Uploaded by User47247

slide aero

advertisement
DASAR
AERODINAMIKA
HUKUM PERGERAKAN UDARA DAN
VARIABEL DASAR AERODINAMIKA
1
Hukum Pergerakan Udara.
• a.
Hukum Newton I.
 Fvertikal = 0 ;  FHorisontal = 0 ;  MCG = 0
• b.
Hukum Newton II
a
=
F/m
F= m.a
• c. Hukum Newton III.
Reaksi /Aksi = - reaksi
2
Atmosfir.
• Pada ketinggian tertentu terjadi perubahan :
1 Tekanan
2 Temperatur
3 Kelembaban
4 Kekentalan
5 Kerapatan udara.
3
Komposisi Udara.
:
Komposisi gas di dalam udara adalah sebagai
berikut :
1.
Gas Nitrogen (78 %),
2.
Gas Oksigen (21 %),
3.
Gas-gas lainnya yang terdiri (1%).
a. Argon,
b. Karbon Dioksida,
c. Hidrogen,
d. Helium,
e. Neon dll.
4
• Prosentase ini adalah diukur dari volume, tidak dari
prosentase berat.
• jumlah oksigen pada komposisi udara sangat
berpengaruh terhadap pembakaran pada engine
pesawat terbang.
• Di dunia penerbangan gas helium digunakan untuk
pengisian Balon Udara
• gas Hidrogen sangat berbahaya dapat digunakan
sebagai bom atom.
5
Variabel-variabel dasar
Aerodinamika
• Variabel-variabel yang sering digunakan
dalam membahas aerodinamik adalah :
1. tekanan,
2. kerapatan udara,
3. temperatur
4. kecepatan aliran udara.
6
Tekanan Udara.
• Tekanan adalah gaya normal per satuan luas area
pada permukaan di mana waktu rata-rata perubahan
momentum molekul gas bertubrukan pada
permukaan.
• didefinisikan sebagai gaya per satuan luas maka
luasnya permukaannya tidak harus 1 m2 atau ft2
• Untuk mengukur tekanan udara dipergunakan alat
yang disebut Barometer atau Manometer
7
Lanjutan
• Barometer dipergunakan untuk mengukur tekanan udara
di dalam ruangan yang terbuka
• Manometer digunakan untuk mengukur tekanan udara di
dalam ruangan yang tertutup
• Pressure (p), untuk tekanan pada permukaan laut (p0)
adalah 2116 lbs/ft2
• tekanan pada ketinggian 18000 ft besarnya adalah 1057
lbs/ft2 (setengah dari P0) sehingga 18000 ft disebut sebagai
Half Of The Atmosphere
8
Lanjutan
• Ratio Tekanan (Pressure Ratio) :merupakan perbandingan
tekanan udara suatu ketinggian dengan tekanan udara
dipermukaan laut ( ) (Delta).
• Tekanan Udara dinyatakan dalam : Kg/cm2 , Cm Hg, Inch
Hg, lbs/ft2 (Psf), N/m2 (Pascal), N/mm2 (Mpa), Lb/in2
(Psi)
9
Temperatur Udara.
• Perubahan Temperatur Udara yang disebabkan oleh
kenaikan ketinggian secara garis besarnya adalah sebagai
berikut :
1) Temperatur pada permukaan laut : + l50 C dari
permukaan laut sampai dengan 11 Km temperatur
akan turun 6,5 0 C untuk setiap kenaikan satu Km.
2) Temperatur diatas ketinggian 11 Km sampai dengan
20 Km. selalu konstan pada temperatur -56,5 0 C.
3) Pada ketinggian diatas 20 Km sampai dengan 32
Km temperatur akan naik 10 C untuk setiap
kenaikan satu Km
10
Lanjutan
• kenyamanan penerbangan diperlukan temperatur sekitar
200 C sampai 230 C
• Perbandingan Ambient Air Temperature dengan Standard
Sea Level Air Temperature disebut Temperature Ratio ()
• Temperatur T gas adalah berbanding lurus dengan ratarata energi kinetik molekul dalam fluida.
EK = 3/2 k T
di mana k adalah konstanta Boltzman
11
Kelembaban Udara (Humidity).
• Banyak sedikitnya uap air di dalam udara akan
mempengaruhi besar kecilnya kelembaban udara.
• Kelembaban disebut Absolut Massa uap air untuk tiap
satuan volume
• Kelembaban Relatif adalah perbandingan antara tekanan
bagian uap air dengan tekanan uap air absolut
• Kelembaban udara relatif 60 % artinya adalah pada
temperatur tertentu udara mengandung 60 % uap air
yang diperlukan untuk membuat udara tersebut jenuh.
• Kelembaban yang baik bagi kenyamanan dan kesehatan
manusia adalah sekitar 55 %.
12
Kekentalan Udara (Viscosity).
• Kekentalan udara pada suatu daerah dipengaruhi oleh
keadaan temperatur setempat
• Pada daerah yang makin tinggi temperaturnya, viscosity
makin kecil berarti kemampuan bergerak makin tinggi.
• Koefisien Kekentalan Udara Absolut ditulis dengan notasi
 (miu).
13
Kerapatan Udara
(Density).
• kerapatan udara didefinisikan sebagai massa per satuan
volume udara.
• Kerapatan udara notasinya adalah  (rho) dengan dimensi
slug/ft3 atau kg/m3, (1 slug = 1 lb.sec2/ft).
• Perbandingan antara ambient air density dan density pada
sea level conditions disebut density ratio dengan notasi 
(sigma).
Pressure Ratio
Density Ratio =
Temperature Ratio
14
Kecepatan aliran.
• Prinsip utama aerodinamika adalah pergerakan
fluida.
• Pengertian kecepatan fluida akan sama dengan
bila benda bergerak pada fluida yang diam
15
International Standard Atmosphere
(ISA).
• diperlukan untuk menghindari kesalahankesalahan perhitungan, karena kondisi udara
dalam atmosfir tidak selalu sama, selalu
berubah setiap saat
• besaran standard antara lain tekanan,
temperatur, kerapatan udara dan kecepatan
suara dikaitkan dengan perbedaan ketinggian
dari permukaan air laut
16
Pembagian
Lapisan Udara.
• Pembagian Lapisan Udara yang terdapat di Bumi
adalah sebagai berikut :
a. Troposfir (Ketinggian mencapai 11.000 16.000 m)
b. Stratosfir (Ketinggian mencapai 80.000 110.000 m)
c. Ionosfir (Ketinggian antara 110.000 500.000 m)
e. Exosfir (Ketinggian antara 500.000 1.000.000 m)
17
BAB II
DASAR
AERODINAMIKA
AIRCRAFT TERMINOLOGI
18
Aircraft Terminologi
a.
b.
c.
d.
e.
Aeroprofil Terminologi (airfoil terminologi).
Wing Planform Terminologi.
Control Surface.
Sumbu-sumbu Pesawat Terbang.
Gerakan Dasar Pesawat Terbang
19
Aeroprofil Terminologi
a. Chord Line. Adalah garis lurus yang
menghubungkan Leading Edge dan Trailling Edge.
b. Chord. Jarak antara Leading Edge dengan Trailling Edge
c. Mean Camber Line adalah garis lengkung yang ditarik
diantara Lower dan Upper Surface (permukaan bawah dan
atas).
d. Maksimum Thickness. Jarak yang terbesar/terjauh
antara Upper Surface dan Lower Surface.
e. Maksimum Camber. Jarak yang terbesar antara Mean
Camber Line dengan Chord Line.
20
f. Leading Edge (LE). Titik terdepan dari
Aeroprofil.
g. Trailling Edge (TE). Titik yang paling belakang dari
Aeroprofil.
h. Radius Leading Edge. Jari-jari lingkaran yang melalui LE.
i. Upper Surface. Garis lengkung disebelah atas aeroprofil
(permukaan atas airfoil).
21
j. Lower Surface. Garis Lengkung disebelah bawah
aeroprofil. (permukaan bawah airfoil).
k. Angle of Attack. Sudut antara Relative Wind dengan
Chord Line. Notasinya ditulis  (alpha).
l. Lift. Komponen Aerodynamic Force yang tegak lurus
dengan Relative Wind.
m. Drag. Komponen Aerodynamic Force yang sejajar
dengan Relative Wind.
22
Aeroprofil Terminologi
23
Wing Planform
Terminologi
a.
Span (b). Span adalah bentang panjang sayap yang diukur dari wing tip
ke wing tip (ujung sayap ke ujung sayap).
b.
Chord (c). Chord adalah panjang geometis sayap yang diukur dari
leading edge sampai trailing edge.
c.
Leading Edge (LE). Leading edge adalah titik (posisi) paling depan dari
geometri sayap.
d.
Trailing Edge (TE). Trailing edge adalah titik (posisi) paling belakang dari
geometri sayap.
e.
Luas sayap (S). Luas sayap adalah luas seluruh permukaan sayap yang
merupakan perkalian dari chord dengan span, S = b x c.
f.
Aspect Ratio (AR). Aspect ratio adalah perbandingan antara span dengan
chord sayap atau perbandingan antara kuadrat span dengan luas sayap.
24
g. Wing Tip chord (CT). Wing tip chord adalah besaran chord yang
diukur pada ujung luar sayap.
h. Wing Root chord (CR). Wing root chord adalah besaran chord yang
diukur pada bidang simetri pesawat (bagian tengah sayap).
i. Taper Ratio (). Taper ratio adalah perbandingan antara wing tip
chord dan wing root chord.
j. Sweep Angle (). Sweep angle adalah besaran sudut kemiringan sayap
yang diukur dari garis 25% chord dan tegak lurus dengan center
line. Dalam istilah lain juga dikenal adanya sweep angle leading
edge (LE) yaitu sudut sweep yang diukur dari leading edge sayap
dengan garis tegak lurus bidang simetri sayap.
k. Mean Aerodinamic Chord (MAC). Mean aerodinamic chord adalah
chord yang ditarik secara geographicall center dari luas sayap.
l. Sudut Dehidral (). Sudut dehidral adalah besaran sudut kemiringan
sayap terhadap garis horisontal.
25
TNI AU
TNI AU
c
b
cR
c
b

S = Wing area [m2 ; ft2]
b = span wing [m ; ft]
c = chord sayap [m ; ft]
AR = Aspect Ratio
AR = b/c = b2/S
CR = Root wing Chord [m ; ft]
CT = Wing Tip Chord [m ; ft]
 = Taper Ratio
 = CT/CR
 = Sweep angle [degree]
 = Sudut dehedral sayap
26
Control Surface
a. Bidang kemudi guling (Aileron).
Aileron terdapat di kiri dan kanan sayap pesawat
terbang dan digerakan oleh stick control
aileron digerakkan dengan jalan menggerakkan
batang kemudi, misalnya ke kiri, maka aileron bagian
kiri akan naik, sebaliknya aileron bagian kanan akan
turun
27
aileron
28
b. Bidang kemudi tinggi (Elevator).
Elevator ini dipasang pada bagian belakang
bidang horisontal stabilisator dan dipasang
pada sebelah kanan dan kiri.
Kedua bagian elevator tersebut bergerak ke
atas dan ke bawah membentuk sudut bukaan,
sehingga terjadi tendensi hidung pesawat
terbang akan turun .
29
Elevator
30
c. Bidang kemudi arah (Rudder).
-Rudder ini dipasang di belakang bidang vertical
stabilisator (vertical stabilizer).
-Rudder adalah bagian control surface yang
dipergunakan untuk mengontrol stabilitas arah
(directional stability).
31
PERGERAKAN RUDDER
-
-
Pergerakan pedal rudder bagian kanan ke
depan maka bidang rudder akan bergerak ke
sebelah kanan.
Demikian sebaliknya, bila pedal rudder kiri
digerakkan ke depan, maka pesawat
terbang akan berputar mengelilingi sumbu
tegak ke arah kiri.
32
Sumbu-sumbu
Pesawat Terbang
a. Sumbu Memanjang (Longitudinal Axis)
garis lurus merentang dari depan ke belakang melalui titik berat
pesawat terbang (Centre of Gravity)
b. Sumbu Melintang (Lateral Axis)
garis lurus melintang pesawat terbang.
c.
Sumbu Tegak (Vertical Axis)
garis lurus dan berdiri tegak lurus terhadap bidang yang dibentuk
oleh sumbu memanjang dan sumbu melintang
33
Sumbu-sumbu dan Gerakan Pesawat Terbang
34
Gerakan Dasar
Pesawat Terbang
a. Gerakan berguling (Rolling dan Banking)
gerakan pesawat terbang yang mengelilingi sumbu
memanjang.
b. Gerakan berputar (Yawing)
gerakan pesawat terbang yang mengelilingi sumbu tegak
(vertical axis)
c.
Gerakan naik-turun (Pitching)
gerakan pesawat terbang yang mengelilingi sumbu
melintang (lateral axis)
35
DASAR AERODINAMIKA
bab iii
ALIRAN UDARA
DAN PENGUKURAN KECEPATAN UDARA
36
ALIRAN UDARA
DAN PENGUKURAN
KECEPATAN UDARA
Terjadinya gaya-gaya pada pesawat terbang dapat
diketahui dari aliran udara.
Air Speed. Kecepatan pesawat terbang relatif terhadap
udara
Ground Speed. Kecepatan arus udara terhadap bumi
37
Aliran Udara.
• aliran udara merupakan lintasan dari tiap butir-butir
udara, yang mana merupakan tangens untuk setiap
titik-titik yang berimpit dengan arah vektor
kecepatan.
• aliran udara tetap (Steady state Flow), aliran udara
tersebut tidak berubah dengan perubahan waktu
• aliran udara tidak tetap (UnsteadyFlow) maka arus
tersebut merupakan fungsi dari waktu
38
Gesekan Permukaan
(Skin Friction)
Besarnya terrgantung dari :
•
•
•
•
•
Keadaan permukaan benda.
Kecepatan Udara yang mengalir.
Letak benda terhadap arah aliran udara.
Kerapatan udara ().
Kekentalan Udara ().
39
Lapisan Batas
(Boundary Layer)
• Boundary Layer adalah batas dari lapisan udara yang
mengalir melalui sebuah benda dengan kecepatan lapisan
udara dari yang terkecil sampai suatu daerah yang
mempunyai kecepatan lapisan yang maksimum (kecepatan
lapisan udara yang berubah-ubah dengan lapisan udara
yang konstan)
40
Aliran Udara Laminar
(Laminar Air Flow)
• aliran udara yang mengalir berupa lapisanlapisan udara yang rata serta sejajar dengan
permukaan benda disebut aliran udara laminar.
41
Aliran Udara Turbulen
(Turbulence Air Flow)
• Aliran udara turbulen merupkan aliran udara yang
tidak rata dan kasar dan membentuk sudut yang besar
terhadap arah aliran udara , membentuk aliran udara
dengan lapisan-lapisan udara yang tidak teratur dan
berubah arah (berpusar).
42
Aliran Udara Laminar dan Turbulen
pada Sebuah Airfoil
• udara yang mengalir pada sebuah airfoil maka akan didapatkan aliran
udara laminar mulai dari Leading Edge kearah belakang airfoil dan
aliran akan berubah menjadi aliran udara turbulen disuatu titik yang
disebut Titik Separasi (Separation Point).
Gambar 3. 6 : Aliran Udara Laminar dan Turbulent
43
Massa Arus Udara
(Mass Air Flow)
Aliran udara yang kembali ke
depan
Dinding yang berlobang-lobang
Kipas Angin
Motor Listrik
Aliran
udara
Sarang Tawon
Kolektor
terowongan angin (Wind Tunel , Aero Tunel) dengan
luas penampang (A) yang berbeda-beda ,apabila
massa udara yang masuk ke dalam dan keluar dari
terowongan angin tetap (steady state flow) maka debit
aliran udara (volumetric flow) itu juga sama
44
• Berlaku rumus:
* Volumetric Flow = A x V
= Ft 2 x Ft / Sec
= Ft 3 / Sec
*Mass Air Flow =Volumetric Flow x Density
=A x V x 
= Ft 3 / Sec
= Slugs / Sec
x
Slugs / Ft3
45
Persamaan Kontinuitas
(Continuity Equation)
• massa udara yang masuk terowongan angin adalah
konstan untuk setiap penampang pada terowongan angin
maka persamaannya yg berlaku adalah
 1 A 1 V 1 =  2 A2V 2
=  3 A 3 V 3 = Mass Air Flow
• untuk semua kecepatan pada steady-state flow dengan
tidak ada perubahan density sehingga density pada
persamaan diatas dapat dihilangkan sehingga :
A1
V1
=
A2 V2
=
Konstan
A3 V3
=
46
Persamaan Bernoulli
(Bernoulli Equation)
• Menyatakan bahwa aliran udara yang bergerak laminar
dan bersifat aliran udara yang tetap (steady state flow),
tidak dapat ditekan (incompressibility) dan tidak bersifat
kental (nonviscous)
Energi Potensial
mxgx h
+
+
Energi Kinetis + Energi Tekan
½xmxV2
+
p
=
=
Konstan
Konstan
• Karena dalam aliran udara ini tidak ada perbedaan
ketinggian atau h = 0 , maka Teori Bernoulli menjadi
Energi Kinetis + Energi Tekan
½xmxV2
+
p
=
=
Konstan
Konstan
47
Pipa Venturi
(Venturi Tube).
• Pada persamaan kontinuitas diketahui kecepatan V1 (bila diketahui
V2 ):
V2
=
A 1 / A2
x
V1
• Atau dengan persamaaan bernaulli (dengan memasukkan nilai v2
pada pers diatas ):
2(p
 p )
V1 
1

 A 1
ρ 
 A
2


2




2


 1


48
Pitot Tube.
49
Pitot Tube merupakan pipa ,terdiri dua bagian pipa besar dgn
beberapa lubang-lubang kecil (Static Port) di mana pipa besar
ini dihubungkan oleh flexible hoses ke Static Chamber yang
terdapat di dalam Airspeed Indicator
Dasar yang digunakan pada pitot tube adalah pers. Bernoulli:
• Dimana menyatakan bahwq dynamic pressure adalah :
q = Ptot - Ps
Damana :
q
= Dynamic Pressure
Ps = Static Pressure
Ptot = Total Pressure (Head Pressure).
50
Kesalahan-kesalahan Pengukuran Kecepatan dapat terjadi pada
Airspeed Indicator sehingga perlu diadakan koreksi. Kesalahan
tersebut adalah
a.
pembuatannya tidak dapat sempurna.
b.
Kesalahan posisi dan disain.
c.
adanya perubahan tekanan atmosfir , karena perubahan
ketinggian dan kecepatan yang sangat cepat.
d.
kecerobohan pemeliharaan instrument (terjadinya
kebocoran pada flexible hoses atau tersumbatnya
saluran).
51
Istilah–Istilah Airspeed
(Airspeed Conversion).
•
Indicated Airspeed (IAS atau Vi):kecepatan pesawat terbang
pembacaan pada instrumen Airspeed Indicator.
•
Basic Airspeed (BAS atau Vb): kecepatan pesawat terbang yang telah diadakan
koreksi pada IAS karena faktor kesalahan instrumen.
•
Calibrated Airspeed (CAS atau Vc): kecepatan pesawat terbang yang didapatkan
dari koreksi karena adanya kesalahan letak dari posisi Pitot Tube terhadap
gerakan pesawat terbang.
•
Equivalent Airspeed (EAS atau Ve): kecepatan pesawat terbang didapatkan
dari koreksi akibat pengaruh sifat fisik udara yang compressibility.
•
True Airspeed (TAS atau V):kecepatan pesawat terbang yang sebenarnya.
berdasarkan
52
bab iv
DASAR AERODINAMIKA
GAYA ANGKAT
53
Teori Sayap
• aliran udara bag atas lebih cepat dengan tekanan statisnya rendah
• aliran udara bag bawah airfoil tekanan udara statisnya lebih besar,
• perbedaan distribusi tekanan berpengaruh terhadap luas (S) ,
menyebabkan terjadinya gaya ke atas (Aerodynamic Force) atau
disebut pula dengan sebutan Total Reaction.
54
Pembagian Tekanan Udara
di Airfoil
Percobaan di Wind Tunnel
• cairan di tabung-tabung awalnya tingginya sama.
• Begitu airfoil dialiri udara, ketinggian cairan di tabung-tabung berubah
sesuai dengan tekanan udara (static pressure) pada setiap lubang.
• Dengan pengujian berulang dengan menggunakan angle of attack yang
berbeda akan tampak perubahan pressure distribution
• Perubahan angle of attack menyebabkan perubahan besarnya lift
55
Centre Of Pressure
• Merupakan titik pada Chord Line yang merupakan titik
tangkap dari Resultant Force (Total Reaction), dimana
letaknya tergantung dengan perubahan Angle Of Attack.
• Beberapa literatur menyatakan letak CoP sama dengan
letak Centre of lift ataupun centre of gravity.
• AoA berubah besar maka CoP akan bergerak ke depan
kearah Leading Edge
• Pada AOA tertentu (lebih besar dari 16 0 ) maka CoP akan
bergerak kebelakang kembali.
• Tetapi kejadiannya berlainan pada plat datar bila AOA
membesar maka CP akan bergerak kebelakang.
56
Aerodynamic Centre
(AC).
• Merupakan suatu titik diairfoil dimana secara teoritis
dianggap CoP posisinya selalu tetap walaupun AOA
berubah-rubah besarnya
• Didasarkan pada perhitungan Aerodinamika yang
serasa menyulitkan karena adanya perubahan sudut
serang akan merubah besarnya Lift dan gaya-gaya
yang lainnya, tentunya posisi Centre of Pressure
57
Aerodynamic Force
• Merupakan gaya yang terjadi pada sebuah airfoil terdiri
dari Lift dan Drag
• Besarnya dapat berubah-rubah tergantung daripada
beberapa variable.
a. Airstream Velocity (V)
b. Airstream density ()
c. Surface Area (S)
d. Shape or profile of the surface
e. Angle of Attack ()
f. Viscosity effects
g. Compressibility effects
58
Faktor-faktor Penting
di Aerodynamic Force
Faktor-faktor Penting di Aerodynamic Force
(FAF) antara lain:
-Surface Area
(ft2 ; m2)
(S)
-Dynamic pressure of airstream (q)
(1/2  V2)
-Coeficient Aerodynamic Force (CAF)
Dirumuskan:
FAF =
CAF .
q
.
S
(Lbs ; Newton)
59
Lift Force
(Gaya Angkat)
• Komponen aerodynamic force yang tegak lurus
dengan relative wind adalah Lift
L
=
CL
½

V2
S
60
Hubungan AOA dengan
Kecepatan Pesawat Terbang
• Kecepatan dan CL adalah merupakan variable yang paling
effektif yang harus dikontrol oleh penerbang untuk
mempertahankan Lift.
• Penerbang harus mempertahankan konstan lift bila
kecepatan berkurang tetapi ketinggian harus tetap (level
flight) dengan cara memperbesar AOAp , untuk
memperbesar CL
L = ½  V 2 S CL
61
BAB V
DASAR
AERODINAMIKA
GAYA HAMBAT
62
Gaya Hambat
Persamaan Gaya Hambat
• Drag  komponen aerodynamic force yang
sejajar Relative Wind dan arahnya berlawanan
dengan arah gerak pesawat.
• Kerugian: -menurunnya efisiensi
-menurunnya performa pesawat.
63
• Drag pada pesbang subsonic:
- parasite drag.
- induce drag.
• Drag pada pesbang supersonic:
- parasite drag.
- wave drag.
64
Parasite Drag
• Merupakan drag yang ditimbulkan o/ bagian
pesbang yang tidak hasilkan lift.
• Faktor yang menyebabkan:
- pemindahan udara ( krn pergerakan pesbang)
- adanya turbulensi pada aliran udara
- kehalusan permukaan, bentuk, ukuran, design.
65
Aeroprofil Drag
• Drag yang dihasilkan oleh benda di pesbang
yang menghasilkan lift.
• Benda2 yang menghsailkan lift:
-Wing.
-Horstab.
-Canard.
-dll.
66
• Pd Gb. diatas, pada airfoil terdapat perbedaan distribusi tekanan shg
timbul gaya ke atas (Aerodynamic Force) atau Total Reaction. Gaya
ini merupakan uraian dua komponen gaya angkat (lift) dan yang
sejajar dengan aliran udara / relative wind yang disebut gaya hambat
(drag).
67
Induce Drag
• Drag yang ditimbulkan krn aliran udara di sayap,
khususnya (wing tip) terjadi aliran yang mengalir
dari bawah keatas (free vortex) dan pesawat terbang
itu sendiri bergerak kedepan
• Induce drag terjadi karena adanya down wash
velocity.
68
• Down wash velocity
Suatu keadaan dimana aliran bertekanan tinggi
akan masuk ke bagian yang bertekanan rendah
pada sayap yang berspan terbatas, dengan adanya
aliran udara yang searah dengan relative wind,
maka aliran yang masuk ke upper wing akan
dibelokkan, dan akan timbul induce drag.
69
F
Total Reaction I
L
I
Di
• Dengan adanya down wash velocity ini maka arah free streem akan
dibelokkan shg AoA akan berubah yang besarnya:
 
CL
AR
70
• Sehingga besarnya induce drag yang ada adalah:
CDi = CL x Δα
• Penurunan dari rumus sebelumnnnya didapatkan:
CDi 
CL
2
AR
Dimana: CDi= Induce drag
CL = koefisien lift
AR= Aspek ratio
71
Sehingga perubahan AoA menjadi:

=
0
+
I
Dimana:
 =
0 =
I =
Wing Angle of Attack
Aeroprofil (Section) AoA
Induced Angle of Attack
72
Total Drag (DT)
• Merupakan komponen Aerodynamic Force yang sejajar dengan
Flight Path atau Relative Wind dan tidak perlu sejajar dengan
Thrust Vector dan merupakan penjumlahan drag yang terjadi
DT = CDP + CDi
DT = ½  V2 S CDi
73
Coefficient of Drag
(CD)
CD = CF Sin 
74
Lift/Drag Ratio
• perbandingan antara Lift dan Drag yang disebut
dengan Lift/Drag Ratio
• Pesawat terbang dengan harga L/D ratio yang
lebih besar akan lebih effisien dari pada yang
harga L/D ratio lebih kecil
• Rumus yang digunakan untuk menentukan L/D
adalah:
2
L

D
ρ V S CL CL

1 ρ V2 S C
CD
2
D
1
2
75
Pembagian Type Pesawat Terbang
menurut Harga L/Dmax
• Pembagian Type Pesawat Terbang menurut
Harga L/Dmax adalah:
a. High Performance sailplane
25 --- 40
b. Typical patrol atau Transport
12 --- 20
c. High Performance Bomber
20 --- 25
d. Propeller Powered Trainer
10 --- 15
e. Jet Trainer
14 --- 16
f. Transonic Fighter
10 --- 13
g. Supersonic Fighter
4 --- 9
76
BAB VI
DASAR
AERODINAMIKA
KLASIFIKASI AIRFOIL DAN
REYNOLDS NUMBER
77
KLASIFIKASI AIRFOIL
• Klasifikasi airfoil menunjukan macam atau bentuk sebuah airfoil
dengan penomoran airfoil
• beberapa negara produksi pesawat terbang membuat aturan sendiri ,
CONTOH:
Inggris RAF (Royal Aircraf Factory) skrg menjadi RAE (Royal
Aircraft Establishment),
Jerman  Gonttingen \
Amerika (1926)  Clark Y.
• Tahun 1935 dikeluarkan National Advisory Committee For Aeronautics
(NACA) yang menggunakan angka-angka dan huruf.
78
Sistim
Penomoran NACA
• NACA sistim 4 angka :
1)
2)
3)
Angka pertama adalah camber maksimum dalam prosen dari
panjang chord (Chord Line).
Angka kedua adalah letak camber maksimum dari leading
edge dan dinyatakan dalam persepuluh dari panjang Chord Line.
Dua angka terakhir menyatakkan tebal airfoil dalam prosen dari
panjang Chord Line.
Contoh :
NACA 4 4 15
4 x 1% = 0,04 Chord  Camber maksimum
4 x 10% C = 0,4 Chord  Jarak camber
maksimum. dari Leading Edge
15 x 1% C = 0,15 Chord  Tebal maksimum
79
• NACA sistim 5 angka
1. Angka pertama menunjukkan 3/2 koefisien lift dan dinyatakan dalam
persepuluh, selain itu angka pertama ini menunjukkan camber maksimum
dan dinyatakan dalam persen dari panjang chord line.
2. Angka kedua dan ketiga bersama-sama menunjukkan dua kali jarak camber
maximum dari leading edge dan dinyatakan dalam persen kali panjang chord
line.
3. Dua angka terakhir menunjukkan tebal maksimum dan dinyatakan dalam
persen kali panjang chord line.
Contoh :
NACA 2 3 0 1 2
2 x 3/2 x 1/10 =0,3  CL optimal
2 x 1 % Chord = 0,02 C  Camber maksimum
30 x ½ % Chord = 0,15 C  Jarak Camber Maksimum
dari Leading Edge
12 x 1 % Chord = 0,12 C  Tebal Maksimum
80
• NACA sistim 6 angka
Airfoil NACA seri 6 mempunyai Camber Line yang memberikan
keseragaman distribusi beban gaya normal dari Leading Edge sampai
pada suatu tempat dengan jarak X dari Leading Edge dan pembebanan
menurun secara linier dari tempat itu sampai ke Trailing Edge.
Contoh :
1) NACA 6 4, 2 – 2 15
6, menyatakan seri airfoil
4 x 10 % Chord = 0,4 C  Posisi minimal pressure dari LE
2 x 10 % = 0,2  CL desain  koefisien lift untuk airfoil
2 x 10 % = 0,2  koefisien lift desain
15 x 1 % Chord = 0,15 C  TebalMaksimum
81
Reynolds number
• Reynolds number pada dasarnya merupakan
perbandingan antara gaya inersia dengan gaya
viscous/kekentalan
RN =
ρ.V  l
μ
=
Inertia force
Viscous force
Dimana :
RN = Bilangan Reynold (tanpa dimensi)
 = Density udara (kg/m3)
V = Kecepatan udara (m/det)
 = Koefisien viscositas (kg/m.det)
l = Panjang model uji (airfoil, flat datar
dsb.)
82
• Bilangan Reynold tinggi maka aliran udara
bergerak dgn kecepatan yang besar sehingga
dengan perbandingan ini dapat terlihat
bagaimana mulusnya aliran udara diatas
permukaan Sayap, jika dibandingkan aliran
dengan bilangan Reynolds yang lebih rendah.
83
Pusaran
(Vortices).
• Trailing Edge Vortices.
pertemuan aliran pada upper dan lower wing, maka
pada Trailing Edge (TE.) sayap, menghasilkan
pusaran (VORTEX) sepanjang TE.
• Wing Tip Vortices (Free Vortices).
Kedua aliran udara pada upper dan lower wing di
daerah trailing edge dari ujung sayap saling bertemu
dan menghasilkan pusaran udara (VORTEX),
dinamakan Wing Tip Vortices.
84
BAB VII
DASAR
AERODINAMIKA
STALL
85
Aerodynamic Stall
• Kondisi dimana pesawat terbang mempunyai sudut
serang besar tetapi harga CL menurun
• Terjadi karena Boundary Layer Separation di upper
surface shg terjadi aliran udara turbulen sehingga
static pressure di upper surface wing menjadi
bertambah besar
• kecepatan aliran udara berkurang (hilang) shg stall
karena sudut serang terlalu besar
86
Stalling
Angle of Attack
• angle of attack yang lebih besar daripada critical
angle of attack ( kritis, CL maksimum) akan
menyebabkan stalling AoA
• disebut pula dengan stall region
87
Penyebab Terjadinya
Stall.
• Garis kurva lurus menunjukan sayap masih mempunyai sudut serang
dengan aliran udara laminar sampai dengan trailing edge.
• Setelah disebelah kanan daerah puncak kurva, mulailah menjadi
boundary layer separation yang mengakibatkan aliran udara turbulen.
• Apabila sudut serang makin diperbesar maka boundary layer
separation akan bergerak kedepan
88
Aeroprofil Pada Beberapa Sudut Serang
89
Stall Warning.
• Aerodynamic Stall warning adalah peringatan
dini sebelum terjadinya stall pada pesawat
terbang
• aliran udara turbulen yang menyebabkan
timbulnya getaran yang terjadi di pesawat
terbang
• Getaran ini bisa terjadi di savap pesawat
terbang ataupun di horizontal stabilisator
90
• Usaha-usaha yang dibuat untuk tidak terjadi
hal diatas adalah sebagai berikut:
a. Geometric Twist.
b.Aerodynamic Twist.
c. Stall Strip
d. Wing Fences.
e. Mechanical Stall Warning.
91
a.
Geometric Twist.
METODE yang digunakan:
• Dengan membuat daerah pangkal sayap (wing root)
stall terlebih dahulu dari daerah ujung sayap (wing
tip)
• Dengan memberikan pluntiran (twisted), sudut
pemasangan sayap (angle of incidence, AoI) di wing
root
• AoI dibuat lebih besar sekitar 3° dari Aol wing tip
sehingga daerah wing root akan stall lebih dahulu
karena telah mencapai sudut serang kritis.
92
b.
Aerodynamic Twist.
• Hampir sama dengan Geometric Twist hanya angle of
incidence tidak dibuat berbeda tetapi type aeroprofil
yang digunakan sepanjang sayap dibuat berlainan
• Perbedaan type aeroprofil menyebabkan besaran
sudut serang yang sama akan mempunyai perbedaan
CL maksimum yang berlainan
• Sehingga daerah wing root mempunyai harga CL
maksimum lebih besar.
93
c.
Stall Strip
• menggunakan stall strip yang dipasang pada
leading edge sayap
• didaerah dibelakang stall strip akan lebih cepat
terjadi boundary layer separation.
94
d.
Wing Fences.
• Khusus pesawat dengan wing swept back
karena tendensi terjadinya stall pada daerah
wing tip akibat pengaruh adanya spanwise
flow.
• Maka dengan adanya wing fences spanwise
flow dapat dibatasi alirannya untuk tidak
terjadinya turbulen karena boundary layer
separation di daerah wing tip.
95
e.
Mechanical Stall Warning
•
1)
•
2)
Lift Transducer
- Peralatan dipasang di daerah leading edge berupa Flapper
Switch
- Bila posisi pesawat pada sudut serang besar maka relative wind
akan menekan.flapper switch keatas
- Sistim warning menyala dan memberitahukan terjadinya stall.
Angle of Attack Indicating System.
- terdiri dari sebuah probe position yang dipasang di
fuselage yang dialiri oleh udara (relative wind)
menunjukan besarnya sudut serang pesawat
- Memberi warning kepada penerbang secara
audio atau getaran pada sistim kemudi (Stick
Shaker) ataupun berupa warning light
96
Lift Transducer
97
Stall Recovery.
• recover dari stall dilakukan apabila sudut
serang terlalu besar harus diperkecil dengan
control stick forward
• Perbesar power dan berikan opposite rudder
jika salah satu wing tip turun.
98
Kecepatan Stall.
• Merupakan kecepatan terbang minimum yang
diperlukan untuk dapat mempertahankan ketinggian
terbang (steady flight) pada Koefisien lift maksimum
Vmin 
2L
ρ.S.CL maks
dimana :
Vmin = stall speed, [knot ; m/s ; ft/s]
W
= gross weight, [lbs : N]
CLmaks = airplane maximum lift coefecient.

= density [slug/ft3 ; kg/m3]
S
= wing area, [m ; ft]
99
faktor-faktor yang mempengaruhi kecepatan
stall:
a. Pengaruh Perubahan Berat.
VS 2
W2

VS1
W1
• b. Pengaruh Dari Terbang Manouver.
• c.
Pengaruh Hight Lift
Devices.
VSf  VS
• d.
Pengaruh Akselerasi
• f.
Pengaruh Ketinggian [ h ].
L
1
n

W cos 
CL maks
CLmf
2nW
Vs 
CLmaks    s
Vs1

Vs 2
ρ2
ρ1
100
BAB VIII
DASAR
AERODINAMIKA
HIGH LIFT DEVICES
101
Kecepatan
Terbang Minimum
Vmin 
2 L
ρ.S.C L maks
• Merupakan kecepatan paling kecil yang masih
memungkinkan pesawat masih mempunyai
gaya angkat.
102
Faktor-Faktor yang Mempengaruhi Kecepatan
Terbang Minimum:
•
•
•
•
(L) gaya angkat
() kerapatan udara
(S) Luas sayap
(CL) Koefesien Lift
Cara untuk mendapatkan kecepatan terbang yang
minimum dengan cara memperbesar mean camber
(menggunakan alat yang disebut High Lift Devices). Yang
dimaksud dengan High Lift Devices adalah
a.
Bidang Flap.
b.
Slot dan Slat.
103
Methode untuk pembuatan
High Lift Devices (HLD).
• a. Camber Change.
Merubah Aeroprofil Camber sayap lebih melengkung shg ada
perbedaan besar pd kecepatan aliran udara diatas dengan dibawah
sayap. Perbedaan distribusi tekanan mengakibatkan lift yang terjadi
disayap menjadi lebih besar.
• b. Delay of Boundary layer Separation
1)
Suction Boundary Layer Control.
2)
Blowing Boundary Layer Control.
3)
Vortex Generator.
104
Pengaruh High Lift Devices
Terhadap Lift..
105
Pengaruh Bidang Flap Terhadap Gaya
Angkat Yang Timbul
• penurunan sudut bukaan maka akan mendapatkan
penambahan gaya angkat
• Penambahan gaya angkat diakibatkan adanya
penambahan CL pada aeroprofil sayap tersebut pada
saat bidang flap digunakan.
106
Pengaruh Camber Terhadap Koefesien
Gaya Angkat (CL).
• perubahan camber pada aeroprofil akan mengakibatkan
perubahan besamya CL
• Bila high lift devices diturunkan, bentuk aeroprofil akan
berubah dan akan menyebabkan camber juga berubah.
• contoh pada kurva kenaikan CL pada berbagai aeroprofll,
misalnya pada 0.02566 C dan 0.40 C
107
Pengaruh Pemakaian Slot
Pada Koefesien Gaya Angkat.
• penggunaan slot pada susunan konstruksi sayap, maka
didapatkan adanya penambahan CL pada sudut serang
kritis
108
Pengaruh Slat dan Slot terhadap
pusat tekan (CP).
• Untuk aeroprofil tanpa Slot atau Slat pada sudut
serang kritis maka di permukaan aeroprofil sebelah
atas memungkinkan terjadinya aliran udara turbulen.
• Sedangkan aeroprofil dengan Slat atau Slot maka
aliran udara yang turbulen akan bergerak kebelakang
ke arah trailing edge.
• Dengan kata lain CP akan bergerak masuk lagi ke
daerah aeroprofil sayap sehingga akan timbul lift
yang diperlukan untuk mengimbangi berat pesawat
termasuk bebannya
109
Jenis-Jenis
High Lift Devices.
• High Lift Devices dapat dikelompokan menjadi dua bagian
besar :
a. Bidang Flap
1) Bidang Flap yang ditempatkan didaerah trailing
edge
2) Bidang Flap yang dipasang didaerah leading edge
3) Bidang Flap yang ditempatkan di daerah trailing
edge, yang digabung dengan slot
b. Slot dan Slat
110
Bidang Flap.
• Merupakan suatu alat tambahan yang
berbentuk airfoil yang dipasang pada :
a. Di daerah Trailing Edge.
b. Di daerah Leading Edge
111
Keuntungan
Pemakaian Bidang Flap
a. Dapat menghasilkan CL maksimum hal ini untuk
mendapat kecepatan mendarat rendah.
b. Menyebabkan Sudut Gliding yang besar tanpa
menyebabkan bertambahnya kecepatan terbang.
c. Dapat mengurangi stall pada ujung sayap (wing tip
stall).
d. Bila dipakai sebagai rem udara (air brake), bidang
flap ini dapat sebagai rem udara dapat memperpendek
jarak meluncur di landasan
112
Kerugian
Pemakain Bidang Flap
a. Memerlukan kecakapan khusus dari penerbang
dalam mengendalikan pesawat
b. Tidak bekerja secara otomatis, jadi dalam hal ini
memerlukan waktu apabila fungsi flap diperlukan.
c. Sulit mengontrol arah penerbangan (fight path)
d. Dapat mengacaukan fungsi-fungsi bidang aileron.
e. Menambah berat konstruksi pesawat
113
Sudut Buka
Bidang Flap
• Pembukaan bidang flap selalu disesuaikan
dengan tipe atau fungsi pesawatnya
• Hal ini dipengaruhi jenis airfoil yang
digunakan baik untuk sayap atau untuk bidang
flap
114
contoh sudut buka bidang flap (flap deflection) pada
NACA 23012, dengan sudut bukaan: 0° 10°, 20°, 30°,
40°, dan 50°
115
Jenis-Jenis
Bidang Flap
• Jenis bidang flap dipengaruhi oleh penggunaan
pesawat terbang
116
Tali Busur Bidang Flap
(Flap Chord Line).
• Flap Chord Line adalah tali busur bidang flap itu
sendiri yang dihitung terhadap panjang chord line
airfoil asal, dinyatakan dengan persen
117
Sebagai contoh pengaruh bidang flap terhadap kenaikan
koefesien gaya angkat maksimum pada bidang flap dengan
0.02566 C dan 0.40 C
118
Pemakaian Bidang Flap dan Slot
Sebagai Kombinasi
dan Secara Bersama-sama
• Untuk efisiensi kerja Bidang Flap , Slot, dan Slat
maka dipakai peralatan tersebut secara bersama-sama,
hasilnya akan mendapatkan perbaikan harga CL
maksimum yang lebih bagus
119
120
Download