Dasar Teori
BAB II DASAR TEORI 2.1
Umum Analisis prestasi terbang pada tugas akhir ini menggunakan pesawat terbang tipe Boeing 747-400. Data yang diperoleh dari Flight Data Recorder dipilah-pilah menjadi lebih sederhana untuk memperoleh parameter yang akan digunakan untuk mencari prestasi terbang yang diinginkan. Pada bab ini akan dibahas hubungan antara variabel yang diperoleh dari Flight Data Recorder dengan parameter prestasi terbang pesawat udara. Hasil yang diperoleh akan dibahas pada bab selanjutnya yang akan membahas juga data-data hasil perhitungan X-Plane. Pembahasan tugas akhir ini dibatasi hanya pada prestasi terbang tinggal landas dan prestasi terbang menanjak. Dengan demikian pembahasan dasar teori dalam tugas akhir ini hanya mencakup kedua prestasi terbang di atas saja. Prestasi tinggal landas akan dibahas pada pasal 2.2, dilanjutkan dengan prestasi terbang menanjak yang akan dibahas pada pasal 2.3.
2.2
Flight Data Recorder Dalam dunia Penerbangan, FDR atau Flight Data Recorder merupakan salah satu peralatan (equipment) yang digunakan untuk mencatat secara detail semua aktifitas yang dilakukan oleh pesawat terbang terutama yang berkaitan erat dengan prestasi pesawat terbang berikut parameter - parameternya seperti kecepatan pesawat, ketinggian yang dicapai, dan lainnya. FDR yang terpasang dapat menyimpan data-data aktivitas pesawat setiap detik bahkan setiap detik terdapat beberapa data yang terekam oleh FDR, tapi banyaknya data yang ingin disimpan tiap detiknya dapat diatur tergantung pada jenis FDR yang digunakan.
FDR ini menyimpan semua data
penerbangan dalam bentuk binary format, sehingga diperlukan suatu sistem untuk membaca dan menerjemahkan data binary yang disimpan menjadi data yang siap untuk dianalisis. FDR tidak berdiri sendiri tetapi terdapat di dalam sebuah alat yang sering disebut Black Box. Black box adalah istilah umum yang digunakan untuk menggambarkan data
5
Dasar Teori
alat rekam data penerbangan yang dibawa oleh pesawat komersial modern. Rekaman data penerbangan atau yang lebih dikenal dengan Flight Data Recorder (FDR) adalah sistem miniatur komputer yang menyimpan berbagai macam data selama penerbangan, seperti kecepatan udara, posisi, dan ketinggian. Peralatan ini biasanya digabungkan dengan black box kedua yang dikenal dengan Cockpit Voice Recorder (CVR), yang mendokumentasi transmisi radio dan suara di kokpit, seperti percakapan pilot dan suara engine. Bila terjadi kecelakaan, informasi yang tersimpan pada black box dapat digunakan untuk menganalisis penyebab kecelakaan tersebut. Black box telah digunakan sejak awal dunia penerbangan. Wright bersaudara membawa perekam data pada penerbangan mereka yang pertama. Peralatan sederhana ini memuat data terbang yang terbatas seperti durasi, kecepatan, dan jumlah putaran engine. Pelopor penerbangan yang lain, Charles Lindbergh, menggunakan pengukur tekanan yang lebih baik, di mana tinta ditandai pada kertas yang terbungkus pada drum yang berotasi. Seluruh peralatan tersimpan pada kotak kayu yang kecil sebesar penahan kartu indeks. Akan tetapi, prototipe awal ini tidak sempat direkonstruksi akibat kecelakaan. Teknologi black box tidak berkembang banyak sampai tahun 1951, ketika Profesor James J. Ryan menggabungkan divisi mesin dari General Mills. Dia adalah ahli dalam instrumentasi, analisis getaran, dan desain mesin. Profesor ini datang dengan ide perekam data VGA, di mana “V” untuk kecepatan (Velocity); “G” untuk gaya G (percepatan ke atas); dan “A” untuk ketinggian (Altitude). Perekam ini mempunyai berat 10 lb (4-5 kg) sebesar kotak roti dengan dua bagian terpisah. Bagian pertama berisi peralatan ukur (altimeter, akselerometer, dan indikator kecepatan udara) sedang bagian lainnya berisi peralatan rekam, yang terhubung pada tiga peralatan di bagian pertama. Rancangan awal Profesor Ryan masih digunakan dalam data perekam sampai hari ini, meskipun telah mengalami berbagai perkembangan. Peralatan jarum dan gulungan film diganti dengan kaset magnetik 6.4 mm, yang kemudian diganti dengan chip memori digital. Jumlah variabel yang dapat direkam juga meningkat secara drastis, dari tiga atau empat parameter menjadi sekitar 300. FDR sekarang dapat merekam data karakteristik terbang seperti kecepatan, ketinggian, dan posisi flap, modus auto-pilot,
6
Dasar Teori
bahkan status alarm asap pada cabin. Pada awal 1960-an, industri airline menambahkan kemampuan untuk merekam suara dengan Cockpit Voice Recorder. Namun perubahan yang paling signifikan dalam pembuatan perekam data terbang adalah peningkatan dalam konstruksinya, memampukan alat ini untuk tidak hancur oleh gaya impact atau kecelakaan. Model awal hanya mampu menahan sebesar 100 G (100 kali gaya gravitasi), yang setara dengan gaya benda yang dijatuhkan dari 10 ft (3 m) di atas landasan beton. Untuk mensimulasikan kondisi kecelakaan yang lebih nyata, pada tahun 1965 persyaratan ini ditingkatkan menjadi 1000 G untuk lima mili detik dan kemudian menjadi 3400 G untuk 6.5 mili detik. Sekarang, pesawat komersial besar dan beberapa pesawat komersial kecil, pesawat korporat, dan pesawat pribadi diharuskan oleh FAA untuk memasang Cockpit Voice Recorder dan Flight Data Recorder. Jika terjadi kecelakaan, black box dapat diperoleh dan dikirim - masih tersegel – kepada Dewan Keselamatan Transportasi Nasional (NSTB – National Transportation Safety Board) untuk analisis. Komponen Black Box Flight Data Recorder (untuk selanjutnya disebut FDR) dan Cockpit Voice Recorder (untuk selanjutnya disebut CVR) dibuat dari komponen yang sama. Kedua-duanya membutuhkan pembangkit tenaga, unit memori, papan kontrol elektronik, peralatan input, dan pemancar sinyal.
7
Dasar Teori
Gambar 1. Flight Data Recorder. [ ref 7 ]
• Pembangkit Tenaga Baik FDR dan CVR dapat dijalankan oleh dua pembangkit tenaga (115 VAC atau 28 DC) yang memberikan alat ini fleksibilitas untuk digunakan pada berbagai macam pesawat. Baterai didesain untuk beroperasi terus menerus selama 30 hari dan tahan selama 6 tahun. • Crash Survivable Memory Unit (CSMU) CSMU didesain untuk mendapatkan 25 jam informasi data digital terbang. Informasi yang tersimpan merupakan kualitas yang sangat tinggi karena peralatan elektronik ini dapat menyimpan data dalam bentuk yang tidak terkompres. • Papan gabungan sirkuit dan kontrol / Integrated Controller and Circuitry Board (ICB) Papan ini berisi sirkuit elektronik yang bertindak sesuai papan pengalih untuk data masukan. • Interface Pesawat
8
Dasar Teori
Port ini berfungsi sebagai penghubung untuk peralatan input di mana black box mendapatkan informasi mengenai pesawat. Interface FDR menerima dan memproses sinyal dari beragam peralatan pesawat seperti, indikator kecepatan udara, alarm peringatan kabin, altimeter, dan lain-lain. Interface terhubung dengan CVR yang menerima dan memproses sinyal dari mikrofon daerah kokpit, yang biasa diletakkan di suatu tempat di atas panel instrumen antara kedua pilot. Mikrofon ini ditujukan untuk mengambil suara yang dapat membantu investigator dalam menentukan penyebab kecelakaan, seperti suara engine, peringatan stall, retraksi roda pendarat, dan bunyi klik atau pop. Suara-suara ini dapat membantu menentukan waktu saat terjadi kecelakaan. Mikrofon juga menyampaikan komunikasi dengan Air Traffic Control, kesimpulan hasil laporan cuaca, dan juga percakapan antar pilot dengan bandara atau petugas kabin. • Pemancar Lokasi Bawah Laut / Underwater Locater Beacon (ULB) Setiap perekam menyertakan ULB untuk membantu dalam mengidentifikasi lokasi dari kecelakaan di atas laut. Peralatan yang dikenal dengan sebutan “pinger” ini, menyala saat perekam tenggelam. ULB memancarkan sinyal akustik 37.5 KHz yang dapat dideteksi oleh penerima signal khusus. Sistem ini dibungkus oleh kontainer logam berat yang dapat mengirimkan sinyal dari kedalaman 14000 ft (4200 m) Smith Industries, penyedia terbesar perekam data pesawat, baru-baru ini mengumumkan pengembangan menjadi satu alat yang akan menggantikan FDR dan CVR terpisah. Alat ini dikenal dengan Integrated Data Acquisition Recorder (IDAR), dan menggabungkan data terbang dan suara dalam konfigurasi satu kotak, bersamasama dengan sistem transfer data untuk penemuan data perawatan. Kehadiran IDAR akan mereduksi 25% dari berat sistem. Yang menarik adalah pengembangan alat ini hadir pada saat yang bersamaan dengan aturan yang menerangkan bahwa data harus terhubung dengan menara kontrol. Aturan ini menuntut black box menyimpan lebih banyak informasi. Dengan adanya data yang tersimpan di dalam pesawat di mana yang berisikan tentang segala kegiatan pesawat, dapat mengetahui segala kejadian yang berada pada lingkungan pesawat baik di dalam pesawat ataupun di luar pesawat seperti tekanan di luar pesawat, suhu, kecepatan angin, dan sebagainya. Pada subbab selanjutnya akan
9
Dasar Teori
dibahas fase-fase penerbangan yang akan menjadi bahasan
tugas akhir ini dan
menggunakan FDR sebagai tolak ukur perhitungannya. 2.3
Prestasi Tinggal Landas Tinggal landas merupakan awal dari perjalanan suatu pesawat udara dan sangat berperan penting dalam kelanjutan misi pesawat udara tersebut, proses tinggal landas merupakan suatu proses yang paling membutuhkan keahlian pilot agar pesawat dapat melakukan penerbangan sesuai dengan misi yang akan dijalaninya, mulai keadaan pesawat diam hingga berakselerasi dan terbang. Seperti yang telah diutarakan dalam Bab I, prestasi tinggal landas yang akan dibahas pada tugas akhir ini adalah analisis berat, kecepatan, ketinggian dan angle of attack yang dialami pada pesawat pada saat fase penerbangan tinggal landas. Faktor – faktor gangguan yang dialami pesawat seperti angin, kemiringan landasan dan sebagainya tidak dibahas. Proses tinggal landas adalah proses sejak pilot melepas togel pengereman (break release) hingga pesawat udara telah mencapai ketinggian 457.2 m (1500 ft) di atas landasan serta flaps dan landing gear selesai ditarik masuk, untuk lebih jelasnya lihat Gambar 2.
Gambar 2. Lintasan Tinggal Landasan. [ ref 6 ] Dari gambar di atas dapat dilihat bahwa jarak tinggal landas adalah jarak yang ditempuh pesawat sejak brake release sampai pesawat mencapai ketinggian obstacle 15.2 m (50 ft). jarak tinggal landas terdiri atas dua bagian utama yaitu jarak ground run dan jarak airbone.
10
Dasar Teori
Jarak ground run, Sg, adalah jarak yang ditempuh pesawat udara sejak brake release sampai pesawat udara lepas landas (lift off, seluruh pesawat udara lepas terangkat dari landasan). Jarak airbone,Sa, adalah jarak tempuh pesawat udara sejak lepas landas sampai pesawat udara mencapai ketinggian obstacle 50 ft. Pada gambar 3 dapat dilihat kecepatan-kecepatan referensi pada proses tinggal landas.
Gambar 3. Jarak Tinggal Landas. [ ref 6 ] Kecepatan lift-off, VLOF, adalah kecepatan pada saat pesawat lepas landas. Kecepatan minimum V2 (TO safety speed) adalah kecepatan minimum yang harus dicapai pesawat pada saat mencapai ketinggian obstacle 50 ft. Untuk pesawat dengan satu engine, besar V2 tidak boleh kurang dari 1.3VS1 di mana VS1 adalah kecepatan stall pesawat dengan setting engine (power) idle dan untuk konfigurasi tertentu. Dalam prestasi lepas landas, perolehan data percepatan dapat dicari dari persamaan (2.3.1) dibawah ini [ ref 6]
ax =
g [T − D − μ (W − L) − W Φ ] W
(2.3.1)
Dimana, 1 ρV 2 SCL 2 1 D = ρV 2 SCD 2 L=
(2.3.2)
L = Gaya angkat ( Lift ) D = Gaya hambat ( Drag )
ρ = Kerapatan udara S = Luas sayap CL= Koefisian gaya angkat CD= Koefisian gaya hambat
11
Dasar Teori
Persamaan (2.3.1), dapat disederhanakan dengan memberikan parameter tekanan dinamik, seperti pada persamaan (2.3.3)
q=
1 ρV 2 2
(2.3.3)
Maka persamaan (2.3.1) menjadi, a=
g [T − μW − (CD − μCL)qS − W Φ ] W
(2.3.4)
Percepatan pada sumbu Z ( ketinggian ) dapat diperoleh dengan perhitungan dibawah ini, az =
2.4
L −W m
(2.3.5)
Prestasi Terbang Menanjak
Pesawat mulai beranjak terbang dan membutuhkan tenaga serta gaya dorong dan gaya angkat yang lebih besar untuk membawa pesawat terbang ke udara. Fasa ini tidak kalah pentingnya dengan fasa lepas landas, dibutuhkan prestasi pesawat yang baik untuk membawa pesawat menuju fasa berikutnya yaitu fasa terbang jelajah (cruise), namun fasa terbang jelajah tidak akan dibahas pada tugas akhir ini. Prestasi terbang menanjak adalah proses di mana pesawat mulai terbang dan berakhir hingga memasuki fasa terbang jelajah. Terbang menanjak merupakan terbang dengan sudut tanjak lintas terbang γ lebih besar dari nol, dan untuk penerbangan ini sangat dibutuhkan gaya dorong ( Thrust ) lebih besar dari gaya hambatnya ( Drag ). Fasa menanjak dapat dibagi menjadi dua yaitu terbang menanjak stationer di mana kecepatan udara dan sudut tanjak γ memiliki nilai konstan, dan terbang menanjak tak stationer di mana kecepatan udara tidak konstan (dapat dipercepat atau diperlambat) Parameter yang perlu dipertimbangkan dalam lintas terbang: 1. Laju perubahan tanjak/Rate of Climb (R/C) 2. Sudut tanjak, γ 3. Waktu yang dibutuhkan untuk menanjak dari ketinggian h1 ke h2 4. Jarak horisontal selama menanjak 5. Bahan bakar selama menanjak
12
Dasar Teori
Untuk terbang menanjak stationer, persamaan gaya pada sistem koordinat sumbu angin adalah: [ ref 6 ]
Gambar 4. Terbang Menanjak Stationer [ref 6].
• Sumbu Xw T cos (α+τ) – D – W sin γ = 0 Untuk (α+τ) kecil, maka T cos (α+τ) ≡ T dan T – D – W sin γ = 0
(a)
• Sumbu Zw W cos γ – L = 0
(b)
Kecepatan pesawat “V“ dapat diperoleh dari persamaan (b):
W cos γ = L =
1 W 2 1 ρV 2 SC L ⇒ V = cos γ 2 S ρ CL
(2.4.0)
Sudut tanjak lintas terbang, γ dapat diperoleh dari:
13
Dasar Teori
T − D − W sin γ = 0 ⇒ sin γ =
T D − W W
γ kecil ⇒ L = W cos γ ≈ W ⇒ sin γ ≈
T D T CD − = − W W W CL
(2.4.1)
Jika persamaan (a) dikalikan dengan V maka didapatkan hasil: TV – DV – WV sin γ = 0 di mana, TV = Power Available (Pa) DV = Power Required (Pr) WV sin γ = Excess Power (Pe) Persamaan untuk keseimbangan power : Pa – Pr – WV sin γ = 0 Rate of Climb (RC) dapat diperoleh dengan persamaan:
RC = V sin γ =
Pa Pr − W W
(2.4.2)
Secara umum, maximum rate of climb merupakan hal yang sangat penting untuk memperkecil waktu yang yang diperlukan pesawat untuk mencapai ketinggian jelajahnya (cruise altitude). [ ref 6 ] Waktu yang diperlukan untuk melakukan terbang menanjak dari ketingggian H1 sampai dengan ketinggian H2 dapat diperoleh dengan cara integrasi persamaan di bawah ini:
t=∫
H2
H1
dH RCmax
(2.4.3)
Dari persamaan 2.3 dapat dikatakan bahwa untuk meminimalisasi nilai t, maka rate of climb harus maksimum untuk setiap ketinggian terbang yang dicapai. Dengan melakukan proses integrasi pada persamaan (2.3), maka hubungan antara RCmax dengan ketinggian terbang H dapat diperoleh dalam bentuk grafik. Pada gambar
14
Dasar Teori
5
di bawah ini diperlihatkan waktu yang diperlukan untuk melakukan terbang
menanjak dari ketinggian terbang yang diberikan. Grafik ini diturunkan dengan memplot kurva RCmax-1 terhadap ketinggian terbang H, serta ditunjukkan dengan daerah yang diarsir.
Gambar 5. Time to climb determination [ ref 6 ]
Gambar 6 di bawah ini memberikan ilustrasi tentang bagaimana menentukan waktu yang diperlukan untuk melakukan terbang menanjak untuk mencapai ketinggian service ceiling (H=9250 m), dan dari hasil perhitungan diperoleh waktu yang diperlukan adalah 47.5 menit.
15
Dasar Teori
Gambar 6. Calculation of time to climb [ ref 6 ]
Secara matematis, perhitungan waktu yang diperlukan untuk melakukan terbang menanjak pada ketinggian terbang yang diberikan adalah dengan cara menambahkan kenaikan (interval) waktu antara interval ketinggiannya, atau dirumuskan dengan persamaan sebagai berikut,
⎡ ΔH ⎤ t = Σ⎢ ⎥ i =1 ⎢ ⎣ RC i ⎥⎦ n
(2.4.4)
Sudut serang, Didefinisikan sebagai sudut antara Chord line dari airfoil pesawat terhadap sumbu kecepatan udara, seperti digambarkan di bawah.
16
Dasar Teori
Gambar 7. Definisi Sudut Serang pada Airfoil
Sangat penting untuk diingat terdapat perbedaan antara sudut serang dengan sudut incidence (pemasangan sayap). Sudut ini dapat diukur melalui sumbu sepanjang badan pesawat yang disebut dengan sumbu longitudinal atau sumbu x. Sudut incidence pesawat umumnya tetap dan tidak pernah berubah. Sudut lain yang sering membingungkan adalah sudut pitch. Sudut pitch adalah salah satu dari tiga sudut yang disebut sudut Euler. Ketiga sudut ini mendefinisikan orientasi pesawat pada saat roll, pitch, dan yaw terhadap sistem koordinat referensi. Pada umumnya,sistem koordinat yang menjadi referensi adalah bumi. Sudut pitch dapat didefinisikan sebagai sudut antar sumbu longitudinal pesawat dengan horison lokal. Biasanya direpresentasikan dengan huruf yunani θ, Gambar berikut mendefinisikan sudut serang α, diukur terhadap vektor kecepatan, dan sudut pitch θ, diukur terhadap horison.
Gambar 8. Definisi sudut serang dan sudut pitch pada pesawat
17
Dasar Teori
Beberapa contoh diberikan untuk memberikan perbedaan antara dua sudut penting ini. Contoh pertama menunjukkan tiga airfoil pada sudut serang yang sama tetapi sudut pitch yang berbeda. Kondisi ini menunjukkan bahwa sayap dapat mengalami sudut serang yang sama, meskipun terbang dengan manuver yang berbeda, seperti climb ataupun gliding.
Gambar 9. Airfoil pada sudut serang tetap tetapi sudut pitch berbeda.
Contoh kedua menunjukkan airfoil mempunyai sudut serang yang sama dengan sudut pitch tetapi berbeda antara kondisi satu dengan kondisi lain. Kondisi ini dapat terjadi pada saat pesawat terbang jelajah dengan kecepatan yang berbeda. Gaya angkat bervariasi pada kecepatan dan sudut serang, seperti yang tertulis pada persamaan gaya angkat. Saat kecepatan menurun, sudut serang meningkat untuk mempertahankan gaya angkat dan tinggi jelajah.
Gambar 10 Airfoil pada sudut pitch tetapi dengan sudut serang berbeda
18
Dasar Teori
Sudut serang merupakan salah satu dasar dan besaran penting dalam aerodinamika. Besaran-besaran seperti gaya angkat dan gaya hambat tergantung pada sudut serang, seperti dijelaskan di atas. Tekanan yang diukur oleh tabung pitot statik dapat digunakan untuk menentukan kecepatan pesawat. Untuk kecepatan terbang rendah, ketika efek kompresibilitas dapat diabaikan, kita dapat menggunakan bentuk inkompresibel persamaan Bernoulli untuk menunjukkan perbedaan antara tekanan statik dan total adalah tekanan dinamik:
(2.4.7)
1 P0 = P + ρV∞2 2 1 ρV∞2 = P0 − P 2
(2.4.8)
⎛ 2(P0 − P ) ⎞ ⎟⎟ V = ⎜⎜ ρ ⎝ ⎠
1/ 2
2 ∞
(2.4.9)
Indikator pada kokpit terdiri dari pengukur perbedaan tekanan yang mengukur tekanan dinamik dan mendefleksikan jarum indikator sebanding dengan perbedaan tekanan. Seperti yang terlihat pada persamaan di atas, kecepatan udara/airspeed merupakan fungsi dari perbedaan tekanan terukur dan massa jenis udara ρ. Sedangkan massa jenis udara merupakan fungsi dari ketinggian dan kondisi atmosfer. Untuk mendapatkan true airspeed, indikator airspeed perlu mengukur perubahan dalam tekanan dan massa jenis udara. Hal ini tidak dapat dilakukan pada peralatan yang sederhana dan oleh karena itu skala pada indikator airspeed dikalibrasi menggunakan standar udara permukaan laut. Kecepatan yang diukur oleh indikator disebut dengan indicated airspeed (IAS). Kecepatan yang diukur oleh indikator airspeed dapat digunakan untuk menentukan kecepatan terbang yang sebenarnya, dengan koreksi terhadap gangguan peralatan, gangguan posisi, efek kompresibilitas, dan koreksi massa jenis untuk berbagai variasi ketinggian. Gangguan peralatan contohnya, tekanan yang hilang atau ketidakakuratan dalam sistem mekanikal. Gangguan posisi berhubungan dengan lokasi dari tabung pitot statik pada pesawat. Idealnya, tabung harus ditempatakan pada aliran yang tidak terganggu; dalam kenyataannya tidak mungkin terjadi sehingga distorsi aliran pada
19
Dasar Teori
tabung dipengaruhi oleh fuselage atau sayap. Jika gangguan terhadap peralatan dan posisi diketahui, maka airspeed yang terukur dapat dikoreksi, yang dikenal dengan nama calibrated airspeed (CAS). Pada kecepatan tinggi, tabung pitot statik harus dikoreksi terhadap efek kompresibilitas. Hal ini dapat didemonstrasikan dengan menganalisa bentuk kompresibel dari persamaan Bernoulli: V2 γ P γ P0 + = 2 γ −1 ρ γ −1 ρ0
(2.4.10)
Persamaan di atas dapat dituliskan dengan hubungan terhadap bilangan Mach seperti berikut: γ
⎛ γ − 1 2 ⎞ γ −1 P0 = P⎜⎜1 + M ⎟⎟ γ ⎝ ⎠
(2.4.11)
Bila indikator airspeed mengukur perbedaan antara tekanan total dan statik. Persamaan di atas dapat dituliskan sebagai berikut: γ ⎡ ⎤ γ −1 ⎞ ⎛ 1 γ − 2 ⎢ QC = P0 − P = P ⎜⎜1 + M ⎟⎟ − 1⎥ ⎢⎝ ⎥ γ ⎠ ⎥⎦ ⎣⎢
(2.4.12)
di mana Qc adalah kompresibel ekivalen terhadap tekanan dinamik. Equivalent airspeed dapat dianggap sebagai kecepatan pada standar permukaan laut yang menghasilkan tekanan dinamik seperti kecepatan terbang sebenarnya. Untuk mendapatkan yang sebenarnya, atau true airspeed (TAS), equivalent airspeed harus dikoreksi terhadap variasi massa jenis. Karena tekanan dinamik adalah sama, maka hubungan antara true airspeed dan equivalent airspeed dapat dituliskan sebagai berikut: 1 1 2 2 ρ 0VEAS = ρ 0VTAS 2 2 V VTAS = EAS
(2.4.13)
σ
di mana σ = ρ/ρ0
20
Dasar Teori
Dengan tuntasnya pembahasan dasar-dasar pengerjaan, rekontruksi
data yang
diperoleh hasil rekaman penerbangan pesawat Boeing 747-400 dengan menggunakan software X-Plane dapat dilakukan. Pada bab selanjutnya akan dibahas sedikit mengenai software X-Plane serta hasil-hasil rekontruksi FDR yang diolah dalam software XPlane.
21
