RATE OF CLIMB CALCULATION

RATE OF CLIMB CALCULATION

Rate of climb adalah kecepatan mendaki, yang merupakan komponen flight velocity (True Airspeed). Thrust Horsepower dari pesawat yang menghasilkan power (power-producing aircraft) adalah sama dengan efisiensi dari propeller dikalikan dengan shaft horsepower (SHP). Oleh karena itu Thrust Horsepower (THP) adalah power available yang bervariasi terhadap perubahan velocity.

Dengan demikian dapat disimpulkan bahwa pada saat climbing, thrust yang diperlukan adalah lebih besar daripada drag dan akan makin besar dengan bertambahnya angle of climb. Dan pada saat climbing yang vertical, maka climb angle akan menjadi 90o. artinya thrust yang diperlukan saat vertical climb akan sangat besar untuk mengatasi drag dan weight yang bekerja pada satu garis.

SEBUAH PESAWAT MEMILIKI KARAKTERISTIK SEBAGAI BERIKUT :

Gaya dorong ini berkurang 15KN setiap kenaikan tinggi terbang Km.

a.   Buat tabel perfoma untuk tinggi terbang sea level, 5 Km, dan 10 Km?

b.   Gambarkan diagram performa untuk ketiga tinggi terbang sea-level, 5 Km dan 10 Km ( V versus P)?

c.   Tentukan laju tanjak maksimum untuk ketiga tinggi terbang terebut?

d.   Tentukan tinggi terbang maksimum yang dapat dicapai pesawat (R/C max versus h )?

Add caption

Dari data performa untuk setiap ketinggian terbang, 0 km, 5 km, dan 10 km dan tinggi terbang maksimum yang telah diketahui diatas ,  dapat disimpukan dari CL yang besar tidak selamanya menghasilkan Rate Of Climb yang besar pula. Dalam kasus ini pada ketinggian terbang 0 km terdapat Rate Of Climb yang paling besar yaitu berkisar di angka 17,9 m/s, ini dipengaruhi oleh  p (rho) dan thrust yang berbeda-beda pada setiap perubahan ketinggian terbang.

Diagram performa tinggi terbang yang disajikan diatas menunjukan bahwa Power Available yang  cenderung konstan pada setiap kenaikannya dan Power Required yang selalu menunjukan kenaikan yang drastis pada nilai CL 0,1,  karena Power Required yang melebihi Power Available ini menyebabkan pesawat terbang cenderung menukik atau nose down, karena Power yang tersedia tidak mampu menghasilkan gaya angkat yang besar pada pesawat terbang untuk menanjak.Curva Angle Of Attack dan Power Available yang tidak seimbang ini mengakibatkan terjadinya stall pada upper chamber dari airfoil, karena terjadinya stall pada bagian upper chamber dari sebuah airfoil  ,hal yang terjadi pesawat terbang tersebut tidak mampu menghasilkan lift.Dari kejadian tersebut mengakibatkan pesawat terbang cenderung menukik atau nosedown.

Dari hasil perhitungan yang  disajikan,dapat lihat dichart RC Max dapat diperkirakan ketinggian maksimum yang dicapai  pesawat terbang tersebut sekitar  12 KM dari setiap ketinggian terbang