tekanan dan altimeter
DESCRIPTION
about pressure and altimeter in bahasa indonesiaTRANSCRIPT
Altimeter
the completesolution
2
Pengukuran Tekanan Udara Pengukuran Tekanan Udara
PA-PBh =berat jenis
=13 590 kg/m3
PA=tekanan atmosfirPB =tekanan ~ 0
Untuk ketinggian h= 76 cm :PA = 13 590 * 9.81 * 0.76
= 101 321.6 N/m2 (Pascal)= 1013,2 * 102 Pa= 1013,2 hPa
TTEKANAN UDARAEKANAN UDARA
• Tekanan Udara - Gaya per satuan luas yang disebabkan oleh berat kolom udara yang ada diatasnya (tak terbatas)
• Maka, makin tinggi suatu tempat – tekanan udara semakin kecil yang disebabkan oleh berat kolom udaranya lebih ringan (kolom udara lebih pendek)
• Disamping itu semakin keatas , kerapatan udaranya semakin renggang, sehingga berat udara semakin ringan
Aneroid barometer
AALTIMETERLTIMETER
• ALTIMETER - adalah alat pengukur ketinggian pesawat terbang .
• ALTO = tinggi + METER = alat oengukur• Pada prinsipnya : ALTIMETER ~ BAROMETER• ALTIMETER : menunjukkan ketinggian dalam
satuan feet (kaki).• Mekanisme kerja Altimeter seperti jam tangan
yang memiliki 3 buah jarum dan jendela penanggalan– Jarum pendek/gemuk ; menunjukkan angka ribuan kaki– Jaram sdang : menunjukkan angka ratusan kaki– Jarum terpanjang yang ujungnya berbentuk segitiga :
menunjukkan angka puluhan ribu feet
AALTIMETERLTIMETER
• Tombol ulir penyetel skala barometrik di pojok kiri bawah untuk menyetel angka didalam jendela kecil yang menunjukkan ANGKA SKALA TEKANAN UDARA– Jika pesawat diam dan tombol ulir diputar-putar, maka
jarum akan bergerak-gerak dan angka didalam jendela berubahy pula
– Jika tombol ulir didiamkan saja dan pesawat naik, maka jarum akan bergerak searah jarum jam yang menunjukkan KETINGGIAN PESAWAT TERBANG
– Jendela yang ada adalah untuk menyetel angka didalamnya yang menunjukkan TEKANAN UDARA
– Misalnya tekanan udara bandara : 1011.4 hPa (QFE), dan pesawat sedang diparkir di Apron. Jika jendela tersebut disetel ke 1011.4, maka Altimeter akan menunjuk angka 0 (Nol)
AALTIMETERLTIMETER
• Tombol ulir penyetel skala barometrik di pojok kiri bawah untuk menyetel angka didalam jendela kecil yang menunjukkan ANGKA SKALA TEKANAN UDARA– Jika pesawat diam dan tombol ulir diputar-putar, maka
jarum akan bergerak-gerak dan angka didalam jendela berubahy pula
– Jika tombol ulir didiamkan saja dan pesawat naik, maka jarum akan bergerak searah jarum jam yang menunjukkan KETINGGIAN PESAWAT TERBANG
– Jendela yang ada adalah untuk menyetel angka didalamnya yang menunjukkan TEKANAN UDARA
– Misalnya tekanan udara bandara : 1011.4 hPa (QFE), dan pesawat sedang diparkir di Apron. Jika jendela tersebut disetel ke 1011.4, maka Altimeter akan menunjuk angka 0 (Nol)
8
9
International Standard Atmosphere International Standard Atmosphere (ISA) – 1976(ISA) – 1976
Di permukaan laut»Temperatur udara : 15°CTekanan udara : 1013,2 hPaKerapatan udara: 1.225 kg/m3
Temperature lapse rate : 0.0065 °C/m tropopause: 11.0 km température tropopause: -56.5°C
température dans la troposphère ISA
0
5000
10000
15000
20000
25000
30000
35000
40000
-60 -55 -50 -45 -40 -35 -30 -25 -20 -15 -10 -5 0 5 10 15
température (°C)
alt
itu
de
10
Variation Tuhu udara atmosfir standard Variation Tuhu udara atmosfir standard
Suhu 0 di ketinggian 7500’
10 000’
20°C
Laju susut suhu t°: 2°/1000’Atau 0,65°/100m
Profil suhu di lapisan tropospir ISA
11
Formulasi Perhitungan AltimeterFormulasi Perhitungan Altimeter
aR
SL
ASL
P
P1
a
TA
A = altitude dalam meterTSL = suhu udara a = laju susut suhu = 0,0065°/mPA = pressure altitudePSL = tekanan di permukaan lautR = konstanta gas = 29,27 m/°
AALTIMETERLTIMETER
Berdasarkan pengukuran yang dilakukan :• TEKANAN UDARA BERKURANG 1 hPa, untuk setiap :
– 30 feet (dilapisan troposfir bawah ~ sekitar 20.000 feet– 54 feet (diatas lapisan 20.000 feet)
– CONTOH :Tekanan permukaan bumi 1008.6 hPa, maka tekanan 1002.4 hPa
berada pada ketinggian :
= (1008.6 -1002.6) X 27 ft= 6 x 27 feet= 162 ft
13
Representasi grafisRepresentasi grafis
0
5 000
10 000
15 000
20 000
25 000
30 000
35 000
40 000
45 000
50 000
55 000
60 000
65 000
70 000
0 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000
pressure (hPa)
alt
itu
de
(fe
et)
altitude formula
Mengikuti fungsi hiperbola
14
Simplifikasi Formula - 1Simplifikasi Formula - 1
0
5 000
10 000
15 000
20 000
25 000
30 000
35 000
40 000
45 000
50 000
55 000
60 000
65 000
70 000
0 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000
pressure (hPa)
alt
itu
de
(fe
et)
A=hPa
altitude formula
Mengikuti fungsi linier y = ax. hanya berlaku dibawah ketinggian 20 000 feet: Altitude = perbedaan tekanan X 0 27 feet
100 hPa2700’
100 hPa
5400’
15
Simplifikasi - 2Simplifikasi - 2
0
5 000
10 000
15 000
20 000
25 000
30 000
35 000
40 000
45 000
50 000
55 000
60 000
65 000
70 000
0 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000
pressure (hPa)
alt
itu
de
(fe
et)
A=hPa54
A=hPa
altitude formula
Diatas 20 000 feet : altitude = beda tekanan x 54 feet
AACUAN YANG DIGUNAKAN UNTUK CUAN YANG DIGUNAKAN UNTUK MENYATAKAN KETINGGIAN PESAWATMENYATAKAN KETINGGIAN PESAWAT
1. Standard Pressure (QNE) -> Fligfht Level (FL)2. Mean Sea Level (QNH) -> Altitude (AL)3. Aerodrome Pressure (QFE) -> Height (HGT)
• Pesawat di bandara, dan altimeter di setel mengacu QFE , maka altimeter menunjuk angka nol
• Pesawat berada di bandara dan altimeter si set mengacu QNH, altimeter akan menunjukkan ketinggian bandara diatas Mean Sea Level
• Pesawat berada di bandara dan altimeter di set ke QNE, maka altimeter akan menunjukkan ketinggian diatas ketinggian garis tekanan standard 1013,25 hPa
17
QNH /SL
QFE1013 hPa
1013 hPa
altitudeFL
(pressure altitude PA)
height
Referensi Altimeter dan definisi ketinggianReferensi Altimeter dan definisi ketinggian
18
QNH 1013 / SL
Altitude 7000’(true altitude)
indicated altitude
19
QNH > 1013 hPa
1013 hPa
1013
pressure altitudepressure altitudePA ou FLPA ou FL indicated altitude s
PA+(QNH-1013) 27
(QNH-1013) 27
QNH > 1013 hPaQNH > 1013 hPa
20
QNH < 1013 hPa
1013 hPa
1013
pressure altitudepressure altitudePA ou FLPA ou FL
(QNH-1013) 27
QNH < 1013 hPaQNH < 1013 hPa
indicated altitude PA+(QNH-1013) 27
attention:on respecte la convention des signes:Si QNH < 1013 alors QNH – 1013 < 0
21
QNH 1013 /SL
True altitude ???
Untuk atmosphère non standard.
22
Variasi tekanan dalam atmospher non-Variasi tekanan dalam atmospher non-standardstandard
pressure-true altitude
0
5 000
10 000
15 000
20 000
25 000
30 000
35 000
40 000
45 000
50 000
55 000
60 000
65 000
70 000
75 000
80 000
50 100 150 200 250 300 350 400 450 500 550 600 650 700 750 800 850 900 950 1000 1050
pressure (hPa)
alt
itu
de
(ft
)
ISAISA+10°C
ISA+20°C
ISA+30°C
ISA-10°C
ISA-20°C
ISA-30°C
23
Variasi tekanan dalam atmospher non-Variasi tekanan dalam atmospher non-standardstandard
Dalam praktek:
IA0,0035TS-OATIATA
24
Pengukuran True Altitude dari Indicated Pengukuran True Altitude dari Indicated AltitudeAltitude
Contoh 1:Indicated altitude : 10 000 feetOAT : -20°C
Laju susut suhu : 2°C tiap kenaikan 1000 feetMaka perubuahan suhu yang terjadi ; 10.000/1000 x 2°C = 20Pada ketinggian 10 000 feet temeratur ISA :15 - 20= -5°CMaka ada beda dengan OAT –15°Cceci maka ada beda altitude sebesar -15 35 10 000 = -525True Altitude menjadi : 10 000 - 525 = 9475 feet
25
Pengukuran True Altitude dari Indicated Pengukuran True Altitude dari Indicated AltitudeAltitude
Contoh 2:IA : 12 000 feetOAT : 1°C
Laju susut suhu : 2°C tiap kenaikan 1000 feetMaka perubuahan suhu yang terjadi ; 12.000/1000 x 2°C = 24Pada ketinggian 10 000 feet temperatur ISA :15 - 24= -9°CMaka ada beda dengan OAT +10°C ((1°C – (-9°C))maka ada beda altitude sebesar 10 35 12 000 = 420 feetTrue Altitude menjadi : 12 000 - 20 = 10.420 feet
26
Atmosfir Standard
1°C
true altitude 7000’
Atmosfir Lebih hangat dari Atmosfir Standard
11°C
15°C 25°C
true altitude= 7000’+ 3.5% x 7000’=7000’+ 245’=7245’
Atmosfir lebih digin dari atmosfir standarddard
5°C
-9°C
true altitude= 7000’- 3.5% x 7000’=7000’- 245’=6755’
RekapitulasiRekapitulasi
TEORI-TEORI DASAR YANG BERHUBUNGAN DENGAN GAYA ANGKAT
HUKUM NEWTON I HUKUM NEWTON II HUKUM NEWTON III EFEK MAGNUS TEORI BERNOULLI
EFEK MAGNUSEFEK MAGNUSALIRAN UDARA PADA SILENDER YANG TIDAK ALIRAN UDARA PADA SILENDER YANG TIDAK
BERPUTARBERPUTAR
Jika udara mengalir pada silinder yang tidak berputar, aliran udara diatas dan dibawah silinder identik dan mendapat gaya yang sama
Rotasi mempengaruhi fluida disekitar silinder.Karena gesekan dan viskositas nya, fluida cenderung mempunyai resistensi untuk tidak bergerak yang mempengaruhi aliran fluida disekitar silinder
EFEK MAGNUS EFEK MAGNUS ALIRAN UDARA (DIAM) DISEKITAR SILINDER YG ALIRAN UDARA (DIAM) DISEKITAR SILINDER YG
BERPUTAR BERPUTAR
Partikel udara di dekat permukaan cenderung tidak bergerak, dan relatip kecepatan aliran mendekati nol.Karena viskositas , molekul pada permukaan menarik aliran fluida diatasnya, mengikuti arah rotasi silinder.
Karena silender berputar dalam fluida yg juga bergerak, hasilnya adalah sirkulasi aliran yang makin tinggi mengikuti arah rotasi silinder, ditambah dengan aliran fluida itu sendiri (diatas silinder)
Aliran udara tersendat (stagnan) pada point, ketika aliran terpisah melalui bagian atas dan bagian bawah silinder di titik A, dan ketika bertemu kembali di B
EFEK MAGNUS EFEK MAGNUS ALIRAN UDARA YANG BERGERAK DISEKITAR ALIRAN UDARA YANG BERGERAK DISEKITAR
SILINDER YG BERPUTAR SILINDER YG BERPUTAR
Titik stagnasi terjadi pada sisi depan ketika aliran udara menabrak airfoil (A) dan di B , ketika aliran udara yang terpisah bertemu kembali.
Aliran udara didepan mengarah ke atas (upwash) dan dibagian belakang mengarah kebawah (downwash).Dalam kasus ini kecepatan aliran yang tinggi ada dibagian atas airfoil, dan kecepatan terendah ada dibagian bawah. Menyebabkan adanya tekanan yang tinggi dibagian bawah airfoil dan tekan rendah diatas airfoil
ALIRAN UDARAN PADA BENTUK AIRFOILALIRAN UDARAN PADA BENTUK AIRFOIL
PRINSIP BERNOULLI TERHADAP PERBEDAAN PRINSIP BERNOULLI TERHADAP PERBEDAAN TEKANANTEKANAN
Menjelaskan bagaimana tekanan dari fluida yang bergerak, bervariasi dengan kecepatan geraknya. Dinyatakan bahwa, jika kecepatan fluida yang bergerak bertambah, maka tekanannya akan berkurang.
• Tabung venturi dari bagian inletnya makin menyempit diameter sampai melalui bagian yang sangat sempit kemudian melebar kembali dibagian outlet, dimana diameternya sama dengan diameter inlet.
• Dilubang yang sempit kecepatan aliran naik, dan tekanannya berkurang, sedang dibagian outlet kecepatannya berkurang dan tekanannya makin besar.
• Prinsip ini yang menjelaskan bagaimana sayap pesawat bisa menghasilkan gaya angkat. Karena ketika pesawat bergerak diudara, aliran udara yang bergerak melewati lengkungan sayap bagian atas, aliran akan dipercepat, dan tekanannya menjadi rendah, sedangkan yang melewati bagian bawah sayap pesawat yg relatip lebih datar, aliran udara lebih lambat dan tekanannya tinggi
PRINSIP BERNOULLI TERHADAP PRINSIP BERNOULLI TERHADAP PERBEDAAN TEKANANPERBEDAAN TEKANAN
DISAIN AIRFOILDISAIN AIRFOIL
• Disain airfoil dibuat lengkung dibagian atas , sedang dibagian bagian bawah lebih flat, untuk mendapatkan perubahan kecepatan dan tekanan udara yg melewatinya
• Dalam percobaan di wind tunnel, jika airfoil agak dicondongkan (inclined) membentuk sudut (biasanya disebut angle of atack) thd aliran udara, maka aliran udara yang melewati bagian atas akan dipaksa untuk menjadi lebih cepat, bertambahnya kecepatan ini akan makin mengurangi tekanan dipermukaan bagian atas airfoil.
• Sebaliknya, yang melewati bagian bawah airfoil, akan diperlambat dan tekanannya bertambah.
• Selisih tekanan yang makin besar antara bagian atas dan bagian bawah airfoil, akan meningkatkan total gaya angkat
DISTRIBUSI TEKANAN PADA AIRFOIL DAN PERGESERAN CP (CENTRE OF GRAFITY
GAYA YANG BEKERJA PADA PESAWAT
GAYA ANGKAT
GAYA DORONG
GAYA BERAT
GAYA HAMBAT
FAKTOR-FAKTOR YANG MEMPENGARUHI GAYA ANGKAT
OBYEKNYA (SAYAP PESAWAT)– BENTUK (AIRFOIL}– LUASNYA (TOTAL PRESSURE)
GERAKAN (Motion):– KECEPATAN– INKLINASI TERHADAP ARAH ALIRAN FLUIDA
FLUIDA (UDARA)– MASSA, VISKOSITAS, DAN KOMPRESIBILITAS
L - LIFT (GAYA ANGKAT)D - DRAG (GAYA HAMBAT)CL - KOOEFISIEN LIFTCD - KOEFISIEN DRAG
DRAG VS SPEED
CRITICAL ANGLE OF ATACK
48
Density Altitude (DA)Density Altitude (DA)
DDENSITY ALTITUDEENSITY ALTITUDE
• DENSITY ALTITUDE : jarak vertikal yang diukur dari permukaan laut menurut Atmosfire Standard, dimana pada tempat itu diperoleh nilai kerapatan udara atmosfir standard.
• Densitas udara secara langsung tergantung pada nilai suhu udara
• Pada Atmosfir Standard, density altitude sama dengan pressure altitude
• Density Altitude adalah nilai Pressure Altitude yang dikoreksi pada kondisi temperatur udara atmosfir non standard
50
Atmosfir StandardAtmosfir non standard
PPermasalahanermasalahandensity x
SL: densitas udara: 1,29 kg/m3
density x
Berapakah ketinggian densitas udara yang sama (x) yang ditemukan dalam Atmosfir standard?PA
SL: densitas udara1,29 kg/m3
1013
1013
51
Me nghitung DA adalah sangat penting jika anda ingin mengetahui kinerja pesawat
Density Altitude (DA)Density Altitude (DA)
• Densitas udara tergantung dari kondisi tempertur udara• Jika ada kenaikan temperatur udara, densitas akan menurun, dan
sebaliknya jika ada penurunan temperatur udara, densitas akan naik
• Dikatakan bahwa dalam atmosfir standard ,:density altitude (DA) = pressure altitude (PA)
• Hal tersebut tidak terjadi dalam Amosfir non standard• Dalam rumus gaya angkat, terdapat faktor densitas udara,
menunjukkan bahwa kinerja pesawat tergantung dari densitas udara
52
Density Altitude (DA)Density Altitude (DA)DA dapat dihitung dengan bantuan rumus sebagai berikut.
0234969.0
OAT
Ts1
a
TsPADA
DA = density altitude dalam feerPA = pressure altitude dalam feetTs = temperatur atmosfir standard dalam °Ka = gradient temperatur = 0.0019812 °/ftOAT = outside air temperature dalam °K
Dalam rumus ini cukup rumit, dan harus dicari cara yang lebih mudah dan praktis dalam perhitungan, dengan menganalisa tampilan grapis rumus ini.
53
True altitude vs Density AltitudeTrue altitude vs Density Altitude
pressure altitude and density altitude
0
2 500
5 000
7 500
10 000
12 500
15 000
17 500
20 000
22 500
25 000
27 500
30 000
32 500
35 000
37 500
40 000
200 300 400 500 600 700 800 900 1000pressure (hPa)
alti
tud
e (
fee
t)
Ketika terjadi perubahan temperatur udara, teramati bahwa kurva bergeser relatip hampir sejajar terhadap kurva standard!
ISA
ISA+10°C
ISA+20°C
ISA-10°C
ISA-20°C
1180 feetpar 10°C
54
Density AltitudeDensity AltitudeDari pengamatan tersebut (kurva) memungkinkan kita untuk menyederhanakan perhitungan DA. Analisi rinci menunjukkan untuk perbedaan 1°C dibandingkan dengan tempertur standard sebanding dengan perbedaan DA terhadap ketinggian tekanan (PA) sebesar 120 feet. Ini juga ditunjukkan oleh perhitungan sbb :
1201Ts
Ts1
a
Ts0234969.0
Pertama dihitung perbedaan antara suhu atmosfir standard (TS) dan temperatur luar (OAT)
Kemudian dikalikan dengan 120
Kemudian hasilnya ditambahkan ke PA (jika OAT>TS)
Aturan praktis untuk menghitung DA:
120TS-OATPADA Dalam rumus matematik:
55
Menghitung DA (Density Altitude) dari PA Menghitung DA (Density Altitude) dari PA (Pressure Altitude)(Pressure Altitude)
Contoh 1:PA: 10 000 feetOAT -20°C
Pertama menghitung beda tempuratur thd suhu Atmosfir standard :Laju susut suhu 2°C per 1000 feets .Oleh karena itu pada 10000 feet ada penurunan suhu : 10 2 = -20°CTemperatur standard pada 10000 feet seharusnya : 15 - 20= -5°COleh karena itu ada perbedaan temperatur sebesar : –15°CSebanding dengan beda ketinggian : –15 120= -1800 feetOleh karena itu DA= 10 000 - 1800 = 8200 feet
56
Menghitung DA (Density Altitude) dari PA Menghitung DA (Density Altitude) dari PA (Pressure Altitude)(Pressure Altitude)
Contoh 1:PA: 12 000 feetOAT -1°C
Pertama menghitung beda tempuratur thd suhu Atmosfir standard :Laju susut suhu 2°C per 1000 feets .Oleh karena itu pada 12000 feet ada penurunan suhu : 12 2 = -24°CTemperatur standard pada 10000 feet seharusnya : 15 - 24= -9°COleh karena itu ada perbedaan temperatur sebesar : 8°CSebanding dengan beda ketinggian : 8 120= 960 feetOleh karena itu DA= 12 000 + 960 = 12960 pieds
57
indicated altitude true altitudePerbedaan antara dua ketinggian ini relatip, sesuai perhitungan dengan menggunakan persentasi relatip terhadap IA.Variasi perubhan Variasi perubhan 3,5 % 3,5 % untuk setiap beda suhu udara untuk setiap beda suhu udara 10°C10°C
RingkasanRingkasan
pressure altitude density altitudePerbedaan antara dua ketinggian ini secara substansi konstant , sesuai perhitungan dihitung berdasarkan suhu udaraVariasi perubahan Variasi perubahan 120 120 feet untuk beda suhu udara per feet untuk beda suhu udara per °C. °C.
IA0,0035TS-OATIATA
120TS-OATPADA
pressure altitude indicated altitudePerbedaan antara dua ketinggian ini sama dengan perkalian antara selisih QNH dan 1013 dikalikan dengan 27 feet.Selisih 1Selisih 1 hPa hPa sebanding dengan selisih ketinggiansebanding dengan selisih ketinggian 27 pieds 27 pieds
271013-QNHPAIA
58
OrganigramOrganigram
PAPA10131013
IAIAQNHQNH
TATAQNHQNH
DADA10131013
+(QNH-1
013) 27 +(OAT-TS) 120
+(OAT-TS) 0.0035 IA PA = pressure altitude (ft)
IA = indicated altitude (ft)
TA = true altitude (ft)
OAT = outside air temperature (°C)
TS = standard temperature (°C)