BUKU INI BERADA DI PERPUSTAKAAN IST AKPRIND YOGYAKARTA

1. SKRIPSI
ANALISIS BEBAN STRUKTUR LANDING GEAR
PADA PESAWAT KT-1B
Disusun Oleh:
SUPARJON
141.03.1146
PROGRAM STRATA-1
JURUSAN TEKNIK MESIN
FAKULTAS TEKNOLOGI INDUSTRI
INSTITUT SAINS & TEKNOLOGI AKPRIND
YOGYAKARTA
2018

2. i
THESIS
ANALYSIS OF LOAD STRUCTURE OF LANDING GEAR ON
AIRCRAFT KT-1B
Written by :
SUPARJON
141.03.1146
DEPARTMENT OF MECHANICAL ENGINEERING
FACULTY OF INDUSTRIAL TECHNOLOGY
INSTITUTE SCIENCE & TECHNOLOGY AKPRIND
YOGYAKARTA
2018

5. iv
MOTTO DAN PERSEMBAHAN
MOTTO :
“KOMITMEN ADALAH SALAH SATU SENJATA UTAMA
KETIKA KAMU INGIN MENGGAPAI HAL YANG KAMU
INGINKAN”
“SABAR YANG MEMBUATMU SELALU BERUSAHA
KERAS UNTUK MENGGAPAI SESUATU”
“BERDOA AKAN SELALU MENJERNIHKAN PIKIRANMU
DAN SELALU MEMBERIKAN JALAN KELUAR JIKA
KESULITAN”
PERSEMBAHAN :
DENGAN MENGUCAPKAN ALHAMDULILLAH, SKRIPSI
INI KUPERSEMBAHKAN KEPADA :
AYAH DAN IBU TERCINTA YANG SELALU
MENDOAKAN DAN MEMOTIVASI DALAM SETIAP
LANGKAHKU.
ADEK TERSAYANG (MUS, JUL, DAN AGUS) YANG
SELALU MEMBERIKAN SEMANGAT UNTUK
MENYELESAIKAN KARYA KECIL INI,
KELUARGA BESAR YANG SELALU MENDOAKAN,
MEMBERIKAN SEMANGAT SERTA
MEMBANTU BAIK MORIL MAUPUN MATERIL.

6. v
KATA PENGANTAR
Puji syukur penulis panjatkan kehadirat Allah SWT karena berkat rahmat
dan karunia-Nya penulis dapat menyelesaikan penyusunan skripsi yang berjudul
“ANALISIS BEBAN STRUKTUR LANDING GEAR PADA
PESAWAT KT-1B” .
Penulisan skripsi ini diajukan untuk memenuhi salah satu syarat
memperoleh gelar Sarjana (S-1) pada Program Studi Teknik Mesin Fakultas
Teknik Industri Institut Sains & Teknologi AKPRIND Yogyakarta.
Dalam penyusunan dan penulisan skripsi ini tidak terlepas dari bantuan,
bimbingan serta dukungan dari berbagai pihak. Oleh karena itu, dalam
kesempatan ini penulis dengan senang hati menyampaikan terima kasih kepada :
1. Kedua orang tua yang telah mendoakan, memotivasi serta mendukung
baik moril maupun materil dalam setiap langkah yang tidak ada henti –
hentinya.
2. Bapak Dr. Ir. Amir Hamzah, MT selaku Rektor Institut Sains & Teknologi
AKPRIND Yogyakarta.
3. Ibu Nidia Lestari, ST., M.Eng selaku Ketua Jurusan Teknik Mesin Institut
Sains & Teknologi AKPRIND Yogyakarta
4. Bapak Dr. Ir. Sudarsono, MT. selaku pembimbing I dan Bapak Ir. Joko
Waluyo, MT selaku pembimbing II yang selalu bijaksana memberikan
bimbingan, nasehat, serta mengarahkan selama penyusunan skripsi dan
memberikan banyak ilmu serta solusi dari setiap masalah dalam penulisan
skripsi.

7. vi
5. Seluruh Bapak/Ibu dosen Jurusan Teknik Mesin yang telah memberikan
banyak ilmu dan pengetahuan yang sangat bermanfaat selama masa
perkuliahan.
6. Sahabat – sahabatku (Rekan Edi, Rekan Farhan, Rekan Dyah, Rekan Dian,
Rekan Berto, dan Adik Asiyah) yang telah membantu serta memberikan
semangat selama penyusunan skripsi.
7. Rekan-rekan UKM SATMENWA IST AKPRIND Yogyakarta dan
FORUM MAHASISWA LANGGUDU Yogyakarta atas support dan
kebersamaannya.
8. Seluruh teman angkatan 2014 khususnya program studi S-1 Teknik Mesin
yang selalu mengisi hari – hari menjadi sangat menyenangkan.
Semoga Allah SWT memberikan balasan yang berlipat ganda kepada
semuanya. Demi perbaikan selanjutnya, saran, dan kritik yang membangun
akan penulis terima dengan senang hati. Akhirnya, hanya kepada Allah SWT
penulis serahkan segalanya mudah – mudahan dapat bermanfaat khususnya
bagi penulis umumnya bagi kita semua.
Yogyakarta, 14 Desember 2018
Suparjon

8. vii
DAFTAR ISI
HALAMAN JUDUL .............................................................................................. i
LEMBAR PENGESAHAN .................................................................................. ii
HALAMAN PERNYATAAN KEASLIAN........................................................iii
MOTTO DAN PERSEMBAHAN....................................................................... iv
KATA PENGANTAR........................................................................................... v
DAFTAR ISI........................................................................................................ vii
DAFTAR GAMBAR............................................................................................. x
DAFTAR TABEL ................................................................................................ xi
ABSTRAK ........................................................................................................... xii
BAB I PENDAHULUAN...................................................................................... 1
1.1 Latar Belakang .............................................................................................. 1
1.2 Rumusan Masalah......................................................................................... 2
1.3 Tujuan Penelitian .......................................................................................... 3
1.4 Pembatasan Masalah ..................................................................................... 3
1.5 Manfaat Skripsi............................................................................................. 3
1.6 Sistematika Penulisan ................................................................................... 4
BAB II LANDASAN TEORI ............................................................................... 6
2.1 Tinjauan Pustaka........................................................................................... 6
2.2 Pesawat KT-1B Aircraft General.................................................................. 9
2.2.1 Aircraft General .................................................................................. 10
2.2.2 Engine .................................................................................................. 11
2.2.3 Propeller............................................................................................... 12
2.2.4 Landing Gear........................................................................................ 12
2.2.5 Tipe landing gear yang digunakan pada pesawat KT-1B ................... 12

9. viii
2.3 Landing Gear Pesawat KT-1B.................................................................... 13
2.3.1 Landing Gear Pesawat KT-1B ............................................................. 13
2.3.2 Nose Landing Gear............................................................................... 14
2.3.3 Main Landing Gear .............................................................................. 15
2.4 Pembebanan Pada Landing gear................................................................. 17
2.5 Menentukan Posisi Center Of Gravity Pesawat.......................................... 18
2.5.1 Mean Aerodynamic Chord.................................................................... 18
2.6 Tinggi Landing Gear Pesawat .................................................................... 22
2.7 Menentukan Beban Pada Landing Gear ..................................................... 23
2.8 Menganalisa Sudut Perputaran Pesawat...................................................... 27
2.9 Analisis Hubungan Gaya Terhadap Perubahan Tekanan............................ 28
2.10 Analisis Dinamika Landing Gear ............................................................. 29
BAB III METODE PENELITIAN .................................................................... 32
3.1 Diagram Alir Penelitian .............................................................................. 32
3.2 Persiapan Penelitian .................................................................................... 33
3.3 Mengumpulan Data..................................................................................... 33
3.3.1 Metode Pengumpulan Data .................................................................. 33
3.3.2 Pengolahan Data................................................................................... 34
3.3.3 Objek Penelitian ................................................................................... 34
3.3.4 Menentukan Berat Pesawat Terbang .................................................... 37
3.3.5 Menentukan Center Of Gravity Pesawat.............................................. 37
3.3.6 Menentukan Beban Pada Landing Gear............................................... 37
3.3.7 Menganalisa Gaya Pada Landing Gear................................................ 38
3.3.8 Validasi Perhitungan dan Analisis........................................................ 38

10. ix
BAB IV ANALISIS DAN PEMBAHASAN...................................................... 39
4.1 Analisis........................................................................................................ 39
4.1.1 Menentukan Pembebanan Pesawat KT-1B .......................................... 41
4.1.2 Menentukan Tinggi Landing Gear Pesawat KT-1B............................. 45
4.1.3 Menentukan Pembebenan Landing Gear Pesawat KT-1B................... 47
4.1.4 Menganalisa Sudut Perputaran Pesawat KT-1B................................... 50
4.1.5 Analisa Hubungan Gaya Terhadap Tekanan........................................ 51
4.1.6 Analisis Dinamika Landing Gear......................................................... 53
4.1.7 Pembahasan Hasil Analisis................................................................... 55
BAB V PENUTUP............................................................................................... 61
5.1 Kesimpulan ................................................................................................. 61
5.2 Saran............................................................................................................ 62
DAFTAR PUSTAKA
LAMPIRAN

11. x
DAFTAR GAMBAR
Gambar 2.1 Pesawat KT-1B .................................................................................10
Gambar 2.2 Tipe roda tiga (Tricyle) .....................................................................13
Gambar 2.3 Komponen-komponen Nose Landing Gear ......................................15
Gambar 2.4 Komponen-komponen Main Landing Gear......................................16
Gambar 2.5 Penentuan Pembebanan Landing Gear .............................................24
Gambar 2.6 Sudut Perputaran (Turning Angel) ....................................................27
Gambar 3.1 Diagram Alir Penelitian ....................................................................32
Gambar 3.2 Dimension KT-1B .............................................................................35
Gambar 4.1 Berat Pesawat....................................................................................42
Gambar 4.2 Koordinat Pesawat KT-1B ...............................................................43
Gambar 4.3 Tinggi Landing Gear.........................................................................45
Gambar 4.4 Penentuan Pembebanan Landing Gear .............................................47
Gambar 4.5 Sudut Perputaran (Turning Angel) ....................................................50
Gambar 4.6 Hard Nose Landing Gear Landing ...................................................56
Gambar 4.7 Hard Main Landing Gear Landing...................................................57

12. xi
DAFTAR TABEL
Tabel 3.1 KT-1B Dimensions ...............................................................................36
Tabel 4.1 Aircraft Report......................................................................................39
Tabel 4.2 KT-1B Aircraft Weight .........................................................................41
Tabel 4.3 Beban yang diijinkan ............................................................................57

13. xii
ANALISIS BEBAN STRUKTUR LANDING GEAR PADA
PESAWAT KT-1B
Suparjon
1
, Dr. Ir. Sudarsono, M.T.
2
, Ir. Joko Waluyo, M.T.
2
1
Program Studi Teknik Mesin S-1, Jurusan Teknik Mesin, Fakultas Teknologi Industri,
Institut Sains & Teknologi AKPRIND Yogyakarta
2
Jurusan Teknik Mesin, Fakultas Teknologi Industri, Institut Sains & Teknologi AKPRIND
Yogyakarta
E-mail : suparjon10@gmail.com
INTISARI
Analisis beban struktur landing gear pesawat KT-1B adalah secara garis besar
untuk menentukan pembebanan landing gear pada saat di darat, berkerja berdasarkan
beban yang diterima, dan mampu menahan beban maksimal. Tujuan skripsi ini adalah
untuk melakukan pembebanan maksimum, menganalisis kemampuan landing gear pada
saat mendapatkan beban. Penelitian ini dilakukan beberapa tahapan metode penelitian
dari mulai pengolahan data sampai proses validasi perhitungan dan analisis data.
Pembebanan maksimum pada nose landing gear dan main landing gear pada analisis
beban struktur landing gear pada pesawat KT-1B dalam kondisi pesawat berada di darat
adalah berat pesawat untuk take off weight 26500,402 N. Hasil analisis pembebanan
pada landing gear pesaawat KT-1B dalam keadaan static dan dinamik adalah beban
static maksimum pada main landing gear 11599,1 N, beban static maksimum pada nose
landing gear 8695,4 N, beban static minimum pada nose landing gear 3302,1 N, beban
dinamika pada nose landing gear 15894,6 N dan beban dinamika pada main landing gear
18797,6 N. Beban pada pesawat berpengaruh terhadap rancangan landing gear pesawat
KT-1B dan karakteristik dari pesawat tersebut untuk menjaga kestabilan sehingga tidak
terjadi kesalahan dalam pengoprasian pesawat dan menjamin keselamatan.
Kata Kunci: Landing gear, take-off, pesawat KT-1B, dan analisis beban

14. 1
BAB I
PENDAHULUAN
1.1 Latar Belakang Masalah
Landing gear merupakan salah satu komponen penting dalam struktur
pesawat. Landing gear berfungsi menahan beban pesawat saat berada di darat
dan karakteristik landing gear yang berbeda. Disesuaikan dengan
karakteristiknya pesawat itu sendiri. Pada pesawat KT-1B jenis landing gear
yang digunakan adalah “Retractable Tricycle Landing Gear”. Satu nose
landing gear dan dua main landing gear. Dengan bentuk tricycle sehingga
pesawat lebih stabil saat di ground. Landing gear tersebut harus mampu
menyerap landing loads dan ground handling yang kuat. Diharapkan tidak
terjadi kegagalan akibat struktur yang tidak kuat. Untuk mengetahui batas
kekuatan struktur landing gear untuk pesawat KT-1B harus dilakukan
analisis struktur.
Pesawat tebang dirancang bentuk aerodinamis untuk mengurangi
hambatan angin atau drag ketika mengudara. Selama terbang fungsi landing
gear tidak diperlukan karena akan membesar drag, sehingga dirancang
mekanisme pada landing gear yang dapat dilipat ke dalam fuselage.
Landing gear pesawat KT-1B adalah penompang sekaligus sebagai
pergerakan pesawat ketika di darat. Sehingga landing gear selama di darat
mengalami dua jenis pembebanan yaitu beban static dan beban operasional.
Beban-beban tersebut didistribusikan melalui beban strukur pesawat. Salah
satu cara untuk mengetahui perlu adanya perhitungan beban-beban terhadap

15. 2
struktur landing gear pesawat tersebut. Dengan adanya perhitungan beban
struktur maka akan terlihat beban yang didapatkan oleh landing gear.
Berdasarkan masalah diatas, penulis akan melakukan analisis beban
struktur pada pesawat KT-1B untuk menentukan pembebanan landing gear
pada saat di darat, bekerja berdasarkan beban yang diterima, dan mampu
menahan beban maksimal. Besarnya pembebanan tergantung dari jenis
pesawat dan beban yang diangkut. Dalam tahap analisis landing gear ada
beberapa ketentuan yang diterapkan untuk analisis beban struktur landing
gear pada pesawat KT-1B, antara lain :
1. Menahan beban pesawat pada saat berada di darat
2. Mampu meredam beban kejut atau hentakan ketika di landasan
3. Pesawat dapat bermanuver ketika di landasan
4. Ada jarak cukup antara landasan dengan bagian-bagian pesawat
1.2 Perumusan Masalah
Seperti yang telah disebutkan sebelumnya bahwa dalam Analisis
Beban Struktur Langding Gear Pada Pesawat KT-1B, secara garis besar
perumusan masalah sebagai berikut :
1. Bagaimana menentukan pembebanan landing gear saat di darat untuk
operasi penerbangan ?
2. Bagaimana landing gear berkerja berdasarkan beban yang diterimanya ?
3. Bagaimana landing gear tersebut mampu menahan beban maksimal ?

16. 3
1.3 Tujuan Penelitian
Sesuai dengan permasalahan yang ditampilkan, maka tujuan
penelitian Skripsi ini dapat diuraikan berikut :
1. Melakukan penentuan pembebanan maksimum landing gear di darat
untuk operasi penerbangan.
2. Melakukan analisis kemampuan landing gear pada saat mendapatkan
beban dari pesawat.
3. Melakukan analisis pengaruh pembebanan landing gear ketika menahan
beban maksimal pesawat tersebut.
1.4 Pembatasan Masalah
Agar penulisan Skripsi ini dapat mencapai tujuan yang telah
ditentukan, maka perlu diberikan batasan masalah sebagai berikut :
1. Analisis beban struktur landing gear berfokus pada pembebanan di darat,
pembeban pada nose landing gear, main landing gear, pembebanan ketika
landing dan take off.
2. Desain awal dari komponen dianggap sudah memenuhi kebutuhan aplikasi
pembebanan.
3. Parameter-parameter lain yang tidak diamati dianggap konstan
berdasarkan referensi yang digunakan.
1.5 Manfaat Skripsi
1. Bagi mahasiswa Untuk menguji sampai dimana kemampuan mahasiswa
menyerap teori-teori pembelajaran selama perkuliahan dan menguji soft
skill yang dimiliki oleh mahasiswa. Serta sebagai syarat untuk lulus
program Sarjana Strata satu.

17. 4
2. Memberikan pemahaman terhadap analisis beban struktur landing gear
pada pesawat KT-1B.
3. Bagi Instansi Perusahaan dengan adanya penelitian oleh mahasiswa
memungkinkan untuk dipertimbangkan menjadi pilihan yang bisa
mengatasi masalah yang ada. Menjadi pertimbangan untuk di jadikan
improvement atau penelitian lebih lanjut oleh instansi.
4. Untuk pembaca yang sekiranya laporan skripsi ini dapat memberikan suatu
informasi baru yang bermanfaat untuk memperluas wawasan
pengetahuan.
1.6 Sistematika Penulisan
Sistem penulisan laporan skripsi analisis beban struktur landing gear
pada pesawat KT-1B adalah sebagai berikut :
HALAMAN JUDUL
HALAMAN PENGESAHAN
HALAMAN PENGUJI
HALAMAN PERNYATAAN KEASLIAN
MOTTO DAN PERSEMBAHAN
KATA PENGANTAR
DAFTAR ISI
DAFTAR GAMBAR
DAFTAR TABEL
ABSTRAK

18. 5
BAB I PENDAHULUAN
Bab ini menguraikan mengenai latar belakang masalah, rumusan
masalah, batasan masalah, tujuan perancangan, manfaat perancangan, metode
pengumpulan data dan sistematika penulisan skripsi.
BAB II LANDASAN TEORI
Bab ini berisikan tentang landasan teori yang berkaitan dengan tema
skripsi, teori dasar yang dipakai dalam analisis beban struktur landing gear,
tinjauan pustaka terhadap penulis terdahulu yang ada kaitan dengan tema
skripsi.
BAB III METODOLOGI ANALISIS
Bab ini berisikan gambaran tentang perencanaan analisis beban
struktur landing gear pada pesawat KT-1B, prinsip kerja serta langkah atau
urutan apa yang harus dilakukan dalam analisis dan metode-metode yang telah
ada atau akan dilakukan.
BAB IV HASIL ANALISIS DAN PEMBAHASAN
Bab ini berisikan tentang perhitungan-perhitungan yang dibuat
dengan mengacu ke dasar teori. Melakukan analisis perhitungan dan
membahas hasil perhitungan dan rancangan analisis tersebut.
BAB V PENUTUP
Kesimpulan memuat persyaratan singkat dan tepat yang dijabarkan
dari hasil analisis, saran dibuat berdasarkan pengalaman dan pertimbangan
ditujukan pada para analisis lebih lanjut agar lebih baik untuk kedepannya.
DAFTAR PUSTAKA
LAMPIRAN

19. 6
BAB II
LANDASAN TEORI
2.1 Tinjauan Pustaka
Prabowo Aji Bima, 2013. Landing gear merupakan salah satu
komponen primer pada bagian struktur pesawat. Landing gear berfungsi
menahan beban pesawat saat didarat yaitu beban selama beroperasi di darat
dan beban selama landing. Penelitian ini bertujuan untuk menentukan
pembebanan di darat berdasarkan WBM (Weight and balance manual),
MA60 terhadap kemampuan fungsional landing gear sesuai AMM (aircraft
Maintenance Manual) MA60..
Dalam analisis pengaruh beban struktur terhadap landing gear pada
pesawat MA60 penerapan secara teoritis dengan perhitungan menggunakan
software Mathcad 14. Berat pesawat MA60 untuk take off sebesar
213765,357 newton. pembebanan kondisi static untuk nose landing gear
adalah 20056,892 newton dan main landing gear adalah 98421,922 newton.
Pembebanan tersebut mengakibatkan defleksi ban maksimum nose landing
gear sebesar 0,067 meter dan defleksi ban maksimum main landing gear
sebesar 0,167 meter.
Batas beban static main landing gear adalah 92% atau masing-masing
main gear adalah 46%. Batas beban static minimum nose landing gear adalah
8% dan maksimum adalah 9% memenuhi kestabilan pengendalian pesawat di
landasan. Panjang stroke saat touchdown pada nose landing gear adalah
0,107 meter dan main landing gear adalah 0,114 meter. Sehingga dapat

20. 7
disimpulkan fungsional landing gear pada AMM sudah sesuai. Dalam hal ini
berlaku pada pesawat XI’AN MA60.
T.O 1T-KT1B-2-1. 2012. KT-1 atau Korean Trainer 1 adalah
pesawat latih militer bermesin Turboprop buatan Korean Aerospace Industry
(KAI), Korea Selatan. Pengembangan pesawat rancangan Korea pertama ini
dimulai pada 1988 oleh KAI, pesawat bermesin Turboprop ini adalah
pesawat pertama dikelasnya yang sepenuhnya dirancang oleh komputer.
Pesawat ini dirancang untuk pelatihan penerbangan akrobatik dan System
penerbangan kontrol komputer. Di Korea pesawat ini dibuat untuk
menggantikan T-37 dan T-41. Korea Aerospace Industries (KAI)
mengumumkan KT-1 pesawat latih dasar dengan nama kode ``Woongbee” ,
di pabriknya pada November 2000.
Pesawat KT-1B mempunyai spesifikasi mesin tipe PT6A free turbine
yang dibuat oleh perusahaaan manufaktur Canada, pesawat ini mempunyai
kecepatan 350 KIAS (Knots Indicated Air Speed) dan percepatan gravitasi
3.5 + 7.0 G dan ketinggian mencapai 35.000 kaki.
Currey Norman S. 1988. Untuk beban statik maksimum main
landing gear adalah perlu dihitung dengan jumlah beban ban per sturt untuk
mendapatkan static tunggal beban roda. Dua masalah harus dipertimbangkan
untuk nose landing gear statis dan pengereman beban. Beban sebelumnya
dihitung dan dibagi dengan jumlah roda main landing gear untuk
mendapatkan satu roda static dan pengereman beban.

21. 8
Sadraey Mohammad H. 2013. Tricycle merupakan konfigurasi
landing gear paling banyak digunakan. Roda belakang dari pesawat lebih
dekat dengan center of gravity dan menompang berat fuselage dan beban
lainnya, sehingga disebut main landing gear. Dua gear utama tersebut
terletak pada jarak yang sama dari center of gravity dengan sumbu X dan
jarak yang sama di sumbu Y ( sisi kiri dan sisi kanan ), sehingga keduanya
menerima beban yang sama. Landing gear depan ini jauh dari center of
gravity dibandingkan dengan main landing gear, dengan itu menerima beban
relative lebih kecil.
M. Jalu Purnomo, 2015. Struktur pesawat harus dibuat kuat agar
mampu menahan gaya yang diterima selama masih dalam batas pakai yang
dapat ditoleransi. Sedangkan perubahan bentuk (deformation) dapat
didefinisikan sebagai perubahan bentuk yang masih dalam daerah
elastisitasnya namun akan menyebabkan deformasi permanen yang
disebabkan oleh perlakuan gaya yang berulang pada struktur tersebut
sehingga menyebabkan deformasi permanen dan gagal struktur. Landing
gear merupakan salah satu komponen penting dalam struktur pesawat
terbang, karena berfungsi untuk menompang keseluruhan bobot pesawat
ketika berada di darat, mobilisasi di daratan (ground operation), kondisi
tinggal landas (take-off condition) dan pada saat pendaratan pesawat
(landing).
Pesawa tebang dirancang bentuk aerodinamis untuk mengurangi
hambatan angin atau drag ketika mengudara. Selama terbang fungsi landing

22. 9
gear tidak diperlukan karena akan membesar drag, sehingga dirancang
mekanisme pada landing gear yang dapat di lipat ke dalam fuselage.
Landing gear termasuk komponen primer dari struktur pesawat
sehingga dirancang harus menyusaikan dengan karakteristik pesawat
termasuk klasifikasi berat pesawat itu sendiri, namun desain pesawat harus
aerodinamis mungkin dan menjaga performa dari daya dorong (propulsi)
pesawat tersebut. Sebuah landing gear dalam aspek konstruksinya dlengkapi
dengan shock strut, retraction/extension actuator dan brake unit.
2.2 Pesawat KT-1B Aircraft General
KT-1B adalah pesawat latih dasar turbo prop pertama yang dimiliki
TNI-AU dengan menggunakan kursi lontar (ejection seat), pesawat ini datang
ke Lanud Adisutjipto dan diserah terimakan pada tanggal 14 juli 2003
sebanyak tujuh pesawat dengan tail number LD-0101 sampai dengan LD-
0107 pesawat ini merupakan jenis pesawat latih dasar yang digunakan untuk
latihan siswa instruktur penerbang, adapun Gambar 2.1 Pesawat KT-1B dan
spesifikasi dari pesawat KT-1B adalah sebagai berikut :

23. 10
Gambar 2.1 Pesawat KT-1B
(Sumber T.O. IT-KT1B-2-1 REV. Aircraft General)
2.2.1 Aircraft General
a. Aircraft Manufacture : Korea Aerospace Industries
b. Type of Aircraft : Basic Trainer Aircraft
c. Length : 10.260 m
d. Wing Span : 10.600 m
e. Height : 3.670 m
f. Empty Weight : 4.210 lbs
g. Max T/O Weight : 5,560 lbs
h. Zero Fuel Weight : 4.700lbs
i. Wheel Base : 8.4 ft/2.56 m
j. Wheel Thread : 11.6 ft/3.54 m

24. 11
k. Min. Prop Height : 1.2 ft/0.37 m
l. Kecepatan : 350 KIAS
m. Load Limit : +7.0 ≈ -3.5 [G]
n. Max Landing Weight : 5.562 lbs
o. Max Ground Weight : 5.587 lbs
p. Service Ceilling : 35.000 ft
2.2.2 Engine
a. Engine Type : PT6A-62, Free TurbineManufacture
: Pratt & Whitney Canada
b. Max Rating : 2000 + 40 rpm, 1150 SHP (Limited 950
SHP)
c. Combustion Chamber : Annular
d. Compression Ratio : 9 :1
e. Prop Shaft Rotation : Clockwise
f. Prop Shaft Coupling : Flange
g. Reduction Gear : Planetary Type, Gear Ratio
h. Engine Diameter : 18.29 in
i. Engine Length : 70.5 in
j. Dry Weight : 454 lbs
k. Total Weight : 997.7 lbs
l. Power Turbine Rating : 33.235 rpm
m. Comp.Turbine Rating : 37.468 rpm
n. Main Fuel : MIL-T-83133, Grade JP-8 MIL-T-5624,
Grade JP-4, JP-5 Alternative ASTM D 1655, Jet A, Jet A-1, Jet B

25. 12
o. Fuel Total Capacity : 145 US Gallon (551 lbs)
p. Oil Specification : MIL-L23699/MIL-L-7808
q. Oil Tank Capacity : 3.3 US Gallon
r. Max Oil Consumption : Approx 0.12 quart/hr
2.2.3 Propeller
a. Propeller Type : HC-E4N-2/E9512CB-1 95 Inch, Variable
Pitch, Constan Speed
b. Manufacture : Hartzell, Piqua Ohio USA
2.2.4 Landing gear
a. Fluid System : MIL-H-83282
b. Hydraulic Pressure : 3000 psi
c. NLG Strut Pressure : 80 psi
d. MLG Strut Pressure : 140 psi
e. MLG Tire Pressure : 120 + 5 psi
f. NLG Tire Pressure : 115 + 5 psi
g. Tire Manufacture : Good Year dan Dunlop
2.2.5 Tipe landing gear yang digunakan pada pesawat KT-1B
Pesawat KT-1B menggunakan tipe landing Tricycle/roda tiga
yang berfungsi ssebagai roda pendaratan, diatur dalam tiga mode,
sehingga susunan tiga memiliki satu roda di depan yang disebut nose
landing gear, dan dua roda di belakang atau disebut main landing gear.
Dapat di lihat gambar 2.2 tipe roda tiga (tricycle) pada pesawat KT-1B.

26. 13
Gambar 2.2 Tipe Roda Tiga (Tricycle)
(Sumber : Aircraft desingn. M.Sadraey.2013)
2.3 Landing gear Pesawat KT-1B
2.3.1 Landing gear Pesawat KT-1B
Landing gear terdiri dari 3 buah landing gear yang mempunyai
roda pendarat yang dapat ditarik masuk secara penuh, dioperasikan secara
hydraulic dan di kontrol oleh listrik, main landing gear dapat ditarik
masuk ke dalam konstruksi sayap sedangkan nose landing gear ditarik ke
belakang masuk ke dalam konstruksi fuselage, pada waktu landing gear
ditarik masuk dan direntangkan inboard door harus tertutup rapat,
emergency system terdiri dari sebuah emergency accumulator dan sebuah
emergency landing gear t-handle digunakan ketika landing dengan

27. 14
keadaan normal gagal dilakukan, dengan menarik emergency landing gear
t-handle di instrument panel sebelah kiri cockpit depan maka akan
mensuplai cairan hydraulic ke emergency accumulator yang kemudian
tenaga hydraulic ini digunakan oleh nose dan main landing gear actuator
untuk menurunkan landing gear, landing system terdiri dari :
2.3.2 Nose landing gear
Nose landing gear yang operasikan secara hydraulic di pasang
pada ruang roda landing gear, unit ini di lipat ke arah belakang kedalam
ruang roda oleh nose landing gear actuator dan berada dalam kondisi
terkunci secara mekanmis oleh pengait ketika landing gear control handle
diposisikan pada keadaan, pintu Nose L/G, dan dibuka dan ditutup ketika
landing gear direntangkan dan dilipat dan dapat lihat gambar 2.3 nose
landing gear.
Bagian-bagian nose landing gear meliputi :
1) Nose landing gear door operation unit
2) Nose landing gear actuator
3) Nouse landing gear assembly
4) Nose landing gear door
5) Nose landing gear strut assembly
6) Nose landing gear wheel
7) Nose landing gear tire

28. 15
Gambar 2.3 Komponen-Komponen Nose Landing gear
(Sumber : T.O. IT-KT1B-2-1 REV. Aircraft General)
2.3.3 Main landing gear
Main landing gear bekerja secara hydraulic , main L/G dipasang
pada main L/G bay (ruang roda), apabila L/G Control handle ada posisi
UP, main L/G door actuator akan bekerja untuk membuka inboard door,
setelah main L/G dilipat, pintu-pintu tersebut akan tertutup, ketika L/G
sepenuhnya terlipat unit tersebut akan berada dalam posisi terkunci secara
mekanis oleh penganti dan inboard door juga pada posisi terkunci oleh
internal lock dan dapat dilihat pada gambar 2.4 komonen-komponen main
landing gear.

29. 16
Bagian-bagian main landing gear meliputi :
1) Main landing gear strut assembly
2) Main landing gear actuator
3) Main lending gear linkage assembly
4) Outboard door
5) Main landing gear tire
6) Main landing gear wheel
7) Inbord door
8) Main landing gear door actuator
Gambar 2.4 Komponen-Komponen Main Landing Gear
(Sumber T.O. IT-KT1B-2-1 REV. Aircraft General)

30. 17
2.4 Pembebanan Pada Landing gear
Pesawat terbang baik saat di darat maupun udara, hampir setiap
komponen dari landing gear mengalami pembebanan. Dimana beban tersebut
ditimbulkan karena gaya gravitasi, aerodinamis maupun inersia.
Beberapa posisi pesawat saat pembebanan diantaranya adalah :
1. Pesawat pada keadaan tidak bergerak (kondisi static)
2. Taxiing
3. Take off
4. Terbang/level flight
5. Landing
Kemudian pembebanan landing gear terjadi dalam beberapa kondisi yang
dialami secara berurutan yaitu :
1. Kondisi vertical load
Landing gear mengalami gaya reaksi vertical minimum yang diakibatkan
roda pesawat menyentuh landasan seperti ketika pesawat touchdown.
2. Kondisi horizontal load
Terjadi setelah kondisi vertical load, yang mana gaya reaksi longitudinal
atau gelombang yang memiliki arah getaran yang sama dengan arah
hambatan itu terjadi berkerja ke arah depan. Gaya reaksi vertical
besarnya diantara harga-harga pada kondisi vertical load.

31. 18
2.5 Menentukan Posisi Center Of Gravity Pesawat
2.5.1 Mean Aerodynamic chord
Jarak antara ujung sayap depan dan belakang, diukur sejajar
dengan aliran udara normal di atas sayap, dikenal sebagai akor. Jika tepi
terdepan dan trailing edge sejajar, akord dari sayap adalah konstan
sepanjang sayap panjang. Sebagian besar pesawat transportasi komersial
memiliki sayap yang meruncing dan menyapu dengan hasil bahwa lebar
sayap berubah sepanjang keseluruhan panjangnya. Lebar sayap paling
besar dimana akan bertemu dengan badan di akar sayap dan semakin
menurun ke arah ujung. Sebagai akibatnya, akord juga berubah sepanjang
rentang sayap. Panjang rata-rata akor dikenal sebagai akord aerodynamis
rata-rata (MAC). Di pesawat besar, pusat pembatasan gravitasi dan pusat
gravitasi sebenarnya sering dinyatakan dalam persen MAC.
Dalam menentukan awal posisi center of gravity, dilakukan
berdasarkan aturan perencanaan yang terdiri dari :
1. Mengetahui panjang MAC (Mean aerodynamic chord) untuk menentukan
posisi center of gravity pada mean aerodynamic chord.
2. Dalam penentuan panjang MAC perlu diketahui karakteristik wing, misal
dimensi maupun bentuknya (straight wing atau half wing)
Menentukan posisi center of gravity pesawat dilakukan dengan langkah-
langkah sebagai berikut :

32. 19
1) Menentukan massa pesawat berdasarkan kondisi pesawat, dalam
penentuan ini diperhitungkan massa pesawat untuk take-off
dirumuskan sebagai berikut :
GOEW = GMEW + operational empty weight.. ................................ (2.1)
GWTO = GOEW + GPW + GFW ......................... ................................ (2.2)
Keterangan :
GWTO : take-off (kg (f))
GMEW : design manufacturing empty weight (kg)
GOEW : operational empty weight (kg (f))
GFW : fuel weight (kg)
GPW : payload weight (kg)
2) Menentukan center of gravity berdasarkan koordinat pesawat.
Koordinat awal pesawat KT-1B dimulai dari satu meter dari nose
menentukan posisi center of gravity untuk take-off weight berdasarkan
koordinat pesawat.
Untuk koordinat XT dirumuskan :
( ) ( ) ( )
.............................. (2.3)
Koordinat YT dirumuskan :
( ) ( ) ( )
................................ (2.4)
Keterangan :
XT : Posisi aircraft c.g pada koordinat Xc.g (m)
YT : posisi aircraft c.g pada koordinat Yc.g (m)

33. 20
XMEW : Posisi GMEW pada koordinat Xc.g (m)
YMEW : Posisi GMEW pada koordinat Yc.g (m)
XOEW : Posisi GOEW pada koordinat Xc.g (m)
YOEW : Posisi GOEW pada koordinat Yc.g (m)
XPW : Posisi GPW pada koordinat Xc.g (m)
YPW : Posisi GPW pada koordinat Yc.g (m)
XFW : Posisi GFW pada koordinat Xc.g (m)
YFW : Posisi GFW pada koordinat Yc.g (m)
3) Selanjutnya, menentukan posisi c.g pada mean aerodynamic chord
dirumuskan sebagai berikut :
( ) ( ) ................................... (2.5)
( ) ( ) ................................. (2.6)
X TO ( ) .............................................................. (2.7)
Y TO ( )............................................................... (2.8)
Keterangan :
Xo : jarak antara titik koordinat awal pesawat (datum) dengan
leanding edge pada koordinat X axis pesawat (m)
Yo : jarak antra X axis aircraft structure dengan MAC (m)
XTO : jarak antara c.g ke ujung leading edge sepanjang MAC
(m)
YTO : jarak antara vertical antara center of gravity dengan MAC
(m)
X TO : posisi XTO pada MAC (%)
Y TO : posisi YTO pada MAC (%)

34. 21
3. Menentukan tinggi center of gravity (Hcg)
Dengan mengetahui tinggi center of gravity digunakan sebagai acuan
untuk menentukan tinggi landing gear. (M. Sadraey, hal, 48)
.................................................................. (2.9)
Keterangan :
Hcg : tinggi center of gravity pesawat (m)
: jarak propeller dengan landasan (m)
Dpropeller : diameter propeller (m)
4. Menempatkan main landing gear MAC pada posisi yang paling efisiensi
terhadap beban.
5. Garis dari C.G aft 8o
-15o
terhadap garis vertical sampai bertemu dengan
garis vertical pusat main landing gear untuk menentukan letak main
landing gear.
1) Apabila beban static minimum kurang 8% mengakibatkan berat
pesawat condong ke belakang sehingga mengurangi menuver
berputarnya pesawat.
2) Apabila beban static maksimum lebih dari 15% mengakibatkan beban
yang diterima landing gear terlalu berat sehingga inflation pressure
besar dan menambah bidang gesekan ban dengan landasan.

35. 22
2.6 Tinggi Landing Gear Pesawat
Tinggi landing gear (HLG) berpengaruh pada :
1. Ground clearance pesawat terban terhadap landasan
2. Kestabilan pesawat terbang selama pengendalian di landasan.
Kemudian, untuk tipe pesawat turboprop dalam menentukan tinggi nose
landing gear dan main landing gear dirumuskan : (M. Sadraey, hal. 48)
Untuk tinggi nose landing gear,
..........................................................(2.10)
Keterangan :
HLGnose : tinggi nose landing gear (m)
Hcg : tinggi center of gravity (m)
Dfuselage : diameter fuselage nose landing gear (m)
Untuk main landing gear, sebelumnya harus diketahui ketebalan atau
thickness wing pesawat tersebut, yaitu :
( ) c .................................................................................(2.11)
Kemudian,
..........................................................................(2.12)

36. 23
Keterangan :
tw : ketebalan airfoil (m)
HLGmain : tinggi landing gear (m)
Hcg : tinggi center of gravity (m)
Dfuselage : diameter fuselage main landing gear (m)
c : mean aerodynamic chord (MAC) (m)
( ) : airfoil thickness-to-chord ratio
2.7 Menentukan Beban Pada Landing Gear
Beban pada landing gear terjadi menjadi 2 macam, yaitu beban static
dan beban dinamik. Sebelumnya akan diperhitungkan jarak dari kedua center
of gravity.
1. Beban static merupakan beban yang berkerja pada saat pesawat dalam
keadaan diam dan tidak berubah terhadap waktu. Pembebanan untuk
take-off, dirumuskan sebagai beriut :

37. 24
Gambar 2.5 Penentuan Pembebanan Landing Gear
( Sumber : Jan Roskam, hal. Part IV, 31 )
Keterangan :
Dapat dilihat gambar 2.5 Diagram penentuan pembebanan landing
gear diatas menunjukan untuk menentukan jarakan nose landing gear ke
fowar, menentukan jarak nose landing gear ke aft dan main landing gear
ke aft.
1) Beban static maksimum pada main landing gear (per-strut).
Pm
( )
(2.13)
Keterangan :
P : beban static maksimum (N)
GWTO : maximum take-off wight (N)
F : wheel base (m)
ns : jumlah strut
M : jarak main landing gear ke c.g aft (m)
g : percepatan gravitasi bumi ( )

38. 25
2) Beban static maksimum pada nose landing gear
( )
.................................................(2.14)
Keterangan :
Pns max : baban static maksimum (N)
Gwto : maximum take-off weight (kg)
F : wheelbase (m)
L : jarak nose landing gear ke c.g forward (m)
3) Beban static minimum pada nose landing gear
( )
.........................................................(2.15)
Keterangan :
Pns min : beban static minimum (N)
Gwto : maximum take-off weight (N)
F : wheelbase (m)
N : jarak dari nose landing gear ke c.g aft (m)
2. Beban dinamik
Beban dinamik merupakan beban yang berubah terhadap waktu kerena
pengaruh gaya eksitasi luar yang terjadi dengan cepat. ( sumber : Jan
Roskam, hal. Part IV, 28 )
1) Beban dinamik pada nose landing gear
= +
( )
.........................................(2.16)

39. 26
Keterangan :
Pndyn : beban dinamik (N)
Pns max : beban static maksimum (N)
ax : laju penurunan kecepatan ( )
g : percepatan gravitasi bumi ( )
GWTO : take off weight (N)
Hcg : tinggi center of gravity (m)
F : landing gear wheel base (m)
2) Beban dinamik pada main landing gear
Pn dyn = Pm +
( )
.......................................(2.17)
Keterangan :
Pndyn : beban dinamik (N)
Pns max : beban static maksimum (N)
ax : laju penurunan kecepatan ( )
g : percepatan gravitasi bumi ( )
Hcg : tinggi center of gravity (m)
GWTO : take off weight (N)
F : landing gear wheel base (m)

40. 27
2.8 Menganalisa sudut perputaran pesawat
Dapat dilihat gambar 2.6 Sudut perputaran atau turning angle
dibentuk oleh landing gear untuk melakukan taxing turn di landasan.
Menganalisa sudut perputaran pesawat untuk mengetahui apakah ketika
landing gear mengalami pembebanan masih memenuhi kemampuan turning
angle yang mampu dijalankannya.
Gambar 2.6 Sudut Perputaran (Turning Angel)
(Sumber : Aircraft desingn. M.Sadraey.2013)
1. Gaya sentrifugal (Fc)
...........................................................................................(2.18)
Keterangan :
Fc : gaya sentrifugal (N)
m : massa pesawat (kg)
V : kecepatan (m/s)
R : radius (m)

41. 28
2. Sudut perputaran (turning angle)
( ) .............................................................................(2.19)
Keterangan :
: turning angle (derajat)
Fc : gaya sentrifugal (N)
m : massa pesawat (kg)
g : percepatan gravitasi bumi ( )
2.9 Analisis Hubungan Gaya Terhadap Perubahan Tekanan
Untuk mengetahui perubahan besar gaya pada shock strut ketika
mengalami perubahan tekanan yang mengakibatkan pergeseran langkah
pison rod yang berfungsi untuk mengatasi atau meredam saat menerima
beban.
1. Menentukan luas penampang.
..............................................................................(2.20)
Keterangan :
Apiston : luas piston area (m2
)
Pm max : beban static perstrut (N)
P2 : beban static pressure (Pa)

42. 29
2. Gaya total
Ftotal = p. A........................................................................................(2.21)
Keterangan :
Ftotal : gaya total (N)
P : Hydraulic pressure (Pa)
A : luas piston area (m2
)
2.10 Analisis Dinamika Landing Gear
Analisis dinamika yang dianalisis untuk mengetahui besarnya
kemampuan peredam akibat impact landing load yang diterima oleh strut
landing gear adalah sebagai berikut :
1. Energy kinetic pesawat
Untuk mengetahui besar energy kinetic yang diredam pesawat pada saat
touch down. (Jan Roskam Part IV, hal. 53)
( ) ( )
.........................................................................(2.22)
keterangan :
Et : energy kinetic (joule)
WL : landing weight (N)
Wt : touchdown rate ( )
g : percepatan gravitasi bumi ( )
2. Menentukan stroken shock strut dalam kondisi ketika mengalami beban
dinamik maksimum untuk setiap landing gear dengan batas nilai stroke.

43. 30
1) Khusus untuk nose landing gear, sebelum menganalisa panjang
stroke terlebih dulu harus menentukan beban dinamik maksimum
setiap ban yang ditinjau pada saat melakukan pengereman yaitu : (Jan
Roskam part IV, hal. 28)
( ){ ( ) ( )}
( )
.........................................(2.23)
Keterangan :
: beban dinamik ban maksimum (N)
: take off weight (N)
g : percepatan gravitasi bumi ( )
ax : laju penurunan kecepatan ( )
M : jarak main landing gear ke c.g aft (m)
N : jarak nose landing gear ke c.g aft (m)
Hcg : tinggi antara c.g dengan landasan (m)
nt : jumlah ban (nose landing gear)
2) Sehingga, panjang stroke strut nose landing gear dirumuskan :
(Jan Roskam part IV, hal. 55-56)
[{
( ) ( )
} ]
................................................(2.24)
Keterangan :
Ss : shock strut stroke (m)
: beban static maksimum nose gear (N)

44. 31
: beban dinamik maksimum (N)
g : percepatan gravitasi bumi ( )
St : defleksi ban (m)
Wt : touchdown rate ( )
ns : jumlah strut (nose landing gear)
Ng : landing gear load factor
: factor efisiensi untuk ban
: factor efisiensi untuk shock absorber
3. Kemudian, untuk panjang stoke strut main landing gear dirumuskan : (Jan
Roskam part IV, hal. 55-56)
[{
( ) ( )
} ]
........................................................(2.25)
Keterangan :
Ss : shock strut stroke (m)
WL : landing weight (N)
Wt : touchdown rate span 1/2 ( )
ns : jumlah strut (main landing gear)
Pm : beban static main gear (N)
Ng : kekuatan ground weight (lb)
: factor efisiensi untuk shock absorber
St : defleksi ban (m)

45. 32
BAB III
METODE PENELITIAN
3.1 Diagram Alir Penelitian
Untuk memudahkan pelaksanaan dan pembahasan adapun langkah-
langkah dalam melakukan analisis ini adalah sebagai berikut :
Tidak
ya
Gambar 3.1 Diagram alir penelitian
Mulai
Selesai
Menganalisa gaya pada landing gear
Kesimpulan
Pengolahan data
Menentukan berat pesawat terbang
Menentukan center of gravity
pesawat
Menentukan beban setiap
landing gear
Validasi
perhitungan dan
analisis data
Mengumpulkan data
Keterangan :

46. 33
3.2 persiapan penelitian
Pada penelitian ini dilakukan beberapa tahapan metode penelitian dari mulai
pengolahan data sampai proses validasi perhitungan dan analisis data. Adapun
tahapan penelitian adalah sebagai berikut :
3.3 Mengumpulkan data
3.3.1 Metode pengumpulan data
Dalam penyusunan skripsi ini penulis menggunakan beberapa metode
pengumpulan data, antara lain :
1. Metode observasi
Metode observasi adalah teknik pengumpulan data dan informasi melalui
pengamatan dan pencatatan dimensi serta bentuk objek yang akan
dianalisis.
2. Metode pustaka
Merupakan metode pengumpulan data yang berasal dari literature yang
berkaitan dan juga pengumpulan data dari media internet.
3. Metode wawancara
Merupakan metode pengumpulan data melalui tanya jawab lisan ataupun
tertulis secara langsung maupun melalui alat komunikasi lainnya terhadap
narasumber yang memiliki kemampuan dan ahli dalam bidang yang akan
dibahas.

47. 34
3.3.2 Pengolahan data
Pengolahan data ini dilakukan dengan cara menganalisis data yang
sudah didapatkan dari pesawat KT-1B dalam bentuk yang berarti untuk
menganalisa apa-apa saja yang digunakan pada saat analisis beban struktur
landing gear pada pesawat KT-1B.
3.3.3 Objek Penelitian
Pesawat KT-1B merupakan pesawat latih militer bermesin turboprop
buatan Korea Aerospace Industry (KAI), Korea Selatan. Pengembangan
pesawat rancangan Korea pertama dimulai pada 1988 oleh KAI, pesawat
bermesin turboprop ini adalah pesawat pertama di kelas yang sepenuhnya
dirancang oleh computer. Adapun data spesifikasi dapat dilihat gambar 3.2
Dimension KT-1B adalah sebagai berikut :

48. 35
Gambar 3.2 Dimension KT-1B
(Sumber T.O. IT-KT1B-2-1 REV. Aircraft General)

49. 36
Tabel 3.1 dimension dibawah ini adalah keterangan dimension pada
pesawat KT-1B agar memudahkan untuk menggunakan data sebagai berikut :
Tabel 3.1 KT-1B Dimensions
No Komponen Besaran (SI)
1 Wing span (except fairing) 10,600 m
2 Leght (except fairing) 4.156 m
3 Flap Span ½ 2.500 m
4 Alleron Span ½ 2.300 m
5 Maximum Width 1.000 m
6 Propeller 2.413 m
7 Height overall 3.670 m
8 Length Overall (include Spinner) 10,260 m
9 Landing gearwheel base 2.560 m
10 Min. propeller height 370 m
11 Maximum landing distance and cockpit 2.799,6 m
12 Landing gear wheel tread 3.540 m
(Sumber T.O. IT-KT1B-2-1 REV. Aircraft General)

50. 37
3.3.4 Menentukan berat pesawat terbang
Pesawat terbang baik saat di darat maupun udara, hampir setiap
komponen dari landing gear mengalami pembebanan. Dimana beban tersebut
ditimbulkan karena gaya gravitasi, aerodinamis maupun inersia.
3.3.5 Menentukan center of gravity pesawat
Dalam menentukan awal posisi center of gravity, dilakukan
berdasarkan aturan perencanaan yang terdiri dari :
1. Mengetahui panjang MAC (Mean aerodynamic chord) untuk menentukan
posisi center of gravity pada mean aerodynamic chord.
2. Dalam penentuan panjang MAC perlu diketahui karakteristik wing, massa
dimensi maupun bentuknya (straight wing atau half wing).
3.3.6 Menentukan Beban Pada Landing Gear
Beban pada landing gear terjadi menjadi 2 macam, yaitu beban static
dan beban dinamik. Sebelumnya akan diperhitungkan jarak dari kedua center
of gravity.
1. Beban static merupakan beban yang berkerja pada saat pesawat dalam
keadaan diam dan tidak berubah terhadap waktu. Pembebanan untuk
take-off.
2. Beban dinamik merupakan beban yang berubah terhadap waktu kerena
pengaruh gaya eksitasi luar yang terjadi dengan cepat.

51. 38
3.3.7 Menganalisa gaya pada landing gear
1. Untuk mengetahui perubahan besar gaya pada shock strut ketika
mengalami perubahan tekanan yang mengakibatkan pergeseran langkah
pison rod yang berfungsi untuk mengatasi atau meredam saat menerima
beban.
2. Analisis dinamika yang dianalisis untuk mengetahui besarnya
kemampuan peredam akibat impact landing load yang diterima oleh strut
landing gear
3.3.8 Validasi perhitungan dan analisis
Validasi perhitungan dan analisis bertujuan untuk memastikan dan
mengkonfirmasi bahwa metode-metode analisis tersebut sudah sesuai untuk
peruntuknya. Dalam melakukan analisis struktur pada landing gear pesawat
KT-1B ini penulis menggunakan proses dari penyusunan data-data yang telah
diperoleh agar mudah dipahami dan dimengerti melalui suatu pendekatan-
pendekatan tersendiri sehingga menghasilkan output yang akurat dan valid
kebenarannya untuk sebuah data yang diperlukan untuk penyusunan skripsi
ini. Data-data tersebut diperoleh dari hasil perhitungan dan pengamatan dari
data observasi, literature yang kemudian dianalisa menjadi sebuah data yang
deskriptif.

52. 39
BAB IV
ANALISIS DAN PEMBAHASAN
4.1 Analisis
Pada bab ini akan dibahas mengenai hasil analisis menggunakan
perhitungan manual yang akan dilakukan mengenai analisis beban struktur
landing gear pada pesawat KT-1B. Secara garis besar langkah analisis sebagai
berikut.
1. Menentukan pembebanan untuk pesawat
2. Menentukan posisi center of gravity pesawat
3. Menentukan pembebanan pada landing gear
4. Menganalisa kemampuan peredaman landing gear
Dibawah ini adalah tabel 4.1 Aircraft Report agar mempermudahkan
penggunaan data-data, dimana akan dimasukan perhitungan pada beban pesawat
KT-1B sebagai berikut :
Tabel 4.1 Aircraft Report
No Komponen Besaran
1 Gaya percepatan gravitasi bumi Xcg 9,807 m/s2
2 Posisi GOEW pada koordinat Xcg 4.156 m
3 Posisi pilot weigt pada koordinat Xcg 1,085 m
4 Posisi fuel weight pada koordinat c.g Xcg 2,5 m
5 Posisi operasional empty weight pada koordinat Ycg 1,672m

53. 40
6 Posisi GPW pada koordinat Ycg 1,538 m
7 Posisi GFW pada kordinat Ycg 0,716 m
8 Jarak antara datum dan landing edge 3,54 m
9 Jarak antara X aircraft struktur 2,56 m
10 Mean aerodynamic chord ( MAC ) 1,576 m
11 Diameter propeller 2,413 m
12 Jarak propeller dengan landasan 0,37 m
13 Diameter fulsage 2,5 m
14 Airfoil thicknes to chord ratio 8 %
15 Mean aerodynamic chord 1,576 m
16 Factor efisiensi untuk shock absorber 2
17 Wheel base 2,56 m
18 Laju penurunan 4,478 m
19 Radius 30 m
20 Beban static perstrut 1 80 PSI
21 Beban static Perstrut 2 140 PSI
22 Landing weight 5.600 lb
23 Touchdown rate span 1/2 2.500 m
24 Defleksi ban 4,487 m
25 Load factor 2
26 Factor efisiensi untuk ban 20
27 Kecepatan pesawat selama taxi run 10,28 m/s
28 Pilot weight (2) 176 kg
(Sumber T.O. IT-KT1B-2-1 REV. Aircraft General)

54. 41
4.1.1 Menentukan pembebanan pesawat KT-1B
Dapat dilihat Tabel 4.1 KT-1B aircraft weight merupakan berat
maksimum yang diijinkan pada pesawat KT-1B sudah di tentukan terlebih
dahulu, kemudian beban tersebut digunakan untuk menghitung beban
massa operational empty weight dan massa take off weight sehingga
perhitungannya sebagai berikut :
Tabel 4.2 KT-1B aircraft weight
Komponen Besaran (lb) Berat (kg(force))
Weight empty 4,210 lbs 1909,624 kg(f)
Max. take-off weight 5,562 lbs 2552,881 kg(f)
Max. landing weight 5,562 lbs 2552,881 kg(f)
Max. ground weight 5,587 lbs 2534,221 kg(f)
Total fuel tank capacity 971.5lbs 440,665 kg(f)
(Sumber T.O. IT-KT1B-2-1 REV. Aircraft General)
1. Perhitungan massa pesawat operational empty weight
GMOW = GMEW + pilot
GMOW = 1909,624 kg + 176 kg
GMOW = 2085,624 kg(f)
2. Perhitungan massa pesawat untuk take off weight
GWTO = GOEW + GPW + GFW
GWTO =2085,624 kg +176 kg + 440,665 kg
GWTO = 2702,289 kg(f)

55. 42
Gambar 4.1 Berat Pesawat
(Sumber : Aircraft Landing gear design, Norman S.Currey)
Gambar 4.1 berat pesawat diatas menunjukan beban maksimum
pada berat pesawat ketika take off (GWTO) yang diterima pada pesawat
KT-1B.
3. MAC dapat dilihat gambar 4.1 adalah representasi dua dimensi dari
seluruh sayap. Distribusi tekanan di seluruh sayap dapat dikurangi menjadi
gaya angkat tunggal dan sesaat di sekitar pusat aerodinamis MAC. Oleh
karena itu, bukan hanya panjangnya tetapi juga posisi MAC seringkali
penting. Secara khusus, posisi pusat gravitasi (CG) suatu pesawat biasanya
diukur relatif terhadap MAC, sebagai persentase jarak dari ujung depan
MAC ke CG sehubungan dengan MAC itu sendiri. Dibawah ini dihitulan
untuk mencari c.g XT dan c.g YT berdasarkan koordinat pesawat sebagai
berikut :

56. 43
Gambar 4.2 Mean Aerodynamic Chord Pesawat KT-1B
(Sumber : T.O.1T-KT1B-1 Flight Manual)
1). Menentukan center of gravity XT untuk take off weight berdasarkan
kordinat pesawat.
( ) ( ) ( )
( ) ( ) ( )
3,685 m
2). Menentukan posisi center of gravity YT untuk take off weight dalam
mea aerodynamic chord berdasarkan koordinat
( ) ( ) ( )
( ) ( ) ( )

57. 44
5. Menentukan posisi center of gravity untuk take off dalam mean
aerodynamic chord
1) Jarak antara center of gravity ke ujung landing edge sepanjang mean
aerodynamic chord (XTO)
( ) ( )
( ) ( )
0,1967 m
2) Jarak antara center of gravity ke ujung landing edge sepanjang mean
aerodynamic chord (YTO)
( ) ( )
( ) ( )
1,059 m
3) Posisi XTO ceneter of gravity dalam persen mean aerodynamic chord (
X TO )
X TO ( )
X TO ( )
X TO 12,48 % MAC
4) Posisi YTO ceneter of gravity dalam persen mean aerodynamic chord (
Y TO )
Y TO ( )
Y TO ( )
Y TO

58. 45
4.1.2 Menetukan Tinggi Landing Gear Pesawat KT-1B
Dapat dilihat gambar 4.3 Tinggi landing gear dimana gambar
tersebut menunjukan untuk mencari tinggi main landing gear (HLG main),
tinggi nose landing gear (HLG nose) dan tinggi center of gravity (Hcg)
pada pesawat KT-1B.
Gambar 4.3 Tinggi Landing Gear
(Sumber : Aircraft Landing gear design, Norman S.Currey)
1. Menentukan tinggi center of gravity (Hcg)

59. 46
2. Menentukan tinggi nose landing gear (HLG nose)
Dfulsage = 2500 mm = 2.5 m
3. Menentukan tinggi main landing gear (HLG main)
Untuk tinggi main landing gear, sebelum ditetntukan wing airfoil KT-1B
adalah dengan rasio ketebalan chord adalah 8% . jadi ketebalan atau
thickness wing pesawat sebagai berikut ;
C = 1,576 m
( )
tw = ( ) C
tw = 0,08 x 1.576 m
tw = 0,126 m
Sehingga,
HLG main =
HLG main =
HLG main = 1.5135 m

60. 47
4.1.3 Menentukan Pembebanan Landing Gear Pesawat KT-1B
Gambar 4.4 Penentuan pembebanan landing gear dibawah
ini menunjukan bahwan untuk menentukan jarakan nose landing gear ke
fowar, menentukan jarak nose landing gear ke aft dan main landing gear
ke aft.
Gambar 4.4 Penentuan Pembebanan Landing Gear
(Sumber : Aircraft Landing gear design, Norman S.Currey)
1. Beban static merupakan beban yang berkerja pada saat pesawat dalam
keadaan diam dan tidak berubah terhadap waktu. Pembebanan untuk
take-off, dirumuskan sebagai beriut :
Keterangan :
Gwto = 2702,289 kg
g = 9,807 m/s2
ns = 2

61. 48
dalam menentukan M dan L nilai center of gravity dalam persen yaitu
12,48 % dan 67,19 % dikali F
M = 12,48% x 2,56 = 0,319 m
L = 67,19 % x 2,56 = 1,72 m
Dalam menentukan N yaitu F-M
N = 2,56 – 0,319 m = 2,241 m
1) Beban static maksimum pada main landing gear (per-strut)
Pm max
( )
Pm max
( ) ( )
Pm max = 11599,1 N
2) Beban static maksimum pada nose landing gear
( )
( ) ( )
8695,4 N
3) Beban static minimum pada nose landing gear
( )
( ) ( )

62. 49
2. Beban dinamik
Beban dinamik merupakan beban yang berubah terhadap wakktu kerena
pengaruh gaya eksitasi luar yang terjadi dengan cepat. ( sumber : Jan
Roskam, hal. Part IV, 28 )
1) Beban dinamik pada nose landing gear
= +
( )
=8695,4 N +
( )
15894.008 N
2) Beban dinamik pada main landing gear
Pn dyn = Pm max +
( )
Pn dyn = 11599,1 N +
( )
Pn dyn = 18797.6 N

63. 50
4.1.4 Menganalisa Sudut Perputaran Pesawat KT-1B
Dapat dilihat Gambar 4.5 Sudut perputaran pesawat menunjukan
untuk mengetahui apakah ketika landing gear mengalami pembebanan
masih memenuhi kemampuan turning angle yang mampu dijalankan.
Gambar 4.5 Sudut Perputaran (Turning Angel)
(Sumber : Aircraft Landing gear design, M.Sadraey.2013)
1. Gaya sentrifugal (F.c)
V = 10,29 m/s (kecepatan pesawat selama taxi rurn)
R = 30 m (radius putaran pesawat)
( )
= 9537.64 N

64. 51
2. Sudut perputaran (turning angle)
m : 2702,289 kg
( )
( )
= 0,006 radian
= 0,34 derajat
4.1.5 Analisis Hubungan Gaya Terhadap Perubahan Tekanan
1. Analisis gaya pada nose landing shock strut
1) Luas penampang piston
0,0157 m2
Keterangan ;
80 PSI diubah ke pascal (pa)
80 PSI x 6894,76 pa = 551581 pa
1psi = 6894,76 pa

65. 52
2) Gaya total
Ftotal = P. A
a. Gaya untuk tekanan shock strut 80
F1 = P1. Apiston
F1 = 551581 Pa . 0,0157 m2
F1 = 8659,8 N
b. Gaya untuk tekanan shock strut 140
Keterangan :
140 Psi dirubah ke pa
140 Psi x 6894,76 pa = 965266 pa
F2 = P2. Apiston
F2 = 965266Pa . 0,0157 m2
F2= 15154,6 N
2. Analisis gaya pada main landing shock strut
1) Luas penampang
0,012 m2

66. 53
2) Gaya total
a. Gaya untuk tekanan 80
F1 = P1. Apiston
F1 = 551581 pa. 0,012 m2
F1 = 6618,972 N
b. Gaya untuk tekanan 140
F2 = P2. Apiston
F2 = . 0,012 m2
F2= 11583,1 N
4.1.5 Analisis Dinamika Landing Gear
1. Menganalisa panjang stroke dan energy kinetic yang harus diredam
masing-masing landing gear dalam kondisi negative travel pada saat touch
down.
1) Stroke pada shock strut nose landing gear
a. Beban dinamik maksimum setiap ban landing gear yang ditinjau
melakukan pengereman
( ) { ( ) ( )}
( )
( ) { ( ) ( )}
( )

67. 54
b. Jadi panjang stroke untuk shock strut nose landing gear pada saat
touch down
[{
( ) ( )
} ]
[{
( ) ( )
} ]
c. Energy kinetic yang harus diredam nose landing gear pada saat
touch down
[{
( ) ( )
} ]
[{
( )
} ]

68. 55
4.1.6 Pembahasan Hasil Analisis
1. Menentukan pembebanan untuk pesawat
Perhitungan massa pesawat operational empty weight dan posisi
center of grafity ditenukan pembebanan maksimum kondisi pesawat untuk
take off weight. Berdasarkan perhitungan diatas, diketahui berat pesawat
untuk empty wight adalah 2085,624 kg(force) dan untuk take off weight
adalah 2702,289 kg(force). Dari manufaktur pesawat KT-1B aircraft
menentukan titik koordinat awal atau titik O pesaawat KT-1B dimulai dari
nose sehingga diketahui posisi center of grafity pesawat untuk koordinat
XT adalah 3,685 meter dan koordinat YT adalah
Jarak antara center of gravity ke ujung landing edge sepanjang
MAC (XTO) adalah 0,1967 m. jarak vertical antara center of gravity
dengan MAC (YTO) adalah 1,059 m. Untuk penentuan posisi center of
gravity dalam persen mean aerodynamic chord ( X TO ) adalah 12,48 %
MAC dan (Y TO) adalah .
2. Menentukan posisi center of gravity pesawat
Selanjutnya untuk merancang atau mengetahui tinggi landing gear
diperhitungkan tinggi center of gravity (Hcg) pesawat yaitu .
Sehingga tinggi landing gear (HLG) yaitu Untuk tinggi main
landing gear sebelumnya ditentukan ketebalan chord wing berdasarkan
pesawat sekelasnya sehingga wing airfoil untuk pesawat KT-1B adalah
0,126m dengan rasio ketebalan chord adalah 8 persen. Kemudian
diperhitungkan ketebalan atau thicknees wing pesawat adalah 1.5135 m.

69. 56
3. Menentukan pembebanan pada landing gear
Konfigurasi main landing gear dan nose landing gear termasuk
dua wheel yang terdiri dari dua ban, sehingga beban tersebut akan
didistribusikan pada masing-masing ban tersebut, antara lain :
1) Beban static maksimum main landing gear yaitu 11599,1 N
2) Beban static maksimum nose landing gear yaitu 8695,4 N, dapat dlihat
pada gambar 4.6 hard nose landing gear landing gaya ketika pada
saat pesawat itu landing.
.
Gambar 4.6 Hard Nose Landing Gear Landing
(Sumber : T.O. IT-KT1B-3-1 REV. Structural Repair)

70. 57
3) Beban static minimum main landing gear yaitu , dapat
dilihat gambar 4.7 hard main landing gear landing gaya pada saat take
off.
Gambar 4.7 Hard Main Landing Gear Landing
(Sumber : T.O. IT-KT1B-3-1 REV. Structural Repair)
4) Beban dinamik pada nose landing gear yaitu 15894,008 N
5) Beban dinamik pada main landing gear yaitu 18797,6 N
Hasil dari perhitungan berat pesawat dan berat pada saat take off
dimasukin dalam tabel 4.3 beban yang diijinkan pada landing gear
pesawat KT-1B sebagai berikut :

71. 58
Tabel 4.3 Beban yang diijinkan
Komponen Besaran (lb) Newton (N)
Berat pesawat operasional 5224 lbs 20452,984 N
Berat total ketika pada saat take off 6769 lbs 26500,402 N
Max. take-off weight 5562 lbs 54544,587 N
Max. landing weight 5562 lbs 54544,587 N
Max. ground weight 5587 lbs 54789,753 N
(Sumber T.O. IT-KT1B-2-1 REV. Aircraft General)
Dapat dibandingkan dengan beban yang diijinkan oleh pesawat
KT-1B dan beban yang dihasilkan oleh beban static, beban dinamik pada
nose landing gear dan main landing gear tidak terjadi pembebanan yang
melebihi dari beban yang diijinkan oleh pesawat KT-1B. maka dari analisi
pada struktur landing gear pesawat KT-1B dinyatakan aman. Untuk
beban total take off weight dan landing weight itu sama-sama besar beban
yang diterima.
4. Menganalisa gaya pada landing gear
1) Untuk menganalisa sudut putaran pesawat, harus menentukan gaya
sentrifugal dan sudut perputaran pesawat. Berikut ini adalah hasil
analisis terkait dengan sudut putaran pesawat dengan kemiringan
a. Gaya sentrifugal yang dihasilkan dalam radius putaran 30 m
adalah 9537,64 N
b. Sudut perputaran pesawat 0,34 derajat derajat kemiringan pada saat
pesawat akan putaran dalam radius 30 m.

72. 59
2) Berikut ini hasil dari perubahan besar nilai reaksi gaya yang
mengakibatkan pergeseran piston rod dengan luas penampang piston
untuk nose landing gear.
1) Analisis gaya pada nose landing shock strut yaitu 0,0157 m2
2) Tekanan pada shock strut dengan gaya tekanan sebesar 80 presure
dan hasil dari tekanananya adalah sebesar 8659,8 N.
3) Tekanan pada shock strut dengan gaya tekanan 140 presure adalah
sebesar 15154,6 N.
4) Analisis gaya pada main landing shock strut yaitu 0,012 m2
5) Tekanan pada shock strut dengan gaya tekanan sebesar 80 presure
adalah sebesar 6618,972 N
6) Tekanan pada shock strut dengan gaya tekanan 140 presure adalah
sebesar 11583,1 N.
5. Menganalisa kemampuan peredaman landing gear
Analisis diatas menunjukan bahwa terdapat hubungan yang
signifikan antara perubahan tekanan dengan besaran reaksi gaya saat
mengalami pembebanan pada kondisi static. Sedangkan analisi dinamika
pada landing gear untuk mengetahui energy kinetic pada saat touchdown,
kemudian menganalisa panjang stroke dan energy kinetic yang harus di
redam masing-masing landing gear dalam kondisi negative trevel pada
saat toch down. Berat pesawat ketika landing adalah 2085,624 kg,
sehingga energy kinetic yang direndam pesawat tersebut pada saat touch
down adalah 82,08 joule.

73. 60
Dibawah ini analisis stroke pada shock strut landing gear sebagai beikut :
1) Beban dinamik maksimum tire landing gear yang diinjau melakukan
pengeraman adalah
2) Panjang stroke untuk shock strut nose landing gear pada saat touch
down atau menyentuh landasan adalah
3) Energy kinetic yang harus direndam nose landing gear pada saat touch
down adalah
Kemudian di distribusikan melalui piston rod dan direndam oleh
nitrogen terkontapresi, sisa energy kinetic tersebut akan berubah menjadi
energy kalor dan dibuang secara bertahap melalui aliran fluida sehingga
pesawat tersebut menjadi stabil ketika dilandasan.
Berdasarkan seluruh uraian diatas dapat disimpulkan bahwa beban
pada pesawat berpengaruh terhadap rancangan landing gear pesawaat KT-
1B dan karakteristik dari pesawat tersebut untuk menjaga kestabilan
sehingga tidak terjadi kesalahan dalam pengoprasian pesawat dan
menjamin keselamatan.

74. 61
BAB V
PENUTUP
5.1 KESIMPULAN
1. Pembebanan maksimum pada nose landing gear dan main landing gear
pada analisis beban struktur landing gear pada pesawat KT-1B dalam
kondisi pesawat berada di darat adalah berat pesawat untuk take off
weight 26500,402 N
2. Hasil analisis pembebanan pada landing gear pesaawat KT-1B dalam
keadaan static dan dinamik adalah beban static maksimum pada main
landing gear 11599,1 N, beban static maksimum pada nose landing gear
8695,4 N, beban static minimum pada nose landing gear 3302,1 N, beban
dinamika pada nose landing gear 15894,6 N dan beban dinamika pada
main landing gear 18797,6 N.
3. Beban pada pesawat berpengaruh terhadap rancangan landing gear
pesawaat KT-1B dan karakteristik dari pesawat tersebut untuk menjaga
kestabilan sehingga tidak terjadi kesalahan dalam pengoprasian pesawat
dan menjamin keselamatan.

75. 62
5.2 SARAN
1. Perhitungan dapat dilakukan apabila nilai dimensi dan letak center of
gravity yang dibutuhkan telah diketahui terlebih dahulu agar tidak
kesulitan dalam analisis
2. Dalam perhitungan analisis harus dilakukan dengan teliti dan jeli sehingga
hasil yang diketahui mendekati beban yang diijinkan pada pesawat KT-1B.
3. Lebih baik jika menganalisi terdapat software yang dapat terlihat lansung
tekanan pada landing gear ketika landing.

76. DAFTAR PUSTAKA
Currey, Norman S., 1988, Aircaft Landing Gear Design: Principles and
Practices: AIAA education series.
P. Muhamad Jalu., 2015, “Analisis Statik Kekuatan Struktur Fitting Pada Landing
Gear Pada Pesawat N-219”, Sekolah Tinggi Teknologi Adisutjipto. Vol
VII, hlm 106.
Prabowo. Bima Aji., 2013, Analisis Beban Struktur Landing Gear Pada Pesawat
XI’AN MA60. Tugas Akhir Teknik Penerbangan, Sekolah Tinggi
Teknologi Adisudjipto, Yogyakarta.
Powered. MediaWiki., 2017, “Mean Aerodynamic Chord (MAC)”, bermuat di :
www.skybrary.aero/index.php/, diakses 12 Desember 2018.
Roskam. Dr. Jan., 1985, Airplane Design, Part IV Aircraft Tire Contruction.
Ottawa, Kansas, 66067.
Sandraey, Muhammad., 2013, Aircraft desingn A Systems Enggineering
Approach, Daniel Webster College, New Hampshire, USA.
Technical Manual 2012, Flight Manual. T.O. 1T-KT1B-1 REV.A.
Technical Manual 2012, Aircraft General. T.O. 1T-KT1B-2-1 REV.A.
Technical Manual 2012, Structural Repair. T.O. 1T-KT1B-3.
Technical Manual 2012, Basic Weight Checklist and Loading Data. T.O. 1T-
KT1B-5 REV.A.

77. DAFTAR SIMBOL
Simbol Keterangan Satuan
a Jarak antara nose dengan nose landing edge m
Apiston Piston area atau luas piston m2
ax Forward decelaration atau laju penurunan kecepatan m/s2
c.g Center of gravity atau titik pusat gravitasi
DFulsage Diameter fulsage m
DPropeller Diameter propeller m
Dt Diameter luar ban m
Ek Energy kinetic Joule
F Wheelbase m
Fc Gaya sentrifugal N
Ftotal Gaya total N
g Kecepatan gravitasi bumi m/s2
GFW fuel weight kg
GMEW Design manufactur empty weight kg
GPW Payload weight kg
GTO Aircraft take off weight N
Hcg Tinggi center of gravity pesawat m
HLG main Tinggi landing gear m
HLG nose Tinggi nose landing gear m
L Jarak dari nose landing gear ke c.g forward m
LW Beban static wheel N
M Jarak main gear ke center of gravity aft m
m Berat atau massa benda kg
MAC Mean Aerodinamic Chord m
N Jarak nose landing gear ke center of gravity aft m
Ng Landing gear load factor
ns Number of strut atau jumlah peredam kejut
nt Number of tire atau jumlah ban
P Pressure Pa

78. P2 Static pressure landing gear Pa
Pm Beban static maksimum main landing gear N
Pm dyn Beban dinamik main landing gear N
Pn dyn Beban dinamik nose landing gear N
Pns max Beban static maksimum nose landing gear N
Pns min Beban static minimum nose landing gear N
R Radius putaran m
SS Shock absorber stroke m
St Defleksi ban m
tw Thickness atau ketebalan wing m
V Kecepatan pesawat m/s
W Gaya berat kg
WL Landing weight kg
Wt Touchdown rate kg
Xo Jarak antara titik koordinat awal atau datum dengan
landing edge pada koordinat X axis pesawat
m
XFW Posisi GFW pada koordinat Xc.g m
XMEW Posisi GMEW pada koordinat Xc.g m
XOEW Posisi GOEW pada koordinat Xc.g m
XPW Posisi GPW pada koordinat Xc.c m
XT Posisi aircraft c.g sepanjang koordinat X axis atau
Xc.g
m
XTO Jarak antara center of gravity pesawat ke ujung
landing edge sepanjang MAC
m
Yo Jarak antara koordinat X axis ke MAC sepanjang
landing edge
m
YFW Posisi GFW pada koordinat Yc.g m
YMEW Posisi GMEW pada koordinat Yc.g
YOEW Posisi GOEW pada koordinat Yc.g m
YPW Posisi GPW pada koordinat Yc.c m
YT Posisi aircraft c.g sepanjang Y axis atau Yc.g m
YTO Jarak antara propeller blade tip dengan landasan m

79. Jarak antara propeller blade tip dengan landasan m
X TO Posisi center of gravity dalam persen MAC %
Y TO Posisi center of gravity dalam persen MAC %
Factor efisiensi untuk oleo pneumatic shock
absorber
Factor efisiensi untuk ban

80. GAMBAR PENELITIAN
Gambar main landing gear
Gambar peswat KT-1B

81. Gambar nose landing gear
Gambar Flap/sayap pesawat