Karakteristik NACA "00XX" dengan Variasi Sudut Serang

Jurnal Ilmiah TEKNIK DESAIN MEKANIKA Vol. 1 No. 1, Juli 2013 (61 –68)

Karakteristik airfoil NACA “00XX” dengan variasi sudut serang Kadek Gilang Mariasa, A. A. Adhi Suryawan dan Ainul Ghurri Jurusan Teknik Mesin Universitas Udayana, Kampus Bukit Jimbaran Bali Abstrak Airfoil merupakan salah satu bentuk bodi aerodinamika sederhana yang berguna untuk memberikan gaya angkat tertentu terhadap suatu bodi lainnya. Pemahaman tentang karakteristik aerodinamika seperti besarnya koefisien lift, koefisien drag dan rasio L/D menjadi sangat penting dalam mendesain sebuah airfoil yang sesuai dengan fungsinya. Pada penelitian ini diuji karakteristik dan visualisasi aliran melintasi airfoil NACA 0011, NACA 0013, NACA 0015, NACA 0017, dan NACA 0019 pada variasi sudut serang 0o, 2o, 4o, 6o, 8o, 10o, 12o, 14o, 16o,18o, 20o. Penelitian dilakukan pada sebuah wind tunnel dengan cara mengukur besar lift dan drag menggunakan sebuah neraca dan asap sebagai visualisi aliran. Data hasil penelitian menunjukkan semakin besar sudut serang maka koefisien drag akan meningkat begitu juga dengan koefisien lift akan semakin besar sampai batas sudut stall, serta visualisasi aliran menunjukkan titik separasi bergeser ke depan mendekati leading edge. koefisien lift terbesar 1,17 dicapai NACA 0017 pada α=16o dan rasio L/D sebesar 22 dicapai NACA 0015 pada α=4o. Kata Kunci : Airfoil, sudut serang, stall. Abstract Airfoil is simple aerodynamic body shape that is useful to provide some lift to the other body. Understanding of the aerodynamic characteristics such as, the magnitude of the lift coefficient, drag coefficient and the ratio L/D becomes very important in designing an airfoil in accordance with its function. In this study in test characteristics and flow visualization across the NACA 0011 airfoil, NACA 0013, NACA 0015, NACA 0017 and NACA0019 with variation of the angle of attack 0o, 2o, 4o, 6o, 8o, 10o, 12o, 14o, 16o,18o, 20o. The study was conducted in a wind tunnel to measure how big the lift and drag using a balance sheet and smoke as flow visualisation. Research data shows the greater the angle of attack will increase the drag coefficient as well as the lift coefficient will be greater to the extent corner stall, and flow visualization shows the separation point shifts to the front approaching the leading edge. Biggest lift coefficient reached 1.17 by NACA 0017 at α=16 oand the ratio L/D of 22 achieved NACA 0015 at α=4o. Keywords : Airfoil, angle of attack, stall.

1. Pendahuluan Sayap pada pesawat terbang berfungsi untuk menciptakan gaya angkat sehingga pesawat terbang dapat mengudara. Bentuk profil dari sayap pesawat itu sendiri berupa airfoil. Gaya angkat pada sayap terjadi ketika pesawat terbang bergerak melewati udara bebas pada sudut serang tertentu maka aliran udara pada permukaan upper side akan lebih cepat dan tekananya akan turun, Sedangkan kecepatan aliran udara pada lower side lebih rendah dan tekanannya meningkat. Perbedaan tekanan inilah yang membuat sayap terdorong ke atas sehingga terjadi gaya angkat pada sayap pesawat. Penelitian tentang airfoil telah dilakukan sebelumnya, namun penelitian yang dilakukan hanya sebatas visualisasi aliran fluida melintasi airfoil pada variasi sudut serang. Hasil penelitian menunjukkan semakin besar sudut serang, maka pola aliran akan semakin tidak simetri dan separasi akan terjadi semakin ke depan mendekati leading edge serta titik stagnasi akan semakin kebawah menuju pressure side. [1] Atas dasar penelitian sebelumnya muncul gagasan penulis untuk melakukan penelitian lebih lanjut tentang karakteristik airfoil, penelitian ini dilakukan pada airfoil NACA “00XX” simetri Korespondensi: Tel: 081916144949 E-mail:[email protected]

dengan variasi sudut serang (α) sebesar 0o, 2o, 4o, 6o, 8o, 10o, 12o, 14o, 16o,18o, 20o. Sudut serang atau Angle of attack (α) adalah istilah yang dipakai di mekanika fluida untuk menjelaskan sudut yang dibentuk antara garis chord pada airfoil dengan vektor kecepatan fluida yang melintasi airfoil. Sehingga pada penelitian ini diharapkan mendapat sebuah desain airfoil dengan unjuk kerja yang tinggi, sesuai dengan kebutuhan desain yang memanfaatkan airfoil dalam proses kerjanya. Pada penelitian ini permasalahan yang dikaji yaitu bagaimana karakteristik airfoil NACA “00XX” yang meliputi koefisien lift, koefisien drag dan rasio L/D dengan memvariasikan sudut serang sebesar 0o, 2o, 4o, 6o, 8o, 10o, 12o, 14o, 16o,18o, 20o? Beberapa batasan ditetapkan dalam penelitian ini meliputi: 1. Aliran udara pada wind tunnel dalam kondisi steady state. 2. Airfoil yang digunakan NACA “00XX” simetri yang terdiri dari 0011, 0013, 0015, 0017, dan 0019. 3. Gesekan bearing pada rel sangat kecil sehingga dapat diabaikan.

Kadek Gilang Mariasa, A. A. Adhi Suryawan dan Ainul Ghurri /Jurnal Ilmiah TEKNIK DESAIN MEKANIKA Vol. 1 No. 1, Juli 2013 (61 – 68)

4.

Peralatan bantu yang digunakan berukuran sangat kecil sehingga dianggap tidak menggagu aliran dalam wind tunnel. 5. Kekasaran permukaan airfoil diasumsikan sama pada seluruh permukaannya 6. Karakteristik yang di uji adalah gaya lift, gaya drag dan visualisasi aliran yang melintasi airfoil. 2. Dasar Teori 2.1 Prinsip Bernoulli Prinsip Bernoulli adalah sebuah istilah di dalam mekanika fluida yang menyatakan bahwa pada suatu aliran fluida, peningkatan pada kecepatan fluida akan menimbulkan penurunan tekanan pada aliran tersebut. Prinsip ini sebenarnya merupakan penyederhanaan dari Persamaan Bernoulli yang menyatakan bahwa jumlah energi pada suatu titik di dalam suatu aliran tertutup sama besarnya dengan jumlah energi di titik lain pada jalur aliran yang sama. [2] 2.1.1 Aliran tak-termampatkan Aliran tak-termampatkan adalah aliran fluida yang dicirikan dengan tidak berubahnya besaran kerapatan massa (densitas) dari fluida di sepanjang aliran tersebut. Bentuk Persamaan Bernoulli untuk aliran tak-termampatkan adalah sebagai berikut:

= Entalpi fluida per satuan massa (kJ/kg) Catatan:

di mana adalah energi termodinamika per satuan massa, juga disebut sebagai energi internal spesifik. 2.2 Boundary layer Boundary layer adalah lapisan batas tipis yang terbentuk dekat solid surface pada tempat fluida mengalir, dimana pengaruh viskositas relatif besar.. Aliran yang berada diluar boundary layer tidak ada pengaruh viskositas sehingga aliran dapat diberlakukan sebagai invisicid flow. Bila diperhatikan gaya-gaya yang bekerja pada partikel fluida yang mengalir dekat permukaan padat, terlihat ada gaya geser yang memperlambat gerakan aliran tersebut, seperti terlihat pada gambar 1 dibawah ini. [3]

Gambar 1. Gaya geser yang memperlambat aliran 2.3 Airfoil Airfoil adalah salah satu bentuk bodi aerodinamika sederhana yang berguna untuk dapat memberikan gaya angkat tertentu terhadap suatu bodi lainnya ketika melintasi atau dilintasi fluida yang mengalir. Pada pesawat airfoil adalah bentuk sayap pesawat yang dapat menghasilkan gaya angkat (lift) atau efek aerodinamika ketika melawati suatu aliran. Airfoil merupakan bentuk dari potongan melintang sayap yang dihasilkan oleh perpotongan tegak lurus sayap terhadap pesawat, dengan kata lain airfoil merupakan bentuk sayap secara dua dimensi. Pada gambar 2. menjukkan nomen clature hubungan relative wind dengan angle of attack (α) serta gayagaya yang timbul akibat efek aerodinamika seperti gaya lift dan gaya drag. [4]

dimana: v = Kecepatan fluida (m/s) g = Percepatan gravitasi bumi (m/s2) h = ketinggian relatif terhadap suatu referensi (m) p = tekanan fluida (N/m2) ρ = densitas fluida (kg/m3) Persamaan di atas berlaku untuk aliran taktermampatkan dengan asumsi-asumsi sebagai berikut:  Aliran bersifat tunak (steady state)  Tidak terdapat gesekan (inviscid) Dalam bentuk lain, Persamaan Bernoulli dapat dituliskan sebagai berikut:

2.1.2 Aliran termampatkan Aliran termampatkan adalah aliran fluida yang dicirikan dengan berubahnya besaran kerapatan massa (densitas) dari fluida di sepanjang aliran tersebut. Persamaan Bernoulli untuk aliran termampatkan adalah sebagai berikut:

dimana: = Energi potensial gravitasi per satuan massa; jika gravitasi konstan maka (kJ/kg)

Gambar 2. Nomen clature hubungan relative wind dengan angle of attack 62




Dalam perkembangannya, terutama eksprimental aerodinamik, gaya-gaya maupun momen aerodinamik lebih banyak dinyatakan dalam koefisien tak berdimensi (dimension less coefficient). Untuk itu dikenal lebih dahulu mengenai dynamic pressure dari free streem. [4]

Angka ketiga menunjukkan koefisien gaya angkat (cl) rancangan dalam persepuluh chord.  Dua angka terakhir menunjukkan maximum thickness atau ketebalan maksimum dalam perseratus chord. Contoh airfoil dengan NACA 16-123, angka 1 adalah serinya (seri satu angka), memiliki letak tekanan minimum 60 % chord dari trailing edge, memiliki koefisien gaya angkat rancangan 0.1 dan mempunyai ketebalan maksimum 23 % chord. b. Seri “ Enam “

dynamic pressure (N/m2) Disamping , dikenal juga apa yang disebut panjang dan luasan karakteristik (characteristic surface/characteristic length). Beberapa koefisien dari gaya dan momen didefinisikan sebagai berikut  Lift coefficient : 

Drag coefficient



Normal force coefficient :



Axial force coefficient

:



Momen coefficient

:

 

Angka pertama menunjukkan serinya. Angka kedua menunjukkan letak tekanan minimum dalam sepersepuluh chord dari trailing edge.  Angka ketiga menunjukan koefisien gaya angkat (cl) rancangan dalam sepersepuluh chord.  Dua angka terakhir adalah maximum thickness dalam seperseratus chord. Misalnya untuk airfoil dengan NACA 65-218, angka 6 adalah serinya (seri enam angka), tekanan minimum terjadi pada 0.5c untuk distribusi tebal simetrik/dasar pada gaya angkat nol, memiliki koefisien gaya angkat rancangan cl 0.2c, dan tebal maksimum 18% chord. Airfoil jenis ini dirancang sebagai airfoil laminar untuk kecepatan tinggi, dirancang untuk menghasilkan clmax yang tinggi dan cd yang lebih rendah pada cl yang tinggi. c. Seri “ Tujuh “

:

Contoh panjang dan luasan permukaan karakteristik.

Gambar 3. Luasan referen dan panjang referen Simbol-simbol dan huruf besar seperti CL, CD, CM, CN, dan CA adalah koefisien gaya dan momen untuk bodi 3D, air plane atau sayap terbatas. Sedangkan untuk bodi 2D diberikan sebagai gaya dan momen perunit span menggunakan hurup kecil sehingga:

 

Angka pertama adalah serinya. Angka kedua adalah letak tekanan minimum pada bagian upper surface perseratus chord.  Angka ketiga adalah letak tekanan minimum pada bagian lower surface perseratus chord.  Satu huruf menunjukkan profil standar dari airfoil.  Angka kelima adalah koefisien gaya angkat rancangan dalam persepuluh chord.  Dua angka terakhir adalah ketebalan maksimum dalam perseratus chord. Contoh airfoil NACA 71-2A315, angka 7 adalah serinya, mempunyai letak tekanan minimum 10 % chord dari trailing edge pada upper surface, letak tekanan minimum pada lower surface pada 20 % chord dari trailing edge, menggunakan standar “ A “ airfoil, memiliki koefisien gaya angkat rancangan 0.3 dan mempunyai ketebalan maksimum 15 % chord. d. Seri “ Delapan “ Identifikasi pada airfoil ini sama dengan airfoil pada seri 7, namun angka 8 merupakan serinya. Airfoil seri delapan merupakan airfoil superkritis, di desain supaya aliran udara yang melewati bagian upper dan lower surface pada airfoil dibuat lebih maksimum dan drag yang dihasilkan seminim mungkin. Ciri-ciri airfoil ini mempunyai chamber yang besar dan radius yang besar pada leading edge, biasanya digunakan pada pesawat yang mempunyai kecepatan transonic (1>M>1).

Dimana luasan referen S= chord x span (m2) 2.3.1 Airfoil NACA NACA (National Advisory Committe for Aeronautics) merupakan standar dalam perancangan suatu airfoil. Perancangan airfoil pada dasarnya bersifat khusus dan dibuat menurut selera serta sesuai dengan kebutuhan dari pesawat yang akan dibuat. Akan tetapi NACA menggunakan bentuk airfoil yang disusun secara sistematis dan rasional. NACA mengidentifikasi bentuk airfoil dengan menggunakan sistem angka kunci seperti seri “ satu “, seri “ enam ”, seri “ empat angka “ dan seri “ lima angka “. Berikut adalah identifikasi angka-angka dari seri NACA tersebut : [5] a. Seri “ Satu “  Angka pertama adalah menunjukkan serinya.  Angka kedua menunjukkan letak tekanan minimum dalam persepuluh chord dari trailing edge.

63


e.

Seri “ Empat angka “

3.2 Spesimen uji Spesimen uji yang digunakan adalah airfoil NACA seri 4 angka. Dapat dilihat pada tabel 1 dimensi spesimen uji dan gambar 4 menunjukkan foto spesimen uji. Tabel 1. Dimensi Spesimen Uji



Angka pertama adalah maksimum chamber dalam perseratus chord.  Angka kedua adalah posisi maksimum chamber pada chord line dalam sepersepuluh chord dari leading edge.  Dua angka terakhir dalam maksimum thickness dalam seperseratus chord. Misalnya untuk airfoil dengan NACA 2412 (seri empat angka) memiliki chamber maksimum 0.02c terletak di 0.4c dari leading edge, dan maximum thickness atau tebal maksimum 0.12c. Dalam praktek, umumnya angka-angka ini dinyatakan dalam persen tali busur, yaitu : camber 2% di 40% c dengan tebal 12%. Untuk airfoil simetris, yang mempunyai bentuk tali busur yang sama antara bagian atas dengan bagian bawahnya merupakan airfoil dengan chamber nol. Contohnya adalah airfoil dengan NACA 0015, memiliki chamber dengan nilai yang nol dan mempunyai maksimum thickness 15%. f. Seri “ lima angka “

Tipe NACA

thickness (mm)

Panjang chord (mm)

0011 0013 0015 0017 0019

27,5 32,5 37,5 42,5 47,5

250 250 250 250 250

Span Location of Massa (mm) maximum (gram) thickness (mm)

445 445 445 445 445

75 75 75 75 75

110 110 110 120 120



Bila angka pertama dikalikan 3/2 memberikan koefisien gaya angkat (cl) rancangan dalam sepersepuluh.  Dua angka berikutnya, bila dibagi dua menunjukan letak maksimum camber di chord line dalam seperseratus chord diukur dari leading edge.  Dua angka terakhir menunjukan maksimum thickness dalam seperseratus chord. Misalnya untuk airfoil dengan NACA 23012, memiliki koefisien gaya angkat rancangan 0.3, chamber maksimum terletak di 0.15c, dan tebal maksimum 0.12c. Koefisien gaya angkat rancangan adalah koefisien gaya angkat teoritis airfoil dengan arah aliran bebas sejajar dengan garis singgung mean chamber line di leading edge. 3. Metode Penelitian 3.1 Alat uji Adapun peralatan serta bahan uji yang digunakan dalam penelitian ini adalah sebagai berikut: 1. Wind tunnel adalah alat yang digunakan dalam penelitian aerodinamis untuk mempelajari efek udara yang melewati benda padat. 2. Neraca digital, untuk mengukur massa benda uji serta besar gaya lift dan drag. Neraca digital yang digunakan memiliki ketelitian 0,005kg atau 0,049N. 3. Gun smoke digunakan untuk membuat asap sebagai visualiasi aliran yang melintasi airfoil 4. Busur derajat, adalah alat ukur untuk mengukur sudut. Pada penelitian ini busur derajat digunakan untuk menentukan sudut serang 5. Manometer U, digunakan untuk mengukur kecepatan udara pada wind tunnel 6. Kamera, pada penelitian ini kamera berfungsi untuk pengambilan foto dan video visualisasi untuk mempermudah peneliti melakukan analisis

NACA 0013

NACA 0011

NACA 0015

NACA 0017

NACA 0019 Gambar 4. Spesimen Uji 3.2 Skematik pengujian Gambar 5 menunjukkan skema pengujian pada pengukuran gaya angkat. Dimana sebelum melakukan pengujian dilakukan pengukuran kecepatan udara pada section test dengan menggunakan manometer U. Udara yang melewati airfoil menimbulkan gaya angkat (FL). Garis merah pada gambar menunjukkan cara pengukuran gaya angkat, dimana neraca diletakkan tepat dibawah airfoil diluar wind tunnel. Tanda panah menunjukan arah gaya lift dari sebuah airfoil yang di uji. 64


4. Hasil dan Pembahasan 4.1. Perbandingan koefisien lift dari airfoil yang diuji Pada pembahasan ini, dibahas bagaimana karakteristik dari kelima jenis airfoil yang di uji. Berikut grafik karakteristik dari kelima airfoil.

Gambar 10. Grafik perbandingan Qaktual dengan Gambar 5. Skema pengujian gaya lift Gambar 6 menunjukkan skema pengukuran gaya hambat/drag. Pada pengukuran gaya drag ditunjukkan oleh garis biru. Neraca dan airfoil dihubungkan dengan benang dan sebuah bearing kecil seperti terlihat pada gambar. Arah panah biru ke kanan menunjukkan arah daripada drag sebuah airfoil yang di uji.

Cl max

Gambar 8. Grafik Koefisien lift sepanjang sudut serang Pada gambar 8 menunjukkan grafik koefisien lift NACA 0011, NACA 0013, NACA 0015, NACA 0017 dan NACA 0019 sepanjang sudut serang yang di uji. Pada grafik diatas dapat dilihat koefisien lift yang dihasilkan berbeda-beda setiap sudut serang yang diberikan, secara umum koefisien lift akan meningkat seiring semakin besar sudut serang yang diberikan sebelum melewati sudut stall. Pada sudut 0o sampai 10o dengan kecepatan 7,23m/s terlihat grafik dari kelima airfoil yang di uji belum menunjukkan tanda-tanda stall. Namun pada sudut 12o terjadi kehilangan gaya angkat pada airfoil NACA 0011, artinya airfoil NACA 0011 mampu menunda stall sampai sudut 10o dengan koefisien lift maksimum 0,889. Pada sudut 14o stall terjadi pada airfoil NACA 0013 dengan koefisin lift maksimum sebesar 0,975 pada sudut 12o. Airfoil NACA 0015 memiliki koefisien lift maksimum sebesar 1,142 pada sudut 14o dan mengalami stall pada sudut 16o, NACA 0017 memiliki koefisien lift maksimum sebesar 1,17 pada sudut 16o dan stall pada sudut 18o. Pada NACA 0019 memiliki koefisien lift maksimum 1,128 pada sudut 16o. Dari airfoil yang di uji memiliki kemampuan menunda stall yang berbeda-beda, Hal ini dikarenakan pengaruh dari separasi aliran yang terbentuk, untuk airfoil yang lebih tipis memiliki profil lebih runcing pada bagian leadig edge sehingga titik separasi lebih dini terbentuk dan separasi mengakibatkan terbentuknya pusaran-pusaran atau vortex. Berbeda dengan airfoil yang memiliki max thickness lebih tebal Pada sudut serang yang besar airfoil NACA 0017 dan NACA 0019 mampu menunda terjadinya stall sampai sudut 16o, hal ini merupakan pengaruh dari bentuk profil pada bagian

Gambar 6. Skema pengujian gaya drag Pada gambar 7 menunjukkan skema pengamatan visualisasi aliran udara yang melewati airfoil. Garisgaris hijau dengan arah ke kanan menunjukkan aliran udara yang melewati airfoil. Asap yang dihasilkan gun smoke dialirkan bersama dengan udara melewati airfoil yang di uji sehingga memudahkan peneliti dalam melakukan pengamatan fenomena yang terjadi. Kamera befungsi dalam pengambilan video visulisasi yang kemudian di convert ke dalam bentuk foto.

Gambar 7. Skema pengamatan visualisasi dengan asap 65


leading edge sehingga mampu menggeser separasi kebelakang mejauhi leading edge.

25

4.2 Perbandingan koefisien drag dari airfoil yang diuji

NACA 0013

10

NACA 0015

NACA 0013

5

NACA 0017

NACA 0015

0

NACA 0019

L/D

15

0.40 NACA 0011

0.35 0.30 Cd

0.25 0.20 0.15

0

NACA 0017

0.10

2

4

6 8 10 12 14 16 18 20 Angle of attack (deg)

Gambar 10. Grafik L/D sepanjang sudut serang 4.4 Visualisasi aliran fluida melintasi airfoil Visualisasi aliran bertujuan untuk membantu menganalisa bagaimana fenomena aliran yang melintasi sebuah airfoil yang nantinya dapat mendukung data yang didapat dari pengambilan data secara eksperimental, seperti terjadinya separasi, vortex dan proses terjadinya stalling.

NACA 0019

0.05

NACA 0011

20

0.00 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20 Angle of attack (deg)

Gambar 9. Grafik koefisien drag sepanjang sudut serang Gambar 9 menunjukkan grafik koefisien drag dari kelima airfoil yang di uji. Berdasarkan grafik di atas airfoil yang memiki max thickness lebih tipis seperti NACA 0011 mempunyai keunggulan pada sudut rendah telihat pada grafik sudut 0o koefisien drag NACA 0011 sebesar 0,014 dibandingkan dengan koefisien drag NACA 0019 sebesar 0,023. Pada sudut serang besar koefisien drag NACA 0011 meningkat dengan tajam melebihi koefisien drag airfoil yang memiliki max thickness lebih tebal. berdasarkan hasil visualiasi pada gambar 11 aliran fluida yang melintasi airfoil pada NACA 0011 pada sudut serang di atas sudut stallnya vortex dan wake yang terbentuk jauh lebih besar dari airfoil dengan max thickness yang lebih tebal. Semakin besar wake maka gaya hambat akan semakin besar. Airfoil NACA 0015 memiliki drag lebih kecil pada sudut serang kecil maupun ada sudut serang besar. Koefisien drag NACA 0015 lebih rendah dari airfoil yang memiliki max thickness lebih tebal. terlihat di grafik pada sudut 0 o koefisien drag NACA 0015 sebesar 0,014, pada sudut serang 20o koefsien drag NACA 0015 sebesar 0,267 memiliki nilai yang sama dengan koefisien NACA 0019 sebesar 0,267. Hal ini dikarenakan desain dari airfoil NACA 0015 yang begitu aerodinamis, sehingga dapat mengurangi efek form drag dengan sangat baik. 4.3 Perbandingan rasio L/D dari airfoil yang diuji Unjuk kerja airfoil dapat di ukur dari besarnya rasio lift/drag. Rasio L/D merupakan perbandingan lift dengan drag. Jika diaplikasikan pada pesawat yang dioperasikan pada penerbangan yang stabil maka total drag adalah minimum. Sudut serang apapun yang lebih kecil atau lebih besar dari yang ada di L/D max akan mengurangi rasio L/D dan konsekwensinya menambah total drag dari gaya angkat yang diberikan.[6] Dapat dilihat pada gambar 10 menunjukkan rasio L/D dari kelima airfoil yang diuji, rasio terbesar dicapai airfoil NACA 0015 sebesar 22 pada α = 4o.

α = 0o

α = 10o

α = 12o

α = 20o

Gambar 11. Visulisasi aliran fluida yang melintasi airfoil NACA 0011

α = 0o

α = 12o

α = 14o

α = 20o


α = 0o

α = 14o

α = 16o

α = 20o

Gambar 13. Visulisasi aliran fluida yang melintasi airfoil NACA 0015 66


α = 0o

α = 16o

α = 18o

α = 20o

Pada sudut serang 20o terlihat dengan jelas separasi terjadi lebih awal dekat mendekati leading egde menyebabkan terbentuknya vortex yang sangat besar dan terjadi back pressure pada upper side. Fenommen seperti ini sering disebut dengan stalling angle of attack dimana gaya angkat yang dihasikan oleh airfoil akan berkurang dan sebaliknya gaya hambat/drag akan bertambah besar yang efeknya sangat merugikan. Pada sudut yang lebih besar vortex yang terjadi semakin besar dan wake yang terjadi lebih panjang ke belakang menjauhi airfoil dan di ikuti dengan peningkatan drag yang semakin besar.


α = 0o

α = 16o

α = 18o

α = 20o

5.

Kesimpulan Penelitian dilakukan pada airfoil NACA 0011, NACA 0013, NACA 0015, NACA 0017 dan NACA 0019 dengan variasi sudut serang 0o, 2o, 4o, 6o, 8o, 10o, 12o, 14o, 16o,18o, 20o. Parameter yang diukur adalah gaya lift dan drag serta visualisasi aliran yang melintasi airfoil menunjukkan bahwa: 1. Semakin besar sudut serang yang diberikan maka koefisien lift akan meningkat sampai batas sudut stall masing-masing airfoil. Koefisien lift maksimum sebesar 0,889 pada α =10o untuk NACA 0011, NACA 0013 sebesar 0,975 pada α = 12o, NACA 0015 sebesar 1,142 pada α = 14 o, NACA 0017 sebesar 1,170 pada α = 16o dan NACA 0019 sebesar 1,128 pada α = 16 o. 2. Visualisasi aliran menunjukkan semakin besar sudut serang yang diberikan maka separasi aliran terbentuk semakin di depan menyebabkan terbentuknya vortex-vortex pada aliran yang melewati leading edge dan trailing edge sehingga terbentuk wake dibelakang airfoil dan gaya drag bertambah seiring dengan semakin besarnya wake yang terbentuk. 3. Unjuk kerja airfoil dapat dilihat dari besarnya rasio L/D dari sebuah airfoil dimana NACA 0011 miiliki rasio L/D sebesar 19 pada α = 4 o, NACA 0013 sebesar 16,2 pada α = 2o, NACA 0015 sebesar 22 pada α = 4o, NACA 0017 sebesar 17,6 pada α = 2o dan NACA 0019 sebesar 11,875 pada α = 4o. Daftar Pustaka [1] Wawan Darmawan, I Putu, (2006), Visualisasi Aliran Fluida Melintasi Airfoil pada Variasi Sudut Serang dan Bilangan Reynolds, Skripsi Program Studi Teknik Mesin Universitas Udayana, Bali.

Gambar 15. Visulisasi aliran fluida yang melintasi airfoil NACA 0019 Pada gambar 11, 12, 13, 14dan 15 berturut-turut menunjukkan visualisasi aliran fluida yang melintasi airfoil. Semakin besar sudut serang yang diberikan maka aliran pada sisi upper side dan lower side semakin tidak simetri, dimana separasi aliran akan bergeser ke depan mendekati leading edge. Terlihat NACA 0011 pada sudut 120 titik separasi mulai terbentuk pada upper side 8% chord dari leading edge dan pada sudut ini juga airfoil mengalami stall. Begitu juga dengan NACA 0013 separasi mulai terlihat pada sudut 140 berada 32% chord dari leading edge, NACA 0015 pada sudut 160 berada 12% chord dari leading edge, NACA 0017 pada sudut 180 berada 16% chord dari leading edge dan NACA 0019 pada sudut 180 berada 10% chord dari leading edge. Separasi terjadi ketika gradien kecepatan pada bidang y (arah horizontal) tidak lagi mampu mendorong fluida yang ada didepannya. Kecepatan fluida diperlambat perlahan-lahan sehingga fuida benar-benar berhenti akibat dari gesekan fluida dengan permukaan airfoil dan fluida mulai memisah dari alirannya atau lebih dikenal dengan separation point. Terlihat pada sudut stall, aliran fluida di sisi upper side berbalik menekan sisi airfoil begitu pula aliran fluida pada sisi lower side berbalik menekan sisi upper side dan menciptakan vortex atau pusaran fluida yang menyebabkan drag bertambah besar. Hal ini disebabkan karena pada sudut serang yang besar separasi tejadi jauh di depan mendekati leading edge sehingga terjadi tekanan yang sangat rendah pada sisi upper side dan fluida bergerak dengan cepat mengisi sisi yang bertekanan rendah tersebut.

67

[2]

M.White, Frank, (1986), Mekanika Fluida, jilid 1 edisi ke dua, Erlangga, Jakarta.

[3]

Schlichting, Hermann, (1979), Boundary Layer Teory, Seventh Edition, McGrow-Hill, Germany

[4]

Anderson, John D, Jr, (2005), Fundamentals of Aerodynamics, fourth edition, McGrawHill, Singapore.


[5]

Flandro, Gary A, Mc Mahon, Howarm M dan Roach, Bebert L ( 2012), Basic Aeroynamics Incompressible Flow, Cambirdge, America.

[6]

Admin, 2009. Aerodynamics. Available from: www.ilmuterbang.com. Accesed : 30 November 2012.

Kadek Gilang Mariasa, Menyelesaikan studi program sarjana di Jurusan Teknik Mesin Universitas Udayana dari tahun 2009 sampai 2013 dengan judul tugas akhir Karakteristik Airfoil NACA “00XX” dengan Variasi Sudut Serang. Area penelitian yang diminati adalah energi baru terbarukan dan ilmu-ilmu yang berhubungan dengan aerodinamika.

68

Karakteristik NACA "00XX" dengan Variasi Sudut Serang

Recommend Documents