analisis 2d airfoil naca 4412 menggunakan · lift dan drag dari airfoil naca 4412. ... pengetahuan...

i

ANALISIS 2D AIRFOIL NACA 4412 MENGGUNAKAN

COMPUTATIONAL FLUIDS DYNAMIC PADA VARIASI

BILANGAN MACH DAN SUDUT SERANG

SKRIPSI

Untuk memenuhi sebagian persyaratan

Mencapai derajat sarjana S-1 Teknik Mesin

Oleh

JAKATARU DAVID EMBANG

NIM : 125214023

PROGRAM STUDI TEKNIK MESIN

JURUSAN TEKNIK MESIN

FAKULTAS SAINS DAN TEKNOLOGI

UNIVERSITAS SANATA DHARMA

YOGYAKARTA

2016

PLAGIAT MERUPAKAN TINDAKAN TIDAK TERPUJI

ii

2D ANALYSIS OF AIRFOIL NACA 4412 USING

COMPUTATIONAL FLUID DYNAMIC ON MACH NUMBER

AND ANGLE OF ATTACK VARIATIONS

FINAL PROJECT

As parctial fulfillment of the requirements

to obtain the Sarjana Teknik degree in Mechanical Engineering

By

JAKATARU DAVID EMBANG

Student Number : 125214023

MECHANICAL ENGINEERING STUDY PROGRAM

MECHANICAL ENGINEERING DEPARTMENT

FACULTY OF SCIENCE AND TECHNOLOGY

SANATA DHARMA UNIVERSITY

YOGYAKARTA

2016


iii





iv





v

PERNYATAAN KEASLIAN KARYA

Dengan ini saya menyatakan bahwa dalam skripsi ini tidak terdapat karya

yang pernah diajukan untuk memperoleh gelar kesarjanaan di suatu perguruan tinggi

dan sepanjang pengetahuan saya juga tidak terdapat karya atau pendapat yang pernah

ditulis atau diterbitkan oleh orang lain, kecuali yang secara tertulis diacu dalam

naskah ini dan disebutkan dalam daftar pustaka.

Yogyakarta 11 Juli 2016

Jakataru David Embang


vi

LEMBAR PERNYATAAN PERSETUJUAN

PUBLIKASI KARYA ILMIAH UNTUK KEPENTINGAN

AKADEMIS

Yang bertanda tangan di bawah ini saya mahasiswa Universitas Sanata Dharma :

Nama : Jakataru David Embang

Nomor Mahasiswa : 125214023

Demi pengembangan dan kemajuan ilmu pengetahuan, saya memberikan kepada

Perpustakaan Universitas Sanata Dharma karya ilmiah yang berjudul :




Beserta perangkat yang diperlukan. Dengan demikian saya memberikan kepada

Perpustakaan Universitas Sanata Dharma hak untuk menyimpan, mengalihkan dalam

bentuk media yang lain, mengelolanya di internet atau media lain untuk kepentingan

akademis tanpa perlu meminta ijin dan memberikan royalty kepada saya selama tetap

menyantumkan nama saya sebagai penulis.

Demikian pernyataan ini saya buat dengan sebenarnya.

Yogyakarta 11 Juli 2016

Yang menyatakan,

Jakataru David Embang


vii

INTISARI

Penelitian tentang airfoil merupakan sebuah pengembangan teknologi dalam

dunia aerodinamika. Hasil dari berbagai eksperimen telah banyak digunakan untuk

mendesain airfoil dalam berbagai konfigurasi sayap sesuai dengan penggunaannya.

Pada masa yang lampau, pembuatan serta analisis kinerja dari suatu airfoil

membutuhkan terowongan angin dan memerlukan waktu serta biaya yang besar untuk

proses pengujiannya.

Penelitian ini menggunakan airfoil tidak simetris yaitu NACA 4412.

Penelitian ini ingin mengetahui dampak dari variasi bilangan mach pada setiap

peningkatan sudut serang dan akan dilihat intensitas turbulensi pada setiap variasi

bilangan mach serta sudut serang dalam bentuk kontur dan streamline. Variasi

bilangan mach yang diterapkan pada penelitian ini berkisar pada aliran subsonic

hingga supersonic dengan variasi sudut serang mulai dari 0°, 4°, 8°, 12° dan 16°.

Pengujian ini dilakukan dalam metode Computational Fluid Dynamic dengan bentuk

mesh tidak terstruktur dan menggunakan persamaan spalart-almaras turbulence

model. Bentuk domain yang digunakan adalah C-type dan kondisi batas pada domain

diasumsikan dalam keadaan tunak dengan batasan pada domain yaitu inlet, outlet,

symmetry dan wall.

Dari penelitian yang telah dilakukan menunjukkan hasil bahwa variasi

bilangan mach terhadap peningkatan sudut serang berpengaruh pada nilai koefisien

lift dan drag dari airfoil NACA 4412. Pada sudut stall aliran subsonic memiliki

koefisien lift lebih tinggi dengan nilai 1,17290 dibandingkan aliran supersonic

dengan nilai 1,17150. Aliran subsonic memiliki intensitas turbulensi lebih kecil

dibanding aliran supersonic.

Kata kunci: Airfoil NACA 4412, bilangan mach, Computational Fluid Dynamic.


viii

ABSTRACT

Research on the airfoil is a technological development in the world of

aerodynamics. The results of numerous experiments have been widely used to design

the wing airfoil in a variety of configurations suitable for use. In the past, the

manufacture and analysis of the performance of an airfoil requires wind tunnel and

require time and substantial costs in the process of testing. This study uses

asymmetrical airfoil is NACA 4412.

This study investigates the impact of variations in mach numbers on any

increase in the angle of attack and will be seen turbulence intensity at each variation

of Mach numbers and angles of attack in the form of contours and streamlined.

Variations mach numbers were applied in this study ranged in subsonic to supersonic

flow with the variation of the angle of attack ranging from 0°, 4°, 8°, 12° and 16°.

This testing is done in the method of Computational Fluid Dynamics to form an

unstructured mesh and use spalart-almaras equation turbulence models. Domain form

used is C-type and boundary conditions on the domain assumed to be in a steady state

with restrictions on the domain, namely the inlet, outlet, symmetry and wall.

From the research that has been done, shows that variation of mach number

to increase the angle of attack affects the value of the coefficient of lift and drag of

the airfoil NACA 4412. At the stall angle subsonic flow has a higher lift coefficient

value of 1,17290 compared with supersonic flow with a value of 1,17150, Subsonic

flow turbulence intensity is smaller than the supersonic flow.

Keywords: Airfoil NACA 4412, mach number, Computational Fluid Dynamic.


ix

KATA PENGANTAR

Puji dan syukur saya panjatkan kepada Tuhan Yang Maha Esa atas berkat dan

karuniaNya, sehingga penyusunan skripsi dapat berjalan dengan baik dan lancar.

Skripsi ini merupakan salah satu syarat yang wajib dipenuhi oleh mahasiswa

untuk mendapatkan gelar S-1 pada Jurusan Teknik Mesin, Fakultas Sains dan

Teknologi Universitas Sanata Dharma Yogyakarta.

Atas berkat, bimbingan serta dukungan dari banyak pihak, akhirnya skripsi ini

dapat terselesaikan dengan baik. Dalam kesempatan ini, dengan segala kerendahan

hati saya mengucapkan terimakasih yang sebesar-besarnya kepada :

1. Sudi Mungkasi, Ph.D. selaku Dekan Fakultas Sains dan Teknologi Universitas

Sanata Dharma Yogyakarta.

2. Ir. Petrus Kanisius Purwadi M.T. selaku Kaprodi jurusan Teknik Mesin Fakultas

Sains dan Teknologi Universitas Sanata Dharma Yogyakarta.

3. A. Prasetyadi SSi M.Si. selaku Dosen Pembimbing 1 Skripsi dan pembimbing

Akademik atas segala arahan, kesabaran dan motivasi yang telah diberikan

4. Stefan Mardikus, ST,. MT selaku Dosen Pembimbing 2 Skripsi atas segala

arahan, kesabaran dan motivasi yang telah diberikan.

5. Seluruh dosen Program Studi Teknik Mesin yang telah memberikan ilmu

pengetahuan sehingga saya dapat menyelesaikan penulisan skripsi ini.

6. Seluruh Staf Sekretariat Fakultas Sains dan Teknologi.

7. Amensiu Indra Embang dan Eljine Kristiasie sebagai orang tua saya, kakak dan


x

adik saya serta seluruh keluarga besar saya atas dukungan baik moril maupun

materi yang diberikan kepada penulis selama mengenyam pendidikan di Program

Studi Teknik Mesin Universitas Sanata Dharma Yogyakarta.

8. Teman-teman Teknik Mesin yang telah memberikan dukungan serta motivasi

kepada penulis.

9. Teman-teman kos Griya Kanna yang telah memberikan dukungan serta motivasi

kepada penulis.

Penulis menyadari bahwa dalam penulisan penelitian dan penulisan skripsi ini

jauh dari sempurna. Untuk itu penulis mengharapkan masukan, kritik, dan saran yang

membangun dari berbagai pihak demi kesempurnaan skripsi ini. Akhir kata semoga

skripsi ini dapat bermanfaat baik bagi penulis maupun pembaca.

Yogyakarta, 11 Juli 2016

Penulis


xi

DAFTAR ISI JUDUL ............................................................................................................. i

TITLE ............................................................................................................... ii

LEMBAR PERSETUJUAN PEMBIMBING .................................................. iii

LEMBAR PERSETUJUAN PENGUJI ........................................................... iv

PERNYATAAN KEASLIAN KARYA .......................................................... v

LEMBAR PERNYATAAN PERSETUJUAN PUBLIKASI........................... vi

INTISARI ......................................................................................................... vii

ABSTRACT ..................................................................................................... viii

KATA PENGANTAR ..................................................................................... ix

DAFTAR ISI .................................................................................................... xi

DAFTAR TABEL ............................................................................................ xv

DAFTAR GAMBAR ....................................................................................... xvi

DAFTAR SATUAN DAN SINGKATAN ...................................................... xxiii

BAB I PENDAHULUAN ................................................................................ 1

1.1 Latar Belakang ............................................................................ 1

1.2 Rumusan Masalah ....................................................................... 5

1.3 Manfaat penelitian ...................................................................... 5

1.4 Tujuan penelitian ........................................................................ 6

1.5 Batasan Masalah ......................................................................... 6

BAB II TINJAUAN PUSTAKA ...................................................................... 8

2.1 Kajian Penelitian ......................................................................... 8

2.2 Sifat Aliran .................................................................................. 9

2.2.1 Kerapatan ........................................................................ 10

2.2.2 Berat Jenis ....................................................................... 11

2.2.3 Kekentalan ...................................................................... 12

2.3 Aliran Laminer, Transisi dan Turbulen ...................................... 13

2.4 Reynold Number ......................................................................... 14

2.5 Aliran Incompresible dan Aliran Compresible .......................... 16


xii

2.6 Aliran Steady dan Unsteady ....................................................... 18

2.7 Eksternal Flow ............................................................................ 19

2.8 Kecepatan Suara (Speed of Sound) ............................................ 21

2.9 Mach Number ............................................................................. 22

2.10 Dasar Aerodinamika ................................................................... 23

2.11 Koefisien Lift dan Drag .............................................................. 29

2.12 Teori Airfoil ................................................................................ 31

2.13 CFD (Computational Fluid Dynamic) ........................................ 34

BAB III METODE PENELITIAN................................................................... 49

3.1 Diagram Alir Penelitian .............................................................. 49

3.2 Airfoil NACA 4412 .................................................................... 50

3.3 Variable Penelitian ...................................................................... 52

3.4 Diagram Alir Simulasi ................................................................ 52

3.5 Variasi Penelitian dan Input Parameter Boundary Condition ..... 53

3.6 Metode Meshing ......................................................................... 55

3.7 Alat dan Bahan ............................................................................ 58

3.8 Pengolahan Data ......................................................................... 59

BAB IV HASIL DAN PEMBAHASAN ......................................................... 61

4.1 Hasil Penelitian ........................................................................... 61

4.2 Pengaruh Angle of Attack Terhadap Nilai Koefisien Lift Pada

Aliran Subsonic. .......................................................................... 65

4.3 Pengaruh Angle of Attack Terhadap Nilai Koefisien Drag Pada

Aliran Subsonic. .......................................................................... 66


Aliran Supersonic. ...................................................................... 67


Aliran Supersonic. ...................................................................... 68


Perbandingan Antara Aliran Subsonic dan Supersonic. ............. 69


xiii


Perbandingan Antara Aliran Subsonic dan Supersonic. ............. 70

4.8 Analisis Kontur Tekanan pada Aliran Subsonic Terhadap

Perubahan Angle of Attack. ......................................................... 71

4.8.1 Pengaruh Mach Number 0,6 Terhadap Perubahan Angle of

Attack. ............................................................................. 72


Attack. ............................................................................. 75

4.9 Analisis Kontur Tekanan pada Aliran Supersonic Terhadap


4.9.1 Pengaruh Mach Number 1 Terhadap Perubahan Angle of

Attack. ............................................................................. 79


Attack. ............................................................................. 83


Attack. ............................................................................. 86


Attack. ............................................................................. 90


Attack. ............................................................................. 93

4.10 Analisis Velocity Streamlines pada Aliran Subsonic Terhadap



Attack. ............................................................................. 97


Attack. ............................................................................. 101

4.11 Analisis Velocity Streamlines pada Aliran Supersonic Terhadap



xiv


Attact. .............................................................................. 105


Attack. ............................................................................. 108


Attack. ............................................................................. 112


Attack. ............................................................................. 115


Attack. ............................................................................. 119

BAB V PENUTUP ........................................................................................... 123

5.1 Kesimpulan ................................................................................. 123

5.2 Saran ........................................................................................... 125

DAFTAR PUSTAKA ...................................................................................... 126


xv

DAFTAR TABEL

Tabel 2.1 Arti dari eff dan S untuk setiap .................................................. 39

Tabel 3.1 koordinat X dan Y dari airfoil NACA 4412 ...................................... 50

Tabel 3.2 Parameter boundary condition pada proses penelitian...................... 54

Tabel 3.3 Parameter ukuran mesh pada proses penelitian airfoil NACA

4412................................................................................................. 56

Tabel 3.4 Spesifikasi laptop yang digunakan dalam penelitian......................... 58

Tabel 4.1 Bilangan Mach 0,6 (204 m/s) terhadap lima variasi sudut serang

airfoil….................................................................................................... 62


airfoil ....................................................................................................... 62

Tabel 4.3 Bilangan Mach 1 (340 m/s) terhadap lima variasi sudut serang

airfoil........................................................................................................ 62


airfoil........................................................................................................ 63

Tabel 4.5 Bilangan Mach 2 (680 m/s) terhadap lima variasi sudut serang

airfoil........................................................................................................ 63


airfoil........................................................................................................ 64

Tabel 4.7 Bilangan Mach 3 (1.020 m/s) terhadap lima variasi sudut serang

airfoil........................................................................................................ 64


xvi

DAFTAR GAMBAR

Gambar 1.1 Bagian-bagian airfoil.................................................................... 4

Gambar 2.1 Tiga jenis aliran viskos (a) aliran laminer; (b) aliran transisi; (c)

aliran turbulen............................................................................... 13

Gambar 2.2 Aliran di dalam pipa (a) viskositas tinggi. Reynolds number

rendah. Aliran laminer; (b) viskositas rendah. Reynold number

tinggi, aliran turbulen.................................................................... 15

Gambar 2.3 Perubahan densitas terhadap perubahan Mach number................ 18

Gambar 2.4 Koefisien drag untuk bilangan Mach rendah dalam benda dua

dimensi.......................................................................................... 20

Gambar 2.5 Streamline aliran udara pada airfoil.............................................. 25

Gambar 2.6 Arah dan gaya-gaya dalam penerbangan...................................... 26

Gambar 2.7 Gaya dan momen aerodinamis terhadap arah

penerbangan.................................................................................. 27

Gambar 2.8 Distribusi kecepatan dan entalpi aliran gas pada lapisan dinding

yang memiliki kecepatan tinggi.................................................... 29

Gambar 2.9 Kurva lift untuk ketebalan sedang dan chamber berbeda............. 30

Gambar 2.10 Geometri airfoil dan definisi bagian airfoil................................... 32

Gambar 2.11 Arah dan gaya-gaya dalam pesawat terbang................................. 34

Gambar 2.12 CFD hasil untuk air mengalir melewati sebuah NASA 66

(MOD) hydrofoil; C grid 262 dengan 91 node............................. 36

Gambar 2.13 Eksperimental oil-streak visualisasi permukaan mengalir di

Re=40.000..................................................................................... 36

Gambar 2.14 Komputasi large-eddy mensimulasikan aliran permukaan kubus

dengan aliran oil-streak pada Re=40.000...................................... 37

Gambar 2.15 Permukaan terstruktur dan volume grid konfigurasi dari sayap-

badan pesawat............................................................................... 42

Gambar 2.16 Permukaan jaringan tidak terstruktur dari konfigurasi sayap-

badan pesawat............................................................................... 42


xvii

Gambar 2.17 Tipe untuk domain dua dimensi.................................................... 43

Gambar 2.18 Jenis kondisi batas dalam analisis cairan-aliran............................ 44

Gambar 2.19 Jenis-jenis grid pada domain......................................................... 45

Gambar 2.20 C-grid topologi dalam 2D............................................................. 46

Gambar 3.1 Diagram alir penelitian.................................................................. 49

Gambar 3.2 Bentuk airfoil NACA 4412 dengan panjang 1 m.......................... 51

Gambar 3.3 Diagram alir simulasi.................................................................... 52

Gambar 3.4 Bentuk domain dengan mesh C-type yang memiliki ukuran W=

10C dan R=6C............................................................................... 55

Gambar 3.5 Bentuk domain dalam penelitian ini dengan mesh C-type............ 57

Gambar 3.6 Bentuk mesh pada sekitar permukaan airfoil NACA 4412........... 57

Gambar 4.1 Variasi bilangan Mach subsonic pada setiap sudut serang

terhadap pengaruhnya pada nilai koefisien lift.............................. 65

Gambar 4.2 Variasi bilangan Mach subsonic pada setiap sudut serang

terhadap pengaruhnya pada nilai koefisien drag......................... 66

Gambar 4.3 Variasi bilangan Mach supersonic pada setiap sudut serang

terhadap pengaruhnya pada nilai koefisien lift.............................. 67

Gambar 4.4 Variasi bilangan Mach supersonic pada setiap sudut serang

terhadap pengaruhnya pada nilai koefisien drag.......................... 68

Gambar 4.5 Variasi bilangan Mach subsonic dan supersonic pada setiap

sudut serang terhadap pengaruhnya pada nilai koefisien

lift.................................................................................................. 69

Gambar 4.6 Variasi bilangan Mach pada setiap sudut serang terhadap

pengaruhnya pada nilai koefisien drag......................................... 71

Gambar 4.7 Kontur tekanan pada sudut 0° dengan bilangan Mach

0,6.................................................................................................. 72


0,6.................................................................................................. 72


xviii


0,6.................................................................................................. 73


0,6.................................................................................................. 73


0,6.................................................................................................. 74


0,8.................................................................................................. 75


0,8.................................................................................................. 76


0,8.................................................................................................. 76


0,8.................................................................................................. 77


0,8.................................................................................................. 77


1..................................................................................................... 79


1..................................................................................................... 80


1..................................................................................................... 80


1..................................................................................................... 81


1..................................................................................................... 81


1,5.................................................................................................. 83


1,5.................................................................................................. 83


xix


1,5.................................................................................................. 84


1,5.................................................................................................. 84


1,5.................................................................................................. 85


2..................................................................................................... 86


2..................................................................................................... 87


2..................................................................................................... 87


2..................................................................................................... 88


2..................................................................................................... 88


2,5.................................................................................................. 90


2,5.................................................................................................. 90


2,5.................................................................................................. 91


2,5.................................................................................................. 91


2,5.................................................................................................. 92


3..................................................................................................... 93


3..................................................................................................... 94


xx


3..................................................................................................... 94


3..................................................................................................... 95


3..................................................................................................... 95

Gambar 4.42 Velocity streamline pada sudut 0° dengan bilangan Mach

0,6.................................................................................................. 97


0,6.................................................................................................. 98


0,6.................................................................................................. 98


0,6.................................................................................................. 99


0,6.................................................................................................. 99


0,8.................................................................................................. 101


0,8.................................................................................................. 101


0,8.................................................................................................. 102


0,8.................................................................................................. 102


0,8.................................................................................................. 103


1..................................................................................................... 105


1..................................................................................................... 105


xxi


1..................................................................................................... 106


1..................................................................................................... 106


1..................................................................................................... 107


1,5................................................................................................. 108


1,5.................................................................................................. 109


1,5.................................................................................................. 109


1,5................................................................................................. 110


1,5.................................................................................................. 110


2..................................................................................................... 112


2..................................................................................................... 112


2..................................................................................................... 113


2..................................................................................................... 113


2..................................................................................................... 114


2,5.................................................................................................. 115


2,5.................................................................................................. 116


xxii


2,5.................................................................................................. 116


2,5.................................................................................................. 117


2,5.................................................................................................. 117


3..................................................................................................... 119


3..................................................................................................... 119


3..................................................................................................... 120


3..................................................................................................... 120


3..................................................................................................... 121


xxiii

DAFTAR SATUAN DAFTAR DAN SINGKATAN

Singkatan Arti

NACA National Advisory Comitte for

Aeronatics

CL Coeficient Lift

CD Coeficient Drag

CFD Computational Fluid Dynamic

C Chord

CAD Computer Aided Design

Lambang Simbol Satuan Keterangan

(Besaran)

kg/m3 Kerapatan

γ N/m3 Berat

N s/m2 Viskositas dinamik

m2/s Viskositas kinematik

g m2/s gravitasi

F N Gaya

S m2 Luas

c m Panjang

v m/s Kecepatan

T K Suhu

P Pa Tekanan

kg/m-s Viskositas udara

C mach Kecepatan Suara


xxiv

AOA Angle of attack


1

BAB I

PENDAHULUAN

1.1 Latar Belakang

Pesawat terbang merupakan suatu penemuan teknologi transportasi dalam

dunia penerbangan. Pesawat terbang pertama kali diterbangkan oleh Orville Wright

dan Wilbur Wright pada tahun 1903 (Federation Aeronatic International, 1951).

Pada masa perang dunia ke I hingga perang Dunia ke II pesawat terbang digunakan

untuk kepentingan militer, namun pada akhir perang dunia ke II tahun 1945 pesawat

terbang mulai digunakan sebagai transportasi umum hingga sekarang. Kemajuan

teknologi tentang pesawat terbang semakin bertambah pesat dengan berbagai

penelitian dan penemuan teknologi dalam dunia penerbangan. Setelah ditemukannya

pesawat dan digunakan sebagai transformasi umum, jumlah penumpang dari tahun ke

tahun semakin meningkat. Berdasarkan data Badan Pusat Statistik (BPS) tahun 2015,

jumlah penumpang pesawat udara tahun 2014 mencapai 72,6 juta orang atau naik 5,6

persen dari tahun sebelumnya yaitu 68,5 juta orang. Transportasi udara menjadi salah

satu pilihan utama khususnya bagi masyarakat Indonesia. Perkembangan dunia

penerbangan di era modern semakin maju mengikuti jumlah pengguna pesawat

terbang yang semakin meningkat.

Perkembangan dalam dunia penerbangan khususnya pesawat terbang tidak

lepas dari berbagai penelitian yang telah dilakukan. Salah satu fokus penelitian yang

dilakukan dalam dunia penerbangan adalah penelitian tentang airfoil. Airfoil adalah


2

bagian dari pesawat terbang yang merepresentasikan 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 (Houghton, 2013).

Penelitian tentang airfoil merupakan sebuah pengembangan teknologi dalam

dunia aerodinamika. Hasil dari berbagai eksperimen telah banyak digunakan untuk

mendesain airfoil dalam berbagai konfigurasi sayap sesuai dengan penggunaannya.

Pada masa yang lampau, pembuatan serta analisis kinerja dari suatu airfoil

membutuhkan terowongan angin dan memerlukan waktu serta biaya yang besar untuk

proses pengujiannya. Proses eksperimen cenderung menghasilkan informasi yang

kurang akurat dari hal tekanan dan distribusi kecepatan dikarenakan memungkinkan

banyak rugi-rugi yang terjadi pada saat proses penelitian. Namun pada zaman

sekarang pembuatan serta analisis dari suatu airfoil dapat dilakukan dengan cara

simulasi, dengan cara ini pembuatan serta pengujian dapat dilakukan dengan cepat

dan murah serta hasil yang didapatkan dari simulasi lebih baik dan akurat

dibandingkan hasil eksperimen (Ahmed Abd Ahmahmoud Ahmed Yasin, 2011).

Jenis airfoil yang biasa digunakan dalam dunia penerbangan adalah airfoil

jenis tidak simetris. Jenis airfoil tidak simetris memiliki geometri dengan

karakterisitik aerodinamika yang dapat meningkatkan nilai koefisien lift pada sayap

pesawat terbang. Jika dibandingkan airfoil simetris dan airfoil tidak simetris maka

akan didapatkan nilai koefisien lift pada airfoil tidak simetris lebih tinggi daripada

airfoil simetris (Whei zang, 2015). Hal ini yang mendasari banyak pesawat terbang


3

menggunakan airfoil tidak simetris dibanding airfoil simetris, misalkan Boeing,

Airbus, NASA (UIUC Airfoil Coordinate Database).

Banyak penelitian sebelumnya yang dilakukan terkait dengan karakteristik

dan performa dari suatu airfoil. Beberapa penelitian yang telah dilakukan adalah

analisis dari airfoil tentang pengaruh angle of attack terhadap koefisien lift dan drag

(Karna S. Patel, 2014). Dari hasil penelitian menunjukkan perbedaan nilai koefisien

lift dan drag pada sudut serang yang berbeda. Penelitian lainnya menunjukan

pengaruh kecepatan aliran, tekanan serta vortex yang terjadi pada bagian airfoil

terhadap nilai koefisien lift dan drag (Abhay Sharma, 2014). Fenomena gesekan

antara aliran fluida dan sebuah badan pesawat dapat menimbulkan wake pada sekitar

bagian pesawat terbang dan cenderung merugikan. Hal ini mendasari banyak

penelitian yang fokus pada efisiensi kinerja dari pesawat terbang. Pada zaman

sekarang pesawat komersil mampu mencapai kecepatan supersonic, misalkan pesawat

Concorde memiliki kecepatan jelajah 2,04 Mach dengan ketinggian terbang hingga

60.000 ft (Owen, 2001). Dalam kecepatan yang tinggi dibutuhkan prinsip-prinsip

aerodinamika yang baik pada desain pesawat terbang. Sehingga, banyak penelitian

tentang areodinamika mengarah pada bagian penting pada pesawat yaitu airfoil.

Airfoil yang digunakan dalam penelitian ini adalah NACA 4412 dengan

panjang chord 1 m. Airfoil ini adalah jenis airfoil tidak simetris dan memiliki 4 digit.

Digit pertama menyatakan maximum chamber terhadap chord, digit kedua

menyatakan posisi maximum chamber pada chord dari leading edge dan dua digit

terakhir menyatakan persentase maximum thickness airfoil terhadap chord.


4

Gambar 1.1 Bagian-bagian airfoil (Houghton, 2013).

Jenis airfoil ini memiliki permukaan atas dan bawah yang melengkung keatas,

sehingga memiliki chamber rata-rata yang relatif tinggi. Airfoil jenis ini biasa

digunakan untuk scale model, sailplane, free flight serta paling umum digunakan

pada pesawat yang membutuhkan gaya angkat yang tinggi. Masalah yang sering

muncul dalam penelitian tentang airfoil NACA 4412 adalah sudut stall yang rendah

yaitu 12°-14° dalam aliran subsonic (Ahmed Abd Ahmahmoud Ahmed Yasin, 2011),

sehingga perlu diteliti pengaruh kecepatan aliran terhadap sudut stall. Wake yang

muncul pada sudut serang tertentu juga berpengaruh pada nilai CL dan CD, hal ini

menunjukan kecepatan stall dari airfoil NACA 4412 (Mayurkumar Kevadiya, 2013).

Masalah yang muncul pada airfoil NACA 4412 perlu diteliti pada variabel

yang berbeda dari penelitian sebelumnya. Fenomena stall yang terjadi pada sudut

serang tertentu dalam aliran subsonic dapat diteliti untuk mendapatkan sudut spesifik

terjadinya stall dan dapat diamati pengaruh kecepatan aliran pada koefisien lift dan

drag jika dalam aliran supersonik. Setiap airfoil memiliki performa aerodinamika


5

yang berbeda-beda, hal ini akan dilihat batas maksimum performa aerodinamika dari

NACA 4412 jika diberi kecepatan aliran melebihi kecepatan suara. Pada kecepatan

yang tinggi disertai penambahan sudut serang, aliran yang terjadi cenderung

mengalami wake, namun pada airfoil NACA 4412 yang diberi aliran subsonic terjadi

wake pada sudut yang rendah, maka perlu diketahui sudut terjadinya wake dan

besarnya wake yang terjadi pada airfoil NACA 4412 dalam kecepatan supersonic.

Dari penelitian mengenai airfoil NACA 4412, akan diketahui performa

maksimum dalam penggunaannya pada pesawat terbang, sehingga dapat ditentukan

efisiensi penggunaan airfoil NACA 4412 terhadap batas kecepatan dan sudut serang

suatu pesawat terbang. Oleh karena itu, perlu diteliti pengaruh kecepatan aliran

subsonic hingga aliran supersonic terhadap koefisien lift dan drag, angle of attack

dan wake yang terjadi pada airfoil NACA 4412.

1.2 Rumusan Masalah

Permasalahan dalam penelitian ini adalah sebagai berikut:

1. Bagaimana pengaruh distribusi tekanan dan kecepatan?

2. Bagaimana pengaruh angle of attack pada nilai CL dan CD?

3. Bagaimana pengaruh perbedaan kecepatan pada setiap angle of attack

terhadap nilai CL dan CD?

4. Bagaimana pengaruh angle of attack terhadap fenomena wake dan stall angle?

1.3 Manfaat penelitian

Manfaat dari penelitian ini adalah sebagai berikut :


6

1. Memberikan kontribusi bagi Universitas Sanata Dharma khususnya Fakultas

Sains dan Teknologi dalam bidang penelitian.

2. Penelitian yang dilakukan dapat menjadi referensi bagi penelitian selanjutnya.

3. Penelitian berkontribusi untuk mendukung kemajuan teknologi dan

pendidikan di Indonesia.

1.4 Tujuan penelitian

Tujuan dari penelitian ini adalah sebagai berikut :

1. Mengetahui dampak dari variasi kecepatan pada airfoil dalam aliran subsonic

hingga supersonic terhadap nilai koefisien lift dan drag.

2. Mengetahui dampak dari variasi angle of attack pada airfoil terhadap

koefisien nilai lift dan drag.

3. Mengetahui dampak dari variasi kecepatan subsonic dan supersonic terhadap

perubahan angle of attack dan pengaruh terhadap nilai koefisien lift dan

drag.

4. Mengetahui distribusi kecepatan dan tekanan yang terjadi pada airfoil.

5. Mengetahui terjadinya fenomena wake dalam derajat tertentu.

6. Mengetahui stall angle dari airfoil NACA 4412.

1.5 Batasan Masalah

Batasan masalah dalam penelitian ini adalah sebagai berikut :

1. Geometri yang digunakan adalah dua dimensi.

2. Aliran yang digunakan dalam keadaan steady.


7

3. Kecepatan aliran dalam subsonic dan supersonic.

4. Komputasi menggunakan software ANSYS FLUENT 14.


8

BAB II

TINJAUAN PUSTAKA

2.1 Kajian Penelitian

Pada tahun 2013, Gaurav Saxena dan Mahendra Agrawal membuat sebuah

penelitian tentang analisis aerodinamika pada Airfoil NACA 4412. Proyek ini

menyajikan studi komputasi pada NACA 4412 pada sudut serang yang berbeda (10º,

12.5º, 15, 16º, 17º, 17.5º, 20º dan 22.5º) menggunakan metode CFD (Computational

Fluid Dynamic). Hasil penelitian menemukan bahwa belum terlihat adanya aliran

yang terpisah pada sudut serang 10º dan 12.5º, tetapi pemisahan aliran dimulai pada

sudut serang 15º dan meningkat pada sudut serang 17.5º, 20º, dan 22.5º. Dalam

penelitian ini, efek permukaan airfoil tidak dipertimbangkan. Penelitian ini

mendapatkan kesimpulan bahwa penambahan sudut serang pada airfoil berdampak

pada pemisahan aliran dan disertai dengan peningkatan tekanan yang merugikan.

Sementara itu pada sudut serang rendah gradien tekanan tidak cukup kuat untuk

menyebabkan vortex.

Peningkatan sudut serang berdampak pada peningkatan koefisien lift, namun

setelah mencapai sudut maksimal gaya lift tidak dapat ditingkatkan lebih lanjut dan

cenderung menurun. Penurunan gaya lift terjadi karena muncul banyak tekanan yang

merugikan, sehingga meningkatkan gaya drag. Hal tersebut dikenal dengan sudut

stall dan dalam percobaan ditemukan pada sudut serang 16º. Pada sudut serang 16 º


9

diamati koefisien lift dengan nilai 1.55 merupakan nilai tertinggi (Gaurav saxena,

2013).

Sebuah penelitian dilakukan oleh Ahmed Abd Almahmoud Ahmed Yassin

dan Abubaker Mohammed Ahmed Elbashir, Penelitian ini dilakukan pada airfoil

NACA 4412 yang diberi aliran subsonic dengan menggunakan metode CFD. Hasil

dari penelitian menunjukan nilai CL tertinggi terjadi pada sudut serang 14° kemudian

secara bertahap menurun. Hal ini kemudian dibandingkan dengan hasil eksperimen

dalam benda uji, sudut dan kecepatan aliran yang sama. Hasilnya adalah nilai CL dan

stall angle pada penelitian dengan menggunakan metode CFD lebih tinggi

dibandingkan dengan eksperimen yang menghasilkan nilai stall angle pada sudut 13°

(Ahmed Abd Almahmoud Ahmed Yassin, 2013). Dalam studi lainnya yang dilakukan

oleh Mayurkumar kevadiya pada tahun 2013 tentang analisis 2 dimensi pada airfoil

NACA 4412. Penelitian ini menggunakan persamaan spalart allmaras (1 equation)

dan menggunakan jenis solver Pressure based steady state. Airfoil diuji dalam

kecepatan subsonic pada sudut 0°-12° dan diamati pengaruhnya terhadap nilai

koefisien lift dan drag. Hasil penelitian menunjukkan nilai koefisien lift tertinggi

berada pada sudut 8°, setelah mencapai sudut 8° nilai koefisien lift cenderung

menurun.

2.2 Sifat Aliran

Pengamatan yang mendalam mengenai struktur molekul dari material

mengungkapkan bahwa zat-zat yang biasanya dianggap sebagai benda padat (baja,


10

beton dll) memiliki jarak antar molekul yang rapat dengan gaya-gaya kohesi antar

molekul yang besar yang memungkinkan sebuah benda padat mempertahankan

bentuknya dan tidak mudah untuk dideformasi. Namun, untuk zat-zat yang dianggap

sebagai cairan (air, minyak, dll) memiliki molekul agak terpisah, gaya antar

molekulnya lebih lemah daripada benda-benda padat dan molekulnya mempunyai

pergerakan yang bebas. Jadi zat cair dapat dengan mudah terdeformasi. Gas-gas

(udara, oksigen dll) memiliki jarak antar molekul yang lebih besar dan gerakan yang

bebas dengan gaya antar molekul yang dapat diabaikan, sehingga sangat mudah

terdeformasi. Secara khusus fluida didefinisikan sebagai zat yang berdeformasi terus-

menerus selama dipengaruhi suatu tegangan geser.

Beberapa sifat fluida yang sangat berkaitan dengan perilaku fluida adalah

jelas bahwa fluida yang berbeda secara umum memilki sifat yang berbeda. Misalnya,

gas-gas bersifat ringan dan dapat dimampatkan, sementara zat cair dan relatif tidak

dapat dimampatkan. Sifat-sifat fluida yang memegang peranan penting dalam analisis

perilaku fluida antara lain adalah kerapatan, berat jenis dan viskositas (Bruce R.

Munson, 2009).

2.2.1 Kerapatan

Kerapatan (density) dari sebuah fluida , dilambangkan dengan huruf Yunani

(rho), didefinisikan sebagai massa fluida per satuan volume. Kerapatan biasanya

digunakan untuk mengkarakteristikkan massa sebuah sistem fluida. Dalam sistem


11

BG, mempunyai satuan slugs/ft3 atau dalam satuan SI adalah Kg/m3. Nilai

kerapatan dapat bervariasi cukup besar di antara fluida yang berbeda, untuk zat-zat

cair variasi tekanan dan temperatur umumnya hanya memberian pengaruh kecil

terhadap nilai . Namun, kerapatan dari gas sangat dipengaruhi oleh tekanan dan

temperatur. Massa jenis fluida didapatkan dengan persamaan (2.1):

V

m (2.1)

dimana adalah masa jenis, m adalah massa dan V adalah volume. Setiap zat

memiliki massa jenis yang berbeda-beda (Bruce R. Munson, 2009).

2.2.2 Berat Jenis

Berat jenis dari sebuah fluida dilambangkan dengan huruf Yunani γ (gamma),

didefinisikan sebagai berat fluida per satuan volume. Berat jenis berhubungan dengan

kerapatan melalui persamaan (2.2):

g (2.2)

dimana γ adalah berat jenis, adalah massa jenis dan g adalah percepatan gravitasi.

Seperti halnya kerapatan yang digunakan untuk mengkarakteristikan massa dari

sebuah sistem fluida, berat jenis juga digunakan untuk mengkarakteristikan massa

sebuah sistem fluida. Dalam satuan BG, mempunyai satuan lb/ft3 dan satuan SI

adalah N/m3 (Bruce R. Munson, 2009).


12

2.2.3 Kekentalan

Nilai kekentalan (viskositas) dari sebuah fluida tergantung dari jenis fluida

tersebut. Viskositas disimbolkan dengan huruf Yunani (mu) dan disebut sebagai

viskositas mutlak, viskositas dinamik, atau viskositas saja. Viskositas sangat

bergantung dari nilai temperatur. Di dalam gas molekul-molekul terpisah jauh dan

gaya-gaya antar molekul diabaikan. Dalam hal ini, hambatan terhadap gerak relatif

timbul karena pertukaran momentum antara molekul gas antara lapisan-lapisan fluida

yang bersebelahan.

Dalam kajian fluida dikenal dua jenis viskositas yaitu viskositas dinamik dan

viskositas kinematik. Viskositas dinamik dilambangkan dengan huruf Yunani

(mu). Jika didefinisikan menurut relasi tegangan geser dengan laju regangan geser

pada fluida Newtonian, viskositas dinamik adalah rasio dari tegangan geser terhadap

laju regangan geser:

dydU /

(2.3)

di mana adalah tegangan geser (N/m2) dan dydU adalah laju regangan geser

(1/s). Dengan demikian dalam sistem SI satuan untuk viskositas dinamik adalah

N s/m2. Sedangkan viskositas kinematik, dilambangkan dengan huruf Yunani

(nu) merupakan rasio antara viskositas dinamik dengan kerapatan fluida:


13

(2.4)

Oleh karena itu, dalam sistem SI satuan viskositas kinematik adalah m2/s (Bruce R.

Munson, 2009).

2.3 Aliran Laminer, Transisi dan Turbulen

Aliran viskos dapat dibedakan menjadi tiga tipe yaitu aliran laminer, transisi

dan aliran turbulen. Dalam aliran laminer partiket-partikel zat cair/gas bergerak

teratur mengikuti lintasan yang saling sejajar. Aliran ini terjadi apabila kecepatan

rendah atau kekentalan besar.

Gambar 2.1 Tiga jenis aliran viskos (a) aliran laminer; (b) aliran transisi; (c) aliran

turbulen (Frank M. White, 1998).

Pengaruh kekentalan adalah sangat besar sehingga dapat meredam gangguan

yang dapat menyebabkan aliran menjadi turbulen. Dengan berkurangnya kekentalan

dan bertambahnya kecepatan aliran maka daya redam terhadap gangguan akan

berkurang, yang sampai pada suatu batas tertentu akan menyebabkan terjadinya

perubahan aliran dari laminr ke aliran turbulen. Pada aliran turbulen gerak partikel-


14

partikel zat cair/gas tidak teratur. Aliran ini terjadi apabila kecepatan tinggi dan

kekentalan zat cair/gas kecil (Bambang Triatmodjo, 2013)

2.4 Reynold Number

Pada tahun 1884 Osborne Reynold melakukan percobaan untuk menunjukkan

sifat-sifat aliran laminer dan turbulen. Reynold menunjukkan bahwa untuk kecepatan

aliran yang kecil fluida akan mengalir secara lurus seperti benang yang sejajar.

Apabila kecepatan fluida ditambah maka aliran akan bergelombang yang akhirnya

pecah dan menyebar. Kecepatan pada saat aliran mulai pecah disebut aliran kritik.

Menurut Reynold, ada tiga faktor yang mempengaruhi keadaan aliran yaitu

kekentalan fluida (mu), rapat massa fluida (rho) dan luas penampang dari

benda. Reynold menunjukkan bahwa aliran dapat diklasifikasikan berdasarkan suatu

angka tertentu. Angka tersebut diturunkan dengan membagi kecepatan aliran dengan

nilai l / , yang disebut dengan Bilangan Reynold. Bilangan Reynolds didapatkan

dari persamaan (2.5):

VllV

l

VRe (2.5)

dengan (nu) adalah kekentalan kinematik. Dengan bertambahnya bilangan Reynolds

baik karena bertambahnya kecepatan atau berkurangnya kekentalan suatu fluida, akan

menyebabkan kondisi aliran laminer menjadi tidak stabil. Sampai suatu bilangan

reynolds di atas nilai tertentu aliran berubah dari laminer menjadi turbulen.


15

Gambar 2.2 Aliran di dalam pipa (a) viskositas tinggi. Reynolds number rendah.

Aliran laminer; (b) viskositas rendah. Reynold number tinggi, aliran

turbulen (Frank M. White, 1998).

Berdasarkan hasil percobaan aliran dalam pipa, Reynolds menetapkan bahwa

untuk bilangan Reynolds di bawah 2.000, gangguan aliran dapat diredam oleh

kekentalan suatu fluida dan aliran pada kondisi tersebut adalah laminer. Aliran akan

turbulen apabila bilangan Reynolds lebih besar dari 4.000. Apabila bilangan


16

Reynolds berada diantara kedua nilai tersebut (2.000<Re<4.000) aliran adalah

transisi. Bilangan Reynolds pada kedua nilai di atas (Re=2.000 dan Re=4.000)

disebut dengan batas kritik bawah dan atas (Bambang Triatmodjo, 2013).

2.5 Aliran Incompresible dan Aliran Compresible

Kemampatan sebuah fluida didefinisikan sebagai perubahan (pengecilan)

volume karena adanya perubahan (penambahan) tekanan, yang ditunjukkan oleh

perbandingan antara perubahan tekanan dan perubahan volume terhadap volume

awal. Perbandingan tersebut dikenal dengan modulus elastisitas. Apabila dp adalah

pertambahan tekanan dan dV adalah pengurangan volume dari volume awal V,

maka:

V

dV

dpK (2.6)

Aliran inkompresibel adalah aliran dimana densitas fluidanya tidak berubah di

dalam medan aliran (flow field), misalnya aliran air. Nilai modulus elastisitas untuk

zat cair adalah sangat besar sehingga perubahan volume karena perubahan tekanan

adalah sangat kecil. Contoh fluida tak-termampatkan adalah: air, berbagai jenis

minyak, emulsi, dll. Bentuk Persamaan Bernoulli untuk aliran tak-termampatkan

adalah sebagai berikut:

w

2

2konstan (2.7)


17

di mana P adalah tekanan fluida, adalah densitas fluida, g adalah percepatan dan

gravitasi adalah kecepatan fluida (Bambang Triatmodjo, 2013).

Sedangkan aliran kompresibel adalah aliran dimana densitas fluidanya

berubah didalam medan aliran. Contoh fluida inkompresibel adalah udara, gas alam,

dll. Persamaan Bernoulli untuk aliran termampatkan adalah sebagai berikut:

2

222

2

1112

1

2

1 ghPghP (2.8)

di mana adalah energi potensial gravitasi per satuan massa; jika gravitasi konstan

maka gh dan w adalah entalpi fluida per satuan massa (Batchelor, 1967).

Perbedaan antara aliran kompresibel dan inkompresibel di udara juga dapat

dilihat dalam perbedaan mach number (rasio kecepatan aliran dengan kecepatan

suara). mach number harus lebih besar dari 0,3 mach sehingga dianggap sebagai

aliran konpresibel. Jika kecepatan aliran kurang dari 0,3 mach maka aliran tersebut

dianggap sebagai aliran inkompresibel. Meskipun gas adalah kompresibel, perubahan

densitas yang terjadi pada kecepatan rendah mungkin tidak besar. Perubahan densitas

diplot sebagai fungsi dari mach number. Perubahan densitas udara direpresentasikan

dalam 0/ , di mana 0 adalah densitas udara pada kecepatan nol (Houghton,

2013).


18

Gambar 2.3 Perubahan densitas terhadap perubahan mach number (Houghton, 2013).

Diamati bahwa untuk nomor mach sampai 0,3 mach, perubahan densitas

berada pada 4,37%. Jadi, untuk semua tujuan praktis perubahan densitas pada

wilayah ini dapat diabaikan. Tetapi jika mach number meningkat melampaui 0,3

mach, maka perubahan densitas menjadi cukup besar dan pada angka 1 mach,

perubahan tersebut naik sekitar 36,5%. Pada angka 2 mach perubahan densitas

setinggi 77%. Oleh karena itu, aliran udara dapat dianggap inkompresibel untuk mach

number di bawah 0,3 mach dan kompresibel untuk mach number diatas 0,3 mach

(Houghton, 2013).

2.6 Aliran Steady dan Unsteady

Aliran tunak (steady flow) terjadi jika kecepatannya tidak terpengaruh oleh

perubahan waktu. Dengan demikian ditinjau pada titik yang sama, kecepatan aliran


19

selalu konstan dari waktu ke waktu (Bruce R. Munson, 2009). Secara matematika

kondisi tunak ini dapat dinyatakan dengan:

0t

V

(2.9)

Sedangkan aliran tak tunak (unsteady flow) terjadi jika kecepatannya terpengaruh

oleh perubahan waktu. Dengan demikian jika ditinjau pada titik yang sama, kecepatan

aliran berubah-ubah dari waktu ke waktu (Bruce R. Munson, 2009). Secara

matematika kondisi aliran tunak ini dapat dinyatakan dengan:

0t

V

(2.10)

2.7 Eksternal Flow

Aliran eksternal adalah aliran yang tidak dibatasi dinding. Geometri benda

yang kompleks biasanya memerlukan data eksperimen pada gaya dan moment yang

disebabkan oleh aliran. Aliran ini ditemui dalam studi engineering: aerodinamis

(pesawat terbang, roket, proyektil), hidrodinamika (Kapal, kapal selam, torpedo),

transportasi (mobil, truk), angin engineering (bangunan, jembatan, menara air, turbin

angin), dan rekayasa laut (Pelampung, pemecah gelombang, tiang, kabel,dll). Aliran

eksternal dibagi menjadi dua jenis yaitu aliran Bluff Body dan Aliran Streamlined

Body. Dalam hal ini terjadi perbedaan antara nilai Cd (koefisien drag) dan Cf

(Koefisien friction) (Frank M. White, 1998).


20

Bluff Body adalah sebuah geometri yang memiliki hambatan udara yang tinggi

sehingga jika memberikan aliran fluida dengan kecepatan yang tinggi akan

menyebabkan terbentuknya vortex. Berbeda dengan bluff body, geometri yang

memiliki gaya hambat fluida yang rendah disebut dengan streamline body. geometri

ini menyebabkan aliran yang melaluinya tetap laminar, contohnya pada desain

pesawat terbang (Frank M. White, 1998).

Gambar 2.4 Koefisien drag untuk bilangan Mach rendah dalam benda dua dimensi

(Frank M. White, 1998).

Kontribusi relatif gesekan dan tekanan hambatan tergantung pada bentuk

benda, terutama ketebalannya. Gambar 2.3 menunjukkan data untuk square cylinder

memiliki koefisien drag yang lebih tinggi daripada airfoil (Frank M. White, 1998).


21

2.8 Kecepatan Suara (Speed of Sound)

Kecepatan suara adalah jarak yang ditempuh per satuan waktu, gelombang

suara merambat melalui media elastis. Dalam udara kering pada 20 ° C (68 ° F),

kecepatan suara adalah 343,2 meter per detik (1.126 ft / s; 1.236 km / h. Dalam

dinamika fluida, kecepatan suara dalam fluida (gas atau cair) digunakan sebagai

ukuran relatif untuk kecepatan sebuah benda bergerak. Kecepatan suatu benda dibagi

dengan kecepatan suara dalam fluida tersebut dan disebut bilangan Mach. Benda

yang bergerak dengan kecepatan lebih besar dari Mach 1 berarti berada pada

kecepatan supersonik (Bannon, 2015). Model gas ideal memprediksi bahwa

kecepatan suara dalam gas murni:

pVsuara (2.11)

di mana Vsuara adalah kecepatan suara, γ adalah adiabatik konstan (juga disebut

sebagai eksponen adiabatik, rasio panas spesifik, atau eksponen isentropik), P adalah

tekanan absolut gas, dan ρ adalah densitas gas. kecepatan suara di udara nyata

tergantung pada suhu, tekanan, kelembaban dan frekuensi (A. J. Zuckerwar, 2002).

Dalam gas dan cairan, suara biasanya merambat adiabatik, yaitu perubahan

suhu yang berhubungan dengan kompresi di gelombang suara tidak keluar dalam satu

periode. Kecepatan suara dalam hal ini dapat dinyatakan sebagai berikut:

isadadKC //1 (2.12)


22

di mana Kad adalah modulus bulk adiabatik, adalah densitas, ad adalah

kompresibilitas adiabatik, adis adalah kompresibilitas isotermal, dan = cp /

cv adalah rasio panas spesifik pada tekanan konstan untuk panas spesifik di Volume

konstan. Kecepatan suara dalam gas ideal diberikan oleh rumus Laplace:

// RTC (2.13)

di mana adalah tekanan rata-rata pada benda, R adalah konstanta gas universal,

T adalah temperatur absolut dan adalah kekentalan fluida. Rumus Newton untuk

kecepatan suara diperoleh ketika 1 ; formula ini didasarkan pada asumsi bahwa

proses propagasi memiliki karakter isotermal. Perbedaan antara proses adiabatik dan

isotermal biasanya dapat diabaikan dalam kasus cairan (Landau, L. D., 1987). Dalam

gas, kecepatan suara meningkat karena suhu dan kenaikan tekanan. Dalam cairan,

kecepatan suara umumnya menurun dengan naiknya suhu. Air merupakan

pengecualian untuk aturan ini. Dalam ISA (atmosfer standar internasional), kecepatan

gelombang suara merambat pada media tertentu sekitar 761,6 mph (setara dengan

1.116 ft / s, 340 m / s, 661,7 knot, 34,046.16 cm / s, atau 1.225,35 km / jam).

Kecepatan suara ditentukan oleh kepadatan medium. Di udara, suhu yang

mempengaruhi kepadatan udara (Landau, L. D, 1987).

2.9 Mach Number

Bilangan mach adalah parameter dominan dalam analisis aliran kompresibel,

dengan berbagai efek tergantung pada besar nilainya. Para ahli aerodinamika


23

terutama membuat perbedaan antara berbagai rentang bilangan mach dan klasifikasi

sebagai berikut:

1. Ma < 0,3: aliran incompresible, di mana efek kerapatan fluida diabaikan.

2. 0,3 < Ma < 0,8: aliran subsonik, di mana efek kerapatan fluida penting tapi

gelombang kejut yang muncul kecil.

3. 0,8 < Ma < 1,2: aliran transonik, di mana wake pertama kali muncul, membagi

wilayah subsonic dan wilayah supersonik. penerbangan di wilayah transonik

sulit karena karakter campuran medan aliran.

4. 1,3 < Ma < 3,0: aliran supersonik, di mana terjadi wake namun tidak ada

daerah subsonik.

5. 3,0 < Ma: aliran hipersonik, di mana wake dan aliran lainnya mengalami

perubahan yang sangat kuat.

nilai-nilai numerik yang tercantum di atas adalah panduan kasar. Kelima kategori

aliran sesuai untuk eksternal aerodinamis dalam kecepatan tinggi (Frank M. White,

1998).

2.10 Dasar Aerodinamika

Dalam merancang suatu pesawat hal terpenting adalah membuat perkiraan

awal untuk dasar karakteristik aerodinamis (drag dan lift) dari suatu pesawat. Udara

mengalir melewati pesawat terbang, atau badan pesawat harus dialihkan dari jalur

aslinya. Hal tersebut menyebabkan perubahan kecepatan udara. Persamaan Bernoulli

menunjukkan bahwa tekanan yang diberikan oleh udara di pesawat merubah aliran


24

menjadi aliran yang mengganggu. Selain itu, viskositas udara juga menyebabkan

gaya gesek yang cenderung menahan aliran udara (Houghton, 2013).

Pada prinsipnya, saat pesawat mengudara, terdapat 4 gaya utama yang bekerja

pada pesawat, yakni gaya dorong (thrust), hambat (drag), angkat (lift), dan berat

pesawat (weight). Pada saat pesawat sedang menjelajah (cruise) pada kecepatan dan

ketinggian konstan, ke-4 gaya tersebut berada dalam kesetimbangan: T = D dan L =

W. Sedangkan pada saat pesawat take off dan landing, terjadi akselerasi dan

deselerasi yang dapat dijelaskan menggunakan Hukum II Newton (total gaya adalah

sama dengan massa dikalikan dengan percepatan) (Houghton, 2013).

Ada tiga penjelasan yang diterima untuk fenomena munculnya gaya angkat

pada sayap: prinsip Bernoulli, Hukum III Newton, dan efek Coanda. Sayap pesawat

memiliki kontur potongan melintang yang unik: airfoil. Pada airfoil, permukaan atas

sedikit melengkung membentuk kurva cembung, sedangkan permukaan bawah relatif

datar. Bila aliran udara mengenai kontur airfoil ini, maka ada kemungkinan bahwa

udara bagian atas akan memiliki kecepatan lebih tinggi dari bagian bawah: hal ini

disebabkan karena udara bagian atas harus melewati jarak yang lebih panjang

(permukaan atas airfoil adalah cembung) dibandingkan udara bagian bawah. Prinsip

Bernoulli menyatakan bahwa semakin tinggi kecepatan fluida (untuk ketinggian yang

relatif sama), maka tekanannya akan mengecil. Dengan demikian akan terjadi

perbedaan tekanan antara udara bagian bawah dan atas sayap: hal inilah yang

menciptakan gaya angkat (L) (Don Berliner, 1997).


25

Gambar 2.5 Stream line aliran udara pada airfoil (Houghton, 2013).

Penjelasan menggunakan Hukum III Newton menekankan pada prinsip

perubahan momentum manakala udara dibelokkan oleh bagian bawah sayap pesawat.

Dari prinsip aksi reaksi, muncul gaya pada bagian bawah sayap yang besarnya sama

dengan gaya yang diberikan sayap untuk membelokkan udara. Sedangkan penjelasan

menggunakan efek Coanda menekankan pada beloknya kontur udara yang mengalir

di bagian atas sayap. Bagian atas sayap pesawat yang cembung memaksa udara untuk

mengikuti kontur tersebut. Pembelokan kontur udara tersebut dimungkinkan karena

adanya daerah tekanan rendah pada bagian atas sayap pesawat (atau dengan

penjelasan lain: pembelokan kontur udara tersebut menciptakan daerah tekanan

rendah). Perbedaan tekanan tersebut menciptakan perbedaan gaya yang menimbulkan

gaya angkat (L) (Don Berliner, 1997).

Udara yang melewati pesawat terbang atau badan lainnya, harus dialihkan dari

jalur aslinya. Pembelokkan tersebut menyebabkan perubahan dalam kecepatan udara,

namun gaya gesek pada badan pesawat cenderung menahan aliran udara. Sebagai

hasil dari proses ini, pesawat mengalami gaya aerodinamis dan momen. Hal ini


26

dipisah menjadi beberapa komponen seperti gaya lift (L), gaya drag (D), crosswind

force (Y), pitching moment (M), rolling moment (LR) dan yawing moment (N)

Lift adalah komponen gaya yang bekerja ke atas. Gambar 2.4 menggambarkan

arti dalam berbagai arah dari penerbangan. Panah V merupakan arah penerbangan,

panah L mewakili arah gaya lift dan panah W adalah berat pesawat yang

menunjukkan arah ke bawah. Harus diingat bahwa lift adalah komponen yang tegak

lurus terhadap arah penerbangan. Sedangkan, drag adalah komponen dari gaya yang

bekerja dalam arah yang berlawanan dengan garis penerbangan atau dalam arah yang

sama dengan datangnya aliran. Gaya ini adalah kekuatan yang menghambat

gerakan/laju pesawat (Houghton, 2013).

Gambar 2.6 Arah dan gaya-gaya dalam penerbangan (Houghton, 2013).


27

Komponen berikutnya dalam arah penerbangan adalah Crosswind dan

pitching, crosswind yaitu komponen kekuatan yang saling tegak lurus ke gaya lift dan

drag dalam arah spanwise atau searah dengan sayap pesawat. Sedangkan Pitching

adalah momen yang berada pada pesawat yang memiliki gaya lift dan drag, momen

pitching berada pada bidang horisontal namun bergerak ke arah vertikal ketika

pesawat terbang horizontal. Hal ini didefinisikan positif karena digunakan

meningkatkan sudut serangan atau menaikkan hidung pesawat. Selanjutnya adalah

momen rolling, momen ini cenderung untuk membuat berputar/hampir berputar

sebuah pesawat dari arah penerbangan. Momen rolling menekan salah satu ujung

sayap dan menaikkan lainnya. Komponen selanjutnya adalah yawing momen,

komponen ini cenderung untuk memutar/membelokan pesawat untuk mengayunkan

hidung pesawat ke satu sisi dari arah penerbangan (Houghton, 2013).

Gambar 2.7 Gaya dan momen aerodinamis terhadap arah penerbangan (Houghton,

2013).


28

Hubungan komponen-komponen ini ditunjukkan pada Gambar 2.5 Dalam

setiap kasus arah panah menunjukkan arah gaya positif atau momen. Sistem gaya dan

momen ini dijelaskan secara konvensional dan digunakan untuk analisis kinerja dan

masalah sederhana (Houghton, 2013).

Dalam prinsip aerodinamika juga perlu memperhatikan fenomena wake dan

turbulensi. Kejutan melengkung yang terdiri dari elemen kecil dari gelombang kejut

pada saat pesawat bermanuver adalah wajar selama radius kelengkungan lebih besar

dibandingkan dengan ketebalan. Wake memiliki karakter dan kekuatan yang saling

bersinggungan satu sama lain dengan konfigurasi permukaan/bentuk pesawat.

Streamline juga mengubah arah pada perpotongan gelombang dengan karakter yang

sama tetapi dengan kekuatan berbalik yang berbeda. Teori wake akan memberikan

wawasan yang lebih mendalam pada masalah turbulensi terkait dengan aerodinamis

(Houghton, 2013).

Dalam fisika, wake adalah jenis aliran yang menyebarkan gangguan. Seperti

gelombang biasa, wake membawa energi dan dapat menyebar melalui media tetapi

muncul dengan tiba-tiba. Hal ini terjadi karena perubahan tekanan, suhu dan

kepadatan fluida. Ketika wake melewati materi, energi dipertahankan tapi entropi

meningkat. Perubahan sifat materi ini memanifestasikan dirinya sebagai penurunan

energi yang bisa disebut sebagai gaya drag pada objek (Houghton, 2013).

Wake memiliki perubahan yang sangat signifikan dalam sifat-sifat gas. Dalam

jarak yang lebih jauh, wake dapat berubah dari gelombang nonlinier menjadi


29

gelombang linear, berubah menjadi gelombang suara konvensional karena

memanaskan udara dan kehilangan energi. Gelombang suara umumnya ditemui pada

penerbangan supersonik (Houghton, 2013). Wake terjadi pada airfoil saat airfoil

mencapai sudut yang tinggi dan aliran tidak mengalir dipermukaan atas airfoil seperti

pada Gambar 2.8.

Gambar 2.8 Distribusi kecepatan dan entalpi aliran gas pada lapisan dinding yang

memiliki kecepatan tinggi (Frank M. White, 1998).

2.11 Koefisien Lift dan Drag

koefisien lift diilustrasikan pada Gambar 2.9 untuk sayap dua dimensi. Pada

kurva penuh (a), meliliki bagian cukup tebal dari nol chamber, hal ini terlihat dari

garis lurus melewati titik asal dan melengkung melalui nilai CL yang tinggi, mencapai

nilai lift maksimum pada sudut stall, yang dikenal sebagai titik stall. Setelah


30

mencapai titik stall, koefisien lift menurun dan cenderung mendatar pada nilai yang

sedikit lebih rendah (Houghton, 2013).

Gambar 2.9 Kurva lift untuk ketebalan sedang dan chamber berbeda (Houghton,

2013).

Nilai koefisien lift maksimum merupakan karakteristik airfoil yang sangat

penting karena digunakan menentukan kecepatan minimum sebuah pesawat bisa

terbang. Kurva (b) dan (c) pada Gambar 2.7 memiliki distribusi ketebalan yang sama,

tetapi (c) lebih melengkung dari (b). Koefisien lift didapatkan dari persamaan 2.14:

SV

FC L

L2

2

1

(2.14)

di mana CL adalah koefisien lift, FL (N) adalah gaya lift, (Kg/m3) adalah densitas

fluida, V (m/s) adalah kecepatan aliran dan S (m2) menunjukkan luas area (Houghton,

2013).


31

Selain koefisien lift, pada airfoil juga menghasilkan nilai koefisien drag.

Koefisien drag adalah koefisien hambatan yang menunjukkan seberapa besar suatu

benda dapat melawan hambatan fluida. Semakin kecil nilai dari koefisien drag, maka

semakin mudah suatu benda untuk melawan hambatan fluida. Koefisien drag

didapatkan dari Persamaan 2.15:

SV

FC D

D2

2

1

(2.15)

di mana CD adalah koefisien drag, FD (N) adalah gaya drag, (Kg/m3) adalah

densitas fluida, V (m/s) adalah kecepatan aliran dan S (m2) menunjukkan luas area

(Houghton, 2013).

2.12 Teori Airfoil

Jika sayap horisontal dipotong dengan pesawat sejajar vertikal ke centerline,

bentuk bagian yang dihasilkan biasanya seperti Gambar 2.10. Bagian ini disebut

dengan airfoil, yang untuk Penggunaan subsonik hampir selalu memiliki leading edge

bulat (Houghton, 2013).


32

Gambar 2.10 Geometri airfoil dan definisi bagian airfoil (Houghton, 2013).

Panjang garis chord adalah chord airfoil, dilambangkan c. Titik di mana garis

chord memotong bagian depan (atau hidung) bagian yang digunakan sebagai awal

dari sepasang sumbu: sumbu x adalah garis chord, sumbu y tegak lurus ke garis

chord positif dalam arah ke atas. Bentuk bagian ini biasanya diberikan sebagai nilai

dari x dan nilai y. Bagian ini dibuat dalam bentuk koordinat yang biasanya

dinyatakan sebagai persentase dari chord (Houghton, 2013).

Bentuk melengkung pada setiap jarak sepanjang chord dari hidung ditandai

dengan titik di tengah antara permukaan atas dan bawah. Kedudukan dari semua titik

tersebut biasanya melengkung disebut dengan garis median dan disebut garis

chamber. Ketinggian maksimum garis camber atas garis chord dilambangkan dan


33

kuantitas c/ , ini disebut dengan camber maksimum. Bagian airfoil yang

melengkung biasanya berkisar dari 0% (bagian simetris) sampai 5. Setelah

menemukan median, atau camber, garis, jarak dari atas dan bawah permukaan dapat

diukur pada setiap nilai x. Semua bagian tersebut dapat diukur pada semua titik

sepanjang chord dan kemudian diplot terhadap x dari garis lurus. Hasilnya bentuk

simetris, yang disebut distribusi ketebalan atau fairing simetris (Houghton, 2013).

Parameter penting dari distribusi ketebalan adalah ketebalan maksimum, yang

menyatakan sebagian kecil dari chord, disebut chord rasio ketebalan dan umumnya

dinyatakan dalam persentase. Posisi sepanjang chord di mana ketebalan maksimum

terjadi adalah karakteristik penting dari distribusi ketebalan. Nilai ketebalan

maksimum biasanya terletak antara 30% dan 60% chord dari leading edge

(Houghton, 2013).

Secara keseluruhan, airfoil bekerja menghasilkan gaya (lift) atau

menghasilkan efek aerodinamika saat melewati suatu aliran udara. Ketika melewati

suatu aliran udara terjadi perbedaan kecepatan aliran udara di atas dan di bawah sayap

pesawat. Kecepatan udara yang melewati sayap bagian atas cenderung lebih cepat

dibandingkan dengan sayap bagian bawah, perbedaan ini menimbulkan perbedaan

tekanan udara antara sayap bagian atas dan sayap bagian bawah (Houghton, 2013).

Ada 4 gaya yang bekerja pada sayap pesawat, gaya-gaya tersebut dinamakan

dengan gaya aerodinamika antara lain :


34

1. Lift, gaya angkat pesawat karena adanya perbedaan tekanan pada penampang

pesawat.

2. Weight, gaya yang berasal dari berat pesawat.

3. Thrust, gaya dorong pesawat yang dihasilkan oleh mesin pesawat

4. Drag, gaya hambatan karena adanya gesekan antara permukaan pesawat dan

udara.

Gambar 2.11 Arah dan gaya-gaya dalam pesawat terbang (Houghton, 2013).

Lift dan drag adalah gaya aerodinamika yang paling utama yang bekerja pada suatu

pesawat, sedangkan thrust pada pesawat harus lebih besar daripada gaya drag. Gaya

thrust diatur oleh pilot melalui putaran dari propeler atau mesin pesawat agar dapat

menghasilkan tenaga yang cukup (Houghton, 2013).

2.13 CFD (Computational Fluid Dynamic)

Datangnya milenium ketiga telah melihat perkembangan yang sangat besar

pada aplikasi komputer di hampir setiap bidang. Penggunaanya sangat beragam

antara lain untuk geometri yang cukup kompleks dan pola aliran untuk model pada

digital komputer hingga simulasi persamaan gerak aliran fluida. Wilayah aliran ini


35

dibagi menjadi grid elemen dan node, dengan aljabar yang mensimulasikan

persamaan diferensial parsial dasar aliran. Sementara simulasi aliran dua dimensi

sederhana telah lama dipelajari dan dapat diprogram sebagai latihan siswa. Arus tiga-

dimensi yang melibatkan ribuan atau bahkan jutaan titik-titik grid, tidak dipecahkan

dengan superkomputer modern (Frank M. White, 1998).

Meskipun pemodelan komputer dasar diolah secara ringkas, CFD pada

dasarnya adalah untuk studi lanjutan atau praktik profesional. Perubahan besar lebih

pada dekade terakhir adalah bahwa insinyur dapat menyelesaikan masalah dalam

eksperimen yang diprogramkan ke dalam CFD. Para insinyur dapat mengambil

keuntungan dari salah satu atau beberapa kode CFD komersial. CFD adalah paket

perangkat lunak yang luas, yang memungkinkan para insinyur untuk membangun

geometri dan kondisi batas untuk mensimulasikan masalah aliran tertentu. Perangkat

lunak kemudian diubah menjadi grid wilayah aliran dan dilakukan perhitung sifat

aliran di setiap elemen jaringan. Hal ini memiliki kenyamanan yang bagus namun

memiliki bahaya yang juga besar. Artinya, perhitungan yang dilakukan tidak hanya

otomatis seperti ketika menggunakan kalkulator tangan, melainkan memerlukan

pemikiran, analisis dan perhatian dari pengguna. Konvergensi dan akurasi adalah

masalah nyata bagi pemodel karena penggunaan CFD membutuhkan beberapa seni

dan pengalaman (Frank M. White, 1998).


36

Gambar 2.12 CFD hasil untuk air mengalir melewati sebuah NASA 66 (MOD)

hydrofoil; C grid 262 dengan 91 node (Frank M. White, 1998).

CFD harus dilakukan dengan hati-hati dengan melakukan perhitungan serta

berpatokan pada hasil eksperimen untuk menghindari hasil yang tidak akurat. Namun

juga harus disadari bahwa simulasi CFD memberikan hasil yang spektakuler. Gambar

2.13 dan 2.14 menunjukkan aliran turbulen melewati sebuah kubus dipasang di lantai

saluran yang jarak clrearance dua kali tinggi kubus.

Gambar 2.13 Eksperimental oil-streak visualisasi permukaan mengalir di Re=40.000

(Frank M. White, 1998).


37

Gambar 2.14 Komputasi large-eddy mensimulasikan aliran permukaan kubus dengan

aliran oil-streak pada Re=40.000 (Frank M. White, 1998).

Bandingkan Gambar 2.11, pandangan atas permukaan eksperimental mengalir

sebagai divisualisasikan dengan garis-garis minyak. Hasil superkomputer gambar

2.12 CFD menggunakan metode simulasi large-eddy memberi hasil yang luar biasa.

Pola terlihat jelas mengalir di depan kubus disebabkan oleh terbentuknyan pusaran

tapal kuda (horseshoe vortex), seperti yang terlihat dalam pandangan sisi eksperimen

(gambar 2.11). Dapat disimpulkan bahwa CFD memiliki potensi prediksi aliran yang

luar biasa (Frank M. White, 1998).

Persamaan pokok dinamika fluida didasarkan pada Fakta bahwa perilaku

dinamis dari fluida ditentukan oleh berikut ini hukum konservasi, yaitu:

1. konservasi massa,


38

2. konservasi momentum

3. konservasi energi.

Hukum tersebut diterapkan untuk volume control sangat kecil terletak di cairan

bergerak. Aplikasi ini menghasilkan Partial Differential Equation (PDE) massa,

momentum dan perpindahan energi. Hukum kedua Newton tentang gerak,

dikombinasikan dengan hukum stoke’s stress, menghasilkan tiga persamaan

momentum untuk kecepatan dalam arah jx (j =1, 2, 3). Hukum pertama

termodinamika dalam hubungannya dengan hukum Fourier dari konduksi panas

( xitqi / ) menghasilkan persamaan energi untuk menghantarkan suhu (T) atau

entalpi (h). Menggunakan notasi tensor, kita dapat menyatakan hukum ini sebagai

berikut:

Konservasi Massa untuk Campuran

0)(

j

jmm

x

u

t

(2.16)

Persamaan Momentum i (i = 1, 2, 3)

uiim

ij

i

eff

jj

kjmim SBx

p

x

u

xx

uu

t

u

)()( (2.17)

Dalam persamaan ini, akhiran m mengacu pada campuran fluida. Untuk komponen

tunggal fluida, akhiran dapat dihilangkan dan persamaan perpindahan massa menjadi

tidak relevan. Demikian pula pada persamaan yang memiliki akhiran eff


39

menunjukkan nilai-nilai yang efektif difusivitas massa (D), viskositas )( , dan

termal konduktivitas (k). Pada aliran laminar, nilai-nilai sifat perpindahan diambil

dari tabel properti untuk cairan di bawah pertimbangan. Pada aliran turbulen, sifat

perpindahan diasumsikan nilainya lebih banyak dari nilai-nilai pada cairan. Selain itu,

perpindahan yang efektif adalah berubah menjadi sifat aliran (Anil W. Date, 2005).

Dari sudut pandang diskusi lebih lanjut dengan metode numerik, beberapa

persamaan dapat berperan sebagai satu persamaan untuk variabel umum seperti

berikut:

S

xxx

u

t j

eff

jj

jmm

(2.18)

Table 2.1 Arti dari eff dan S untuk setiap (Anil W. Date, 2005).

Persamaan eff (exch.

coef.) S (net source)

2.16 1 0 0

2.17 iu eff uiimi SBxp /

arti dari eff dan S untuk setiap tercantum dalam Tabel 2.1. Persamaan 2.18

adalah disebut transport equation untuk properti .

Persamaan yang biasa digunakan dalam analisis 2 dimensi untuk kasus

simulasi airfoil adalah Spalart-Allmaras one-equation turbulence model (J. Blazek,


40

2001). Model persamaan Spalart-Allmaras memungkinkan untuk hasil prediksi yang

cukup akurat dari aliran turbulen yang memiliki gradien tekanan yang merugikan.

Selain itu, persamaan ini memiliki transisi yang baik dari aliran laminar ke aliran

turbulen pada lokasi tertentu. Persamaan ini adalah "lokal" yang berarti bahwa

persamaan pada satu titik tidak tergantung pada solusi di titik lain. Oleh karena itu,

dapat segera diimplementasikan pada multi-block terstruktur atau grid yang tidak

terstruktur. Nilai konvergensi cepat didapatkan untuk kondisi steady-state dan hanya

membutuhkan resolusi grid sedang di wilayah dekat dinding. Persamaan Spalart-

Allmaras dapat ditulis dalam notasi tensor sebagai berikut:

2

21

2

22

1

2

21

1)(1

)1()(

vfd

vf

k

CfwCw

x

v

x

vC

x

vvv

x

vSfCvxt

v

tt

b

jj

b

j

L

j

tbj

j

(2.19)

istilah di sisi kanan mewakili produksi eddy-viskositas kekacauan turbulensi dekat

dinding, transisi redaman produksi dan sumber transisi turbulensi. Selanjutnya,

/LLv menandakan viskositas kinematik laminar dan d adalah jarak ke dinding

terdekat (J. Blazek, 2001).

Sebelum mengatur solusi numerik dari berbagai persamaan, kita harus

mengatur permukaan pada semua batas dan untuk menghasilkan grid volume yang

berada dalam domain. kita bisa memilih pada dasarnya antara:

1. Structured grid.

2. Unstructured grid.


41

Structured grid dan Unstructured grid memiliki keunggulan dan kekurangan. Namun,

terlepas dari jenis grid, hambatan utama adalah kualitas data yang dimasukkan dari

CAD (Computer Aided Design) sistem ke generasi jaringan program. Deskripsi

permukaan biasanya ditransfer melalui format standar seperti IGES, hal ini adalah

proses transfer langsung data asli CAD. Pengalaman menunjukkan bahwa proses ini

dapat mengganggu keakuratan data. Selanjutnya, representasi permukaan dalam

sistem CAD itu sendiri sering tidak tepat dan cendrung menimbulkan sebagian besar

kesenjangan, tumpang tindih atau diskontinuitas antara permukaan sekitarnya.

Kesalahan tersebut harus dihilangkan sebelum permukaan dapat discretised.

Generasi grid terstruktur dimulai dengan mendistribusikan grid bersama kurva

batas (batas-batas patch permukaan). Prosedur yang biasa adalah dengan

menempatkan node lebih padat di daerah dengan kelengkungan tinggi. Menggunakan

titik distribusi pada kurva batas, grid permukaan dapat dihasilkan sehingga dapat

membangun volume jaringan. Dengan demikian, masalah yang umum adalah untuk

menghasilkan grid dalam domain berdasarkan batas diskritisasi. Berikut adalah

bentuk dari Structured grid dan Unstructured grid (J. Blazek, 2001).


42

Gambar 2.15 Permukaan terstruktur dan volume grid konfigurasi dari sayap-badan

pesawat (J. Blazek, 2001).

Gambar 2.16 Permukaan jaringan tidak terstruktur dari konfigurasi sayap-badan

pesawat (J. Blazek, 2001).


43

Pengembangan cabang penting dari CFD, yaitu generasi jaringan numerik.

Dengan perkembangan ini, domain dari bentuk acak dapat dipetakan sehingga

koordinat garis mengikuti bentuk batas domain. Domain yang kompleks tersebut

belum diaplikasikan oleh pengembangan lain, domain tersebut dinamakan mesh

generasi yang tidak terstruktur. Domain dapat dipetakan lengkap dan didistribusi

dengan poin yang sembarang. Saat poin tersebut dihubungkan dengan garis lurus,

diperoleh poligon (di dua dimensi) dan polyhedra (dalam tiga dimensi). Beberapa

metode untuk mesh generasi terstruktur sekarang telah tersedia (Anil W. Date, 2005).

Untuk meningkatkan pemahaman tentang domain, berikut beberapa contoh

yang ideal:

Gambar 2.17 Tipe untuk domain dua dimensi (Anil W. Date, 2005).

Dalam situasi ideal sebagai domain axisymmetric dua dimensi yang akan melibatkan

fluida resirkulasi, ada empat batas-batas yang berlaku antara lain inflow, wall,

symmetri dan exit. Gambar 2.18 menunjukkan tiga jenis yang paling umum dari batas


44

dianalisis cairan-aliran: dinding, inlet atau outlet, antar permukaan cair-gas. Dinding

tidak ada selip dan tidak ada kenaikan suhu pada cairan yang memiliki nilai

kekentalan. Bagian inlet biasanya didefinisikan sebagai tempat fluida memasuki

domain berbagai kondisi diterapkan pada inlet antara lain distribusi kecepatan,

tekanan, dan temperatur dll. Sedangkan, outlet adalah tempat fluida keluar dari

domain atau didalam CFD yaitu nilai yang didapat dari semua variabel yang

didefinisikan dan diekstrapolasi dari titik atau sel sebelumnya. Kondisi yang paling

kompleks terjadi pada antar permukaan cair-gas, atau permukaan bebas seperti pada

Gambar 2.18 berikut

Gambar 2.18 Jenis kondisi batas dalam analisis cairan-aliran (Frank M. White, 1998).


45

Domain dipetakan oleh tiga jenis grid: Cartesian, Curvilinear dan Unstructured.

Bagian yang diarsir menunjukkan volume control dan lingkaran penuh adalah node.

Perhatikan bahwa dalam grid Cartesian, volume control di dekat dinding miring tidak

persegi panjang seperti di tempat lain. Jenis ini kesulitan diatasi dalam grid lengkung

di mana semua volume control adalah segiempat dan garis grid mengikuti kontur

batas domain seperti yang diperlukan. Kita dapat memiliki banyak jenis atau volume

kontrol, tetapi hal ini menentukan koordinat node dan spesifikasi dari volume control

yang disebut generasi jaringan. (Anil W. Date, 2005).

Gambar 2.19 Jenis-jenis grid pada domain (Anil W. Date, 2005).


46

Setiap blok grid harus ditetapkan batas-batas dalam komputasi domain untuk

batas tertentu dalam ruang fisik (misalnya, dinding yang kokoh, fairfield, dll). Dalam

prakteknya, tiga standar tunggal-blok topologi jaringan telah ditetapkan antaralain

disebut sebagai C-, H-, atau 0-grid karena dalam pandangan pesawat garis grid

menyerupai huruf yang sesuai. Dalam kasus C-topologi body aerodinamis tertutup

oleh satu kumpulan dari garis grid (J. Blazek, 2001). Situasi ini dapat dilihat pada

Gambar 2.19

Gambar 2.20 C-grid topologi dalam 2D (J. Blazek, 2001).

Seperti yang kita lihat, garis = konstan mulai dari farfield ( = 0), trailing

edge (node b), membungkus searah jarum jam dan akhirnya kembali ke farfield lagi

(c = 1). Bagian (segmen) a-b dari garis kotak = 0 merupakan koordinat memotong.


47

Ini berarti bahwa segmen a-b dipetakan ke dua segmen di ruang komputasi, yaitu

ba dan '' ab . Oleh karena itu, node pada bagian atas (b'-a ') dan bagian

bawah (a-b) dipotong dan dilakukan secara terpisah dalam memori komputer (J.

Blazek, 2001).

Metode yang menghasilkan solusi-solusi jika kondisi untuk konvergensi

(dikenal sebagai kriteria Scarborough). Sederhananya, kriteria yang menyatakan

kondisi konvergensi adalah dengan persamaan (2.19) :

1][

i

ii

AP

AWAE untuk semua node (2.20)

Diskretisasi transportasi diferensial hasil persamaan dalam satu persamaan aljabar

adalah dari bentuk berikut:

SAAP KKP (2.21)

di mana akhiran k mengacu pada node lain yang tepat dari node P. Dalam masalah

konduksi murni ( = T), Ak dan S dapat menjadi fungsi dari T. Dalam masalah

umum convective–diffusive transport,mungkin ada untuk setiap pemindahan

variabel dan Ak serta S mungkin menjadi fungsi di bawah pertimbangan atau ada

lainnya yang relevan ke sistem. Dalam generasi jaringan curvilinear, = x1, x2,

Ak dan S adalah fungsi lagi dari x1 dan x2. Dalam semua kasus tersebut, jika ada N


48

node interior, kita perlu untuk memecahkan persamaan N untuk setiap variabel

dalam urutan yang ditentukan. Dalam prosedur iterasi, konvergensi berarti kepuasan

numerik dari persamaan 2.21 di setiap node interior untuk setiap . Kepuasan ini

diperiksa oleh residual dalam Persamaan 2.21 di setiap l tingkat iterasi. Seperti pada

persamaan 2.22:

SAAPR l

KK

l

PP (2.22)

Konvergensi keseluruhan dinyatakan pada persamaan 2.23:

CC

R

RnodesR

norm

P

5.02

(2.23)

di mana CC singkatan kriteria konvergensi dan Norm adalah dimensi yang benar

kuantitas normalisasi didefinisikan oleh analis CFD. Idealnya, CC harus sekecil

akurasi mesin mka akan diizinkan, tetapi biasanya CC = 10-5 sudah cukup untuk

sebagian besar aplikasi teknik sebagai kriteria konvergensi (Anil W. Date, 2005).


49

BAB III

METODE PENELITIAN

3.1 Diagram Alir Penelitian

Penelitian dilakukan dengan proses sebagai berikut:

Gambar 3.1 Diagram alir penelitian.

Mulai

Studi Literatur

Permodelan airfoil NACA

4412 dan variasi sudut serang

serta penggambaran domain

Proses mesh airfoil

Proses running data dengan

variasi Mach number

]

Analisa dan pembahasan

hasil variasi sudut serang

serta variasi Mach number

Kesimpulan dan saran

Selesai


50

3.2 Airfoil NACA 4412

Dalam proses penelitian menggunakan jenis airfoil tdiak simetris yaitu airfoil

NACA 4412 dengan koordinat dan bentuk sebagai berikut:

Tabel 3.1 koordinat X dan Y dari airfoil NACA 4412 (UIUC Airfoil Coordinate

Database).

No Y Chord X Chord

1 1 0.0013

2 0.95 0.0147

3 0.9 0.0271

4 0.8 0.0489

5 0.7 0.0669

6 0.6 0.0814

7 0.5 0.0919

8 0.4 0.098

9 0.3 0.0976

10 0.25 0.0941

11 0.2 0.088

12 0.15 0.0789

13 0.1 0.0659

14 0.075 0.0576

15 0.05 0.0473

16 0.025 0.0339

17 0.0125 0.0244

18 0 0

19 0.0125 -0.0143

20 0.025 -0.0195

21 0.05 -0.0249

22 0.075 -0.0274

23 0.1 -0.0286

24 0.15 -0.0288

25 0.2 -0.0274

26 0.25 -0.025

27 0.3 -0.0226

28 0.4 -0.018


51

No Y Chord X Chord

29 0.5 -0.014

30 0.6 -0.01

31 0.7 -0.0065

32 0.8 -0.0039

33 0.9 -0.0022

34 0.95 -0.0016

35 1 -0.0013

Gambar 3.2 Bentuk airfoil NACA 4412 dengan panjang 1 m (UIUC Airfoil

Coordinate Database).


52

3.3 Variable Penelitian

Variable dalam penelitian ini terdiri dari variable bebas dan variable terikat.

Variabel bebas antara lain sebagai berikut:

1. Variasi sudut serang (0°, 4°, 8°, 12°, 16°).

2. Bilangan Mach subsonic dan supersonic

a. 0,6 Mach

b. 0,8 Mach

c. 1 Mach

d. 1,5 Mach

e. 2 Mach

f. 2,5 Mach

g. 3 Mach

Variable terikat dalam penelitian ini antara lain sebagai berikut:

1. Nilai koefisien lift.

2. Nilai koefisien drag.

3. Kontur Tekanan.

4. Velocity streamline.

3.4 Diagram Alir Simulasi

Pengujian dan pengambilan data dilakukan dengan langkah seperti pada

diagram alir simulasi berikut:

Ambil koordinat airfoil pada

UIUC Airfoil Coordinate

Database

Notepad,

format teks

dokumen

A


53

Gambar 3.3 Diagram alir simulasi.

3.5 Variasi Penelitian dan Input Parameter Boundary Condition

Input parameter boundary condition pada penelitian ini adalah sebagai berikut:

A

Gambar goemetri

pada workbench

Fluent

Tentukan parameter

dalam result dan

proses running

Pengambilan data

Masukkan koordinat

airfoil dan tentukan

ukuran serta parameter

airfoil

Gambar domain dan

tentukan kondisi serta

ukuran domain

Mesh dan tentukan

volume mesh, Inlet,

outlet, symmetri, wall

generate mesh

Tentukan viscous, solver, scheme, air

density, viscosity, turbulent condition,

atmosfer pressure dan velocity

Tentukan residual

plotting dan monitors

Pilih compute from

inlet, Initialize dan

running data

Hasil

Tidak

Nilai CL dan Cd

Kontur tekanan

Streamline


54

Tabel 3.2 Parameter boundary condition pada proses penelitian (Mayurkumar

kevadiya, 2013).

No Input Pilihan

1 Kecepatan aliran Subsonic dan supersonic (m/s)

2 Temperatur 300 K

3 Tekanan atmosfer (Pa) 1 atm (101325 Pa)

4 Model/viscous Spalart-almaras (1 equation)

5 Solver Pressure-based

6 Densitas udara 1,225 kg/m3

7 Viskositas udara 1,7894 x 10-5 kg/m-s

8 Panjang chord 1 m

9 Scheme Simple

10 Momentum Second order upwind

11 Turbulent viscosity ratio 10

12 Sudut serang 0°, 4°, 8°, 12°, 16°


55

3.6 Metode Meshing

Jenis mesh/grid yang digunakan dalam penelitian ini adalah jenis

unstructured. Type domain yang digunakan adalah C- type dengan ukuran sebagai

berikut:

Gambar 3.4 Bentuk domain dengan mesh C-type yang memiliki ukuran W= 10c dan

R=6c (Wei Zhang, 2015).

Pada Gambar 3.4 arah panah menunjukkan titik dimulainya proses komputasi

dan diberi nama inlet. Sedangkan, batas domain atas dan bawah dinamakan symmetri,


56

batas domain belakang dinamakan outlet dan airfoil dinamakan wall. Pada penelitian

ini jumlah sel adalah 24.385 dan ukuran mesh seperti pada Tabel 3.3:

Tabel 3.3 Parameter ukuran mesh pada proses penelitian airfoil NACA 4412.

No Parameter Pilihan

1 Minimum size Default (0,00292 m)

2 Proximinity min size Default (0,00292 m)

3 Max face size 0,10 m

4 Max size 0,10 m

5 Elemen size (Body sizing) 0,05 m

6 Growt rate 1,20

7 Definition (Inflation) Total thickness ((Inflation option)

8 Number of layer (Inflation) 10

9 Growt rate (Inflation) 1,2

10 Maximum thickness (Inflation) 0,05 m


57

Parameter pada Tabel 3.3 dapat divariasikan lagi sesuai dengan kemampuan

dari alat dan bahan yang digunakan sehingga mendapatkan hasil mesh yang baik.

Berikut adalah gambar hasil mesh dalam penelitian ini:

Gambar 3.5 Bentuk domain dalam penelitian ini dengan mesh C-type.

Gambar 3.6 Bentuk mesh pada sekitar permukaan airfoil NACA 4412.


58

3.7 Alat dan Bahan

Pada penelitian ini proses pengujian dan pengambilan data memerlukan alat

serta bahan sebagai berikut :

1. Laptop Toshiba dengan spesifikasi sebagai berikut :

Tabel 3.4 Spesifikasi laptop yang digunakan dalam penelitian.

Nama Spesifikasi

Toshiba L745-1197U

Processor

Intel® CoreTM i5-2450M

Processor (2.3 Ghz, cache 3 MB)

Chipset Intel HM55

Graphics VGA Intel GMA HD 729 MB (shared)

Ram 8 GB

Hardisk internal 640 GB HDD serial ATA 5400 RPM

Battery 6 cell Rechargeable lithium-ion Battery

Display

14” WXGA LED, Max. Resulation

1366 x 768

Windows 7


59

berfungsi untuk menjalankan dan melakukan proses komputasi dengan

metode Computational Fluid Dynamic (CFD).

2. Koordinat airfoil NACA untuk mengetahui/mendapatkan geometri airfoil,

koordinat didapatkan dari UIUC Airfoil Coordinate Database.

3. Airfoil NACA 4412 dengan panjang 1 m sebagai benda uji dalam proses

penelitian.

4. Software ANSYS 14.0 berfungsi untuk melakukan simulasi dengan metode

CFD pada airfoil NACA 4412.

5. Software Originpro 8 berfungsi untuk membuat grafik hasil perhitungan pada

simulasi airfoil.

3.8 Pengolahan Data

Langkah-langkah yang dilakukan untuk pengambilan data yaitu sebagai berikut:

1. Pengambilan data dilakukan setelah proses running mencapai nilai

konvergensi.

2. Ambil data koefisien lift dan drag saat proses komputasi selesai pada setiap

variasi sudut dan kecepatan aliran.

3. Tampilkan dan simpan file kontur tekanan serta streamline pada setiap variasi

sudut dan kecepatan aliran.

4. Data koefisien lift dan drag dari semua variasi sudut dan kecepatan aliran

dimasukkan ke dalam software Originpro 8 untuk diolah dalam bentuk grafik.


60

5. Analisis efek variasi kecepatan aliran dan sudut dari grafik koefisien lift dan

drag pada airfoil NACA 4412. Analisis stall angle dan kecepatan stall dari

kontur tekanan dan streamline serta grafik CL dan CD pada airfoil NACA

4412.


61

BAB IV

HASIL DAN PEMBAHASAN

4.1 Hasil Penelitian

Berikut adalah data keseluruhan dari hasil penelitian yang telah dilakukan

dalam variasi sudut dan kecepatan, yaitu:

1. Airfoil dengan sudut 0° diuji pada bilangan mach subsonic (0,6 mach, 0,8

mach) dan supersonic (1 mach, 1,5 mach, 2 mach, 2,5 mach, 3 mach).









Secara lengkap hasil perhitungan dari semua variasi tersebut dapat dilihat pada Tabel

4.1 hingga 4.7 dengan keterangan sebagai berikut:

1. Koefisien lift dari airfoil (CL).

2. Koefisien drag dari airfoil (CD).

3. Viskositas udara .


62

4. Densitas udara ( ).

5. Angle of attack atau sudut serang airfoil (AOA)

Tabel 4.1 Bilangan mach 0,6 (204 m/s) terhadap lima variasi sudut serang airfoil.

0.6 mach (204m/s)

AOA

(°)

(kg/m3)

(kg/m-s)

CL

CD

0

1.225

1.7894 x 10-5

0.44505 0.015400

4 0.93894 0.011210

8 1.16450 0.031090

12 1.10340 0.090870

16 1.10340 0.090870


0.8 mach (272 m/s)

AOA

(°)

(kg/m3)

(kg/m-s)

CL

CD

0

1.225

1.7894 x 10-5

0.44650 0.015110

4 0.91875 0.013810

8 1.17290 0.032490

12 1.11440 0.090010

16 1.11440 0.090010

Tabel 4.3 Bilangan mach 1 (340 m/s) terhadap lima variasi sudut serang airfoil.

1 mach (340 m/s)

AOA

(°)

(kg/m3)

(kg/m-s)

CL

CD

0 1.225

1.7894 x 10-5

0.447180 0.014909

4 0.910910 0.015102


63


1.5 Mach (510 m/s)

AOA

(°)

(kg/m3)

(kg/m-s)

CL

CD

0

1.225

1.7894 x 10-5

0.44845 0.014580

4 0.90035 0.016780

8 1.17120 0.035270

12 1.13130 0.088340

16 1.13130 0.088340

Tabel 4.5 Bilangan mach 2 (680 m/s) terhadap lima variasi sudut serang airfoil.

2 Mach (680 m/s)

AOA

(°)

(kg/m3)

(kg/m-s)

CL

CD

0

1.225

1.7894 x 10-5

0.44983 0.014340

4 0.89568 0.017530

8 1.17010 0.036140

12 1.14390 0.087260

16 1.14390 0.087260

1 mach (340 m/s)

AOA

(°)

(kg/m3)

(kg/m-s)

CL

CD

8 1.225

1.7894 x 10-5

1.17150 0.033699

12 1.12050 0.089418

16 1.12050 0.089418


64


2.5 Mach (850 m/s)

AOA

(°)

(kg/m3)

(kg/m-s)

CL

CD

0

1.225

1.7894 x 10-5

0.45048 0.014180

4 0.89308 0.017950

8 1.16970 0.036670

12 1.15710 0.086020

16 1.15710 0.086020

Tabel 4.7 Bilangan mach 3 (1.020 m/s) terhadap lima variasi sudut serang airfoil.

3 Mach (1.020 m/s)

AOA

(°)

(kg/m3)

(kg/m-s)

CL

CD

0

1.225

1.7894 x 10-5

0.45150 0.014030

4 0.89150 0.018210

8 1.17000 0.037010

12 1.15900 0.085230

16 1.15900 0.085230

Dengan melakukan perhitungan menggunakan Persamaan 2.14 dan 2.15 serta

melihat hasil dari Tabel 4.1 hingga 4.7 didapatkan nilai CL dan CD pada setiap

peningkatan kecepatan aliran. Peningkatan kecepatan aliran berbanding lurus dengan

peningkatan nilai koefisien lift tetapi peningkatan kecepatan aliran menimbulkan

dampak penurunan nilai dari koefisien drag. Peningkatan sudut serang airfoil

meningkatkan nilai koefisien drag pada setiap variasi kecepatan.


65

4.2 Pengaruh Angle of Attack Terhadap Nilai Koefisien Lift Pada Aliran

Subsonic.

0 4 8 12 160.0

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

CL

Sudut (deg)

Ma 0,6

Ma 0,8

Gambar 4.1 Grafik variasi kecepatan subsonic pada setiap sudut serang terhadap

pengaruhnya pada nilai koefisien lift.

Gambar 4.1 menunjukkan nilai koefisien lift dari variasi kecepatan subsonic

pada setiap sudut serang. Gambar 4.1 menunjukkan peningkatan sudut serang

berdampak pada peningkatan koefisien lift dari kedua variasi aliran subsonic. Pada

sudut 4° nilai koefisien lift tertinggi berada pada bilangan mach 0,6 yaitu 0,93894.

Hal ini dikarenakan distribusi tekanan yang terjadi pada Ma 0,6 lebih merata

dibanding Ma 0,8 khususnya pada bagian bawah permukaan airfoil (dapat dilihat

dikontur tekanan pada Ma 0,6 dan 0,8). Sudut serang 8° menjadi sudut serang


66

tertinggi pada kedua variasi kecepatan dengan nilai koefisien lift tertinggi berada

pada bilangan mach 0,8 yang memiliki nilai koefisien lift 1,1729. Pada 12° dan 16°

airfoil mengalami penurunan nilai koefisien lift atau disebut juga dengan stall dengan

masing-masing pada Ma 0,6 dan 0,8 memiliki koefisien lift sekitar 1,10340 dan

1,11440 pada sudut 16° (M. Mirsal, 2012).

4.3 Pengaruh Angle of Attack Terhadap Nilai Koefisien Drag Pada Aliran

Subsonic.

0 4 8 12 160.00

0.02

0.04

0.06

0.08

0.10

CD

Sudut (deg)

Ma 0,6

Ma 0,8

Gambar 4.2 Grafik variasi kecepatan subsonic pada setiap sudut serang terhadap

pengaruhnya pada nilai koefisien drag.

Peningkatan sudut serang berpengaruh terhadap nilai koefisien drag pada

variasi kecepatan subsonic yang ditunjukkan pada Gambar 4.2. Nilai koefisien drag


67

pada variasi kecepatan subsonic mengalami peningkatan setelah melewati sudut

serang 4°, kemudian mengalami peningkatan yang signifikan pada sudut serang 12°

sebesar 0.090870 pada Ma 0,6 dan 0.090010 pada Ma 0,8. Sudut serang 12° menuju

ke 16° menunjukkan nilai koefisien drag stabil tetapi cenderung meningkat. Hal

tersebut dikarenakan kecepatan dan tekanan yang tidak merata pada bagian atas

airfoil sehingga menimbulkan turbulensi yang berarti bertambahnya gaya drag (Shao-

wu LI, 2011).

4.4 Pengaruh Angle of Attack Terhadap Nilai Koefisien Lift Pada Aliran

Supersonic.

0 4 8 12 160.0

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

CL

Sudut (deg)

Ma 1

Ma 1,5

Ma 2

Ma 2,5

Ma 3

Gambar 4.3 Grafik variasi kecepatan supersonic pada setiap sudut serang terhadap

pengaruhnya pada nilai koefisien lift.


68

Gambar 4.3 menunjukkan nilai koefisien lift dari variasi kecepatan supersonic

pada setiap sudut serang. Peningkatan sudut serang berdampak pada peningkatan nilai

koefisien lift dari variasi kecepatan supersonic. Nilai koefisien lift tertinggi dari

variasi kecepatan supersonic sebesar 1.17000 berada pada sudut 8° dengan bilangan

Mach 3, tetapi menurun pada sudut 12° dan 16° pada setiap variasi. Hal tersebut

dikarenakan peningkatan kecepatan menimbulkan peningkatan koefisien lift sebelum

mencapai sudut stall/nilai koefisien lift maksimal (Mayurkumar kevadiya, 2013 ).

4.5 Pengaruh Angle of Attack Terhadap Nilai Koefisien Drag Pada Aliran

Supersonic.

0 4 8 12 160.00

0.02

0.04

0.06

0.08

0.10

CD

sudut (deg)

Ma 1

Ma 1.5

Ma 2

Ma 2.5

Ma 3

Gambar 4.4 Grafik variasi bilangan Mach supersonic pada setiap sudut serang

terhadap pengaruhnya pada nilai koefisien drag.


69

Gambar 4.4 menunjukan peningkatan nilai koefisien drag pada setiap sudut

serang. Nilai koefisien drag pada sudut 8° menuju ke 12° mengalami peningkatan

yang signifikan. Koefisien drag pada sudut serang 12° dan 16° cukup cenderung

meningkat mengikuti peningkatan sudut serang. Hal tersebut dikarenakan kecepatan

dan tekanan yang tidak merata pada airfoil sehingga meningkatkan gaya drag

(Mayurkumar kevadiya, 2013 ).


Perbandingan Antara Aliran Subsonic dan Supersonic.

0 4 8 12 160.0

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

CL

Sudut (deg)

Ma 0,6

Ma 0,8

Ma 1

Ma 1,5

Ma 2

Ma 2,5

Ma 3

Gambar 4.5 Grafik variasi kecepatan subsonic dan supersonic pada setiap sudut

serang terhadap pengaruhnya pada nilai koefisien lift.


70

Gambar 4.5 menunjukkan variasi kecepatan subsonic dan supersonic pada

setiap sudut serang. Peningkatan sudut serang berdampak pada peningkatan koefisien

lift. Sudut serang 8° menjadi sudut serang tertinggi pada setiap variasi kecepatan

dengan nilai koefisien lift tertinggi berada pada bilangan mach 0,8 sebesar 1,1729.

Pada 12° dan 16°, airfoil mengalami penurunan nilai koefisien lift atau disebut juga

dengan stall. Nilai koefisien lift tertinggi pada titik stall yaitu sebesar 1,159 pada

bilangan mach 3. Hal ini dikarena semakin meningkatnya kecepatan maka koefisien

lift akan meningkat. Sudut 8° dengan bilangan mach 3 memiliki nilai koefisien drag

sebesar 0.037010, nilai tersebut lebih besar dibandingkan bilangan mach 0,8 yang

memiliki nilai koefisien drag sebesar 0.032490. Sehingga airfoil dengan bilangan

mach 3 memiliki gaya hambat yg lebih tinggi atau mengalami turbulensi dan wake

yang lebih besar dibanding bilangan mach 0,8 serta adanya pengaruh dari

karakteristik airfoil NACA 4412 (Shao-wu LI, 2011).


Perbandingan Antara Aliran Subsonic dan Supersonic.

Gambar 4.6 menunjukkan pengaruh variasi kecepatan subsonic dan

supersonic dan peningkatan sudut serang terhadap nilai koefisien drag. Pada sudut 4°

hingga 8° bilangan mach subsonic memiliki nilai koefisien drag lebih rendah

dibandingkan bilangan mach supersonic seperti pada Tabel 4.1 dan 4.2. Nilai

koefisien drag pada variasi kecepatan supersonic setelah mencapai titik stall lebih

rendah dibandingkan variasi kecepatan subsonic. Namun, peningkatan nilai koefisien


71

drag pada sudut 12°-16° terjadi pada setiap variasi kecepatan. Hal tersebut berarti

aliran yang melewati airfoil pada kondisi stall memiliki gaya hambat yang tinggi

(Mayurkumar kevadiya, 2013 ). Dapat dilihat pada Gambar 4.6 sebagai berikut:

0 4 8 12 160.00

0.02

0.04

0.06

0.08

0.10

CD

Sudut (deg)

Ma 0,6

Ma 0,8

Ma 1

Ma 1.5

Ma 2

Ma 2.5

Ma 3

Gambar 4.6 Grafik variasi kecepatan subsonic dan supersonic pada setiap sudut

serang terhadap pengaruhnya pada nilai koefisien drag.

4.8 Analisis Kontur Tekanan pada Aliran Subsonic Terhadap Perubahan

Angle of Attack.

Pengaruh Angle of attack dan bilangan Mach terhadap nilai koefisien lift dan

drag juga dipengaruhi oleh adanya perbedaan tekanan pada airfoil NACA 4412 pada

kedua bilangan mach subsonic, maka perlu dianalisis melalui kontur tekanan tentang

pengaruh bilangan mach subsonic terhadap perubahan angle of attack.


72

4.8.1 Pengaruh Mach Number 0,6 Terhadap Perubahan Angle of Attack.

Gambar 4.7 Kontur tekanan pada sudut 0° dengan bilangan mach 0,6

Gambar 4.8 Kontur tekanan pada sudut 4° dengan bilangan mach 0,6.


73




74


Gambar 4.7 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 0° sekitar

5.436 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -18.870 Pa hingga -2.667 Pa. Gambar 4.8

menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 4° sekitar 5.058 Pa hingga

10.960 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -24.450 Pa hingga -843,2 Pa. Tekanan

dibawah airfoil pada sudut 4° lebih besar dibandingkan sudut serang 0°, sehingga

pada sudut serang 4° dengan bilangan mach 0,6 airfoil memiliki nilai koefisien lift

yang meningkat dari sudut serang 0°. Gambar 4.9 menunjukan tekanan di bawah

airfoil pada sudut 8° sekitar 6.347 Pa hingga 15.230 Pa dan tekanan di atas airfoil

sekitar -29.190 Pa hingga -2.538 Pa sehingga pada sudut serang 8° memiliki nilai

koefisien lift cendrung meningkat dibanding sudut serang 4°. Sudut serang 0°, 4° dan

8° menunjukkan tekanan di bawah airfoil lebih besar dibandingkan tekanan di atas

airfoil sehingga mengakibatkan adanya nilai koefisien lift. Sudut serang 8° memiliki


75

nilai koefisien drag yang meningkat pada setiap peningkatan sudut serang

dikarenakan semakin meningkatnya nilai tekanan maka kecepatan aliran semakin

berkurang pada bagian atas airfoil. Gambar 4.10 menunjukan tekanan di bawah airfoil

sekitar 14.510 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -16.900 Pa hingga -6.432 Pa.

Tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 12° lebih kecil dibanding sudut serang 8°,

sehingga pada sudut serang 12° airfoil memiliki nilai koefisien lift yang lebih rendah

dibanding sudut serang 8°. Gambar 4.11 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada

sudut serang 16° sama seperti sudut serang 12° tetapi cenderung menurun

(Mayurkumar kevadiya, 2013 ).




76




77




78

Gambar 4.12 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut 0° sekitar 2.417

Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -26.400 Pa hingga -4.788 Pa. Gambar 4.13

menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 4° sekitar 9.264 Pa hingga

19.440 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -41.600 Pa hingga -908 Pa. Airfoil

dengan sudut serang 4° memiliki nilai koefisien lift lebih tinggi di bandingkan sudut

serang 0°. Tekanan di bawah airfoil yang memiliki nilai tekanan cukup besar pada

bilangan mach 0,8 tidak merata ke seluruh bagian bawah airfoil. Hal ini berbeda

dengan bilangan Mach 0,6 dimana tekanan yang memiliki nilai cukup besar lebih

merata pada bagian bawah airfoil. Sehingga, nilai koefisien lift pada sudut serang 4°

lebih tinggi pada bilangan Mach 0,6. Gambar 4.14 menunjukan tekanan di bawah

airfoil pada sudut 8° sekitar 11.330 Pa hingga 27.060 Pa dan tekanan di atas airfoil

sekitar -67.350 Pa hingga -4.406 Pa. Nilai koefisien lift pada sudut serang 8° lebih

besar dibanding sudut serang 4°. Sudut serang 8° dengan bilangan mach 0,8 memiliki

tekanan lebih besar dan lebih merata pada bagian bawah airfoil dibandingkan dengan

bilangan Mach 0,6 sehingga nilai koefisien lift pada bilangan mach 0,8 lebih besar

dari bilangan Mach 0,6. Sudut serang 0°, 4° dan 8° menunjukkan tekanan di bawah

airfoil lebih besar dibandingkan tekanan di atas airfoil sehingga mengakibatkan

adanya nilai koefisien lift. Gambar 4.15 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada

sudut serang 12° sekitar 25.720 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -30.310 Pa

hingga -11.630 Pa. Tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 12° lebih kecil

dibanding sudut serang 8°, sehingga sudut serang 12° memiliki nilai koefisien lift

yang lebih rendah dibanding sudut serang 8°. Gambar 4.16 menunjukan tekanan di


79

bawah airfoil pada sudut 16° sekitar 25.720 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -

30.310 Pa hingga -11.630 Pa. Nilai koefisien drag semakin meningkat pada sudut

12° dan 16° karena kecepatan aliran semakin berkurang pada bagian atas airfoil.

Tekanan di bawah airfoil pada sudut 16° cenderung menurun dibanding sudut serang

12° (Mayurkumar Kevadiya, 2013 ).

4.9 Analisis Kontur Tekanan pada Aliran Supersonic Terhadap Perubahan

Angle of Attack.

Pengaruh Angle of attack dan bilangan mach terhadap nilai koefisien lift dan

drag juga dipengaruhi oleh adanya perbedaan tekanan pada airfoil NACA 4412 pada

semua variasi aliran supersonic, maka perlu dianalisis melalui kontur tekanan tentang

pengaruh aliran supersonic terhadap perubahan angle of attack.

4.9.1 Pengaruh Mach Number 1 Terhadap Perubahan Angle of Attack.

Gambar 4.17 Kontur tekanan pada sudut 0° dengan bilangan mach 1.


80




81




82

Gambar 4.17 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 0°

sekitar 3.747 Pa hingga 15.010 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -41.870 Pa

hingga -7.512 Pa. Gambar 4.18 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut

serang 4° sekitar 1.464 Pa hingga 30.030 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -

63.367 Pa hingga -1.026 Pa. Sudut serang 4° dengan bilangan mach 1 airfoil memiliki

nilai koefisien lift cendrung meningkat dibanding 0°. Gambar 4.19 menunjukan

tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 8° sekitar 17.870 Pa hingga 42.290 Pa dan

tekanan di atas airfoil sekitar -79.800 Pa hingga -6.548 Pa. Sudut serang 8° memiliki

nilai koefisien lift yang lebih besar dibanding sudut serang 4°. Sudut serang 0°, 4°

dan 8° menunjukkan tekanan di bawah airfoil lebih besar dibandingkan tekanan di

atas airfoil sehingga mengakibatkan adanya nilai koefisien lift. Gambar 4.20

menunjukan tekanan di bawah airfoil sekitar 40.120 Pa dan tekanan di atas airfoil

sekitar -47.520 Pa hingga -18.310 Pa. Tekanan di bawah airfoil pada sudut 12° lebih

kecil dibanding sudut 8°, tetapi tekanan yang terjadi lebih merata pada bagian bawah

airfoil dibandingkan dengan sudut 8°. Sudut serang 12° memiliki nilai koefisien lift

yang cendrung menurun dibanding sudut serang 8°. Nilai koefisien drag pada sudut

serang 12° lebih besar nilainya dibandingkan pada sudut serang 8° karena

meningkatnya nilai tekanan di bagian atas airfoil seperti pada Tabel 4.3. Gambar 4.21

menunjukan tekanan di bawah airfoil sekitar 40.120 Pa dan tekanan di atas airfoil

sekitar -47.520 Pa hingga -18.310 Pa. Tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 16°

sama seperti sudut serang 12°, tetapi cenderung menurun (Mayurkumar Kevadiya,

2013 ).


83





84




85




hingga -17.010 Pa. Gambar 4.23 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut

serang 4° sekitar 33.330 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -104.800 Pa hingga -

70.230 Pa, sehingga pada sudut serang 4° dengan memiliki nilai koefisien lift

cendrung meningkat dibanding 0°. Gambar 4.24 menunjukan tekanan di bawah airfoil

pada sudut serang 8° sekitar 40.640 Pa hingga 95.120 Pa dan tekanan di atas airfoil

sekitar -177.300 Pa hingga -13.840 Pa. Sehingga pada sudut serang 8° memiliki nilai

koefisien lift yang lebih besar dibanding sudut serang 4°. Sudut serang 0°, 4° dan 8°

menunjukkan tekanan di bawah airfoil lebih besar dibandingkan tekanan di atas

airfoil sehingga mengakibatkan adanya nilai koefisien lift. Gambar 4.25 menunjukan


86

tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 12° sekitar 89.960 Pa dan tekanan di atas

airfoil sekitar -108.100 Pa hingga -42.060 Pa. Tekanan di bawah airfoil pada sudut

serang 12° lebih kecil dibanding sudut 8°, sehingga pada sudut serang 12° airfoil

memiliki nilai koefisien lift yang cendrung menurun dibanding sudut 8°. Nilai

koefisien drag pada sudut serang 12° mengalami peningkatan karena kecepatan aliran

semakin berkurang pada bagian atas airfoil seperti pada Tabel 4.4. Gambar 4.26

menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 16° sekitar 89.960 Pa dan

tekanan di atas airfoil sekitar -108.100 Pa hingga -42.206 Pa. Tekanan di bawah

airfoil pada sudut serang 16° sama seperti sudut serang 12°, tetapi cenderung

menurun (Mayurkumar Kevadiya, 2013 ).




87




88




89


sekitar 14.540 Pa hingga 59.590 dan tekanan di atas airfoil sekitar -120.600 Pa hingga

-30.510 Pa. Gambar 4.28 menunjukan tekanan di bawah airfoil sekitar 59.540 Pa dan

tekanan di atas airfoil sekitar -183.500 Pa hingga -122.800 Pa, sehingga pada sudut

serang 4° airfoil memiliki nilai koefisien lift cendrung meningkat dari sudut serang

0°. Gambar 4.29 menunjukkan tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 8° sekitar

72.720 Pa hingga 169.100 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -216.400 Pa hingga -

23.640 Pa. Nilai koefisien lift pada sudut serang 8° meningkat dari sudut serang 4°.

Sudut serang 0°, 4° dan 8° menunjukkan tekanan di bawah airfoil lebih besar

dibandingkan tekanan di atas airfoil sehingga mengakibatkan adanya nilai koefisien

lift. Gambar 4.30 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 12° sekitar

159.100 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -196.000 Pa hingga -77.620 Pa.

Tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 12° lebih kecil dibanding sudut 8°. Sudut

serang 12° memiliki nilai koefisien lift yang cendrung menurun dibanding sudut 8°.

Sudut serang 12° memiliki tekanan yang lebih merata dan lebih besar nilainya pada

bagian atas airfoil dibandingkan pada sudut sebelumnya, sehingga ada peningkatan

nilai koefisien drag karena kecepatan aliran semakin berkurang pada bagian atas

airfoil seperti pada Tabel 4.5. Gambar 4.31 menunjukan tekanan di bawah airfoil

sekitar 159.100 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -196.000 Pa hingga -77.620 Pa.

Tekanan di bawah airfoil pada sudut 16° sama seperti 12° ,tetapi cenderung menurun.

Nilai koefisien lift cenderung menurun dan nilai koefisien drag cenderung meningkat

(Mayurkumar Kevadiya, 2013).


90





91




92


Gambar 4.32 menunjukkan tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 0°


hingga -30.510 Pa. Gambar 4.33 menunjukkan tekanan di bawah airfoil sekitar

93.270 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -284.300 Pa hingga -189.900 Pa,

sehingga pada sudut serang 4° dengan bilangan mach 2,5 airfoil memiliki nilai

koefisien lift cendrung meningkat dibanding 0°. Gambar 4.34 menunjukkan tekanan

di bawah airfoil pada sudut serang 8° sekitar 114.000 Pa hingga 264.200 Pa dan

tekanan di atas airfoil sekitar -336.300 Pa hingga -36.070 Pa. Sudut serang 8°

memiliki nilai koefisien lift cendrung meningkat dibanding sudut serang 4°. Sudut

serang 0°, 4° dan 8° menunjukkan tekanan di bawah airfoil lebih besar dibandingkan

tekanan di atas airfoil sehingga mengakibatkan adanya nilai koefisien lift. Gambar

4.35 menunjukan tekanan di bawah airfoil sekitar 246.800 Pa dan tekanan di atas


93

airfoil pada sudut serang 12° sekitar -314.700 Pa hingga -127.500 Pa. Tekanan di

bawah airfoil pada sudut serang 12° lebih kecil dibanding sudut serang 8°. Sudut

serang 12° memiliki nilai koefisien lift yang cendrung menurun dibanding sudut

serang 8°. Nilai koefisien drag pada sudut serang 12° mengalami peningkatan karena

kecepatan aliran semakin berkurang pada bagian atas airfoil seperti pada Tabel 4.6.

Gambar 4.36 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 16° sekitar

246.800 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -314.700 Pa hingga -127.500 Pa.

Tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 16° sama seperti sudut serang 12°, tetapi

cenderung menurun (Mayurkumar Kevadiya, 2013 ).




94




95




96



hingga -69.380 Pa. Gambar 4.38 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut 4°

sekitar 134.500 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -407.200 Pa hingga -136.300 Pa,

sehingga pada sudut serang 4° memiliki nilai koefisien lift cendrung meningkat

dibanding 0°. Gambar 4.39 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut serang

8° sekitar 144.500 Pa hingga 380.400 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -698.800

Pa hingga -51.290 Pa. Hal ini menunjukkan tekanan di bawah airfoil lebih besar

dibanding tekanan di atas airfoil. Sehingga pada sudut serang 8° memiliki nilai

koefisien lift cendrung meningkat dibanding 4°. Tekanan pada bagian atas airfoil

meningkat dan tekanan dengan nilai cukup besar pada sudut serang 8° hampir merata

pada bagian atas airfoil. Gambar 4.40 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada

sudut serang 12° sekitar 355.000 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -454.300 Pa

hingga -184.600 Pa. Tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 12° lebih kecil

dibanding sudut serang 8°. Nilai koefisien lift pada sudut serang 12° cendrung

menurun dibanding sudut serang 8°. Nilai koefisien drag pada sudut serang 12°

mengalami peningkatan karena kecepatan aliran semakin berkurang pada bagian atas

airfoil seperti pada Tabel 4.7. Gambar 4.41 menunjukan tekanan di bawah airfoil

pada sudut serang 16° sekitar 355.000 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -454.300

Pa hingga -184.600 Pa. Tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 16° sama seperti

sudut serang 12° ,tetapi cenderung menurun (Mayurkumar Kevadiya, 2013 ).


97

4.10 Analisis Velocity Streamlines pada Aliran Subsonic Terhadap Perubahan

Angle of Attack.

Pengaruh Angle of attack dan bilangan Mach terhadap nilai koefisien lift dan

drag juga dipengaruhi oleh adanya perbedaan kecepatan dan intensitas turbulensi

pada airfoil NACA 4412 pada kedua variasi aliran subsonic, maka perlu dianalisis

melalui velocity streamline tentang pengaruh bilangan mach subsonic terhadap

perubahan angle of attack. Velocity streamline menampilkan perbedaan kecepatan

pada bagian atas dan bawah dari airfoil serta wake pada airfoil NACA 4412 (Shao-wu

LI, 2011).


Gambar 4.42 Velocity streamline pada sudut 0° dengan bilangan mach 0,6.


98




99




100

Gambar 4.42 menunjukkan kecepatan aliran di atas airfoil pada sudut serang

0° sekitar 225 m/s hingga 250 m/s dan di bawah airfoil sekitar 200 m/s. Gambar 4.43

menunjukkan kecepatan aliran di atas airfoil pada sudut serang 4° sekitar 223,4 m/s

hingga 297,9 m/s dan di bawah airfoil sekitar 170 m/s. Gambar 4.44 menunjukkan

kecepatan aliran di atas airfoil pada sudut serang 8° sekitar 250,6 m/s hingga 334,1

m/s dan kecepatan di bawah airfoil sekitar 165 m/s. Velocity streamline pada sudut

serang 0°, 4° dan 8° menunjukkan perbedaan kecepatan aliran dibagian atas dan

bawah airfoil yang disebabkan jarak yang ditempuh oleh aliran pada bagian atas

airfoil lebih jauh daripada bagian bawah sehingga kecepatan aliran pada bagian atas

lebih cepat dan menimbulkan penurunan tekanan pada bagian atas airfoil.

Peningkatan sudut airfoil menyebabkan meningkatnya kecepatan pada bagian atas

airfoil dibandingkan sudut sebelumnya. Gambar 4.45 menunjukkan kecepatan aliran

di atas airfoil pada sudut serang 12° sekitar 263,6 m/s hingga 300 m/s dan di bawah

airfoil sekitar 175 m/s. Kecepatan aliran pada ujung belakang airfoil mengalami

penurunan dan aliran mulai terlepas dari permukaan airfoil sehingga menimbulkan

turbulensi yang meningkatkan nilai koefisien drag. Kecepatan aliran di bawah airfoil

mengalami peningkatan sehingga nilai koefisien lift cenderung menurun

dibandingkan sudut serang 8°. Gambar 4.46 menunjukkan kecepatan aliran di atas

airfoil pada sudut serang 16° sekitar 263,6 m/s hingga 300 m/s dan di bawah airfoil

sekitar 175 m/s. Kecepatan pada sudut serang 16° sama seperti sudut serang 12° tapi

cenderung mengalami penurunan nilai koefisien lift (Shao-wu LI, 2011).


101





102




103



0° sekitar 280 m/s hingga 352,1 m/s dan di bawah airfoil sekitar 264,1 m/s. Gambar

4.48 menunjukkan kecepatan aliran di atas airfoil pada sudut serang 4° sekitar 296,2

m/s hingga 394,9 m/s dan di bawah airfoil sekitar 197,4 m/s. Gambar 4.49

menunjukkan kecepatan aliran di atas airfoil pada sudut serang 8° sekitar 250,6 m/s

hingga 334,1 m/s dan di bawah airfoil sekitar 165 m/s. Velocity streamline pada sudut

serang 0°, 4° dan 8° menunjukkan perbedaan kecepatan aliran dibagian atas dan

bawah airfoil yang disebabkan jarak yang ditempuh oleh aliran pada bagian atas

airfoil lebih jauh daripada bagian bawah sehingga kecepatan aliran pada bagian atas

lebih cepat dan menimbulkan penurunan tekanan pada bagian atas airfoil.

Peningkatan sudut airfoil menyebabkan meningkatnya kecepatan aliran pada bagian


104

atas airfoil dibandingkan sudut sebelumnya. Gambar 4.50 menunjukkan kecepatan

aliran di atas airfoil pada sudut serang 12° sekitar 351,6 m/s hingga 400 m/s dan di

bawah airfoil sekitar 234,4 m/s. Kecepatan aliran pada ujung belakang airfoil

mengalami penurunan dan aliran mulai terlepas dari permukaan airfoil sehingga

menimbulkan wake yang meningkatkan nilai koefisien drag. Kecepatan aliran di

bawah airfoil mengalami peningkatan sehingga nilai koefisien lift cenderung

menurun dibandingkan sudut serang 8°. Wake yang terjadi lebih besar dibanding

bilangan Mach 0,6 dengan kecepatan aliran pada daerah wake yang lebih cepat.

Gambar 4.51 menunjukkan kecepatan aliran di atas airfoil pada sudut serang 16°

sekitar 351,6 m/s hingga 400 m/s dan di bawah airfoil sekitar 234,4 m/s. Kecepatan

aliran pada sudut serang 16° sama seperti sudut serang 12° tapi cenderung mengalami

penurunan nilai koefisien lift (Shao-wu LI, 2011).

4.11 Analisis Velocity Streamlines pada Aliran Supersonic Terhadap

Perubahan Angle of Attack.

Pengaruh Angle of attack dan bilangan mach terhadap nilai koefisien lift dan

drag juga dipengaruhi oleh adanya perbedaan kecepatan pada airfoil NACA 4412

pada semua variasi aliran supersonic, maka perlu dianalisis melalui velocity

streamline tentang pengaruh aliran supersonic terhadap perubahan angle of attack.

Velocity streamline menampilkan perbedaan kecepatan pada bagian atas dan bawah

dari airfoil serta wake pada airfoil NACA 4412 (Shao-wu LI, 2011).


105

4.11.1 Pengaruh Mach Number 1 Terhadap Perubahan Angle of Attact.

Gambar 4.52 Velocity streamline pada sudut 0° dengan bilangan mach 1.



106




107



0° sekitar 370 m/s dan di bawah airfoil sekitar 330,2 m/s. Gambar 4.53 menunjukkan

kecepatan aliran di atas airfoil pada sudut serang 4° sekitar 369,3 m/s hingga 492,4

m/s dan di bawah airfoil sekitar 250 m/s. Gambar 4.54 menunjukkan kecepatan aliran

di atas airfoil pada sudut serang 8° sekitar 416,2 m/s hingga 500 m/s dan di bawah

airfoil sekitar 277,4 m/s. Velocity streamline pada sudut serang 0°, 4° dan 8°

menunjukkan perbedaan kecepatan aliran dibagian atas dan bawah airfoil yang

disebabkan jarak yang ditempuh oleh aliran pada bagian atas airfoil lebih jauh

daripada bagian bawah sehingga kecepatan aliran pada bagian atas lebih cepat dan

menimbulkan penurunan tekanan pada bagian atas airfoil. Peningkatan sudut airfoil

menyebabkan meningkatnya kecepatan aliran pada bagian atas airfoil dibandingkan


108

sudut sebelumnya. Gambar 4.55 menunjukkan kecepatan aliran di atas airfoil pada

sudut serang 12° sekitar 500 m/s dan di bawah airfoil sekitar 293,3 m/s. Kecepatan

aliran pada ujung belakang airfoil mengalami penurunan dan aliran mulai terlepas dan

menimbulkan wake. Wake yang terjadi lebih besar dibanding bilangan mach 0,8

dengan kecepatan aliran pada daerah wake sangat rendah. Kecepatan di bawah airfoil


dibandingkan sudut sebelumnya. Gambar 4.56 menunjukkan kecepatan aliran di atas

airfoil pada sudut serang 16° sekitar 500 m/s dan di bawah airfoil sekitar 293,3 m/s.

Kecepatan aliran pada sudut serang 16° sama seperti sudut serang 12° tapi cenderung

mengalami penurunan nilai koefisien lift (Shao-wu LI, 2011).




109




110




111



kecepatan aliran di atas airfoil pada sudut serang 4° sekitar 600 m/s dan di bawah

airfoil sekitar 420 m/s. Gambar 4.59 menunjukkan kecepatan aliran di atas airfoil

pada sudut serang 8° sekitar 622,3 m/s hingga 700 m/s dan di bawah airfoil sekitar

414,9 m/s. Velocity streamline pada sudut serang 0°, 4° dan 8° menunjukkan

perbedaan kecepatan aliran dibagian atas dan bawah airfoil yang disebabkan jarak

yang ditempuh oleh aliran pada bagian atas airfoil lebih jauh daripada bagian bawah

sehingga kecepatan aliran pada bagian atas lebih cepat dan menimbulkan penurunan

tekanan pada bagian atas airfoil. Peningkatan sudut airfoil menyebabkan

meningkatnya kecepatan aliran pada bagian atas airfoil dibandingkan sudut

sebelumnya. Gambar 4.60 menunjukkan kecepatan aliran di atas airfoil pada sudut

serang 12° sekitar 661,5 m/s dan di bawah airfoil sekitar 441 m/s. Kecepatan pada

ujung belakang airfoil mengalami penurunan dan aliran mulai terlepas dan

menimbulkan wake. Wake yang terjadi lebih besar dibanding bilangan mach 1 dengan

kecepatan aliran pada daerah wake sangat rendah. Kecepatan aliran di bawah airfoil



airfoil pada sudut serang 16° sekitar 661,5 m/s dan di bawah airfoil sekitar 441 m/s.

Kecepatan aliran pada sudut serang 16° sama seperti sudut serang 12° tapi cenderung



112





113




114






pada sudut serang 8° sekitar 828,1 m/s hingga 1104 m/s dan di bawah airfoil sekitar

552 m/s. Velocity streamline pada sudut serang 0°, 4° dan 8° menunjukkan perbedaan

kecepatan aliran dibagian atas dan bawah airfoil yang disebabkan jarak yang

ditempuh oleh aliran pada bagian atas airfoil lebih jauh daripada bagian bawah





115


serang 12° sekitar 900 m/s dan di bawah airfoil sekitar 590,1 m/s. Kecepatan aliran

pada ujung belakang airfoil mengalami penurunan dan aliran mulai terlepas dan

meninmbulkan wake. Wake yang terjadi lebih besar dibanding bilangan mach 1,5

dengan kecepatan aliran pada daerah wake sangat rendah. Kecepatan di bawah airfoil




Kecepatan aliran pada sudut ini sama seperti sudut sebelumnya tapi cenderung





116




117




118


0° sekitar 1101 m/s dan di bawah airfoil sekitar 826 m/s. Gambar 4.68 menunjukkan



pada sudut serang 8° sekitar 1034 m/s hingga 1378 m/s dan di bawah airfoil sekitar

689,2 m/s. Velocity streamline pada sudut serang 0°, 4° dan 8° menunjukkan

perbedaan kecepatan aliran dibagian atas dan bawah airfoil yang disebabkan jarak

yang ditempuh oleh aliran pada bagian atas airfoil lebih jauh daripada bagian bawah





serang 12° sekitar 1200 m/s dan di bawah airfoil sekitar 741,1 m/s. Kecepatan aliran

pada ujung belakang airfoil mengalami penurunan dan aliran mulai terlepas serta

menimbulkan wake. Wake yang terjadi lebih besar dibanding bilangan mach 2 dengan

kecepatan aliran pada daerah wake sangat rendah. Kecepatan aliran di bawah airfoil




Kecepatan aliran pada sudut sudut serang 16° sama seperti sudut serang 12° tapi



119





120




121



0° sekitar 1322 m/s dan di bawah airfoil sekitar 991,5 m/s. Gambar 4.73

menunjukkan kecepatan aliran di atas airfoil pada sudut serang 4° sekitar 1468 m/s

dan di bawah airfoil sekitar 850 m/s. Gambar 4.74 menunjukkan kecepatan aliran di

atas airfoil pada sudut serang 8° sekitar 1240 m/s hingga 1653 m/s dan di bawah

airfoil sekitar 826,6 m/s. Velocity streamline pada sudut serang 0°, 4° dan 8°

menunjukkan perbedaan kecepatan aliran dibagian atas dan bawah airfoil yang

disebabkan jarak yang ditempuh oleh aliran pada bagian atas airfoil lebih jauh

daripada bagian bawah sehingga kecepatan aliran pada bagian atas lebih cepat dan

menimbulkan penurunan tekanan pada bagian atas airfoil. Peningkatan sudut airfoil

menyebabkan meningkatnya kecepatan aliran pada bagian atas airfoil dibandingkan


122

sudut sebelumnya. Gambar 4.75 menunjukkan kecepatan aliran di atas airfoil pada

sudut serang 12° sekitar 1500 m/s dan di bawah airfoil sekitar 889,7 m/s. Kecepatan

aliran pada ujung belakang airfoil mengalami penurunan dan aliran mulai terlepas dan

menimbulkan wake. Wake yang terjadi lebih besar dibanding bilangan mach 2,5

dengan kecepatan aliran pada daerah wake sangat rendah. Kecepatan aliran di bawah

airfoil mengalami peningkatan sehingga nilai koefisien lift cenderung menurun

dibandingkan sudut serang 8°. Gambar 4.76 menunjukkan kecepatan aliran di atas

airfoil pada sudut serang 16° sekitar 1500 m/s dan kecepatan di bawah airfoil sekitar

889,7 m/s. Kecepatan aliran pada sudut serang 12° sama seperti sudut serang 16° tapi



123

BAB V

PENUTUP

5.1 Kesimpulan

Dari hasil penelitian dan analisis yang telah dilakukan mengenai pengaruh

variasi aliran subsonic dan supersonic terhadap perubahan angle of attack dari airfoil

NACA 4412, maka dapat disimpulkan sesuai dengan tujuan dari penelitian;

1. Variasi aliran subsonic dan supersonic berdampak pada peningkatan nilai

koefisien lift. Namun, variasi aliran subsonic memiliki nilai Koefisien lift

sedikit lebih tinggi dengan nilai 1,17290 daripada variasi aliran supersonic

dengan nilai 1,17150 pada titik stall. Ketika airfoil melewati titik stall, variasi

aliran supersonic memiliki nilai koefisien lift lebih tinggi dengan nilai 1,15900

dibandingkan variasi aliran subsonic dengan nilai 1,11440. Nilai koefisien

drag meningkat mengikuti peningkatan kecepatan pada setiap sudut serang.

Namun variasi aliran supersonic memiliki nilai koefisien drag lebih rendah

dengan nilai 0,085230 dibandingkan variasi aliran subsonic dengan nilai

0,090870 setelah melewati titik stall.

2. Variasi peningkatan angle of attack pada airfoil berpengaruh pada

peningkatan nilai koefisien lift, tetapi setelah melewati sudut stall nilai

koefisien lift cenderung menurun. Peningkatan angle of attack pada airfoil

juga diikuti dengan peningkatan nilai koefisien drag.


124

3. Variasi aliran subsonic dan supersonic pada setiap perubahan angle of attack

berdampak pada nilai koefisien lift dan drag. Peningkatan angle of attack pada

setiap variasi aliran berpengaruh pada peningkatan nilai koefisien lift. Nilai

koefisien lift tertinggi dari semua variasi kecepatan berada pada sudut 8°

dengan bilangan Mach 0,8. Nilai koefisien drag semakin meningkat pada

setiap variasi sudut dan kecepatan. Nilai koefisien drag tertinggi dari semua

variasi kecepatan berada pada sudut 16° dengan bilangan Mach 0,6.

4. Distribusi tekanan pada airfoil NACA 4412 dalam setiap variasi kecepatan

dan angle of attack dianalisa melalui kontur tekanan. Hasil analisa

menunjukkan tekanan yang terjadi di bawah airfoil lebih besar dibandingkan

tekanan yang terjadi di atas airfoil pada setiap angle of attack. Tekanan di

bawah airfoil menurun dan tekanan di atas airfoil meningkat setelah melewati

sudut stall sehingga terjadi penurunan nilai koefisien lift. Hal ini berkaitan

dengan distribusi kecepatan pada airfoil NACA 4412 yang dianalisa melalui

kontur kecepatan. Kecepatan aliran pada bagian atas airfoil lebih cepat

dibandingkan kecepatan aliran dibawah airfoil dikarenakan jarak yang

ditempuh aliran lebih panjang pada bagian atas airfoil. Sehingga, tekanan di

atas airfoil lebih rendah dibandingkan tekanan di bawah airfoil. Tetapi,

kecepatan aliran di atas airfoil menurun setelah melewati sudut stall sehingga

nilai tekanan meningkat dibagian atas airfoil.

5. Fenomena wake terlihat pada velocity streamline dan terjadi pada sudut serang

12°-16°. Peningkatan variasi kecepatan khususnya supersonic menimbulkan


125

peningkatan intensitas wake. Pada bilangan Mach subsonic intensitas wake

sangat kecil sehingga dengan mempertimbangkan nilai koefisien lift dan drag

pada setiap variasi bilangan mach dan angle of attack, airfoil NACA 4412

lebih cocok digunakan dalam penerbangan subsonic.

6. Stall angle airfoil NACA 4412 dalam penelitian ini terjadi pada sudut 8°. Hal

ini dikarenakan sudut 8° adalah sudut yang memiliki nilai koefisien lift

tertinggi dibandingkan sudut lainnya.

5.2 Saran

Dari penelitian yang telah dilakukan ada beberapa hal yang perlu dicermati

dan diperbaiki yaitu sebagai berikut:

1. Hasil dari penelitian akan lebih maksimal dengan menggunakan jenis mesh

structured. Sehingga, data dari hasil penelitian lebih detail dan akurat.

2. Penentuan angle of attack akan lebih baik jika dilakukan pada range yang

lebih rapat agar sudut stall yang diketahui lebih spesifik.

3. Alat yang digunakan berupa laptop akan lebih baik jika memiliki spesifikasi

lebih tinggi daripada yang digunakan dalam penelitian ini. Sehingga, proses

running dapat dilakukan lebih cepat dan metode pengujian dapat lebih

bervariasi.

4. Penelitian ini dapat ditingkatkan dengan bentuk analisis 3D serta dapat

ditambah dengan variasi yang lainnya berkaitan dengan solusi untuk

mereduksi intensitas turbulensi dan wake.


126

DAFTAR PUSTAKA

Bannon, Mike. 3 May 2015."The Newton–Laplace Equation and Speed of Sound".

Thermal Jackets.

Batchelor, G.K. 1967. An Introduction to Fluid Dynamics. Cambridge University

Press. Great Britain : Cambridge University Press, reprint Publisher 2000.

Berliner , Don. 1997. "Aviation: Reaching for the Sky". The Oliver Press. Innovators,

3.

Date, Anil W. 2005. Introduction to Computational Fluid Dynamic. United Kingdom

: Cambridge University Press.

Houghton, E.L. Carpenter, P.W. Collicott, Steven and Valentine, Dan. 2013.

Aerodynamics for Engineering Students (Sixth Edition). Amsterdam :

Elsevier.

J. Blazek, 2001. Computational Fluid Dynamic : Principles and Applications. United

Kingdom : Elsevier.

Kevadiya, Mayurkymar. May 2013. CFD Analysis of Pressure Coefficient for NACA

4412. International Journal of Engineering Trends and Technology (IJETT).

Volume 4 Issue 5.

Landau, L. D., and E. M. Lifshits. 1987. Mekhanika sploshnykh sred, 2nd ed.

Moscow. Oxford, England ; New York : Pergamon Press, 1987. Course of

theoretical physics ; v.6.

Lubis, M. Mirsal. 2012. Analisis Aerodinamika Airfoil NACA 2412 pada Sayap

Pesawat Model Glider dengan Menggunakan Software Berbasis

Computational Fluid Dynamic untuk memperoleh Gaya Angkat Maksimum.

Departemen Teknik Mesin, Fakultas Teknik. Jurnal e-Dinamis, Volume II,

No.2

Munson, Bruce R dkk. 2009. Solution Manual for Fundamentals of Fluid Mechanics,

6th Edition. Great Britain : Wiley.

Owen, kenneth. 2001. Concorde : story of a supersonic pioneer. "Updated and revised

edition of Concorde: new shape in the sky, which was first published in

1982"--Title page verso. Great Britain : Science Museum.


127

Patel, Karna S. March 2014. CFD Analysis of an Aerofoil. International Journal of

Engineering Research. Volume No.3, Issue No.3, pp : 154-158.

Saxena, Gaurav dkk. June-July 2013. Aerodynamic analysis of NACA 4412 airfoil

using CFD. International Journal of Emerging Trends in Engineering and

Development. Issue 3, Vol.4.

Shao-wu LI. 2011. Effect of turbulence intensity on airfoil flow: numerical

simulations and experimental measurements. Shanghai University and

Springer-VerlagBerlin Heidelberg. Appl. Math. Mech. -Engl. Ed., 32.

Sharma, Abhay dkk. July 2014. CFD and Real Time Analysis of a Symmetric Airfoil.

International Journal of Reasearch in Aeronatical and Mechanical

Engineering. Vol.2 Issue.7.

Triatmodjo, Bambang. 2013. Hidraulika II cetakan ke-9. Yogyakarta : BETA

OFFSET.

Whei zang dkk. April 2015. Geometrical effects on the airfoil flow separation and

transition. Elsevier. Computers & Fluids 116 (2015) 60-73.

Whei zang dkk. Oktober 2015. Assessment of spanwise domain size effect on the

transitional flow past an airfoil. Elsevier. Computers and Fluids 124 (2016)

39–53.

White ,Frank M.. 1998. Fluid Mechanics Fourth Edition. United States : McGraw-

Hill Series in Mechanical Engineering.

Yasin, Ahmed Abd Ahmahmoud Ahmed. Elbashir, Abubaker Mohammed Ahmed.

February 2011. Simulation around airfoil NACA 4412. University of

Khartoum Faculty of engineering Mechanical engineering department. Msc

Renewable Energy Numerical Techniques.

Zuckerwar, A. J. 2002. "Handbook of the Speed of Sound in Real Gases," Academic

Press.


analisis 2d airfoil naca 4412 menggunakan · lift dan drag dari airfoil naca 4412. ... pengetahuan...

Documents