STUDI EKSPERIMENTAL PENGARUH GEOMETRI CELAH TERHADAP CONFLUENT BOUNDARY LAYER PADA SUSUNAN AIRFOIL DAN PLAT DATAR SECARA LONGITUDINAL

Transkripsi

1 STUDI EKSPERIMENTAL PENGARUH GEOMETRI CELAH TERHADAP CONFLUENT BOUNDARY LAYER PADA SUSUNAN AIRFOIL DAN PLAT DATAR SECARA LONGITUDINAL Kadri Daud, Suhaeda n Madjid, Spd 2 Program Studi Teknik Mesin, Universitas Khaerun, Ternate - Mahasiswa Program Pascasarjana, Institut Teknologi Sepuluh Nopember, Surabaya Telp : (3) irdak_daud@yahoo.ac.id 2 Tenaga Edukasi SMP Negeri 5 Ternate Telp : (92) 25493, Fax (92) suhaeda@yahoo.com Abstract High lift devices is an instrument that is used to increase the lift force on an airplane in condition of take off and landing. The previous research has found the significant influence of slot geometry that is shaped by NLR TR 799 U airfoil type and flap to the character of slot exit flow. The slot exit flow can determine the flow condition around the the whole element. In this research, slot exit flow was only analyzed from the existence of separation and turbulence level that is found from measurements of velocity profile in a point only. Therefore, to obtain the clear information and focused on influence of slot geometry to confluent boundary layer on downstream element, this research implement flat plate as downstream element to ignore the effect of adverse pressure gradient. The character of confluent boundary layer is analyzed to obtain its relation on flow character around the airfoil. This research use the experimental method in wind tunnel with freestream velocity 2 m/s. Pressure tap on 75 points on airfoil surface was usde to measureme the static pressure to obtain the distribution of pressure coefficient (Cp). Velocity profile has been measuremed over three points on flat plate, 25%chord, 5%chord, and 75%chord. The experiment is implemented on non configurated airfoil and also configurated airfoil-flat plate without angle of attack, gap variation 2,5% chord, and overlap variation %,2,5%, and 5% chord. The experiment results show the indication of lift force increasing on airfoil as the effect of flat plate configurated. Increasing of the flat plate overlap indicate the increasing of lift force on airfoil, otherwise the enlargement of gap was not made a significant effect on the flow around the airfoil. On the other hand, the confluent boundary layer over the the flat plate show that change on slot geometry by changing overlap and gap determine the orientation of slot exit flow, the flow momentum, and its interaction with the wake of upper surface airfoil. Keywords: High lift devices, gap geometry, confluent boundary layer, gap, and overlap. PENDAHULUAN Penelitian ini bertujuan untuk mendapatkan pengaruh perubahan overlap terhadap lebar gap antar airfoil dan plat datar pada posisi overlap yang berfariasi terhadap karakteristik aliran di sekeliling airfoil multi komponen. Konfigurasi antar airfoil dan plat datar pada bilangan reynolds aliran masuk reltif rendah (Re< 6 ) dan ekxperimen dilakukan pada sudut serang tetap. Soen (24) telah meneliti karakteristik aliran melalui susunan airfoil secara longitudinal dengan ukuran chord yang sama, pada variasi overlap % dan 2% serta jarak chord sebesar 8, 2, dan 25 mm. Jika dibandingkan dengan airfoil tunggal, penambahan airfoil belakang dengan overlap sebesar % chord dan 2% chord menimbulkan efek suction yang membuat aliran pada permukaan upper side airfoil utama menjadi lebih cepat. Namun pada permukaan lower side airfoil utama, konfigurasi ini menyebabkan aliran lebih lambat karena adanya efek blockage. Efek blockage ini juga menyebabkan aliran pada kontur upper side airfoil belakang lebih lambat. Namun susunan ini justru membuat aliran pada upper side airfoil belakang lebih tahan terhadap adverse pressure gradient. Fenomena ini terjadi karena interaksi ketiga aliran yang telepas dari bagian atas dan bawah airfoil depan serta aliran freestream yang melintasi bagian depan airfoil belakang akan menimbulkan turbulensi aliran setelah melalui celah, sehingga aliran lebih tahan terhadap adverse pressure gradient. Sedangkan pada permukaan bawah airfoil belakang, efek blockage ini justru mengakibatkan aliran lebih cepat dibandingkan dengan aliran yang terjadi pada airfoil tunggal. Perbedaan antara susunan % dan 2% 62

2 overlap terletak pada beberapa fenomena, seperti kecepatan aliran, letak titik stagnasi, dan titik separasi aliran seperti gambar berikut: LS LE US Gambar Visualisasi dan ilustrasi aliran pada airfoil tunggal overlap % chord (Soen, 24) LS LE US Gambar. 2 visualisasi dan Ilustrasi aliran pada airfoil belakang tunggal overlap 2% chord (Soen, 24) (a) (b) Gambar.3 Ilustrasi aliran pada airfoil (a) Overlap % chord, (b) overlap 2% chord (Soen, 24) Untuk mengamati pengaruh aliran melalui celah, maka pada konfigurasi yang berbeda dengan Soen (24), Djoni (25) menggunakan airfoil utama dan flap jenis NLR TR 799 U dengan variasi sudut serang sebesar, 6, dan 3. jarak vertical chord antara kedua airfoil adalah,35 chord dan,45 chord. Sedangkan flap diposisikan pada sudut serang 2 terhadap airfoil utama. Hasil pengujian menunjukan bahwa penambahan flap pada jarak vertical chord,35 chord cenderung memberikan efek penguatan tekanan pada kontur lower side dan peningkatan pada kontur upper side airfoil utama. Akan tetapi pada susunan ini aliran pada kontur upper side airfoil utama dan flap lebih mudah terseparasi dari pada aliran yang melintasi airfoil dan flap tunggal. Konfigurasi tersebut menyebabkan melemahna divergensi stream tube pada kontur lower side airfoil utama, sehingga separasi massif tertunda mendekat celah dan menimbulkan blockage effect yang memasuki celah. Selanjutnya aliran yang keluar celah akan berinteraksi dengan aliran pada kontur upper side airfoil utama. Karena interaksi ini merupakan pertemuan dua aliran yang memiliki arah dan momentum yang berbeda, maka akan terbentuk small scale vortex yang memperkuat divergensi stream tube dan adverse pressure pada kontur upper side airfoil utama. Sedangkan pada airfoil belakang, penguatan divergensi stream tube akan menyebabkan aliran pada kontur upper side juga lebih mudah terseparasi. Pada konfigurasi dengan sudut serang dan 3 posisi separasi bubble lebih rendah dari pada celah, kondisi ini menyebabkan defleksi aliran pada flap akan lebih besar dan menyebabkan divergensi aliran akan lebih kuat. (a) (b) Gambar 4.(a) Ilustrasi aliran sekitar celah dengan lebar celah.35c pada α = o dan (b) Ilustrasi aliran sekitar celah dengan lebar celah.45c pada α = o dengan posisi flap α = 2 o (Djoni, 25) 63

3 Dari gambar 4 (b), pada konfigurasi ini ternyata menyebabkan posisi leading edge terhadap lokasi separasi aliran sangat favorable, sehingga vortex separasi tidak memberikan efek blockage, melainkan menuntun aliran untuk keluar celah dengan arah lebih tangensial terhadap sisi atas flap. Karakter aliran ini menimbulkan efek suction yang mereduksi adverse pressure gradient dan mencegah separasi aliran pada bagian atas airfoil utama hingga sudut serang 3 pada airfoil utama Sedangkan pada flap, keluaran celah menambah momentum aliran yang melintasi bagian atas, sehingga aliran lebih tahan terhadap separasi. Pada penelitian tersebut, pengaruh celah terhadap karakter aliran keluar celah diamati dengan mengukur kecepatan pada puncak kontur flap di belakang keluaran celah. Dari profil kecepatan yang diperoleh, ditinjau perbedaan atas beberapa parameter turbulensi aliran berupa diagram power law exponent dan shape factor. Namun pengukuran tersebut, ada satu hal yang patut dicermati, yakni pengukuran kecepatan pada puncak kontur di belakang keluaran celah untuk melihat karakter aliran seperti disebutkan di atas memungkinkan terjadinya kesalahan pengukuran. Hal ini bisa terjadi karena bentuk permukaan airfoil yang melengkung akan menyebabkan streamline juga melengkung. Untuk mendapatkan hasil yang lebih jelas dan akurat tentang pengaruh karakter aliran keluar celah, maka pada penelitian ini flap yang digunakan adalah plat datar. Hal ini dimaksudkan agar pengukuran kecepatan aliran dapat dilakukan dengan meminimalkan kesalahan yang terjadi karena hal-hal yang telah disebutkan di atas. Penggunaan plat datar ini juga dimaksudkan untuk mengabaikan efek adverse pressure gradient terhadap aliran keluar celah. METODE EKSPERIMEN Model airfoil multi komponen yang dipakai sebagai benda uji dalam eksperimen ini adalah airfoil utama tipe NLR TR 79 U dan plat datar sebagai airfoil flep. Pengambilan data dilakukan dengan langkah langkah berikut ini :. Persiapan pelaksanaan eksperimen dan pemasangan benda uji pada wind tunnel, airfoil tipe NLR TR 79 U sebagai airfoil utama dan plat datar sebagai airfoil flap. 2. Pengukuran tekanan statis di dinding test section pada satu penampang yang sama untuk mengetahui keseragaman aliran. Dan Persiapan pelaksanaan eksperimen serta pemasangan benda uji pada wind tunnel sesuai tahapan eksperimen, yaitu: a. Airfoil terpasang tunggal b. Airfoil dan plat datar dengan konfigurasi seperti gambar 6 dengan variasi overlap %, 2,5%, dan 5% chord serta lebar celah 2,5% 3. Pengambilan data berupa tekanan stagnasi dan tekanan statis di pusat saluran masuk test section wind tunnel dengan menggunakan pitot-static probe. Nilai tekanan statis dan stagnasi tersebut selanjutnya digunakan untuk mengetahui besarnya kecepatan aliran. 4. Pengambilan data berupa tekanan statis pada daerah mid-span sebanyak 36 titik di sisi atas, 38 titik di sisi bawah, dan titik pada leading edge. Kecepatan free stream yang digunakan dalam pengujian adalah 2 m/s. Hasil pengukuran digunakan untuk mendapatkan distribusi koefisien tekanan (Cp) sepanjang chord 5. Analisa dalam bentuk presentasi grafik Cp terhadap chord (Cp = f (x/c)) dan diskusi hasil eksperimen serta penarikan kesimpulan. PERALATAN EKSPERIMENT. Terowongan angin dengan spesifikasi - Sisi penampang : 665 mm - Panjang test section : 5 mm 2. Inclined manometer - Fluida pengisi : Red Oil - Specify grafity :,845 - Range pengukuran : 5 mm - Skala : mm - Toleransi : ±,5 mm 3. Pitot tube, pitot-static probe dan mikrometer 4. Model airfoil 64

4 Gambar 5 Airfoil NLR TR 799 U dan Plat datar sebagai airfoil flap overlap (X) % c 2,5 % c 5 % c lebar celah (Y) 2,5% c 3,5 % c 4,5 % c Gambar 6 Konfigurasi airfoil dan plat datar yang digunakan dalam eksperimen HASIL DAN PEMBAHASAN Analisa atas hasil eksperimen diawali dengan analisa atas aliran melalui airfoil tunggal dan dilanjutkan dengan analisa karakter aliran di sekitar airfoil multi komponen. Pengaruh geometri celah terhadap aliran keluar celah dianalisa dengan mengamati perubahan profil kecepatan aliran di atas plat datar akibat perubahan konfigurasi. Hasil eksperimen yang digunakan untuk menunjukkan karakter aliran di sekitar airfoil adalah distribusi tekanan. Perubahan tekanan statis yang terukur pada permukaan airfoil menunjukkan perubahan penampang streamtube pada aliran di dekat dinding. Dengan mengamati distribusi tekanan pada permukaan airfoil, dapat diperoleh informasi atas fenomena aliran yang ada di sekitar airfoil. Untuk airfoil tunggal stagnasi terjadi pada leading edge, ini ditandai dengan nilai Cp= pada titik x/c=. Selanjutnya, aliran yang melalui kontur upper side mengalami percepatan yang besar, ini ditunjukkan dengan adanya penurunan level tekanan hingga x/c=,73. Pada titik yang berikutnya, Cp mengalami peningkatan dan pada x/c=,3-x/c=,4 nilai Cp relatif konstan, kemudian nilai Cp terus mengalami peningkatan hingga trailing edge. Adapun grafik Cp untuk airfoil tunggal ditunjukkan oleh gambar 7 Cp atas bawah - X/C Gambar 7 Grafik Cp untuk airfoil tunggal Sedangkan pada permukaan bawah, bubuk titanium mengumpul diantara x/c,63,7 terjadinya separasi bubble. Posisi terjadinya separasi ini hampir sama dengan indikasi separasi bubble yang ditunjukkan oleh grafik Cp. Untuk mengamati pengaruh penambahan plat datar terhadap karakteristik aliran di sekitar konfigurasi secara keseluruhan, analisa diawali dengan distribusi tekanan pada konfigurasi airfoil-plat datar dengan lebar gap 2,5%c dan overlap %c. Distribusi tekanan pada permukaan untuk konfigurasi ini dibandingkan dangan distribusi tekanan pada permukaan airfoil tunggal. Gambar 8 berikut 65

5 menunjukkan grafik Cp airfoil pada pemasangan tunggal dan konfigurasi lebar gap 2,5%c dan overlap %c. Grafik Cp Airfoil pada Konfigurasi dy=2,5%c Cp atas dx=%c atas tunggal bawah dx=%c bawah tunggal - Gambar 8. Grafik Cp Airfoil pada Konfigurasi overlap %c dan Gap 2,5%c X/C Dari grafik Cp Airfoil pada gambar 8 tampak bahwa aliran yang melalui airfoil pada konfigurasi ini mengalami stagnasi tepat pada leading edge airfoil, ditandai dengan nilai Cp= pada titik x/c=. Aliran yang melalui bagian atas permukaan airfoil mengalami penurunan nilai Cp secara tajam hingga x/c=,73, hal ini menunjukkan adanya percepatan yang besar pada bagian depan airfoil. Selanjutnya nilai Cp mengalami peningkatan. Mulai x/c=,3 hingga x/c=,4 nilai Cp yang meningkat sangat sedikit (cenderung konstan). Berikutnya, seiring dengan kontur airfoil bagian atas yang mulai melengkung ke bawah nilai Cp terus mengalami peningkatan hingga trailing edge. Grafik Cp aliran yang melaui permukaan atas airfoil ini menunjukkan bahwa aliran tetap menyentuh permukaan mulai leading edge hingga trailing edge. Grafik Cp aliran pada permukaan bawah airfoil yang terdapat pada gambar 3.3 menunjukkan adanya penurunan nilai Cp secara tajam hingga x/c=,77. Nilai Cp selanjutnya mengalami peningkatan hingga x/c=,26 dan menurun hingga x/c=,2. Pada x/c =,3 hingga x/c =,4, nilai Cp relatif konstan dan meningkat lagi, hingga pada x/c=,53 sampai x/c=,556 nilai Cp mengalami penurunan dan kembali meningkat sampai x/c=,77. Antara titik x/c=,77 hingga x/c=,88 nilai Cp cenderung konstan. Setelah itu, nilai Cp meningkat lagi hingga hingga titik pengukuran terakhir (x/c=,935). Fenomena percepatan aliran yang besar ditandai dengan penurunan nilai Cp secara tajam pada bagian depan airfoil di permukaan bawah ini terjadi karena kontur pada bagian ini memiliki kelengkungan yang besar. Hal ini menyebabkan perubahan arah aliran di dekat dinding yang cukup besar, sehingga streamtube aliran mengalami penyempitan yang cukup besar. Akibatnya aliran mengalami percepatan yang sangat besar hingga titik x/c=,76. Titik yang berikutnya menunjukkan peningkatan hingga x/c=,5, dilanjutkan dengan sedikit penurunan hingga x/c=,2. Antara x/c=,3 sampai x/c=,4 kontur airfoil memiliki kelengkungan yang sangat kecil (cenderung datar). Hal inilah yang menyebabkan penampang streamtube tidak mengalami perubahan, sehingga nilai Cp relatif konstan. Mulai x/c=,4, kontur bawah airfoil yang mulai melengkung naik dapat menyebabkan streamtube mengalami divergensi. Selain itu, induksi medan aliran pada daerah dekat leading edge plat datar (yang terdiri dari aliran yang akan memasuki celah dan menuju bagian bawah plat datar) diduga memberikan pengaruh pada medan aliran pada bagian upstream. Pengaruh induksi ini diduga menyebabkan divergensi streamtube terjadi lebih awal, sehingga hal ini menyebabkan efek adverse pressure gradient semakin meningkat dan aliran mengalami perlambatan. Selanjutnya, saat momentum aliran di dekat permukaan tidak bisa lagi menahan adverse pressure gradient, separasi aliran terjadi sekitar x/c,55 hingga x/c,6, ditandai nilai koefisien tekanan yang relatif konstan. Namun pada daerah ini aliran yang terseparasi masih mendapatkan momentum dari aliran freestream, sehingga aliran kembali menyusuri permukaan airfoil. Pada daerah downstream di dekat terjadinya separasi bubble, kelengkungan kontur airfoil sebenarnya tidak terlalu besar hingga dapat memberikan adverse pressure gradient yang sangat besar. Hal ini ditunjukkan dengan terjaganya aliran untuk tetap attach hingga x/c,65 pada pemasangan tunggal. Namun pada konfigurasi dengan penambahan plat datar, separasi bubble ini dapat mengganjal aliran dekat dinding dan membuat divergensi streamtube mengalami peningkatan. Hal ini menyebab terjadinya peningkatan nilai Cp secara signifikan antara titik x/c=,556 hingga x/c=,754, yang sekaligus menunjukkan peningkatan adverse pressure gradient pada bagian ini. 66

6 Namun terjadinya separasi bubble ini diduga dapat juga meningkatkan turbulensi aliran, sehingga membuat aliran tahan terhadap separasi meskipun menghadapi adverse pressure gradient yang lebih besar. Pada bagian berikutnya, dengan semakin dekatnya aliran pada leading edge, induksi aliran dekat leading edge semakin menguat. Besar dugaan, pada daerah di sekitar x/c,754 aliran ada yang menyongsong memasuki celah dan ada aliran yang cenderung melintasi bagian bawah plat datar, dengan pola aliran yang menjauhi permukaan bawah dari airfoil. Hal ini dapat menyebabkan divergensi streamtube semakin besar lagi, sehingga adverse pressure gradient juga semakin meningkat. Fenomena inilah yang diduga menyebabkan aliran tidak lagi mampu menyusuri kontur aliran, sehingga separasi kembali terjadi mulai x/c=,77. Namun karena ada aliran yang menyongsong memasuki celah dan mengarah mendekati airfoil, maka aliran freestream memberikan entrainment energi pada aliran yang terseparasi. Akibatnya, aliran yang terseparasi kembali menyusuri kontur airfoil mulai x/c=,88 hingga trailing edge. Dari gambar 8 di atas, dengan membandingkan antara grafik Cp aliran pada pemasangan airfoil tunggal dan pemasangan plat datar dengan konfigurasi overlap %c dan lebar celah 2,5%c, dapat diketahui beberapa perbedaan. Terlihat bahwa pada konfigurasi tersebut, nilai Cp aliran yang melalui permukaan atas airfoil lebih tinggi daripada nilai Cp aliran pada pemasangan airfoil tunggal. Hal ini menunjukkan bahwa kecepatan aliran yang melalui bagian atas airfoil lebih rendah daripada aliran yang melalui airfoil tunggal. Fenomena ini diduga hal ini terjadi karena geometri celah yang terbentuk antara plat datar dan airfoil cenderung mengarahkan aliran yang keluar dari celah untuk terdefleksi menjauhi plat, sehingga aliran ini memperlambat aliran pada bagian upstream (pada sisi atas airfoil). Pada sisi bawah airfoil, penambahan plat datar menyebabkan meningkatnya level Cp aliran di sekitar airfoil yang mengindikasikan menurunnya level kecepatan aliran secara signifikan. Dengan demikian, secara keseluruhan penambahan plat datar di belakang airfoil mampu meningkatkan gaya angkat airfoil. Sebagaimana dijelaskan di atas, dengan membandingkan terhadap pemasangan airfoil tunggal, penambahan plat datar di belakang airfoil telah mempengaruhi karakter aliran di sekitar airfoil. Selanjutnya pengaruh besarnya overlap plat datar terhadap karakter aliran pada konfigurasi dianalisa dengan membandingkan distribusi tekanan pada permukaan airfoil untuk lebar celah 2,5%c dengan overlap %c, 2,5%c, dan 5%c. Gambar 9 berikut menunjukkan grafik koefisien tekanan pada konfigurasi dengan lebar gap 2,5%c dan overlap %c, 2,5%c, dan 5%c. Cp atas, ov erlap %c bawah, ov erlap %c atas, ov erlap 2,5%c bawah, ov erlap 2,5%c atas, ov erlap 5%c bawah, ov erlap 5%c atas, tunggal bawah, tunggal - X/C. Gambar 9. Grafik Cp airfoil pada konfigurasi lebar gap 2,5%c dan overlap %c; 2,5%c; dan 5%c Grafik nilai Cp dari ketiga konfigurasi yang ditunjukkan pada gambar 3.4 di atas dapat dilihat bahwa nilai Cp dari aliran pada permukaan atas airfoil semakin rendah dengan semakin besarnya overlap. Adapun selisih level Cp yang sangat kecil pada konfigurasi dengan overlap 2,5%c dan 5%c menunjukkan bahwa perubahan overlap pada kedua konfigurasi ini tidak menyebabkan perubahan yang signifikan pada karakter aliran di sekitar airfoil. Sebagaimana penelitian terdahulu, fenomena ini diduga terjadi karena aliran celah memiliki karakter yang berbeda pada overlap yang lebih besar. Hal ini menunjukkan sebuah fenomena bahwa semakin besar overlap plat datar, maka aliran pada sisi atas airfoil memiliki kecepatan yang lebih tinggi.. Hal ini tentu berkaitan erat dengan geometri celah antara airfoil dan plat datar. Dengan mengamati geometri celah, dapat dipahami bahwa semakin besar overlap akan menyebabkan aliran yang melalui celah lebih dituntun untuk tidak banyak terdefleksi menjauhi permukaan plat datar. 67

7 Defleksi aliran yang lebih mendekati permukaan plat datar diduga dapat mempengaruhi aliran di depannya dengan memberikan hambatan yang lebih kecil. Jika fokus perhatian pada gambar 3.4 ditujukan pada karakter aliran permukaan atas airfoil di sekitar bagian depan airfoil, maka nampak bahwa nilai Cp aliran antara x/c= hingga x/c=,73 untuk konfigurasi overlap 2,5%c dan 5%c lebih rendah daripada nilai Cp pada airfoil tunggal. Fenomena ini menunjukkan bahwa semakin besar overlap, maka percepatan aliran melalui permukaan atas pada bagian depan semakin besar. Hal ini diduga terjadi karena overlap yang lebih besar membuat blockage pada aliran di bawah airfoil, sehingga aliran lebih cenderung melintasi bagian atas airfoil. Namun karena konfigurasi ini tidak memiliki sudut serang dan plat datar tidak diberi sudut defleksi terhadap airfoil, maka hal ini tidak sampai mengakibatkan titik stagnasi aliran bergeser ke sisi bawah airfoil sebagaimana bergesernya titik stagnasi pada konfigurasi multi elemen airfoil dengan menggunakan flap. Setelah mencapai kecepatan maksimum dan mengalami perlambatan, percepatan yang besar di bagian depan tidak lagi memberikan pengaruh yang besar pada level Cp. Diduga hal ini disebabkan karena aliran keluar celah memberikan pengaruh perlambatan yang besar pada aliran yang melintasi permukaan atas dari airfoil. Pada sisi bawah airfoil, semakin besarnya overlap menyebabkan level koefisien tekanan juga semakin besar. Hal ini menunjukkan bahwa semakin besar overlap, maka lebar celah semakin kecil, sehingga efek blockage aliran pada bagian bawah airfoil semakin besar. Akibatnya, kecepatan aliran yang melalui bagian bawah airfoil semakin lambat. Gambar 9 di atas juga menunjukkan bahwa sebelum x/c,55, selisih level koefisien tekanan antara ketiga konfigurasi tidak begitu besar, namun setelah terjadi separasi bubble selisih level koefisien tekanan lebih besar. Selain itu, dari grafik Cp di atas dapat dilihat bahwa nilai Cp untuk konfigurasi overlap %c mulai konstan pada x/c=,8, konfigurasi overlap 2,5%c mulai x/c=,77, dan konfigurasi overlap 5%c mulai x/c=,75. Diduga hal ini menunjukkan lokasi separasi bubble yang semakin maju dengan semakin besarnya overlap plat datar terhadap trailing edge airfoil. Kedua fenomena ini menunjukkan induksi aliran sekitar leading edge plat datar yang semakin membesar dengan bertambahnya overlap plat datar, sehingga divergensi streamtube aliran yang di depan plat datar juga semakin besar dan terjadi lebih awal. Hal inilah yang menyebabkan separasi bubble terjadi lebih awal. Selanjutnya analisa profil kecepatan pada permulaan plat datar diawali dengan mengamati aliran pada konfigurasi dengan lebar gap 2,5%c dan overlap %c, 2,5%c, dan 5%c. Untuk lebih memahami interaksi aliran di sekitar celah, gambar menunjukkan profil kecepatan aliran di atas plat datar pada titik yang terdekat dengan celah, yakni x/c 25%c, 5%c dan 75%c Profil Kecepatan Plat Datar pada x/c 25%c Dengan Jarak Gap 2,5%c Profil Kecepatan Plat Datar pada x/c 5%c Dengan Jarak Gap 2,5%c Profil Kecepatan Plat Datar pada x/c 75%c Dengan Jarak Gap 2,5%c y/δ y/δ y/δ u/u u/u u/u dx=%c dx=2,5%c dx=5%c Tunggal dx=%c dx=2,5%c dx=5%c Tunggal dx=%c dx=2,5%c dx=5%c Tunggal Gambar. Profil kecepatan aliran pada x/c 25%c, 5%c dan 75%c di atas permukaan plat datar pada konfigurasi lebar gap 2,5%c dan overlap %c, 2,5%c, dan 5%c Gambar menunjukkan bahwa boundary layer aliran di atas plat datar memiliki ketebalan yang berbeda-beda. Overlap yang semakin besar menyebabkan aliran mencapai kecepatan freestream pada posisi yang lebih dekat dengan permukaan plat datar. Hal ini diduga kuat berkaitan dengan arah aliran yang keluar dari celah. Sebagaimana dijelaskan di atas, pada konfigurasi overlap %c, pengaruh bagian depan plat datar lebih dominan dibandingkan permukaan bawah airfoil dalam mengarahkan aliran. Hal ini menyebabkan aliran yang keluar dari celah lebih terdefleksi menjauhi plat datar, sehingga wake layer mendapat pengaruh yang lebih besar. Akibatnya boundary layer aliran di atas plat datar menjadi lebih tebal. Fenomena pengaruh defleksi aliran keluar celah ini ternyata tidak hanya memberikan pengaruh pada karakter aliran di atas plat datar. Defleksi aliran menjauhi celah juga dapat mempengaruhi aliran di atas airfoil. Penjelasan di atas semakin menguatkan dugaan yang telah dikemukakan dalam analisa atas karakter aliran pada permukaan atas airfoil. Semakin besar overlap menyebabkan aliran keluar celah mengarah lebih tangensial. Hal ini berarti semakin memperkecil hambatan bagi aliran yang 68

8 melalui bagian atas airfoil, sehingga aliran menjadi lebih cepat. Fenomena in ditunjukkan dengan jelas berupa semakin menurunnya level distribusi tekanan pada permukaan plat datar dengan meningkatnya overlap plat datar. Dengan demikian, dapat diambil sebuah pemahaman bahwa aliran keluar celah yang memberikan hasil lebih baik bagi aliran pada sisi atas airfoil adalah aliran yang memiliki defleksi aliran yang lebih kecil untuk menjauhi plat datar. Pertumbuhan boundary layer aliran di atas plat datar adalah fenomena yang menarik pula untuk dikaji. Profil kecepatan pada masing-masing konfigurasi memiliki kecenderungan untuk menjadi boundary layer tunggal, sebagaimana profil kecepatan aliran pada titik x/c=,5 dan x/c=,75 yang ditunjukkan gambar, dimana terlihat bahwa profil kecepatan pada plat datar untuk konfigurasi dengan overlap 5%c memiliki kecenderungan yang paling cepat untuk menjadi boundary layer tunggal. Adapun yang paling lambat untuk menjadi boundary layer tunggal adalah profil kecepatan plat datar pada konfigurasi overlap %c. Hal ini mengindikasikan bahwa kecepatan yang besar pada confluent boundary layer belum tentu menyebabkan aliran lebih cepat mencapai boundary layer tunggal. Diduga hal ini terjadi karena selisih antara kecepatan maksimum confluent boundary layer dengan kecepatan batas confluent boundary layer wake yang lebih besar pada overlap yang lebih kecil. Untuk kejelasan akan fenomena diatas maka gambar dan 2 berikut adalah menunjukkan ilustrasi aliran pada konfigurasi dengan overlap 5%c memiliki divergensi streamtube yang lebih besar daripada konfigurasi overlap %c. Hal inilah yang menyebabkan bergesernya posisi awal separasi bubble Gambar 3.7. Ilustrasi aliran di sekitar airfoil dan profil kecepatan di atas permukaan plat datar dengan konfigurasi lebar gap 2,5%c dan Overlap %c Gambar 3.7. Ilustrasi aliran di sekitar airfoil dan profil kecepatan di atas permukaan plat datar dengan konfigurasi lebar gap 2,5%c dan Overlap 5%c KESIMPULAN Dari analisa atas hasil eksperimen yang dilakukan, kesimpulan yang dapat diambil dalam penelitian ini adalah:. Penambahan plat datar sebagai airfoil flap dapat menyebabkan peningkatan level tekanan pada kontur lower side airfoil utama, sehingga terjadi peningkatan gaya lift pada airfoil. 2. Perubahan geometri celah dengan mengubah overlap plat datar terhadap trailing edge airfoil dapat meningkatnya kecepatan aliran pada sisi upper side airfoil dan penurunan kecepatan aliran pada sisi lower side airfoil. 3. Perubahan geometri celah dengan pembesaran overlap dapat mengarahkan aliran keluar celah lebih tangensial. Namun pembesaran overlap dapat menyebabkan penurunan momentum aliran dekat permukaan plat datar. Momentum aliran yang terbesar di dekat permukaan plat datar diperoleh pada konfigurasi dengan overlap terkecil. Sedangkan arah aliran yang paling tangensial terhadap permukaan plat datar diperoleh pada konfigurasi dengan overlap terbesar. 4. Dari eksperimen yang dilakukan, konfigurasi yang menghasilkan gaya lift terbesar adalah pada konfigurasi dengan overlap 5%c DAFTAR PUSTAKA Djoni, I Made A & Sasongko, H. (25.) Investigasi Eksperimental Pengaruh Posisi Relatif Antar Airfoil pada Airfoil Multi Komponen Pada Kondisi Aliran Masuk dengan Bilangan Reynold Rendah. Jurnal Teknik Mesin, Vol. 5 no. 3, hal

9 Foster, D.N., Irwin, H.P.A.H., and Williams, B.R. (97). The Two-Dimensional Flow Around a Slotted Flap. British R & M No.368. Fox, Robert W & Mc Donald, Alan T. (998). An Introduction to Fluid Mechanics, 5 th edition. John Wiley & Sons, Inc. Schlichting, Hermann & Gersten, Klaus, Translated by Mayes, Katherine. (2). Boundary Layer Theory. Springer. Soen, Ronny G.T. (24). Studi Kasus Interaksi Dua Airfoil yang Disusun Saling Overlap untuk Variasi Jarak Vertikal dan Horisontal Celah Overlap. Tugas Akhir Jurusan Teknik Mesin FTI-ITS, Surabaya. Stevens, W.A., Goradia, S.H., and Braden, J.A. (97). Mathematical Model for Two-Dimensional Multi-Component Airfoils in Viscous Flow. NASA CR-843 7