Pengujian Aerodinamika model Pesawat Udara Nir Awak –PUNA di Wind Tunnel LAGG BPPT. Yanto Daryanto, MSc. 1), Gunawan Wijiatmoko, M.Eng 2), Kuswandi, Drs.3) 1)
Balai PPTAGG, UPT-LAGG BPPT Subid. TRPP, , UPT-LAGG BPPT 3) Subid. TRPP, , UPT-LAGG BPPT
[email protected] [email protected] [email protected]
2)
INTISARI Teknologi perancangan Peawat Udara Nir Awak menjadi hal yang sangat penting dan menarik bagi para peneliti di berbagai instansi bahkan di berbagai negara di dunia, hal ini dikarenakan investasi pembuatan dan pengoperasian pesawat udara nir awak relatip lebih murah serta penggunaannya sangat luas, diantaranya untuk keperluan observasi cuaca, pemantauan perbatasan bahkan di bidang pertahanan. Pengujian Aerodinamik Model pesawat di wind Tunnel merupakan tahap penting dalam proses desain pesawat, LAGG sebagai Laboratorium Aero-Gasdinamika dan Getaran telah melakukan pengujian model PUNA dengan tujuan mendapatkan data karakteristik aerodinamika. Tulisan ini menguraikan proses pengujian dan menganalisa data untuk mengetahui kinerja aerodinamika pesawat yang sedang dirancang.
ABSTRACT UnManned aircraft design technology becomes very important and interesting for researchers at institutions even in the few countries in the world, this is due investment manufacture and operation of unmanned aircraft relatively cheaper and its use is very broad, such as to purposes of weather observation, border monitoring even in the field of defense. Model aircraft aerodynamics testing in the wind tunnel is an important stage in the process of aircraft design, LAGG as Aero-Gasdinamika Laboratory and Vibration has been testing the model Puna with the aim of obtaining data aerodynamic characteristics. This paper outlines the process of testing and analyzing the data to determine the aerodynamic performance of aircraft are being designed
Kata Kunci: Aerodinamika, PUNA, Wind Tunnel, Kinerja Aerodinamika
1. PENDAHULUAN Dalam pembuatan suatu pesawat terbang, suatu analisis sebelum terbang terhadap kinerja aerodinamika dari pesawat tersebut sangat diperlukan, terutama untuk daerah dimana metoda analitik/empirik tidak dapat menjangkaunya seperti perkiraan C Lmax, karakteristik stall, fungsi-fungsi high lift device dan lain-lainnya. Di samping itu, karakteristik stabilitas dari model pesawat dapat diperoleh yang berguna untuk
memperkirakan manuver-manuver yang mungkin dilakukan oleh pesawat. Dari beberapa metoda analisis aerodinamika, metoda pengujian wind tunnel terhadap model pesawat masih diyakini sebagai metoda yang cukup efektif untuk memprediksikan beban aerodinamika dan stabilitas pesawat yang ingin dibuat. Model pesawat yang akan di uji di wind tunnel harus disesuaikan dengan fasilitas uji terutama similaristas bentuk dan ukuran model penuh yang memenuhi kriteria pengujian wind tunnel. Model uji pesawat Puna Wulung PA 07 mempunyai skala 1:2.4 dan diuji pada kecepatan 50 m/dt yang setara dengan bilangan Reynolds, Re= 900.000 Pengujian ini dikategorikan pada jenis pengujian full span model yang difokuskan untuk pengukuran gaya dan momen aerodinamika yang dilakukan di wind tunnel ILST , Wind tunnel ini didesain untuk pengujian suatu pesawat berkecepatan rendah seperti penelitian pada saat take-off dan landing serta kondisi cruise. Adapun spesifikasi umum dari ILST [1] adalah Test Section area adalah 4 x 3 m2; Kecepatan angin maksimum adalah 110 m/dt; Contraction ratio adalah 9 : 1; Settling chamber terdiri dari 4 Screen, 1 Honeycomb dan Heat Exchanger; Deviasi lokal tekanan statik dan dinamik kurang dari 0.3 %; Deviasi sudut aliran lokal kurang dari 0.1; Deviasi suhu lokal di tengah seksi-uji kurang dari 1 C; Tingkat turbulensi 0.1 %. Diameter dari meja-putar (turn-table) untuk pengujian adalah 2.8 m. Bilangan Reynolds yang dapat diperoleh :Re= 6.0E+6 per meter.
2. SET UP MODEL UJI Model uji wind tunnel pesawat PUNA dengan skala 1:2.4 pempunyai panjang span model sayap relatif besar sekitar 3 m yang memenuhi syarat pengujian tidak melebihi 80 % dari lebar seksi uji ILST dan mempunyai bilangan Reynolds yang sama dengan bilangan Reynolds pada saat real flight yaitu 9x1.0E+5, maka akan memudahkan penganalisa untuk memperkirakan beban aerodinamikanya. Adapun sketsa model uji diberikan dalam Gambar 1 dan spesifikasinya pada table 1 berikut [1] : Tabel-1 spesifikasi PUNA Panjang total (m) Span (m) Luas Sayap (m) MAC Sayap (m) Aspect Ratio Sayap Taper Ratio Sayap Sudut Pasang Sayap Badan
: : : : : : :
4.3607 6.3614 3.9793 0.6255 10.1694 1 6o
Sudut dihedral sayap Jangkauan bil.mach terbang Bil. Reynold MAC)
: : :
3.3o 0.0868 900000
Gambar-1 Sketsa model uji PUNA s skala 1:2.4
Model uji dipasang up-side down di seksi uji Ext. Balance dengan penyangga dua buah wing strut dan satu pitching wire. Model dibuat up-side down dengan tujuan untuk memperkecil interferensi dari penyangga strut terhadap permukaan atas dari model. Berat penyeimbang preload ditentukan berdasar saran dari pembuat model [1,2] yaitu 140 kg dengan pertimbangan beban aerodinamis yang mungkin terjadi pada horizontal tail. Berat tersebut dibuat tetap dan dianggap optimal untuk semua konfigurasi pengujian. Preload wire tersebut dipergunakan untuk dapat menvariasikan sudut serang . Sebelum pengujian dilakukan, penempatan model di seksi uji atau alignment dilakukan dengan bantuan suatu theodolite. Ketepatan dalam pemasangan model sangat diperlukan untuk mendapatkan besar gaya momen yang tepat. Jika model telah tepat posisi dan kelurusannya terhadap seksi uji, maka sifat-sifat kesimetrian dari model akan terlihat dari besaran aerodinamika yang diperoleh. Suatu foto dimana model telah dipasang di tunnel diperlihatkan dalam Gambar-2.
Gambar-2 Model PUNA setelah dipasang di seksi uji
3. METODE DAN TEKNIK PENGUKURAN Metoda pengukuran gaya dan momen aerodinamika model peasawat di wind Tunnel ILST menggunakan timbangan (External Balance). Skema lay-out External Balance di ILST Seperti terlihat pada Gambar-2, ada 6 buah load cell yang dapat mengukur gaya drag, lift, pitching momemt, side force, rolling moment, dan yawing momensecara serentak. External Balance ILST terdiri dari suatu platform berbentuk-T yang terhubung dengan 6 load cells yang mengukur gaya dan momenaerodinamika. Data dari load cell tersebut dihubungkan ke perangkat yang disebut Low Level Interface (LLI). Data yang diperoleh merupakan gaya dan momen dengan pusat di titik pusat balance. Selanjutnya, data tersebut dapat diproses untuk didefinisikan di titik yang diinginkan [3] . Sedangkan skema/lay-out dari external balance diberikan dalam gambar-3. Adapun karakteristik dan akurasi dari external balance mempunyai kapabilitas maksimum pada tabel.2. berikut : Tabel-2. Spesifikasi External Balance
No 1 2 3 4 5 6
Komponen K1 K2 K3 K4 K5 K6
Load Maksimum 9.000 N 1.200 N 1.700 Nm 3.000 N 1.250 Nm 1.250 Nm
Akurasi (%) 0.030 0.030 0.045 0.030 0.030 0.060
Keterangan (gaya normal/lift) (gaya tangensial/drag) (momen angguk) (gaya samping) (momen geleng) (momen putar)
Gambar-3 Lay-out external balance dan load cells (Q1 s/d Q6)
Dalam pengujian ini, data berupa data tunnel flow , kondisi model, gaya dan momenaerodinamika di baca sensor yang diteruskan ke komputer Data akusisi memalui instrumen dan selanjutnya di proses dibagian komputer prosesing. Data tunnel flow [4] yang diberikan adalah tekanan statik (P0), tekanan dinamik (q0), kecepatan aliran (V0) dan temperature tunnel rata-rata sebagai berikut : Pc P0 P00 1 2 Pc
q0 q00 1
V0
2q0
s
Pc 2 0.7P c
w
s w
/ 0
1/ 2
Tav Tc1 Tc 2 Tc 3 Tc 4 / 4
dimana P00 dan q00 adalah tekanan statik dan dinamik sebelum ada model di seksi uji. Pc dan Pc adalah nilai rata-rata tekanan statik dan rata-rata tekanan diferensial yang diukur di kontraksi tunnel sebelum masuk ke seksi uji. Tc1, Tc2, Tc3 dan Tc4 adalah temperatur yang diukur di keempat dinding kontraksi tunnel. sedangkan s ,w adalah koefisien solid dan wake blockage. Gaya dan momenpada titik pusat balance (K1 sampai K6) secara umum (aproksimasi) dapat diperoleh dari ke-enam load cell (Q1 sampai Q6) melalui hubungan berikut : Gaya aerodinamika diperoleh dengan menjumlahkan gaya yang terukur oleh load cell: K1(gaya lift) = Q1+Q2+Q3 K2(gaya drag) = Q4+Q5 K4(gaya samping) = Q6 Sedangkan momenaerodinamikanya diperoleh sebagai berikut : K3 (pitching moment) = 2Q3-Q1-Q2-Q4-Q5 K5(yawing moment) = Q5-Q4 K6(rolling moment) = Q1-Q2+1.2 Q6 Pada pengujian model di wind tunnel dilakukan beberapa koreksi diantaranya adalah Weight Correction Strut Tare Correction Zero Correction Solid dan wake blockage correction dari model dan Tunnel wall interference correction. Konfigurasi model Uji Proses pengukuran data dialukan untuk beberapa konfigurasi model pesawat diantaranya, a. Konfigurasi dasar (clean configuration) yaitu konfigurasi tanpa defleksi dari high lift devices yang dilakukan baik alpha polar maupun beta polar untuk memberikan gambaran umum dari karakteristik aerodinamika pesawat.
b.
c.
Konfigurasi Stability Devices seperti defleksi elevator dan lainnya dilakukan baik alpha polar maupun beta polar untuk memperoleh informasi efektivitas dari bidang kontrol . Pengujian selanjutnya konfigurasi untuk melihat efek dari horizontal tail (HTP) .
4. HASIL DAN PEMBAHASAN Data hasil pengujian disajikan dalam bentuk tabular dengan format ASCII yang terdiri dari parameter gaya dan momen aerodinamika, besaran tunnel flow, dan konfigurasi model dan disajikan juga dalam bentuk grafik untuk memudahkan analisa. Konfigurasi Dasar (Clean) Pengujian konfigurasi dasar dilakukan pada run04 yang berupa konfigurasi clean tanpa defleksi dari high lift devices atau alat control stability-nya. Gambar-4 memperlihatkan nilai pencapaian CLmax konfigurasi clean yang diperoleh dari eksperimen. Dari hasil eksperimen diperoleh bahwa CLmax adalah 1.21 yang diperoleh pada sudut serang, =9.56o. Setelah sudut serang tersebut, model mengalami kondisi yang disebut stall. Pada kondisi tersebut model telah mengalami vibrasi, karena bagian sayap telah mengalami separasi aliran. Perlu diperhatikan bahwa mulai sudut antara =2.5o sampai =6.5o dari hasil ekperimen kurva CL- telah mengalami kink atau kurva mengalami pembengkokkan atau penurunan gradien. Hal ini mempengaruhi terhadap prestasi gaya angkat dari pesawat yang dirancang.
Gambar-4 Koefisien gaya lift terhadap alpha untuk konfigurasi clean
Efisiensi dari konfigurasi dasar dari hasil eksperimen diperoleh di sekitar =2.34o seperti ditunjukkan pada kurva CL/CD terhadap dalam Gambar-5. Perlu diketahui bahwa pada =0 posisi sayap telah membentuk sudut serang 6o (initial incidence), sehingga untuk sayap sudut efisiensi terbang adalah 8.35o. Hasil eksperimen untuk perubahan pitching moment akibat pertambahan diberikan dalam Gambar-6. Gradien CM terhadap (CM) berharga negatif yang berarti konfigurasi pesawat mempunyai stabilitas longitudinal statik yang stabil. Pitching moment tersebut didefinisikan pada 25% dari chord wing [5] .
Gambar-5 Nilai efisiensi untuk CL/CD untuk konfigurasi clean
Gambar-6 Perbandingan koefisien pitching moment terhadap alpha untuk konfigurasi clean dan konfigurasi tanpa HTP
Efek Tail dan sudut yawing Terhadap Lift Kontribusi horizontal tail terhadap lift diberikan pada Gambar-7. Dimana cukup logis bahwa horizontal tail berpengaruh signifikan pada sudut serang tinggi [6] seperti terlihat dalam gambar tersebut. Dalam gambar tersebut tampak jelas bahwa kontribusi horizontal tail terhadap CLmax Pengaruh sudut betha (Yawing) terhadap nilai CL terlihat cukup signifikan terutama pada sudut serang besar di atas 4o terhadap koefisien gaya angkat CL terutama pada sudut serang tinggi seperti diberikan pada Gambar 8.. Penurunan CL ini dimungkinkan karena adanya perubahan pola aliran di sekitar profil sayap karena kondisi terbang menyamping
Gambar-7 Kontrtibusi HTP terhadap Gaya Angkat (lift )
Gambar 8. Efek Beta Sweep terhadap CL.
Repeat Run Suatu repeat run biasanya diperlukan untuk mengetahui berapa besar akurasi dan kepercayaan dari suatu alat ukur pengujian. Dalam pengujian model PUNA di ILST secara khusus dilakukan repeat run yaitu alpha polar untuk koefisien gaya angkat CL pada Run 14.1 dan 26.1. Pada Gambar-4 di atas, terlihat hampir tidak ada perbedaan nilai CL dari kedua Run tersebut, sehingga secara keseluruhan akurasi peralatan pengujian yang digunakan masih cukup bagus. 5. KESIMPULAN DAN SARAN Pengujian model PUNA skala 1:2.4 telah dilakukan di ILST pada kecepatan 50 m/dt atau setara dengan bilangan Reynolds, Re=9.0E+5. Adapun dari analisa hasil pengujian tersebut dapat disimpulkan sebagai berikut : Pada konfigurasi clean, model mempunyai CLmax=1.23 pada sudut serang 9,5o, dan CL/CD maksimum sebesar 11,5 diperoleh pada sudut serang sekitar 6,5o.
Nilai CM pada alpha 0 (CM0) berharga positip, yang akan memudahkan untuk ditrim [5]. Pada konfigurasi clean, model mengalami kehilangan gaya angkat (stall) ketika sudut serang > 9.5 terhadap body-axis ( > 15.5 terhadap wing axis). Efek sudut Beta terhadap penurunan nilai CL cukup signifikan pada sudut serang yang tinggi. Hal ini dikarenakan perubahan pola aliran angin pada profil sayap. Dari repeat run yang dilakukan, menunjukkan bahwa akurasi peralatan yang digunakan untuk pengujian masih cukup bagus Efek HTP cukup signifikan untuk meningkatkan gaya angkat.
DAFTAR PUSTAKA [1] [2] [3] [4] [5] [6]
Puna Wind Tunnel Model Scale 1:2,4 DRAWINGS, UPT LAGG, 2014. Wind Tunnel Test Proposal – PUNA PA-07 , UPT LAGG, 2015. Widjiatmoko, G., IZ. Pane dan R. Widodo,” Laporan Hasil ILST External Balance Calibration : Oktober 1997”, LAGG.TR.,980010.R, LAGG, 1997 de Vries, O., “Equations for the Data Processing ILST”, NLR TR 87122L, NLR,Amsterdam, 1987 Nelson, R.C.,” Flight Stability and Automatic Control”, McGraw-Hill, Second Ed., 1998. Roskam, J, “Airplane Flight Dynamics And Automatic Flight Controls”, The University of Kansas, 1979
Alamat Penulis: UPT LAGG BPPT Kawasan Puspitek, Serpong, Gedung 240 Tangerang Selatan- Serpong E-mail:
[email protected] [email protected] [email protected]
