Senin, 02 Mei 2011

Aerodinamika

1
ANALISIS AERODINAMIKA PADA SAYAP PESAWAT TERBANG
DENGAN MENGGUNAKAN SOFTWARE BERBASIS COMPUTATIONAL
FLUID DYNAMICS (CFD)
MUHAMAD MULYADI
Fakultas Teknologi Industri, Jurusan Teknik Mesin.
Abstraksi
Karakteristik aerodinamika merupakan suatu hal yang sangat penting dalam
bidang ilmu aplikasi aerodinamika yang ditujukan untuk mendapatkan bentuk
benda yang aerodinamis. Penelitian karakteristik aerodinamika ini dilakukan
pada sayap pesawat. Dalam penelitian ini, analisa karakteristik aerodinamika
dilakukan dengan metoda pendistribusikan aliran pusaran (vortex) di sepanjang
kontur sayap pesawat untuk mendapatkan distribusi kecepatan, yang kemudian
digunakan untuk mendapat kandistribusi tekanan pada kontur sayap tersebut.
Tujuan dari analisa ini adalah untuk mengetahui nilai tekanan dan kecepatan
serta hasil grafik dari kecepatan yang diberikan pada masing – masing model
sayap pesawat diantaranya kecepatan 100 km/Jam, 300 km/Jam, 500 km/Jam,
700 km/Jam, 900 km/Jam sehingga semakin tinggi kecepatan maka tekanan yang
diterima sayap pesawat semakin besar terutama pada bagian depan sayap.
Kata kunci : Aerodinamika, Pesawat, Kecepatan, Tekanan, CFD
PENDAHULUAN
Pesawat terbang merupakan suatu
kemajuan teknologi yang sangat luar biasa
bagi dunia, sejak manusia mulai menemukan
cara untuk dapat terbang maka kemajuan
teknologi dunia semakin pesat pula hal ini
disebabkan dengan adanya pesawat terbang
sehingga koneksi / hubungan antara negaranegara
di dunia semakin mudah. Sejak
pesawat terbang mulai dibuat pertama kali
sampai pada era modern seperti sekarang ini
bentuk pesawat maupun ukurannya terus
menerus berevolusi mengikuti
perkembangan pada jamannya. Dalam
perkembangan pesawat terbang ada suatu
jaman dimana pesawat dikembangkan
sampai ke tingkat teknologi yang dapat
dikatakan tiada batas / luar biasa, hal inilah
yang memicu mengapa pesawat terbang
dikembangkan secara terus menerus sampai
sekarang ini.
Untuk semua kendaraan, dari
kendaraan penumpang kecil hingga yang
besar, pengurangan gaya tahan (drag) yang
ditandai dengan pengurangan koefisien gaya
tahan (drag coefisien) adalah salah satu cara
yang paling efisien untuk meningkatkan
efisiensi penggunaan bahan bakar. Dalam
dunia desain dan produksi kendaraan saat
ini, pengujian koefisien tahanan menjadi
satu hal penting yang harus dilakukan oleh
industri. Kebutuhan akan informasi
koefisien tahanan tersebut menjadi penting
setelah semakin gencarnya usaha-usaha
rekayasa teknologi untuk memproduksi
kendaraan dengan konsumsi bahan bakar
yang koefisien mungkin dengan pencapaian
kecepatan kendaraan yang seoptimal
mungkin.
Dalam lingkungan persaingan
global yang semakin ketat saat ini,
dibutuhkan kecepatan dan ketepatan dalam
pengujian koefisien tahanan tesebut. Seperti
kita ketahui bahwa pengujian keofisien
tahanan angin suatu kendaraan dapat
dilakukan di dalam terowongan angin baik
2
dalam ukuran kendaraan yang sebenarnya
maupun dalam ukuran skala. Akan tetapi
cara-cara pengujian koefisien tahanan dalam
terowongan angin, baik ukuran sebenarnya
maupun ukuran skala tersebut,
membutuhkan waktu dan biaya yang tidak
sedikit. Hal inilah yang menjadi salah satu
pemicu kenapa desainer maupun industri
mulai memanfaatkan komputasi dan
simulasi numerik Computational Fluid
Dynamics (CFD) sebagai solusi terhadap
permasalahan tersebut dengan pertimbangan
kecepatan dalam memperoleh data koefisien
tahanan dan rendahnya biaya yang harus
dikeluarkan.
Tekanan serta kecepatan adalah
besaran dasar dalam konsep ilmu
aerodinamika, kedua parameter tersebut
menjadi landasan bagi pengembangan
konsep serta aplikasi aerodinamika seperti
halnya bidang automotive dan aeronautika.
Fenomena flow around body sendiri kerap
kali menimbulkan beberapa peristiwa yang
cukup merugikan dalam suatu perancangan
benda uji pada industri yang bergerak pada
bidang aerodinamika, seperti halnya gesekan
/friction antara aliran fluida dengan sebuah
body atau benda uji, yang akan berujung
dengan timbulnya daerah wake di sekitar
body atau benda uji.
Penelitian ini ditekankan pada
analisa karakteristik distribusi tekanan dan
kecepatan suatu benda uji airfoil di dalam
fenomena flow around body apabila
kecepatan aliran freestream dibuat konstan.
Dengan menganggap kerapatan udara
konstan dalam kecepatan udara adalah 100
km/jam, 300 km/jam, 500 km/jam, 700
km/jam, 900 km/jam maka kondisi-kondisi
tersebut dikatakan sebagai aliran
inkompresibel dan masih relevan untuk
digunakan sebagai batasan studi
perkembangan aerodinamika saat ini
LANDASAN TEORI
Definisi Fluida
Sebelum melangkah lebih jauh
mengenai pembahasan analisa ini, terlebih
dahulu harus diketahui definisi dari fluida
itu sendiri yang menjadi fundamental awal
dari pembahasan dan analisa selanjutnya.
Dalam keseharian pada
temperatur normal bentuk dasar dari suatu
bahan umumnya terbagi menjadi tiga sifat,
yaitu; zat padat, zat cair dan zat gas,
walaupun ada pula yang mempunyai sifatsifat
ganda. Sebuah zat padat umumnya
mempunyai bentuk tertentu dan bila
dilihat dari struktur molekulnya, zat padat
memiliki jarak antar-molekul yang lebih
rapat serta gaya kohesi antar-molekul
yang lebih besar dibandingkan zat lainnya
sehingga zat padat tidak mudah berubah
bentuk. Sedangkan zat cair dan zat gas
(yang merupakan suatu jenis fluida)
umumnya mempunyai bentuk yang
ditetapkan oleh wadahnya masing-masing
(di mana wadah tersebut biasanya terbuat
dari zat padat) dan bila dilihat dari struktur
molekulnya, fluida memiliki jarak antarmolekul
yang lebih besar serta gaya
kohesi antar-molekul yang lebih rapat
dibandingkan zat padat sehingga fluida
mudah berubah bentuk tergantung dari
wadah atau tempatnya.
Dari pernyataan di atas, dapatlah
ditarik kesimpulan bahwa fluida itu
merupakan suatu zat yang dapat dengan
mudah berubah bentuk, tergantung dari
tempat fluida itu berada. Fluida dapat
dikatakan statis bila fluida tersebut dalam
keadaan tidak bergerak atau diam pada
suatu wadah dan dapat dikatakan
kinematis bila fluida tersebut bergerak
secara terus-menerus (continue) akibat
adanya suatu gaya gesek atau tekan
seberapapun kecilnya.
Secara umum bila dibedakan dari
sudut kemampatannya (compresibility),
maka bentuk fluida terbagi dua jenis,
yaitu; compressible fluid dan
incompressible fluid. Yang dimaksud
dengan compressible fluid adalah fluida
yang tingkat kerapatannya dapat berubahubah
( ) tan kons ≠ρ, contohnya; zat
berbentuk gas. Sedangkan incompressible
fluid adalah fluida yang tingkat
kerapatannya tidak berubah atau
perubahannya kecil sekali dan dianggap
tidak ada ( ) tan kons = ρ, contohnya; zat
berbentuk cair.
Beberapa Istilah dalam Mekanika Fluida.
Istilah dalam mekanika fluida
dibawah ini cenderung untuk zat cair dan
dalam keadaan bergerak yang sesuai
3
dengan fluida yang akan digunakan dalam
penelitian.
Tekanan (Pressure)
Tekanan dalam suatu aliran dapat
diketahui dengan persamaan dibawah ini:
g
g
v
p × ×
×
= ρ
2
2
(Pascal atau N/m
2
)
…………………………. (2-1)
(1)
Debit Aliran
Debit aliran fluida pada umumnya
dipergunakan untuk menghitung
kecepatan aliran pada masing-masing pipa
eksperimen.
Kerapatan (Density)
Kerapatan (density) merupakan
jumlah atau kuantitas dari suatu zat. Nilai
density dapat dipengaruhi oleh temperatur,
semakin tinggi temperatur maka kerapatan
suatu fluida semakin berkurang karena
disebabkan gaya kohesi dari molekulmolekul
fluida semakin berkurang .
Kekentalan (Viscositas)
Viskositas merupakan suatu sifat
fluida yang mendasari diberikannya
tahanan terhadap tegangan geser oleh
fluida tersebut. Viskositas sebenarnya
disebabkan oleh kohesi dan pertukaran
momentum molekuler di antara lapisanlapisan
fluida dan pada waktu
berlangsungnya aliran, efek ini terlihat
sebagai tegangan tangensial atau tegangan
geser di antara lapisan yang bergerak.
Akibat adanya gradient kecepatan, akan
menyebabkan lapisan fluida yang lebih
dekat pada plat yang bergerak, akan
memperoleh kecepatan yang lebih besar
dari lapisan yang lebih jauh.
Metode Elemen Hingga Satu Dimensi.
Metode elemen hingga satu
dimensi merupakan suatu sistem koordinat
yang menggunakan nilai koordinat di
sepanjang arah tegak.
Bilangan Reynolds (Reynolds Number)
Bilangan Reynold adalah
bilangan yang tidak berdimensi yang
merupakan hubungan antara massa jenis
( ρ), viskositas dinamik ( µ ) dan
kecepatan rata-rata (v) dari suatu fluida
dalam sebuah pipa dengan diameter dalam
(d i ).
Bilangan Reynolds digunakan
untuk menentukan tipe aliran, apakah
aliran tersebut laminar atau turbulen, serta
relatif diantaranya (transisi). Jika nilai dari
bilangan Reynold dibawah 2300, maka
aliran tersebut adalah laminar dan jika
nilai dari bilangan Reynold di atas 4000,
maka aliran tersebut adalah turbulen.
Sedangkan nilai diantara 2300 – 4000
menunjukkan aliran transisi.
Klasifikasi Aliran Fluida
Banyak kriteria yang dapat
digunakan untuk mengklasifikasikan
fluida, seperti; tipe aliran yang terjadi,
karakteristik aliran yang dimiliki, rekayasa
aliran yang dilakukan dan lain-lain. Di
mana semua itu dipengaruhi oleh
parameter-parameter fluida serta aliran itu
sendiri (seperti; temperatur, tekanan,
viskositas, kecepatan, tekanan dan lainlain).
Tipe Aliran Fluida
Dalam mempelajari mekanika
fluida tidak terlepas dari tipe-tipe aliran
fluida yang terjadi. Untuk mengetahui tipe
aliran tersebut, terlebih dahulu dicari nilai
dari bilangan Reynolds dengan parameterparameter
yang dimiliki aliran fluida yang
sedang di analisis..
Karakteristik Aliran Fluida
Karakteristik aliran fluida
merupakan sifat aliran fluida yang
dipengaruhi oleh keadaan saluran aliran.
Rekayasa Aliran Fluida
Merupakan penggambaran suatu
sistem dalam menginterprestasikan bentuk
gerakan.
Persamaan Bernoulli
Persamaan Bernoulli digunakan
untuk menghitung aliran fluida dari pipa
yang lebih tinggi menuju ke pipa yang
lebih rendah atau sebaliknya.
Persamaan Bernoulli merupakan
persamaan energi untuk fluida
incompresble di mana terdapat tiga
bentuk energi (yang dipengaruhi oleh
gravitasi).
4
Batas-batas pemakaian
persamaaan Bernoulli ideal adalah
alirannya konstan sepanjang lintasan dan
mengabaikan segala kerugian yang
terjadi dalam lintasan fluida. Jika
alirannya terjadi perubahan atau kerugian
turut diperhitungkan, maka hasilnya tidak
akan ideal.
Persamaan Kontiniutas
Persamaan kontiniutas digunakan
untuk menghitung aliran fluida dari
penampang yang lebih besar menuju
penampang yang lebih kecil atau
sebaliknya. Persamaan kontiniutas ideal
merupakan hukum kekekalan massa di
mana jumlah volume zat massa yang
masuk dan keluar selalu konstan.
Persamaan Momentum
Persamaan momentum digunakan
untuk menghitung pengaruh dari suatu
perubahan aliran fluida. Jika pada
partikel dalam suatu aliran fluida terjadi
perubahan kecepatan baik besaran
maupun arahnya (atau keduanya), maka
akan terjadi perubahan energi yang
dihasilkannya.
Untuk suatu sistem ideal berlaku
hubungan; energi yang diusahakan =
energi yang dihasilkan.
Gaya-gaya Yang Bekerja Pada Pesawat
Terbang
Pesawat terbang dirancang
sedemikian rupa sehingga hambatan
udaranya sekecil mungkin. Pesawat pada
saat terbang akan menghadapi beberapa
hambatan, diantaranya hambatan udara,
hambatan karena berat badan pesawat itu
sendiri, dan hambatan pada saat
menabrak awan. Setelah dilakukan
perhitungan dan rancangan yang akurat
dan teliti, langkah selanjutnya adalah
pemilihan mesin penggerak pesawat
yang mampu mengangkat dan
mendorong badan pesawat.
Suatu benda yang terbenam
dalam fluida yang bergerak, atau
sebaliknya benda tersebut bergerak
terhadap fluida yang diam, mengalami
suatu gaya. Gaya-gaya yang bekerja pada
benda tersebut seringkali disebut sebagai
gaya-gaya aerodinamika. Dalam semua
kasus aerodinamika, gaya-gaya
aerodinamika yang bekerja pada benda
berasal hanya dari dua sumber dasar
ialah distribusi tekanan dan tegangan
geser pada permukaan benda.
Gambar 2.1 Force of flight
Berikut ini hal-hal yang
mendefinisikan gaya-gaya tersebut dalam
sebuah penerbangan yang lurus dan
datar, tidak berakselerasi (stright and
level, unaccelerated):
1. Thrust adalah gaya dorong, yang
dihasilkan oleh mesin
(powerplant)/baling-baling. Gaya
ini kebalikan dari gaya tahan
(drag).
2. Drag adalah gaya ke belakang,
menarik mundur, dan disebabkan
oleh gangguan aliran udara oleh
sayap, fuselage, dan objek-objek
lain. Drag kebalikan dari thrust, dan
beraksi kebelakang paralel dengan
arah angin relatif (relative wind).
3. Weight (gaya berat) adalah
kombinasi berat dari muatan
pesawat itu sendiri, awak pesawat,
bahan bakar, dan kargo atau bagasi.
Weight menarik pesawat ke bawah
karena gaya gravitasi. Weight
melawan lift (gaya angkat) dan
beraksi secara vertikal ke bawah
melalui center of gravity dari
pesawat.
4. Lift (gaya angkat) melawan gaya
dari weight, dan dihasilkan oleh
efek dinamis dari udara yang
beraksi di sayap, dan beraksi tegak
lurus pada arah penerbangan
melalui center of lift dari sayap.
Aplikasi Pada Sayap Pesawat
Gambar 2.2 Penampang Sayap 1
5
Udara akan mengalir melewati
bagian atas sayap dan bagian bawah sayap.
Sebenarnya bukan udara yang mengalir
melewati sayap pesawat, tapi sayap
pesawatlah yang maju “menembus” udara.
Tapi kita akan mengasumsikan aliran ini
dengan gambar sayap yang diam.
Dengan bentuk yang melengkung
di atas, maka aliran udara di atas sayap
membutuhkan jarak yang lebih panjang dan
membuatnya “mengalir” lebih cepat
dibandingkan dengan aliran udara di bawah
sayap pesawat. Karena kecepatan udara
yang lebih cepat di atas sayap, maka
tekanannya akan lebih rendah dibandingkan
dengan tekanan udara yang “mengalir” di
bawah sayap. Tekanan di bawah sayap yang
lebih besar akan “mengangkat” sayap
pesawat dan disebut gaya angkat/lift.
Gambar 2.3 Penampang Sayap 2
Karena itu, kecepatan pesawat
harus dijaga sesuai dengan rancangannya.
Jika kecepatannya turun maka lift nya akan
berkurang dan pesawat akan jatuh, dalam
ilmu penerbangan disebut stall. Kecepatan
minimum ini disebut Stall Speed. Jika
kecepatan pesawat melebihi rancangannya
maka juga akan terjadi stall yang dinamakan
high speed stall.
Terbang straight dan level (lurus
dan datar) dapat dipertahankan mulai dari
terbang dengan kecepatan rendah sampai
dengan kecepatan tinggi. Penerbang harus
mengatur angle of attack dan thrust dalam
semua jangkauan kecepatan (speed regim)
jika pesawat harus ditahan di ketinggian
tertentu (level flight).
Gambar 2.4 Kemiringan sayap pesawat
Secara kasar jangkauan kecepatan ini dapat
dikelompokkan dalam 3 daerah (regim),
kecepatan rendah (low-speed), menjelajah
(cruising flight), dan kecepatan tinggi (highspeed).
Gambar 2.5 Aliran udara pada sayap
Lift dan drag yang tersedia pada
bermacam-macam kecepatan pada saat
pesawat terbang datar dan tidak
berakselerasi, proporsi CL (Coefficient of
Lift) dan CD (Coefficient of Drag) dapat
dihitung pada setiap angle of attack tertentu.
Hasil plotting untuk rasio lift/drag (L/D)
pada angle of attack tertentu menunjukkan
bahwa L/D bertambah ke maksimum
kemudian berkurang pada koefisien lift dan
angle of attack yang lebih besar seperti
terlihat pada gambar. Perhatikan bahwa
maksimum rasio lift/drag (L/D max) terjadi
pada angle of attack dan koefisien yang
tertentu. Jika pesawat beroperasi pada
penerbangan yang stabil pada L/D max,
maka total drag adalah minimum. Angle of
attack apapun yang lebih kecil atau lebih
besar dari yang ada di L/D max akan
mengurangi rasio lift/drag dan
konsekwensinya menambah total drag dari
gaya angkat yang diberikan pada pesawat.
Gambar 2.6 Angle of Attack, Degrees
6
Bagaimana persamaan untuk menghitung
tekanan pada pesawat
Persamaan Bernoulli adalah
2
2
2 2 1
2
1 1
. . .
2
1
. .
2
1
h g P h g P ρνρρρν+ + = + +
………………….............. (2.2)
Sayap pesawat tipis, maka h 1 = h 2 sehingga
tekanan pada pesawat:
2
2 2
2
1 1
.
2
1
.
2
1
νρνρ+ = + P p
Oleh karana itu perhatian utama
para ahli di bidang keteknikan sering kali
lebih kepada tahanan dan gaya angkat
daripada distribusi tekanan dan tegangan
geser, hasil-hasil eksperimen biasanya
diperoleh dan disajikan secara langsung
dalam tahanan dan gaya angkat.
Terdapat dua prinsip penting
yang harus diikuti dalam mendesain
suatu benda dengan tahanan rendah:
- Apabila benda tersebut panjang dan
tipis, tahanannya berkaitan dengan
friksi. Tahanan ini dapat dikurangi
dengan menjaga alirannya laminar
sebanyak mungkin. Hal ini
mengisyaratkan permukaanpermukaan
yang halus.
- Apabila benda tersebut adalah
benda tumpul, tahanannya (
bilangan Reynolds tinggi ) terutama
tahanan bentuk. Tahanan ini dapat
dikurangi dengan menunda separasi
selama mungkin. Satu caranya
adalah dengan memajukan transisi
ke lapisan batas turbulen. Metode
yang lebih baik adalah
streamlining, ialah memanjangkan
bagian belakang benda.
Pertimbangan aerodinamika
adalah penting dalam desain kendaraan
seperti pesawat terbang. Pesawat terbang
tersebut mengalami gaya yang
menghambat gerak lajunya yaitu tahanan
aerodinamika. Mesin pesawat terbang
harus secara terus-menerus menyediakan
daya untuk mengatasi beban tahanan
tersebut.
Airfoil NACA (National Advisory
Committee for Aeronautics)
NACA 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. Geometri airfoil memiliki
pengaruh besar terhadap karakteristik
aerodinamika dengan parameter penting
berupa CL, dan kemudian akan terkait
dengan lift (gaya angkat yang dihasilkan).
Sampai sekitar Perang Dunia II, airfoil
yang banyak digunakan adalah hasil riset
Gottingen. Selama periode ini banyak
pengajuan arifoil dilakukan diberbagai
negara, namun hasil riset NACA lah yang
paling terkemuka. Pengujian yang
dilakukan NACA lebih sistematik dengan
membagi pengaruh efek kelengkungan
dan distribusi ketebalan atau thickness
serta pengujiannya dilakukan pada
bilangan Reynold yang lebih tinggi
dibanding yang lain. Hal ini sering
dirangkum oleh beberapa parameter
seperti: ketebalan maksimum, maksimum
bentuk melengkung, posisi max
ketebalan, posisi maks bentuk
melengkung, dan hidung jari-jari. Suatu
airfoil terdiri dari:
•permukaan atas (Upper Surface)
•permukaan bawah (Lowerer
Surface)
•mean camber line adalah tempat
kedudukan titik-titik antara
permukaan atas dan bawah airfoil
yang diukur tegak lurus terhadap
mean camber line itu sendiri.
•Leading edge adalah titik paling
depan pada mean camber line,
biasanya berbentuk lingkaran
dengan jari-jari mendekati 0.02c
•Trailing edge adalah titik paling
belakang pada mean camber line
•camber; adalah jarak maksimum
antara mean camber line dan garis
chord yang diukur tegak lurus
terhadap garis chord.
•ketebalan (thickness); adalah jarak
antara permukaan atas dan
permukaan bawah yang diukur
tegak lurus terhadap garis chord.
7
Gambar 2.7 NACA airfoil geometry
Karakteristik Airfoil
Gaya angkat pada airfoil
bergantung pada koefisien gaya angkat yang
dihasilkan oleh airfoil tersebut. Koefisien
gaya angkat (cl) dipengaruhi oleh disain
bentuk camber dari airfoil. cl yang
dihasilkan oleh suatu airfoil bervariasi
secara linear dengan sudut serang (a)
tertentu. Kemiringan garis ditandai dengan
0
a yang disebut lift slope. Pada daerah ini
aliran udara bergerak dengan mulus dan
masih menempel pada hampir seluruh
permukaan airfoil. Dengan bertambah
besarnya a, aliran udara cenderung untuk
separasi dari permukaan atas airfoil,
membentuk ulakan besar “dead air” di
belakang airfoil. Pada aliran separasi ini,
aliran urdara berputar dan sebagian aliran
bergerak ke arah yang berlawanan dengan
aliran freestream disebut juga reversed flow.
Aliran yang berpisah merupakan
efek dari viskositas. Konsekuensi dari
perpisahan aliran pada atinggi adalah
pengurangan gaya angkat atau cl dan
bertambah besarnya gaya hambat akibat
pressure drag, kondisi ini disebut kondisi
stall. Harga maksimum dari cl berada pada
tepat sebelum kondisi stall yang
dilambangkan dengan
max
cl .
max
cl
merupakan aspek paling penting dari
performa airfoil, karena menentukan
kecepatan stall pesawat udara khususnya
saat fasa terbang kritis yaitu terbang tinggal
landas dan mendarat.
Gambar 2.8 Proses terbentuknya gaya
angkat
Berikut ini adalah proses terbentuknya gaya
angkat:
•Aliran udara mengalir melalui
airfoil terpecah dua menjadi aliran
di atas dan bawah permukaan
airfoil.
•Di trailing edge kedua aliran
bersatu lagi. Namun karena
perbedaan sudut arah datangnya
kedua aliran tersebut, maka akan
terbentuk suatu pusaran yang
disebut starting vortex, dengan arah
putaran berlawanan arah putar
jarum jam.
•Karena momentum putar awal
aliran adalah nol, maka menurut
hokum kekekalan momentum,
harus timbul pusaran yang melawan
arah putar starting vortex ini.
Pusaran ini berputar searah putaran
jarum jam mengelilingi airfoil dan
dinamakan bound vortex.
•Starting vortex akan bergeser ke
belakang karena gerak maju
pesawat.
•Akibat adanya bound vortex ini,
aliran di atas permukaan akan
mendapat tambahan kecepatan, dan
aliran di bawah permukaan akan
mendapat pengurangan kecepatan.
8
•Karena terjadi perbedaan kecepatan
itulah, sesuai dengan hokum
Bernoulli, timbul gaya yang
arahnya ke atas dan disebut lift
(gaya angkat).
Gaya Angkat Pada Sayap
Sayap adalah bentuk nyata 3D
dari airfoil. Proses terbentuknya gaya angkat
pada sayap ini sama dengan airfoil.
Walaupun tersusun atas airfoil yang
didstribusikan sepanjang span sayap, adanya
efek rentang terbatas akan menyebabkan
pola aliran di sekitar sayap tidak dapat
dianggap sebagai aliran 2D.
Gambar 2.9 Sayap Tampak Depan
Gaya angkat pada suatu
permukaan sayap akan terjadi jika terdapat
perbedaan tekanan antara permukaan atas
dan bawah. Perbedaan ini akan terjadi
sepanjang span, kecuali pada ujung sayap.
Pada ujung sayap ini akan terjadi proses
ekualisasi tekanan sehingga aliran udara
mengalami rotasi di sekitar ujung sayap.
Dengan demikian secara efektif, aliran di
sekitar sayap adalah aliran 3D. Rotasi pada
ujung sayap ini disebut wing tip vortex,
yang seiring dengan gerak maju pesawat,
wing tip vortex akan bergerak ke belakang
sayap sekaligus ke bawah. Vortex ini akan
mempengaruhi sayap dalam artian
mengimbas ke bawah komponen kecepatan
aliran di sekitar sayap tersebut. Kecepatan
imbas ke bawah ini disebut downwash.
Gambar 2.10 Ilustrasi Downwash
Dengan adanya downwash dan
V8, maka akan ada sudut serang lokal yang
lebih rendah daripada sudut serang
geometrik.
Gambar 2.11 Akibat Downwash
Karakteristik yang makin
membedakan airfoil dengan sayap adalah
sudut serang efektif yang bergantung pada
distribusi downwash sepanjang span.
Sementara itu, downwash itu sendiri
bergantung pada distribusi lift sepanjang
span. Besarnya lift per unit span sendiri
bervariasi sebagai fungsi dari jarak pada
sayap, karena:
•Panjang chord yang bervariasi
sepanjang span sayap.
•Sayap bisa saja dipuntir untuk
mendapatkan sudut serang yang
berbeda pada tiap airfoilnya.
•Bentuk airfoil yang bisa saja
berbeda sepanjang span.
NACA Seri 4 Digit
Sekitar tahun 1932, NACA
melakukan pengujian beberapa bentuk
airfoil yang dikenal dengan NACA seri 4
digit. Distribusi kelengkungan dan
ketebalan NACA seri empat ini diberikan
berdasarkan suatu persamaan. Distribusi
ini tidak dipilih berdasarkan teori, tetapi
diformulasikan berdasarkan pendekatan
bentuk sayap yang efektif yang
digunakan saat itu, seperti yang dikenal
adalah airfoil Clark Y.
Pada airfoil NACA seri empat,
digit pertama menyatakan persen
maksimum chamber terhadap chord.
Digit kedua menyatakan persepuluh
posisi maksimum chamber pada chord
dari leading edge. Sedangkan dua digit
terakhir menyatakan persen ketebalan
airfoil terhadap chord. Contoh : airfoil
NACA 2412 memiliki maksimum
chamber 0.02 terletak pada 0.4c dari
leading edge dan memiliki ketebalan
maksimum 12% chord atau 0.12c. Airfoil
yang tidak memiliki kelengkungan,
dimana chamber line dan chord berhimpit
disebut airfoil simetrik. Contohnya
adalah NACA 0012 yang merupakan
9
airfoil simetrik dengan ketebalan
maksimum 0.12c.
Gambar 2.12 NACA 4 digit
NACA Seri 5 Digit
Pengembangan airfoil NACA 5
digit dilakukan sekitar tahun 1935 dengan
menggunakan distribusi ketebalan yang
sama dengan seri empat digit. Garis
kelengkungan rata-rata (mean chamber
line) seri ini berbeda dibanding seri
empat digit. Perubahan ini dilakukan
dalam rangka menggeser maksimum
chamber kedepan sehingga dapat
meningkatkan CL max. Jika
dibandingkan ketebalan (thickness) dan
chamber, seri ini memiliki nilai CL max
0.1 hingga 0.2 lebih tinggi dibanding seri
empat digit. Sistem penomoran seri lima
digit ini berbeda dengan seri empat digit.
Pada seri ini, digit pertama dikalikan 3/2
kemudian dibagi sepuluh memberikan
nilai desain koefisien lift. Setengah dari
dua digit berikutnya merupakan persen
posisi maksimum chamber terhadap
chord. Dua digit terakhir merupakan
persen ketebalan/thickness terhadap
chord. Contohnya, airfoil 23012 memiliki
CL desain 0.3, posisi maksimum chamber
pada 15% chord dari leading edge dan
ketebalan atau thickness sebesar 12%
chord.
Gambar 2.13 NACA 5 digit
NACA Seri-1 (Seri 16)
Airfoil NACA seri 1 yang
dikembangkan sekitar tahun 1939
merupakan seri pertama yang
dikembangkan berdasarkan perhitungan
teoritis. Airfoil seri 1 yang paling umum
digunakan memiliki lokasi tekanan
minimum di 0.6 chord, dan kemudian
dikenal sebagai airfoil seri-16. Chamber
line airfoil ini didesain untuk
menghasilkan perbedaan tekanan
sepanjang chord yang seragam.
Penamaan airfoil seri 1 ini
menggunakan lima angka. Misalnya
NACA 16-212. Digit pertama
menunjukkan seri 1. Digit kedua
menunjukkan persepuluh posisi tekanan
minimum terhadap chord. Angka
dibelakang tanda hubung: angka pertama
marupakan persepuluh desain CL dan dua
angka terakhir menunjukkan persen
maksimum thickness terhadap chord. Jadi
NACA 16-212 artinya airfoil seri 1
dengan lokasi tekanan minimum di 0.6
chord dari leading edge, dengan desain
CL 0.2 dan thickness maksimum 0.12.
Gambar 2.14 NACA 16-212
NACA Seri 6
Airfoil NACA seri 6 didesain
untuk mendapatkan kombinasi drag,
kompresibilitas, dan performa CL max
yang sesuai keinginan. Beberapa
persayaratan ini saling kontradiktif satu
dan lainnya, sehingga tujuan utama
desain airfoil ini adalah mendapatkan
drag sekecil mungkin.
Geometri seri 6 ini diturunkan
dengan menggunakan metode teoritik
yang telah dikembangkan dengan
menggunkan matematika lanjut guna
mendapatkan bentuk geometri yang dapat
menghasilkan distribusi tekanan sesuai
keinginan. Tujuan pendekatan desain ini
adalah memperoleh kombinasi thickness
dan chamber yang dapat memaksimalkan
daerah alirah laminer. Dengan demikian
maka drag pada daerah CL rendah dapat
dikurangi.
Aturan penamaan seri 6 ini
cukup membingungkan dibanding seri
lain, diantaranya karena adanya banyak
perbedaan variasi yang ada. Contoh yang
10
umum digunakan misalnya NACA 641-
212, a=0.6. Angka 6 di digit pertama
menunjukkan seri 6 dan menyataan
family ini didesain untuk aliran laminer
yang lebih besar dibanding seri 4 digit
maupun 5 digit. Angka 4 menunjukkan
lokasi tekanan minimum dalam
persepuluh terhdap chord ( 0.4c ).
Subskrip 1 mengindikasikan bahwa range
drag minimum dicapai pada 0.1 diatas
dan dibawah CL design yaitu 2 dilihat
angka 2 setelah tanda hubung. Dua angka
terakhir merupakan persen thickness
terhadap chord, yaitu 12% atau 0.12.
Sedangkan a= __ mengindikasikan persen
chord airfoil dimana distribusi
tekanannya seragam, dalam contoh ini
adalah 60 % chord.
Gambar 2.15 NACA 6 digit
NACA Seri 7
Seri 7 merupakan usaha lebih
lanjut untuk memaksimalkan daerah
aliran laminer diatas suatu airfoil dengan
perbedaan lokasi tekanan minimum
dipermukaan atas dan bawah. Contohnya
adalah NACA 747A315. Angka 7
menunjukkan seri. Angka 4 menunjukkan
lokasi tekanan minimum di permukaan
atas dalam persepuluh (yaitu 0.4c) dan
angka 7 pada digit ketiga menunjukkan
lokasi tekanan minimum di permukaan
bawah airfoil dalam persepuluh (0.7c). A,
sebuah huruf pada digit keempat,
menunjukkan suatu format distribusi
ketebalan dan mean line yang
standardisasinya dari NACA seri awal.
Angka 3 pada digit kelima menunjukkan
CL desain dalam persepuluh (yaitu 0.3)
dan dua angka terakhir menunjukkan
persen ketebalan maksimum terhadap
chord, yairu 15% atau 0.15.
Gambar 2.16 NACA 7 digit
NACA Seri 8
Airfiol NACA seri 8 didesain
untuk penerbangan dengan kecepatan
supercritical. Seperti halnya seri
sebelumnya, seri ini didesain dengan
tujuan memaksimalkan daerah aliran
laminer di permukaan atas permukaan
bawah secara independen. Sistem
penamaannya sama dengan seri 7, hanya
saja digit pertamanya adalah 8 yang
menunjukkan serinya. Contohnya adalah
NACA 835A216 adalah airfoil NACA
seri 8 dengan lokasi tekanan minimum di
permukaan atas ada pada 0.3c, lokasi
tekanan minimum di permukaan bawah
ada pada 0.5c, memiliki CL desain 2 dan
ketebalan atau thickness maksimum
0.16c.
Gambar 2.17 NACA 8 digit
Computational Fluid Dynamic (CFD)
Perkembangan teknologi yang
serba terkomputerisasi, telah memberi
banyak kemudahan salah satunya dalam
hal mendapatkan informasi dari analisa
yang mempunyai tingkat kerumitan yang
tinggi bila dilakukan secara manual.
Computational Fluid Dynamics
(CFD) merupakan salah satu cara
penggunaan komputer untuk
menghasilkan informasi tentang
bagaimana aliran fluida. CFD
menggabungkan berbagai ilmu dasar
teknologi diantaranya matematika, ilmu
komputer, teknik dan fisika. Semua ilmu
disiplin tersebut digunakan untuk
pemodelan atau simulasi aliran fluida.
Prinsip CFD adalah metode
penghitungan yang mengkhususkan pada
fluida, di mana sebuah kontrol dimensi,
luas serta volume dengan memanfaatkan
11
komputasi komputer maka dapat
dilakukan perhitungan pada tiap-tiap
elemennya.
Hal yang paling mendasar
mengapa konsep CFD banyak sekali
digunakan dalam dunia industri adalah
dengan CFD dapat dilakukan analisa
terhadap suatu sistem dengan
mengurangi biaya eksperimen dan
tentunya waktu yang panjang dalam
melakukan eksperimen tersebut atau
dalam proses design engineering tahap
yang harus dilakukan menjadi lebih
pendek. Hal lain yang mendasari
pemakaian konsep CFD adalah
pemahaman lebih dalam mengenai
karakteristik aliran fluida dengan melihat
hasil berupa grafik, vektor, kontur
bahkan animasi.
Struktur Program CFD
Dalam proses kerjanya CFD
melibatkan berbagai macam software
atau program.
Sayap Pesawat
Pada bab ini membahas tentang
proses simulasi dan hasil dari proses
simulasi sayap pesawat. Tujuan dari
simulasi ini adalah menganalisis aliran
fluida eksternal tekanan dan kecepatan pada
sayap pesawat, selain itu analisis ini juga
bertujuan untuk pengurangan tahanan angin
(air drag) dan pengurangan koefisien
tahanan (drag coefisien) pada bagian sayap
pesawat untuk mengurangi tekanan pada
sayap pesawat.
Sayap Pesawat Dengan Software
Solidwork.
Sebelum menganalisis aliran fluida
pertama kali kita lakukan adalah
menggambar CAD atau bentuk dari benda
yang akan disimulasikan, disini benda yang
akan disimulasikan adalah sayap pesawat
dengan software solidwork agar lebih cepat,
dibandingkan menggunakan perangkat lunak
lain yang sejenis. Selain tampilan dari
solidwork yang sangat mudah dipahami.
Perangkat lunak ini juga memiliki beberapa
fasilitas pendukung. Oleh karena itu,
penggambaran komponen tersebut dilakukan
dengan perangkat lunak solidwork.
Selain itu, perangkat lunak ini juga
disertai dengan fasilitas pendukung untuk
menganalisa dan mensimulasikan gerakan.
Cosmoswork digunakan untuk menganalisa
kecepatan, tekanan, tegangan, frekuensi,
tekanan, suhu dan sebagainya.
Cosmosmotion digunakan untuk membuat
gerakan dari benda, membuat simulasi serta
menganimasikannya. Selain itu,
Cosmosmotion juga dapat menganalisa
beban untuk kasus analisa struktur.
Sedangkan Cosmosflowork digunakan untuk
menganalisa aliran fluida baik dalam
maupun luar, tekanan, kecepatan dan
sebagainya.
Program-program yang terlibat
dalam CFD terbagi dua yaitu;
1. Software utama
Yang dapat digunakan sebagai
software utama di CFD adalah
Solidwork.
2. Software pendukung
Yang termasuk dalam software
pendukung di CFD adalah program
Exceed, GAMBIT dan program-program
CAD/CAE, seperti; AutoCad, CATIA,
NASTRAN, ProEngineering,
Cosmossolidwork dan lain-lain.
Tahapan Kerja Dalam CFD
Sebelum analisa dalam CFD
dilaksanakan, terlebih dahulu dibuat
desain awal benda, teknisnya adalah
membuat model dengan programprogram
CAD/CAE atau dapat dibuat
pula pada program Cosmos Solidwork
langsung sebelum dilakukan
pendifinisian.
Gaya Permukaan
Model solusi yang digunakan
dalam simulasi adalah k - eSTD.
Dengan memasukkan harga
projected areas (default) ke dalam
references value maka diperoleh harga
sebagai berikut:
12
Tabel 3.1 Koefisien Angkat (CL).
Kecepatan
Koefisien Angkat (CL)
100 km/Jam 0.87
300 km/Jam 0.64
500 km/Jam 0.32
700 km/Jam 0.22
900 km/Jam 0.11
Dari kecepatan yang sudah
ditentukan maka telah didapat nilai koefisien
angkat (CL), dari kecepatan 100 km/jam
didapatkan nilai koefisien angkat 0.87.
Kecepatan 300 km/jam didapatkan nilai
koefisien angkat 0.64 lalu keceptan 500
km/jam didapatkan nilai koefisien angkat
0.32. Begitu juga dengan kecepatan 700
km/jam didapatkan nilai koefisien angkat
(CL) 0.22 dan dengan kecepatan 900
km/jam nilai koefisien angkat (CL) 0.11.
Nilai koefisien berkurang seiring dengan
bertambahnya kecepatan.
Tabel 3.2 Koefisien Tahanan (CD).
Kecepatan
Koefisien Tahanan
(CD)
100 km/Jam 0.067
300 km/Jam 0.051
500 km/Jam 0.040
700 km/Jam 0.035
900 km/Jam 0.022
Dari kecepatan yang sudah
ditentukan maka telah didapat nilai koefisien
tahanan (CD), dari kecepatan 100 km/jam
didapatkan koefisien tahanan 0.067.
Kecepatan 300 didapatkan koefisien tahanan
0.051 lalu kecepatan 500 km/jam didapatkan
nilai koefisien tahanan 0.040 di karenakan
tekanan anginnya rendah. Begitu juga
dengan kecepatan 700 km/jam didapatkan
nilai koefisien tahanan (CD) 0.035 dan
dengan kecepatan 900 km/jam nilai
koefisien tahanan (CD) 0.022. Disini nilai
koefisien tahanan (CD) pada kecepatan 100,
300, 500, 700 hingga 900 km/jam semakin
menurun dikarenakan tekanan pada
kecepatan ini sangat tinggi.
KESIMPULAN
Berdasarkan analisa yang dilakukan
dengan program CFD menunjukkan adanya
fluktuasi (perubahan) nilai dari tekanan yang
terjadi pada bagian sayap pesawat. Salah
satu faktornya disebabkan oleh perubahan
kecepatan diantaranya sebagai berikut:
1 Kecepatan 100 km/jam didapat
nilai tekanan yang tinggi yaitu
101785 Pa sedangkan nilai
tekanan terendahnya 101376 Pa.
2 Kecepatan 300 km/jam didapat
nilai tekanan yang tinggi yaitu
105322 Pa sedangkan nilai
tekanan terendahnya 102849 Pa.
3 Kecepatan 500 km/jam didapat
nilai tekanan yang tinggi yaitu
112303 Pa sedangkan nilai
tekanan terendahnya 108442 Pa.
4 Kecepatan 700 km/jam didapat
nilai tekanan yang tinggi yaitu
123985 Pa sedangkan nilai
tekanan terendahnya 120095 Pa.
5 Kecepatan 900 km/jam didapat
nilai tekanan yang tinggi yaitu
140018 Pa sedangkan nilai
tekanan terendahnya 135753 Pa.
Di mana untuk nilai tertinggi dari
hasil analisa tersebut terjadi pada kecepatan
900 km/jam yaitu dengan tekanan 140018
Pa sedangkan nilai tekanan yang terendah
adalah 101376 Pa pada kecepatan 100
km/jam. Tekanan tertinggi (ditunjukkan
dengan warna merah) terjadi pada bagian
depan sayap pesawat dimana daerah tersebut
merupakan frontal area. Maka dari itu makin
tinggi kecepatan pesawat maka tekanan
terhadap bagian permukaan sayap pesawat
akan berbeda-beda.
Saran
Untuk mengahadapi persoalan yang
menyangkut mengenai fluida, khususnya
dalam analisa dengan perangkat lunak.
13
Usaha – usaha yang sebaiknya dilakukan
untuk mendapatkan hasil yang lebih baik,
adalah:
1. Hendaknya mengetahui terlebih
dahulu jenis analisa fluida yang
ingin diketahui. Apakah analisa
tersebut adalah aliran dalam
(interal) atau aliran luar (eksternal).
2. Mengetahui kondisi – kondisi
fluida awal sebelum dilakukan
proses analisa. Seperti kecepatan,
tekanan, jenis fluida dan
sebagainya.
3. Bila ingin melakukan analisa
sebelumnya sudah ada suatu sistem
yang dapat dijadikan standar
analisa
4. Perlu adanya pengembangan
tinjauan aliran fluida pada
benda uji secara tiga dimensi.
5.
DAFTAR PUSTAKA
1. Team Yayasan Pendidikan Haster.,
IKHTISAR RUMUS - RUMUS
LENGKAP FISIKA: Untuk SMU,
Penerbit Gunung Ilmu Press,
Bandung, 1991.
2. Olson, M. Reuben., Wright, J.
Steven., diterjemahkan Alex Tri
Kantjono Widodo., DASAR –
DASAR MEKANIKA FLUIDA
TEKNIK, Edisi Kelima, Cetakan 1,
PT. Gramedia Pustaka Utama,
Jakarta, 1993.
3. Streeter, V. L., Wylie, Benyamin
E., diterjemahkan oleh Arko
Prijono., MEKANIKA FLUIDA,
Edisi Kedelapan, Jilid 1, Erlangga,
Jakarta, 1999.
4. Djojodihardjo, Harijono.
MEKANIKA FLUIDA, Erlangga,
Jakarta, 1982.
5. Lembaga Kursus CCIT., Modul
Computational Fluid Dynamic,
Depok.
6. http://aeroblog.wordpress.com/cate
gory/fisika-terbang/
7. www.ilmuterbang.com

Tidak ada komentar:

Posting Komentar