Pressure AltitudeThere are two meas

Pressure Altitude
There are two measurements of the atmosphere that affect
performance and instrument calibrations: pressure altitude
and density altitude. Pressure altitude is the height above the
standard datum pressure (SDP) (29.92" Hg, sea level under
ISA) and is used for standardizing altitudes for flight levels
(FL). Generally, flight levels are at or above 18,000 feet
(FL 180), providing the pressure is at or above 29.92"Hg.
For calculations involving aircraft performance when the
altimeter is set for 29.92" Hg, the altitude indicated is the
pressure altitude.
Density Altitude
Density altitude is pressure altitude corrected for nonstandard
temperatures, and is used for determining aerodynamic
performance in the nonstandard atmosphere. Density altitude
increases as the density decreases. Since density varies
directly with pressure, and inversely with temperature, a
wide range of temperatures may exist with a given pressure
altitude, which allows the density to vary. However, a
known density occurs for any one temperature and pressure
altitude combination. The density of the air has a significant
effect on aircraft and engine performance. Regardless of the
2-6
Figure 2-7. Relationship of Lift to Angle of Attack.
actual altitude above sea level an aircraft is operating at, its
performance will be as though it were operating at an altitude
equal to the existing density altitude.
If a chart is not available the density altitude can be estimated
by adding 120 feet for every degree Celsius above the ISA. For
example, at 3,000 feet pressure altitude (PA), the ISA prediction
is 9° C (15° C - [lapse rate of 2° C per 1,000 feet x 3 = 6° C]).
However, if the actual temperature is 20° C (11° C more than
that predicted by ISA) then the difference of 11° C is multiplied
by 120 feet equaling 1,320. Adding this figure to the original
3,000 feet provides a density altitude of 4,320 feet (3,000 feet
+ 1,320 feet).
Lift
Lift always acts in a direction perpendicular to the relative
wind and to the lateral axis of the aircraft. The fact that lift is
referenced to the wing, not to the Earth’s surface, is the source
of many errors in learning flight control. Lift is not always
“up.” Its direction relative to the Earth’s surface changes as
the pilot maneuvers the aircraft.
The magnitude of the force of lift is directly proportional to
the density of the air, the area of the wings, and the airspeed. It
also depends upon the type of wing and the angle of attack. Lift
increases with an increase in angle of attack up to the stalling
angle, at which point it decreases with any further increase
in angle of attack. In conventional aircraft, lift is therefore
controlled by varying the angle of attack and speed.
Pitch/Power Relationship
An examination of Figure 2-7 illustrates the relationship
between pitch and power while controlling flight path and
airspeed. In order to maintain a constant lift, as airspeed is
reduced, pitch must be increased. The pilot controls pitch
through the elevators, which control the angle of attack.
When back pressure is applied on the elevator control, the tail
lowers and the nose rises, thus increasing the wing’s angle of
attack and lift. Under most conditions the elevator is placing
downward pressure on the tail. This pressure requires energy
that is taken from aircraft performance (speed). Therefore,
when the CG is closer to the aft portion of the aircraft the
elevator downward forces are less. This results in less energy
used for downward forces, in turn resulting in more energy
applied to aircraft performance.
Thrust is controlled by using the throttle to establish or
maintain desired airspeeds. The most precise method
of controlling flight path is to use pitch control while
simultaneously using power (thrust) to control airspeed. In
order to maintain a constant lift, a change in pitch requires a
change in power, and vice versa.
If the pilot wants the aircraft to accelerate while maintaining
altitude, thrust must be increased to overcome drag. As
the aircraft speeds up, lift is increased. To prevent gaining
altitude, the pitch angle must be lowered to reduce the
angle of attack and maintain altitude. To decelerate while
maintaining altitude, thrust must be decreased to less than the
value of drag. As the aircraft slows down, lift is reduced. To
prevent losing altitude, the pitch angle must be increased in
order to increase the angle of attack and maintain altitude.
Drag Curves
When induced drag and parasite drag are plotted on a graph,
the total drag on the aircraft appears in the form of a “drag
curve.” Graph A of Figure 2-8 shows a curve based on thrust
versus drag, which is primarily used for jet aircraft. Graph B
of Figure 2-8 is based on power versus drag, and it is used
for propeller-driven aircraft. This chapter focuses on power
versus drag charts for propeller-driven aircraft.
Understanding the drag curve can provide valuable insight
into the various performance parameters and limitations of
the aircraft. Because power must equal drag to maintain a
steady airspeed, the curve can be either a drag curve or a
power required curve. The power required curve represents
the amount of power needed to overcome drag in order to
maintain a steady speed in level flight.
The propellers used on most reciprocating engines achieve
peak propeller efficiencies in the range of 80 to 88 percent.
As airspeed increases, the propeller efficiency increases until
it reaches its maximum. Any airspeed above this maximum
point causes a reduction in propeller efficiency. An engine
that produces 160 horsepower will have only about 80
percent of that power converted into available horsepower,
2-7
Figure 2-8. Thrust and Power Required Curves.
Figure 2-9. Regions of Command.
approximately 128 horsepower. The remainder is lost energy.
This is the reason the thrust and power available curves
change with speed.

Results (Indonesian) 1:

Ketinggian tekananAda dua pengukuran atmosfer yang mempengaruhikinerja dan instrumen kalibrasi: tekanan ketinggiandan kepadatan ketinggian. Ketinggian tekanan adalah tinggi di atastekanan standar datum (SDP) (29.92" Hg, permukaan laut di bawahISA) dan digunakan untuk standarisasi ketinggian untuk tingkat penerbangan(FL). Umumnya, tingkat penerbangan yang pada atau di atas 18.000 kaki(FL 180), memberikan tekanan adalah pada atau di atas 29.92" Hg.Untuk perhitungan yang melibatkan performa pesawat ketikaaltimeter diatur untuk 29.92" Hg, ketinggian ditunjukkanketinggian tekanan.Kepadatan ketinggianKepadatan ketinggian adalah ketinggian tekanan yang diperbaiki untuk tidak standarsuhu, dan digunakan untuk menentukan aerodinamiskinerja dalam suasana tidak standar. Kepadatan ketinggianmeningkatkan seperti kepadatan menurun. Karena kepadatan bervariasilangsung dengan tekanan, dan terbalik dengan suhu,mungkin ada berbagai suhu dengan tekanan yang diberikanketinggian, yang memungkinkan kepadatan bervariasi. Namun,kepadatan dikenal terjadi setiap satu temperatur dan tekanankombinasi ketinggian. Kepadatan udara telah signifikanefek pada kinerja pesawat dan mesin. Terlepas dari2-6Gambar 2-7. Hubungan Lift ke sudut Serang.sebenarnya ketinggian di atas permukaan laut pesawat beroperasi, yangkinerja akan seolah-olah itu beroperasi di ketinggiansama dengan ketinggian kepadatan yang sudah ada.Jika grafik tidak tersedia ketinggian kepadatan dapat diperkirakandengan menambahkan 120 kaki untuk setiap derajat Celcius di atas ISA. Untukcontoh, pada ketinggian 3.000 kaki tekanan ketinggian (PA), prediksi ISAadalah 9° C (15° C - [selang tingkat 2° C per 1.000 kaki x 3 = 6 ° C]).Namun, jika suhu aktual 20° C (11° C lebih dariyang diprediksi oleh ISA) kemudian dikalikan perbedaan 11 ° coleh 120 kaki setara 1,320. Menambahkan angka ini asli3.000 kaki menyediakan kepadatan ketinggian 4,320 kaki (3.000 kaki+ 1,320 kaki).MengangkatAngkat selalu bertindak dalam arah tegak lurus relatifangin dan sumbu lateral pesawat. Fakta bahwa liftdirujuk ke sayap, bukan untuk permukaan bumi, adalah sumberbanyak kesalahan dalam belajar kontrol penerbangan. Lift ini tidak selalu"naik." Perubahan arah dibandingkan permukaan bumi sebagaipilot manuver pesawat.Besarnya daya angkat berbanding lurus dengankepadatan udara, sayap, dan kecepatan. Itujuga tergantung pada jenis sayap dan sudut yang menyerang. Mengangkatpeningkatan dengan peningkatan sudut Serang hingga mengulur-ulursudut, di mana titik itu menurun seiring dengan adanya peningkatan lebih lanjutdi sudut Serang. Di pesawat konvensional, lift adalah karena itudikontrol dengan memvariasikan kecepatan dan sudut Serang.Pitch/kekuatan hubunganPemeriksaan dari gambar 2-7 menggambarkan hubunganantara pitch dan kekuasaan sementara mengontrol jalur penerbangan dankecepatan. Untuk menjaga lift konstan, seperti kecepatanberkurang, pitch harus ditingkatkan. Pilot kontrol pitchmelalui Lift, yang mengontrol sudut yang menyerang.Ketika tekanan balik diterapkan pada control Lift, ekormenurunkan dan naik hidung, sehingga meningkatkan sudut sayapserangan dan mengangkat. Di bawah kondisi yang paling Lift adalah menempatkanke bawah tekanan pada ekor. Tekanan ini memerlukan energiyang diambil dari performa pesawat (kecepatan). Oleh karena itu,Ketika CG lebih dekat untuk bagian buritan pesawatLift ke bawah pasukan yang kurang. Hal ini mengakibatkan kurang energidigunakan untuk pasukan ke bawah, pada gilirannya mengakibatkan lebih banyak energiditerapkan untuk performa pesawat.Dorong dikontrol dengan menggunakan throttle untuk membangun ataumempertahankan airspeeds yang diinginkan. Metode yang paling tepatpengendali penerbangan jalan adalah dengan menggunakan kontrol pitch sementarasecara bersamaan menggunakan power (dorong) untuk mengontrol kecepatan. Dalamrangka mempertahankan lift konstan, memerlukan perubahan dalam pitchperubahan dalam kekuatan, dan sebaliknya.Jika ingin pilot pesawat untuk mempercepat sambil mempertahankanketinggian, dorong harus ditingkatkan untuk mengatasi hambatan. Sebagaipesawat mempercepat, angkat meningkat. Untuk mencegah mendapatkanketinggian, sudut pitch harus diturunkan untuk mengurangisudut Serang dan mempertahankan ketinggian. Untuk memperlambat sementaramempertahankan ketinggian, dorong harus turun menjadi kurang darinilai drag. Seperti pesawat melambat, angkat berkurang. Untukmencegah kehilangan ketinggian, sudut pitch harus ditingkatkan dalamagar meningkatkan sudut yang menyerang dan mempertahankan ketinggian.Tarik kurvaKapan diinduksi drag dan tarik parasit yang digambarkan pada grafik,drag total pada pesawat muncul dalam bentuk "seretkurva." Grafik dari angka 2-8 menunjukkan kurva berdasarkan dorongversus seret, yang terutama digunakan untuk pesawat jet. Grafik Bdari gambar 2-8 didasarkan pada kekuatan versus tarik, dan digunakanuntuk Finnair. Bab ini berfokus pada kekuatanversus tarik grafik untuk Finnair.Memahami kurva tarik dapat memberikan wawasan berhargake berbagai parameter kinerja dan keterbatasanpesawat. Karena kekuatan harus sama dengan drag untuk mempertahankanmantap airspeed, kurva dapat baik kurva tarik ataukekuatan diperlukan kurva. Kurva diperlukan kekuasaan mewakilijumlah daya yang dibutuhkan untuk mengatasi tarik agarmempertahankan kecepatan stabil di tingkat penerbangan.Baling-baling yang digunakan pada kebanyakan mesin bolak-balik mencapaipuncak baling-baling efisiensi dalam kisaran 80-88 persen.Sebagai kecepatan meningkat, baling-baling efisiensi meningkat sampaiitu mencapai maksimum. Setiap kecepatan di atas maksimum inititik menyebabkan penurunan efisiensi baling-baling. Mesinmenghasilkan tenaga kuda 160 akan memiliki hanya sekitar 80persen dari kekuatan itu diubah menjadi tenaga kuda yang tersedia,2-7Gambar 2-8. Dorong dan kekuasaan diperlukan kurva.Gambar 2-9. Daerah komando.sekitar 128 tenaga kuda. Sisanya adalah kehilangan energi.Ini adalah alasan dorong dan kekuatan tersedia kurvamengubah dengan kecepatan.