ANALISA KARAKTERISTIK AIRFOIL NACA 4412 DENGAN

iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
ANALISA KARAKTERISTIK AIRFOIL NACA 4412
DENGAN METODE WIND TUNNEL
Oleh :
Tris Sugiarto
ABSTRACT
The aerodynamics characteristics of a body are the most important in the
subject of aerodynamics application in which is intended to get the aerodynamically
body profile. This research was performed on both a symmetrical model of NACA
Airfoil and Joukowski Airfoil. In this research, the analysis of aerodynamics
characteristics had been performed by using Smith-Hess’ panel method that distributes
both the source flow and the vortex flow along the surface of airfoil to get the velocity
distribution, in which is used to get the pressure distribution on the surface of airfoil.
The parameters used as the aerodynamics characteristics are the coefficient of pressure
distribution (Cp) and the coefficient of lift (Cl). The research results show that the
accuracy level of panel method in analyzing the aerodynamics characteristics is high
quite. It could be proved by the graphical visualization of software simulation. This
visualization met the trend line of the available charts, hence, the greater of pressure
difference between upper and lower surface of airfoil, the bigger of lift. Furthermore,
the chart of lift coefficient (Cl) to the angle of attack is linear. The pressure difference
was trigged by some factors including the variance of attack angle and the maximum
thickness of airfoil. Furthermore, in the geometric of airfoil profile, the difference
between the NACA Airfoil and the Joukowski Airfoil is on their sharper trailing edge.
Keywords:
aerodynamics characteristics, NACA Airfoil. coefficient of lift`
1. PENDAHULUAN
a. Latar Belakang
Kegunaan sayap pada pesawat terbang, diantaranya adalah untuk
menghasilkan daya angkat secara optimal. Gaya angkat ini akan terjadi dalam arah
tegak lurus terhadap bidang sayap atau permukaan sayap. Gaya angkat yang terjadi
akan bertugas untuk mengangkat seluruh berat total dari pesawat terbang termasuk
muatan yang berada dibadan atau diluar sayapnya. Dalam arah sejajar bidang sayap
nantinya juga akan terjadi gaya tahan atau Drag.
Gaya tahan ini terjadi karana adanya gesekan ataupun karena tahanan
aerodinamis yang terjadi akibat gaya angkat. Pada umumnya gaya angkat pada
sayap akan lebih besar 10 kali dari gaya tahan. Dalam hal ini diambi l satu perkataan
efisiensi gaya angkat yang dibandingkan dengan gaya tahan yang bersifat
menghambat. Gaya angkat diperlukan untuk mengangkat keseluruhan berat
pesawat.
Ada komponen lain yang disebut sebagai Wing Rib. Wing rib ini biasanya
dipotong membentuk suatu penampang airfoil yang streamline. Tujuan wing rib
adalah untuk membentuk penampang dari sayap sehingga aerodinamis. Untuk
membuat sayap pesawat berfungsi secara efisien maka permukaan luarnya harus
bersifat streamline dan aerodinamis.
Analisis aliran udara dua dimensi pada penampang sayap (airfoil)
merupakan bagian yang penting dari analisis dan perancangan pesawat udara.
Analisis airfoil ini meliputi perhitungan gaya-gaya dan momen aerodinamik, yaitu
gaya angkat (lift), gaya hambat (drag), dan momen (pitching moment). Salah satu
141
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
jenis UAV yang sudah banyak dikenal adalah jenis NACA 4412. Meskipun
demikian, penulis tidak banyak menemukan naskah ilmiah yang mengkaji
karakteristik airfoil NACA 4412.
b. Rumusan Masalah
Permasalahan dalam penelitian ini adalah bagaimana karakteristik distribusi
tekanan dan kecepatan pada permukaan kontur benda uji airfoil di dalam fenomena
flow around body apabila kecepatan aliran freestream (V ) dibuat konstan, sudut
serang dibuat bervariasi.
c. Tujuan Penelitian
Tujuan penelitian ini adalah untuk menganalisa karakteristik aerodinamika
airfoil yang berupa koefisien tekanan dan koefisien lift, yang mana nilai-nilai
tersebut dapat merepresentasikan besarnya tekanan serta kecepatan yang bekerja
pada bodi airfoil.
d. Batasan Masalah
Batasan yang sesuai dengan permasalahan penelitian ini adalah sebagai berikut :
1) Aliran fluida adalah aliran dua dimensi, inviscid dan incompressible
2) Fluida yang digunakan adalah udara
3) Benda uji yang dipakai adalah NACA4412
4) Karakteristik aerodinamika yang ditinjau adalah Cl dan Cd
5) Karakteristik aerodinamika untuk hambatan nilainya diwakili oleh nilai koefisien
hambatan (Cd), sedangkan lift nilainya diwakili oleh nilai koefisien lift (Cl)
6) Fluktuasi suhu diabaikan
e. Metode Penelitian
Metode penelitian yang digunakan dalam penyusunan skripsi ini adalah:
1) Studi literatur
Metode ini bertujuan menambah pengetahuan dan wawasan untuk
memperdalam pemahaman materi kajian secara khusus dengan mempelajari
lebih dalam tentang airfoil NACA 4412.
2) Survey lapangan
Penulis melihat dan membandingkan bentuk airfoil yang ada pada
pesawat Dakota dengan airfoil yang akan diuji.
3) Metode Eksperimen
Metode ini bertujuan untuk mendapatkan data yang lebih akurat tentang
drag, lift dan moment dengan menggunakan terowongan angin.
2. LANDASAN TEORI
a. Karakteristik Aerodinamika Airfoil
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.
Berdasarkan standar data NACA, airfoil tersebut mempunyai data-data
teknis tiap bentuknya, yang ditunjukkan oleh Gambar 1
142
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
Gambar 1. Nomenklatur Airfoil
Gambar 2. Ilustrasi Kerugian Kondisi Kutta
Gambar 3. Airfoil
Penampang melintang sebuah airfoil biasanya disebut penampang airfoil
(airfoil section), Sebuah pelat pipih yang diletakkan membentuk suatu sudut lancip
terhadap aliran udara sehingga menghasilkan gaya angkat (lift) juga disebut airfoil,
tetapi airfoil yang tidak efisien. Airfoil yang efisien adalah airfoil yang
penampangnya hampir seperti tetesan air.
Airfoil yang bila dialiri udara dengan arah sejajar dengan tali busur (chord)
nya, tidak bisa menghasilkan gaya angkat disebut dengan airfoil simetris.
Gambar 4. Airfoil Simetris
Airfoil simetris hanya akan menghasilkan gaya angkat bila aliran udara yang
melewatinya (relative wind) membentuk sudut tajam dengan tali busur. Airfoil
simetris biasa digunakan untuk horizontal stabilizer atau fin. Sedangkan airfoil
yang tidak simetris akan menghasilkan gaya angkat sekalipun arah aliran udara
yang melewatinya sejajar dengan tali busur. Gaya angkat timbul karena adanya
perbedaan tekanan udara antara di atas dan di bawah airfoil. Kecepatan udara di
bawah lebih kecil dari pada di atas airfoil, sehingga tekanan di bawah lebih besar
dari pada di atas airfoil.
Lower Surface
Gambar 5. Airfoil Tidak Simetris
1) Bagian-Bagian Airfoil
a) Leading Edge adalah bagian yang paling depan dari sebuah airfoil.
143
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
Mean Line
Trailing edge
Gambar 6. Bagian-bagian airfoil
b) Trailing Edge adalah bagian yang paling belakang dari sebuah airfoil.
c) Chamber line adalah garis yang membagi sama besar antara permukaan atas
dan permukaan bawah dari airfoil Mean camber line
d) Chord line adalah garis lurus yang menghubungkan leading edge dengan
trailing edge.
e) Chord (c) adalah jarak antara leading edge dengan trailing edge
f) Maksimum chamber (zc) adalah jarak maksimum antara mean chamber line
dan chord line. Posisi maksimum chamber diukur dari leading edge dalam
bentuk persentase chord.
g) Maksimum thickness (tmax) adalah jarak maksimum antara permukaan atas
dan permukaan bawah airfoil yang juga diukur tegak lurus terhadap chord
line.
2) Sudut Serang (Angle Of Attack)
Sudut serang adalah sudut yang dibentuk oleh tali busur sebuah airfoil
dan arah aliran udara yang melewatinya (relative wind). Biasanya diberi tanda
α (alpha).
Untuk airfoil simetris, besar lift yang dihasilkan akan nol, bila sudut
serang nol sedang pada airfoil tidak simetris sekalipun sudut serang nol tetapi
gaya angkat telah timbul. Gaya angkat menjadi nol bila airfoil tidak simetris
membentuk sudut negatif terhadap aliran udara. Sudut serang dimana gaya
angkat = 0 ini disebut Zero angle lift.
a) Sudut Serang Mutlak
Sudut serang mutlak (absolute angle of attack) adalah sudut serang
sebuah airfoil diukur dari kedudukan zero angle lift.
Gambar 7. Sudut serang mutlak
b) Sudut Serang Kritis
Sudut serang kritis adalah besarnya sudut serang dimana gaya angkat
yang dihasilkan mencapai maximum, di atas sudut tersebut gaya angkat
akan turun sedang hambatan udara (drag) akan membesar dengan cepat.
Hal ini bisa terjadi karena aliran ulakan (turbulent) bertambah besar.
144
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
a. Sudut Serang Kecil
b. Sudut Serang Besar
Gambar 8. Aliran udara pada sudut serang kecil dan besar.
b. Persamaan Bernoulli
Dalam aliran udara yang bergerak streamline, dimana udara ini bersifat
atiran udara yang tetap (steady flow), tidak dapat ditekan (incompressibility) dan
tidak bersifat kental (nonviscous) oleh Bernoulli didapatkan satu teori yang
ruengatakan, bahwa :
Energi Potensial + Energi Kinetis + Energi Tekan = Konstan.
Dalam hal ini
Energi Potensial = mgh
Energi Kinetis
= 1/2mV2
Energi Tekan
=p
Sehingga kita dapatkan :
mgh + 1/2mV2 + p = konstan.
Karena dalam gerakan udara tidak ada perbedaan ketinggian atau h = 0, maka teori
Bernoulli menjadi:
Energi Kinetis + Energi Tekan = Konstan atau 1/2mV2 + p = konstan
Apabila aliran udara ini menumbuk suatu papan, maka energi kinetis berubah
menjadi energi tekan.
Apabila energi kinetis massa udara m Kg bergerak dengan kecepatan V
m/detik adalah sebesar 1/2mV2Joules, sehingga enersi kinetis udara 1 m3 adalah
1/2ρV2 Joules, maka dapatkan persamaan Bernoulli menjadi:
p + 1/2ρV2 = konstan
P1 + 1/2ρV12 = P2 + 1/2ρV22 = konstan
Apabila aliran udara menumbuk suatu papan, maka energi kinetis berubah
akan hilang dan seluruhnya mejadi energi tekan. Bila luas permukaan papan ini
sebesar S m2, maka jumlah gaya yang timbul pada papan adalah 1/2ρSV22 Newton
c. Pengukuran Kecepatan Udara
Alat yang dipergunakan untuk mengukur kecepatan udara disebut Pipa
Pitot-Static (Pitot-Static Tube). Pipa Pitot adalah sebuah pipa yang konstruksi
ruangannya terbagi atas dua bagian .
Gambar 9. Pipa Pitot-Static
145
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
Pipa tekan ini kemudian dihubungkan dengan ruang tekan (pressure
chamber) pada instrumen Airspeed Indicator (ASI). Sedang ujung pipa static
dihubungkan dengan ruang statik (static chamber).
Berdasarkan teori serta persamaan Bernoulli aliran udara pada pipa PitotStatic didapatkan :
P1 + 1/2ρV12 = P2 + 1/2ρV22 = konstan
Perbedaan tekanan (Δp), tekanan dinamis :
ΔP = P1 - P2 = 1/2ρ(V22 – V12)
Karena V1 = 0, maka persamaan di atas menjadi :
P = P1 - P2 = 1/2ρV22.
2ΔP
V22 =
ρ
Sehingga:
2ΔP
V2 =
ρ
V2 merupakan kecepatan udara yang diukur. Dari persamaan di atas jelas
bahwa kecepatan udara yang diukur tergantung dari besaran-besaran perbedaan
tekanan dinamis terhadap tekanan statik serta kerapatan udara.
d. Terowongan Angin
Terowongan angin (wind tunnel) adalah suatu aparatur yang menghasilkan
angin buatan atau aliran udara, dan dapat digunakan untuk mengetahui aliran udara
di sekitar benda yang dikehendaki serta gaya-gaya yang ditimbulkan. Terowongan
angin hanya salah satu dari beberapa cara untuk mengetahui reaksi udara pada suatu
benda yang bergerak di udara (disamping perhitungan teoritis).
Di dalam terowonggan angin terjadinya reaksi udara adalah kebalikan dari
keadaan yang sebenarnya, maksudnya pada terowongan angin pesawat terbang
tetap pada tempatnya hanya udara yang bergerak, sedang pada keadaan yang
sebenarnya pesawat terbang bergerak melewati udara yang diam.
Macam terorongan angin ada 2 yaitu sistem terbuka (open jet type) dan
sistem tertutup (close jet type). Pada kedua terowongan angin ini aliran udara
didapat dari putaran kipas angin (fan) yang digerakkan oleh motor listrik.
Perbedaan priasip antara keduanya terletak pada ruang percobaannya (perimental
chamber). Pada terowongan angin sistem terbuka, penampang ruang percobaan
jauh lebih lebar dibandingkan dengan kolektornya, sedang pada sistem tertutup
ruang percobaan merupakan suatu ruangan yang sama sekali tertutup.
Pada sistem tertutup, model yang akan di test diletakkan di dalam ruang
yang tertutup dan semua alat-alat ukur (instrument) serta pengendaliannya dipasang
di luarnya.
Gambar 10. Terowongan angin sistem tertutup
146
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
Gambar 11. Terowongan angin sistem terbuka.
Baik pada sistem terbuka maupun tertutu dilengkapi dengan honey comb
dengan maksud agar aliran udara menjadi sejajar. Agar aliran lebih stabil, biasarnya
terowogan angin dilengkapi juga dengan dinding berlubang-lubang (perforated
wall) yang memungkinkan udara yang telah keluar lewat kipas angin bisa kembali
lagi ke depan (inlet) lagi. Untuk menambah efisiensi, baik pada terowongan angin
terbuka maupun tertutup, udara yang telah keluar dari kipas angin seluruhnya
dialirkan lagi ke saluran masuk (inlet) melalui saluran khusus.
e. Gaya Angkat (Lift) & Gaya Hambat (Drag)
1) Teori Sayap
Penampang sebuah sayap (wing) adalah airfoil. Bila dua buah airfoil kita
letakkan dengan sisi cembung berdekatan satu sama lain, maka celah yang
terbentuk diantaranya, merupakan potongan suatu tabung venturi.
Gambar 12. Dua buah airfoil dengan sisi cembung berdekatan.
Bila diantara dua buah airfoil itu terdapat aliran udara, maka pada daerah
yang menyempit tersebut kecepatan udara (v) bertambah cepat dan tekanannya
(p) berkurang, bahkan terjadi hisapan (suction ). Airfoil yang terletak pada aliran
udara, dapat pula dianggap sebagai suatu tabung venturi yang mempunyai
dinding bawah cekung dan dinding atas datar.
Gambar 13. Airfoil terletak pada aliran udara.
Dinding cekung dibentuk oleh bagian cembung dari airfoil,
sedangkan dinding dinding datar dibentuk oleh arus udara pada jarak
tertentu di atas airfoil tersebut. Sifat aliran udara yang melaluinya akan
sama dengan sifat udara yang melalui tabung venturi. Di atas airfoil tersebut
147
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
akan terdapat aliran udara yang cepat dan tekanannya rendah. Sedangkan di
bawah airfoil, tekanan udara lebih besar. Perbedaan tekanan udara ini akan
menyebabkan ada suatu gaya ke atas (Total Reaction).
Gambar 14. Total reaction
Total reaction ini dapat kita uraikan menjadi dua buah gaya, yang
satu tegak lurus terhadap arah aliran udara dan yang lain sejajar dengan arah
aliran udara. Gaya yang tegak lurus terhadap aliran udara disebut gaya
angkat (Lift) dan yang sejajar dengan aliran udara disebut gaya hambatan
(Drag).
Gambar 15. Dua buah gaya sebagai uraian dari total reaction
2) Flat Plate (Pelat Datar)
Apabila aliran udara mengalir melalui sebuah pelat datar yang
diletakkan menyudut terhadap aliran udara, kita mendapatkan bahwa
tekanan udara di bagian atas pelat rendah. Sedangkan di bagian bawah
pelat tekanannya besar. Pada berbagai sudut dari kedudukan pelat tersebut,
ternyata tekanan udara dibagiati bawah pelat selalu lebih besar dari pada
tekanan udara diatas pelat. Perbedaan tekanan ini akan menimbulkan selisih
tekanan yang arahnya ke atas. Selisih tekanan ini kita namakan Total
Reaction. Total Reaction bekerja tegak lurus terhadap pelat dan arahnya ke
atas. Jadi ternyata bahwa pelat datar tersebut dapat menghasilkan gaya ke
atas (total reaction) jika mempunyai sudut serang (< α) yang positif.
Total reaction dapat diuraikan menjadi 2 bagian (komponen), yaitu :
a) Komponen yang tegak lurus terhadap aliran udara yang disebut gaya
angkat (lift).
b) Komponen yang sejajar dengan aliran udara yang disebut hambatan
(drag).
Dengan percobaan-percobaan diketahui bahwa bila sudut (alpha)
mengecil, komponen yang tegak lurus terhadap aliran udara (lift) akan
menjadi bertambah besar bila dibandingkan dengan komponen yang sejajar
dengan aliran udara (drag). Hal lain terbukti pula bahwa bila < α menjadi
kecil, Total Reaction akan menuju ke 0 (nol).
148
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
Gambar 16. Total reaction diuraikan menjadi lift dan drag.
3) Pembagian Tekanan Udara (Pressure Distribution)
Apabila sudut serang (< a = angle of attack) berubah, maka lift dan drag
juga akan berubah secepatnya. Perubahan ini disebabkan oleh perubahan
tekanan udara di sekitar airfoil (perubahan pressure distribution). Percobaan
dilaksanakan di dalam terowongan angin (wind-tunnel). Caranya dengan
memberi lubang-lubang kecil sekitar airfoil dan lubang-lubang tersebut
dihubungkan dengan manometer. Cara atau metoda ini disebut pressure
plotting.
Dengan percobaan memungkinkan untuk menggambarkan tekanan
udara di atas dan di bawah permukaan airfoil. Potongan airfoil ditempatkan
dalam terowongan angin. Pada airfoil tersebut diberi lubang-lubang, dimana
di daerah sisi depan airfoil (leading-edge) lubang-lubang tersebut
diperbanyak.
Lubang-Lubang ini dihubungkan dengan pipa flexible ke tabung-tabung
kaca. Tabung-tabung kaca ini dibuat sedemikian rupa sehingga merpakan
rangkaian dari pipa-pipa manometer. Tinggi cairan di dalam tabung-tabung
kaca akan sama, di dalam tekanan udara normal, tetapi akan berubah bila
dihubungkan dengau bermacam-macam tekanan. Tinggi cairan diukur dari
normal level akan menunjukkan tekanan di atas atau di bawah tekanan
normal. Apabila udara di dalam terowongan angin dialirkan, maka pada suatu
kedudukan dari airfoil tersebut (pada sudut tertentu terhadap aliran udara)
akan terlihat bahwa ketinggian cairan dalam tiap pipa akan berubah.
Penunjukkan pada manometer difoto agar dapat dibaca sekaligus tinggi
permukaan zat cair pada segenap tabung. Proses ini diulangi beberapa kali
dengan merubah sudut serang (angle of attack) dari airfoil tersebut terhadap
aliran udara. Foto tersebut dipergunakan untuk mengetahui tekanan udara di
sekeliling airfoil tersebut.
4) Titik Tekan (Centre of Pressure)
Suatu hal yang didapat dari Pressure Distribution diagram ialah
kenyataan bahwa penambahan maupun pengurangan tekanan udara didekat
Leading Edge dari sebuah airfoil sangat besar. Hal ini berarti bahwa apabila
segenap garis-garis tekanan kita ganti dengan sebuah garis gaya resultante
(resultant force), maka garis gaya resultant ini akan bekerja pada daerah
kurang dari setengah chord dibelakang Leading Edge.
Letak titik tangkap resultant force pada chord ini disebut Centre of
Pressure. Pengertian Centre of Pressure ini sama saja dengan pengertian
Centre of gravity dari sebuah benda, dimana benda tersebut mempunyai
gaya berat yang tidak terbagi rata. Centre of Pressure ialah sebuah titik pada
149
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
chord-line yang merupakan titik tangkap dari Resultant Force (Total
Reaction).
Percobaan dari "pressure plotting" juga menujukkan bahwa dengan
berubahnya angle of attack mengakibatkan berubahnya tekanan sekeliling
airfoil. Hal ini akan membawa akibat berubahnya kedudukan dari titik
tekan. Bila angle of attack bertambah besar, maka Centre of Pressure ke
depan sampai kira-kira kurang dari sepertiga chord dari leading edge.
5) Rumus Gaya Angkat dan Gaya Hambat
Airfoil dapat menghasilkan gaya angkat (Lift) yang dibutuhkan untuk
mempertahankan pesawat terbang tetap di udara. Untuk menghasilkan gaya
angkat ini maka airfoil tersebut perlu digerakkan di dalam udara dan barns
membentuk sudut serang tertentu pula. Harus diingat pula bahwa kita tidak
mungkin hanya mendapatkan Lift saja, tanpa meng hasilkan gaya hambat
pula.
Drag ini harus diperkecil agar tenaga pendorong airfoil tidak
mengalami hambatan yang besar. Di dalam terowongan angin biasanya yang
dihitung ialah besarnya gaya angkat dan gaya hambat, bukan besarnya Total
Reaction. Dalam percobaan ini airfoil dicoba diletakkan pada berbagai
angle of attack terhadap aliran udara. Disini ternyata bahwa Lift serta Drag
tergantung dari:
a. Bentuk airfoil
b. Luas perrnukaan airfoil
e. Pangkat dua dari kecepatan aliran udara
d. Kerapatan (density) udara.
Rumus untuk menghitung Lift dan Drag sebagai berikut:
Lift = CL.½ ρV2 .S atau L = CL ½ ρV2.S.
Drag = CD.½ ρV2.S atau D = CD ½ ρV2.S.
Dimana:
= Coefficient of Lift
CL
ρ
= Density udara
S
= Kecepatan udara
= Coefficient of Drag
CD
½ ρV2 biasanya disingkat dengan simbol q., sehingga rumus tersebut di atas
dapat disederhanakan menjadi:
atau L = CL ½ ρV2.S.
Lift = CL.q.S
atau D = CD ½ ρV2.S.
Drag = CD.q.S
Besarnya Cl dan CD tergantung dari:
a. Bentuk airfoil
b. Besarnya angle of track
6) Induced Drag
Induced Drag adalah komponen mendatar dari gaya angkat yang condong
sebagai akibat pusaran udara di ujung sayap. Selama di daerah itu terjadi
gaya angkat, selama ini pula kita mempunyai Induced Drag. Dengan kata
lain, Induced Drag tidak dapat dihindarkan. Usaha maksimal yang dapat
dilakukan ialah memperkecil pengaruhnya, yaitu dengan cara memperpanjang sayap.
150
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
Gambar 17. Induced Drag.
7) Aerodynamic Centre
Bila sudut serang berubah, maka Centre of Pressure akan berubah
pula kedudukannya. Didalam perhitungan (teori), hal ini amat menyulitkan,
dengan perubahan sudut serang, besarnya gaya angkat berubah, besarnya
hambatan berubah dan kedudukan titik tekan berubah pula. Dengan
demikian ada dua cara pemikiran, yaitu :
a. Perubahan sudut serang akan merubah besarnya gaya angkat dan letak
titik tekan.
b. Perubahan sudut serang akan hanya merubah besarnya gaya angkat saja
sedangkan letak titik tekan dianggap tetap.
Pola pemikiran kedua inilah yang seakan-akan ingin mempertahankan
letak C.P, agar tidak berubah-ubah. Titik tekan yang demikianlah yang
dinamakan Aerodynamic. Aerodynamic Centre ialah sebuah titik di dalam
airfoil, yang secara teoritis dianggap C.P, seakan-akan tetap tempatnya,
walaupun Angle of Atack berubah-ubah besarnya.
Pada kecepatan supersonic, Aerodynamic Centre biasanya terletak
seperempat chord dibelakang Leading Edge (L.F.)
Gambar 18. Aerodynamic Centre
f. Karakteristik Airfoil
1) Penomoran NACA
Tanda-tanda airfoil yang dikeluarkan oleh National Advisory
Commitee for Aconautics (NACA). Disini angka-angka menunjukkan
sekaligus data-data airfoil.
151
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
Arti dari angka-angka yang menyertai airfoil dijelaskan sebagai
berikut:
a) Angka pertama menunjukkan 3 koefisien gaya angkat yang
direncanakan, yaitu CL pada sudut optimal dan dinyatakan dalam
persepuluh, selain itu angka pertama ini menunjukkan camber
maksimum dan dinyatakan dalam persen dari panjang tali busur.
b) Angka kedua dan ketiga bersama-sama menujukkan dua kali jarak
camber maximum dari leading edge, dan dinyatakan dalam persen kali
panjang tali busur.
c) Dua angka terakhir menunjukkan tebal maksimum dan dinyatakan dalam
persen kali panjang tali busur.
Contoh NACA sistem 4 angka:
NACA 1 4 1 2
camber maksimum = 0,04 c.
jarak camber maksimurn dari leading edge = 0,4 c
tebal maksimum = 0,12 c.
dengan catatan bahwa c adalah panjang tali busur.
3. METODE PENELITIAN
a. Alat Dan Bahan
Sebelum kita melakukan penelitian langkah pertama yang kita lakukan adalah
menyiapkan bahan dan ala-alat yang akan digunakan diantaranya yaitu :
1) Peralatan
a) Wind Tunel
Gambar 19. Wind Tunel
b) Airfoil NACA 4412
Max thickness 12%
152
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
Max Chamber 4%
Loc of max chamber 40%
Span = 23 cm = 0,23 m
Chord = 12 cm = 0,12 m
Gambar 20. Airfoil
c) Selang
d) Three Components Electronics Balance Æ Didacta Italia.
Gambar 21. Three Components
Electronics Balance
e) Set of Instrument to Determine The Air Physical Conditions
153
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
Gambar 22. Instrument to Determine The Air
Physical Conditions
f) Differential Micromanometer (p = 0,8 kg/m3, 15oC) Æ Didacta Tralia.
Gambar 23. Differential Micromanometer
Differential Micromanometer
g) Pitot Tube
h) Pitot Static
Gambar 24. Pitot Static
2) Bahan yang dipakai adalah Alkohol dan Malam.
154
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
b. Data Ruangan
Kelembaban
64 (%)
Temperatur
26 (oC)
Tekanan udara bebas
9,1524 N/m2
Densitas udara
1.128 kg/m3
c. Prosedur Penelitian
1) Mempersiapkan dan memeriksa kondisi semua peralatan dan bahan yang
diperlukan dalam praktikum.
2) Sambungkan pitot static dengan manometer dengan menggunakan selang.
Pada pitot static terdapat 2 lubang yaitu lubang pengukur tekanan total dan
lubang pengukur tekanan statik.untuk mengetahui lubang tekanan total,
tiuplah pada ujung pitot statik. Udara akan keluar dari salah satu lubang.
3) Mensetting pitot static pada Wind tunnel test. Posisikan pitot static tegak
lurus dengan arah angin dan pitot static tidak boleh bergerak atau goyang
pada saat proses pengambilan data atau pada saat RUN.
4) Pasangkan airfoil seri NACA -1412 pada Three Components Electronics
Balance. Pastikan posisi airfoil lurus dengan arah angin.
5) Posisikan airfoil pada Angle of Attack -2,5o lalu wind tunnel Run pada
kecepatan sekitar 2500 rpm, lalu catat Drag, Lift dan Momen yang didapat.
6) Naikkan Angle of Attack dengan kelipatan 2,5°.
7) Ulangi langkah (5) dan lakukan percobaan sampai airfoil tidak lagi
medapatkan gaya Lift (Stall).
4. METODE ANALISA DATA
a. Mencari Nilai Lift, Drag, dan Moment ke dalam satuan Newton
Nilai lift, drag, dan moment yang ditunjukan dalam display masih
menunjukan satuan grf (gram force) maka harus dirubah ke dalam Newton
dengan cara merubah ke dalam satuan kilogram terlebih dahulu dan kemudian
dikalikan gravitasi (9,81 m/s2)
Contoh:
Nilai data Lift pada display adalah 1 grf = 0,001 kg
Lift = nilai dispaly (kg) x Gravitasi (m/s2)
Lift = 0,001 kg x 9,81 m/s2
Lift = 0,0098 N
b. Mencari nilai V
P 1 + ½ V1 2 = P2 + 1/2V 22
P 1 + ½ V 1 2 = PO
V = √2 (P0-P1)/ρ, (P0-P1) = ρgh
Dimana :
ρ = rho alkohol
g = Gravitasi
h=Δh
155
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
c. Mencari Nilai CL
L
CL =
½ ρv2s
d. Mencari Nilai CD
D
CD =
½ ρv2s
e. Mencari Nilai CM
Mxc
CM =
½ ρv2s x c
f. Membuat grafik Drag, Lift, dan Moment terhadap Angle of Track
g. Membuat grafik CL, CD, dan CM terhadap Angle of Track
5. PERHITUNGAN DAN ANALISA DATA
a. Deskripsi Data
Proses pengambilan data yang dilakukan penulis pada di Bandung. Setelah
didapat data-data tersebut, selanjutnya menghitung drag, lift, dan moment. Data awal
yang diperoleh meliputi:
Kelembaban (H)
= 0,64
Temperatur (T)
= 26 oC
Tekanan udara bebas (P) = 9,1524 N/m2
Densitas udara (ρ)
= 1.128 kg/m3
= 0,8
ρalkohol
= 9,790 N/m3
ρgair
h1
= 0,035 m
= 0,04 m
h2
= 274,12 N/m2
P1
= 313,28 N/m2
ρgh2
= ρgh1
PO-P1
= 274,12 N/m2
2( P0 − P1 )
V
=
ρ ud
ρud
e
emax
P
e
(1 − 0,378 )
RxT
R
Hxe max
=
10
= 611 X 10 (7,5 X T) / (237,7 + T)
= 611 X 10 (7,5 x 299) / (237,7 + 299)
= 9.211.982,756
=
156
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
e
ISSN 1978-2497
0,64 x9.211.982,756
10
= 589.566,896
P
e
=
(1 − 0,378 )
RxT
R
9,1524
589.566,896
=
(1 − 0,378
)
0
8,310
8,310 x 299 k
= 9,510
=
e
ρud
ρud
Contoh perhitungan V Free Stream sebagai berikut:
V Free Stream (m/s) = √(2 X ρgh1 : ρ)
= √ 2 X (274,12 : 9,510)
= 40,7639
Dengan cara yang sama diperoleh nilai V Free Stream (m/s) yang lain. Hasil
perhitungan selengkapnya disajikan pada tabel berikut ini.
No
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
Tabel 1. Data Hasil Perhitungan Drag, Lift, Moment dan V Free Stream
VFree
Angel of
Drag
Lift
Moment
Stream
Attack
Rpm (grf)
(grf)
(grf)
h (cm) (m/s)
-5
2496 17,5
1
4
3,5
40,7639
-2,5
2508 14,5
1
5
3,5
40,7639
0
2506 15
4
3
3,5
40,7639
2,5
2499 18
6,5
3
3,5
40,7639
5
2502 21
10
2
4
46,5873
7,5
2503 29,5
12,5
1
4
46,5873
10
2509 40,5
16,5
0
3,5
40,7639
12,5
2503 48,5
20
1
3,5
40,7639
15
2499 63
22
2
3,5
40,7639
17,5
2509 73,5
24,5
3
3,5
40,7639
20
2502 98,5
27,5
4
3,5
40,7639
22,5
2498 113
21,5
4
3,5
40,7639
Selanjutnya dilakukan perhitungan Drag, Lift, Moment dan V Free Stream
dalam skala Newton sebagai berikut.
Drag (N)
= D (grf) x 0,001 x 9,81
= 17,5 x 0,001 x 9,81
= 0,172 Drag (N)
Lift (N)
= L (grf) X 0,001 X 9,81
= 1 X 0,001 X 9,81
= 0,010 Lift (N)
Moment (N)
= Moment (grf) X 0,001 X 9,81
= 4 X 0,001 X 9,81
= 0,039 Moment (N)
Dengan cara yang sama diperoleh nilai Drag (N), Lift (N), Moment (N), dan
V Free Stream (m/s) yang lain. Hasil perhitungan selengkapnya disajikan pada tabel
berikut ini.
157
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
Tabel 2. Data Hasil Perhitungan Drag, Lift, Moment dan V Free Stream Dalam
Satuan Newton
VFree
Angel of
Drag
Lift
Moment
Stream
No Attack
Rpm (N)
(N)
(N)
h (cm) (m/s)
1
-5
2496 0,172
0,010
0,039
3,5
40,764
2
-2,5
2508 0,142
0,010
0,049
3,5
40,764
3
0
2506 0,147
0,039
0,029
3,5
40,764
4
2,5
2499 0,177
0,064
0,029
3,5
40,764
5
5
2502 0,206
0,098
0,020
4
46,587
6
7,5
2503 0,289
0,123
0,010
4
46,587
7
10
2509 0,397
0,162
0,000
3,5
40,764
8
12,5
2503 0,476
0,196
0,010
3,5
40,764
9
15
2499 0,618
0,216
0,020
3,5
40,764
10 17,5
2509 0,721
0,240
0,029
3,5
40,764
11 20
2502 0,966
0,270
0,039
3,5
40,764
12 22,5
2498 1,109
0,211
0,039
3,5
40,764
Langkah berikutnya adalah menghitung nilai CD, CL, dan CM dengan cara
sebagai berikut:
CD = D/N : (0,5 X 1,128 X Drag/N2 x 0,23)
= 0,172 : (0,5 X 1,128 X 0,1722 x 0,23)
= 0,006
CL = L/N : (0,5 X 1,128 X Lift/N 2 x 0,23)
= 0,010 : (0,5 X 1,128 X 0,010 2 x 0,23)
= 0,000
CM = Moment/N X 0,12 : (0,5 X 1,128 X Lift/N 2 x 0,23 x 0,12)
= 0,010 : (0,5 X 1,128 X 0,010 2 x 0,23 x 0,12)
= 0,001
Dengan cara yang sama diperoleh nilai CD, CL, CM, dan V Free Stream
(m/s) yang lain. Hasil perhitungan selengkapnya disajikan pada tabel berikut ini.
Tabel 3. Data Hasil Perhitungan CD, CL dan CM
No
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
Angel of
Attack
Rpm
-5
2496
-2,5
2508
0
2506
2,5
2499
5
2502
7,5
2503
10
2509
12,5
2503
15
2499
17,5
2509
20
2502
22,5
2498
CD
0,006
0,005
0,005
0,006
0,007
0,009
0,015
0,017
0,023
0,026
0,035
0,040
CL
0,000
0,000
0,001
0,002
0,003
0,004
0,006
0,007
0,008
0,009
0,010
0,008
158
CM
0,001
0,002
0,001
0,001
0,001
0,000
0,000
0,000
0,001
0,001
0,001
0,001
h
3,5
3,5
3,5
3,5
4
4
3,5
3,5
3,5
3,5
3,5
3,5
V free stream
40,764
40,764
40,764
40,764
46,587
46,587
40,764
40,764
40,764
40,764
40,764
40,764
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
Data hasil perhitungan tersebut selanjutnya dibuat grafik. Grafik yang dibuat
meliputi CD, CL dan CM dengan hasil sebagai berikut.
CD
0,045
0,040
0,035
0,030
0,025
CD
0,020
0,015
0,010
0,005
0,000
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
Grafik 1. Grafik CD
CL
0,012
0,010
0,008
0,006
CL
0,004
0,002
0,000
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
Grafik 2. Grafik CL
CM
0,002
0,002
0,002
0,001
0,001
CM
0,001
0,001
0,001
0,000
0,000
0,000
1
2
3
4
5
6
7
8
9
Grafik 3. Grafik CM
159
10
11
12
iteks
Intuisi Teknologi dan Seni
ISSN 1978-2497
6. KESIMPULAN DAN SARAN
a. Kesimpulan
Dari hasil penelitian dan pengolahan data yang dilakukan, maka dapat
disimpulkan bahwa :
1) Dari percobaan yang dilakukan didapat harga Drag, Lift, dan Momen. Harga Drag
dan Lift dipengaruhi oleh bentuk dari airfoil, kecepatan angin dan juga oleh sudut
Angle of Attack.
2) Nilai Lift dan Drag akan semakin besar seiring dengan kenaikan sudut Angel of
Attack. Tetapi, pada Angle of Attack tertentu Lift yang dihasilkan akan hilang.
Kejadian itu disebut dengan Stall. Dari hasil percobaan, kondisi Stall terjadi pada
saat sudut Angle of Attack menunjukan di atas 20°.
3) Semakin besar nilai CL suatu airfoil, maka lift yang didapat pun akan semakin
besar, begitu juga dengan drag. Semakin besar nilai CD, maka semakin besar pula
drag yang dihasilkan.
4) Perhitungan drag pada percobaan ini adalah Induced Drag karena drag ini tidak
dapat dihindari untuk mendapatkan lift. Drag ini diperoleh dari bagian-bagian
pesawat yang dapat menghasilkan lift.
b. Saran-Saran
Dari penelitian ini penulis mengharapkan agar hasil dari penelitian ini dapat
memberikan informasi dalam bidang aeromodeling. Untuk itu penulis memberikan
saran sebagai berikut :
1) Dalam perancangan pembuatan pesawat model harus melihat tipe airfoil yang
dibuat, sehingga sesuai yang diinginkan.
2) Pembuatan airfoil harus memperhitungkan hambatan yang ada sehingga pesawat
terbang dapat terbang dengan kecepatan yang tinggi.
3) Dalam pembuatan sayap, ketebalan airfoil perlu diperhatikan karena ketebalan
airfoil mempengaruhi dalam pembuatan sayap terutama dalam pemasangan
spart.
DAFTAR PUSTAKA
AC Kermode CBE, MA, C Eng, FR AeS; Mechanics of Flight, Pitman Publishing
London, 1977.
Basic Handbook Aerodynamics, ATS.
Frank M. White. 1986. Mekanika Fluida. Erlangga. Jakarta.
Hoo Kian Lam. 1952. Asas-asas Gaya Udara dan Teknik Penerbangan. Balai Pustaka.
Jakarta.
Jor Danoff's; 1942. Illustrated Aviation Dictionary, New York,.
M. Margono dan Endah W. 1982. Aerodinamika. Depdiknas. Jakarta.
Pictorial History of Aircraft, 1966. Octopus Books Limited, London,.
Sugiyono. 2006. Statistika Untuk Penelitian. Alfabeta. Bandung.
Wilbur C. Nelson. 1944. Airplane Propeller Principles, Jhon Wiley & Sons, New York,
Chapman & Hall, Ltd London.
160