laporan revisi perancangan 12 februari 2011

LAPORAN AKHIR

Perancangan Pesawat Terbang

Pesawat Tempur Multi-Role Generasi 4.5

Dosen Pembimbing : Dr. Djarot Widagdo

Disusun oleh:

M. Husni (13605016)

Ariska P.M (13605020)

R. Ethan F. B. (13607054)

Windy Romana (13607062)

Andrea Glenn S. (13606048)

AERONOTIKA DAN ASTRONOTIKA

INSTITUT TEKNOLOGI BANDUNG

2010

1 | P a g e

Daftar Isi

Daftar Isi.............................................................................................................2

BAB 1..................................................................................................................5

PENDAHULUAN..................................................................................................51.1 LATAR BELAKANG.............................................................................................51.2 PERSYARATAN DAN SASARAN PERANCANGAN................................................6

1.2.1 UMUM................................................................................................................61.2.2 SUSUNAN INTERNAL.......................................................................................7

1.3 STUDI SPESIFIKASI...........................................................................................9

BAB 2................................................................................................................12

PENENTUAN UKURAN AWAL............................................................................122.1 Menentukan Berat Take-Off Pesawat............................................................12

2.1.1 Berat Payload dan Kru..................................................................................122.1.2 Penentuan Berat Take-Off.............................................................................12

2.2 Pemilihan Sistem Propulsi..............................................................................19

BAB 3................................................................................................................20

LAYOUT KONFIGURASI......................................................................................203. 1 Pendahuluan.....................................................................................................203. 2 Perancangan Fuselage.......................................................................................20

3.2.1 Penentuan Geometri Fuselage..........................................................................203.3 Perancangan Geometri Sayap............................................................................22

3.3.1 Karakteristik Design Sayap................................................................................223.3.2 Dimensi Sayap...................................................................................................233.3.3 High Lift Devices................................................................................................243.3.4 Bidang Kendali..................................................................................................24

3. 4 Perancangan Geometri Ekor..............................................................................243. 5 Perancangan Roda Pendarat.............................................................................25

BAB 4................................................................................................................27

WEIGHT BREAKDOWN......................................................................................27

BAB 5................................................................................................................31

SUSUNAN INTERNAL.........................................................................................315.1 Pendahuluan......................................................................................................31

2 | P a g e

5. 2 Kokpit...............................................................................................................31

BAB 6................................................................................................................33

ANALYSIS AERODINAMIKA...............................................................................336. 1. Pendahuluan....................................................................................................336. 2. Airfoil...............................................................................................................336.3 High Lift Device..................................................................................................37

BAB 7................................................................................................................38

LAYOUT STRUKTUR...........................................................................................387. 1 Pendahuluan.....................................................................................................387. 2 Konfigurasi Struktur..........................................................................................387. 3 Pemilihan Material............................................................................................40

BAB 8................................................................................................................42

RODA PENDARAT..............................................................................................428.1 Pendahuluan.................................................................................................42

BAB 9................................................................................................................51

ANALISIS PRESTASI TERBANG...........................................................................519.1 Jarak tinggal landas.......................................................................................51

9.1.2 Kecepatan Rotasi (VR)........................................................................................529.2 Estimasi Jarak Jangkau Pesawat.....................................................................52

9.2.1 Profil Misi.........................................................................................................529.2.1 Resume Fase-fase Penerbangan.......................................................................60

BAB 10..............................................................................................................62

AVIONICS DAN ARMAMENT.............................................................................6210.1 Avionik.............................................................................................................62

BAB 11..............................................................................................................65

ANALISIS BIAYA................................................................................................6511.1 Operating cost.................................................................................................6511.2 Teknik analisis..................................................................................................65

Bab 12..............................................................................................................69

Kesimpulan.......................................................................................................69

DAFTAR PUSTAKA.............................................................................................73

3 | P a g e

BAB 1

PENDAHULUAN

1.1 LATAR BELAKANGDengan tujuan untuk mempertahankan batas – batas wilayah negara yang

luas, dan juga mempertahankan kedaulatan dari sebuah negara, maka

dibutuhkan kekuatan pertahanan udara yang memadai. Kekuatan

pertahanan udara ditentukan oleh keberadaan sistem – sistem pertahanan

udara, dan salah satunya adalah dengan pengadaan pesawat tempur yang

memiliki teknologi yang dapat bersaing sesuai dengan zamannya, baik

sebagai pendukung transportasi pasukan maupun sebagai alat tempur.

Walaupun di lain pihak kedaulatan suatu negara tidak hanya ditentukan oleh

tingkat kemajuan teknologi dari negara tersebut. Akan tetapi apabila suatu

negara dapat mengembangkan sendiri teknologi yang diperlukan maka

negara tersebut akan menjadi negara yang lebih mandiri dan mengurangi

ketergantungan terhadap negara lain.

Dengan tujuan seperti yang telah disebutkan di atas, maka untuk

meningkatkan kemandirian dan sekaligus mencukupi kebutuhan alat

pertahanan, Indonesia dan negara – negara tetangga bersepakat untuk

membentuk konsorsium yang bertujuan untuk mengembangkan sebuah

pesawat udara tempur yang direncanakan dapat beroperasi pada tahun

2020. Pesawat yang akan dikembangkan ini harus dapat berfungsi dengan

baik dalam memenuhi berbagai jenis misi (multi role), yaitu antara lain

untuk misi udara-udara dan juga misi pendukung udara-darat dengan

penggunaan teknologi yang mutakhir, namun tetap memperhitungkan

aspek biaya dan juga tingkat penguasaan teknologi saat ini. Diperkirakan

4 | P a g e

akan diperlukan sekitar empat ratus buah pesawat jenis ini untuk kebutuhan

negara – negara yang akan ikut dalam konsorsium.

Tujuan Umum:

1. Membuat pesawat tempur generasi 4.5

1. Speed dan manuever menggunakan thrust vectoring

2. Avionik pendukung (AESA,FLIR,dll)

3. Persenjataan (GPS guided)

2. Menunjukkan kemandirian teknologi

3. Meningkatkan kerja sama dalam bidang teknologi

Tujuan Khusus:

1. Pesawat tempur memiliki performance seperti:

1. Cruise max 60.000 [ft]

2. Loiter 20 menit dengan Combat radius 500 (nm)

dengan persenjataan 2000 kg

3. Kecepatan 1,2 [Mach] atau 1.470 [km/jam] pada

ketinggian muka laut

4. Kecepatan pada ketinggian 30.000 ft

o Kecepatan cruise rata-rata 0,7 [Mach] atau 857,3

[km/jam]].

o Kecepatan cruise maksimum 2 [Mach] atau

2.450 [km/jam]

5. Rate of climb minimal 50.000 [ft/min] pada kondisi

permukaan laut

5 | P a g e

6. Jarak take-off dan landing 6.000 [ft] pada permukaan

laut

2. Multicondition dan multirole

1.2 PERSYARATAN DAN SASARAN PERANCANGAN

1.2.1 UMUM

Syarat perancangan utama adalah mendapatkan pesawat tempur multi-

role yang memiliki teknologi generasi 4.5.

Yang dimaksud dengan pesawat tempur dengan teknologi generasi 4.5 adalah

pesawat tempur angkatan tahun 1990 – 2000, yaitu pesawat generasi 4.0 yang

telah ditambahkan fitur – fitur baru seperti :

o Penggunaan sistem elektronik yang lebih canggih

o Penggunaan material – material yang lebih baik.

o Sistem persenjataan yang lebih baik

o Thrust-vectoring pada sistem propulsi

o Teknologi supercruise yaitu memiliki kemampuan terbang dalam

kecepatan supersonic tanpa menggunakan afterburner

Pesawat – pesawat tempur yang termasuk dalam generasi ini pada

dasarnya adalah pesawat tempur yang dapat beroperasi dalam berbagai

jenis lingkungan. Pengadaan sistem persenjataan seperti beyond-visual-

range misille (yaitu misil yang dapat menjangkau jarak di atas 20 [nm] (37

[km]), senjata yang dipandu oleh GPS (Global Positioning System), helmet-

mounted sights, dan jamming resistant juga merupakan ciri – ciri dari

pesawat tempur generasi ini.

Pesawat ini juga harus dirancang agar dapat menahan beban dengan load

factor sebesar +9 / -3.

Pesawat ini tidak dirancang khusus sebagai pesawat stealth akan tetapi

fitur – fitur yang berguna dalam mengurangi kemungkinan pesawat

6 | P a g e

tersebut terdeteksi oleh radar haruslah dipertimbangkan untuk

ditambahkan dalam proses perancangan.

Pesawat ini diharapkan dapat dirancang dan pada akhirnya akan

diproduksi bersama oleh negara – negara konsorsium dengan pembagian

proporsi kerja sesuai dengan kontribusi masing – masing negara yang

terlibat.

1.2.2 SUSUNAN INTERNAL

1.2.2.1 Cabin dan Instrumentasi Flight deck dirancang agar dapat diisi oleh satu awak

penerbang (pilot) sebagai standar, dengan adanya

kemungkinan untuk pengembangan versi tandem.

Peralatan instrumentasi harus dirancang untuk

memungkinkan penggunaan teknologi radar Active

Electronically Scanned Array (AESA), Forward Looking

Infra Red (FLIR) yang dapat digunakan untuk

membantu pilot dalam menerbangkan pesawat di saat

malam ataupun ketika terdapat kabut, dan electronic

counter measure system yang digunakan untuk

memengelabui radar musuh.

Kegunaan dari AESA adalah membuat suatu pesawat

dapat tetap menghasilkan sinyal radar yang kuat

walaupun dalam keadaan stealth sekalipun.

Pesawat harus dapat membawa persenjataan atau

bahan bakar eksternal hingga 7000 [kg]. Hard points

(bagian yang digunakan untuk membawa beban

eksternal) dapat berada di bagian fuselage maupun

sayap pesawat.

7 | P a g e

1.2.2.2 PRESTASI PESAWAT Pesawat harus mampu melakukan misi dengan hanya

menggunakan internal fuel tank.

Pesawat harus mampu menjalankan misi dengan

combat radius 500 [nm] dan loiter selama 20 [menit].

Dalam misi seperti ini, persenjataan yang perlu dibawa

adalah sebesar 2000 [kg].

Pesawat harus mampu terbang dengan kecepatan 0,7

[Mach] atau 857,3 [km/jam] pada ketinggian 30.000

[ft].

Pesawat harus memiliki kecepatan maksimum tidak

kurang dari 2 [Mach] atau 2.450 [km/jam] pada

ketinggian 30.000 [ft].

Pesawat harus dapat terbang tidak kurang dari 1,2

[Mach] atau 1.470 [km/jam] pada ketinggian muka

laut.

Pesawat harus dapat menempuh ketinggian terbang

jelajah maksimum tidak kurang dari 60.000 [ft]

Pesawat harus memiliki rate of climb minimal 50.000

[ft/min] pada kondisi permukaan laut.

Jarak take-off dan landing tidak boleh melebihi 6.000

[ft] pada kondisi permukaan laut atau ISA+20.

8 | P a g e

1.2.2.3 HANDLING QUALITYPesawat harus memiliki karakteristik kestabilan dan

pengendalian terbang yang baik agar dapat beroperasi

dengan secara optimum.

1.2.2.4 BERATPesawat harus memiliki berat yang sesuai antara

1.2.2.5 BASIS SERTIFIKASIPesawat hasil rancangan ini diharapkan dapat memenuhi

persyaratan USAF Military Specification.

1.3 STUDI SPESIFIKASI Aspek prestasi pesawat yang menjadi keunggulan adalah kecepatan

pesawat sehingga dapat membuat waktu menjalankan misi menjadi cepat.

Kecepatan pesawat yang dipilih adalah 2.2 Mach pada saat supersonic cruise

sehingga rezim aliran berada pada daerah supersonik.

Pesawat ini juga harus memiliki kemampuan manuver yang sangat baik

sehingga dapat melakukan berbagai misi dengan se-efektif mungkin.

Keunggulan yang lain adalah pesawat Cakar Elang F-45 relatif lebih hemat

bahan bakar dibandingkan dengan pesawat tempur pada kelasnya.

Kemudian untuk meningkatkan faktor stealth, Cakar Elang F-45 akan

mengurangi pengaruh noise yang berlebih, untuk itu maka engine diletakkan

dibagian fuselage belakang.

Berikut adalah studifikasi data pembanding :

9 | P a g e

Tabel 1.1

Dimensi Pesawat Pembanding

Dimensions

Nama Pesawat Length (ft) Width (ft) Height (ft)

Mikoyan Mig-29 56,28 37,27 15,52

F-15C Eagle 63,8 42,8 18,5

Sukhoi SU-35 72,9 50,2 19,4

Mitsubishi F-2 50,11 36,6 15,5

Tabel 1.2

Performa Pesawat Pembanding

Nama Pesawat

Max Speed

(mach)

Rate-of-climb

(ft/min)

Service Ceiling

(ft) T/W

Mikoyan Mig-29 65000 60000 1,13

F-15C Eagle 2.3 50000 65000 1,12

Sukhoi SU-35 2.5 55100 59100 0.89

Mitsubishi F-2 2.25 55100 59100 1.34

Tabel 1.3

10 | P a g e

Berat Pesawat Pembanding

Nama Pesawat Accommodation Empy Weight

(lbs)

Berat Terisi

(lbs)

MTOW

(lbs)

Mikoyan Mig-29 1 10896.698 38000 27210

F-15C Eagle 1 12698 44500 30838

Sukhoi SU-35 1 18366.75 56660 35853.71

Mitsubishi F-2 1 9523.5 33000 22085.45

Tabel 1.4

Jenis Mesin Pesawat Pembanding

Nama Pesawat Propulsion Engine Model

Engine Power

(lbf)

Mikoyan Mig-29 2 Turbofan Engines Klimow / Klimov RD-33 11151 / 18210

F-15C Eagle 2 Turbofan Engines 25000 / 29000

Sukhoi SU-35 2 Turbofan Engines Saturn 117S 19400 / 31900

Mitsubishi F-2 1 Turbofan Engine F110-GE-129 17000 / 29500

Untuk gambar 3 pandangan dari pesawat-pesawat pembanding terdapat pada

lampiran

11 | P a g e

BAB 2

PENENTUAN UKURAN AWAL

Tahap awal dalam proses perancangan pesawat udara adalah tahap perkiraan berat

maksimum pesawat udara. Berat ini dapat dihitung dengan memperkirakan berat pesawat

udara saat melaksanakan take-off yang merupakan berat maksimum take-off pesawat. Proses

ini mendasari tahap-tahap selanjutnya dalam menentukan karakteristik ataupun prestasi

terbang sehingga mampu memenuhi DRO yang telah ditetapkan sebelumnya.

2.1 Menentukan Berat Take-Off PesawatDalam perhitungan berat maksimum pesawat udara terlebih dahulu dapat diketahui

komponen-komponennya yang termasuk dalam berat take-off sebagai berikut:

WTO = WOE + WF + WPL (2.1.1)

WOE = WE + WTF + WCREW (2.1.2)

Keterangan:

WOE : Berat kosong operasi

WF : Berat bahan bakar

WPL : Berat payload

WE : Berat kosong

WTF : Berat trap-fuel

WCREW : Berat kru

2.1.1 Berat Payload dan Kru

Untuk menentukan berat tinggal landas sesuai dengan persamaan (2.1.1) dan

(2.1.2) maka diperlukan komponen-komponen yang terkandung dalam berat

tinggal landas tersebut. Berat tinggal landas tersebut diperoleh dari berat payload

sebesar 2000 [kg] dan berat crew sebesar 90 [kg].

12 | P a g e

2.1.2 Penentuan Berat Take-Off

Untuk menghitung berat tinggal landas, menurut Jan Roskam dapat dilakukan

estimasi fuel dengan membagi misi penerbangan menjadi beberap fase fraksi

bahan. Langkah-langkah yang dilakukan adalah sebagai berikut:

Step 1

Menentukan berat payload.

WPL = jumlah penumpang*(berat crew + persenjataan)

WPL = 1*(90) = 90 [kg] atau 200 [lbs]

Step 2

Menebak take-off weight gross pesawat rancangan.

Langkah-langkah yang harus dilakukan adalah:

a. Mengumpulkan data berat payload, berat take-off, kecepatan, dan range dari

pesawat pembanding yang dipilih.

b. Berdasarkan data tersebut maka dapat ditentukan empty weight dari masing-

masing pesawat pembanding. Kemudian harga rata-rata dari empty weight

tersebut ditambahkan dengan berat payload pesawat rancangan, sehingga

menghasilkan tebakan awal dari berat take-off .

TABEL 2.1

BERAT PESAWAT PEMBANDING

Tipe Pesawat MTOW (lbs) WTO [kg]Vcruise (max)

[Ma]WE (lbs)

Mig-29 60,000.00 19700 2.3 24,028.00

F-15C 80,999.94 30845 2.5 32,000.06

F-2A 48,722.10 22080 2.25 21,003.41

Su-35 85,539.26 35860 2 37,478.54

Berdasarkan data pembanding di atas maka berat take-off dipilih sebesar 22027

[kg] atau 48572 [lbs].

13 | P a g e

Step 3

Menentukan mission profile.

Keterangan:

1 : Warm up

2 : Taxi

3 : Take-off

4 : Climb

5 : Cruise out

6 : Loiter

7 : Cruise in

8 : Descent

9 : Landing

10 : Cooling Down

Untuk lebih jelasnya spesifikasi misi yang dipilih adalah sebagai berikut:

Payload : Persenjataan dengan berat maksimun sebesar 2000 [kg]

Kru : 1 orang pilot dengan berat 90 [kg].

Range : 500 [nm] atau 926 [km] yang diikuti dengan 20 menit

loiter.

Altitude : 30000 ft

Cruise Speed : 0.7 Mach pada ketinggian 30000 [ft].

Climb : Climb sampai dengan ketinggian 30000 [ft] dengan rate

of climb 50000 [ft/min] tidak kurang dari 36 detik.

14 | P a g e

1 2

3

4

5 6 7

8

9 10

Take off & Landing : Landing run pada kondisi berat mendarat maksimum

6000 [ft] pada kondisi permukaan laut, ISA + 20C

Sistem Propulsi : 1 Engine tipe Pratt & Whitney F-135 afterburner

Basis Sertifikasi : USAF Military Specification (MIL-SPEC)

Step 4

Menentukan fuel fraction.

Untuk dapat menentukan berat fuel prosedur yang dilakukan adalah sebagai

berikut:

a. Fase 1 : Warm up

Pada fase ini berat pesawat dimulai dengan WTO. Berat akhir adalah W1. Tipikal

rasio berat pada fase ini adalah W1/WTO = 0.990 untuk pesawat tempur.

b. Fase 2 : Taxi

Pada fase ini berat pesawat dimulai dengan W1. Berat akhir adalah W2. Tipikal

rasio berat pada fase ini adalah W2/W1 = 0.990 untuk pesawat tempur.

c. Fase 3 : Take-off



d. Fase 4 : Climb



e. Fase 5 : Cruise Out

Pada fase ini berat pesawat dimulai dengan W4. Berat akhir adalah W5. Rasio

berat pada fase ini ditentukan oleh formula pada Raymer “Aircraft Design – A

Conceptual Approach” (halaman 27) sebagai berikut:

W5/W4 = e[-R*C/V*L/D]

Dimana:

L/D=8

Sehingga dari persamaan di atas dapat diperoleh rasio berat sebagai berikut:

W5/W4 = 0.851

15 | P a g e

f. Fase 6 : Loiter

Pada fase ini berat pesawat dimulai dengan W5. Berat akhir adalah W6.

Berdasarkan Raymer “Aircraft Design – A Conceptual Approach” (halaman 27)

maka fraksi berat pada fase ini diatur oleh persamaan berikut:

W6/W5 = e[-E*C/L/D]

Dengan E (endurance) sebesar 20 menit.

Sehingga dari persamaan di atas dapat diperoleh rasio berat sebagai berikut:

W6/W5 = 0.962

h. Fase 7 : Cruise In

Pada fase ini berat pesawat sama dengan berat pesawat pada fase cruise out.

i. Fase 8 : Descent

Pada fase ini berat pesawat dimulai dengan W6. Berat akhir adalah W7. Oleh

karena tidak harga yang pasti dari rasio berat pada fase ini maka diambil

pendekatan sebesar W7/W6 = 0.851 berdasarkan Jan Roskam “Airplane

Design” (halaman 12 – Tabel 2.1).

j. Fase 9 : Landing, Taxi, Cooling Down



Total fuel fraction dari keseluruhan profil misi dapat dihitung melalui formula

sebagai berikut:

Mff = 0.0990*0.990*0.990*0.940*0.851*0.962*0.891*0.990 = 0.625

Bahan bakar yang digunakan sepanjang fasa 1 sampai dengan fasa 10 adalah

sebesar:

Wf used = (1-0.625) * 48752

= 18282 lbs

Oleh karena fuel reserve telah dimasukkan kedalam perhitungan maka dapat

diperoleh hubungan sebagai berikut:

Wf = 18282+18282* 6%

= 2193.84 lbs

16 | P a g e

Step 5

Berdasarkan harga berat take-off, berat fuel, dan berat payload maka dapat

ditentukan berat operational empty.

Woe = 48752 -18282 – 2193.84

= 28276.16 lbs

Step 6

Berdasarkan informasi berat operational empty dan berat flight crew maka

dapat ditentukan berat kosong pesawat sebagai berikut:

We = 28276.16 - (0.5*48752) - 200

= 25638.56 lbs

Step 7

Harga empty weight yang diizinkan diatur oleh persamaan berikut:

WE = inv.log10((log10WTO - A)/B)

Koefisien A dan B diperoleh berdasarkan referensi Jan Roskam “Airplane

Design” (tabel 2.15-halaman 47). Harga koefisien A dan B untuk pesawat

fighters adalah 0.1362 dan 1.0116.

Untuk iterasi berat dipilih berdasarkan Raymer “Aircraft Design – A Conceptual

Approach”. Pada buku ini yang diiterasi adalah berat take off. Setelah

dilakukan iterasi maka diperoleh berat take off sebesar 48752 [lbs].

Berikut akan ditampilkan hasil iterasi dari proses initial sizing yang telah

dilakukan:

17 | P a g e

Matching chart

TO Clmax 1.2 TO Cl Max 1.4 TO Cl max 1.6TO Cl Max 1.8 TO Cl max 2.0 maximum Cruise 0.7 MachMaximum Cruise 2 Mach CL max landing 1.6 Cl max landing 1.8Cl max landing 2.0 Cl max landing 2.2 Cl max landing 2.4Cl max landing 2.6 service ceiling minimum R/C 50000 ft/minmaximum cruise 1.2 mach at sea level

SU-27 MiG-29

F-16 F-35 F-2M-2000 Typhoon Design Point

(W/S)To (lbs/ft2)

(T/W

)To

Tabel 2.3

Berasarkan kurva T/W dan W/S, maka dipilih titik desain sebagai berikut:

TABEL 2.4

PEMILIHAN TITIK DESAIN

WTO 48572 Lbm

(T/W)TO 1.0

T 48676 Lbm

(W/S)TO 85

S 571.44 ft2

AR 3.1

B 42.09 Ft

L/D max 8

18 | P a g e

CL max cruise 0.12

CL max TO 1.2

CL max L 1.6

2.2 Pemilihan Sistem Propulsi Berdasarkan kebutuhan Thrust yang diperoleh dari matching chart maka engine yang

dipilih adalah Pratt & Whitney F-135. Spesifikasi mesin tersebut yaitu:

TABEL 2.5

DATA ENGINE

Engine

TypeTurbofan

Thrust 48676 [lbm]

SFC 1.96 [lb/lbf.hr]

Diameter 48.82 [inch]

Length 194.7 [inch]

Weight 3980 [lbm]

Konfigurasi engine yang dipilih adalah 1 engine yang memberikan thrust sebesar 48676

[lbm].

19 | P a g e

BAB 3

LAYOUT KONFIGURASI

3. 1 Pendahuluan Layout konfigurasi dari sebuah pesawat merupakan tahap yang penting, dimana layout akan

memberikan gambaran dari ukuran-ukuran tiap komponen pesawat dengan lebih jelas.

Bagian ini akan memberikan gambaran bagaimana hasil rancangan layout fuselage, sayap, ekor,

dan roda pendarat pesawat.

3. 2 Perancangan Fuselage Fuselage adalah salah satu bagian dari pesawat yang menghasilkan drag cukup besar. Drag yang

dihasilkan fuselage berkisar 20-40% dari total drag pesawat. Bagian ini adalah pusat struktur,

dimana bagian-bagian pesawat lainnya seperti sayap, ekor, dan roda pendarat dihubungkan.

Oleh karena itu, Struktur fuselage harus didesain agar dapat menahan beban sehingga tidak

terjadi kegagalan dan kelelahan struktur.

Fuselage biasanya menahan banyak beban antara lain :

Beban empenage akibat dari trim, maneuver, turbulensi dan gust.

Beban tekanan akibat dari presurisasi tempat persenjataan.

Beban landing gear akibat hentakan landing, taxi, dan manuever di darat.

Beban akibat instalasi propulsi apabila engine dipasang pada fuselage.

Oleh karena itu, struktur fuselage harus kaku sehingga tidak terjadi defleksi dan vibrasi selama

pengoperasian, namun struktur fuselage harus tetap ringan, oleh karena itu digunakan material

yang ringan dan kuat.

3.2.1 Penentuan Geometri Fuselage

Bentuk dan dimensi fuselage yang di pilih adalah sebagai berikut:

1. Panjang fuselage : 51.36 ft (15.6 m)

2. Diameter fuselage : 4 ft (1.22 m)

20 | P a g e

3. Bentuk fuselage : Streamline, diameter fuselage bervariasi sepanjang arah longitudinal.

Pertimbangan penentuan geometri fuselage sebagai berikut :

Diameter dibuat bervariasi membentuk streamline dengan tujuan untuk mengurangi

drag akibat profil fuselage, selain itu diameter dari fuselage harus disesuaikan dengan

kebutuhan dan persyaratan.

Panjang dan diameter fuselage diatur agar tampak proporsional dengan panjang sayap.

Selain itu, penambahan panjang dan diameter fuselage juga menghasilkan drag, oleh

karena itu, pengoptimasian panjang dan diameter fuselage dilakukan untuk mengurangi

skin friction drag.

Komponen utama fuselage :

1. Skin

Menahan beban geser dan mendistribusikan gaya aerodinamika kepada struktur

penguat

Memberi bentuk aerodinamika

2. Stringer

Menahan beban aksial dan pemberi kekakuan pada struktur fuselage

3. Longeron

Penguat pada arah longitudinal

Menahan beban tarik dan tekan yang terkonsentrasi

4. Light frame

Menstabilkan penampang fuselage

Menambah kekakuan

Mencegah terjadinya buckling

5. Heavy frame

Meneruskan beban sayap, ekor, dan landing gear yang masuk ke dalam fuselage.

3.3 Perancangan Geometri Sayap Dalam mendesain struktur sayap, ada beberapa hal yang harus dipenuhi atau dipertimbangkan.

Salah satunya yaitu pertimbangan aerodinamika agar pesawat yang dirancang dapat memenuhi

21 | P a g e

semua misi yang harus dijalani pesawat tersebut. Berdasarkan perhitungan yang telah kami

lakukan, maka diperoleh spesifikasi pesawat fighter F-45 Cakar Elang sebagai berikut :

Bentang sayap ( b ) : 42.12 ft (12.84 m)

Aspek rasio : 3.1

Panjang chord root : 21.94 ft (6.69 m)

Panjang chord tip : 5.54 ft (1.69 m)

Sudut swept : 45 derajat

3.3.1 Karakteristik Desain Sayap

1. Planform Sayap

Planform sayap yang dipilih adalah planform dengan bentuk sayap utama trapesium.

Alasan memilih konfigurasi ini adalah : Sayap dengan bentuk trapesium (taper) , untuk

memperbaiki distribusi lift agar semakin mendekati distribusi eliptik. Taper ratio di desain

sedemikian rupa sehingga ukuran chord dari root ke tip semakin mengecil, agar yang pertama

kali terjadi stall adalah bagian root.

2. Konfigurasi Struktur Sayap

Secara keseluruhan struktur sayap adalah cantilever wing (tidak memiliki penopang pada

sayap). Alasannya, karena penopang dapat menimbulkan profile dan interference drag.

3. Tipe Sayap

Penempatan sayap pada fuselage yang digunakan adalah medium wing untuk sayap utama.

Alasan medium wing adalah karena perhitungan berat lebih ringan daripada pemasangan wing

pada high dan low wing.Dan pada pesawat fighter F-45 Cakar Elang mesin propulsi diletakkan

dibagian bawah pesawat, agar ketika pesawat berada di ground dan ketika pesawat take off

dan landing tidak terhalang mesin propulsi. Tipe airfoil yang dipakai pada pesawat fighter F-45

Cakar Elang naca seri 6 yaitu 65-206.

3.3.2 Dimensi Sayap

22 | P a g e

Gambar 3.1

F-45 Cakar Elang tampak atas

Gambar 3.2

F-45 Cakar Elang tampak depan

Gambar 3.3

F-45 Cakar Elang Tampak samping

3.3.3 High Lift Devices

High lift devices digunakan Untuk memperbesar koefisien lift, dan memperkecil jarak take-off

landing. Tipe High lift devices yang digunakan pada pesawat ini adalah trailing edge retractable

plain flaps dan leading edge fixed-slat.

23 | P a g e

Berdasarkan Mc.Cormick (ref [10]) :

Plain Flaps

1. Maksimum penambahan Cl max kira-kira 0.9

2. Ratio chord flaps yang optimum kira-kira 0.25

3. Defleksi flaps yang optimum kira-kira 60°

3.3.4 Bidang Kendali

Peralatan bidang kendali terdapat dua jenis, yaitu lateral control devices dan longitudinal

control devices.

1. Lateral Control Devices , yaitu Rudder, diletakan pada ekor vertical yang berada di belakang

fuselage. Elevator, diletakan pada canard yang berada di depan fuselage sehingga menjadi

canardvator.

2. Longitudinal Control Devices, yaitu Aileron, dijadikan satu dengan flap sehingga menjadi

flaperon.

3. 4 Perancangan Geometri Ekor Geometri struktur ekor vertikal

Konfugurasi ekor vertikal pesawat fighter F-45 Cakar Elang, menggunakan bentuk ekor vertikal

yang sering digunakan pada umumnya. Berikut spesifikasi dari ekor vertikal :

Span ekor vertikal sayap ( b ) : 12.23 ft (3.76 m)

Aspect ratio : 1.8



Sudut swept : 45 derajat.

Geometri struktur ekor horizontal

Konfugurasi ekor horizontal pesawat fighter F-45 Cakar Elang :

Span ( b ) : 11.25 ft (3.43 m)

Aspect ratio : 1.7


24 | P a g e


Sudut swept : 45 derajat.

3. 5 Perancangan Roda Pendarat Sistem roda pendarat yang digunakan pada pesawat ini adalah retractable. Tipe roda pendarat

yang digunakan adalah tricycle (dua roda utama di belakang titik berat dan satu roda petama

kecil berada di depan). Konfigurasi seperti ini memiliki keuntungan :

Pesawat akan stabil ketika landing dikarenakan titik berat pesawat berada di depan roda

utama.

Memberikan keuntungan visibilitas ke depan yang lebih baik.

Persyaratan umum dalam merancang roda pendarat adalah :

Pesawat harus menyentuh tanah dengan roda pendarat, tidak dengan bagian lain dari

pesawat. Sudut yang dibentuk antara roda pendarat dengan titik berat jika di lihat dari

depan atau belakang pesawat tidak boleh kurang dari 20 derajat.

Sudut turnover tidak melebihi 63 derajat (Untuk pesawat mendarat di daratan)

Roda pendarat harus dapat menyerap beban impact ketika landing dengan peredam.

Pada saat melakukan pengereman, rem harus berfungsi dengan efisien. Pesawat harus

selalu stabil dan tidak terjadi ground looping .

Peredam yang bekerja pada roda kiri dan kanan pada roda pendarat utama harus

identik, sehingga dapat saling di tukar.

Penentuan letak roda pendarat utama sesuai dengan letak titik berat pesawat tersebut dimana

titik berat pesawat sudah ditentukan terlebih dahulu.

25 | P a g e

BAB 4

WEIGHT BREAKDOWNPada bab ini akan ditampilkan perhitungan dari weight breakdown yang terjadi pada pesawat

fighter F-45 Cakar Elang. Perhitungan dari weight breakdown dapat dilihat pada tabel berikut

ini:

Tabel 4.1

Tabel Perhitungan Cg

Bagian weight (lbs) x (ft) wx x(m) z(ft)

wing

3559.87672

830.27

107773.132 9.23

vertical tail 886.5024545.69

40504.6515

4 13.93

horizontal tail

467.928587

244.74

20934.7506

5 13.64

fuselage

6676.54593

524.04

160520.188 7.33

flight control

1114.55733

56.92

7713.62840

7 2.11

electrical system

439.376417

225.16

11053.6561

5 7.67

IAE

464.036203

122.30

10349.8634

7 6.8

oxygen system 0 13.84 0 4.22

furnishing 0 10.99 0 3.35

engine group

3980.52832

336.51

145314.759

2 11.13 56.744

fuel system 598.460848 27.36 16371.0162 8.34

26 | P a g e

3

HYDRAULIC

689.718908

820.40

14071.3692

9 6.22

PAINT

197.062545

425.83

5090.12554

7 7.875

ANTI-ICING

114.885968

528.70

3297.22729

7 8.75

Payload 15,435.5028.70

442998.897

5 8.75 45.92

Main Landing

gear

1399.00414

930.83

43134.0959

3 9.4 52.48

nose landing

gear

466.334716

56.92

3227.40930

6 2.11 29.848

36490.3207

7

1032354.77

fuel

12081.6749

327.36

330496.634 9.23

48571.9957

1362851.40

4

Tabel 4.2

Berat Pesawat F-45 Cakar Elang

Lbs Kg

Wto 48,572.08 22027.44

We 19,971.70 9057.16

Wf 12,701.51 5760.14

Tabel 4.3

27 | P a g e

Tabel perubahan Cg dari penambahan berat

kondisi Weight (kg)

weight + empty

(kg) weight + empty (lbs) Xi (m)

crew 100 9086.95 20193.22 8.97

crew + 1000 1100 10086.95 22415.44 8.95

crew + 2000 2100 11086.95 24637.67 8.93

crew + 3000 3100 12086.95 26859.89 8.91

crew + 4000 4100 13086.95 29082.11 8.90

crew + 5000 5100 14086.95 31304.33 8.89

crew + 6000 6100 15086.95 33526.56 8.88

crew + 7000 7100 16086.95 35748.78 8.87

fuel weight 8986.95 17973.90 39942.00 8.63

WTO 22,027.44 8.78

Perhitungan Mac kami peroleh dari geometri dari pesawat fighter F-45 Cakar Elang, Sehingga

diperoleh Mac sebesar 7.575 m. Titik cg berada dibelakang titik ac diinginkan karena sebagai

pesawat tempur harus memiliki kelincahan saat manuver. Beberapa hal yang didapat dari

konfigurasi letak cg dan ac :

a) Pesawat menjadi tidak stabil, sehingga mudah untuk manuever

b) Pesawat menjadi lebih aerodinamis

c) Pesawat menjadi lebih mudah dikendalikan

Penentuan berat operasional pesawat dan letak titik beratnya dilakukan dengan

menggunakan diagram kesetimbangan berat (weight and balance). Dalam diagram ini

ditentukan titik berat terdepan dan titik berat terbelakang yang menjadi batas-batas titik berat

total desain pesawat. Perubahan titik berat operasional pesawat dipengaruhi oleh berat bahan

bakar pesawat dan payload.

Berikut akan ditampilkan gambar pergeseran titik berat dan potato diagram dari pesawat

F-45 Cakar Elang :

28 | P a g e

8.50 8.60 8.70 8.80 8.90 9.00 9.10 9.20 9.30 9.40 9.500.00

10000.00

20000.00

30000.00

40000.00

50000.00

60000.00

Diagram Perubahan Cg

titik berat (x)

Berat

Graphic 4.1 : Graphic perubahan CG

Tabel 4.4 : Tabel Grafik 1 Diagram Kentang

kondisi weight (kg) weight + empty (kg) weight + empty (lbs) xi(m)

We 8986.95 19971.00 8.97

crew 100 9086.95 20193.22 8.97

crew + 1000 1100 10086.95 22415.44 8.95

crew + 2000 2100 11086.95 24637.67 8.93

crew + 3000 3100 12086.95 26859.89 8.91

crew + 4000 4100 13086.95 29082.11 8.90

crew + 5000 5100 14086.95 31304.33 8.89

crew + 6000 6100 15086.95 33526.56 8.88

crew + 7000 7100 16086.95 35748.78 8.87

WTO 22,027.44 22027.44 48949.86 8.78

Table 4.5: Tabel Grafik 2 Diagram Kentang

kondisi weight (kg) weight + empty (kg) weight + empty (lbs) xi(m)

We 8986.95 19971.00 8.97

29 | P a g e

fuel weight 9086.95 19971.00 44380.00 8.63

WTO 22,027.44 22027.44 48949.86 8.78

8.50 8.60 8.70 8.80 8.90 9.00 9.10 9.20 9.30 9.40 9.500.00

10000.00

20000.00

30000.00

40000.00

50000.00

60000.00

Diagram Kentang

titik berat (x)

Bera

t

Graphic 4.2 : Diagram kentang

30 | P a g e

BAB 5

SUSUNAN INTERNAL

5.1 PendahuluanBab ini menjelaskan tentang bagaimana rancangan kokpit pesawat. Hal ini ditinjau dari segi

kenyaman pilot, efektif, dan efisiensi fungsional.

5. 2 Kokpit Ada beberapa konfigurasi yang harus dipenuhi dalam kokpit.

1. Kokpit di rancang agar pilot dapat leluasa melihat keluar (ke atas, ke bawah, dan samping),

dan ke dalam, sesuai dengan standar visibilitas dan dalam tata cara yang teratur dan dapat

membantu pilot, bukan menyusahkan pilot tersebut.

Contoh informasi yang di luar adalah informasi cuaca, pesawat lainnya,dll.

Pilot harus bisa melihat keluar pada saat pilot duduk dengan normal.

Informasi yang di dalam pesawat dapat dibagi jadi 2 grup, informasi kritikal dan informasi

status. Informasi kritikal terdiri dari semua hal yang vital,seperti kecepatan udara,

ketinggian,informasi senjata,dll. Informasi status adalah informasi yang dilihat sekali-sekali saja.

Contoh informasi status adalah bahan bakar, amunisi, parameter ,mesin,dll.

Informasi yang di dalam pesawat haruslah terorganisir dengan baik, gampang diakses, dan

fleksibel. Hal ini diuntukkan meminimalisir kesalahan dalam mengartikan informasi. Informasi-

informasi ini disajikan dalam panel-panel Head Up Disaplay (HUD) dan Head Down Display

(HDD).

31 | P a g e

2. Alat kemudi dan transmisi sistem pesawat dari pilot di rancang agar di capai dan dikendalikan

dengan baik dan tidak membuat pilot cepat lelah.

Pilot harus bisa menggerakan rudder dan mengerem dengan jempol kaki tanpa menggerakkan

paha.

Untuk penoperasian kokpit ada beberapa syarat yang harus dipenuhi.

1. jangkauan tangan

Tidak boleh mengganggu sistem lain ketika mengoperasikan suatu system.

2. jarak

Jarak sangatlah penting karena dalam kokpit sangatlah kecil. Dalam tabel berikut

akan dijelaskan jarak-jarak yang penting

Ketinggian mata 32 inch

jarak helm ke kaca kanopi 3 cm

Jarak sandaran ke mata 13 inch

Jarak mata ke kokpit 17 inch

Jarak mata ke atas 10 inch

Sudut sandaran 13°

Panjang flight deck 50 inch

32 | P a g e

Gambar 5.1 : Diagram system kokpit

33 | P a g e

BAB 6

ANALYSIS AERODINAMIKA

6. 1. Pendahuluan Pada bab sebelumnya sudah dijelaskan bagaimana design layout dari konfigurasi pesawat yang

di rancang. Estimasi ukuran awal, geometri sayap, pemilihan mesin, geometri tail, susunan

internal fuselage dan layout konfigurasi lainnya telah dijelaskan. Estimasi ukuran awal dilakukan

berdasarkan perhitungan secara kasar dari karakteristik aerodinamika, berat, struktur dan

propulsi pesawat. Pada saat itu, belum dapat dilakukan analisis dan penghitungan secara detail

dikarenakan pesawat belum dirancang dan belum di gambar.

Sekarang pada bab ini akan dilakukan analisis aerodinamika dari hasil rancangan yang telah

dibuat, apakah memenuhi DR&O atau tidak. Jika tidak, maka harus dilakukan peninjauan

kembali terhadap ukuran geometri. Selain itu, juga dilakukan pemvariasian kombinasi performa

aerodinamika, untuk mendapatkan hasil yang lebih optimum.

6. 2. Airfoil Pemilihan airfoil yang tepat sesuai dengan kebutuhan tidaklah mudah. Di lihat dari Cl max,

sudut serang (α), Cd, Cm, bahkan seri nya. Untuk pesawat ini, airfoil yang di pilih adalah NACA

seri 6, dikarenakan NACA seri 6 banyak di pakai oleh pesawat-pesawat se jenis. Berikut akan

dijelaskan keuntungan menggunakan airfoil jenis NACA seri 6.

NACA Seri 6 (Mc.Cormick(ref- [10]))

NACA 6-series dirancang untuk dapat menghasilkan gaya hambat yang sesuai, dan CLmax yang

dibutuhkan. Persyaratan ini memang saling bertentangan, dan secara tidak langsung tujuan dari

seri ini adalah untuk mendapatkan gaya hambat yang rendah. Distribusi tekanan pada

chordwise yang dihasilkan dari kombinasi ketebalan dan kelengkungan cukup berguna dalam

mempertahankan lapisan batas laminer yang melalui lengkungan dari leading dari airfoil pada

nilai CL tertentu yang terbatas.

34 | P a g e

Karakteristik Airfoil

Pertimbangan memilih NACA 65-206 untuk airfoil sayap dikarenakan memiliki cl max yang

cukup tinggi, dan ketebalan yang tidak terlalu tipis. Hal ini sesuai dengan kebutuhan pesawat

ini, pesawat diharapkan memiliki CL max yang tinggi sekitar 1.6, oleh karena itu airfoil yang

digunakan juga harus memiliki Cl max yang tinggi.

Kemudian setelah melakukan perhitungan, didapat hasil dalam bentuk grafik sebagai

berikut:

0 5 10 15 20 250

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0.9

1

Cl vs Alpha

0.7 Mach1.2 Mach2

Alpha

Cl

Graphic 6.1: Variasi Cl Alpha dalam Mach

35 | P a g e

0 5 10 15 20 250

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

Cd vs Alpha

0.7 Mach1.2 Mach2.0 Mach

Alpha

Cd

Graphic 6.2: Variasi Cd Alpha dalam Mach

-5 0 5 10 15 200

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0.9

1

CL VS ALPHA

CL VS ALPHA

Alpha (derajat)

Cl

Graphic 6.3 : Cl terhadap sudut serang

36 | P a g e

-5 0 5 10 15 200

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3

0.35

CD VS ALPHA

CD VS ALPHA

Alpha (derajat)

Cd

Graphic 6.3 : Cd terhadap sudut serang

-5 0 5 10 15 20

-0.6

-0.5

-0.4

-0.3

-0.2

-0.1

0

CM VS ALPHA

CM VS ALPHA

Alpha (derajat)

CM

Graphic 6.3

37 | P a g e

6.3 High Lift DeviceF-45 Cakar elang menggunakan Plain flap dan Plain slat untuk penambahan cl pada saat yang

diperlukan.

Dengan menggunakan Plain Flaps dengan konfigurasi

Sflap = 94.28

Sref = 571.44 ft

Dengan menggunakan persamaan

∆Cl max=Clmax plain flap∗SflapSref

cosHL

∆Cl max=0.9∗94.28571.44

cos0

∆Clmax=0.15

Penambahan Cl dari defleksi flap sebesar 0.15.

Kebutuhan Cl Take Off sebesar 1.2 terpenuhi dengan penambahan Cl dari flap dan slat. Kondisi

take off didapat dari datcom dengan kondisi sea level pada ketinggian 0 feet dan alpha dalam

sudut serang 0 derajat.

Kebutuhan Cl Landing sebesar 1.6 terpenuhi dengan penambahan Cl dari flap dan slat. Kondisi

landing didapat dari datcom dengan kondisi sea level pada ketinggian 0 feet dan alpha pada

sudut serang maksimum.

38 | P a g e

BAB 7

LAYOUT STRUKTUR

7. 1 Pendahuluan Bab ini akan membahas mengenai fungsi dari tiap bagian struktur seperti spar, rib, dan skin.

Selain itu juga akan di bahas pemakaian aluminium, titanium, komposit dan maerial lainnya

serta fungsi elemen struktur dan pemakaiannya pada pesawat fighter F-45 Cakar Elang.

7. 2 Konfigurasi Struktur Pada sayap biasanya beban dari gaya aerodinamik yang timbul baik itu karena pembangkitan lift

ataupun reaksi dari berbagai control surface . Beban yang terjadi biasanya beban bending

aerodinamik sehingga membutuhkan material dengan kekakuan yang tinggi. Fungsi utama

sayap adalah membangkitkan gaya angkat pada pesawat terbang. Selain itu digunakan pula

sebagai tempat meletakkan tangki bahan bakar dan . persenjataan.

Pesawat ini di rancang dengan struktur dalam pada sayap berupa spar yang membentang dari

wingtip satu ke wingtip yang lain dan ribs yang berbentuk seperti airfoil sayap.

1. Top skin

Menerima tegangan tekan yang tinggi akibat bending.

Material yang digunakan harus memiliki kekakuan, ketahanan korosi dan kekuatan

tekan yang tinggi.

Material harus mempunyai sifat good resistance to stress corrosion cracking fracture

2. Lower skin

Menerima beban bending yang berlangsung terus dan dibutuhkan material dengan

kekuatan tarik yang tinggi.

Material yang dipakai memiliki ketahanan lelah yang baik, kekakuan yang tinggi,

ketahanan korosi yang tinggi, dan low fatigue crack growth rates

39 | P a g e

Bahan yang digunakan harus memiliki stress corrosion cracking fracture yang baik

mengingat beban aerodinamik yang fluktuatif.

3. Spar

Menerima sebagian besar tegangan normal berupa bending yang diterima center wing

box.

Menambah kekakuan center wing box.

Membutuhkan material dengan ketahanan lelah yang tinggi.

Pesawat tempur F-45 Cakar Elang menggunakan spar 7 pada wing dan 2 pada horizontal

tail dan vertical tail

4. Stringer

Menerima sebagian beban tekan yang diterima wing skin.

Menambah kekakuan wing skin.

Menggunakan material dengan kekakuan tinggi.

Membutuhkan material dengan ketahanan lelah yang tinggi.

5. Rib

Untuk menahan dan mendistribusikan beban terkonsentrasi yang besar seperti dari

engine thrust and fuselage attachment point reactions.

Mempertahankan bentuk airodinamis dari center wing box sehingga

menambah kekakuan dari struktur sayap.

Material yang digunakan harus memiliki kekakuan tinggi dan kekuatan tinggi.

Pesawat tempur F-45 Cakar Elang menggunakan ribs 5 pada wing dan 1 pada horizontal

tail dan vertical tail

40 | P a g e

7. 3 Pemilihan Material Pemilihan material pada pesawat fighter F-45 memperhatikan beragam material properties

yang dipakai selain memenuhi berbagai persyaratan di atas. Material properties yang penting

untuk pemakaian pesawat diantaranya adalah yield strength, fatigue, fracture toughnes,

corrosion, dan modulus.

Dalam perancangan struktur pesawat fighterF-45Cakar Elang, digunakan berbagi macam

material. Namun secara garis besar, digunakan 3 jenis material antara lain :

Aluminum Alloy

Al 2024

Density : 2.77 g/cm3

Modulus Elasticity : 72.4 Gpa

Poisson Ratio : 0.33

Yield Strength : 345 Mpa

Al 7075


Modulus Elasticity : 71 GPa


Yield Strength : 505 Mpa

Titanium Alloy

Ti 6-Al 4-V


Modulus Elasticity : 114 Gpa


Yield Strength : 830 - 1103 Mpa

Advanced Composite

Graphite Epoxy


Carbon Epoxy


41 | P a g e


Aramide Epoxy (Kevlar)

Density : 1.4 g/cm3


Pada F-45Cakar Elang ini, digunakan material titanium untuk daerah yang akan mengalami

kenaikan suhu hingga 1600 C. Sedangkan penggunaan material komposit diusahakan optimal

disetiap bagian struktur pesawat agar diperoleh pengurangan berat yang signifikan. Persentase

penggunaan material komposit adalah 20% dari total material.

42 | P a g e

BAB 8

RODA PENDARAT

Roda pendarat merupakan salah satu bagian penting dalam pesawat terbang. Oleh

karena itu, perhitungan dalam perancangan roda pendarat harus dilakukan secara cermat. Pada

bab ini akan dibahas mengenai pemilihan dan perhitungan perancangan roda pendarat pesawat

Cakar Elang F-45.

8.1 Pendahuluan Susunan roda pendarat yang dipilih dalam perancangan pesawat Cakar Elang F-45 adalah

jenis tricycle. Tipe ini mempunyai susunan satu roda pendarat depan (nose gear) dan dua

roda pendarat utama (main gear) yang dipasang pada fuselage. Roda pendarat depan

bertumpu pada badan pesawat dan dilipat ke arah samping ke dalam badan pesawat

tersebut, sedangkan roda pendarat utama dilipat ke dalam fuselage.

Seluruh roda pendarat berjumlah dua buah untuk setiap strut. Jumlah roda pendarat pada

landing gear ditentukan oleh beban yang ditanggung dan jenis roda yang digunakan. Secara

umum landing gear berfungsi untuk :

1. Menyerap guncangan/getaran pada saat landing dan taxi

2. Memberikan kemampuan dalam ground manuver

3. Menghasilkan daya pengereman

4. Sebagai bagian pesawat untuk ditarik selama di darat

5. Melindungi pesawat dari permukaan

Sedangkan pemilihan konfigurasi tricycle dilakukan dengan alasan sebagai berikut :

1. Sudut pandang yang baik pada saat ground manuver

2. Stabil terhadap kemungkinan terjadinya groundloops

3. Karakteristik pengendalian yang baik

4. Memberikan permukaan lantai yang rata pada pesawat pada saat di darat

43 | P a g e

Berdasarkan DR&O serta beberapa persyaratan fungsional yang ada, maka perlu

diperhatikan hal sebagai berikut :

1. Jarak aman antara bagian-bagian pesawat tertentu dengan landasan pada waktu dan

kondisi take off, lift off, dan flare out, dan touch down. Dalam hal adalah hanya roda

pendarat yang menyentuh landasan selama kondisi diatas, bukan bagian dari pesawat

seperti ruar fuselage atau wing tip. Oleh karena itu, perlu diperhatikan desain antara

sudut pitch dan roll dengan geometri pesawat yang dirancang untuk memenuhi kondisi

aman tersebut.

2. Peletakan roda pendarat terhadap titik pusat gravitasi perlu diperhatikan agar pesawat

mampu menahan beban yang terjadi dan kondisi tetap stabil baik kondisi di ground,

take off, ataupun landing.

3. Roda pendarat harus mampu menyerap beban impact pada saat mendarat dan

mempunyai karakteristik redaman yang baik. Selain itu pada saat melakukan manuver

taxi pada landasan yang tidak rata, tidak boleh terjadi beban kejut (shock load)

berlebihan yang ditransmisikan melalui roda pendarat karena dapat merusak kekuatan

strukturnya.

Beberapa hal yang harus diperhatikan dalam peletakan roda pendarat:

Letak roda pendarat harus diatur agar engine tidak menyentuh landasan pada saat

pesawat take off ataupun landing.

Sudut belok pesawat (overturn angle,θ) tidak boleh lebih dari 63 derajat, agar tidak

terjadi loops pada saat membelok.

Jenis ban yang dipilih adalah tipe VII (Roskam, Part IV) karena memiliki lebar yang lebih sempit,

kapasitas beban yang lebih tinggi dan bertekanan tinggi.

Kecepatan operasi ban maksimum

Take-off

Kecepatan stall (take off configuration)

(Vstall)TO = [2βs WTO / (S (CLmax)TO ρ)]0.5 = 218.58 ft/s

44 | P a g e

VTO = 1.2 (VSTALL)TO = 264.5ft/s

dimana telah digunakan harga-harga WTO = 8572,62 lb, βs = 0.97, S = 574.13 ft2, ρ = 0.0031548

slug/ft3 dan (CLmax)TO = 1.4

Landing

Kecepatan mendarat pesawat, dihitung dengan asumsi bahwa berat landing maksimum sebesar

80% berat take off (βs = 0.8), dan dengan (CLmax)L = 1.6

(VSTALL)L = [2βs WTO / (S (CLmax)L ρ)]0.5 = 212.76 ft/s

VL = 1.2 (VSTALL)L = 247.6 ft/s

Maka kecepatan operasi ban maksimum

Landing Vtire/max = 264.5 ft/s

Take off Vtire/max = 247.6 ft/s

Dapat disimpulkan bahwa kondisi kritis ban adalah pada saat landing dengan kecepatan ban

maksimum 264.5 ft/s.

Penentuan Ukuran Ban

Peletakan roda pendarat dan beban yang diterima dapat dilihat sebagai berikut:

45 | P a g e

F 34,75

M 7,55

WTO 48572.08

L 9,07

N 9,98

J 2,17

wt 10

ηs 0,8

Ng 5

ηt 0,47

Roda pendarat utama

Beban static maksimum yang diterima roda pendarat utama (most aft CG)

Pm = WTO (F-M) / (2F) = 48572,08 (34,75 - 24,77) / (2 x 34,75)

Pm = 6433,321852 lb

46 | P a g e

Toleransi 25% terhadap perubahan berat pesawat:

Pm = 7741,652315 lb (satu roda)

Pm = 3870,826158 lb (dua roda)

Dengan Vtire/max = 264.5 ft/s maka dipilih ban tipe VII yang memenuhi persyaratan di atas

tire

description

max

loading

(lb)

max speed

(MPH)

press

(psi)

tire dimension

(inch) Qualification

Do W D

24x5.5 11500 200 355 24.15 5.7 14 MIL

H = (Do-D)/2 = (24.15-14)/2 = 5.075 inch = 0.42 ft

Loaded radius = 10.6

Defleksi ban : St = Do – 2 x loaded radius = 2.95 in = 0.245 ft

Roda pendarat depan

Beban static maksimum roda pendarat depan (most forward CG):

Pnmax = WTO (F-L)/F = 36049,23 lb

Beban static minimum roda pendarat depan (most aft CG):

Pnmin = WTO (F-N)/F = 33948,97 lb

Beban dinamik roda pendarat depan

Pnd = Pnmax + (10 J WTO)/(32.2 F) = 32864,056 lb

Toleransi 25% terhadap perubahan berat

Pnd = 41081 lb

Dengan Vtire/max = 247.6 mph, maka dipilih ban tipe VII yang memenuhi kedua persyaratan di

atas:

47 | P a g e

tire

description

max

loading

(lb)

max speed

(MPH)

press

(psi)

tire dimension

(inch)Qualificatio

nDo W D

36x11 23300 200 200 35.1

11.

5

1

6 MIL

H = 9.55 inch = 0.8 ft

Loaded radius = 14.5

Defleksi ban : St = Do – 2 x loaded radius = 5.7 inch = 0.47 ft

Persyaratan Clearence Ban

Roda pendarat utama

Pertambahan lebar ban :

WG = 1.04 W = 1.04 x 5.7 = 5.93 inch

Pertambahan diameter ban :

DG = 1.1 D = 1.1 x 24.15 = 26.6 inch

Dengan menggunakan gambar tersebut didapat:

Cw = 0.32 dan CR = 0.6

Maka dimensi clearance roda pendarat utama menjadi:

H = 5.075 inch

48 | P a g e

(CRD)M = DG/2 + 0.03 H + CR = 14 inch

(CRW)M = 0.5 (WG + 0.003 W + 2Cw) = 3.75 inch

Roda pendarat depan

Pertambahan lebar ban :

WG = 1.04 W = 1.04 x 11.5 = 12 inch

Pertambahan diameter ban

DG = 1.1 D = 1.1 x 35.1 = 38.61 inch

Dengan menggunakan gambar didapat:

CW = 0.5 dan CR = 1

Maka dimensi clearance roda pendarat utama menjadi:

H = 9.55 inch

(CRD)M = DG/2 + 0.03 H + CR = 20.6 inch

(CRW)M = 0.5 (WG + 0.003 W + 2Cw) = 6.7 inch

Peredam kejut

Lendutan peredam kejut dapat dinyatakan dengan persamaan:

Ss=1ηs [{0.5W L

gw t

2

(nsPmN g ) }−ηt st]Dimana :

ηs = efisiensi absorbsi energi peredam kejut

ηt = efisiensi absorbsi energy ban

st = defleksi ban maksimum

wt = touch down rate

49 | P a g e

ns = jumlah strut

Pm = beban static maksimum roda pendarat utama

Ng = landing road factor = (maximum load per leg / maximum static load per leg)

Ss desain = Ss + 1 inch

Sedangkan diameter peredam kejut dapat dihitung dengan menggunakan persamaan:

ds = 0.041 + 0.0025 (Pm)1/2

Panjang peredam kejut minimum

Ls = (Ss)desain + Loverlap

Loverlap = 2.75 x ds

Untuk pesawat ini, harga-harga parameter di atas adalah sebagai berikut:

ηs = 0.8 (oleo pneumatic shock absorber)

ηt = 0.47 (Roskam, part IV)

Ng = 5 (fighter)

WL = 7541,652315 lb

wt = 10 ft/s (Roskam, part IV)

Roda pendarat utama

ns = 2

st = 0.245 ft

maka didapat Ss = 4.12 inch

(Ss)desain = Ss + 1 in = 5.12

ds = 0.041 + 0.0025 (10448.48)0.5 = 0.3 ft = 3.6 inch

Loverlap = 2.75 x 3.6 = 10 inch.

Ls = (Ss)desain + Loverlap = 5.12 + 10 = 15.12 inch

50 | P a g e

Roda pendarat depan

ns = 2

st = 2.95 ft

Pm = Pnd = 31864,056 lb

WL = Pn = 7541,652315 lb

Maka didapat Ss = 0,342153735 ft = 4,122334162 inch

(Ss)desain = 3.36 inch

ds = 0,3 ft = 3,61 inch

Loverlap= 2.75 x 5,87 = 16,14 inch

Ls = 19.50 inch

Mekanisme penarikan roda pendarat

Mekanisme penarikan roda pendarat adalah sebagai berikut:

51 | P a g e

BAB 9

ANALISIS PRESTASI TERBANGBab ini akan membahas mengenai prestasi terbang pesawat Cakar Elang F-45 Deadliners

seperti prestasi menanjak, jarak take-off, jarak jelajah, jarak landing dan sebagainya. Analisis

yang dilakukan pada bab ini bertujuan untuk menunjukkan prestasi pesawat Cakar Elang F-45

Deadliners.

9.1 Jarak tinggal landasJarak tinggal landas didefinisikan sabagai jarak yang dibutuhkan oleh pesawat untuk menambah

kecepatan dari V = 0 hingga ke kecepatan take off dan terbang hingga ke ketinggian 50 ft.

Asumsi yang digunakan dalam perhitungan ini adalah berat take-off maksimum yaitu 19.054 kg.

Sebelum menghitung jarak tinggal landas, terlebih dahulu harus dihitung beberapa kriteria

kecepatan pada proses tinggal landas berlangsung.

Dalam regulasi didefinisikan beberapa kriteria kecepatan yang bertujuan memastikan

keselamatan dan keterkendalian pesawat yang dirancang. Adapun beberapa kriteria tersebut

adalah sebagai berikut :

9.1.1 Kecepatan Stall (Vs)

Kecepatan stall adalah kecepatan kritikal dimana aliran udara pada sayap mulai terlepas

(separasi) dari permukaan sayap sehingga pesawat tidak memperoleh gaya angkat (lift) untuk

mengimbangi beratnya. Kecepatan ini menjadi sangat penting untuk diketahui karena

menyangkut keselamatan dan keterkendalian pesawat.

Dari hasil perhitungan yang dilakukan, didapat besar kecepatan stall pesawat adalah 75.979

m/s pada saat CL maximum sebesar 1.3739 pada saat flap down.

52 | P a g e

9.1.2 Kecepatan Rotasi (VR)

Kecepatan rotasi adalah kecepatan pesawat pada saat hidung pesawat mulai naik atau nose

gear tidak menyentuh landasan.

Dari hasil perhitungan yang dilakukan didapat besar kecepatan rotasi pesawat ini adalah 107.5

m/s.

Setelah diperoleh harga-harga kecepatan seperti di atas, maka jarak tinggal landas dapat

dihitung. Jarak tinggal landas dibagi menjadi dua fase, fase ground run (dalam beberapa

referensi disebut ground roll) dan fase airbone (dalam beberapa referensi disebut juga fase

transition to climb dan fase climb). Fasa ground round didefinisikan sebagai fase ketika pesawat

masih berada di darat yaitu dari ketika engine start hingga ketika pesawat mulai terangkat (lift-

off) hingga ketika pesawat mencapai ketinggian 50 ft (V2).

Sehingga diperoleh jarak tinggal landas sebesar 1427 ft. Pesawat hasil rancangan ini dapat

tinggal landas di Bandara Soekarno-Hatta yang memiliki panjang runway sebesar 3600 m.

9.2 Estimasi Jarak Jangkau Pesawat

9.2.1 Profil Misi

Dikarenakan jarak jangkau pesawat yang sangat jauh, maka pesawat Cakar Elang F-

45mempunyai profil misi climb dengan jenis climb cruise. Hal ini dilakukan untuk menjaga nilai

L/D tetap konstan sehingga efisiensi bahan bakar dapat dicapai. Cruise dilakukan pada tiga

tahap.

Tahap Pertama : Cruise dilakukan pada kecepatan subsonik sebesar Mach 0.95. Pada kecepatan

ini cruise dilakukan pada ketinggian 36000 ft dan mempunyai jarak sebesar 500 nm.

Tahap Kedua : Crusie dilakukan pada kecepatan supersonik yang sebelumnya telah dipercepat

dari keadaan crusie subsonik pertama. Kecepatan pada fase ini adalah Mach 1.85 dan dilakukan

pada ketinggian 40000 ft. Jarak cruise supersonik ini adalah sebesar 500 nm.

53 | P a g e

Tahap Ketiga : Cruise dilakukan pada kecepatan maximum cruise speed yaitu Mach 2.25. Cruise

pada kecepatan ini dilakukan pada ketinggian 51000 ft. Jarak cruise supersonik ini adalah

sebesar 6000 nm.

Profil misi dari pesawat Cakar Elang F-45dapat dilihat pada gambar di bawah ini :

Gambar 9.1: Profil Misi Pesawat F-45Cakar Elang

Berikut akan dijelaskan mengenai estimasi jarak pesawat dan waktu tempuh untuk setiap fasa

terbang.

9.2.1.1 Tinggal Landas

Gambar 9.2 : take off analisis

Pada Take off analisis, setting flap deflected (25 deg) dan landing gear extended. Dihitung CL

dan CD pada konfigurasi ini dan digunakan untuk penentuan prestasi segmen-segmen take off.

54 | P a g e

8

65

4

91 73

2

Berikut akan ditampilkan proses perhitungan untuk estimasi jarak dan waktu untuk fase tinggal

landas.

TABEL 9.1

PRESTASI TINGGAL LANDAS

Climb Nilai Keterangan

ho 50 obstacle height

Scl 353 ft Jarak Climb until 50 ft

Total take off

distance

1427.3 ft

Time to take off

Tto 10,03 time to take off

Berdasarkan perhitungan di atas maka diperoleh total jarak untuk tinggal landas adalah sebesar

1427.3 ft dengan waktu sebesar lebih kurang 10.03 detik.

0200

400600

8001000

12001400

16000

100

200

300

Take Off Distance

take_off

Distance

Altit

ude

Graphic 9.1: Take Off distance

55 | P a g e

9.2.1.2 Terbang Menanjak

Gambar 9.2: Rate Of climb analisis

Pada fase climb ini diasumsikan setelah tinggal landas hingga ketinggian 50 ft pesawat

dipercepat M=1.28 yaitu kecepatan optimum pada cruise pada ketinggian 51000 ft.

Berikut akan ditampilkan proses perhitungan untuk estimasi jarak dan waktu untuk fase

terbang menanjak.

TABEL 9.2 : PRESTASI TERBANG MENANJAK

h T p rho thrust

(m) (K) (Pa) (kg/m^3) N

0 308 101325 1.14603 191237

200 306.7 99103.11536 1.12565 189237

400 305.4 96920.82435 1.105549 187237

600 304.1 94777.58545 1.085723 185237

800 302.8 92672.8623 1.066171 183237

1000 301.5 90606.12366 1.046888 181237

1200 300.2 88576.84335 1.027873 179237

1400 298.9 86584.5003 1.009123 177237

1600 297.6 84628.57843 0.990636 175237

1800 296.3 82708.56669 0.972409 173237

2000 295 80823.959 0.954439 171237

2200 293.7 78974.25425 0.936724 169237

2400 292.4 77158.95624 0.919261 167237

2600 291.1 75377.57368 0.902049 165237

2800 289.8 73629.62015 0.885083 163237

56 | P a g e

service ceiling 62000 ft

time to climb 96.26 s waktu yang diperlukan sampai batas cruise yg ditentuka (50.000

ft)

Persamaan yang digunakan untuk menghitung rate of climb adalah:

Berdasarkan persamaan tersebut maka dapat diperoleh waktu yang diperlukan untuk fase ini

adalah sekitar 96.26 second.

Sedangkan untuk memperoleh service ceiling dari pesawat Cakar Elang F-45 sebesar 62000 ft.

9.2.1.3 Terbang JelajahPada fase terbang jelajah ini, prestasi terbang dari pesawat Cakar Elang F-45 dianalisis dengan

menggunakan asumsi constant cruise.

Berikut akan ditampilkan proses perhitungan untuk estimasi jarak dan ketahanan

Rumus jarak

Dari Rumus diatas, di dapat jarak yang bisa ditempuh yaitu 1903.05 nm.

57 | P a g e

RC=(T−D ) V

W (1+Vg dVdh )

Rumus ketahanan

Dari rumus tersebut Endurance loiter yang di dapat adalah 1.234 jam.

Dan Endurance total sebesar 5 jam.

9.2.1.4 Terbang MenurunBerikut akan ditampilkan proses perhitungan untuk estimasi jarak dan waktu untuk fase

terbang menurun.

TABEL 9.3

PRESTASI TERBANG MENURUN

Alt alt rho RD RD RD

(ft) (m) (m/s) (ft/s) (ft/min)

0 0 1.14603 14.73976 48.26378 2895.827

656.8144 200 1.12565 14.87259 48.69871 2921.923

1313.629 400 1.105549 15.00719 49.13944 2948.366

1970.443 600 1.085723 15.14358 49.58606 2975.164

2627.258 800 1.066171 15.28181 50.03868 3002.321

3284.072 1000 1.046888 15.42191 50.49741 3029.845

3940.887 1200 1.027873 15.5639 50.96235 3057.741

4597.701 1400 1.009123 15.70783 51.43362 3086.017

5254.516 1600 0.990636 15.85372 51.91133 3114.68

5911.33 1800 0.972409 16.00162 52.3956 3143.736

6568.144 2000 0.954439 16.15155 52.88654 3173.193

7224.959 2200 0.936724 16.30356 53.38429 3203.057

7881.773 2400 0.919261 16.45769 53.88895 3233.337

8538.588 2600 0.902049 16.61397 54.40067 3264.04

9195.402 2800 0.885083 16.77244 54.91957 3295.174

9852.217 3000 0.868363 16.93314 55.44579 3326.747

10509.03 3200 0.851885 17.09613 55.97946 3358.768

time to descent 369.2742 waktu yang diperlukan dari 51000-50 ft (s)

58 | P a g e

9.2.1.5 Mendarat

Pada landing analisis, setting flap deflected (25 deg) dan landing gear extended. Dihitung CL dan

CD pada konfigurasi ini dan digunakan untuk penentuan prestasi segmen-segmen landing.

Berikut akan ditampilkan proses perhitungan untuk estimasi jarak dan waktu untuk fase

mendarat.

TABEL 9.4 : PRESTASI TERBANG MENDARAT

AoA Cl(wing) Vmin T D f SB SB Sfr SLG

(m/s) m (ft) (ft) (ft)

-5 0.4733 129.4511 191273 91900.11 65170 -1013.54 -3328.54 -977.791 -4306.33

-4 0.5705 117.9088 191273 76242.45 65170 -933.96 -3067.19 -445.304 -3512.5

-3 0.6731 108.5511 191273 64620.89 65170 -862.477 -2832.44 -409.963 -3242.4

-2 0.7766 101.0591 191273 56008.65 65170 -800.66 -2629.42 -381.668 -3011.09

-1 0.8819 94.83404 191273 49321.15 65170 -746.243 -2450.72 -358.158 -2808.87

0 0.9863 89.67459 191273 44100.5 65170 -699.133 -2296 -338.673 -2634.67

1 1.0907 85.27491 191273 39879.27 65170 -657.617 -2159.66 -322.056 -2481.72

2 1.1942 81.49583 191273 36422.98 65170 -621.056 -2039.59 -307.784 -2347.38

3 1.2959 78.23267 191273 33564.57 65170 -588.885 -1933.94 -295.46 -2229.4

4 1.3922 75.47847 191273 31242.87 65170 -561.351 -1843.52 -285.058 -2128.58

5 1.4795 73.21776 191273 29399.34 65170 -538.525 -1768.56 -276.52 -2045.08

6 1.5551 71.41588 191273 27970.11 65170 -520.207 -1708.4 -269.715 -1978.11

7 1.6145 70.08981 191273 26941.05 65170 -506.666 -1663.93 -264.707 -1928.63

8 1.6541 69.24574 191273 26296.06 65170 -498.023 -1635.54 -261.519 -1897.06

9 1.6739 68.83498 191273 25985.02 65170 -493.812 -1621.71 -259.968 -1881.68

10 1.4957 72.82017 191273 29080.91 65170 -534.492 -1755.31 -275.019 -2030.33

59 | P a g e

Vtd Va Vf D [gamma] SF HF SG+SF

deg (ft) (ft) ft

148.8687 168.2864 158.5776 91900.11 -29.5746 -8355.77 2205.706 -12662.1

135.5951 153.2814 144.4382 76242.45 -24.1713 -5751.06 1231.412 -9263.56

124.8337 141.1164 132.9751 64620.89 -20.307 -4131.43 739.9019 -7373.83

116.2179 131.3768 123.7973 56008.65 -17.5056 -3103.59 477.8427 -6114.68

109.0591 123.2843 116.1717 49321.15 -15.36 -2406.69 324.5418 -5215.57

103.1258 116.577 109.8514 44100.5 -13.7004 -1924.16 231.1521 -4558.83

98.06615 110.8574 104.4618 39879.27 -12.3671 -1573.43 170.4726 -4055.15

93.72021 105.9446 99.83239 36422.98 -11.2805 -1312.52 129.6243 -3659.89

89.96758 101.7025 95.83503 33564.57 -10.385 -1114.59 101.2884 -3344

86.80024 98.12202 92.46113 31242.87 -9.65947 -965.731 81.5994 -3094.31

84.20042 95.18309 89.69176 29399.34 -9.08451 -855.125 67.9344 -2900.2

82.12826 92.84064 87.48445 27970.11 -8.63941 -774.003 58.46531 -2752.12

80.60328 91.11676 85.86002 26941.05 -8.31926 -718.097 52.22508 -2646.73

79.6326 90.01946 84.82603 26296.06 -8.11873 -684.126 48.55107 -2581.19

79.16022 89.48547 84.32285 25985.02 -8.02206 -668.037 46.84291 -2549.72

0500100015002000250030000

10

20

30

40

50

60

Landing Distance

landing

Distance

Altit

ude

grafik 9.2: landing distance

Berdasarkan perhitungan di atas maka diperoleh total jarak untuk mendarat adalah sebesar

2572 ft dengan waktu sebesar lebih kurang 21.06 detik.

60 | P a g e

9.2.1.6 V-N diagramPerhitungan dibutuhkan untuk mengetahui kekuatan struktur akibat dari penambahan spedd

dan maneuver, perhitungan secara lengkap terlampir.

0 500 1000 1500 2000 2500

-6-4-202468

101214

V-n diagram

speed (kts)

Load

fact

or (n

)

Grafik 9.3: V-n Diagram

9.2.1.7 Flight EnvelopMenunjukkan kecepatan maksimum dan kecepatan stall pesawat tempur F-45 Eakar Elang pada

setiap ketinggian.

0 100 200 300 400 500 600 700 800 900 10000

2000400060008000

100001200014000160001800020000

VsVm

Grafik 9.4: flight envelop

9.2.1 Resume Fase-fase Penerbangan

61 | P a g e

Berdasarkan analisis prestasi terbang yang telah dilakukan di atas maka dapat dilakukan resume

dari keseluruhan analisis tersebut. Hasil dari resume tersebut dapat dilihat pada tabel berikut

ini :

TABEL 9.5 : RESUME ANALISIS PRESTASI TERBANG

RESUME FASE-FASE TERBANG

FASE TERBANG TIME (s) DISTANCE (ft)

TAKE OFF 10,03 1,427.375

CLIMB 96.26 128,940

CRUISE 1 2,884 5,652,635.787 ft (930.304 nm)

LOITER 4,442.4 0

CRUISE 2 2,465.34 4,832,074.387 ft (795.257 nm)

DESCENT 369.2742 949,501.4

LANDING 21.06 2,572.12

Total (s,ft) 10,288.36 11,567,151.07

62 | P a g e

BAB 10

AVIONICS DAN ARMAMENT

10.1 AvionikSystem-sistem avionic yang ada pada F-45 Cakar Elang

a) Active Electronics Scanned Array (AESA)

Radar Active Electronics Scanned Array (AESA) merupakan radar yang digunakan oleh

sebagian besar pesawat tempur untuk mendeteksi keberadaan pesawat tempur

lainnya.

Radar AESA ini memiliki kemampuan memancarkan sinyal yang kuat.

Gambar 10.1

b) Forward Looking Infra Red (FLIR)

Forward Looking Infra Red (FLIR) digunakan untuk mendeteksi keberadaan pesawat

lainnya dengan kemampuan deteksi panas menggunakan pancaran sinar infra merah.

63 | P a g e

Gambar 10.2

c) Electronic Counter Measure System

Electronic Counter Measure System (ECMS) adalah alat elektronik untuk menghindari

radar, sonar, atau sistem deteksi yang lainnya seperti infrared dan laser. Alat ini bisa

digunakan untuk bertahan dan menyerang untuk menipu informasi target yang didapat.

Gambar 10.3

Sistem persenjataan yang dipergunakan F-45 Cakar Elang

a) Beyond-visual-range misille

Spesifikasi:

Berat : 86 kg (190 lb)

Panjang : 2.850 m (9 ft 4.2 in)

Diameter : 130mm (5 in)

64 | P a g e

Gambar 10.4

b) GPS Guided weapon

Joint Direct Attack Munition (JDAM)

Panjang : 3,0 – 3,89 m

Wingspan : 500 - 630 mm

Jangkauan : Sampai 28 km (15 nautical miles)

Gambar 10.5

65 | P a g e

BAB 11

ANALISIS BIAYA

Dalam dunia kedirgantaraan ada beberapa hal yang menjadi perhatian utama yaitu

desain, manufaktur, MRO (maintenance, repair, and overhaul). Analisis biaya dilakukan untuk

memperoleh breakdown harga pesawat. Baik per bagian maupun keseluruhan komponen

pesawat. Breakdown dari harga pesawat ini juga dipengaruhi oleh bahan baku, proses produksi,

tenaga ahli, hingga pekerja. Nilai maupun harga bagian-bagian tersebut sangat dipengaruhi

oleh kondisi yang sedang berlangsung

Setelah biaya diperkirakan, perlu dimasukkan ke dalam ukuran efektivitas biaya

berdasarkan jasa dan misi. Untuk pesawat militer (fighter, bomber, dan scouter), ukuran

akhirnya adalah untuk "memenangkan perang" Hal ini ditentukan melalui variasi parametrik

yang mensimulasikan secara detail pelaksanaan misi. Penelitian dilakukan untuk menentukan

variasi dalam langkah-langkah ini dengan perubahan desain seperti payload dan laju putar.

Konseptual desainer pada pesawat militer menjadi sangat akrab dengan ukuran ini.

Berikut adalah beberapa hal yang dapat dianalisis :

11.1 Operating costHal ini merupakan sebuah hal yang sangat penting karena berhubungan langsung dengan

operasi penerbangan itu sendiri. Ada tiga hal dalam operasi pesawat yang kita jadikan

bahan pertimbangan dalam mendesain ulang pesawat. Tiga hal tersebut antara lain :

a. Airplane related

b. Mission related

c. System related

11.2 Teknik analisisa) Cost Effectiveness Measures of Merit

66 | P a g e

Sortie Rate Analysis

Survivability Analysis

Weapon Effectiveness Analysis

b) Life cycle analysis

Airplane related cost bergantung pada jenis dan tipe pesawat seperti yang ditentukan

sebagai berikut :

Airplane design

Size

Gross weight

Untuk mengetahui taksiran harga pesawat yang kita rancang, dapat dilakukan juga

sebuah studi parametrik dengan mengambil data harga dan berat pesawat yang dijadikan

pembanding. Selain itu juga digunakan pesawat yang nilai harganya sama dengan saat kita

merancang. Artinya, harga mengenai material saat ini, inflasi, dan faktor lain yang

mempengaruhi. Dalam analisis biaya untuk F-45 Cakar Elang kita menggunakan Lockheed

Martin F-15 dan Sukhoi SU-35 sebagai data pembanding. Hal ini dikarenakan nilai kedua

pesawat tersebut bisa dan sesuai untuk dijadikan referensi. Dari referensi yang ada kita ambil

harga per kilogram pesawat referensi. Misalnya harga Lockheed Martin F-15 per kilogramnya

berapa, kemudian lihat juga Sukhoi SU-35.

Berikut adalah biaya yang digunakan dalam analisis operational proses perancangan dari

segi fuel cost. Fuel consumption tergantung pada operasi penerbangan, perawatan dan

lingkungan operasi yang membatasi seperti :

Jenis pesawat

Jenis mesin

Pemilihan kecepatan

Pemilihan ketinggian

Landing weight

Engine derating

67 | P a g e

He = Engineering Hours = 4.86 We 0.777 V 0.894 Q 0.163

Ht = Tooling Hours = 5.99 We 0.777 V 0.696 Q 0.263

Hm = Mfg Hours = 7.37 We 0.82 V 0.484 Q 0.641

Hq = QC hours = 0.1333 ( mfg hours)

Cd = Devel support cost = 45.42 We 0.630 V 1.3

Cf = Flt test Cost 1243.03 We 0.325 V 0.822 Q 1.22

Cm = Mfg material Cost = 11 We 0.921 V 0.621 Q 0.799

Ceng = Eng. Production Cost = 1548 [0.043Tmax + 243.25 Mmax + 0.969 Tturbin inlet – 2228]

Dan nilai rata-rata wrap rates sebagai berikut

Engineering Re = $ 59.10

Tooling Rt = $ 60.70

Quality control Rq = $ 55.40

Manufacturing Rm = $ 50.10

Inflasi pertahun = 5 %

Setelah dilakukan perhitungan, harga yang didapat dan dipilih untuk F-45 Cakar Elang,

diperoleh harga US$ 59,4 juta. Dengan harga ini breakeven point untuk pesawat ini diperoleh

saat produksi mencapai 300 unit. Untuk Direct Operating Cost (DOC), biaya yang berlaku saat

pesawat beroperasi meliputi fuel, persenjataan, taxi, dan lain-lain. Bahan bakar memberikan

porsi terbesar dalam menentukan DOC. Biaya Payload persenjataan tidak termasuk dalam DOC

68 | P a g e

karena produksi pesawat berbeda dengan persenjataan, dan setiap pesawat dapat dengan

bebas diletakkan persenjataan sesuai keinginan.

Harga DOC diberikan sebagai berikut : DOC per flight = US$ 5504.87

69 | P a g e

Bab 12

KesimpulanDari hasil proses perancangan yang dilakukan, kami mendapatkan pesawat tempur multi-role

yang memiliki teknologi generasi 4.5.

Yang dimaksud dengan pesawat tempur dengan teknologi generasi 4.5 adalah pesawat tempur

pesawat generasi 4.0 yang telah ditambahkan fitur – fitur baru seperti :

o Penggunaan sistem elektronik yang lebih canggih

o Penggunaan material – material yang lebih baik.

o Sistem persenjataan yang lebih baik

o Thrust-vectoring pada sistem propulsi

o Teknologi supercruise yaitu memiliki kemampuan terbang dalam kecepatan

supersonic tanpa menggunakan afterburner

Pesawat f-45 Cakar Elang memiliki load factor sebesar +9 / -3.

0 500 1000 1500 2000 2500

-6-4-202468

101214

V-n diagram

speed (kts)

Load

fact

or (n

)

Grapik 12.1 V-n diagram

Yang kami maksud F-45 memenuhi load factor +9/-3 adalah ketika ada perubahan kecepatan

dari kecepatan minimum hingga maksimum dari 0.7 mach hingga 2.0 mach, struktur tidak

70 | P a g e

hancur. Dari graphic diatas, struktur dapat dianggap cukup kuat menahan beban jika berada

didalam area. Untuk mendapat data tersebut dibutuhkan percobaan pada struktur.

Dari susunan internalnya, pesawat F-45 Cakar Elang sudah memiliki peralatan instrumentasi

i. Active Electronically Scanned Array (AESA) Kegunaan dari AESA adalah

membuat suatu pesawat dapat tetap menghasilkan sinyal radar yang

kuat walaupun dalam keadaan stealth sekalipun.

ii. Forward Looking Infra Red (FLIR) yang dapat digunakan untuk

membantu pilot dalam menerbangkan pesawat di saat malam ataupun

ketika terdapat kabut

iii. Electronic Counter Measure System yang digunakan untuk

memengelabui radar musuh.

Pesawat F-45 Cakar Elang dapat membawa persenjataan atau bahan bakar eksternal hingga

7000 [kg].

Dari sisi prestasi terbangnya, pesawat F-45 Cakar Elang mempunyai combat radius sebesar

1903.7082323 [nm] dan loiter sebesar 74.04 [menit]

Pesawat F-45 Cakar Elang memiliki ketinggian terbang jelajah maksimum 18600 meter atau

61023.62 [ft]

Pesawat F-45 Cakar Elang memiliki rate of climb 61870 [ft/min] pada kondisi permukaan laut,

namun seiring pertambahan ketinggian thrust dari mesin semakin berkurang dan drag semakin

tinggi sehingga kemampuan menanjak pesawat berkurang.

71 | P a g e

0 50000 100000 150000 200000 2500000

2000400060008000

100001200014000160001800020000

power

Power(HP)

Altitude(m)

Grapik 12.1: Rate Of Climb

Pesawat F-45 Cakar Elang memiliki jarak take-off sebesar 1,427.35 [ft] dan landing sebesar

2,572.12 [ft] pada kondisi permukaan laut atau ISA+20. Pesawat ini memiliki take-off dan

landing yang sangat pendek karena MTOW pesawat yang relatif kecil daripada pesawat

pembandingnya.

0200

400600

8001000

12001400

16001800

20000

20406080

100120140160180

Take Off Distance

take_off

Distance

Altit

ude

Grapik 12.2 : take off distance

72 | P a g e

05001000150020002500300035000

10

20

30

40

50

60

Landing Distance

landing

Distance

Altit

ude

Grapick 12.3 : landing distance

73 | P a g e

DAFTAR PUSTAKA

McCormick Bornes.W. Aerodynamics, Aeronautics, and Flight Mechanics, John Wiley &

Sons, INC, United States of America: 1995.

Raymer, Daniel P. Aircraft Design: Conseptual Approach. AIAA Education Series,

California: 2002.

Roskam, Dr. Jan. Airplane Design Part I – VII. Roskam Aviation and Engineering

Coorporation, Kansas: 1989.

Ruijgrok G.J.J. Element of Airplane Performance. Delft University Press, Netherland: 1990

WWW.WIKIPEDIA.COM

Perhitungan keseluruhan secara Lengkap terlampir.

74 | P a g e

http://WWW.WIKIPEDIA.COM/

Lampiran

Perhitungan Berat pesawat

Warm-up W1/Wto = 0.990

Taxi W2/W1 = 0.990

Take-off W3/W2 = 0.990

Climb W4/W3 = 0.940

R = 500

V = 695.6

L/D = 8.0

Cj = 0.9

Cruise Out W5/W4 = 0.923

E = 0.333

L/D = 8.0

Cj = 0.9

Loiter W6/W5 = 0.964

R = 500

V = 696.4

L/D = 8.0

Cj = 0.9

Cruise In W7/W6 = 0.924

Descent W8/W7 = 0.990

Landing W9/W8 = 0.995

Mff = 0.739

Wf used = 0.26

Wf = 0.28

Iterasi Berat Pesawat F-45 Cakar Elang

75 | P a g e

Wto We Wtf Wp Wcrew Wf Wto

30,000.00 11,720.00 150.00 15,435.50 100.00 7,844.95 35,250.45

35,250.45 13,473.65 176.25 7,000.00 100.00 9,217.93 29,967.83

29,967.83 11,709.26 149.84 7,000.00 100.00 7,836.53 26,795.63

26,795.63 10,649.74 133.98 7,000.00 100.00 7,007.01 24,890.73

24,890.73 10,013.50 124.45 7,000.00 100.00 6,508.88 23,746.84

23,746.84 9,631.44 118.73 7,000.00 100.00 6,209.76 23,059.93

23,059.93 9,402.02 115.30 7,000.00 100.00 6,030.13 22,647.45

22,647.45 9,264.25 113.24 7,000.00 100.00 5,922.27 22,399.75

22,399.75 9,181.52 112.00 7,000.00 100.00 5,857.50 22,251.01

22,251.01 9,131.84 111.26 7,000.00 100.00 5,818.60 22,161.69

22,161.69 9,102.01 110.81 7,000.00 100.00 5,795.24 22,108.06

22,108.06 9,084.09 110.54 7,000.00 100.00 5,781.22 22,075.85

22,075.85 9,073.33 110.38 7,000.00 100.00 5,772.80 22,056.51

22,056.51 9,066.87 110.28 7,000.00 100.00 5,767.74 22,044.89

22,044.89 9,062.99 110.22 7,000.00 100.00 5,764.70 22,037.92

22,037.92 9,060.67 110.19 7,000.00 100.00 5,762.88 22,033.73

22,033.73 9,059.27 110.17 7,000.00 100.00 5,761.78 22,031.22

22,031.22 9,058.43 110.16 7,000.00 100.00 5,761.12 22,029.71

22,029.71 9,057.92 110.15 7,000.00 100.00 5,760.73 22,028.80

22,028.80 9,057.62 110.14 7,000.00 100.00 5,760.49 22,028.26

22,028.26 9,057.44 110.14 7,000.00 100.00 5,760.35 22,027.93

22,027.93 9,057.33 110.14 7,000.00 100.00 5,760.26 22,027.73

22,027.73 9,057.26 110.14 7,000.00 100.00 5,760.21 22,027.61

22,027.61 9,057.22 110.14 7,000.00 100.00 5,760.18 22,027.54

22,027.54 9,057.20 110.14 7,000.00 100.00 5,760.16 22,027.50

22,027.50 9,057.19 110.14 7,000.00 100.00 5,760.15 22,027.48

22,027.48 9,057.18 110.14 7,000.00 100.00 5,760.15 22,027.46

22,027.46 9,057.17 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.45

22,027.45 9,057.17 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.45

76 | P a g e

22,027.45 9,057.17 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.17 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

22,027.44 9,057.16 110.14 7,000.00 100.00 5,760.14 22,027.44

Ukuran berat pesawat

Lbs Kg

Wto 48,572.08 22027.44

We 19,971.70 9057.16

77 | P a g e

Wf 12,701.51 5760.14

Berdasarkan Design point

W/S 85

T/W 1.00

AR 3.1

Dimensi pesawat

Ukuran m ft

Fuselage

Panjang 15.66 51.36

Diameter 1.22 4.00

Sayap

Ct 1.69 5.54

Cr 6.69 21.94

B 12.84 42.12

S 53.74 578.16

Ekor

Horizontal

Cth 0.85 2.79

Crh 3.31 10.86

Bh 3.43 11.25

m2 ft2

Sh 7.13 23.43

Ah 1.7

Vertikal

Ctvt 0.99 3.25

78 | P a g e

Crvt 3.12 10.23

Bvt 3.76 12.33

m2 ft2

Svt 7.73 83.13

Avt 1.8

Konfigurasi F-45 Cakar Elang DALAM DATCOM

Perhitungan Performance F-45 Cakar Elang

PRESTASI TERBANG MENANJAK

h T p rho thrust

(m) (K) (Pa)

(kg/

m^3) N

0 308 101325 1.14603 19123

79 | P a g e

7

200 306.7 99103.11536 1.12565

18923

7

400 305.4 96920.82435

1.10554

9

18723

7

600 304.1 94777.58545

1.08572

3

18523

7

800 302.8 92672.8623

1.06617

1

18323

7

1000 301.5 90606.12366

1.04688

8

18123

7

1200 300.2 88576.84335

1.02787

3

17923

7

1400 298.9 86584.5003

1.00912

3

17723

7

1600 297.6 84628.57843

0.99063

6

17523

7

1800 296.3 82708.56669

0.97240

9

17323

7

2000 295 80823.959

0.95443

9

17123

7

2200 293.7 78974.25425

0.93672

4

16923

7

2400 292.4 77158.95624

0.91926

1

16723

7

2600 291.1 75377.57368

0.90204

9

16523

7

2800 289.8 73629.62015

0.88508

3

16323

7

3000 288.5 71914.61407 0.86836 16123

80 | P a g e

3 7

3200 287.2 70232.07869

0.85188

5

15923

7

3400 285.9 68581.54205

0.83564

7

15723

7

3600 284.6 66962.53694

0.81964

7

15523

7

3800 283.3 65374.60091

0.80388

2

15323

7

4000 282 63817.2762 0.78835

15123

7

4200 280.7 62290.10977

0.77304

8

14923

7

4400 279.4 60792.6532

0.75797

5

14723

7

4600 278.1 59324.46273

0.74312

7

14523

7

4800 276.8 57885.09918

0.72850

2

14323

7

5000 275.5 56474.12797

0.71409

8

14123

7

5200 274.2 55091.11906

0.69991

3

13923

7

5400 272.9 53735.64695

0.68594

4

13723

7

5600 271.6 52407.29062 0.67219

13523

7

5800 270.3 51105.63353

0.65864

7

13323

7

6000 269 49830.2636 0.64531 13123

81 | P a g e

4 7

6200 267.7 48580.77314

0.63218

8

12923

7

6400 266.4 47356.75889

0.61926

7

12723

7

6600 265.1 46157.82192

0.60654

9

12523

7

6800 263.8 44983.56767

0.59403

1

12323

7

7000 262.5 43833.60587

0.58171

2

12123

7

7200 261.2 42707.55056

0.56958

9

11923

7

7400 259.9 41605.02004 0.55766

11723

7

7600 258.6 40525.63682

0.54592

3

11523

7

7800 257.3 39469.02766

0.53437

6

11323

7

8000 256 38434.82346

0.52301

6

11123

7

8200 254.7 37422.6593

0.51184

2

10923

7

8400 253.4 36432.1744

0.50085

1

10723

7

8600 252.1 35463.01208

0.49004

1

10523

7

8800 250.8 34514.81971

0.47941

1

10323

7

9000 249.5 33587.24876 0.46895 10123

82 | P a g e

8 7

9200 248.2 32679.95469 0.45868 99237

9400 246.9 31792.59698

0.44857

5 97237

9600 245.6 30924.83909

0.43864

1 95237

9800 244.3 30076.3484

0.42887

6 93237

10000 243 29246.79625

0.41927

8 91237

10200 241.7 28435.85786

0.40984

5 89237

10400 240.4 27643.21231

0.40057

5 87237

10600 239.1 26868.54256

0.39146

6 85237

10800 237.8 26111.53537

0.38251

7 83237

11000 236.5 25371.88128

0.37372

4 81237

11200 235.2 24649.27463

0.36508

7 79237

11400 233.9 23943.41349

0.35660

4 77237

11600 232.6 23253.99964

0.34827

1 75237

11800 231.3 22580.73857

0.34008

9 73237

12000 230 21923.33943 0.33205 71237

83 | P a g e

4

12200 228.7 21281.51501

0.32416

5 69237

12400 227.4 20654.98171 0.31642 67237

12600 226.1 20043.45954

0.30881

8 65237

12800 224.8 19446.67206

0.30135

5 63237

13000 223.5 18864.34637

0.29403

2 61237

13200 222.2 18296.2131

0.28684

5 59237

13400 220.9 17742.00636

0.27979

3 57237

13600 219.6 17201.46373

0.27287

5 55237

13800 218.3 16674.32621

0.26608

8 53237

14000 217 16160.33825 0.25943 51237

14200 216 15659.24766 0.25255 49237

14400 216 15170.80562

0.24467

2 47237

14600 216 14694.76666

0.23699

5 45237

14800 216 14230.88862

0.22951

3 43237

15000 216 13778.93262

0.22222

4 41237

15200 216 13338.66306 0.21512 39237

84 | P a g e

4

15400 216 12909.84757

0.20820

8 37237

15600 216 12492.257

0.20147

3 35237

15800 216 12085.66539

0.19491

6 33237

16000 216 11689.84994

0.18853

2 31237

16200 216 11304.59098

0.18231

9 29237

16400 216 10929.67199

0.17627

2 27237

16600 216 10564.87951

0.17038

9 25237

16800 216 10210.00317

0.16466

5 23237

17000 216 9864.835609

0.15909

8 21237

17200 216 9529.17252

0.15368

5 19237

17400 216 9202.812569

0.14842

1 17237

17600 216 8885.557397

0.14330

5 15237

17800 216 8577.211586

0.13833

2 13237

18000 216 8277.582641 0.1335 11237

18200 216 7986.48096 0.12880 9237

85 | P a g e

5

18400 216 7703.719814

0.12424

4 7237

18600 216 7429.115321

0.11981

6 5237

18800 216 7162.486421

0.11551

5 3237

19000 216 6903.654853

0.11134

1 1237

19200 216 6652.445131 0.10729 -763

19400 216 6408.684518

0.10335

8 -2763

19600 216 6172.203006

0.09954

4 -4763

19800 216 5942.833286

0.09584

5 -6763

20000 216 5720.41073

0.09225

8 -8763

PRESTASI TERBANG MENURUN

Alt alt rho RD RD RD

(ft) (m) (m/s) (ft/s) (ft/min)

0 0 1.14603

14.7397

6

48.2637

8

2895.82

7

656.814

4 200 1.12565

14.8725

9

48.6987

1

2921.92

3

1313.62

9 400

1.10554

9

15.0071

9

49.1394

4

2948.36

6

1970.44 600 1.08572 15.1435 49.5860 2975.16

86 | P a g e

3 3 8 6 4

2627.25

8 800

1.06617

1

15.2818

1

50.0386

8

3002.32

1

3284.07

2 1000

1.04688

8

15.4219

1

50.4974

1

3029.84

5

3940.88

7 1200

1.02787

3 15.5639

50.9623

5

3057.74

1

4597.70

1 1400

1.00912

3

15.7078

3

51.4336

2

3086.01

7

5254.51

6 1600

0.99063

6

15.8537

2

51.9113

3 3114.68

5911.33 1800

0.97240

9

16.0016

2 52.3956

3143.73

6

6568.14

4 2000

0.95443

9

16.1515

5

52.8865

4

3173.19

3

7224.95

9 2200

0.93672

4

16.3035

6

53.3842

9

3203.05

7

7881.77

3 2400

0.91926

1

16.4576

9

53.8889

5

3233.33

7

8538.58

8 2600

0.90204

9

16.6139

7

54.4006

7 3264.04

9195.40

2 2800

0.88508

3

16.7724

4

54.9195

7

3295.17

4

9852.21

7 3000

0.86836

3

16.9331

4

55.4457

9

3326.74

7

10509.0

3 3200

0.85188

5

17.0961

3

55.9794

6

3358.76

8

11165.8

5 3400

0.83564

7

17.2614

3

56.5207

2

3391.24

3

11822.6 3600 0.81964 17.4290 57.0697 3424.18

87 | P a g e

6 7 9 2 3

12479.4

7 3800

0.80388

2

17.5991

6 57.6266

3457.59

6

13136.2

9 4000 0.78835

17.7716

9

58.1915

1

3491.49

1

13793.1 4200

0.77304

8

17.9467

1

58.7646

2

3525.87

7

14449.9

2 4400

0.75797

5

18.1242

9

59.3460

6

3560.76

4

15106.7

3 4600

0.74312

7

18.3044

6

59.9360

1

3596.16

1

15763.5

5 4800

0.72850

2

18.4872

8

60.5346

3

3632.07

8

16420.3

6 5000

0.71409

8

18.6727

9

61.1420

9

3668.52

5

17077.1

8 5200

0.69991

3

18.8610

6

61.7585

6

3705.51

4

17733.9

9 5400

0.68594

4

19.0521

4

62.3842

2

3743.05

3

18390.8 5600 0.67219

19.2460

8

63.0192

6

3781.15

5

19047.6

2 5800

0.65864

7

19.4429

4

63.6638

5

3819.83

1

19704.4

3 6000

0.64531

4

19.6427

7

64.3181

9

3859.09

1

20361.2

5 6200

0.63218

8

19.8456

5

64.9824

7

3898.94

8

21018.0

6 6400

0.61926

7

20.0516

2 65.6569

3939.41

4

21674.8 6600 0.60654 20.2607 66.3416 3980.50

88 | P a g e

8 9 5 8 1

22331.6

9 6800

0.59403

1

20.4731

1

67.0370

2

4022.22

1

22988.5

1 7000

0.58171

2

20.6887

5

67.7431

4

4064.58

8

23645.3

2 7200

0.56958

9

20.9077

6

68.4602

5

4107.61

5

24302.1

3 7400 0.55766 21.1302

69.1885

9

4151.31

6

24958.9

5 7600

0.54592

3

21.3561

3 69.9284

4195.70

4

25615.7

6 7800

0.53437

6

21.5856

4 70.6799

4240.79

4

26272.5

8 8000

0.52301

6 21.8188

71.4433

4

4286.60

1

26929.3

9 8200

0.51184

2

22.0556

8

72.2189

9

4333.13

9

27586.2

1 8400

0.50085

1

22.2963

6

73.0070

8

4380.42

5

28243.0

2 8600

0.49004

1

22.5409

3 73.8079

4428.47

4

28899.8

4 8800

0.47941

1

22.7894

7

74.6217

1

4477.30

3

29556.6

5 9000

0.46895

8

23.0420

6

75.4487

9

4526.92

8

30213.4

6 9200 0.45868

23.2987

9

76.2894

4

4577.36

6

30870.2

8 9400

0.44857

5

23.5597

6

77.1439

3

4628.63

6

31527.0 9600 0.43864 23.8250 78.0125 4680.75

89 | P a g e

9 1 4 9 5

32183.9

1 9800

0.42887

6

24.0947

5

78.8957

2

4733.74

3

32840.7

2 10000

0.41927

8

24.3689

7

79.7936

3

4787.61

8

33497.5

4 10200

0.40984

5

24.6478

2

80.7066

6 4842.4

34154.3

5 10400

0.40057

5

24.9313

8

81.6351

5

4898.10

9

34811.1

7 10600

0.39146

6

25.2197

6

82.5794

5

4954.76

7

35467.9

8 10800

0.38251

7

25.5130

9 83.5399

5012.39

4

36124.7

9 11000

0.37372

4

25.8114

6

84.5168

8

5071.01

3

36781.6

1 11200

0.36508

7

26.1149

9

85.5107

7

5130.64

6

37438.4

2 11400

0.35660

4 26.4238

86.5219

5

5191.31

7

38095.2

4 11600

0.34827

1

26.7380

2

87.5508

3 5253.05

38752.0

5 11800

0.34008

9

27.0577

7

88.5978

1

5315.86

9

39408.8

7 12000

0.33205

4

27.3831

8

89.6633

2

5379.79

9

40065.6

8 12200

0.32416

5

27.7143

7

90.7477

9

5444.86

7

40722.5 12400 0.31642 28.0515

91.8516

7 5511.1

41379.3 12600 0.30881 28.3947 92.9754 5578.52

90 | P a g e

1 8 3 6

42036.1

2 12800

0.30135

5 28.7441

94.1195

3

5647.17

2

42692.9

4 13000

0.29403

2

29.0998

8

95.2844

7

5717.06

8

43349.7

5 13200

0.28684

5

29.4621

7

96.4707

5

5788.24

5

44006.5

7 13400

0.27979

3

29.8311

3

97.6788

9

5860.73

4

44663.3

8 13600

0.27287

5

30.2069

4

98.9094

3

5934.56

6

45320.2 13800

0.26608

8

30.5897

5

100.162

9

6009.77

5

45977.0

1 14000 0.25943

30.9797

5

101.439

9

6086.39

5

46633.8

3 14200 0.25255

31.3989

2

102.812

4

6168.74

6

47290.6

4 14400

0.24467

2

31.9003

8

104.454

4

6267.26

5

47947.4

5 14600

0.23699

5

32.4129

7

106.132

8 6367.97

48604.2

7 14800

0.22951

3

32.9370

1

107.848

7

6470.92

5

49261.0

8 15000

0.22222

4

33.4728

2

109.603

2

6576.19

3

49917.9 15200

0.21512

4

34.0207

6

111.397

4

6683.84

3

50574.7

1 15400

0.20820

8

34.5811

6

113.232

4

6793.94

2

51231.5 15600 0.20147 35.1544 115.109 6906.56

91 | P a g e

3 3 4 2

51888.3

4 15800

0.19491

6

35.7408

5

117.029

6

7021.77

8

52545.1

6 16000

0.18853

2 36.3409

118.994

4

7139.66

6

53201.9

7 16200

0.18231

9

36.9549

6

121.005

1

7260.30

6

53858.7

8 16400

0.17627

2

37.5834

4 123.063

7383.78

1

54515.6 16600

0.17038

9

38.2267

9

125.169

6

7510.17

6

55172.4

1 16800

0.16466

5

38.8854

6

127.326

3

7639.57

9

55829.2

3 17000

0.15909

8 39.5599

129.534

7

7772.08

3

56486.0

4 17200

0.15368

5

40.2506

2

131.796

4

7907.78

3

57142.8

6 17400

0.14842

1

40.9581

1 134.113

8046.77

9

57799.6

7 17600

0.14330

5

41.6828

9

136.486

2

8189.17

3

58456.4

9 17800

0.13833

2

42.4255

1

138.917

8

8335.07

1

59113.3 18000 0.1335

43.1865

4

141.409

7

8484.58

5

59770.1

1 18200

0.12880

5

43.9665

5

143.963

8 8637.83

60426.9

3 18400

0.12424

4

44.7661

7

146.582

1

8794.92

5

61083.7 18600 0.11981 45.5860 149.266 8955.99

92 | P a g e

4 6 1 6 4

61740.5

6 18800

0.11551

5

46.4267

5

152.019

5

9121.16

8

62397.3

7 19000

0.11134

1

47.2890

5 154.843 9290.58

63054.1

9 19200 0.10729

48.1736

4

157.739

5 9464.37

63711 19400

0.10335

8

49.0812

6

160.711

4

9642.68

4

64367.8

2 19600

0.09954

4

50.0126

7

163.761

2

9825.67

2

65024.6

3 19800

0.09584

5

50.9686

8

166.891

5

10013.4

9

65681.4

4 20000

0.09225

8

51.9501

2

170.105

2

10206.3

1

PRESTASI TERBANG MENDARAT

Ao

A Cl(wing) Vmin T D f SB SB Sfr SLG

(m/s) m (ft) (ft) (ft)-5 0.4733 129.4511 191273 91900.1 65170 -1013.5 -3328.5 -977.79 -4306.3

-4 0.5705 117.9088 191273 76242.4 65170 -933.96 -3067.1 -445.30 -3512.5

-3 0.6731 108.5511 191273 64620.89 65170 -862.477 -2832.44 -409.96 -3242.4

-2 0.7766 101.0591 191273 56008.65 65170 -800.66 -2629.42 -381.668 -3011.09

-1 0.8819 94.83404 191273 49321.15 65170 -746.243 -2450.72 -358.158 -2808.87

0 0.9863 89.67459 191273 44100.5 65170 -699.133 -2296 -338.673 -2634.67

1 1.0907 85.27491 191273 39879.27 65170 -657.617 -2159.66 -322.056 -2481.72

2 1.1942 81.49583 191273 36422.98 65170 -621.056 -2039.59 -307.784 -2347.38

3 1.2959 78.23267 191273 33564.57 65170 -588.885 -1933.94 -295.46 -2229.4

4 1.3922 75.47847 191273 31242.87 65170 -561.351 -1843.52 -285.058 -2128.58

5 1.4795 73.21776 191273 29399.34 65170 -538.525 -1768.56 -276.52 -2045.08

6 1.5551 71.41588 191273 27970.11 65170 -520.207 -1708.4 -269.715 -1978.11

93 | P a g e

7 1.6145 70.08981 191273 26941.05 65170 -506.666 -1663.93 -264.707 -1928.63

8 1.6541 69.24574 191273 26296.06 65170 -498.023 -1635.54 -261.519 -1897.06

9 1.6739 68.83498 191273 25985.02 65170 -493.812 -1621.71 -259.968 -1881.68

10 1.4957 72.82017 191273 29080.91 65170 -534.492 -1755.31 -275.019 -2030.33

11 1.4597 73.71267 191273 29798.12 65170 -543.538 -1785.02 -278.389 -2063.41

12 1.412 74.9474 191273 30804.76 65170 -556.006 -1825.96 -283.053 -2109.02

13 1.3562 76.47369 191273 32072.2 65170 -571.338 -1876.31 -288.817 -2165.13

14 1.2995 78.12424 191273 33471.58 65170 -587.808 -1930.4 -295.05 -2225.45

15 1.2455 79.79985 191273 34922.78 65170 -604.401 -1984.9 -301.379 -2286.27

16 1.1942 81.49583 191273 36422.98 65170 -621.056 -2039.59 -307.784 -2347.38

17 1.1483 83.10865 191273 37878.88 65170 -636.756 -2091.15 -313.875 -2405.03

18 1.1069 84.64859 191273 39295.62 65170 -651.613 -2139.94 -319.691 -2459.63

19 1.0709 86.05963 191273 40616.6 65170 -665.108 -2184.26 -325.02 -2509.28

20 1.0394 87.35395 191273 41847.53 65170 -677.382 -2224.57 -329.908 -2554.48

Vtd Va Vf D

[gamma

] SF HF SG+SF

deg (ft) (ft) ft148.8687 168.2864 158.5776 91900.11 -29.5746 -8355.77 2205.706 -12662.1

135.5951 153.2814 144.4382 76242.45 -24.1713 -5751.06 1231.412 -9263.56

124.8337 141.1164 132.9751 64620.89 -20.307 -4131.43 739.9019 -7373.83

116.2179 131.3768 123.7973 56008.65 -17.5056 -3103.59 477.8427 -6114.68

109.0591 123.2843 116.1717 49321.15 -15.36 -2406.69 324.5418 -5215.57

103.1258 116.577 109.8514 44100.5 -13.7004 -1924.16 231.1521 -4558.83

98.06615 110.8574 104.4618 39879.27 -12.3671 -1573.43 170.4726 -4055.15

93.72021 105.9446 99.83239 36422.98 -11.2805 -1312.52 129.6243 -3659.89

89.96758 101.7025 95.83503 33564.57 -10.385 -1114.59 101.2884 -3344

86.80024 98.12202 92.46113 31242.87 -9.65947 -965.731 81.5994 -3094.31

84.20042 95.18309 89.69176 29399.34 -9.08451 -855.125 67.9344 -2900.2

82.12826 92.84064 87.48445 27970.11 -8.63941 -774.003 58.46531 -2752.12

80.60328 91.11676 85.86002 26941.05 -8.31926 -718.097 52.22508 -2646.73

79.6326 90.01946 84.82603 26296.06 -8.11873 -684.126 48.55107 -2581.19

79.16022 89.48547 84.32285 25985.02 -8.02206 -668.037 46.84291 -2549.72

83.74319 94.66622 89.20471 29080.91 -8.9853 -836.701 65.74182 -2867.03

84.76957 95.82647 90.29802 29798.12 -9.2088 -878.481 70.74881 -2941.89

86.18951 97.43162 91.81057 30804.76 -9.52274 -938.837 78.19893 -3047.85

94 | P a g e

87.94474 99.4158 93.68027 32072.2 -9.91843 -1017.68 88.3057 -3182.81

89.84287 101.5615 95.70219 33471.58 -10.3559 -1108.43 100.4443 -3333.88

91.76982 103.7398 97.75481 34922.78 -10.8101 -1206.62 114.1673 -3492.9

93.72021 105.9446 99.83239 36422.98 -11.2805 -1312.52 129.6243 -3659.89

95.57495 108.0412 101.8081 37878.88 -11.7377 -1419.54 145.9153 -3824.57

97.34588 110.0432 103.6945 39295.62 -12.1833 -1527.72 163.0405 -3987.35

98.96857 111.8775 105.423 40616.6 -12.5995 -1632.16 180.1841 -4141.44

100.457 113.5601 107.0086 41847.53 -12.9879 -1732.58 197.2173 -4287.06

Rate Of Climb

h rc rc(m) m/s ft/min

0309.354

461870.8

8

200307.225

461445.0

9

400305.041

861008.3

5

600302.804

660560.9

2

800300.515

160103.0

1

1000298.174

459634.8

8

1200295.783

859156.7

5

1400293.344

358668.8

6

1600290.857

258171.4

3

1800288.323

557664.6

9

2000285.744

357148.8

7

2200283.120

956624.1

7

2400280.454

256090.8

3

2600277.745

355549.0

6

95 | P a g e

2800274.995

454999.0

7

3000272.205

454441.0

8

3200269.376

453875.2

8

3400266.509

5 53301.9

3600263.605

652721.1

2

3800260.665

852133.1

7

4000257.691

151538.2

3

4200254.682

5 50936.5

4400251.640

950328.1

8

4600248.567

349713.4

6

4800245.462

749092.5

3

5000242.327

948465.5

9

5200 239.16447832.8

1

5400235.971

947194.3

8

5600232.752

546550.4

9

5800229.506

645901.3

2

6000226.235

245247.0

3

6200222.939

144587.8

2

6400219.619

343923.8

5

6600216.276

5 43255.3

6800212.911

742582.3

47000 209.525 41905.1

96 | P a g e

6 2

7200206.119

241223.8

3

7400202.693

140538.6

3

7600199.248

439849.6

7

7800195.785

639157.1

2

8000192.305

738461.1

4

8200188.809

437761.8

9

8400185.297

537059.5

1

8600181.770

836354.1

68800 178.23 35646

9000174.675

934935.1

7

9200171.109

134221.8

3

9400167.530

633506.1

1

9600163.940

832788.1

7

9800160.340

732068.1

4

10000156.730

831346.1

6

10200153.111

930622.3

9

10400149.484

729896.9

4

10600145.849

829169.9

710800 142.208 28441.6

11000138.559

927711.9

7

11200134.906

126981.2

1

11400131.247

326249.4

5

97 | P a g e

11600127.584

125516.8

2

11800123.917

224783.4

5

12000120.247

224049.4

5

12200116.574

823314.9

6

12400112.900

5 22580.1

12600109.224

921844.9

8

12800105.548

721109.7

4

13000101.872

420374.4

8

1320098.1966

519639.3

3

1340094.5219

9 18904.413600 90.849 18169.8

1380087.1782

517435.6

5

14000 83.510316702.0

6

1420079.9012

115980.2

4

1440076.4687

515293.7

5

1460073.0205

914604.1

2

1480069.5570

313911.4

1

1500066.0783

913215.6

8

1520062.5849

512516.9

9

1540059.0770

1 11815.4

1560055.5548

611110.9

7

1580052.0187

910403.7

6

98 | P a g e

1600048.4690

89693.81

6

1620044.9060

18981.20

1

1640041.3298

48265.96

9

1660037.7408

67548.17

2

1680034.1393

36827.86

517000 30.5255 6105.1

1720026.8996

55379.92

9

1740023.2620

14652.40

3

1760019.6128

63922.57

1

1780015.9524

23190.48

4

1800012.2809

5 2456.19

182008.59868

61719.73

7

184004.90586

4981.172

7

186001.20271

6240.543

3

Tabel V-n Diagram

n

(pos) V (m/s) V(kts)

0 0 0

0.1

22.9050

3

44.5238

1

0.2 32.3926

62.9661

8

0.3 39.6726 77.1175

99 | P a g e

7 1

0.4

45.8100

6

89.0476

3

0.5 51.2172

99.5582

7

0.6

56.1056

3

109.060

6

0.7

60.6010

1

117.798

9

0.8 64.7852

125.932

4

0.9

68.7150

9

133.571

4

1

72.4320

6

140.796

7

1.1

75.9673

9

147.668

8

1.2

79.3453

5 154.235

1.3

82.5852

5

160.532

9

1.4

85.7027

7

166.592

9

1.5

88.7107

9 172.44

1.6

91.6201

1

178.095

3

1.7

94.4398

5

183.576

4

1.8 97.1778 188.898

100 | P a g e

1 5

1.9 99.8407

194.074

8

2

102.434

4

199.116

5

2.1 104.964

204.033

7

2.2

107.434

1

208.835

2

2.3

109.848

7

213.528

7

2.4

112.211

3

218.121

2

2.5

114.525

1

222.619

1

2.6

116.793

2

227.027

8

2.7 119.018

231.352

5

2.8 121.202

235.597

9

2.9

123.347

4

239.768

1

3 125.456 243.867

3.1

127.529

8

247.898

1

3.2

129.570

4

251.864

7

3.3 131.579 255.769

101 | P a g e

4 8

3.4

133.558

1

259.616

2

3.5 135.508

263.406

4

3.6

137.430

2

267.142

9

3.7

139.325

8

270.827

8

3.8

141.196

1

274.463

2

3.9

143.041

9

278.051

1

4

144.864

1

281.593

3

4.1

146.663

7

285.091

5

4.2

148.441

6

288.547

3

4.3

150.198

3

291.962

2

4.4

151.934

8

295.337

6

4.5

153.651

6

298.674

8

4.6

155.349

5

301.975

2

4.7 157.029

305.239

9

4.8 158.690 308.47

102 | P a g e

7

4.9

160.335

2

311.666

7

5 161.963

314.830

9

5.1

163.574

6

317.963

6

5.2

165.170

5

321.065

8

5.3

166.751

1

324.138

3

5.4

168.316

9

327.181

9

5.5

169.868

2

330.197

4

5.6

171.405

5

333.185

7

5.7

172.929

2

336.147

4

5.8

174.439

5

339.083

3

5.9

175.936

9

341.993

9

6

177.421

6 344.88

6.1 178.894

347.742

1

6.2

180.354

4

350.580

9

6.3 181.803 353.396

103 | P a g e

8

6.4

183.240

2

356.190

5

6.5

184.666

2

358.962

5

6.6

186.081

3

361.713

2

6.7

187.485

7

364.443

1

6.8

188.879

7

367.152

8

6.9

190.263

5

369.842

6

7

191.637

2

372.512

9

7.1

193.001

2

375.164

3

7.2

194.355

6

377.797

1

7.3

195.700

6

380.411

6

7.4

197.036

5

383.008

3

7.5

198.363

4

385.587

5

7.6

199.681

4

388.149

6

7.7

200.990

8

390.694

9

7.8 202.291 393.223

104 | P a g e

7 7

7.9

203.584

3

395.736

3

8

204.868

8

398.233

1

8.1

206.145

3

400.714

3

8.2

207.413

9

403.180

3

8.3

208.674

7

405.631

2

8.4

209.928

1

408.067

5

8.5

211.173

9

410.489

3

8.6

212.412

5

412.896

9

8.7

213.643

9

415.290

5

8.8

214.868

2

417.670

4

8.9

216.085

6

420.036

8

9

217.296

2 422.39

n(neg) V(m/s) V(kts)

0 0 0

105 | P a g e

-0.1

22.9050

3

44.5238

1

-0.2 32.3926

62.9661

8

-0.3

39.6726

7

77.1175

1

-0.4

45.8100

6

89.0476

3

-0.5 51.2172

99.5582

7

-0.6

56.1056

3

109.060

6

-0.7

60.6010

1

117.798

9

-0.8 64.7852

125.932

4

-0.9

68.7150

9

133.571

4

-1

72.4320

6

140.796

7

-1.1

75.9673

9

147.668

8

-1.2

79.3453

5 154.235

-1.3

82.5852

5

160.532

9

-1.4

85.7027

7

166.592

9

-1.5 88.7107 172.44

106 | P a g e

9

-1.6

91.6201

1

178.095

3

-1.7

94.4398

5

183.576

4

-1.8

97.1778

1

188.898

5

-1.9 99.8407

194.074

8

-2

102.434

4

199.116

5

-2.1 104.964

204.033

7

-2.2

107.434

1

208.835

2

-2.3

109.848

7

213.528

7

-2.4

112.211

3

218.121

2

-2.5

114.525

1

222.619

1

-2.6

116.793

2

227.027

8

-2.7 119.018

231.352

5

-2.8 121.202

235.597

9

-2.9

123.347

4

239.768

1

-3 125.456 243.867

107 | P a g e

Data Aero

Condisi Cruise

Kecepatan = 0.7 Mach

Ketinggian = 30000 Ft

ALPHA CD CL CM0 0.034 0.223 -0.01912 0.051 0.315 -0.0433 0.061 0.361 -0.05634 0.072 0.407 -0.06965 0.084 0.451 -0.08336 0.098 0.496 -0.09647 0.112 0.54 -0.10988 0.125 0.583 -0.12459 0.138 0.621 -0.1435

10 0.15 0.656 -0.164111 0.161 0.689 -0.184512 0.171 0.718 -0.205614 0.187 0.767 -0.24916 0.197 0.803 -0.292618 0.199 0.823 -0.331320 0.192 0.817 -0.3543

Condisi Cruise


108 | P a g e


ALPHA CD CL CM0 0.02 0.025 -0.03752 0.022 0.105 -0.12193 0.025 0.146 -0.16364 0.028 0.188 -0.20525 0.032 0.231 -0.24676 0.037 0.275 -0.28827 0.043 0.319 -0.32978 0.05 0.364 -0.37159 0.058 0.409 -0.4135

10 0.067 0.454 -0.455811 0.077 0.499 -0.498512 0.087 0.545 -0.541614 0.112 0.635 -0.62916 0.139 0.725 -0.717918 0.17 0.812 -0.806520 0.203 0.89 -0.8866

Condisi Cruise



ALPHA CD CL CM0 0.015 0.024 -0.03142 0.019 0.09 -0.13 0.023 0.124 -0.13464 0.027 0.158 -0.1695

Condisi sea level

Kecepatan = < 0.7 Mach

109 | P a g e

Ketinggian = 0 ft

α Cl CdCm 0.25

0 0.2070.0083

6 -0.044

1 0.3230.0081

6 -0.045

2 0.4380.0080

3 -0.045

3 0.5510.0099

1 -0.046

4 0.6580.0097

9 -0.0475 0.755 0.0095 -0.048

6 0.8390.0092

8 -0.049

7 0.9050.0097

2 -0.05

8 0.9490.0108

6 -0.0519 0.971 0.0118 -0.052

10 0.7730.0594

2 -0.029

11 0.7330.0682

9 -0.02812 0.68 0.0769 -0.028

13 0.6180.0892

8 -0.027

14 0.5550.1008

3 -0.026

15 0.4950.1111

6 -0.028

16 0.4380.1206

6 -0.028

17 0.3870.1333

7 -0.02918 0.341 0.1483 -0.029

19 0.3010.1611

5 -0.03

20 0.2660.1792

7 -0.03

110 | P a g e

Perhitungan Cost

Developme

nt Cost

Production Quantity

HoursRate

(US $) US $ 100 200 300Engineering

Hours6,374,55

0 60 364,026,000479,430,000.0

0 510888000 545796000

Tooling Hours2,220,01

0 60 126,781,200165,962,160.0

0 334487400 372130200Manufacturing

Hours1,619,67

0 56 86,086,000618,814,560.0

0 915940480118779752

0Quality Control

Hours 215,400 56 11,452,000 82,302,300.00 121820100 157977100Development Support Cost 241,195,488

626,410,658.64

1239523212

1708216255

Flight Test 70,370,316150,000,000.0

0 300000000 450000000Manufacturing

Material 66,992,558667,000,000.0

0266700000

0400000000

0

Engine 6,000,000196,024,451.6

0426970674.

3590228726.

1

Avionics 80,000,000599,274,752.0

5130531034

7180441353

4

Total931578440.

6 3,585,218,982 9,315,784.41 5,264,518 3,509,679

35,852,189.8239109702.0

736055198.7

8

111 | P a g e

Total Cost 45,167,974.23

44374219.88

39564877.32

Setelah ditambah Inflasi 10 tahun dari 2010-2020

Quantity 100 200 300Development Cost per Aircraft

(US $)10,529,03

6 5,264,518 3,509,679Production Cost per Aircraft (US

$)46,251,14

139,109,70

2 36,055,199

Purchase Price (US $)56,780,17

744,374,22

0 39,564,877inflasi pertahun 2,839,009 2,218,711 1,978,244

inflasi pada tahun 202028,390,08

822,187,11

0 19,782,439

Total Cost85,170,26

566,561,33

0 59,347,316

Perbandingan Cost perunit dengan pesawat pembanding

Nama Pesawat

Mikoyan Mig-

29 F-15C Eagle Sukhoi SU-35 Mitsubishi F-2 F-45 Cakar Elang

Cost per Unit

( $M) 46 29.9 35-60 127 59

112 | P a g e

Gambar Pesawat Pembanding

Sukoi 35

113 | P a g e

Karakteristik umum

Kru: 1

Panjang: 21.9 m (72.9 ft)

Lebar sayap: 15.3 m (50.2 ft)

Tinggi: 5.90 m (19.4 ft)

Area sayap: 62.0 m² (667 ft²)

Berat kosong: 18,400 kg (40,500 lb)

Berat terisi: 25,300 kg (56,660 lb)

Berat maksimum lepas landas: 34,500 kg (76,060 lb)

Mesin: 2× Saturn 117S with TVC nozzle turbofan

o Dorongan kering: 8,800 kgf[8] (86.3 kN, 19,400 lbf) masing-masing

o Dorongan dengan afterburner: 14,500 kgf (142 kN, 31,900 lbf) masing-masing

114 | P a g e

http://id.wikipedia.org/wiki/Afterburner

http://id.wikipedia.org/wiki/Sukhoi_Su-35#cite_note-7

http://id.wikipedia.org/wiki/Turbofan

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Thrust_Vectoring&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Saturn_AL-31&action=edit&redlink=1

Performa

Kecepatan maksimum : Mach 2.25[5] (2,410 km/h, 1,500 mph) at altitude

Jarak jangkau : 3,600 km (1,940 nmi) ; (1,580 km, 850 nmi near ground level)

Jarak jangkau ferri: 4,500 km (2,430 nmi) with external fuel tanks

Batas tertinggi servis : 18,000 m (59,100 ft)

Laju panjat : >280 m/s (>55,100 ft/min)

Beban sayap : 408 kg/m² (84.9 lb/ft²)

Dorongan/berat : 1.14

Persenjataan

1 × 30 mm GSh-30 cannon with 150 rounds

2 × wingtip rails for R-73 (AA-11 "Archer") air-to-air missiles or ECM pods

12 × wing and fuselage stations for up to 8,000 kg (17,630 lb) of ordnance, including:

o Air-to-Air Missiles

AA-12 Adder (R-77)

AA-11 Archer (R-73)

AA-10 Alamo (R-27)

o Air-to-Surface Missiles

AS-17 Krypton (Kh-31)

AS-16 Kickback (Kh-15)

AS-10 Karen (Kh-25ML)

AS-14 Kedge (Kh-29)

AS-15 Kent (Kh-55)

AS-13 Kingbolt (Kh-59)

o Bombs

KAB-500L

KAB-1500 laser/TV Guided Bomb

FAB-100/250/500/750/1000

115 | P a g e

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=General-purpose_bomb&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=KAB-1500&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=KAB-500L&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Kh-59&action=edit&redlink=1



http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Kh-25ML&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Raduga_Kh-15&action=edit&redlink=1


http://id.wikipedia.org/wiki/Vympel_R-27



http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Air-to-air_missile&action=edit&redlink=1


http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Gryazev-Shipunov_GSh-30-1&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Rasio_dorongan_banding_berat_ratio&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Beban_sayap&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Laju_panjat&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Batas_tertinggi_servis&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/wiki/Jarak_jangkau

http://id.wikipedia.org/wiki/Sukhoi_Su-35#cite_note-knaapo_Su-35_1-4

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Vno&action=edit&redlink=1

Avionik

Passive phased antenna array.

Mikoyan Mig-29

Karakteristik Umum

Terbang Pertama kali

116 | P a g e

1. MiG-29 : 6 Oktober 1977

2. MiG-29M : 1989

3. MiG-29UBT : 8 Oktober 1998

Masuk Operasional : 1983

Crew : 1 orang pilot

AIRFOIL SECTIONS:

1. Wing Root : unknown (tidak diketahui)

2. Wing Tip : unknown (tidak diketahui)

DIMENSIONS (ukuran) :

1. Panjang {Length) : 56.83 ft (feet) (17.32 m)

2. Rentang Sayap (Wingspan) : 37.29 ft (11.36 m)

3. Tinggi (Height) (Sampai ujung sirip tegak stabilizer) : 15.54 ft (4.73 m)

4. Luas Permukaan Sayap (Wing Area) : 408 ft2 (38.0 m2)

5. Luas Permukaan Canard (Canard Area) : -

Bobot :

1. Kosong (Empty) : 24,030 lb (10,900 kg) (1 pounds (lbs) = 0.45359237 kilogram )

2. Typical Load : 33,600 lb (15,240 kg)

3. Max Takeoff : 40,785 lb (18,500 kg)

4. Kapasitas bahan bakar (Fuel Capacity} : -

Max Payload : 6,614 lb (3,000 kg)

Propulsi :

1. Mesin (MiG-29A) : dua Klimov/ Sarkisov RD-33 turbofan dengan afterburner dengan

daya dorong (RD-33): 36,600 lb (162.8 kN)

117 | P a g e

http://id.wikipedia.org/wiki/1983


http://id.wikipedia.org/wiki/8_Oktober



http://id.wikipedia.org/wiki/6_Oktober

2. (MiG-29M): dua Klimov/ Sarkisov RD-33K turbofan dengan afterburner dengan daya

dorong (RD-33K): 41,450 lb (184.44 kN)

PERFORMANCE:

Max Level Speed :

1. at altitude: 1,520 mph (2,445 km/h) at 36,090 ft (11,000 m), Mach 2.3

2. at sea level: 805 mph (1,200 km/h), Mach 1.06

3. Initial Climb Rate : 65,000 ft (19,800 m) / min

4. Service Ceiling : 60,700 ft (18,500 m)

5. Range typical (jarak tempuh) : 810 nm (1,500 km) 340 nm (630 km) with max payload

ferry: 1,570 nm (2,900 km)

6. g-Limits : -

Persenjataan :

1. Gun (Senapan mesin) : satu unit 30-mm GSh-301 cannon (150 rounds)

2. Stations (Cantelan senjata /pod) :6 atau 7 hardpoints, pada MiG29K 9 external

hardpoints, pada MiG-29M 8 external hardpoints

3. Air-to-Air Missile (rudal udara ke udara) : R-60/AA-8 Aphid, R-27/AA- 10 Alamo,

R-73/AA-11 Archer, AA-12.

4. Air-to-Surface Missile (rudal udara ke darat) : AS-12, AS-14, AS-17

5. Bom : free-fall, berpenuntun (guided bombs), cluster bombs (bom tebar)

6. Lainnya : rocket pods (peluncur roket), ECM, munitions dispensers.

F-15 eagle

118 | P a g e

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Cluster_bomb&action=edit&redlink=1

Karakteristik umum

Kru: 1

Panjang: 63,8 ft (19,44 m)

Lebar sayap: 42,8 ft (13 m)

Tinggi: 18,5 ft (5,6 m)

Area sayap: 608 ft² (56,5 m²)

Airfoil : NACA 64A006.6 root, NACA 64A203 tip

Berat kosong: 28.000 lb (12.700 kg)

Berat terisi: 44.500 lb (20.200 kg)

Berat maksimum lepas landas: 68.000 lb (30.845 kg)

Mesin: 2× Pratt & Whitney F100-100,-220, atau -229 turbofan

o Dorongan kering: 17.450 lbf (77,62 kN) masing-masing

o Dorongan dengan afterburner: 25.000 lbf untuk -220; 29.000 lbf untuk -229

(111,2 kN untuk -220; 129,0 kN untuk -229) masing-masing

Performa

119 | P a g e



http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Pratt_%26_Whitney_F100&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=NACA_airfoil&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Airfoil&action=edit&redlink=1

Kecepatan maksimum :

o Ketinggian rendah: Mach 1,2 (1.450 km/jam)

o Ketinggian tinggi: Mach 2,5 (3.018 km/jam)

Jarak jangkau ferri: 3.000 nm (5.600 km) dengan bahan bakar eksternal

Batas tertinggi servis : 65.000 ft (20.000 m)

Laju panjat : >50.000 ft/min (254 m/s)

Beban sayap : 73,1 lb/ft² (358 kg/m²)

Dorongan/berat : 1,12 (-220), 1,30 (-229)

Persenjataan

Senjata api: 1× meriam M61A1 20 mm, 940 butir peluru

Titik keras: 4 sayap, 4 badan, 2 stasiun sayap, stasiun tengah with a capacity of 7.300 kg,

Rudal:

o AIM-7F Sparrow

o AIM-120 AMRAAM

o AIM-9 Sidewinder

Avionik

Radar:

Raytheon AN/APG-63 atau AN/APG-70 atau

Raytheon AN/APG-63(V)2 Active Electronically Scanned Array (AESA)

Countermeasures:

AN/APX-76 IFF interrogator

AN/ALQ-128 radar warning suite

AN/ALR-56 radar warning receiver

ALQ-135 internal countermeasures system

120 | P a g e

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=AN/ALQ-128&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=APG-63_dan_APG-70&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/wiki/Raytheon

http://id.wikipedia.org/wiki/AIM-9_Sidewinder

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=AIM-120_AMRAAM&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/wiki/AIM-7_Sparrow

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=M61_Vulcan&action=edit&redlink=1






AN/ALE-45 chaff/flare dispensers

Mitshubishi F-2

Karakteristic Umum

121 | P a g e

Crew: 1 (or 2 for the F-2B)

Length: 15.52 m (50 ft 11 in)

Wingspan : 11.13 m (36 ft 6 in)

Height: 4.69 m (15 ft 5 in)

Wing area: 34.84 m² (375 ft²)

Empty weight : 9,527 kg (21,000 lb)

Loaded weight: 15,000 kg (33,000 lb)

Max takeoff weight : 22,100 kg (48,700 lb)

Powerplant: 1× General Electric F110-GE-129 turbofan

o Dry thrust: 76 kN (17,000 lbf)

o Thrust with afterburner: 120-125 kN (29,500 lbf)

Performance

Maximum speed : Mach 2.0

Range : 834 km on anti-ship mission (520 miles)

Service ceiling : 18,000 m (59,000 ft)

Wing loading : 430 kg/m² at weight of 15,000 kg (88 lb/ft²)

Thrust/weight : 0.89

Armament

20 mm JM61A1 cannon, plus maximum weapon load of 8,085 kg:

AAMs: AIM-9 Sidewinder, AIM-7 Sparrow, Mitsubishi AAM-3, Mitsubishi AAM-4 (from FY2010)

air-to-ground weapons include: ASM-1 and ASM-2 anti-ship missiles, various free-fall bombs with GCS-1 IIR seeker heads, JDAM

others: J/AAQ-2 FLIR

Avionics

Mitsubishi Active Electronically Scanned Array radar system including J/APG-1

122 | P a g e

http://en.wikipedia.org/wiki/Radar

http://en.wikipedia.org/wiki/Active_Electronically_Scanned_Array

http://en.wikipedia.org/wiki/Mitsubishi_Electric_Corporation

http://en.wikipedia.org/wiki/FLIR

http://en.wikipedia.org/wiki/Joint_Direct_Attack_Munition

http://en.wikipedia.org/wiki/ASM-2

http://en.wikipedia.org/wiki/ASM-1

http://en.wikipedia.org/wiki/Mitsubishi_AAM-4

http://en.wikipedia.org/wiki/Mitsubishi_AAM-3

http://en.wikipedia.org/wiki/AIM-7_Sparrow

http://en.wikipedia.org/wiki/AIM-9_Sidewinder

http://en.wikipedia.org/wiki/Thrust-to-weight_ratio

http://en.wikipedia.org/wiki/Wing_loading

http://en.wikipedia.org/wiki/Ceiling_(aeronautics)

http://en.wikipedia.org/wiki/Range_(aircraft)

http://en.wikipedia.org/wiki/V_speeds#Vno

http://en.wikipedia.org/wiki/Afterburner

http://en.wikipedia.org/wiki/Turbofan

http://en.wikipedia.org/wiki/General_Electric_F110

http://en.wikipedia.org/wiki/GE_Aviation

http://en.wikipedia.org/wiki/Maximum_Takeoff_Weight

http://en.wikipedia.org/wiki/Manufacturer's_Weight_Empty

http://en.wikipedia.org/wiki/Wingspan

Gripen

123 | P a g e

Karakteristik umum

Kru: 1 (2 for JAS 39B/D)

Panjang: 14.1 m (46 ft 3 in)

Lebar sayap: 8.4 m (27 ft 7 in)

Tinggi: 4.5 m (14 ft 9 in)


Berat kosong: 5,700 kg (14,600 lb)

Berat terisi: 8,500 kg (18,700 lb)

Berat maksimum lepas landas: 14,000 kg (31,000 lb)

Mesin: 1× Volvo Aero RM12 afterburning turbofan

o Dorongan kering: 54 kN (12,100 lbf)

o Dorongan dengan afterburner: 80.5 kN (18,100 lbf)Wheel track: 2.4 m (7 ft 10 in)

Length (two-seater): 14.8 m (48 ft 5 in)

124 | P a g e


http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Pound-force&action=edit&redlink=1


http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=General_Electric_F404&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Pound_(mass)&action=edit&redlink=1

Performa


o At altitude: Mach 2 (2,470 km/h, 1,372 mph)

Radius tempur: 800 km (500 mi, 432 nmi)

Jarak jangkau ferri: 3,200 km (2,000 mi) with drop tanks


Beban sayap : 336 kg/m² (68.8 lb/ft²)


Persenjataan

1 × 27 mm Mauser BK-27 cannon 120 rounds

6 × Rb.74 (AIM-9) or Rb 98 (IRIS-T)

4 × Rb.99 (AIM-120) or MICA

4 x Rb.71 (Skyflash) or Meteor

4 x Rb.75

2 x KEPD.350

4 x GBU-12 Paveway II laser-guided bomb

4 x rocket pods 13.5 cm rockets

2 x Rbs.15F anti-ship missile

2 x Bk.90 cluster bomb

8 x Mark 82 bombs

1 x ALQ-TLS ECM pod

125 | P a g e

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Electronic_countermeasures&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Mark_82_bomb&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Cluster_bomb&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Bombkapsel_90&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Anti-ship_missile&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=RBS-15&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=GBU-12_Paveway_II&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Taurus_missile&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/wiki/AGM-65_Maverick

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=MBDA_Meteor&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/wiki/Skyflash

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=MBDA_MICA&action=edit&redlink=1


http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=IRIS-T&action=edit&redlink=1


http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Autocannon&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Mauser_BK-27&action=edit&redlink=1




http://id.wikipedia.org/wiki/Nautical_mile

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Mach_number&action=edit&redlink=1


Rafale

Karakteristik umum

Kru: 1–2

Panjang: 15.27 m (50.1 ft)

Lebar sayap: 10.80 m (35.4 ft)

Tinggi: 5.34 m (17.5 ft)


Berat kosong: 9,500 kg (C), 9,770 kg (B),[5] 10,196 kg (M) ()

Berat maksimum lepas landas: 24,500 kg (C/D), 22,200 kg (M)[6] (54,000 lb)

Mesin: 2× Snecma M88-2 turbofans

o Dorongan kering: 50.04 kN (11,250 lbf) masing-masing

o Dorongan dengan afterburner: 75.62 kN with M88-Eco >90 kN after 2010 (17,000

lbf) masing-masing

126 | P a g e



http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Snecma_M88&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/wiki/Dassault_Rafale#cite_note-5

http://id.wikipedia.org/wiki/Dassault_Rafale#cite_note-defense.gouv.fr-4

Performa


o High altitude: Mach 2 (1,290 knots)[5]

o Low altitude: 1,390 km/h, 750 knots

Jarak jangkau : 3,700+ km (2,000+ nmi)

Radius tempur: 1,852+ km (1,000+ nmi) on penetration mission


Laju panjat : 304.8+ m/s (1,000+ ft/s)

Beban sayap : 326 kg/m² (83 1/3 lb/ft²)


Persenjataan

Senjata api: 1× 30 mm (1.18 in) GIAT 30/719B cannon with 125 rounds

Rudal:

o Air-to-air:

MICA IR/EM or

Magic II and in the future

MBDA Meteor

o Air-to-ground:

MBDA Apache or

SCALP EG or

AASM or

GBU-12 Paveway II or

AM 39 Exocet or

ASMP-A nuclear missile

Avionik

Thales RBE2 radar

127 | P a g e

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=RBE2&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Air-Sol_Moyenne_Port%C3%A9e&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/wiki/Exocet

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=GBU-12_Paveway_II&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=AASM&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Storm_Shadow&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=MBDA_Apache&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=MBDA_Meteor&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Magic_II&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=MBDA_MICA&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Autocannon&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=GIAT_30&action=edit&redlink=1





http://id.wikipedia.org/wiki/Jarak_jangkau

http://id.wikipedia.org/wiki/Dassault_Rafale#cite_note-defense.gouv.fr-4


Thales SPECTRA electronic warfare system.

Thales/SAGEM OSF (Optronique Secteur Frontal) infrared search and track system.

F-22 Raptor

Karakteristik umum

Kru: 1

Panjang: 62 kaki 1 in (18,90 m)

Lebar sayap: 44 kaki 6 in (13,56 m)

Tinggi: 16 kaki 8 in (5,08 m)

Area sayap: 840 kaki² (78,04 m²)

Airfoil : NACA 64A?05,92 akar, NACA 64A?04,29 ujung

Berat kosong: 31.670 lb (14.365 kg)

128 | P a g e

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=NACA_airfoil&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Airfoil&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Infra-red_search_and_track&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Thales_SPECTRA&action=edit&redlink=1

Berat terisi: 55.352 lb (25.107 kg)

Berat maksimum lepas landas: 80.000 lb (36.288 kg)

Mesin: 2× Pratt & Whitney F119-PW-100 Turbofan pengarah daya dorong pitch, 35.000

lb (155,7 kN) masing-masing

Performa

Kecepatan maksimum : ≈Mach 2,42 (2.575 km/jam) pada altituda/ketinggian tinggi[19]

Kecepatan jelajah : Mach 1,72[18] (1.825 km/h) pada altituda/ketinggian tinggi

Jarak jangkau ferri: 2.000 mi (1.738 nm, 3.219 km)

Batas tertinggi servis : 65.000 kaki (19.812 m)

Laju panjat : rahasia (tidak diketahui umum)

Beban sayap : 66 lb/kaki² (322 kg/m²)

Dorongan/berat : 1,26

Maximum g-load: −3/+9 g

Persenjataan

Meriam: 1× 20 mm (0,787 in) M61A2 Vulcan gatling gun di pangkal sayap kiri, 480 butir

peluru

Udara ke udara:

6× AIM-120 AMRAAM

2× AIM-9 Sidewinder

Udara ke darat:

2× AIM-120 AMRAAM dan

2× AIM-9 Sidewinder dan salah satu:

o 2× 1.000 lb JDAM atau

o 2× Wind Corrected Munitions Dispensers (WCMDs) atau

o 8× 250 lb GBU-39 Small Diameter Bomb

129 | P a g e

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=GBU-39_Small_Diameter_Bomb&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Joint_Direct_Attack_Munition&action=edit&redlink=1





http://id.wikipedia.org/wiki/Gatling_gun

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=M61_Vulcan&action=edit&redlink=1





http://id.wikipedia.org/wiki/F-22_Raptor#cite_note-flt_test-17

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=VC_speed&action=edit&redlink=1

http://id.wikipedia.org/wiki/F-22_Raptor#cite_note-18

http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Mach_number&action=edit&redlink=1



http://id.wikipedia.org/w/index.php?title=Pratt_%26_Whitney_F119&action=edit&redlink=1

Avionik

Radar : 125-150 mil (200-240 km) terhadap target 1 m² (perkiraan)

130 | P a g e

http://id.wikipedia.org/wiki/Radar

laporan revisi perancangan 12 februari 2011

Documents