model psw subsonik

5/10/2018 Model Psw Subsonik

1/9

Lahoratoriurn Aero-Oasdinamika dan GetaranAero-Gasdynamics and Vibration Laboratory

Analisis Model Pesawat pada KecepatanSubsonik dengan Menggunakan ProgramUSAERODipresentasikan pada 1999 FTUI Seminar: Quality in Research, UI Oepok,3 - 6 Agustus 1999Proceedings 1999 FTUI Seminar: Quality in Research, UI Oepok,3 - 6Agustus 1999, hal. 459 - 466ISSN 1411 - 1284

Oleh:And i Eka Sakya, Casmara dan A. Herawati

Mengetahui :Kepala U P y - L r Teknologi,OR.~ ng. Surjatin WiriadidjajaNIP. 680 000 267

Judul_012.doc


2/9

~.

Analisis Model Pesawat Pada Kcccpa tan Subsonik dengan MenggunakanProgram USAERO

AL Sakya, Casmara, A. HerawatiUPT-LAGG , BPP Tekuologi, Puspiptek, Serpong, Tangerang, Indonesia

e-mail: [email protected]

Ana/isis SHaW model pesawat sederltana yang 'terdiri dari sayap dan fuselage dilakukati de Ilg enImcngglllwkan program komersial USAERO yang dikembaugkan berdasar pada persantaan potensial.Sayap model tersebut mempunyai aspect ratio 2 .5 dan sudut tepi-depan sayap (sweep angle) 44( } .Untuk penelilian ini sayap utempunyoi kurva camber daft twist yallg dieruntukkan untuk tnendapatkangaya angkat yang til1ggi. Perhitungan dilakukan dari bilangan Mach 0.2 dan sudut serang sanipaidengol1 lrt. Perbandingan hasil perhitungan dengan hasil eksperimen yang tersedia dilakukan untukme/ihot kemampuan tnetode perhitungan USAERo. Hasil perhitungan yal1g telah dilakukanmemmjukkan baliwa metode USAERO dopa! menangkap dan memprediksi gaya aerodituunik sepertiyang diperoleh ltasil eksperiuten

AbstractAn analyses of simple wing-body aircraft model has been performed using commercial USAERO codebased 01 1 potential theory. A typical wing has an aspect rat io of 2.5 , a leading edge sweep angle 0/4 4() ,and an amounts of camber and {wist was studied The calculations were conducted a/ Mach number 0/flow around 0.2, and at angles of attack lip to 16. A comparison of calculated with experimentalresults 011 aerodynamic forces is also included. The comparison shows that USAERO can predictaerodynamic characteristics of the model fairly well.

1. PendahuluanW a lau pun metoda numeri k untu k perh itungan aerod i na r n i k a seperti metoda beda-h ingga (fin i tedifference) ataupun metoda volume-h ingga (tillite volume) berkernbang cukup pesat akh ir-akh ir ini,peuggunaan metoda panel tetap bayak dipergunakan untuk analisa aplikasi aerodinamika kecepatanrendah (subsonik). K elebihan dari metoda panel tersebut adalah kernudahan dalam pernodelangeometri, bahkan untuk geornetri y ang kompleks sekalipun seperti m odel 3-dimensi y ang terdiri daribadan pesawat, sayap dan lain-lain. Dalarn metoda panel pem odelan geornetri h any a berupa panel-panel yang m erepresentasikan geom etri dari pesawat dan tidak ada keharusan uutuk rnernodelkan griddi sekitar m odel y ang rn eru pa ka n k es ulita n/ ke nd ala yang cukup besar d ala m p em od ela n nurnerik,

Kclebihan lain dari metoda panel adalah umumnya metoda panel tidak terla lu sensitif terhadappenyusunan panel, sehingga metoda panel d ap at d ip erg un ak an clengan rnudah . D isamping itu, metodapanel dapat rnernberikan hasil y ang stabil dan akurat untuk daerah kritis seperti daerah perternuanantara badan dan sayap pesawat.

D e ug au d asa r-d asa r d i atas, rnakalah in i rnenyajikan aplikasi suatu program panel USAEROun tuk analisa m odel pesawat yang terdiri dari badan dan sayap pesawat, Sayar m odel pesawat tersebutmempunyai aspect ratio 2.5 dan sudut tepi-depan sayap (sw eep angle) 44 . Mode l tersebut dipilihkarena data hasil eksperim ental te lah tersedia [1] sebagai pem banding terhadap h asil perh itunganm etoda panel USAERO [2 ]. Untuk penelitian ini, suatu jeuis say ap yang mernpunyai kurva camberdan twist yang diu ji untuk mendapatkan gaya angkat y ang tinggi. Perh itungan dilakukan dari bilanganM ach , M ,,= 0.2 dan sudut serang sampai dengan 16.

H asil perh itungan y ang telah dilakukan m enunjukkan bahwa m etode US AERO d ap at m en an gk apdan m emprediksi gaya aerodinam ik scperti y ang diperoleh hasil cksperirneu.

~) ProceedillgsTileJ999FTUlSemillar-Qualify l n Research~ KO lIJplIs u/ Depok; 3 - 6 August 1999 III - 4 59
mailto:[email protected]:[email protected]


3/9

2 . Tcnri.Mctodn Panel USAEHO soProgram USAERO Y 'lang dipcrgunakan adalah USAERO Vcrsi C 4 . Penjelasan secara terpci

mengena i program tersebut dapat d ipc roleh dalam .re fercns i 2.Metoda panel USAERO ad


4/9

'a terper

.nsial 1 I1pada 1 1 1 {erhitumi paten)

( 2si m en]n terse'a ru so lk o r n b i ndistribkccepn:dilakukan meta

(3)

segmei'rnukaar

(4)III kuat-

(5)--

Scdallgkall suku kcdua dari pcrsamaan integral (3) adalah kontribusi dari source dcngan kuat-source:

n . Va=---'--4 lT (6)dan suku kecmpat clari pcrsamnan integral (1) adalah kouuibusi dari pcnnukaan wake dcugan kuat-d oub lellllltuk w ake:

(7)

(8)- . . . . . - - -1~\,= V II +Ox R -V,,,, (9)

adalah kcccpntan pcrmukaan relatif tcrhadap kcccpatnn freestream. V I J adalah k ecepatan c l a r i beudaterh adap kerangka-acuan perh itungnn dun dapat berharga sama clengan kecepatan freestreani, V"" .Sedangkan Q adalah kecepatan rotasi dari benda dan R ada lah posisi dari segmen perrnukaanterhadap aksis rotasi.J. Pcmoclclan Gcometri Panel.

Konfigurasi model kompleks badan-sayap pcsawat biasanya dipisahkan kedalam dua kelompokkornponen yaitu komponen bergaya-nngkat tlifttng cotuponentsv dan komponen tidak bergaya-angkat( lI oll/{ ftiJ lg CO ll/j JOIIe ll ts) , Kemudian. tiap-tiap komponcn tcrsebut dibagi lagi kcdalarn kelompok kccilyang disebut PATCH dan seterusnya clibagi menjadi bagiau-bagian kecil yang disebut panel.Pembagi


5/9

I

5. Hasil dan DiskusiGcometri pancl untuk perh itungan model badan dan say ap pesawat dapat d ilihat pada Garnbar-z .

Jum lah panel keseluruh an adalah 3636 panel dan 400 panel untuk pernodelan wake. Pcrhitungan'dilakukan pada komputer Workstation Challenge 12 8 Mb RAid. Untuk suatu konfigurasi model,III i sn l ka n t\1",=O.2


6/9

2 .a llel ,1 \1

n gk eituJ ,taXla

'111 11 11 1It

f

Garnbar-? Gcomctri Pane: Uutuk Perh itungan Metoda USAERO

C 'P

Gambar-J K ontur tekanan dJJ1 pol a wake h asil perh itungan metoda panel USAERO(M",=O.2, u"'8.0)

Proceedings The /999 FTU/ Seminar - Q /I (/I iIY I" Res en r c I rKampus UI Depot 3 - 6 Augllst /999 111463


7/9

0-o

0

0 3

0.2

0 1Q_U

0.1

0.2

o 3o

0.5'().4

0302

0.. 0 IU 0 I0.1 ,I0.2 L0.3 I0.4 )

o. s

y"'O.0495

03

0.2

a)x

x b)

0.1

o I O. I

0.2

0.30.4 0.5 0.6 0.7 O.S

c)

D istribusi kocfisicn tekanan husil mcroda USAERO dalam arah-x untukm using -m asin g sck si (M " ,= 0.2 , a=O.O)a, YI=0.0495b. )'2=0. I 12 Jc. y-,=0.1671

y=O.1121

05 06 0.7 08

y=O.1671

:~I .......,..." .( \_ ~.I ~. J , . . . ~ ~ ~ _ . ~ . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . ~ .....

I.

'x

111464

" " " " " ' j05 06 0.7 0.8 .


8/9

yocO.2107

.05 i-0.4 l c \ /0.3-0.20.. 0.1

d)0 !0.1 -'~"' '


9/9

0.'y

0.0

- o .

xa)

0.0150

0040O,(rJO

Y 0.0100.010

0.000~UHO

- < > . O W- o . o o oO.Q . 40

-O .OSO O.A() O,j:I!'j

Gambar- fb)

Pen.unpang sayap (aerofoil) dari modela. Tarnpak jauhb. Daerab tepi-buritan (trailing edge)

1.5

USAEROEksperimen 1 1

~

. _ . . .~

~?~.>Alpha

CL 1.0

0.5

0.0

-0.5-5.0 5.0 10.0 15.0.0 20.0

Gambar-S Perbandingan gaya-angkat terh adap SlId111 scrang antara hasil pcrh itungandcngan hasil ekspcrimen [1] (iV J",=O.2 )

1 11 - 4 6 6 Analisis Model Pesawat pada Kecepatan Subsonik

model psw subsonik

Documents

berupa panelpanel yang

casmara dan

sehingga metoda panel

na r n i

doc5102018 model psw

dan sudut serang sampai

n research

commercial usaero