stability & control

8/20/2019 Stability & Control

1/13

BAB 10.

STABILITY & CONTROL

10.1. STABILITAS STATIS & DINAMIS

Konsep dasar dari stabilitas secara sederhana dapat diungkapkan

sebagai berikut "sebuah aircraft yang stabil, ketika mengalami suatu gangguan

selama fase penerbangan maka pesawat tersebut memiliki kecenderungan untuk

mengembalikan dirt ke kondisi awal ( baik dalam pitch, roll, yaw, kecepatan dan

lain-lain )". Kestablian suatu aircraft mutlak diperlukan dalam usaha menghindari (

paling tidak memperkecil) resiko accident selama fase penerbangan. Didalam

dunia penerbangan ada dua macam stabilitas, yaitu stabilitas statis dan stabilitas

dinamis.

1.1. Stabilitas Statis

Suatu aircraft dikatakan mempunyal stabilitas statis apabila gaya-gaya

yang muncul akibat gangguan selama fase penerbangan ( misalnya pitching

moment sebagal akibat bertambah-besarnya AoA ) mendorong aircraft pada arahyang tepat sehingga mampu mengembalikan aircraft pada kondisi awal.

Apabila restoring force ( gaya kembalian ) ini terlalu kuat maka aircraft

akan melampaui kondisi awal dan akan berosilasi lebih besar dan mengalami

amplitudo yang lebih besar sampai pada akhirnya aircraft tersebut dalam kondisi

out of control. Jika sebuah aircraft mengalami hal ini berarti aircraft tidak

mempunyai stabilitas dinamis, walaupun stabilitas statis telah diperlihatkan. Untuk

conventional aircraft configuration, jika sudah memenuhi stabilitas statis, juga akan

memiliki stabilitas dinamis pada sebagian besar flight condition

Keterangan gambar:

Gambar 1.a. aircraft memiliki perfectly neutral stability dimana untuk

sudut pitch berapapun, gaya yang dihasilkan oleh gangguan tidak akan mampu

mengganggu stabilitas aircraft. Beberapa aerobatic aircraft mempunyal stabilitas,

mendekati perfectly neutral stability, sehingga tidak masalah untuk melakukan

penerbangan pada kondisi berangin kencang. Gambar 1.b. menunjukkan statically

unstable, dimana sudut pitch bertambah besar yang mengakibatkan timbulnya gaya


2/13

yang justru semakin memperbesar sudut pitch, hingga akhirnya terjadilah pitch-up.

Gambar 1. Stabilitas statis dan dinamis

Gambar 1.c. menunjukkan aircraft memiliki stabilitas statis dengan

redaman berat. Aircraft kembali ke kondisi semula tanpa malampauinya.

Gambar I.d. menunjukkan respon sebagian besar aircraft. Disini aircraft

kembali ke kondisi awal tetapi melalui converging oscillation (osilasi mengumpul)

terlebih dahulu. Respon semacam ini bisa diterima asalkan waktu osilasinya

singkat. Gambar 1.e. menunjukkan bahwa restoring force sudah berada pada

arch yang benar sehingga aircraft dikatakan memiliki stabilitas statis. Namun

restoring force tersebut besar dan gaya redaman yang relatif rendah sehingga

aircraft melampaui original pitch angle yang dihasilkan oleh gangguan itu sendiri,

yang akhirnya menyebabkan aircraft tidak terkontrol ( misalnya spin ).

1.2. Stabilitas Dinamis

Sebuah aircraft dikatakan mempunyai stabilitas dinamis apabila gerakan-

gerakan dinamis aircraft pada akhirnya akan mengembalikan aircraft ke kondisi awal.

Cara untuk mengembalikan aircraft ke kondisi awal ini tergantung pada restoring

force, mass distribution dan damping force.

Seperti yang tampak pada Gambar 1.e. bahwa bisa sa—ja sebuah aircraft

itu memiliki stabilitas statis tetapi tidak memiliki stabilitas dinamis. Ketidak-stablian

dinamis tidak selalu tidak dapat ditenima, asalkan terjadinya secara gradual. Sebagian

besar aircraft setidak-tidaknya memiliki satu jenis dynamic instability yaitu spiral

divergence. Jenis ini berjalan secara perlahan sehingga memberi banyak waktu pada

pilot untuk melakukan pencegahan, misalnya dengan membuat minor roll

correction. Pada kenyataannya, pada umumnya pilot tidak sadar akan keberadaan

spiral divergence mode tersebut karena minor roll correction yang diperlukan tidak

lebih besar dari minor roll correction yang diperlukan untuk menanggulangi gust.


3/13

Stabilitas dinamis memerlukan analisa yang sangat kompleks dan memerlukan

program komputer untuk mendapatkan hasil yang akurat.

1.3. Sistem Koordinat

Disini ada dua macam sistem koordinat yang biasa digunakan dalam analisa

suatu aircraft

1. Body-axis system

Sistem koordinat ini bersifat tetap ( fixed ) pada aircraft, dengan sumbu x sejajar

dengan fuselage, sumbu z tegak lurus terhadap sumbu x, dan sumbu y tegak

lurus terhadap sumbu x dan z. Titik asal bisa berlokasi di sembarang tempat,

biasanya terletak pada ujung nose ( gambar 2.a ). Untuk kebanyakan orang

sistem body-axis dirasa lebih natural, tetapi memiliki kekurangan terhadap yariasi

arah dan lifit dan drag akibat perubahan AoA.

Gambar 2. Sistem koordinat pada aircraft

2. Stability (wind ) axis system

Sistem koordinat stability ( wind ) axis menyelesaikan persoalan pada body-axis

system dengan cara mengorientasikan sumbu x dalarn arah aliran udara relatif

tanpa memperhatikan (x ataupun sideslip angle ( ). Sistem koordinat ini akan

berubah-ubah sehingga. proyeksi dari berbagai panjang lengan ( misalnya jarak

dari wing MAC hingga tail MAC) akan bervariasi terhadap a ataupun Namun

variasi dari lengan momen tersebut biasanya diabaikan dalam analisa stabilitas,

karena sudutnya biasanya kecil.

Momen-momen yang bekerja pada ketiga sumbu x, y. dan z, masing-masing

rolling moment ( L ), pitching moment ( M ), dan yawing moment ( N )


4/13

10.2. STABILITAS STATIS LONGITUDINAL & KONTROL

Kebanyakan aircraft mempunyai bentuk yang simetris terhadap center line,

sehingga perubahan moderat pada hanya berpengaruh kecil atau tidak berpengaruh

sama sekali pada yaw ataupun roll. Hal ini memungkinkan analisa stabilitas dan kontrol

dibagi menjadi dua, yaitu analisis longitudinal ( pitch ) dan analisis lateral directional

( roli dan yaw )

Pitching moment disekitar c.g sebagian besar dikontribusi oleh wing, tail,

fuselage dan engine. Kontribusi wing meliputi lift pada wing aerodynamic center dan

wing moment disekitar aerodynamic center. Definisi aerodynamic center ( a. c ) adalah

Suatu titik yang mana harga pitching moment pada titik tersebut berharga konstan

terhadap . Harga pitching moment tersebut akan sama dengan nol hanya jikawingnya uncambered dan untwisted. Pada subsonic flight, a.c. terletak pada 25%

MAC. lstilah wing moment yang lainnya adalah perubahan pitching moment akibat flap

deflection. Flap deflection juga berpengaruh pada wing lift dan downwash pada tail.

Drag pada wing dan tail juga menghasilkan pitching moment, tetapi dapat

diabaikan karena harganya yang relatif kecii. Disisi lain, tail mempunyai lengan momen

yang panjang, sehingga dapat menghasilkan momen yang besar yang digunakan

untuk trim dan kontrol.

Fuselage dan nacelle memproduksi pitching moment yang sulit diestimasi

tanpa bantuan wind-tunnel data. Kesulitan tersebut ditambah dengan adanya pengaruh

upwash dan downwash dari wing,

Engine memberi tiga kontribusi pada pitching moment. Yang pertama

adalah di sebabkan oleh thrust yang dikalikan dengan jarak yertikal terhadap c.g. Yang

kedua adalah gaya vertikal Fp yang dihasilkan oleh propeller disk atau inlet front face,


5/13

sebagai akibat dari beloknya freestream airflow, Dan yang ketiga adalah

disebabkan oleh propwash atau jet-Induced flowfield. yang akan mempengaruhi AoA

efektif dari tail dan mungkin juga pada wing.

2.1. Stabilitas Statis Longitudinal menurut Nicolai

Nicolai memberikan persarnaan stabilitas untuk tiga tipe aircraft, yaitu

1. Canard, dengan konfigurasi canard dan main wing.

2. Aft tail dengan konfigurasi main wing dan tail.

3. Tailles, yang lebih dikenal dengan flying wing karena hanya menggunakan main

wing sebagai penghasil lift dan kontrol.

Persamaan trim dart aircraft tipe aft tail adalah sebagai berikut:

perubahan momentum akibat berputarnya ( beloknya ) udara ke inlet.

Untuk kecil, maka (CMcg)inlet dapat diabaikan.

Untuk Z


6/13

2.2. Stabilitas Statis Longitudinal menurut Perkins

Persamaan stabilitas yang dijabarkan oleh Perkins adalah persamaan stabilitas

untuk conventional aircraft dengan konfigurasi main-wing dan aft-tail.

Gambar 4. Stabilitas statis longitudinal menurut Perkins

Gaya-gaya utama yang bekerja dalam konfigurasi ini adalah

Persamaan momen untuk stabilitas longitudinal dinyatakan sebagai berikut

Koefisien momen diperoleh dengan cara membagi persamaan (61) dengan

q.Sw,.c,

Perubahan Cm, terhadap CI, menghasilkan persamaan berikut ini

1. Persamaan stabilitas longitudinal stick fixed, propeller diam.

2. Persamaan stabilitas longitudinal stick fixed dengan windmilling propeller.

Aircraft dikatakan stabil apabila derivatif Cm, terhadap, CI bernilal negatif, yang

berarti kenaikan CI, yang diakibatkan oleh gangguan pada aircraft akan dikembalikan

pada kondisi awal oleh aircraft pitching moment.


7/13

2.3. Stabilitas Statis Longitudinal menurut Raymer

Persamaan stabilitas yang diberikan Raymer adalah persamaan stabilitas untuk

aircraft dengan konfigurasi main wing dan tail. Disini Raymer memberi grafik Cm, untuk

beberapa tipe aircraft sebagal pernbanding, sehingqa dari hasil perhitungan dapat

dilihat apakah stabilitas aircraft sudah baik atau belum.

Gambar 6.5. Stabilitas statis longitudinal menurut Raymer

Besarnya derivatif pitching moment coefficient ( persamaan13 ) tergantung

pada lokasi c.g. Ada lokasi c.g dimana perubahan a tidak menimbulkan perubahan

pada nilai pitching moment-nya. Titik ini disebut "airplane aerodynamic center" atau

"neutral point ( Xnp )", yang menunjukkan neutral stability dan merupakan batas lokasic.g paling belakang sebelum aircraft tidak stabil ( aft c.g ). Center of gravity yang

terletak dibelakang Xnp menyebabkan instability pada aircraft. Neutral point diperoleh

dengan cars membuat CMa= 0, yang berarti pada kondisi tersebut Xnp= X_ cgsehingga:

Pada umumnya inlet atau propeller force (Fp) bisa diabaikan dalam

menentukan "power off stability". Hal ini menyebabkan hilangnya ketergantungan Xnp

terhadap tekanan dinamik q pada subsonic speed. Sehingga persamaan (15) menjadi

Static margin ( SM ) adalah jarak dari Xnp sampal c.g yang dinyatakan dalam

prosentase terhadap wing MAC(c), dengan kata lain SM= (Xnp - Xcg). Jika c.g berada

didepan Xnp ( yang berarti positive static margin ), maka derivatif dari pitching moment

coefficient ( CMa ) berharga negatif sehingga aircraft tersebut dikatakan stabil.


8/13

Pada posisi aft c.g, kebanyakan transport aircraft mempunyal nilai static margin

berkisar 5 % - 10 %. Sedang untuk large transport aircraft memiliki positive static

margin berkisar 10 % - 20 %. Untuk current fighter sekitar 5 %, kecuali F-16 yang

berkisar 0%--15%.

Pada perhitungan "power on stability', pengaruh inlet atau propeller force Fp

(yang pada "power off stability" diabalkan ) dihitung dengan menggunakan static

margin allowance berdasarkan data-data percobaan pada aircraft sejenis. Power on

stability akan mengurangi static margin antara 4% - 10% untuk propeller aircraft dan

1% - 3% untuk Jet aircraft.

Kemudian harga dari pitching moment coefficient derivative ( CMa ) adalah

dengan ( X.np — Xcq ) yang telah dikurangi sebagaimana power on stability.

Keterangan simbol :

Lw = lift pada wing

Lh = lift pada horizontal tail

Mfus = fuselage pitching moment

Mcg = momen terhadap c.g.

Fp = propeller disk force

Tz = engine thrust

q = tekanan dinamic.

c = wing MAC

f = flap deflection (derajat)

Sw = wing area

Sh = horizontal tail area

CI = koefisten lift

Clow = wing lift curve slope

Cmw = wing pitching moment coefficient

Cmfus = fuselage pitching moment coefficient

Cmwf = wing pitching moment increment akibat flap

Xcg = lokasi aircraft center of gravity

Xacw= lokasi wing aerodynamic center

Xach = lokasi lokasi horizontal tail aerodynamic center

Xnp = lokasi neutral point

h = qh/q perbandingan tekanan dinamis pada tail dan pada freestream

Mw =wing pitching moment

Mwf = wing pitching moment akibat flap deflection


9/13

Gambar 7. Typical pitching moment derivative values

10.3. STABILITAS STATIS LATERAL-DIRECTIONAL

AnalIsis stabilitas lateral directional mencakup dua analisis yang

berhubungan erat yaitu yaw ( directional ) dan roli lateral ). Hal penting yang perlu

diketahul adalah bahwa keduanya ( yaw dan roll) dipengaruhi oleh yaw angle 13.

Sedangkan roli angle pada kenyataannya tidak memiliki pengaruh secara langsung

terhadap momen yang muncul ( dalam yaw ataupun roli ). Lebih lanjut, defleksi rudder

ataupun aileron akan menghasilkan momen baik dalam yaw ataupun roll.

Secara geometri, analisis lateral directional diilustrasikan pada Gambar 8,

yang menunjukkan faktor-faktor utama yang mempengaruhi yawing moment N dan

rolling moment L. Dengan ketentuan yaw dan roli bernilai positif jika arah momen ke

kanan (clock wise ). Tidak seperti dalam stabilitas longitudinal, sebagian besar

komponen dalam stabilitas lateral akan bermlal nol saat aircraft berada pada kondisi

straight dan level flight. Ketentuan lain yang digunakan untuk r3 dan yaw adalah

stabilitas akan diperoleh apabila derivatif dari yawing moment ( N ) terhadap 0 bernilal

positif.


10/13

Sementara stabilitas roli akan diperoleh jika derivatif dari rolling moment ( L) terhadap

13 bernilai negatif

10.4. KARAKTERISTIK DINAMIS

4.1. Aircraft Dynamic Characteristic

Sebuah analisis 6-DOF diperlukan untuk mengevaluasi stabilitas dan kontrol

dinamis dari aircraft. Persamaan dengan 6-DOF tersebut memungkinkan untuk

menganalisa gerakan rotasi pada pitch, yaw dan roll, serta perubahan kecepatan

aircraft pada arah vertikal, lateral dan longitudinal secara bersamaan. Ke semua

gerakan tersebut sating mempengaruhi, sehingga memerlukan sejumlah cross

derivative untuk menghitung semua gaya dan momen yang ada.

Pada arah longitudinal, ada dua oscillatory solution (pemecahan osilasi) dalam

persamaan gerak, yaitu :

1. Short-period mode

Mode tersebut biasanya berupa redaman berat (heavily damped) dan

menghasilkan stabilitas dinamis yang dikehendaki sebagal respon terhadap pitch

disturbance ( gangguan gerakan pitch ).


11/13

2. Long-period lightly damped mode

Mode tersebut disebut jugs pitch phugoid, yang mana melibatkan osilasi pitch

yang lambat selama beberapa detik dimana energi diubah antara vertical dan forward

velocity. Phuggoid yang berlebihan harus dihindari.

Untuk yaw disturbance, persamaan gerak arch lateral memberikan tiga solution,

yaitu :

1. Heavily-damped direct convergence

Biasanya berupa redaman berat, dan apabila ada gangguan langsung diatasi

dengan cepat. Kondisi ini yang diharapkan ada pada aircraft.

2. Spiral divergence

Pada kondist ini aircraft mengalami peningkatan bank angle ( sudut kemiringan

scat membelok ) yang dibarengi dengan semakin kencangnya aircraft tersebut

belok, hingga akhimya akan kehilangan kontrol. Namun demikian, waktu yang

diperlukan relatif lama sehingga pilot dapat dengan mudah mengatasi kondisi ini.

3. Short period oscillation ( Dutch roll )

Aircraft yang mengalarni short period oscillation ( dutch roli ) akan mengalami

gerakan ( goyangan ) dari satu sisi ke sisi lain yang meliputi perubahan gerakan

yaw dan roll. Apabila dutch roli yang terjadi berlebihan, maka osilasi tersebut

akan berpengaruh pada kenyamanan penumpang dan crew. Short period

oscillation tersebut terutama disebabkan oleh efek dihedral. Yang berperan

dalam melawan efek dutch roll terutama adalah vertical tail ( rudder).

4.2. Persamaan Stabilitas Dinamis 1-DOF

Persamaan stabilitas dinamis I-DOF dapat digunakan untuk analisa awal

beberapa flight condition seperti puli up dan steady roll. Persamaan ini didasarkan

pada kenyataan bahwa percepatan rotasi ( g, r, p) dikalikan dengan mass moment of

inertia ( l„, lyy, 1u ) sama dengan jumlah momen yang diderita ( termasuk damping

moment 1

Pitch (6,29)

Yaw (6,30)

Roli (6,31)


12/13

PULL UP

Pull up merupakan suatu kondisi "quasi steady state trim" dimana aircraft

mengalami percepatan vertikal pada load factor n.

Hubungan antara pitch rate q' dengan load factor n adalah

10.5. SPIN RECOVERY

Sebuah aircraft dikatakan baik bila sesaat setelah aircraft tersebut mengalami

stall tidak terjadi spin. Aircraft yang mengalami stall dan disambung dengan spin

merupakan tendensi yang sulit dikembalikan pada kondisi normal oleh seorang pilot

tanpa ada peralatan atau mekanisme yang dapat mencegah ( recovery ) atau paling

tidak mengurangi tendensi tersebut. Gambar 11 menunjukkan gaya-gaya yang bekerja

pada aircraft saat mengalami spin. Massa fuselage dan wing digambarkan sebagai

barbell. Gaya-gaya sentrifugal yang bekerja pada fuselage cenderung menaikkan

nose, dan selanjutnya akan meningkatkan wing stall.

Spin itu terutarna disebabkan oleh adanya perbedaan nilai lift antara outer wing

yang lebih cepat dan inner wing yang lebih lambat dan lebih mengalami stall. Spin

dilawan dengan gays redaman, terutama dari aft fuselage dan vertical tail, yang berada

dibawah horizontal tail ( Af ).

Untuk recovery, rudder didefleksi melawan arch spin. Meskipun demikian,

hanya sebagian area dari rudder yang tidak tertutup oleh olakan aliran udara horizontal

tail yang bisa membantu spin recovery ( SRI dan SR2 ). Pada perancangan ini,

menggunakan convetional tail yang mana rudder tertutup olakan tersebut seluruhnya.

Karenanya, digunakan peralatan tambahan yang berupa fin ( sirip ) yang dipasang

pada leading edge of vertical tail. Fin tersebut memperbaiki tail effectiveness

pada sudut sideslip tinggi dengan cars membuat vortex yang menempe pada

vertical tail. Hal ini cenderung mencegah high angle of sideslip terjadi saat spin

dan memperbesar rudder control pada saat spin.


13/13

stability & control

Documents