Hasil Pencarian  ::  Simpan CSV :: Kembali

"ABSTRACTPerforma terbang untuk objek yang memiliki kemampuan terbang mesti memenuhi beberapa parameter pengujiannya, yang bergantung pada bentuk dan konfigurasi yang memengaruhi karakteristik aerodinamisnya. Penelitian ini berfokus pada sebuah desain konsep kendaraan terbang baru, yang mampu mengangkut dua penumpang dengan berbagai bawaan dan bahan bakarnya, terbang pada kecepatan 300km/h pada ketinggian 7000m sejauh 750 km, dengan kemampuan bermanuver yang sesuai dengan kelasnya baik dalam level turn, jarak takeoff, dan landing. Hal tersebut memerlukan analisis performa untuk mengidentifikasi kemampuan terbang desain, yang dinilai dari performa aerodinamis, performa terbang steady flight, dan performa terban accelerated flight. Penelitian dimulai dengan mencari benchmark dan parameter desain awal, dan menggunakan data aerodinamis dari hasil pengujian model CAD menggunakan CFD pada software ANSYS Fluent. Tujuan umum dari penelitian ini untuk memeroleh nilai dari berbagai parameter aerodinamis penting koefisen lift maksimum, lift-to-drag ratio, dll dari kendaraan terbang untuk memenuhi target desainnya cruising speed, maximum altitude, range, maximum take-off load, dan runway length . Analisis performa pada desain juga akan mengungkap thrust required dan power required sebagai bahan pertimbangan mesin yang cocok untuk dipakai, dan masukan desain untuk pengembangan lebih lanjut untuk iteras konsep selanjutnya.

---

ABSTRACTFlight performance for anything that has flight capabilities have a number of parameters to measure its capabilities, depending on its shape and configuration that determined its aerodynamic characteristics. This study focuses on a new conceptual design for a flying vehicle, which capable to carry 2 passengers, with payload and fuel, that capable to cruise at 300km h at 7000m altitude for 750km, with acceptable for its class manueverability in turn radius, takeoff, and landing distance. Thus, required a performance analysis to identify its capabilities, judging by aerodynamic performance, steady flight performance, and accelerated flight performance. This study will begin with determining the benchmarks and initial design goals, which using aerodynamic data from CFD testing result of the CAD models by using ANSYS Fluent software. This set as goal for this research is to obtain the value of the important parameters max lift coefficient, lift to drag ratio, wing loading, and thrust to weight ratio from flying vehicle design to meet its various design performance goals cruising speed, maximum altitude, range, maximum take off load, and runway length . The performance of the design will also reveal the thrust and power required to determine which engine suited best, and further improvement for the next iteration of the design."

"ABSTRAKAnalisis karakteristik aerodinamika merupakan salah satu tahapan yang paling menentukan dalam mendesain sebuah kendaraan yang dapat terbang. Terdapat dua metode untuk mendapatkan karakteristik aerodinamika sebuah desain, yaitu dengan cara eksperimental menggunakan wind tunnel atau dengan cara simulasi menggunakan alat bantu software komputer dengan basis ComputationalFluidDynamics CFD. Namun untuk melakukan eksperimen dengan wind tunnel, dibutuhkan biaya dan waktu yang banyak. Sehingga pada penelitian ini digunakan metode simulasi menggunakan software CFD ANSYS 18.2 dengan solver CFX. Simulasi ini bertujuan untuk mendapatakan nilai-nilai aerodinamika koefisien gaya angkat lift dan gaya hambat drag terhadap kenaikan sudut serang dari geometri uji. Simulasi dilekukan pada keadaan atmosfir sealevel dengan tekanan relatif 0 Pa dan kerapatan utara atau densitas sebesar 1.225 kg/m3 serta kecepatan aliran sebesar 83.3 m/s. sudut serang dimasukkan dengan mengatur komponen kecepatan pada inlet serta opening farfield sesuai sudut terhadap sumbu x dan y masing-masing. Model turbulensi diatur menjadi model SST atau shear stress transport. Untuk mengetahui lebih detail tentang karakteristik gaya hambat pada masing-masing komponen, Simulasi yang dilakukan dibagi menjadi dua kali dengan perbedaan kelengkapan komponen pada konfigurasi keseluruhan. Simulasi satu menggunakan konfigurasi tanpa komponen fender dan roda beserta sambungan suspensinya dan simulasi dua dilakukan menggunakan konfigurasi dengan keseluruhan komponen. Hal ini dapat diketahui merupakan pengaruh desain yang kurang baik pada komponen-kompoenen penunjang tersebut. Hasil simulasi kemudian dapat dijadikan dasar untuk iterasi berikutnya agar desain lebih optimum.

---

ABSTRACTAerodynamics analysis is one of the major components on flying vehcle design process. There are two methods in order to obtain the aerodynamics characteristics of a flying vehicle, one of which is by experimental approach in use of wind tunnel and the other is by simulation approach aided by computer software based that is widely known as Computational Fluid Dynamics CFD. Nevertheless, using wind tunnel is costly and time consuming to begin with. Therefore in order to save time and money, this study of conceptual design of a flying vehicle uses simulation approach with an aid of ANSYS 18.2 with CFX Solver. This simulation goal is to obtain the aerodynamics forces acting on the conceptual design of flying vehicle such as lift coefficient and drag coefficient with changing angles of attack. The data collected then is used to construct graphic to show trends of the aerodynamic performances of the design. The simulation is set to sea level condition with relative pressure 0 Pa and density of 1.225 kg m3 also with speed of flow of 83.3 m s. Setting Angles of Attack is by mean of setting the velocity cartesian components on the inlet and opening farfield boundary conditions with each corresponded x and y values with the equations of trigonometry. Turbulence model used in this study is Shear Stress Transport. The simulation will be devided into 2 parts which one is with less component and the other is full configuration with all components attached. The results show that the components affect significantly to the total drag. The result obtained will then be used to do another iterations to optimize the design aerodynamically."

"ABSTRACTKendaraan untuk mengangkut manusia kini telah mengalami perkembangan yang sangat pesat. Berbagai kendaraan telah mengalami perkembangan fitur untuk memenuhi kebutuhan masyarakat. Kondisi jalan yang saat ini sudah sangat penuh cenderung sering terjadi kemacetan, menimbulkan ide untuk mengatasi permasalahan ini. Sehingga muncul ide konsep mobil terbang yang ditujukan untuk mengatasi masalah jalan yang padat dan mencapai waktu tempuh yang singkat bagi pengendara. Konsep mobil terbang ini sudah banyak dicetuskan oleh banyak peneliti namun belum ada yang direalisasikan dan dijual bebas agar dapat digunakan oleh khalayak ramai. Oleh karena itu diharapkan dari studi ini penulis dapat mengembangkan sebuah desain konsep dari mobil terbang yang kelak dapat diproduksi massal untuk menjawab permasalahan jalan yang padat. Studi ini meliputi analisis pengujian desain, konfigurasi, serta performa dari mobil terbang.

---

ABSTRACTVehicles that are used to transport people from places to places has gone through some development by means of research. A lot of development has been done to private and mass transportations by their features to fit needs that the market demands. In the other hand, the mass production and consumerism toward vehicle has caused a new problem to emerge. The traffic jam is one of the major problems caused by the mass usage of private transportation. The rising demand of cars and other types of private transportation does not fit the infrastructure that is available. The capacity of road has reached its maximum and therefore traffic jam is inevitable. The concept idea of flying car is the answer to all these problems. Nevertheless, this concept that has been thought by many and has been built by many researchers has not emerged to fill the need of people. Therefore, by this study of flying car, writers can hopefully achieve the answer to all problems regarding traffic jam and fulfil the need of a futuristic transportation that is seamless and costs less. This study involves analysis of design evaluation, configuration, and also performance of flying car."

"ABSTRACTThe goal of this study is to design a wing construction of a flying car before continuing to make the prototype of the wing. In this preliminary process of engineering consist of calculating and designing the wing that capable to work under certain parameter. In the designing process we use computer aided design software of INVENTOR 2017. After determining the initial design of the wing, we need to simulate the design itself. In order to know whether the design is survivable without making the prototype yet, we simulate a structural load on the design. Using an engineering software consist of running a finite element analysis which in this case we use PATRAN 2012 with a solver NASTRAN 2012. The output of this study is to know that the design of the wing could hold the given load that are simulated through the finite element analysis software. The result output is a design of a wing construction with a combined wing span of 8.2 meters that made with tubular spar. The wing should sustain a given load of the vehicle which referenced to the flight envelope of Cessna 172 calculated at 3000 kg of the whole wing and considered as the maximum load to the structure in condition of 3G.

---

ABSTRAKTujuan dari penelitian ini adalah untuk merancang konstruksi sayap mobil terbang sebelum melanjutkan membuat prototipe sayap. Dalam proses pendahuluan ini teknik terdiri dari menghitung dan merancang sayap yang mampu bekerja di bawah parameter tertentu. Dalam proses perancangan kami menggunakan perangkat lunak desain berbantuan komputer dari INVENTOR 2017. Setelah menentukan desain awal sayap, kami perlu mensimulasikan desain itu sendiri. Untuk mengetahui apakah desain dapat bertahan tanpa membuat prototipe, kami mensimulasikan beban struktural pada desain. Menggunakan perangkat lunak teknik terdiri dari menjalankan analisis elemen hingga dalam hal ini kami menggunakan PATRAN 2012 dengan NASTRAN pemecah 2012. Elemen analisis perangkat lunak output. Hasilnya adalah konstruksi sayap dengan gabungan 8,2 meter yang dibuat dengan tubular spar. Sayap harus dipertahankan pada amplop penerbangan Cessna 172 yang dihitung pada 3000 kg seluruh sayap dan dianggap sebagai beban maksimum untuk struktur dalam kondisi 3G."

"ABSTRAKKondisi perkotaan modern dengan jumlah kepadatan penduduk yang meningkat sedang mengalami banyak permasalahan. Salah satu dari banyak permasalahan ini adalah naiknya jumlah kendaraan yang memenuhi volume jalanan. Untuk mengatasi masalah tersebut, banyak proposal solusi yang diajukan dan salah satunya adalah pembuatan kendaraan terbang. Konsep penggunaan kendaraan terbang merupakan solusi yang populer diajukan dan bahkan sudah diriset semenjak tahun 1926. Sayangnya, ketertarikan publik terhadap konsep ini tidak dapat ditimbalbalikan oleh idustri otomotif ataupun aeronautik, sehingga pengembangan mobil terbang tidak berjalan signifikan selama 50 tahun terakhir. Dalam satu dekade terakhir ini, pengembangan mobil terbang kembali bangkit lagi dengan munculnya pembuatan model-model prototype seperti aeromobil dan VTOL milik uber. Sebagai salah satu instansi yang terlibat dalam pengembangan kendaraan modern, tim riset kendaraan mutakhir Universitas Indonesia juga ikut berperan dengan target untuk memproduksi kendaraan yang serupa. Salah satu aspek yang turut membantu riset ini adalah penggunaan terowongan angin untuk menghitung gaya-gaya aerodinamika pada mobil terbang. Skripsi ini membahas tentang faktor-faktor yang mempengaruhi perhitungan gaya aerodinamika pada model mobil terbang berdasarkan perbandingan dari hasil simulasi dengan Wind Tunnel Test. Penelitian ini merupakan penelitian kuantitatif dengan desain deskriptif. Hasil dari penelitian ini menunjukan performa jarak take-off sepanjang 415 m dan landing sepanjang 329 m.

---

ABSTRACTThe condition of todays modern urban cities with increasing population density is under the weight of various problems. One of these problems is the contiously increasing number of vehicles that fills the traffic spaces. To resolve that problem, many proposals containing various solutions are submitted and one of it is to create a flying vehicle. The idea of using flying vehicles has been one of popular interest and the research even dates back to 1926. Unfortunately, public interest of this idea has not been mutually responded by aeronautics and automotive industries, thus the development of flying cars has been stale for the past 50 years. In the last decade, flying car development has risen again with creation of prototype models such as the aeromobil and VTOL by uber. As one of the institutes that also take part in researching modern vehicles, the advanced vehicle research team of Universitas Indonesia also plays a role with a target to produce a similar vehicle. One of the aspects that helps this research is the use of wind tunnels to calculate the aerodynamic forces of flying car. This thesis covers the factors that affects the measurements of aerodynamic forces on flying car model based on comparison of simulation results using wind tunnel testing. This research is a quantitative type with descriptive design. The results of this research shows take-off performance distance of 415 m and landing distance of 329 m."

"Perkembangan penelitian untuk pesawat tanpa awak mulai banyak dilakukan. Penggunaan pesawat tanpa awak sangat beragam seperti contohnya dari sekedar hobi bermain menerbangkan pesawat tanpa awak dengan menggunakan remote control hingga penggunaan pesawat tanpa awak untuk keperluan fotografi udara. Manfaat atau penggunaan dari pesawat tanpa awak bisa disebut sebagai sebuah misi. Misi dari suatu pesawat menjadi acuan awal untuk melakukan proses perancangan atau desain. Dari misi pesawat tersebut didapatkan sejumlah persyaratan tertentu yang harus bisa dipenuhi oleh desain pesawat itu sendiri.Pada tahap desain konseptual pesawat akan diawali dengan penentuan sejumlah persyaratan yang akan menjadi titik acuan dalam proses tahapan perancangan. Kemudian setelah persyaratan misi pesawat telah ditentukan maka proses selanjutnya adalah penentuan berat pesawat. Dari penentuan berat pesawat ini maka akan didapatkan data awal untuk menentukan luas sayap yang berfungsi untuk dapat menghasilkan gaya angkat. Kemudian akan diperhitungkan juga berapa besar tenaga yang dibutuhkan unutk dapat mendorong pesawat tersebut. Ukuran badan pesawat akan diperhitungkan dengan memperkirakan kebutuhan muatan yang akan dibawa didalam badan pesawat. Dimensi ekor pesawat akan ditentukan dengan memperkirakan besarnya momen yang terjadi untuk mengembalikan sikap pesawat pada posisi semula. Hasil akhir dari desain konseptual adalah sebuah tampilan konsep pesawat dalam tiga tampilan gambar. Dari hasil konsep desain pesawat tanpa awak tersebut selanjutnya akan dilakukan analisis awal yang meliputi pengujian model dalam perangkat lunak XFLR5 dan pengujian model dalam terowongan angin subsonik. Dari hasil pengujian adalah pemenuhan terhadap persyaratan prestasi terbang yang pada fase jarak take off, rate of climb,jarak landing dan jarak tempuh terbang sudah dapat memenuhi persyaratan misi yang telah ditentukan namun untuk prestasi terbang kecepatan stall belum dapat terpenuhi.

---

Research developments for unmanned aircraft have been made. The use of unmanned aircraft is very diverse as for example from a hobby of flying unmanned aircraft by using the remote control until the use of unmanned aircraft for the purposes of aerial photography. The benefits or use of an unmanned aircraft may be referred to as a mission. The mission of a plane becomes the initial reference for the design or design process. From the mission of the aircraft is obtained a number of certain requirements that must be met by the design of the aircraft itself. In the conceptual design stage the aircraft will begin with the determination of a number of requirements that will be the reference point in the design stage process. Then after the aircraft mission requirements have been determined then the next process is the determination of the aircraft weight. From the determination of this aircraft weight will be obtained preliminary data to determine the area of the wing that serves to produce lift. Then will also be taken into account how much energy needed to be able to push the plane. The size of the fuselage will be calculated by estimating the need for the load to be carried inside the fuselage. The tail dimension of the aircraft will be determined by estimating the magnitude of the moment to restore the aircraft 39 s original position. The final result of the conceptual design is a concept airplane display in three display images. From the results of the draft concept of unmanned aircraft will then be conducted preliminary analysis which includes model testing in XFLR5 software and model testing in subsonic wind tunnel. From the test results is the fulfillment of the requirements of the achievement of the fly in the phase of the distance take off, rate of climb, landing distance and range of flying can meet the requirements of the mission that has been determined but for the achievement of flying stall speed can not be achieved.Keywords conceptual design unmanned aircraft wind tunnel."

"Penelitian mengenai mobil terbang sudah pernah dilakukan di berbagai tempat, termasuk di Universitas Indonesia. Mobil terbang merupakan sebuah kendaraan dengan konsep menggabungkan dua jenis kendaraan yakni mobil dan pesawat, yang mampu beroperasi di jalur darat serta udara. Berdasarkan kriteria tersebut, desain mobil terbang membutuhkan sebuah mekanisme pelipatan sayap agar dapat berubah dari sayap yang terbentang, dengan mode sayap terlipat ketika sedang di jalur darat. Untuk itu penulis melakukan sebuah penelitian mengenai spar sayap mobil terbang dengan melakukan pengujian pembebanan terdistribusi sepanjang spar sayap untuk mengetahui faktor keamanan dari spar sayap. Penelitian ini dilakukan melalui simulasi menggunakan software Workbench Ansys. Desain spar sayap mobil terbang yang optimal memiliki massa sebesar 22.71 kg. Sedangkan untuk hasil pengujian diperoleh nilai faktor keamanan spar 1 sebesar 1.68, spar 2 sebesar 4.98, spar 3 sebesar 13.84, spar 4 sebesar 26.18, spar sliding sebesar 10.46, baut M30 x 35 mm sebesar 8.58 dan 2.43, baut M30 x 52 mm sebesar 3.31, dan pada baut M30 x 17 mm sebesar 2.03. Berdasarkan nilai faktor keamanan tersebut maka spar sayap mobil terbang yang dirancang telah memenuhi standar keamanan pesawat terbang dengan nilai 1,5.

---

Research on flying cars has been carried out in various places, including at the University of Indonesia. A flying car is a vehicle with the concept of combining two types of vehicles, namely cars and planes, to operating on land and air. Based on these criteria, the design of a flying car requires a wing folding mechanism so that the flying car can change from an extended wing mode to a folded wing mode while on a land route. For this reason, the authors conducted a study on flying car wing spars by carrying out distributed load tests along the wing spars to determine the safety factor of the wing spars. This research was conducted through a simulate on using the Ansys Workbench software. The optimal flying car wing spar design has a mass of 22.71 kg. As for the test results, the safety factor value was obtained on spar 1 of 1.68, spar 2 of 4.98, spar 3 of 13.84, spar 4 of 26.18, sliding spars of 10.46, M30 x 35 mm bolts of 8.58 and 2.43, M30 x 52 mm bolt is 3.31, and the M30 x 17 mm bolt is 2.03. Based on the safety factor value, designed flying car wing spars meet aircraft safety standards with a value of 1.5."

"Pesawat terbang tanpa awak (PTTA) telah banyak digunakan pada hampir seluruh negara di dunia baik untuk kebutuhan sipil maupun militer. LSU-02 NGLD (LAPAN Surveillance Unmanned Aerial Vehicle-02 Next Generation Low Drag) adalah contoh PTTA yang dikembangkan oleh Pusat Teknologi Penerbangan (Pustekbang) LAPAN berdasarkan permintaan dari Kementerian Kelautan dan Perikanan (KKP). LSU-02 NGLD akan digunakan untuk kebutuhan sipil, yaitu untuk melakukan pemantauan di wilayah perairan laut Indonesia. Desain LSU-02 NGLD mengambil sebagian geometri dari LSU-02 yang sudah dikembangkan terlebih dahulu. LSU-02 dimodifikasi pada beberapa aspek terutama bagian sayap dan ekor. Tujuan tesis ini adalah untuk melakukan desain dan analisis struktur komposit sayap LSU-02 NGLD akibat beban operasional di wilayah perairan laut untuk memenuhi regulasi yang berlaku menggunakan model elemen hingga. Beban sayap diasumsikan merupakan beban statik yang terdistribusi sepanjang setengah sayap menggunakan metode Schrenk. Pada model elemen hingga, sayap dimodelkan menggunakan elemen quad4 dengan kondisi batas berbentuk pin pada lokasi dimana baut akan digunakan untuk menggabungkan sayap dengan fuselage. Verifikasi, validasi dan tes konvergensi diikutsertakan untuk mendapatkan hasil yang baik dari penggunaan model elemen hingga. Analisis kekuatan dilakukan dengan menggunakan tiga subkasus yaitu menggunakan load factor 6.29, load factor 3.8 dan load factor -2.65. Hasil dari margin of safety, displacement dan buckling factor pada load factor 6.29 berturut-turut adalah 0.00562, 161 mm dan 0.88. Hasil dari margin of safety, displacement dan buckling factor pada load factor 3.8 berturut-turut adalah 0.66, 97.1 mm 1.46. Sedangkan hasil dari margin of safety, displacement dan buckling factor pada load factor -2.65 berturut-turut adalah 0.92, -67.7 mm dan 1.18. Dari hasil-hasil tersebut dapat diketahui bahwa kekuatan struktur komposit sayap LSU-02 NGLD memenuhi regulasi yang berlaku.

---

The unmanned aerial vehicle (UAV) has been widely utilized all over the world for either civil or military purposes. LSU-02 NGLD (LAPAN Surveillance Unmanned Aerial Vehicle-02 Next Generation Low Drag) is a UAV developed by Aeronautics Technology Center (known as Pustekbang) LAPAN which is based on demand from Ministry of Marine Affairs and Fishery. LSU-02 NGLD will be used for sea monitoring in Indonesia. Design of LSU-02 NGLD took some geometries from LSU-02 which has been developed before. LSU-02 is modified in some aspects to support sea monitoring especially in wing and tail. The aim of this thesis is to design and analyze the composite wing structure of LSU-02 NGLD due to operational load around sea to meet the regulation using finite element model.  The load is assumed as static and distributed along semispan using Schrenk method. In finite element model, the wing is modeled using quad4 element and boundary condition uses pin in the locations where bolts will be applied to combine wing and fuselage. Verification, validation and convergence test take into account to obtain good results from finite element model application. The strength analysis was conducted with three subcases i.e. load factor 6.29, load factor 3.8 and load factor -2.65. The results about margin of safety, displacement and buckling factor at load factor 6.29 are 0.00562, 161 mm and 0.88 respectively. The results about margin of safety, displacement and buckling factor at load factor 3.8 are 0.66, 97.1 mm 1.46 respectively. The results about margin of safety, maximum and buckling factor at load factor -2.65 are 0.92, -67.7 mm and 1.18 respectively. Based on those results, the composite wing structure of LSU-02 NGLD meets the regulation."

"Dengan semakin berkembangnya teknologi transportasi, angka kepemilikan kendaraan bermotor di dunia meningkat dengan drastis per tahunnya. Hal tersebut kerap memunculkan banyak permasalahan yang berkaitan dengan keselamatan pengendara serta kemacetan. Tidak hanya itu, tidak semua daerah, terutama daerah rural, memiliki aksesibilitas serta perawatan kualitas jalan yang baik. Dengan demikian, salah satu terobosan paling menjanjikan dalam mobilitas manusia adalah mobil terbang. Dengan mobil terbang, manusia dapat bepergian pada jarak yang relatif jauh tanpa mengkhawatirkan kemacetan jalanan darat. Oleh karena itu, penulis melakukan penelitian atas perancangan sistem aktuasi berbasis mekanikal untuk menggerakkan aileron dan canard pada mobil terbang. Keputusan tersebut dibuat dikarenakan mekanisme sistem aktuasi berbasis mekanikal relatif lebih sederhana dan tidak terlalu memberatkan di biaya manufaktur nantinya. Penelitian dimulai dengan studi literatur pada berbagai sumber bacaan yang berkaitan. Kemudian, dilanjutkan dengan sketsa awal, kalkulasi beban aerodinamis, momen gaya pada bidang kendali, dan perhitungan beban pada stik kendali berdasarkan kinematika dari sistem linkage yang ada. Setelah mendapatkan sistem linkage yang sesuai, penelitian dilanjutkan dengan proses 3D modelling, analisis kekuatan, estimasi biaya manufaktur, dan diperoleh output berupa blueprint.

---

With the development of transport technology, the number of motor vehicles in the world increases drastically every year. This often causes many problems related to driver safety and traffic congestion. In addition, not all areas, especially rural areas, have good road access and quality maintenance. Thus, one of the most promising breakthroughs in human mobility is the flying cars. With flying cars, people can travel relatively long distances without affecting land traffic congestion. Therefore, the author conducted research on the design of a mechanical-based actuation system to move the ailerons and canards of flying cars. This decision was made because the mechanism of the mechanical-based actuation system is relatively simple and does not add too much to the manufacturing costs later. The research began with a literature review of various related reading sources. This was followed by the initial sketch, the calculation of the aerodynamic load, the moment of force on the control surface and the calculation of the load on the control stick based on the kinematics of the existing linkage system. Once a suitable linkage system had been identified, the research continued with 3D modelling, strength analysis, manufacturing cost estimates, and produced output in the form of blueprints."

"ABSTRAKSalah satu solusi yang diberikan oleh industri yang bergerak di bidang otomotif untuk mengatasi kemacetan adalah mobil terbang. Salah satu tahap dalam perancangan mobil terbang adalah menentukan titik pusat gravitasi. Titik pusat gravitasi pada pesawat harus berada pada rentang 15-25 dari mean aerodynamic chord sayap agar pesawat dapat terbang dengan stabil. Pada kendaraan terbang, penentuan titik pusat gravitasi dilakukan dengan cara menyusun komponen-komponen kendaraan sehingga titik pusat gravitasi masuk dalam rentang tersebut. Pada penelitian kali ini, dilakukan penyusunan komponen dengan dua konfigurasi yaitu tangki bahan bakar berada di tengah (konfigurasi pertama) dan tangki bahan bakar berada di belakang (konfigurasi kedua). Didapatkan hasil bahwa titik pusat gravitasi pada konfigurasi pertama terletak pada 444.7 mm dan konfigurasi kedua terletak pada 366.05 mm di depan garis batas terdekat. Konfigurasi kedua akan cenderung lebih stabil. Akan tetapi, kedua konfigurasi tersebut akan menyebabkan pesawat mengalami berat pada hidung. Penelitian ini juga menghitung sudut canard. Pada saat keadaan terbang lurus, sudut canard berada pada 2,4 derajat. Sedangkan pada saat sesaat sebelum stall, canard membutuhkan 𝐶𝐿 sebesar-1,724 sedangkan airfoil canard hanya mampu memberikan 𝐶𝐿 sebesar-1,5977. Sehingga, canard tidak mampu untuk menyeimbangkan gaya angkat pesawat pada keadaan stall.

---

ABSTRACTOne solution provided by the industry engaged in the automotive sector to overcome congestion is flying cars. One of the stages in designing a flying car is to determine the center of gravity. The center of gravity of the aircraft must be in the range of 15-25 of the mean aerodynamic wing chord so that the aircraft can fly stably. In flying vehicles, the determination of the center of gravity is done by arranging the components of the vehicle so that the center of gravity falls within that range. In this study, the compilation of components with two configurations was carried out, the fuel tank was in the middle (first configuration) and the fuel tank was in the back (second configuration). The results obtained that the center of gravity in the first configuration is located at 444.7 mm and the second configuration is located at 366.05 mm in front of the forwards center of gravity limits. The second configuration will tend to be more stable. However, both configurations will cause the aircraft to get nose heavy. This study also calculates the canard angle. When the aircraft cruising, the canard angle is at 2.4 degrees. Whereas at the moment just before stalling, 𝐶𝐿 requirement of the canard is-1,724, but the canard airfoil is only able to give-1,5977. Thus, the canard is unable to balance the aircrafts lift force in a stall condition."