BAB I PENDAHULUAN 1.1 Latar Belakang Sayap pada pesawat

1
BAB I
PENDAHULUAN
1.1
Latar Belakang
Sayap pada pesawat terbang berfungsi untuk menciptakan gaya angkat
sehingga pesawat terbang dapat mengudara, Bentuk profil dari sayap pesawat itu
sendiri berupa airfoil. Gaya angkat pada sayap pesawat terbang terbentuk karena
adanya perbedaan tekanan udara pada lower side dan upper side yang melewati
airfoil, Ketika pesawat terbang bergerak melewati udara bebas pada sudut serang
tertentu maka aliran fluida pada permukaan upper side akan lebih cepat dan
tekananya akan turun. Sedangkan kecepatan aliran udara pada lower side lebih
rendah dan tekanannya meningkat. Perbedaan tekanan inilah yang membuat sayap
terdorong ke atas sehingga terjadi gaya angkat pada sayap pesawat.
Fluida viscous pada aliran eksternal yang melintasi airfoil menimbulkan
boundary layer di sepanjang airfoil sehingga terjadi gradien kecepatan pada
permukaan airfoil. Jika sebuah airfoil dirancang dengan teliti dan begitu aerodinamis
maka pola aliran udara pada airfoil menjadi sangat baik, yang umum dikenal sebagai
streamline body. Desain airfoil yang baik adalah airfoil yang dapat memberikan gaya
angkat yang besar dengan gaya hambat yang rendah.
Pesawat model tipe aerobatik dalam melakukan manuver loop yang cukup
ekstrim sering mengalami stall. Stall terjadi ketika pesawat dalam kecepatan sangat
rendah, dimana gaya angkat pada sayap terlalu kecil dan tidak mampu menopang
berat pesawat itu sendiri menyebabkan pesawat kehilangan gaya angkat. Selain itu
stall terjadi ketika pesawat mengambil sudut serang terlalu besar, pada saat pesawat
mencapai sudut serang maksimum, menyebabkan aliran udara diatas permukaan
sayap berbalik menekan sayap dan gaya angkat akan hilang dengan cepat, sehingga
pilot cukup kesulitan untuk mengendalikan pesawatnya. Ini yang disebut dengan
stalling angle of attack.
Penelitian tentang airfoil telah dilakukan sebelumnya, antara lain oleh Wawan
Darmawan, (2006) telah melakukan penelitian secara eksperimen. Namun penelitian
yang dilakukan hanya sebatas visualisasi aliran fluida melintasi airfoil pada variasi
sudut serang dan bilangan Reynolds. Hasil penelitian yang dilakukan menunjukkan
2
semakin besar sudut serang, maka pola aliran akan semakin tidak simetris dan
separasi akan terjadi semakin ke depan mendekati leading edge atau lebih awal serta
titik stagnasi akan semakin kebawah menuju lower side.
Teddy Nurcahyadi, (2008), melakukan penelitian secara eksperimental tentang
pengaruh lokasi ketebalan maksimum airfoil simetris terhadap koefisien angkat
aerodinamisnya menyatakan bahwa pada kecepatan yang lebih rendah dan sudut
serang yang lebih kecil ternyata semakin jauh lokasi ketebalan maksimum dari ujung
awal akan menyebabkan semakin tingginya harga koefisien angkat airfoil simetris.
Hasil penelitiannya menunjukkan kinerja tertinggi pada koefisien angkat sebesar 3,16
dicapai airfoil dengan lokasi ketebalan maksimum pada 40% panjang cord dengan
sudut serang 20o dan kecepatan aliran bebas sebesar 8,9 m/s.
Atas dasar penelitian-penelitian sebelumnya muncul gagasan penulis untuk
melakukan penelitian
lebih lanjut tentang airfoil, penelitian ini dilakukan pada
airfoil NACA “00XX” simetri dengan variasi sudut serang (α) sebesar 0o, 2o, 4o, 6o,
8o, 10o, 12o, 14o, 16o,18o, 20o. Sudut serang atau Angle of attack (α) adalah istilah
yang dipakai di dinamika mengalir untuk menjelaskan sudut yang dibentuk antara
garis chord pada airfoil dengan vektor kecepatan fluida yang melintasi airfoil. Pada
pesawat terbang penggunaan sudut serang sangat penting untuk tetap menjaga gaya
angkat agar pesawat dapat terbang sesuai yang dikehendaki pilot, sehingga pada
penelitian ini diharapkan mendapat sebuah desain airfoil dengan unjuk kerja yang
tinggi, sesuai dengan kebutuhan desain yang memanfaatkan airfoil dalam proses
kerjanya.
1.2
Rumusan Masalah
Bagaimana karakteristik koefisien lift, koefisien drag dan rasio L/D airfoil
NACA “00XX” dengan memvariasikan sudut serang sebesar 0o, 2o, 4o, 6o, 8o, 10o,
12o, 14o, 16o,18o, 20o?
1.3
Batasan Masalah
Untuk memudahkan proses analisis dan pengamatan, pada penelitian ini
membatasi masalah yang akan dibahas yaitu sebagai berikut:
1. Fluida kerja yang digunakan adalah udara.
3
2. Aliran udara dalam kondisi steady state dan steady flow.
3. Airfoil yang digunakan NACA “00XX” simetri yang terdiri dari 0011, 0013,
0015, 0017, dan 0019.
4. Gesekan bearing pada rel sangat kecil sehingga dapat diabaikan.
5. Peralatan bantu yang digunakan berukuran sangat kecil sehingga dianggap
tidak menggagu aliran dalam wind tunnel.
6. Kekasaran permukaan airfoil diasumsikan sama pada seluruh permukaannya
1.4
Tujuan Penelitian
Tujuan dari penelitian ini adalah untuk mengetahui karakteristik koefisien lift,
koefisien drag dan rasio L/D airfoil NACA “00XX” dengan variasi sudut serang
sebesar 0o, 2o, 4o, 6o, 8o, 10o, 12o, 14o, 16o,18o, 20o.
1.5
Manfaat Penelitian
Manfaat dilakukan penelitian ini untuk mengetahui karakteristik airfoil yang di
uji pada berbagai sudut serang, adalah sebagai berikut:
1. Pengaruh ketebalan/thickness terhadap koefisien lift, drag dan rasio L/D yang
dihasilkan.
2. Pengaruh angle of attack terhadap terhadap koefisien lift, drag dan rasio L/D
yang dihasilkan.
3. Hasil visualisasi yang menunjukkan profil aliran dan terjadinya separasi serta
wake
4. Sebagai refrensi untuk desain sayap pesawat