JURNAL TEKNIK POMITS Vol. 1, No. 1, (2012) 1-6
1
Rancang Bangun dan Analisa Aerodinamis Sayap Autonomous Flying Wing UAV Ermawan Supramianto dan Hendro Nurhadi Jurusan Teknik Mesin, Fakultas Teknologi Industri, Institut Teknologi Sepuluh Nopember (ITS) Jl. Arief Rahman Hakim, Surabaya 60111 E-mail:
[email protected]
Abstrak— Sebuah Flying Wing Unmanned Aerial Vehicle adalah pesawat yang dikendalikan oleh pilot atau navigator (kini disebut Combat System Officer) namun tanpa adanya awak didalam pesawat tersebut. Aplikasi dari UAV hingga kini adalah untuk keperluan militer. Sebagai pembeda antara UAV dengan misil, UAV didefinisikan sebagai kendaraan udara yang tidak membawa awak didalamnya, bisa untuk sekali pakai atau digunakan berulangkali.Studi ini di lakukan dengan metode numerik, dimana menggunakan software Fluent dengan model turbulent k-efsilon transport (SST), dimana dengan program fluent dapat diketahui center of pressure (CP) dari airfoil yang dipengaruhi penambahan Ardupilot+IMU dengan sudut yang telah ditentukan. Setelah mengetahui CP maka mencari sudut flap pada airfoil.Dari analisa aerodinamis UAV ini didapatkan nilai melalui analisis FLUENT, selisih jarak antara CG dengan CP pada airfoil 0o dengan 3o adalah. -0.53 cm, sedangkan pada pada perbandingan 0o dengan 5o adalah 0 cm, dan pada perbandingan 0o dengan 10o adalah 0.01 cm. Dari grafik coefficient of lift dan coefficient of drag vs angle of attack didapatkan besar coefficient of lift pada angle of attack 0o sama dengan angle of attack 5o terdapat pada posisi flap 15o.
Kata kunci — UAV, IMU, Ardupilot, center of pressure, flap, angle of attack.
I. PENDAHULUAN Sebuah Unmanned Aerial Vehicle (UAV; juga diketahui sebagai remotely piloted vehicle atau RPV, juga Unmanned Aircraft System (UAS)) adalah sebuah pesawat yang dikendalikan oleh pilot atau navigator (kini disebut Combat System Officer) namun tanpa adanya awak didalam pesawat tersebut. Aplikasi dari AUV hingga kini adalah untuk keperluan militer. Sebagai pembeda antara AUV dengan misil, AUV didefinisikan sebagai kendaraan udara yang tidak membawa awak didalamnya, memanfaatkan gaya aerodinamis sebagai gaya pengangkat, dapat terbang tanpa perlu dikendalikan maupun dikendalikan dari jauh, bisa untuk sekali pakai atau digunakan berulangkali dan dapat digunakan untuk membawa beban yang berbahaya maupun tidak A.
Teori Pengaruh Angle of Attack terhadap Center of Pressure Pada sikap (attitude) pesawat yang normal, jika angle of attack ditambah maka CP bergerak maju ke depan dan jika
angle of attack dikurangi CP akan bergerak mundur ke belakang. Karena Center of Gravity adalah titik yang tetap pada tempatnya, maka telah terbukti bahwa pada saat angle of attack bertambah, Center of Lift (CL) bergerak maju di depan Center of Gravity, membuat gaya yang cenderung menaikkan hidung pesawat atau cenderung menaikkan angle of attack ke nilai yang lebih tinggi. Di sisi lain, jika angle of attack dikurangi, Center of Lift (CL) bergerak ke belakang dan cenderung banyak mengurangi angle of attack .
Gambar 1. CP dipengaruhi oleh sudut serang
Di sini terlihat, bahwa airfoil yang umum adalah tidak stabil (unstable) dan sebuah alat tambahan seperti permukaan ekor yang horisontal, perlu ditambahkan untuk membuat pesawat seimbang secara longitudinal. Keseimbangan pesawat dalam sebuah penerbangan bergantung pada posisi relatif Center of Gravity dan Center of Pressure (CP) dari airfoil. Pengalaman telah memperlihatkan bahwa pesawat dengan Center of Gravity di sekitar 20 persen dari chord sayap dapat dibuat untuk menyeimbangkan pesawat dan terbang dengan memuaskan. B. Perhitungan Center of Gravity Titik berat harus berada di depan Center of pressure dan titik netral. Sementara n.p. pesawat sebesar 35% dari sayap dihitung dari leading edge, dan CP suatu sayap di sekitar titik c/4, maka CP dari swept ,tapered wing harus dihitung. Prosedur berikut ini dapat digunakan untuk yang sederhana, dan tapered, swept wing. Pertama, kita menghitung mean aerodynamic chord pada sayap tapered, yang terlepas dari sweep angle :
(1)
JURNAL TEKNIK POMITS Vol. 1, No. 1, (2012) 1-6
2
Pesawat flying wing yang dirancang memiliki chord length at root lr, chord length at tip lt, serta wing span b. dengan taper ratio :
Lokasi dari koordinat x,y dari CP atau 4/c x adalah :
.
(2)
L Gambar 2. Geometric parameters of a tapered, swept wing.
Selain menggunakan pendekatan grafis, lokasi titik netral juga dapat dihitung dengan menggunakan salah satu rumus berikut, tergantung pada taper ratio:
, jika taper ratio > 0,375
(3)
, jika taper ratio <0,375. (4) Sumber : www.MH-aerotools.de/ C. Komponen UAV Flying Wing 1. Inertial Measurement Unit Unit pengukur inersia (Inertial Measurement Unit/IMU) adalah peralatan elektronik yang mengukur dan melaporkan kecepatan, orientasi dan gaya gravitasi dari sebuah wahana. Menggunakan kombinasi satu/lebih accelerometer dan giroskop. 2. Kompas Digital (Magnometer) Untuk sensor elektronik, dapat digunakan jarum magnet yang direkatkan pada poros sebuah servo-generator, namun jenis sensor mekanis ini jarang digunakan sekarang, yang digunakan adalah sensor Hall-effect. Hall-effect adalah contoh dari pergerakan akibat efek magnetik pada moving charged particles, yaitu elektron atau hole, dan pergerakan hole pada logam dan semikonduktor adalah cara pendeteksiannya. 3. Global Positioning System (GPS)
Adalah navigasi berbasis sistem satelit yang menyediakan informasi lokasi dan waktu. Navigasi GPS terbentuk dari garis pandang empat satelit atau lebih. 4. Barometer Tekanan dalam cairan atau gas didefinisikan sebagai gaya yang bekerja per satuan luas. Satuan yang sama dengan mechanical stress, dan untuk benda padat, besar gaya/luasan selalu diistilahkan sebagai tegangan (stress) dibandingkan tekanan. 5. Modul Ardupilot Mega Ardupilot Mega adalah produk yang dikembangkan oleh Chris Anderson dan Jordi Munoz dari DIY Drones. Modul ini berbasis open-source paling berkembang untuk autopilot. Baik autopilot untuk pesawat (ArduPlane), Multicopter (ArduCopter) dan kendaraan darat (ArduRover). 6. Motor DC Brushless Motor DC brushless adalah motor yang dialiri arus searah (Direct Current/DC) dan memiliki sistem komutator elektronik, tidak menggunakan komutator mekanik dan sikat (brushes). Hubungan arus-torsi dan frekuensi-kecepatan dari motor DC brushless adalah linier. 7. Electronic Speed Control (ESC) Kendali kecepatan elektronik (Electronic speed control/ESC) adalah sebuah sirkuit elektronik dengan tujuan untuk memvariasi kecepatan motor listrik, arahnya dan bisa berfungsi sebagai rem dinamis. 8. Motor Servo Motor servo atau lebih singkat di sebut Servo adalah Sebuah alat yang terdiri dari Motor DC, Gear Box dan Driver control yang terpadu menjadi satu. 9. Kendali Jarak Jauh (Remote Control) Merupakan sistem pengendalian jarak jauh dengan gelombang radio berfrekuensi 2,4 GigaHertz. II. METODOLOGI PENELITIAN 1. Melakukan studi literatur berdasarkan jurnal ilmiah, buku teks serta penelitian sebelumnya dalam bentuk tugas akhir. 2. Membuat model Flying Wing (UAV) 3. Merancang Autonomous Flying Wing secara detail menggunakan softwere AUTOCAD 4. Menghitung berat dan titik berat Flying Wing sebelum diberi komponen ARDUPILOT menggunakan software AUTOCAD 5. Memodelkan, mensimulasikan serta mendapatkan profil aliran di sekitar dinding airfoil dengan menggunakan software FLUENT sehingga didapat nilai static pressure pada daerah laju aliran disekitar dinding airfoil 6. Membuat rangkaian elektronik untuk pergerakan secara Autonomous menggunakan sensor IMU, Kompas, dan GPS module. 7. Menguji coba kemampuan baca sensor. 8. Menghitung berat dan titik berat Flying Wing setelah diberi komponen elektronik menggunakan software AUTOCAD 9. Mengubah sudut kendali sayap 3o, 5o, 10o
JURNAL TEKNIK POMITS Vol. 1, No. 1, (2012) 1-6
3
10. Memodelkan, mensimulasikan serta mendapatkan profil aliran di sekitar dinding airfoil dengan menggunakan software FLUENT sehingga didapat nilai static pressure pada daerah laju aliran disekitar dinding airfoil 11. Melakukan uji coba Autonomous Flying Wing di udara 12. Mengambil kesimpulan berdasarkan hasil penelitian yang telah dilakukan
Gambar 5 Tabel Hasil Pemodelan Flying Wing sebelum diberi komponen elektronik Menggunakan Software Autocad
D. Dimensi Flying Wing
Gambar 6 Tabel Hasil Pemodelan Flying Wing sebelum diberi ARDUPILOT Menggunakan Software Autocad
Gambar 3 Dimensi flying wing menggunakan softwere autocad dalam satuan cm
E. Block Diagram Desain Minimum Sistem pada Flying Wing Gambar 7 Tabel Hasil Pemodelan Flying Wing setelah diberi ARDUPILOT Menggunakan Software Autocad
GPS IMU COMPAS BAROMETER
Kendali manual
Transmitter remote control
Receiver remote control
KENDALI TERBANG ARDUPILOT
2 servo ESC
1 motor
Baterai
User
Dari data yang dihasilkan oleh AUTOCAD, center of gravity dari Flying Wing berpindah menuju kepala UAV Flying Wing sebesar 0.5 cm, dikarenakan adanya penambahan komponen ARDUPILOT pada Flying Wing.
Korelasi 1 arah nirkabel korelasi 2 arah nirkabel korelasi 1 arah korelasi 2 arah
Gambar 4. Block Diagram Desain Minimum sistem pada Flying wing
III . HASIL DAN DISKUSI F.
Hasil Penempatan Center of Gravity Pemodelan Flying Wing pada Autocad
Gambar 8. sudut airfoil yang akan diuji coba
Hal ini menimbulkan terjadinya angle of attack yang bernilai minus (UAV bermanuver ke bawah) dan Center Of Pressure pindah posisi menuju ke motor UAV. Untuk menstabilkankan posisi ketinggian UAV seperti semula maka jarak perubahan CP disamakan dengan jarak perubahan CG menuju kepala UAV (0.5 cm) dengan mengubah angle of attack dari airfoil secara bervariasi menjadi 3o,5o dan 10o juga dengan mengubah sudut flap pada airfoil dengan menggunakan table coefficient lift vs angle of attack.
JURNAL TEKNIK POMITS Vol. 1, No. 1, (2012) 1-6
4
Dengan software FLUENT dapat diketahui profil center of pressure dari ketiga airfoil. Profil penempatan center of pressure dapat diketahui dengan menentukan titik pressure terrendah dimana yang telah diterangkan pada bab II letak pusat tekanan (center of pressure) berada pada tekanan yang bernilai negative atau terendah. http://www.scribd.com G.
Perhitungan Berat dan Titik Berat Pemodelan UAV Flying Wing • Berat dan Titik Berat UAV Flying Wing Tanpa Ardupilot MEGA Pada kondisi ini badan UAV Flying wing hanya terdapat komponen IMU, ardupilot mega, ESC, motor, receiver dan servo.
Gambar 10 penempatan posisi komponen setelah diberi ARDUPILOT Tabel 2 Titik berat Flying Wing setelah diberi ARDUPILOT nomor 1 2 3 4 5 6 7 8
nama berat (W) (kg) permukaan badan UAV 3.123 baterai 0.512 TX/RX 0.0078 servo kanan 0.076 servo kiri 0.076 motor 0.186 ESC 0.084 Ardupilot MEGA+IMU 0.15 4.2148 Xi = ƩW*X / ƩW Xi = 0 /4. 0648 Xi = 0
Gambar 9 penempatan posisi komponen sebelum diberi ARDUPILOT Tabel.1 Titik berat Flying Wing sebelum diberi ARDUPILOT nomor 1 2 3 4 5 6 7
nama berat (W) (kg) permukaan badan UAV 3.123 baterai 0.512 TX/RX 0.0078 servo kanan 0.076 servo kiri 0.076 motor 0.186 ESC 0.084 4.0648 Xi = ƩW*X / ƩW Xi = 0 /4. 0648 Xi = 0
X (m) 0 0 0 0.168 -0.168 0 0
Y (m) 0.367 0.66 0.52 0.37 0.37 0.2 0.38
W*X 0 0 0 0.012768 -0.012768 0 0 0
W*Y 1.146141 0.33792 0.004056 0.02812 0.02812 0.0372 0.03192 1.613477
X (m) 0 0 0 0.168 -0.168 0 0 0
Y (m) 0.367 0.66 0.52 0.37 0.37 0.2 0.38 0.539
W*X 0 0 0 0.012768 -0.012768 0 0 0 0
W*Y 1.146141 0.33792 0.004056 0.02812 0.02812 0.0372 0.03192 0.08085 1.694327
Yi = ƩW*Y / ƩW Yi = 1.613477 / 4.0648 Yi = 0.401994638
Jarak perpindahan titik berat menurut data Autocad text window pada UAV Flying Wing antara sebelum dan setelah diberi komponen Ardupilot MEGA adalah Yi Aa - Yi Ab = 0.4073 m - 0.3992 m = 0.0081 m. Dan jarak perpindahan titik berat menurut perhitungan manual pada UAV Flying Wing antara sebelum dan setelah diberi komponen Ardupilot MEGA adalah Yi a - Yi b = 0.4019 m 0.3969 m = 0.005502737 m. H. Profil Static Pressure Aliran Analisa Profil Static Pressure Aliran airfoil 0o
Yi = ƩW*Y / ƩW Yi = 1.613477 / 4.0648 Yi = 0.396938841
Dari perhitungan diatas diperoleh Berat total dan titik berat dari UAV Flying Wing sebelum diberi komponen Ardupilot MEGA(+IMU). Titik Berat arah bidang Y di hiting mulai belakang buritan sehingga kalau di hitung berdasarkan titik tengah pada body UAV Flying Wing adalah Xi = 0 m Yi = 0.3969 m Perbandingan data posisi titik berat yang diperoleh dari Autocad text window dengan perhitungan manual adalah : Autocad text window Xi Ab = 0 (dari posisi XY tengah bawah badan UAV) Yi Ab = 0.3992 m Perhitungan manual Xi b = 0 Yi b = 0.3969 m • Berat dan Titik Berat UAV Flying Wing Dengan Ardupilot MEGA
(a)
Gambar 11 (a) Plot static pressure vs sumbu x pada bidang z=0 UAV FLYING WING 0o (b) Kontur static pressure pada bidang z=0 UAV FLYING WING 0o
JURNAL TEKNIK POMITS Vol. 1, No. 1, (2012) 1-6 Tabel 3. Nilai static pressure disepanajang dinding airfoil 0o pada bidang Z=0 (x)cm 11.62826 11.64734 11.69735 11.73067 11.78304 11.814 11.86144 11.89825 11.93985 11.98366 12.00181 12.03123 12.0632 12.08617 12.11779 12.13706 12.13911 12.14112
Analisa Profil Static Pressure Aliran airfoil 5o
(y) cm (pressure) bar -2.61448 -2.0508065 -2.60907 3.0176845 -2.61661 -2.2014604 -2.59823 2.0493207 -2.61973 -2.4413588 -2.5874 0.066024527 -2.62172 -2.6865129 -2.57724 -1.953231 -2.62371 -3.1697719 -2.57109 -4.3038673 -2.62402 -4.3041134 -2.62336 -4.8450065 -2.5734 -6.7439656 -2.61682 -5.6830044 -2.58369 -7.3528414 -2.59123 -2.4495645 -2.6051 -5.9375844 -2.59607 -3.1462195
Analisa Profil Static Pressure Aliran airfoil 3o
Gambar 12 (a) Plot static pressure vs sumbu x pada bidang z=0 UAV FLYING WING 3o (b) Kontur static pressure pada bidang z=0 UAV FLYING WING 3o Tabel 4 Nilai static pressure disepanajang dinding airfoil 3o pada bidang Z=0 (y) cm -4.85836 -4.84184 -4.82821 -4.86112 -4.81664 -4.86311 -4.8105 -4.86342 -4.86276 -4.81281 -4.85622 -4.8231 -4.83063 -4.8445 -4.83547
(a)
Gambar 13 (a) Plot static pressure vs sumbu x pada bidang z=0 UAV FLYING WING 5o (b) Kontur static pressure pada bidang z=0 UAV FLYING WING 5o Tabel 5 Nilai static pressure disepanajang dinding airfoil 5o pada bidang Z=0 (x) cm 11.65005 11.65274 11.71306 11.7133 11.79894 11.81636 11.87722 11.91001 11.9555 11.99456 12.01725 12.0465 12.074 12.10067 12.12928 12.14913 12.15238 12.15359
(a)
(x) cm 11.72402 11.78872 11.8936 11.95182 11.98862 12.03022 12.07403 12.09218 12.1216 12.15357 12.17654 12.20816 12.22743 12.22948 12.23149
5
(pressure) bar 6.6840801 3.5722694 -0.19332829 -2.7539527 -2.6787641 -3.5640712 -4.7451901 -4.6635017 -5.2041364 -6.7387161 -6.0985913 -8.4922237 -3.0594563 -6.1135039 -4.1336827
(y) cm (pressure) bar -6.19086 9.2020493 -6.19325 -17.11624 -6.16877 8.5611563 -6.18297 -13.561625 -6.17861 -9.0726385 -6.14605 3.7249799 -6.17376 -7.2687478 -6.12625 -0.52807403 -6.16891 -7.0362678 -6.11268 -3.6498761 -6.16382 -7.1276693 -6.1606 -6.9643893 -6.10805 -6.1767144 -6.14929 -7.7712193 -6.11354 -8.3893452 -6.11937 -4.0359406 -6.133 -6.550602 -6.12383 -4.9550118
Profil Static Pressure Aliran airfoil 10o
(a)
(b)
JURNAL TEKNIK POMITS Vol. 1, No. 1, (2012) 1-6 Gambar 14 (a) Plot static pressure vs sumbu x pada bidang z=0 UAV FLYING WING 10o (b) Kontur static pressure pada bidang z=0 UAV FLYING WING 10o
Tabel 5 Nilai static pressure disepanajang dinding airfoil 0o pada bidang Z=0 (x) cm 11.53623 11.53912 11.59708 11.59855 11.68349 11.698 11.76104 11.78957 11.8386 11.87261 11.89968 11.92854 11.95135 11.98151 12.00689 12.02718 12.03161 12.03201
(y) cm -7.8392 -7.84135 -7.8117 -7.82583 -7.81402 -7.78006 -7.80237 -7.75218 -7.79071 -7.73129 -7.78026 -7.7745 -7.71975 -7.75852 -7.72041 -7.72448 -7.73778 -7.72854
(pressure) bar 8.5751934 -30.833231 9.8024473 -24.478588 -16.127024 5.5251098 -12.566385 0.86812627 -11.642743 -2.9866972 -11.164165 -10.709714 -7.2496686 -10.889605 -12.788128 -8.2513866 -8.9602957 -7.2845736
I. Menentukan Posisi Angle of Attack Dari hasil perbandingan selisih jarak perpindahan center of pressure yang hampir sama dengan 0o dan selisih jarak perpindahan posisi CP dan CG yang mendekati 0 cm, maka ditentukan airfoil dengan angle of attack 5o dengan Selisih jarak perpindahan center of pressure pada airfoil 0o = 0.32 cm dan selisih jarak antara CG dengan CP adalah 0 cm. J. Menentukan Posisi Sudut pada Flap Airfoil Dengan menggunakan grafik coefficient of lift dan coefficient of drag vs angle of attack dari NACA report nomor 554 dengan jenis airfoil 23012 didapatkan sudut dari flap airfoil.
6 Agar posisi ketinggian UAV stabil pada kondisi kecepatan 5 m/s dan dengan penambahan beban ARDUPILOT MEGA, maka besar coefficient of lift pada posisi airfoil dengan angle of attack 0o disamakan dengan besar coefficient of lift dari hasil posisi airfoil dengan angle of attack yang telah didapat dari posisi center of gravity, yaitu 5o. Dari grafik coefficient of lift dan coefficient of drag vs angle of attack didapatkan besar coefficient of lift pada angle of attack 0o sama dengan angle of attack 5o terdapat pada posisi flap 15o. Dimana untuk mencapai airfoil dengan angle of attack 5o, maka airfoil dengan angle of attack 0o diberi sudut flap sebesar 15o. IV. SIMPULAN/RINGKASAN Selisih jarak perpindahan center of pressure pada airfoil 0o dengan 3o adalah 12.117 cm - 12.20816 cm = -0.16 cm. Sedangkan selisih jarak antara CG dengan CP adalah 17.64 cm - 18.17 cm = -0.53 cm. Pada perbandingan 0o dengan 5o, Selisih jarak perpindahan center of pressure pada airfoil 0o dengan 5o adalah 12.117 cm - 11.65274cm = 0.32 cm. Sedangkan selisih jarak antara CG dengan CP adalah 18.17 cm – 18.17 cm = 0 cm. Sedangkan pada perbandingan 0o dengan 10o, Selisih jarak perpindahan center of pressure-nya adalah 12.117 cm - 11.5391cm = 0.16 cm. Dan selisih jarak antara CG dengan CP adalah 18.18 cm – 18.17 cm = 0.01 cm. Dari grafik coefficient of lift dan coefficient of drag vs angle of attack didapatkan besar coefficient of lift pada angle of attack 0o sama dengan angle of attack 5o terdapat pada posisi flap 15o. UCAPAN TERIMA KASIH Terima kasih kepada dosen pembimbing dan dosen penguji atas saran dan bimbimbangannya, terimakasih juga pada orang tua dan temen2 tim RSA pada khususnya dan temen lab Mekanika benda padat pada umumnya. DAFTAR PUSTAKA
Gambar 4.15 grafik coefficient of lift dan coefficient of drag vs angle of attack Dengan menggunakan variabel sudut flap sebagai berikut :
Gambar 4.16 variabel sudut flap airfoil
[1] C.S. Chin a,n, S.H.Lum. 2011. Rapid modeling and control systems prototyping of a marine robotic vehicle with model uncertainties using xPC Target system University of Newcastle upon Tyne, Newcastle upon Tyne NE1 7RU, United Kingdom [2] [3] Falah, Syahrul. 2011. Analisa Desain Struktur Kapal Selam Tanpa Awak ITS AUV 01. Institut Teknologi Sepuluh Nopember: Surabaya [4] Fox, Robert W and Alan, T.McDonald. 1994. Introduction to Fluid Mechanics 4th edition. John Willey and Son, Inc.. [5] Kim, J. and Sung, H. J. 2006. Wall Pressure Fluctuations in a Turbulent Boundary Layer over a Bump. Korea Advanced Institute of Science and Technologi. Republic of Korea.a. [6] T. Perez, Ø.N. Smogeli, T.I. Fossen and A.J. Sørensen. 2005. An Overview of Marine Systems Simulator (MSS): A Simulink Toolbox for Narine Control System. SIMS2005-Scandinavian Conference on Simulation and Modelling. [7] Tuakia, Firman. 2008. Dasar-Dasar CFD Menggunakan FLUENT. Informatika. Bandung. [8] Deutschman, Aaron D. 1975. Machine Design, Theory and Practice. New York : Macmillan, Publishing Co., Inc. [9] Moaveni S., “Finite Element Analysis Theory And Application With Ansys”, Prentice Hall, New Jersey, 1999
