FakultasTeknologi Industri Institut Teknologi Nepuluh Nopember. Oleh M. A ad Mushoddaq NRP : Dosen Pembimbing Dr. Ir.

Transkripsi

1 STUDI NUMERIK PENGARUH KELENGKUNGAN SEGMEN KONTUR BAGIAN DEPAN TERHADAP KARAKTERISTIK ALIRAN FLUIDA MELINTASI AIRFOIL TIDAK SIMETRIS ( DENGAN ANGLE OF ATTACK = 0, 4, 8, dan 12 ) Dosen Pembimbing Dr. Ir. Heru Mirmanto, MT Oleh M. A ad Mushoddaq NRP : FakultasTeknologi Industri Institut Teknologi Nepuluh Nopember Jurusan Teknik Mesin Surabaya, April 2011

2 Latar Belakang karakteristik aliran yang melintasi sebuah body airfoil sangat dipengarui oleh propeties fluida dan geometri body. Karakteristik aliran tersebut antara lain: Percepatan, perlambatan yang pada akhirnya berkaitan stabilitas aliran, transisi boundary layer, yang lebih jauh akan mempengaruhi terjadinya separasi massive serta wake dibelakangnya sehingga dapat diketahui distribusi Cp, Cd, dan Cl.

3 Latar Belakang Penelitian sebelumnya yang telah dilakukan untuk memperbaiki karakteristik aliran melintasi sebuah bentuk body serta pengaruhnya terhadap gaya-gaya aerodinamika yang ditimbulkan diharapkan dapat meningkatkan performasi airfoil. Didalam penelitian tersebut Faktor faktor yang berpengaruh : Geometri airfoil Kekasaran permukaan Angle of attack Re. dll

4 Penelitian Terdaulu Erik Erlangga Leading Edge a/t:0,2 Leading Edge a/t : 0,5 Leading Edge a/t : 1 Leading Edge a/t : 1

5 Hasil Penelitian Penelitian Terdahulu

6 Juniardi Penelitian Terdahulu melakukan penelitian mengenai pengaruh perubahan posisi maksimum thickness pada airfoil simetris NACA dengan variasi posisi letak maksimum thickness 10% C, 20% C, 30% C, 40% C, dan 50% C dengan nilai Re = 1.18 x 10 5 dan Angle of attack α = 0.

7 Penelitian Terdahulu Hasil Penelitian Cp fungsi x/c Re = 1.18 x 10 5 X/c = 10 %c X/c = 20 %c X/c = 30 %c X/c = 40 %c X/c = 50 %c Cp x/c

8 Penelitian Terdahulu Kjetil Birkeland Moe ( 2008 ) dengan variasi Angle of Attack terhadap Joukoswky Airfoil melalui simulasi numerik Fluent dengan membandingkan Viscous models k-ε dan S- A d

9 Penelitian Terdahulu Dari penelitian tersebut dapat disimpulkan bahwa semakin besar Angle of Attack maka : Gaya angkat (C L ) yang dihasilkan semakin besar. Gaya hambat (C D ) juga semakin besar

10 Penelitian Terdahulu Penelitian terhadap airfoil Naca 4415 dilakukan oleh Neil Panchal ( 2010 ) dengan bantuan software CFD 6.3, pada penelitian ini digunakan harga Reynolds Number ( Re ) = dengan panjang airfoil ( L ) = 1 m dan kecepatan aliran udara ( U ) = m/s

11 Penelitian Terdahulu Dari penelitian tersebut didapatkan

12 Penelitian Terdahulu Anugrah Putranto dan Ganda Sulistiyo

13 Penelitian Terdahulu

14 Perumusan Masalah Seperti pada penelitian Ganda S. dan Anugrah P.( eksperimen) diketahui bahwa melalui penambahan bentuk lengkung segmen kontur bagian depan serta penambahan Anggle of Attack akan mempunyai medan aliran yang spesifik. Mengingat penempatan pressure tap yang sangat terbatas untuk memperoleh detail karakteristik aliran maka untuk melengkapi penelitian terdahulu dengan memvariasikan kontur bagian depan, serta angle of attack. maka pada penelitian ini dilakukan dengan metode numerik dengan bantuan software Fluent sehingga dari variasi tersebut dapat dipelajari pengaruhnya terhadap perubahan tingkat defleksi aliran yang akan mempengaruhi stabilitas boundary layer dan posisi terbentuknya separasi permanen aliran serta lebih jauh mengenai dugaan terjadinya kondisi stall pada pemberian angle of attack yang besar.

15 Batasan Masalah Batasan masalah yang digunakan antara lain : Dengan peragkat lunak Fluent pada Boundary Condition untuk inletnya adalah Velocity inlet sedangkan pada posisi outlet adalah outflow. Fluida yang di pakai adalah dengan kondisi steady flow, incompresible flow, uniform flow pada sisi inlet dan benda uji di tinjau secara dua dimensi Energy Equations ( perpindahan panas ) pada perangkat lunak Fluent diabaikan.

16 Tujuan Penelitian Mendapatkan karakteristik aliran fluida dipermukaan airfoil dengan perbedaan kelengkungan segmen kontur bagian depan ( δ = 5 o ) dan angle of attack (α) Distribusi tekanan Statis Coeffisient Of Pressure Velocity vektor Coeffisient of Drag Coeffisient of Lift Pathline Mengkomparasi hasil yang didapat dari eksperimen denga hasil dari Fluent

17 Manfaat Penelitian Manfaat yang diharapakan dapat diperoleh dengan adanya simulasi Computational Fluid Dynamic (CFD) Fluent adalah : Mengatahui pengaruh kelengkungan segmen kontur bagian depan dengan pemberian angle of attack (α) pada bilangan Reynolds (Re) = 9.8 x10 4 terhadap karakteristik aliran pada airfoil tidak simetri. Pengaruh buntuk benda uji ( Airfoil ) terhadap karakteristik aliran. Mampu menjelaskan pola aliran dan pengaruh kelengkungan segmen kontur bagian depan dan variasi pemberian angle of attack (α) dengan hasil Post Processing dari Fluent

18 Metodologi Penelitian AIRFOIL AIRFOIL 1 ( δ = 0 o ) AIRFOIL 2 (δ = 5 o ) VARIASI ANGLE OF ATTACK EXPERIMENTAL NUMERICAL Presure Distribution Oil Flow / Path Line Presure Distribution Velocity Vector Distribution Coeffitient of Drag Coeffitient of Lift Path Line

19 Gambar Airfoil Airfoil 1 & Airfoil 2

20 Parameter yang berpengaruh dalam pemodelan numerik adalah : velocity inlet: Massa jenis fluida (ρ) Viscositas fluida (µ ) Kecepatan fluida (U ) Kelengkungan Chamber Variasi angle of attack

21 Langkah-Langkah di Fluent Grid

22 Memeriksa Kualitas Mesh Kualitas mesh

23 Langkah-Langkah di Fluent Pemilihan Model

24 Langkah-Langkah di Fluent Pemilihan Material

25 Langkah-Langkah di Fluent Boundary Condition

26 Langkah-Langkah di Fluent Solution

27 Langkah-Langkah di Fluent Monitor

28 Langkah-Langkah di Fluent Post Prossesing Merupakan penampilan hasil serta analisa terhadap hasil yang telah diperoleh. Dapat divisualisasikan dengan menampilkan grid display, plot kontur, vector velocity, pathlines, dan lain lain. Contoh hasil postprocessing berupa kontur kecepatan (Kjetil Birkeland Moe,2008)

29 Flowchart Penelitian

30 ANALISA DAN PEMBAHASAN 4.2 Analisis Karakteristik Aliran pada Airfoil 1 dengan Variasi Angle of Attack Analisa distribusi tekanan pada airfoil 1 (α = 0 ) Analisa distribusi kecepatan pada airfoil 1 (α = 0 ) Analisa distribusi tekanan pada airfoil 1 (α = 4 ) Analisa distribusi kecepatan pada airfoil 1 (α = 4 ) Analisa distribusi tekanan pada airfoil 1 (α = 8 ) Analisa distribusi kecepatan pada airfoil 1 (α = 8 ) Analisa distribusi tekanan pada airfoil 1 (α = 12 ) Analisa distribusi kecepatan pada airfoil 1 (α = 12 ) 4.3 Analisis Karakteristik Aliran pada Airfoil 1 dengan Variasi Angle of Attack Analisa distribusi tekanan pada airfoil 2 (α = 0 ) Analisa distribusi kecepatan pada airfoil 2 (α = 0 ) Analisa distribusi tekanan pada airfoil 2 (α = 4 ) Analisa distribusi kecepatan pada airfoil 2 (α = 4 ) Analisa distribusi tekananan pada airfoil 2 (α = 8 ) Analisa distribusi kecepatan pada airfoil 2 (α = 8 ) Analisa distribusi tekananan pada airfoil 2 (α = 12 ) Analisa distribusi kecepatan pada airfoil 2 (α = 12 )

31 2.4. Analisa perbandingan koefisien drag dan lift pada masing-masing airfoil Cd Grafik Perbandingan Cd Airfoil 1 & CD airfoil 1 CD airfoil 2 Angle of Attack

32 Kesimpulan 1.Pada angle of attack (α)=0, titik stagnasi berada pada upper side untuk airfoil1 dan airfoil2. Hal ini menyebabkan defleksi aliran ke arah lower side lebih tajam sehingga bubble separation pada lower side lebih maju kedepan dibandingkan dengan pada upper side. 2.Kelengkungan segmen kontur bagian depan yang semakin kebawah mengakibatkan defleksi aliran pada upper side semakin kuat. 3.Penambahan kelengkungan bagian depan Pada airfoil semakin meningkatkan defleksi aliran kearah upper side ditambah dengan penambahan angle of attack awalnya diharapkan mampu mempercepat terjadinya transisi aliran, Namun pada fenomena hasil penelitian menunjukkan bahwa penambahan kelengkungan dengan diberi angle of attack relatif besar menyebabkan aliran terseparasi lebih kedepan. 4.Dari hasil analisa perbandingan kedua airfoil tersebut diketahui bahwa karakteristik aliran hasil pemodelan dengan hasil eksperimen memperlihatkan adanya kesesuaian, meskipun ada sedikit perbedaan mengenai letak terjadinya separasi bubble dan separasi massive.

33 TERIMAKASIH