AERODINAMIKA

AIRFOILAirfoil adalah bentuk dari suatu sayap pesawat yang dapat

menghasilkan gaya angkat (lift) atau efek aerodinamika

ketika melewati suatu aliran udara. Airfoil merupakan

bentuk dari potongan melintang sayap yang dihasilkan oleh

perpotongan tegak lurus sayap terhadap pesawat

1. Leading edge, merupakan bagian permukaan paling depan dari airfoil.2. Trailing edge, merupakan bagian permukan paling belakang dari airfoil.3. Mean chamber line, merupakan garis pertengahan yang membagi antara permukaanbagian atas dan permukaan bagian bawah dari airfoil.

4.Chord line, merupakan garis lurus yang menghubungkan leading edge dan trailing edge.5. Chord, merupakan perpanjangan dari chord line mulai dari leading edge hingga trailingedge. Dengan kata lain, chord adalah karakteristik dimensi longitudinal darisuatu airfoil.

6. Maximum chamber, merupakan jarak antara mean chamber line dengan chord line.Maximum chamber membantu mendefinisikan bentuk dari mean chamber line.

7. Maximum thickness, merupakan ketebalan maksimum dari suatu airfoil, danmenunjukkan persentase dari chord. Maximum thickness membantumendefinisikan bentuk dari airfoil dan juga performa dari airfoil tersebut.

Airfoil NACA (National Advisory Committee for Aeronautics)

NACA airfoil adalah bentuk airfoil sayap pesawat udara

yang dikembangkan oleh National Advisory Committee for

Aeronautics (NACA)

NACA airfoil adalah salah satu bentuk bodi aerodinamika

sederhana yang berguna untuk dapat memberikan gaya

angkat tertentu terhadap suatu bodi lainnya dan dengan

bantuan penyelesaian matematis sangat memungkinkan

untuk memprediksi berapa besarnya gaya angkat yang

dihasilkan oleh suatu bodi airfoil. Geometri airfoil memiliki

pengaruh besar terhadap karakteristik aerodinamika

dengan parameter penting berupa CL, dan kemudian

akan terkait dengan lift (gaya angkat yang dihasilkan)

(Mulyadi, 2010).

Di terowongan angin atau pada sebuah penerbangan, sebuah airfoil secara sederhana adalah sebuah objek

streamline yang disisipkan pada aliran udara yang bergerak. Jika airfoil itu dinaikkan (mendongak) maka

aliran udara akan menabrak dengan sebuah sudut tertentu (angle of attack), molekul udara yang bergerak

melewati permukaan atas akan dipaksa untuk bergerak dengan kecepatan yang lebih tinggi dibandingkan

dengan molekul udara yang bergerak di bawah airfoil, hal ini karena molekul di atas harus menjalani jarak

yang lebih jauh karena lengkungan dari permukaan yang di atas. Pertambahan kecepatan ini mengurangi

tekanan di atas airfoil (Mulyadi, 2010).

Sebuah tekanan positif dihasilkan karena sifat udara yang mengalir di bawah sayap, terutama pada angle of

attack yang tinggi. Tapi ada aspek lain dari aliran udara ini yang harus dipelajari. Pada sebuah titik di dekat

leading edge, aliran udara pada hakekatnya sebenarnya berhenti (stagnation point) dan dengan bertahap

kecepatannya akan bertambah. Di titik yang sama di trailing edge, kembali lagi aliran udara itu mencapai

kecepatan yang sama dengan kecepatan aliran udara di permukaan atasnya. Sesuai dengan prinsip

Bernoulli, ketika aliran udara makin pelan di bawah sayap, sebuah tekanan positif ke atas terjadi menekan

sayap, jika kecepatan fluida berkurang, tekanan harus bertambah (Suseno, 2010).

KONTRUKSI AIRFOIL NACANACA Seri 4 Digit

Sekitar tahun 1932, NACA melakukan pengujian beberapa bentuk airfoil yang dikenal dengan NACA seri

4 digit seperti pada gambar 5. Distribusi kelengkungan dan ketebalan NACA seri empat ini diberikan

berdasarkan suatu persamaan. Distribusi ini tidak dipilih berdasarkan teori, tetapi diformulasikan

berdasarkan pendekatan bentuk sayap yang efektif yang digunakan saat itu, seperti yang dikenal adalah

airfoil Clark Y. Pada airfoil NACA seri empat, digit pertama menyatakan persen maksimum camber

terhadap chord. Digit kedua menyatakan persepuluh posisi maksimum camber pada chord dari leading

edge. Sedangkan dua digit terakhir menyatakan persen ketebalan airfoil terhadap chord.

Contoh : airfoil NACA 2412 memiliki maksimum camber 0,02 terletak pada 0,4c dari leading edge dan

memiliki ketebalan maksimum 12% chord atau 0,12c. Airfoil yang tidak memiliki kelengkungan, dengan

camber line dan chord berhimpit disebut airfoil simetrik. Contohnya adalah NACA 0012 yang merupakan

airfoil simetrik dengan ketebalan maksimum 0,12c (Mulyadi, 2010).

NACA SERI 5 DIGITPengembangan airfoil NACA 5 digit dilakukan sekitar tahun 1935 dengan menggunakan

distribusi ketebalan yang sama dengan seri empat digit. Garis kelengkungan rata-rata (mean

camber line) seri ini berbeda dibanding seri empat digit. Perubahan ini dilakukan dalam rangka

menggeser maksimum camber kedepan sehingga dapat meningkatkan CL maksimum. Jika

dibandingkan ketebalan (thickness) dan camber, seri ini memiliki nilai CL maksimum 0,1

hingga 0,2 lebih tinggi dibanding seri empat digit. Sistem penomoran seri lima digit ini berbeda

dengan seri empat digit. Pada seri ini, digit pertama dikalikan 3/2 kemudian dibagi sepuluh

memberikan nilai desain koefisien lift. Setengah dari dua digit berikutnya merupakan persen

posisi maksimum camber terhadap chord. Dua digit terakhir merupakan persen ketebalan

terhadap chord. Contohnya, airfoil 23012 memiliki CL desain 0.3, posisi maksimum camber

pada 15% chord dari leading edge dan ketebalan sebesar 12% chord (Mulyadi, 2010).

NACA SERI-1 (SERI 16)

Airfoil NACA seri 1 yang dikembangkan sekitar tahun 1939 merupakan seri pertama yang

dikembangkan berdasarkan perhitungan teoretis. Airfoil seri 1 yang paling umum digunakan

memiliki lokasi tekanan minimum di 0,6 chord, dan kemudian dikenal sebagai airfoil seri-16.

Camber line airfoil ini didesain untuk menghasilkan perbedaan tekanan sepanjang chord yang

seragam. Penamaan airfoil seri 1 ini menggunakan lima angka. Misalnya NACA 16-212. Digit

pertama menunjukkan seri 1. Digit kedua menunjukkan persepuluh posisi tekanan minimum

terhadap chord. Angka di belakang tanda hubung: angka pertama merupakan persepuluh

desain CL dan dua angka terakhir menunjukkan persen maksimum thickness terhadap chord.

Jadi NACA 16-212 artinya airfoil seri 1 dengan lokasi tekanan minimum di 0,6 chord dari

leading edge, dengan desain CL 0,2 dan thickness maksimum 0,12 (Mulyadi, 2010).

NACA SERI 6Airfoil NACA seri 6 didesain untuk mendapatkan kombinasi drag, kompresibilitas, dan performa CL maksimum

yang sesuai keinginan. Beberapa persyaratan ini saling kontradiktif satu dan lainnya, sehingga tujuan utama

desain airfoil ini adalah mendapatkan drag sekecil mungkin. Geometri seri 6 ini diturunkan dengan

menggunakan metode teoritik yang telah dikembangkan dengan menggunakan matematika lanjut guna

mendapatkan bentuk geometri yang dapat menghasilkan distribusi tekanan sesuai keinginan. Tujuan

pendekatan desain ini adalah memperoleh kombinasi thickness dan camber yang dapat memaksimalkan

daerah alirah laminer. Dengan demikian maka drag pada daerah CL rendah dapat dikurangi.

Aturan penamaan seri 6 cukup membingungkan dibanding seri lain, diantaranya karena adanya banyak

perbedaan variasi yang ada. Contoh yang 10 umum digunakan misalnya NACA 641-212, a = 0,6. Angka 6 di

digit pertama menunjukkan seri 6 dan menyatakan family ini didesain untuk aliran laminer yang lebih besar

dibanding seri 4 digit maupun 5 digit. Angka 4 menunjukkan lokasi tekanan minimum dalam persepuluh

terhadap chord (0,4c). Subskrip 1 mengindikasikan bahwa range drag minimum dicapai pada 0,1 di atas dan

di bawah CL desain yaitu 2 dilihat angka 2 setelah tanda hubung. Dua angka terakhir merupakan persen

thickness terhadap chord, yaitu 12% atau 0,12. Sedangkan a = 0,6 mengindikasikan persen chord airfoil

dengan distribusi tekanannya seragam, dalam contoh ini adalah 60% chord (Mulyadi, 2010).

NACA SERI 7Seri 7 merupakan usaha lebih lanjut untuk memaksimalkan daerah aliran laminer di atas suatu airfoil

dengan perbedaan lokasi tekanan minimum dipermukaan atas dan bawah. Contohnya adalah NACA

747A315. Angka 7 menunjukkan seri. Angka 4 menunjukkan lokasi tekanan minimum di permukaan

atas dalam persepuluh (yaitu 0,4c) dan angka 7 pada digit ketiga menunjukkan lokasi tekanan

minimum di permukaan bawah airfoil dalam persepuluh (0,7c). A, sebuah huruf pada digit keempat

menunjukkan suatu format distribusi ketebalan dan mean line yang standardisasinya dari NACA seri

awal. Angka 3 pada digit kelima menunjukkan CL desain dalam persepuluh (yaitu 0,3) dan dua

angka terakhir menunjukkan persen ketebalan maksimum terhadap chord, yaitu 15% atau 0,15

(Mulyadi, 2010).

NACA SERI 8Airfoil NACA seri 8 didesain untuk penerbangan dengan kecepatan supercritical. Seperti halnya seri

sebelumnya, seri ini didesain dengan tujuan memaksimalkan daerah aliran laminer di permukaan atas

permukaan bawah secara independen. Sistem penamaannya sama dengan seri 7, hanya saja digit

pertamanya adalah 8 yang menunjukkan serinya. Contohnya adalah NACA 835A216 adalah airfoil NACA

seri 8 dengan lokasi tekanan minimum di permukaan atas ada pada 0,3c, lokasi tekanan minimum di

permukaan bawah ada pada 0,5c, memiliki CL desain 2 dan ketebalan atau thickness maksimum 0,16c

(Mulyadi, 2010).

Kualitas unjuk kerja dari sudu-sudu yang airfoil ini biasanya dinyatakan dalam harga koefisien gaya drag

(CD) dan gaya lift (CL). Gaya lift adalah gaya yang arahnya tegak lurus aliran yang mengenai suatu

bentuk airfoil. Gaya drag adalah gaya yang sejajar dengan aliran fluida yang mengenai suatu bentuk

airfoil.

Pada airfoil terdapat beberapa bagian yang dirubah untuk mendapat koefisien gaya angkat yang

maksimal, diantaranya camber. Semakin besar camber suatu airfoil maka semakin besar gaya angkat

yang akan dihasilkan oleh sebuah airfoil, karena perubahan arah angin di trailing edge menyebabkan

semakin besar gaya angkatnya. Hal itu juga disebabkan karena prinsip dasar airfoil adalah untuk

mempecepat kecepatan angin di bagian atas dengan memperpanjang daerah lintasan airfoil dan

memperpendek lintasan bagian bawah airfoil sehingga perbedaan tekanan permukaan atas dan bawah

makin besar maka gaya angkat yang dihasilkan makin besar pula (Benson, 2010).