ANALISIS 2D AIRFOIL NACA 4412 MENGGUNAKAN COMPUTATIONAL FLUIDS DYNAMIC PADA VARIASI BILANGAN MACH DAN SUDUT SERANG SKRIPSI

Transkripsi

1 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 : PROGRAM STUDI TEKNIK MESIN JURUSAN TEKNIK MESIN FAKULTAS SAINS DAN TEKNOLOGI UNIVERSITAS SANATA DHARMA YOGYAKARTA 2016 i

2 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 : MECHANICAL ENGINEERING STUDY PROGRAM MECHANICAL ENGINEERING DEPARTMENT FACULTY OF SCIENCE AND TECHNOLOGY SANATA DHARMA UNIVERSITY YOGYAKARTA 2016 ii

3 ANALISIS 2D AIRFOIL NACA 4412 MENGGUNAKAN COMPUTATIONAL FLUIDS DYNAMIC PADA VARIASI BILANGAN MACH DAN SUDUT SERANG iii

4 ANALISIS 2D AIRFOIL NACA 4412 MENGGUNAKAN COMPUTATIONAL FLUIDS DYNAMIC PADA VARIASI BILANGAN MACH DAN SUDUT SERANG iv

5 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 v

6 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 : Demi pengembangan dan kemajuan ilmu pengetahuan, saya memberikan kepada Perpustakaan Universitas Sanata Dharma karya ilmiah yang berjudul : ANALISIS 2D AIRFOIL NACA 4412 MENGGUNAKAN COMPUTATIONAL FLUIDS DYNAMIC PADA VARIASI BILANGAN MACH DAN SUDUT SERANG 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 vi

7 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 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 Pada sudut stall aliran subsonic memiliki koefisien lift lebih tinggi dengan nilai 1,17290 dibandingkan aliran supersonic dengan nilai 1, Aliran subsonic memiliki intensitas turbulensi lebih kecil dibanding aliran supersonic. Kata kunci: Airfoil NACA 4412, bilangan mach, Computational Fluid Dynamic. vii

8 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 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 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. viii

9 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 ix

10 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 x

11 DAFTAR ISI JUDUL... TITLE... LEMBAR PERSETUJUAN PEMBIMBING... LEMBAR PERSETUJUAN PENGUJI... PERNYATAAN KEASLIAN KARYA... LEMBAR PERNYATAAN PERSETUJUAN PUBLIKASI... INTISARI... ABSTRACT... KATA PENGANTAR... DAFTAR ISI... DAFTAR TABEL... DAFTAR GAMBAR... DAFTAR SATUAN DAN SINGKATAN... xxiii BAB I PENDAHULUAN Latar Belakang Rumusan Masalah Manfaat penelitian Tujuan penelitian Batasan Masalah... 6 BAB II TINJAUAN PUSTAKA Kajian Penelitian Sifat Aliran Kerapatan Berat Jenis Kekentalan Aliran Laminer, Transisi dan Turbulen Reynold Number Aliran Incompresible dan Aliran Compresible i ii iii iv v vi vii viii ix xi xv xvi xi

12 2.6 Aliran Steady dan Unsteady Eksternal Flow Kecepatan Suara (Speed of Sound) Mach Number Dasar Aerodinamika Koefisien Lift dan Drag Teori Airfoil CFD (Computational Fluid Dynamic) BAB III METODE PENELITIAN Diagram Alir Penelitian Airfoil NACA Variable Penelitian Diagram Alir Simulasi Variasi Penelitian dan Input Parameter Boundary Condition Metode Meshing Alat dan Bahan Pengolahan Data BAB IV HASIL DAN PEMBAHASAN Hasil Penelitian Pengaruh Angle of Attack Terhadap Nilai Koefisien Lift Pada Aliran Subsonic Pengaruh Angle of Attack Terhadap Nilai Koefisien Drag Pada Aliran Subsonic Pengaruh Angle of Attack Terhadap Nilai Koefisien Lift Pada Aliran Supersonic Pengaruh Angle of Attack Terhadap Nilai Koefisien Drag Pada Aliran Supersonic Pengaruh Angle of Attack Terhadap Nilai Koefisien Lift Pada Perbandingan Antara Aliran Subsonic dan Supersonic xii

13 4.7 Pengaruh Angle of Attack Terhadap Nilai Koefisien Drag Pada Perbandingan Antara Aliran Subsonic dan Supersonic Analisis Kontur Tekanan pada Aliran Subsonic Terhadap Perubahan Angle of Attack Pengaruh Mach Number 0,6 Terhadap Perubahan Angle of Attack Pengaruh Mach Number 0,8 Terhadap Perubahan Angle of Attack Analisis Kontur Tekanan pada Aliran Supersonic Terhadap Perubahan Angle of Attack Pengaruh Mach Number 1 Terhadap Perubahan Angle of Attack Pengaruh Mach Number 1,5 Terhadap Perubahan Angle of Attack Pengaruh Mach Number 2 Terhadap Perubahan Angle of Attack Pengaruh Mach Number 2,5 Terhadap Perubahan Angle of Attack Pengaruh Mach Number 3 Terhadap Perubahan Angle of Attack Analisis Velocity Streamlines pada Aliran Subsonic Terhadap Perubahan Angle of Attack Pengaruh Mach Number 0,6 Terhadap Perubahan Angle of Attack Pengaruh Mach Number 0,8 Terhadap Perubahan Angle of Attack Analisis Velocity Streamlines pada Aliran Supersonic Terhadap Perubahan Angle of Attack xiii

14 Pengaruh Mach Number 1 Terhadap Perubahan Angle of Attact Pengaruh Mach Number 1,5 Terhadap Perubahan Angle of Attack Pengaruh Mach Number 2 Terhadap Perubahan Angle of Attack Pengaruh Mach Number 2,5 Terhadap Perubahan Angle of Attack Pengaruh Mach Number 3 Terhadap Perubahan Angle of Attack BAB V PENUTUP Kesimpulan Saran DAFTAR PUSTAKA xiv

15 DAFTAR TABEL Tabel 2.1 Arti dari eff dan S untuk setiap Tabel 3.1 koordinat X dan Y dari airfoil NACA Tabel 3.2 Parameter boundary condition pada proses penelitian Tabel 3.3 Parameter ukuran mesh pada proses penelitian airfoil NACA Tabel 3.4 Spesifikasi laptop yang digunakan dalam penelitian Tabel 4.1 Tabel 4.2 Tabel 4.3 Tabel 4.4 Tabel 4.5 Tabel 4.6 Tabel 4.7 Bilangan Mach 0,6 (204 m/s) terhadap lima variasi sudut serang airfoil Bilangan Mach 0,8 (272 m/s) terhadap lima variasi sudut serang airfoil Bilangan Mach 1 (340 m/s) terhadap lima variasi sudut serang airfoil Bilangan Mach 1,5 (510 m/s) terhadap lima variasi sudut serang airfoil Bilangan Mach 2 (680 m/s) terhadap lima variasi sudut serang airfoil Bilangan Mach 2,5 (850 m/s) terhadap lima variasi sudut serang airfoil Bilangan Mach 3 (1.020 m/s) terhadap lima variasi sudut serang airfoil xv

16 DAFTAR GAMBAR Gambar 1.1 Bagian-bagian airfoil... 4 Gambar 2.1 Gambar 2.2 Tiga jenis aliran viskos (a) aliran laminer; (b) aliran transisi; (c) aliran turbulen Aliran di dalam pipa (a) viskositas tinggi. Reynolds number rendah. Aliran laminer; (b) viskositas rendah. Reynold number tinggi, aliran turbulen Gambar 2.3 Perubahan densitas terhadap perubahan Mach number Gambar 2.4 Koefisien drag untuk bilangan Mach rendah dalam benda dua dimensi Gambar 2.5 Streamline aliran udara pada airfoil Gambar 2.6 Arah dan gaya-gaya dalam penerbangan Gambar 2.7 Gaya dan momen aerodinamis terhadap arah penerbangan Gambar 2.8 Distribusi kecepatan dan entalpi aliran gas pada lapisan dinding yang memiliki kecepatan tinggi Gambar 2.9 Kurva lift untuk ketebalan sedang dan chamber berbeda Gambar 2.10 Geometri airfoil dan definisi bagian airfoil Gambar 2.11 Arah dan gaya-gaya dalam pesawat terbang Gambar 2.12 CFD hasil untuk air mengalir melewati sebuah NASA 66 (MOD) hydrofoil; C grid 262 dengan 91 node Gambar 2.13 Gambar 2.14 Gambar 2.15 Gambar 2.16 Eksperimental oil-streak visualisasi permukaan mengalir di Re= Komputasi large-eddy mensimulasikan aliran permukaan kubus dengan aliran oil-streak pada Re= Permukaan terstruktur dan volume grid konfigurasi dari sayapbadan pesawat Permukaan jaringan tidak terstruktur dari konfigurasi sayapbadan pesawat xvi

17 Gambar 2.17 Tipe untuk domain dua dimensi Gambar 2.18 Jenis kondisi batas dalam analisis cairan-aliran Gambar 2.19 Jenis-jenis grid pada domain Gambar 2.20 C-grid topologi dalam 2D Gambar 3.1 Diagram alir penelitian Gambar 3.2 Bentuk airfoil NACA 4412 dengan panjang 1 m Gambar 3.3 Diagram alir simulasi Gambar 3.4 Bentuk domain dengan mesh C-type yang memiliki ukuran W= 10C dan R=6C Gambar 3.5 Bentuk domain dalam penelitian ini dengan mesh C-type Gambar 3.6 Bentuk mesh pada sekitar permukaan airfoil NACA Gambar 4.1 Gambar 4.2 Gambar 4.3 Gambar 4.4 Gambar 4.5 Gambar 4.6 Gambar 4.7 Gambar 4.8 Variasi bilangan Mach subsonic pada setiap sudut serang terhadap pengaruhnya pada nilai koefisien lift Variasi bilangan Mach subsonic pada setiap sudut serang terhadap pengaruhnya pada nilai koefisien drag Variasi bilangan Mach supersonic pada setiap sudut serang terhadap pengaruhnya pada nilai koefisien lift Variasi bilangan Mach supersonic pada setiap sudut serang terhadap pengaruhnya pada nilai koefisien drag Variasi bilangan Mach subsonic dan supersonic pada setiap sudut serang terhadap pengaruhnya pada nilai koefisien lift Variasi bilangan Mach pada setiap sudut serang terhadap pengaruhnya pada nilai koefisien drag Kontur tekanan pada sudut 0 dengan bilangan Mach 0, Kontur tekanan pada sudut 4 dengan bilangan Mach 0, xvii

18 Gambar 4.9 Gambar 4.10 Gambar 4.11 Gambar 4.12 Gambar 4.13 Gambar 4.14 Gambar 4.15 Gambar 4.16 Gambar 4.17 Gambar 4.18 Gambar 4.19 Gambar 4.20 Gambar 4.21 Gambar 4.22 Gambar 4.23 Kontur tekanan pada sudut 8 dengan bilangan Mach 0, Kontur tekanan pada sudut 12 dengan bilangan Mach 0, Kontur tekanan pada sudut 16 dengan bilangan Mach 0, Kontur tekanan pada sudut 0 dengan bilangan Mach 0, Kontur tekanan pada sudut 4 dengan bilangan Mach 0, Kontur tekanan pada sudut 8 dengan bilangan Mach 0, Kontur tekanan pada sudut 12 dengan bilangan Mach 0, Kontur tekanan pada sudut 16 dengan bilangan Mach 0, Kontur tekanan pada sudut 0 dengan bilangan Mach Kontur tekanan pada sudut 4 dengan bilangan Mach Kontur tekanan pada sudut 8 dengan bilangan Mach Kontur tekanan pada sudut 12 dengan bilangan Mach Kontur tekanan pada sudut 16 dengan bilangan Mach Kontur tekanan pada sudut 0 dengan bilangan Mach 1, Kontur tekanan pada sudut 4 dengan bilangan Mach 1, xviii

19 Gambar 4.24 Gambar 4.25 Gambar 4.26 Gambar 4.27 Gambar 4.28 Gambar 4.29 Gambar 4.30 Gambar 4.31 Gambar 4.32 Gambar 4.33 Gambar 4.34 Gambar 4.35 Gambar 4.36 Gambar 4.37 Gambar 4.38 Kontur tekanan pada sudut 8 dengan bilangan Mach 1, Kontur tekanan pada sudut 12 dengan bilangan Mach 1, Kontur tekanan pada sudut 16 dengan bilangan Mach 1, Kontur tekanan pada sudut 0 dengan bilangan Mach Kontur tekanan pada sudut 4 dengan bilangan Mach Kontur tekanan pada sudut 8 dengan bilangan Mach Kontur tekanan pada sudut 12 dengan bilangan Mach Kontur tekanan pada sudut 16 dengan bilangan Mach Kontur tekanan pada sudut 0 dengan bilangan Mach 2, Kontur tekanan pada sudut 4 dengan bilangan Mach 2, Kontur tekanan pada sudut 8 dengan bilangan Mach 2, Kontur tekanan pada sudut 12 dengan bilangan Mach 2, Kontur tekanan pada sudut 16 dengan bilangan Mach 2, Kontur tekanan pada sudut 0 dengan bilangan Mach Kontur tekanan pada sudut 4 dengan bilangan Mach xix

20 Gambar 4.39 Gambar 4.40 Gambar 4.41 Gambar 4.42 Gambar 4.43 Gambar 4.44 Gambar 4.45 Gambar 4.46 Gambar 4.47 Gambar 4.48 Gambar 4.49 Gambar 4.50 Gambar 4.51 Gambar 4.52 Gambar 4.53 Kontur tekanan pada sudut 8 dengan bilangan Mach Kontur tekanan pada sudut 12 dengan bilangan Mach Kontur tekanan pada sudut 16 dengan bilangan Mach Velocity streamline pada sudut 0 dengan bilangan Mach 0, Velocity streamline pada sudut 4 dengan bilangan Mach 0, Velocity streamline pada sudut 8 dengan bilangan Mach 0, Velocity streamline pada sudut 12 dengan bilangan Mach 0, Velocity streamline pada sudut 16 dengan bilangan Mach 0, Velocity streamline pada sudut 0 dengan bilangan Mach 0, Velocity streamline pada sudut 4 dengan bilangan Mach 0, Velocity streamline pada sudut 8 dengan bilangan Mach 0, Velocity streamline pada sudut 12 dengan bilangan Mach 0, Velocity streamline pada sudut 16 dengan bilangan Mach 0, Velocity streamline pada sudut 0 dengan bilangan Mach Velocity streamline pada sudut 4 dengan bilangan Mach xx

21 Gambar 4.54 Gambar 4.55 Gambar 4.56 Gambar 4.57 Gambar 4.58 Gambar 4.59 Gambar 4.60 Gambar 4.61 Gambar 4.62 Gambar 4.63 Gambar 4.64 Gambar 4.65 Gambar 4.66 Gambar 4.67 Gambar 4.68 Velocity streamline pada sudut 8 dengan bilangan Mach Velocity streamline pada sudut 12 dengan bilangan Mach Velocity streamline pada sudut 16 dengan bilangan Mach Velocity streamline pada sudut 0 dengan bilangan Mach 1, Velocity streamline pada sudut 4 dengan bilangan Mach 1, Velocity streamline pada sudut 8 dengan bilangan Mach 1, Velocity streamline pada sudut 12 dengan bilangan Mach 1, Velocity streamline pada sudut 16 dengan bilangan Mach 1, Velocity streamline pada sudut 0 dengan bilangan Mach Velocity streamline pada sudut 4 dengan bilangan Mach Velocity streamline pada sudut 8 dengan bilangan Mach Velocity streamline pada sudut 12 dengan bilangan Mach Velocity streamline pada sudut 16 dengan bilangan Mach Velocity streamline pada sudut 0 dengan bilangan Mach 2, Velocity streamline pada sudut 4 dengan bilangan Mach 2, xxi

22 Gambar 4.69 Gambar 4.70 Gambar 4.71 Gambar 4.72 Gambar 4.73 Gambar 4.74 Gambar 4.75 Gambar 4.76 Velocity streamline pada sudut 8 dengan bilangan Mach 2, Velocity streamline pada sudut 12 dengan bilangan Mach 2, Velocity streamline pada sudut 16 dengan bilangan Mach 2, Velocity streamline pada sudut 0 dengan bilangan Mach Velocity streamline pada sudut 4 dengan bilangan Mach Velocity streamline pada sudut 8 dengan bilangan Mach Velocity streamline pada sudut 12 dengan bilangan Mach Velocity streamline pada sudut 16 dengan bilangan Mach xxii

23 DAFTAR SATUAN DAFTAR DAN SINGKATAN Lambang Simbol Satuan Keterangan (Besaran) kg/m 3 Kerapatan γ N/m 3 Berat N s/m 2 Viskositas dinamik m 2 /s Viskositas kinematik g m 2 /s gravitasi F N Gaya S m 2 Luas c m Panjang v m/s Kecepatan T K Suhu P Pa Tekanan kg/m-s Viskositas udara C mach Kecepatan Suara Singkatan NACA CL CD CFD C CAD Arti National Advisory Comitte for Aeronatics Coeficient Lift Coeficient Drag Computational Fluid Dynamic Chord Computer Aided Design xxiii

24 AOA Angle of attack xxiv

25 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 1

26 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

27 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 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.

28 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 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

29 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 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 :

30 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 Batasan Masalah Batasan masalah dalam penelitian ini adalah sebagai berikut : 1. Geometri yang digunakan adalah dua dimensi. 2. Aliran yang digunakan dalam keadaan steady.

31 7 3. Kecepatan aliran dalam subsonic dan supersonic. 4. Komputasi menggunakan software ANSYS FLUENT 14.

32 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 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 8

33 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 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,

34 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 terusmenerus 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) 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

35 11 BG, mempunyai satuan slugs/ft 3 atau dalam satuan SI adalah Kg/m 3. 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): m (2.1) V dimana adalah masa jenis, m adalah massa dan V adalah volume. Setiap zat memiliki massa jenis yang berbeda-beda (Bruce R. Munson, 2009) 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/ft 3 dan satuan SI adalah N/m 3 (Bruce R. Munson, 2009).

36 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: du / dy (2.3) di mana adalah tegangan geser (N/m 2 ) dan du dy adalah laju regangan geser (1/s). Dengan demikian dalam sistem SI satuan untuk viskositas dinamik adalah N s/m 2. Sedangkan viskositas kinematik, dilambangkan dengan huruf Yunani (nu) merupakan rasio antara viskositas dinamik dengan kerapatan fluida:

37 13 (2.4) Oleh karena itu, dalam sistem SI satuan viskositas kinematik adalah m 2 /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-

38 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): V lv Vl Re (2.5) l 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.

39 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 Apabila bilangan

40 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: dp K (2.6) dv V 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: 2 2 w konstan (2.7)

41 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: P 1 gh1 1 P2 gh2 (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).

42 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

43 19 selalu konstan dari waktu ke waktu (Bruce R. Munson, 2009). Secara matematika kondisi tunak ini dapat dinyatakan dengan: V 0 (2.9) t 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: V 0 (2.10) t 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).

44 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).

45 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; 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: p V suara (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: C 1/ / (2.12) K ad ad is

46 22 di mana Kad adalah modulus bulk adiabatik, adalah densitas, ad adalah kompresibilitas adiabatik, adalah kompresibilitas isotermal, dan = cp / is ad cv adalah rasio panas spesifik pada tekanan konstan untuk panas spesifik di Volume konstan. Kecepatan suara dalam gas ideal diberikan oleh rumus Laplace: C / RT / (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 ft / s, 340 m / s, 661,7 knot, 34, 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

47 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) 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

48 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).

49 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

50 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).

51 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).

52 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

53 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) 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

54 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: C L FL (2.14) 1 2 V S 2 di mana CL adalah koefisien lift, FL (N) adalah gaya lift, (Kg/m 3 ) adalah densitas fluida, V (m/s) adalah kecepatan aliran dan S (m 2 ) menunjukkan luas area (Houghton, 2013).

55 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: C D FD (2.15) 1 2 V S 2 di mana CD adalah koefisien drag, FD (N) adalah gaya drag, (Kg/m 3 ) adalah densitas fluida, V (m/s) adalah kecepatan aliran dan S (m 2 ) menunjukkan luas area (Houghton, 2013) Teori Airfoil Jika sayap horisontal dipotong dengan pesawat sejajar vertikal ke centerline, bentuk bagian yang dihasilkan biasanya seperti Gambar Bagian ini disebut dengan airfoil, yang untuk Penggunaan subsonik hampir selalu memiliki leading edge bulat (Houghton, 2013).

56 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

57 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 :

58 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) 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

59 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 tigadimensi 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).

60 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= (Frank M. White, 1998).