ANALISA KARAKTERISTIK AIRFOIL NACA 4412 DENGAN METODE WIND TUNNEL. Oleh : Tris Sugiarto ABSTRACT

iteks Intuisi Teknologi dan Seni

ISSN 1978-2497

ANALISA KARAKTERISTIK AIRFOIL NACA 4412 DENGAN METODE WIND TUNNEL

Oleh : Tris Sugiarto ABSTRACT

The aerodynamics characteristics of a body are the most important in the subject of aerodynamics application in which is intended to get the aerodynamically body profile. This research was performed on both a symmetrical model of NACA Airfoil and Joukowski Airfoil. In this research, the analysis of aerodynamics characteristics had been performed by using Smith-Hess’ panel method that distributes both the source flow and the vortex flow along the surface of airfoil to get the velocity distribution, in which is used to get the pressure distribution on the surface of airfoil. The parameters used as the aerodynamics characteristics are the coefficient of pressure distribution (Cp) and the coefficient of lift (Cl). The research results show that the accuracy level of panel method in analyzing the aerodynamics characteristics is high quite. It could be proved by the graphical visualization of software simulation. This visualization met the trend line of the available charts, hence, the greater of pressure difference between upper and lower surface of airfoil, the bigger of lift. Furthermore, the chart of lift coefficient (Cl) to the angle of attack is linear. The pressure difference was trigged by some factors including the variance of attack angle and the maximum thickness of airfoil. Furthermore, in the geometric of airfoil profile, the difference between the NACA Airfoil and the Joukowski Airfoil is on their sharper trailing edge. Keywords: aerodynamics characteristics, NACA Airfoil. coefficient of lift` 1. PENDAHULUAN a. Latar Belakang Kegunaan sayap pada pesawat terbang, diantaranya adalah untuk menghasilkan daya angkat secara optimal. Gaya angkat ini akan terjadi dalam arah tegak lurus terhadap bidang sayap atau permukaan sayap. Gaya angkat yang terjadi akan bertugas untuk mengangkat seluruh berat total dari pesawat terbang termasuk muatan yang berada dibadan atau diluar sayapnya. Dalam arah sejajar bidang sayap nantinya juga akan terjadi gaya tahan atau Drag. Gaya tahan ini terjadi karana adanya gesekan ataupun karena tahanan aerodinamis yang terjadi akibat gaya angkat. Pada umumnya gaya angkat pada sayap akan lebih besar 10 kali dari gaya tahan. Dalam hal ini diambi l satu perkataan efisiensi gaya angkat yang dibandingkan dengan gaya tahan yang bersifat menghambat. Gaya angkat diperlukan untuk mengangkat keseluruhan berat pesawat. Ada komponen lain yang disebut sebagai Wing Rib. Wing rib ini biasanya dipotong membentuk suatu penampang airfoil yang streamline. Tujuan wing rib adalah untuk membentuk penampang dari sayap sehingga aerodinamis. Untuk membuat sayap pesawat berfungsi secara efisien maka permukaan luarnya harus bersifat streamline dan aerodinamis. Analisis aliran udara dua dimensi pada penampang sayap (airfoil) merupakan bagian yang penting dari analisis dan perancangan pesawat udara. Analisis airfoil ini meliputi perhitungan gaya-gaya dan momen aerodinamik, yaitu gaya angkat (lift), gaya hambat (drag), dan momen (pitching moment). Salah satu 141


ISSN 1978-2497

jenis UAV yang sudah banyak dikenal adalah jenis NACA 4412. Meskipun demikian, penulis tidak banyak menemukan naskah ilmiah yang mengkaji karakteristik airfoil NACA 4412. b. Rumusan Masalah Permasalahan dalam penelitian ini adalah bagaimana karakteristik distribusi tekanan dan kecepatan pada permukaan kontur benda uji airfoil di dalam fenomena flow around body apabila kecepatan aliran freestream (V ) dibuat konstan, sudut serang dibuat bervariasi. c. Tujuan Penelitian Tujuan penelitian ini adalah untuk menganalisa karakteristik aerodinamika airfoil yang berupa koefisien tekanan dan koefisien lift, yang mana nilai-nilai tersebut dapat merepresentasikan besarnya tekanan serta kecepatan yang bekerja pada bodi airfoil. d. Batasan Masalah Batasan yang sesuai dengan permasalahan penelitian ini adalah sebagai berikut : 1) Aliran fluida adalah aliran dua dimensi, inviscid dan incompressible 2) Fluida yang digunakan adalah udara 3) Benda uji yang dipakai adalah NACA4412 4) Karakteristik aerodinamika yang ditinjau adalah Cl dan Cd 5) Karakteristik aerodinamika untuk hambatan nilainya diwakili oleh nilai koefisien hambatan (Cd), sedangkan lift nilainya diwakili oleh nilai koefisien lift (Cl) 6) Fluktuasi suhu diabaikan e. Metode Penelitian Metode penelitian yang digunakan dalam penyusunan skripsi ini adalah: 1) Studi literatur Metode ini bertujuan menambah pengetahuan dan wawasan untuk memperdalam pemahaman materi kajian secara khusus dengan mempelajari lebih dalam tentang airfoil NACA 4412. 2) Survey lapangan Penulis melihat dan membandingkan bentuk airfoil yang ada pada pesawat Dakota dengan airfoil yang akan diuji. 3) Metode Eksperimen Metode ini bertujuan untuk mendapatkan data yang lebih akurat tentang drag, lift dan moment dengan menggunakan terowongan angin. 2. LANDASAN TEORI a. Karakteristik Aerodinamika Airfoil Airfoil adalah salah satu bentuk bodi aerodinamika sederhana yang berguna untuk dapat memberikan gaya angkat tertentu terhadap suatu bodi lainnya dan dengan bantuan penyelesaian matematis sangat memungkinkan untuk memprediksi berapa besarnya gaya angkat yang dihasilkan oleh suatu bodi airfoil. Berdasarkan standar data NACA, airfoil tersebut mempunyai data-data teknis tiap bentuknya, yang ditunjukkan oleh Gambar 1

142


ISSN 1978-2497

Gambar 1. Nomenklatur Airfoil

Gambar 2. Ilustrasi Kerugian Kondisi Kutta

Gambar 3. Airfoil Penampang melintang sebuah airfoil biasanya disebut penampang airfoil (airfoil section), Sebuah pelat pipih yang diletakkan membentuk suatu sudut lancip terhadap aliran udara sehingga menghasilkan gaya angkat (lift) juga disebut airfoil, tetapi airfoil yang tidak efisien. Airfoil yang efisien adalah airfoil yang penampangnya hampir seperti tetesan air. Airfoil yang bila dialiri udara dengan arah sejajar dengan tali busur (chord) nya, tidak bisa menghasilkan gaya angkat disebut dengan airfoil simetris.

Gambar 4. Airfoil Simetris Airfoil simetris hanya akan menghasilkan gaya angkat bila aliran udara yang melewatinya (relative wind) membentuk sudut tajam dengan tali busur. Airfoil simetris biasa digunakan untuk horizontal stabilizer atau fin. Sedangkan airfoil yang tidak simetris akan menghasilkan gaya angkat sekalipun arah aliran udara yang melewatinya sejajar dengan tali busur. Gaya angkat timbul karena adanya perbedaan tekanan udara antara di atas dan di bawah airfoil. Kecepatan udara di bawah lebih kecil dari pada di atas airfoil, sehingga tekanan di bawah lebih besar dari pada di atas airfoil.

Lower Surface

Gambar 5. Airfoil Tidak Simetris 1) Bagian-Bagian Airfoil a) Leading Edge adalah bagian yang paling depan dari sebuah airfoil. 143


ISSN 1978-2497

Mean Line

Trailing edge

Gambar 6. Bagian-bagian airfoil b) Trailing Edge adalah bagian yang paling belakang dari sebuah airfoil. c) Chamber line adalah garis yang membagi sama besar antara permukaan atas dan permukaan bawah dari airfoil Mean camber line d) Chord line adalah garis lurus yang menghubungkan leading edge dengan trailing edge. e) Chord (c) adalah jarak antara leading edge dengan trailing edge f) Maksimum chamber (zc) adalah jarak maksimum antara mean chamber line dan chord line. Posisi maksimum chamber diukur dari leading edge dalam bentuk persentase chord. g) Maksimum thickness (tmax) adalah jarak maksimum antara permukaan atas dan permukaan bawah airfoil yang juga diukur tegak lurus terhadap chord line. 2) Sudut Serang (Angle Of Attack) Sudut serang adalah sudut yang dibentuk oleh tali busur sebuah airfoil dan arah aliran udara yang melewatinya (relative wind). Biasanya diberi tanda α (alpha). Untuk airfoil simetris, besar lift yang dihasilkan akan nol, bila sudut serang nol sedang pada airfoil tidak simetris sekalipun sudut serang nol tetapi gaya angkat telah timbul. Gaya angkat menjadi nol bila airfoil tidak simetris membentuk sudut negatif terhadap aliran udara. Sudut serang dimana gaya angkat = 0 ini disebut Zero angle lift. a) Sudut Serang Mutlak Sudut serang mutlak (absolute angle of attack) adalah sudut serang sebuah airfoil diukur dari kedudukan zero angle lift.

Gambar 7. Sudut serang mutlak b) Sudut Serang Kritis Sudut serang kritis adalah besarnya sudut serang dimana gaya angkat yang dihasilkan mencapai maximum, di atas sudut tersebut gaya angkat akan turun sedang hambatan udara (drag) akan membesar dengan cepat. Hal ini bisa terjadi karena aliran ulakan (turbulent) bertambah besar.

144


ISSN 1978-2497

a. Sudut Serang Kecil b. Sudut Serang Besar Gambar 8. Aliran udara pada sudut serang kecil dan besar. b. Persamaan Bernoulli Dalam aliran udara yang bergerak streamline, dimana udara ini bersifat atiran udara yang tetap (steady flow), tidak dapat ditekan (incompressibility) dan tidak bersifat kental (nonviscous) oleh Bernoulli didapatkan satu teori yang ruengatakan, bahwa : Energi Potensial + Energi Kinetis + Energi Tekan = Konstan. Dalam hal ini Energi Potensial = mgh Energi Kinetis = 1/2mV2 Energi Tekan =p Sehingga kita dapatkan : mgh + 1/2mV2 + p = konstan. Karena dalam gerakan udara tidak ada perbedaan ketinggian atau h = 0, maka teori Bernoulli menjadi: Energi Kinetis + Energi Tekan = Konstan atau 1/2mV2 + p = konstan Apabila aliran udara ini menumbuk suatu papan, maka energi kinetis berubah menjadi energi tekan. Apabila energi kinetis massa udara m Kg bergerak dengan kecepatan V m/detik adalah sebesar 1/2mV2Joules, sehingga enersi kinetis udara 1 m3 adalah 1/2ρV2 Joules, maka dapatkan persamaan Bernoulli menjadi: p + 1/2ρV2 = konstan P1 + 1/2ρV12 = P2 + 1/2ρV22 = konstan Apabila aliran udara menumbuk suatu papan, maka energi kinetis berubah akan hilang dan seluruhnya mejadi energi tekan. Bila luas permukaan papan ini sebesar S m2, maka jumlah gaya yang timbul pada papan adalah 1/2ρSV22 Newton c. Pengukuran Kecepatan Udara Alat yang dipergunakan untuk mengukur kecepatan udara disebut Pipa Pitot-Static (Pitot-Static Tube). Pipa Pitot adalah sebuah pipa yang konstruksi ruangannya terbagi atas dua bagian .

Gambar 9. Pipa Pitot-Static

145


ISSN 1978-2497

Pipa tekan ini kemudian dihubungkan dengan ruang tekan (pressure chamber) pada instrumen Airspeed Indicator (ASI). Sedang ujung pipa static dihubungkan dengan ruang statik (static chamber). Berdasarkan teori serta persamaan Bernoulli aliran udara pada pipa PitotStatic didapatkan : P1 + 1/2ρV12 = P2 + 1/2ρV22 = konstan Perbedaan tekanan (Δp), tekanan dinamis : ΔP = P1 - P2 = 1/2ρ(V22 – V12) Karena V1 = 0, maka persamaan di atas menjadi : P = P1 - P2 = 1/2ρV22. 2ΔP V22 = ρ Sehingga: 2ΔP V2 = ρ V2 merupakan kecepatan udara yang diukur. Dari persamaan di atas jelas bahwa kecepatan udara yang diukur tergantung dari besaran-besaran perbedaan tekanan dinamis terhadap tekanan statik serta kerapatan udara. d. Terowongan Angin Terowongan angin (wind tunnel) adalah suatu aparatur yang menghasilkan angin buatan atau aliran udara, dan dapat digunakan untuk mengetahui aliran udara di sekitar benda yang dikehendaki serta gaya-gaya yang ditimbulkan. Terowongan angin hanya salah satu dari beberapa cara untuk mengetahui reaksi udara pada suatu benda yang bergerak di udara (disamping perhitungan teoritis). Di dalam terowonggan angin terjadinya reaksi udara adalah kebalikan dari keadaan yang sebenarnya, maksudnya pada terowongan angin pesawat terbang tetap pada tempatnya hanya udara yang bergerak, sedang pada keadaan yang sebenarnya pesawat terbang bergerak melewati udara yang diam. Macam terorongan angin ada 2 yaitu sistem terbuka (open jet type) dan sistem tertutup (close jet type). Pada kedua terowongan angin ini aliran udara didapat dari putaran kipas angin (fan) yang digerakkan oleh motor listrik. Perbedaan priasip antara keduanya terletak pada ruang percobaannya (perimental chamber). Pada terowongan angin sistem terbuka, penampang ruang percobaan jauh lebih lebar dibandingkan dengan kolektornya, sedang pada sistem tertutup ruang percobaan merupakan suatu ruangan yang sama sekali tertutup. Pada sistem tertutup, model yang akan di test diletakkan di dalam ruang yang tertutup dan semua alat-alat ukur (instrument) serta pengendaliannya dipasang di luarnya.

Gambar 10. Terowongan angin sistem tertutup 146


ISSN 1978-2497

Gambar 11. Terowongan angin sistem terbuka. Baik pada sistem terbuka maupun tertutu dilengkapi dengan honey comb dengan maksud agar aliran udara menjadi sejajar. Agar aliran lebih stabil, biasarnya terowogan angin dilengkapi juga dengan dinding berlubang-lubang (perforated wall) yang memungkinkan udara yang telah keluar lewat kipas angin bisa kembali lagi ke depan (inlet) lagi. Untuk menambah efisiensi, baik pada terowongan angin terbuka maupun tertutup, udara yang telah keluar dari kipas angin seluruhnya dialirkan lagi ke saluran masuk (inlet) melalui saluran khusus. e. Gaya Angkat (Lift) & Gaya Hambat (Drag) 1) Teori Sayap Penampang sebuah sayap (wing) adalah airfoil. Bila dua buah airfoil kita letakkan dengan sisi cembung berdekatan satu sama lain, maka celah yang terbentuk diantaranya, merupakan potongan suatu tabung venturi.

Gambar 12. Dua buah airfoil dengan sisi cembung berdekatan. Bila diantara dua buah airfoil itu terdapat aliran udara, maka pada daerah yang menyempit tersebut kecepatan udara (v) bertambah cepat dan tekanannya (p) berkurang, bahkan terjadi hisapan (suction ). Airfoil yang terletak pada aliran udara, dapat pula dianggap sebagai suatu tabung venturi yang mempunyai dinding bawah cekung dan dinding atas datar.

Gambar 13. Airfoil terletak pada aliran udara. Dinding cekung dibentuk oleh bagian cembung dari airfoil, sedangkan dinding dinding datar dibentuk oleh arus udara pada jarak tertentu di atas airfoil tersebut. Sifat aliran udara yang melaluinya akan sama dengan sifat udara yang melalui tabung venturi. Di atas airfoil tersebut 147


ISSN 1978-2497

akan terdapat aliran udara yang cepat dan tekanannya rendah. Sedangkan di bawah airfoil, tekanan udara lebih besar. Perbedaan tekanan udara ini akan menyebabkan ada suatu gaya ke atas (Total Reaction).

Gambar 14. Total reaction Total reaction ini dapat kita uraikan menjadi dua buah gaya, yang satu tegak lurus terhadap arah aliran udara dan yang lain sejajar dengan arah aliran udara. Gaya yang tegak lurus terhadap aliran udara disebut gaya angkat (Lift) dan yang sejajar dengan aliran udara disebut gaya hambatan (Drag).

Gambar 15. Dua buah gaya sebagai uraian dari total reaction 2) Flat Plate (Pelat Datar) Apabila aliran udara mengalir melalui sebuah pelat datar yang diletakkan menyudut terhadap aliran udara, kita mendapatkan bahwa tekanan udara di bagian atas pelat rendah. Sedangkan di bagian bawah pelat tekanannya besar. Pada berbagai sudut dari kedudukan pelat tersebut, ternyata tekanan udara dibagiati bawah pelat selalu lebih besar dari pada tekanan udara diatas pelat. Perbedaan tekanan ini akan menimbulkan selisih tekanan yang arahnya ke atas. Selisih tekanan ini kita namakan Total Reaction. Total Reaction bekerja tegak lurus terhadap pelat dan arahnya ke atas. Jadi ternyata bahwa pelat datar tersebut dapat menghasilkan gaya ke atas (total reaction) jika mempunyai sudut serang (< α) yang positif. Total reaction dapat diuraikan menjadi 2 bagian (komponen), yaitu : a) Komponen yang tegak lurus terhadap aliran udara yang disebut gaya angkat (lift). b) Komponen yang sejajar dengan aliran udara yang disebut hambatan (drag). Dengan percobaan-percobaan diketahui bahwa bila sudut (alpha) mengecil, komponen yang tegak lurus terhadap aliran udara (lift) akan menjadi bertambah besar bila dibandingkan dengan komponen yang sejajar dengan aliran udara (drag). Hal lain terbukti pula bahwa bila < α menjadi kecil, Total Reaction akan menuju ke 0 (nol).

148


ISSN 1978-2497

Gambar 16. Total reaction diuraikan menjadi lift dan drag. 3) Pembagian Tekanan Udara (Pressure Distribution) Apabila sudut serang (< a = angle of attack) berubah, maka lift dan drag juga akan berubah secepatnya. Perubahan ini disebabkan oleh perubahan tekanan udara di sekitar airfoil (perubahan pressure distribution). Percobaan dilaksanakan di dalam terowongan angin (wind-tunnel). Caranya dengan memberi lubang-lubang kecil sekitar airfoil dan lubang-lubang tersebut dihubungkan dengan manometer. Cara atau metoda ini disebut pressure plotting. Dengan percobaan memungkinkan untuk menggambarkan tekanan udara di atas dan di bawah permukaan airfoil. Potongan airfoil ditempatkan dalam terowongan angin. Pada airfoil tersebut diberi lubang-lubang, dimana di daerah sisi depan airfoil (leading-edge) lubang-lubang tersebut diperbanyak. Lubang-Lubang ini dihubungkan dengan pipa flexible ke tabung-tabung kaca. Tabung-tabung kaca ini dibuat sedemikian rupa sehingga merpakan rangkaian dari pipa-pipa manometer. Tinggi cairan di dalam tabung-tabung kaca akan sama, di dalam tekanan udara normal, tetapi akan berubah bila dihubungkan dengau bermacam-macam tekanan. Tinggi cairan diukur dari normal level akan menunjukkan tekanan di atas atau di bawah tekanan normal. Apabila udara di dalam terowongan angin dialirkan, maka pada suatu kedudukan dari airfoil tersebut (pada sudut tertentu terhadap aliran udara) akan terlihat bahwa ketinggian cairan dalam tiap pipa akan berubah. Penunjukkan pada manometer difoto agar dapat dibaca sekaligus tinggi permukaan zat cair pada segenap tabung. Proses ini diulangi beberapa kali dengan merubah sudut serang (angle of attack) dari airfoil tersebut terhadap aliran udara. Foto tersebut dipergunakan untuk mengetahui tekanan udara di sekeliling airfoil tersebut. 4) Titik Tekan (Centre of Pressure) Suatu hal yang didapat dari Pressure Distribution diagram ialah kenyataan bahwa penambahan maupun pengurangan tekanan udara didekat Leading Edge dari sebuah airfoil sangat besar. Hal ini berarti bahwa apabila segenap garis-garis tekanan kita ganti dengan sebuah garis gaya resultante (resultant force), maka garis gaya resultant ini akan bekerja pada daerah kurang dari setengah chord dibelakang Leading Edge. Letak titik tangkap resultant force pada chord ini disebut Centre of Pressure. Pengertian Centre of Pressure ini sama saja dengan pengertian Centre of gravity dari sebuah benda, dimana benda tersebut mempunyai gaya berat yang tidak terbagi rata. Centre of Pressure ialah sebuah titik pada

149


ISSN 1978-2497

chord-line yang merupakan titik tangkap dari Resultant Force (Total Reaction). Percobaan dari "pressure plotting" juga menujukkan bahwa dengan berubahnya angle of attack mengakibatkan berubahnya tekanan sekeliling airfoil. Hal ini akan membawa akibat berubahnya kedudukan dari titik tekan. Bila angle of attack bertambah besar, maka Centre of Pressure ke depan sampai kira-kira kurang dari sepertiga chord dari leading edge. 5) Rumus Gaya Angkat dan Gaya Hambat Airfoil dapat menghasilkan gaya angkat (Lift) yang dibutuhkan untuk mempertahankan pesawat terbang tetap di udara. Untuk menghasilkan gaya angkat ini maka airfoil tersebut perlu digerakkan di dalam udara dan barns membentuk sudut serang tertentu pula. Harus diingat pula bahwa kita tidak mungkin hanya mendapatkan Lift saja, tanpa meng hasilkan gaya hambat pula. Drag ini harus diperkecil agar tenaga pendorong airfoil tidak mengalami hambatan yang besar. Di dalam terowongan angin biasanya yang dihitung ialah besarnya gaya angkat dan gaya hambat, bukan besarnya Total Reaction. Dalam percobaan ini airfoil dicoba diletakkan pada berbagai angle of attack terhadap aliran udara. Disini ternyata bahwa Lift serta Drag tergantung dari: a. Bentuk airfoil b. Luas perrnukaan airfoil e. Pangkat dua dari kecepatan aliran udara d. Kerapatan (density) udara. Rumus untuk menghitung Lift dan Drag sebagai berikut: Lift = CL.½ ρV2 .S atau L = CL ½ ρV2.S. Drag = CD.½ ρV2.S atau D = CD ½ ρV2.S. Dimana: = Coefficient of Lift CL ρ = Density udara S = Kecepatan udara = Coefficient of Drag CD ½ ρV2 biasanya disingkat dengan simbol q., sehingga rumus tersebut di atas dapat disederhanakan menjadi: atau L = CL ½ ρV2.S. Lift = CL.q.S atau D = CD ½ ρV2.S. Drag = CD.q.S Besarnya Cl dan CD tergantung dari: a. Bentuk airfoil b. Besarnya angle of track 6) Induced Drag Induced Drag adalah komponen mendatar dari gaya angkat yang condong sebagai akibat pusaran udara di ujung sayap. Selama di daerah itu terjadi gaya angkat, selama ini pula kita mempunyai Induced Drag. Dengan kata lain, Induced Drag tidak dapat dihindarkan. Usaha maksimal yang dapat dilakukan ialah memperkecil pengaruhnya, yaitu dengan cara memperpanjang sayap.

150


ISSN 1978-2497

Gambar 17. Induced Drag. 7) Aerodynamic Centre Bila sudut serang berubah, maka Centre of Pressure akan berubah pula kedudukannya. Didalam perhitungan (teori), hal ini amat menyulitkan, dengan perubahan sudut serang, besarnya gaya angkat berubah, besarnya hambatan berubah dan kedudukan titik tekan berubah pula. Dengan demikian ada dua cara pemikiran, yaitu : a. Perubahan sudut serang akan merubah besarnya gaya angkat dan letak titik tekan. b. Perubahan sudut serang akan hanya merubah besarnya gaya angkat saja sedangkan letak titik tekan dianggap tetap. Pola pemikiran kedua inilah yang seakan-akan ingin mempertahankan letak C.P, agar tidak berubah-ubah. Titik tekan yang demikianlah yang dinamakan Aerodynamic. Aerodynamic Centre ialah sebuah titik di dalam airfoil, yang secara teoritis dianggap C.P, seakan-akan tetap tempatnya, walaupun Angle of Atack berubah-ubah besarnya. Pada kecepatan supersonic, Aerodynamic Centre biasanya terletak seperempat chord dibelakang Leading Edge (L.F.)

Gambar 18. Aerodynamic Centre f. Karakteristik Airfoil 1) Penomoran NACA Tanda-tanda airfoil yang dikeluarkan oleh National Advisory Commitee for Aconautics (NACA). Disini angka-angka menunjukkan sekaligus data-data airfoil. 151


ISSN 1978-2497

Arti dari angka-angka yang menyertai airfoil dijelaskan sebagai berikut: a) Angka pertama menunjukkan 3 koefisien gaya angkat yang direncanakan, yaitu CL pada sudut optimal dan dinyatakan dalam persepuluh, selain itu angka pertama ini menunjukkan camber maksimum dan dinyatakan dalam persen dari panjang tali busur. b) Angka kedua dan ketiga bersama-sama menujukkan dua kali jarak camber maximum dari leading edge, dan dinyatakan dalam persen kali panjang tali busur. c) Dua angka terakhir menunjukkan tebal maksimum dan dinyatakan dalam persen kali panjang tali busur. Contoh NACA sistem 4 angka: NACA 1 4 1 2 camber maksimum = 0,04 c. jarak camber maksimurn dari leading edge = 0,4 c tebal maksimum = 0,12 c. dengan catatan bahwa c adalah panjang tali busur. 3. METODE PENELITIAN a. Alat Dan Bahan Sebelum kita melakukan penelitian langkah pertama yang kita lakukan adalah menyiapkan bahan dan ala-alat yang akan digunakan diantaranya yaitu : 1) Peralatan

a) Wind Tunel

Gambar 19. Wind Tunel b) Airfoil NACA 4412

Max thickness 12%

152


ISSN 1978-2497

Max Chamber 4%

Loc of max chamber 40% Span = 23 cm = 0,23 m Chord = 12 cm = 0,12 m

Gambar 20. Airfoil c) Selang d) Three Components Electronics Balance Æ Didacta Italia.

Gambar 21. Three Components Electronics Balance e) Set of Instrument to Determine The Air Physical Conditions

153


ISSN 1978-2497

Gambar 22. Instrument to Determine The Air Physical Conditions f) Differential Micromanometer (p = 0,8 kg/m3, 15oC) Æ Didacta Tralia.

Gambar 23. Differential Micromanometer Differential Micromanometer g) Pitot Tube h) Pitot Static

Gambar 24. Pitot Static 2) Bahan yang dipakai adalah Alkohol dan Malam. 154


ISSN 1978-2497

b. Data Ruangan

Kelembaban

64 (%)

Temperatur

26 (oC)

Tekanan udara bebas

9,1524 N/m2

Densitas udara

1.128 kg/m3

c. Prosedur Penelitian 1) Mempersiapkan dan memeriksa kondisi semua peralatan dan bahan yang diperlukan dalam praktikum. 2) Sambungkan pitot static dengan manometer dengan menggunakan selang. Pada pitot static terdapat 2 lubang yaitu lubang pengukur tekanan total dan lubang pengukur tekanan statik.untuk mengetahui lubang tekanan total, tiuplah pada ujung pitot statik. Udara akan keluar dari salah satu lubang. 3) Mensetting pitot static pada Wind tunnel test. Posisikan pitot static tegak lurus dengan arah angin dan pitot static tidak boleh bergerak atau goyang pada saat proses pengambilan data atau pada saat RUN. 4) Pasangkan airfoil seri NACA -1412 pada Three Components Electronics Balance. Pastikan posisi airfoil lurus dengan arah angin. 5) Posisikan airfoil pada Angle of Attack -2,5o lalu wind tunnel Run pada kecepatan sekitar 2500 rpm, lalu catat Drag, Lift dan Momen yang didapat. 6) Naikkan Angle of Attack dengan kelipatan 2,5°. 7) Ulangi langkah (5) dan lakukan percobaan sampai airfoil tidak lagi medapatkan gaya Lift (Stall). 4. METODE ANALISA DATA a. Mencari Nilai Lift, Drag, dan Moment ke dalam satuan Newton Nilai lift, drag, dan moment yang ditunjukan dalam display masih menunjukan satuan grf (gram force) maka harus dirubah ke dalam Newton dengan cara merubah ke dalam satuan kilogram terlebih dahulu dan kemudian dikalikan gravitasi (9,81 m/s2) Contoh: Nilai data Lift pada display adalah 1 grf = 0,001 kg Lift = nilai dispaly (kg) x Gravitasi (m/s2) Lift = 0,001 kg x 9,81 m/s2 Lift = 0,0098 N b. Mencari nilai V P 1 + ½ V1 2 = P2 + 1/2V 22 P 1 + ½ V 1 2 = PO V = √2 (P0-P1)/ρ, (P0-P1) = ρgh Dimana : ρ = rho alkohol g = Gravitasi h=Δh

155


ISSN 1978-2497

c. Mencari Nilai CL

L CL =

½ ρv2s

d. Mencari Nilai CD D CD = ½ ρv2s e. Mencari Nilai CM Mxc CM = ½ ρv2s x c f. Membuat grafik Drag, Lift, dan Moment terhadap Angle of Track g. Membuat grafik CL, CD, dan CM terhadap Angle of Track 5. PERHITUNGAN DAN ANALISA DATA a. Deskripsi Data Proses pengambilan data yang dilakukan penulis pada di Bandung. Setelah didapat data-data tersebut, selanjutnya menghitung drag, lift, dan moment. Data awal yang diperoleh meliputi: Kelembaban (H) = 0,64 Temperatur (T) = 26 oC Tekanan udara bebas (P) = 9,1524 N/m2 Densitas udara (ρ) = 1.128 kg/m3 = 0,8 ρalkohol = 9,790 N/m3 ρgair h1 = 0,035 m = 0,04 m h2 = 274,12 N/m2 P1 = 313,28 N/m2 ρgh2 = ρgh1 PO-P1 = 274,12 N/m2 2( P0 − P1 ) V =

ρ ud

ρud

e emax

P e (1 − 0,378 ) RxT R Hxe max = 10 = 611 X 10 (7,5 X T) / (237,7 + T) = 611 X 10 (7,5 x 299) / (237,7 + 299) = 9.211.982,756 =

156


e

ISSN 1978-2497

0,64 x9.211.982,756 10 = 589.566,896 P e = (1 − 0,378 ) RxT R 9,1524 589.566,896 = (1 − 0,378 ) 0 8,310 8,310 x 299 k = 9,510 =

e ρud ρud

Contoh perhitungan V Free Stream sebagai berikut: V Free Stream (m/s) = √(2 X ρgh1 : ρ) = √ 2 X (274,12 : 9,510) = 40,7639 Dengan cara yang sama diperoleh nilai V Free Stream (m/s) yang lain. Hasil perhitungan selengkapnya disajikan pada tabel berikut ini.

No 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

Tabel 1. Data Hasil Perhitungan Drag, Lift, Moment dan V Free Stream VFree Angel of Drag Lift Moment Stream Attack Rpm (grf) (grf) (grf) h (cm) (m/s) -5 2496 17,5 1 4 3,5 40,7639 -2,5 2508 14,5 1 5 3,5 40,7639 0 2506 15 4 3 3,5 40,7639 2,5 2499 18 6,5 3 3,5 40,7639 5 2502 21 10 2 4 46,5873 7,5 2503 29,5 12,5 1 4 46,5873 10 2509 40,5 16,5 0 3,5 40,7639 12,5 2503 48,5 20 1 3,5 40,7639 15 2499 63 22 2 3,5 40,7639 17,5 2509 73,5 24,5 3 3,5 40,7639 20 2502 98,5 27,5 4 3,5 40,7639 22,5 2498 113 21,5 4 3,5 40,7639

Selanjutnya dilakukan perhitungan Drag, Lift, Moment dan V Free Stream dalam skala Newton sebagai berikut. Drag (N) = D (grf) x 0,001 x 9,81 = 17,5 x 0,001 x 9,81 = 0,172 Drag (N) Lift (N) = L (grf) X 0,001 X 9,81 = 1 X 0,001 X 9,81 = 0,010 Lift (N) Moment (N) = Moment (grf) X 0,001 X 9,81 = 4 X 0,001 X 9,81 = 0,039 Moment (N) Dengan cara yang sama diperoleh nilai Drag (N), Lift (N), Moment (N), dan V Free Stream (m/s) yang lain. Hasil perhitungan selengkapnya disajikan pada tabel berikut ini. 157


ISSN 1978-2497

Tabel 2. Data Hasil Perhitungan Drag, Lift, Moment dan V Free Stream Dalam Satuan Newton VFree Angel of Drag Lift Moment Stream No Attack Rpm (N) (N) (N) h (cm) (m/s) 1 -5 2496 0,172 0,010 0,039 3,5 40,764 2 -2,5 2508 0,142 0,010 0,049 3,5 40,764 3 0 2506 0,147 0,039 0,029 3,5 40,764 4 2,5 2499 0,177 0,064 0,029 3,5 40,764 5 5 2502 0,206 0,098 0,020 4 46,587 6 7,5 2503 0,289 0,123 0,010 4 46,587 7 10 2509 0,397 0,162 0,000 3,5 40,764 8 12,5 2503 0,476 0,196 0,010 3,5 40,764 9 15 2499 0,618 0,216 0,020 3,5 40,764 10 17,5 2509 0,721 0,240 0,029 3,5 40,764 11 20 2502 0,966 0,270 0,039 3,5 40,764 12 22,5 2498 1,109 0,211 0,039 3,5 40,764 Langkah berikutnya adalah menghitung nilai CD, CL, dan CM dengan cara sebagai berikut: CD = D/N : (0,5 X 1,128 X Drag/N2 x 0,23) = 0,172 : (0,5 X 1,128 X 0,1722 x 0,23) = 0,006 CL = L/N : (0,5 X 1,128 X Lift/N 2 x 0,23) = 0,010 : (0,5 X 1,128 X 0,010 2 x 0,23) = 0,000 CM = Moment/N X 0,12 : (0,5 X 1,128 X Lift/N 2 x 0,23 x 0,12) = 0,010 : (0,5 X 1,128 X 0,010 2 x 0,23 x 0,12) = 0,001 Dengan cara yang sama diperoleh nilai CD, CL, CM, dan V Free Stream (m/s) yang lain. Hasil perhitungan selengkapnya disajikan pada tabel berikut ini. Tabel 3. Data Hasil Perhitungan CD, CL dan CM No 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

Angel of Attack Rpm -5 2496 -2,5 2508 0 2506 2,5 2499 5 2502 7,5 2503 10 2509 12,5 2503 15 2499 17,5 2509 20 2502 22,5 2498

CD 0,006 0,005 0,005 0,006 0,007 0,009 0,015 0,017 0,023 0,026 0,035 0,040

CL 0,000 0,000 0,001 0,002 0,003 0,004 0,006 0,007 0,008 0,009 0,010 0,008

158

CM 0,001 0,002 0,001 0,001 0,001 0,000 0,000 0,000 0,001 0,001 0,001 0,001

h 3,5 3,5 3,5 3,5 4 4 3,5 3,5 3,5 3,5 3,5 3,5

V free stream 40,764 40,764 40,764 40,764 46,587 46,587 40,764 40,764 40,764 40,764 40,764 40,764


ISSN 1978-2497

Data hasil perhitungan tersebut selanjutnya dibuat grafik. Grafik yang dibuat meliputi CD, CL dan CM dengan hasil sebagai berikut.

CD 0,045 0,040 0,035 0,030 0,025 CD 0,020 0,015 0,010 0,005 0,000 1

2

3

4

5

6

7

8

9

10

11

12

Grafik 1. Grafik CD CL 0,012

0,010

0,008

0,006

CL

0,004

0,002

0,000 1

2

3

4

5

6

7

8

9

10

11

12

Grafik 2. Grafik CL CM 0,002 0,002 0,002 0,001 0,001 CM

0,001 0,001 0,001 0,000 0,000 0,000 1

2

3

4

5

6

7

8

9

Grafik 3. Grafik CM 159

10

11

12


ISSN 1978-2497

6. KESIMPULAN DAN SARAN a. Kesimpulan Dari hasil penelitian dan pengolahan data yang dilakukan, maka dapat disimpulkan bahwa : 1) Dari percobaan yang dilakukan didapat harga Drag, Lift, dan Momen. Harga Drag dan Lift dipengaruhi oleh bentuk dari airfoil, kecepatan angin dan juga oleh sudut Angle of Attack. 2) Nilai Lift dan Drag akan semakin besar seiring dengan kenaikan sudut Angel of Attack. Tetapi, pada Angle of Attack tertentu Lift yang dihasilkan akan hilang. Kejadian itu disebut dengan Stall. Dari hasil percobaan, kondisi Stall terjadi pada saat sudut Angle of Attack menunjukan di atas 20°. 3) Semakin besar nilai CL suatu airfoil, maka lift yang didapat pun akan semakin besar, begitu juga dengan drag. Semakin besar nilai CD, maka semakin besar pula drag yang dihasilkan. 4) Perhitungan drag pada percobaan ini adalah Induced Drag karena drag ini tidak dapat dihindari untuk mendapatkan lift. Drag ini diperoleh dari bagian-bagian pesawat yang dapat menghasilkan lift. b. Saran-Saran Dari penelitian ini penulis mengharapkan agar hasil dari penelitian ini dapat memberikan informasi dalam bidang aeromodeling. Untuk itu penulis memberikan saran sebagai berikut : 1) Dalam perancangan pembuatan pesawat model harus melihat tipe airfoil yang dibuat, sehingga sesuai yang diinginkan. 2) Pembuatan airfoil harus memperhitungkan hambatan yang ada sehingga pesawat terbang dapat terbang dengan kecepatan yang tinggi. 3) Dalam pembuatan sayap, ketebalan airfoil perlu diperhatikan karena ketebalan airfoil mempengaruhi dalam pembuatan sayap terutama dalam pemasangan spart.

DAFTAR PUSTAKA

AC Kermode CBE, MA, C Eng, FR AeS; Mechanics of Flight, Pitman Publishing London, 1977. Basic Handbook Aerodynamics, ATS. Frank M. White. 1986. Mekanika Fluida. Erlangga. Jakarta. Hoo Kian Lam. 1952. Asas-asas Gaya Udara dan Teknik Penerbangan. Balai Pustaka. Jakarta. Jor Danoff's; 1942. Illustrated Aviation Dictionary, New York,. M. Margono dan Endah W. 1982. Aerodinamika. Depdiknas. Jakarta. Pictorial History of Aircraft, 1966. Octopus Books Limited, London,. Sugiyono. 2006. Statistika Untuk Penelitian. Alfabeta. Bandung. Wilbur C. Nelson. 1944. Airplane Propeller Principles, Jhon Wiley & Sons, New York, Chapman & Hall, Ltd London.

160

ANALISA KARAKTERISTIK AIRFOIL NACA 4412 DENGAN METODE WIND TUNNEL. Oleh : Tris Sugiarto ABSTRACT

Recommend Documents