aerodinamikamuchlis07.staff.gunadarma.ac.id/downloads/files/66614/... · (cd) dan gaya lift (cl)....
TRANSCRIPT
AERODINAMIKA
AIRFOILAirfoil adalah bentuk dari suatu sayap pesawat yang dapat
menghasilkan gaya angkat (lift) atau efek aerodinamika
ketika melewati suatu aliran udara. Airfoil merupakan
bentuk dari potongan melintang sayap yang dihasilkan oleh
perpotongan tegak lurus sayap terhadap pesawat
1. Leading edge, merupakan bagian permukaan paling depan dari airfoil.2. Trailing edge, merupakan bagian permukan paling belakang dari airfoil.3. Mean chamber line, merupakan garis pertengahan yang membagi antara permukaanbagian atas dan permukaan bagian bawah dari airfoil.
4.Chord line, merupakan garis lurus yang menghubungkan leading edge dan trailing edge.5. Chord, merupakan perpanjangan dari chord line mulai dari leading edge hingga trailingedge. Dengan kata lain, chord adalah karakteristik dimensi longitudinal darisuatu airfoil.
6. Maximum chamber, merupakan jarak antara mean chamber line dengan chord line.Maximum chamber membantu mendefinisikan bentuk dari mean chamber line.
7. Maximum thickness, merupakan ketebalan maksimum dari suatu airfoil, danmenunjukkan persentase dari chord. Maximum thickness membantumendefinisikan bentuk dari airfoil dan juga performa dari airfoil tersebut.
Airfoil NACA (National Advisory Committee for Aeronautics)
NACA airfoil adalah bentuk airfoil sayap pesawat udara
yang dikembangkan oleh National Advisory Committee for
Aeronautics (NACA)
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)
(Mulyadi, 2010).
Di terowongan angin atau pada sebuah penerbangan, sebuah airfoil secara sederhana adalah sebuah objek
streamline yang disisipkan pada aliran udara yang bergerak. Jika airfoil itu dinaikkan (mendongak) maka
aliran udara akan menabrak dengan sebuah sudut tertentu (angle of attack), molekul udara yang bergerak
melewati permukaan atas akan dipaksa untuk bergerak dengan kecepatan yang lebih tinggi dibandingkan
dengan molekul udara yang bergerak di bawah airfoil, hal ini karena molekul di atas harus menjalani jarak
yang lebih jauh karena lengkungan dari permukaan yang di atas. Pertambahan kecepatan ini mengurangi
tekanan di atas airfoil (Mulyadi, 2010).
Sebuah tekanan positif dihasilkan karena sifat udara yang mengalir di bawah sayap, terutama pada angle of
attack yang tinggi. Tapi ada aspek lain dari aliran udara ini yang harus dipelajari. Pada sebuah titik di dekat
leading edge, aliran udara pada hakekatnya sebenarnya berhenti (stagnation point) dan dengan bertahap
kecepatannya akan bertambah. Di titik yang sama di trailing edge, kembali lagi aliran udara itu mencapai
kecepatan yang sama dengan kecepatan aliran udara di permukaan atasnya. Sesuai dengan prinsip
Bernoulli, ketika aliran udara makin pelan di bawah sayap, sebuah tekanan positif ke atas terjadi menekan
sayap, jika kecepatan fluida berkurang, tekanan harus bertambah (Suseno, 2010).
KONTRUKSI AIRFOIL NACANACA Seri 4 Digit
Sekitar tahun 1932, NACA melakukan pengujian beberapa bentuk airfoil yang dikenal dengan NACA seri
4 digit seperti pada gambar 5. 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 camber
terhadap chord. Digit kedua menyatakan persepuluh posisi maksimum camber pada chord dari leading
edge. Sedangkan dua digit terakhir menyatakan persen ketebalan airfoil terhadap chord.
Contoh : airfoil NACA 2412 memiliki maksimum camber 0,02 terletak pada 0,4c dari leading edge dan
memiliki ketebalan maksimum 12% chord atau 0,12c. Airfoil yang tidak memiliki kelengkungan, dengan
camber line dan chord berhimpit disebut airfoil simetrik. Contohnya adalah NACA 0012 yang merupakan
airfoil simetrik dengan ketebalan maksimum 0,12c (Mulyadi, 2010).
NACA SERI 5 DIGITPengembangan airfoil NACA 5 digit dilakukan sekitar tahun 1935 dengan menggunakan
distribusi ketebalan yang sama dengan seri empat digit. Garis kelengkungan rata-rata (mean
camber line) seri ini berbeda dibanding seri empat digit. Perubahan ini dilakukan dalam rangka
menggeser maksimum camber kedepan sehingga dapat meningkatkan CL maksimum. Jika
dibandingkan ketebalan (thickness) dan camber, seri ini memiliki nilai CL maksimum 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 camber terhadap chord. Dua digit terakhir merupakan persen ketebalan
terhadap chord. Contohnya, airfoil 23012 memiliki CL desain 0.3, posisi maksimum camber
pada 15% chord dari leading edge dan ketebalan sebesar 12% chord (Mulyadi, 2010).
NACA SERI-1 (SERI 16)
Airfoil NACA seri 1 yang dikembangkan sekitar tahun 1939 merupakan seri pertama yang
dikembangkan berdasarkan perhitungan teoretis. Airfoil seri 1 yang paling umum digunakan
memiliki lokasi tekanan minimum di 0,6 chord, dan kemudian dikenal sebagai airfoil seri-16.
Camber 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 di belakang tanda hubung: angka pertama merupakan 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 (Mulyadi, 2010).
NACA SERI 6Airfoil NACA seri 6 didesain untuk mendapatkan kombinasi drag, kompresibilitas, dan performa CL maksimum
yang sesuai keinginan. Beberapa persyaratan 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 menggunakan matematika lanjut guna
mendapatkan bentuk geometri yang dapat menghasilkan distribusi tekanan sesuai keinginan. Tujuan
pendekatan desain ini adalah memperoleh kombinasi thickness dan camber yang dapat memaksimalkan
daerah alirah laminer. Dengan demikian maka drag pada daerah CL rendah dapat dikurangi.
Aturan penamaan seri 6 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 menyatakan family ini didesain untuk aliran laminer yang lebih besar
dibanding seri 4 digit maupun 5 digit. Angka 4 menunjukkan lokasi tekanan minimum dalam persepuluh
terhadap chord (0,4c). Subskrip 1 mengindikasikan bahwa range drag minimum dicapai pada 0,1 di atas dan
di bawah CL desain yaitu 2 dilihat angka 2 setelah tanda hubung. Dua angka terakhir merupakan persen
thickness terhadap chord, yaitu 12% atau 0,12. Sedangkan a = 0,6 mengindikasikan persen chord airfoil
dengan distribusi tekanannya seragam, dalam contoh ini adalah 60% chord (Mulyadi, 2010).
NACA SERI 7Seri 7 merupakan usaha lebih lanjut untuk memaksimalkan daerah aliran laminer di atas 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, yaitu 15% atau 0,15
(Mulyadi, 2010).
NACA SERI 8Airfoil 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
(Mulyadi, 2010).
Kualitas unjuk kerja dari sudu-sudu yang airfoil ini biasanya dinyatakan dalam harga koefisien gaya drag
(CD) dan gaya lift (CL). Gaya lift adalah gaya yang arahnya tegak lurus aliran yang mengenai suatu
bentuk airfoil. Gaya drag adalah gaya yang sejajar dengan aliran fluida yang mengenai suatu bentuk
airfoil.
Pada airfoil terdapat beberapa bagian yang dirubah untuk mendapat koefisien gaya angkat yang
maksimal, diantaranya camber. Semakin besar camber suatu airfoil maka semakin besar gaya angkat
yang akan dihasilkan oleh sebuah airfoil, karena perubahan arah angin di trailing edge menyebabkan
semakin besar gaya angkatnya. Hal itu juga disebabkan karena prinsip dasar airfoil adalah untuk
mempecepat kecepatan angin di bagian atas dengan memperpanjang daerah lintasan airfoil dan
memperpendek lintasan bagian bawah airfoil sehingga perbedaan tekanan permukaan atas dan bawah
makin besar maka gaya angkat yang dihasilkan makin besar pula (Benson, 2010).