESAWAT
LSU-05 NG Parameter Nilai Satuan SI Wing Loading 5,4 𝑝𝑠𝑓 261,1 𝑁 𝑚 > Power Loading
19,28  𝑙𝑏𝑠 ℎ𝑝 85,8 𝑁 ℎ𝑝 = 115,01 𝑁 𝑘𝑊 𝐶 4AB 1,6 - 𝐶 4ab 1,8 - Power Required 9,7 ℎ𝑝 7,2 𝑘𝑊 4

## KESIMPULAN
Berdasarkan  perhitungan  yang telah  dilakukan  dengan  menggunakan teknik matching  chart ,    estimasi  nilai optimal power  loading terhadap wing loading yang  memenuhi  persyaratan
performa pesawat (jarak take - off , kecepatan climb , kecepatan stall , kecepatan cruise ,  dan  jarak landing ) telah  ditentukan.  Dengan  mengetahui hasil power loading , maka besarnya daya yang  dibutuhkan  untuk  menghasilkan gaya  dorong  pada  pesawat  dapat diketahui.  Selanjutnya  kebutuhan  daya tersebut dapat digunakan sebagai acuan atau  parameter  dalam  penentuan pemilihan engine dan propeller untuk pesawat LSU-05 NG agar pesawat dapat melakukan  misinya  dengan  baik.  Akan tetapi,  pemilihan engine dan propeller juga mempertimbangkan parameter lain seperti safety factor , rpm yang dihasilkan,  efisiensi  konsumsi  bahan bakar, berat engine , dimensi engine , dan biaya yang dibutuhkan.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Ucapan  terima  kasih  penulis sampaikan kepada Bapak Drs. Gunawan Setyo Prabowo, M.T. selaku Kepala Pusat Teknologi  Penerbangan,  Bapak  Ir.  Agus Aribowo,  M.Eng  selaku  Kepala  Bidang Program dan Fasilitas dan Bapak Ir. Atik Bintoro, M.T. yang mendukung terselenggaranya kegiatan penelitian ini serta  Bapak  Farohaji  Kurniawan  yang memberikan  bimbingan  kepada  kami dalam penulisan karya tulis ini.

## DAFTAR RUJUKAN
Banal,  L.  F.,  &  Ubando,  A.  T.  (2016).
Fuzzy  programming  approach  to UAV  preliminary  sizing.  In  8th
International Conference on Humanoid, Nanotechnology, Information Technology, Communication and Control, Environment  and  Management, HNICEM 2015.
https://doi.org/10.1109/HNICEM. 2015.7393239 Chipade, V. S., Abhishek, Kothari, M., & Chaudhari, R. R. (2018). Systematic design methodology for development
and flight testing of a variable pitch quadrotor  biplane  VTOL  UAV  for payload  delivery.  Mechatronics. https://doi.org/10.1016/j.mechatr onics.2018.08.008
Cinar, G., Emeneth, M., & Mavris, D. N.
(2016). A Methodology for Sizing and Analysis  of  Electric  Propulsion
Subsystems  for  Unmanned  Aerial Vehicles.  In  54th  AIAA  Aerospace
Sciences Meeting. https://doi.org/10.2514/6.2016-
0216
Coleman,  Evan,  Dan  Deaver,  Brandon
Nowak, and Michael Rubino. 2014.
Sizing  of  a  Single-Engine  Propeller- Driven Aircraft . New York.
Dinç,  A.  (2015).  Sizing  of  a  turboprop unmanned  air  vehicle  and  its propulsion  system.  Isi  Bilimi  Ve Teknigi Dergisi/ Journal of Thermal Science and Technology.
Essari,  A.  (2015).  Estimation  Of
Component  Design  Weights  In Conceptual  Design  Phase  For
Tactical UAVs. University of Belgrade.
Federal Aviation Administration. (2011). AC  23-8C  -  Flight  Test  Guide  for Certification of Part 23 Airports.
Ferreira, J. L. (2018). Conceptual Design of  a  Manned  Reconnaissance Airplane  for  Martian  Atmospheric Flight. San Jose State University.
Gl ī zde,  N.  (2018).  Wing  and  Engine Sizing  by  Using  the  Matching  Plot
Technique. Transport and Aerospace Engineering. https://doi.org/10.1515/tae-2017-
0018
Gunaseelan, V. K. (2011). Rapid Design and Virtual Testing of UAV the DEE Framework.  Delft  University  of Technology.
Harasani,  W.  (2010).  Design,  Build  and
Test  an  Unmanned  Air  Vehicle ﻢﯿﻤﺼﺗ ءﺎﻨﺑو ﺔﺠﻣﺮﺑو ةﺮﺋﺎط نوﺪﺑ رﺎﯿط .  Journal  of King Abdulaziz University-
Engineering Sciences. https://doi.org/10.4197/eng.21-
2.6
Kamal,  A.  M.,  Serrano,  A.  R.  (2018).
Design  methodology  for  hybrid (VTOL  +  Fixed  Wing)  unmanned aerial vehicles. Canada.
Kidane, B. S. (2016). Design of Light GA Aircraft  for  Agricultural  Purpose. University of Turkish.
Monterroso,  A.  (2018).  Preliminary sizing,  flight  test,  and  Performance Analysis  of  Small  Tri-Rotor  VTOL and  Fixed  Wing  UAV.  San  Diego State University.
Raymer, D. P. (1992). Aircraft Design: A Conceptual Approach (Second Edi).
Washington D.C: American Institute of  Aeronautics  and  Astronautics, Inc.
Rizaldi,  A.  (2019).  LSU-05  NG  Design
Recquirements and Objectives. Bogor,Indonesia.
Roskam, J. (2005). Airplane Design. Vol.
1. Lawrence, Kansas.
Sadraey, M. (2013). A Systems Engineering Approach to Unmanned  Aerial  Vehicle  Design. https://doi.org/10.2514/6.2010- 9302
Seeckt, K., Scholz, D., & Tor, B. (2010). Application of the Aircraft
Preliminary  Sizing  Tool  Presto  To Kerosene  and  Liquid  Hydrogen Fueled  Regional  Freighter  Aircraft. Dlrk, 137–148.
Turanoguz,  E.  (2014).  Design  Of  a Medium  Range  Tactical  UAV  And Improvement Of its Performance by
Using Winglets. Middle East Technical University.
Tyan,  M.,  Nguyen,  N.  Van,  &  Lee,  J. (2016).  A  Hybrid  VTOL-Fixed  Wing Electric  UAV  Sizing  Methodology Development, (October).
Tyan, Maxim, Nhu Van Nguyen, Sangho Kim, and Jae Woo Lee. 2017.
“Comprehensive Preliminary
Sizing/Resizing Method for a Fixed Wing – VTOL Electric UAV.”
Aerospace Science and Technology . Yadav,  S.  (2014).  Sizing  of  Aircraft According  to  Takeoff  Distance Requirement.  Retrieved  June  16,
2019,
from https://surjeetyadav.wordpress.co m/category/aircraft-design-2/