pengaruh twisted multiple winglet airfoil naca 0012 tiga .../pengaruh... · bab ini berisi tentang...
TRANSCRIPT
Pengaruh twisted multiple winglet terhadap unjuk kerja aerodinamika
airfoil naca 0012 tiga dimensi Oleh :
Muh Irvan Nugroho Alifianto
I.0401033
BAB I
PENDAHULUAN
1.1. LATAR BELAKANG
Pada tahun 1970-an para ahli biologi mulai mengamati karakteristik burung
yang terbang melayang seperti elang, hawks, condor, osprey. Masing-masing burung
tersebut mempunyai sayap dengan gaya lift yang besar dikarenakan model sayap
dengan bulu-bulu panjang yang mencuat keluar pada ujungnya membentuk sebuah
formasi celah paralel pada jarak tertentu (multiple winglets). Para ahli biologi
menemukan bahwa bagian sayap tersebut berfungsi untuk mengurangi drag pada
saat terbang melayang.
Sayap pesawat terbang dengan penambahan winglet sudah diteliti sejak 25
tahun yang lalu. Richard Whitcomb dari pusat penelitian NASA Langley telah
mempatenkan pertama kali penggunaan winglet pada pesawat komersil pada tahun
1970-an. Dia menggunakan bilah yang dipasang secara vertikal pada ujung sayap
pesawat kc-135A dan tes terbang pada tahun 1979 dan 1980. Dari penelitian tersebut
memperlihatkan bahwa penambahan winglet dapat menaikkan lift kurang lebih 7%
pada saat terbang melayang. Kontrak NASA pada tahun 1980 meneliti tentang
winglet dan cara lain untuk mengurangi drag (winglet, feather, sails, dll). Dari
penelitian tersebut ditemukan bahwa penambahan pada ujung sayap tersebut dapat
meningkatkan efesiensi lift-drag dari 10-15 %.
Industri pertama kali menerapkan konsep penambahan wingtip pada pesawat
terbang layang. Colling (1995) memberikan tinjauan sempurna dari penggunaan
winglet untuk pesawat terbang layang yang dilakukan di Universitas A & M Texas
pada low-speed windtunnel dengan menggunakan model skala penuh yang berjarak
5,6 kaki dari dinding windtunnel dengan panjang sayap keseluruhan 15 meter.
2
Marchman, Manor dan Faery (1978) menemukan bahwa penambahan winglet
simetris pada sayap adalah cara terbaik yang dapat digunakan pada pesawat
umumnya, tetapi kurang efektif pada sayap tapered. Pada tes juga menunjukkan
bahwa penambahan winglet menyebabkan pengurangan turbulensi ulakan sayap.
Di Eropa, penambahan pada ujung airfoil telah dikembangkan yang disebut
sebagai winggrid. Winggrid adalah sebuah kesatuan dari penambahan sayap kecil
lebih dari satu yang di tambahkan pada ujung sayap. Sayap kecil ini dipasang pada
bermacam-macam sudut sehingga vortek pada ujung tidak menyatu sehingga tidak
menyebabkan vortek yang kuat. Vortek yang lebih kecil menghilangkan energi
vortek, jadi distribusi lift telah berubah dan induced drag dari sayap berkurang.
Konsep ini diterapkan pada pesawat glidder dengan hasil yang menggembirakan.
Konsep ini berhenti karena tidak dapat mengubah karakteristik pada saat terbang
untuk menyakinkan terjadi pengurangan drag. Pada akhirnya penelitian berhenti
sehingga belum ditemukan bentuk dan performa yang optimum.
Penelitian ini dilakukan dengan konsep dasar multiple winglets, bentuk twisted
multiple winglets diteliti untuk menunjukkan kemajuan performa sayap dari sayap
tanpa multiple winglet. Prinsip dasar penelitian ini adalah dengan memberikan aliran
udara pada kecepatan tertentu disekitar twisted multiple winglets pada sebuah
terowongan angin kecepatan rendah dan sayap dibuat dengan model untuk mencari
panduan seleksi dari bentuk twisted multiple winglets.
1.2. PERUMUSAN MASALAH
Berdasarkan apa yang telah disebutkan di atas dapat dirumuskan, yang
dianalisa pada penelitian ini adalah pengaruh penambahan twisted multiple winglets
yang dipasang secara dihedral pada pada sudut tertentu, terhadap unjuk kerja
aerodinamika pada airfoil NACA 0012 meliputi gaya angkat (lift ) dan gaya hambat
udara (drag).
1.3. BATASAN MASALAH
Sebagai acuan arah penelitian, diberikan batasan masalah sebagai berikut :
a. Alat uji yang digunakan dalam penelitian ini adalah terowongan angin
kecepatan rendah (Low Speed Wind Tunnel).
1
3
b. Airfoil yang dipakai adalah sayap model NACA 0012.
c. Dimensi dari Airfoil NACA 0012 sebagai berikut:
� Panjang total = 26,3 cm.
� Lebar total = 8,3 cm.
d. Bilah winglet berbentuk persegi panjang terbuat dari Acrilic dengan
dimensi sebagai berikut:
� Panjang = 6,8 cm
� Lebar = 1,7 cm
e. Lima bilah winglet dipasang secara dihedral dari leading edge sampai
trailing edge.
f. Variasi sudut dihedral atau anhidral
g. Variasi sudut serang yang digunakan adalah 00 , 20 , 40 , 60 , 80 , 100 ,
120 , 140 , 160 , 180 , 200 .
h. Kecepatan udara yang digunakan sebesar 5, 10, 15 m/s.
1.4. TUJUAN PENELITIAN
Tujuan dari penelitian ini adalah untuk mengetahui performa sayap dengan
penambahan twisted multiple winglets yang dipasang secara dihedral dari leading
edge sampai trailing edge pada ujung sayap tipe NACA 0012
1.5. MANFAAT PENELITIAN
Manfaat dari penelitian ini diharapkan dapat menambah wawasan pengetahuan
dalam bidang mekanika fluida khususnya aerodinamika. Manfaat praktisnya adalah
1) 100,50,00,-50,-100
2) 200,100,00,-100,-200
3) 300,150,00,-150,-300
4) 400,200,00,-200,-400
5) 500,250,00,-250,-500
6) 600,300,00,-300,-600
7) -100,-50,00,50,100
8) -200,-100,00,100,200
9) -300,-150,00,150,300
10) -400,-200,00,200,400
11) -500,-250,00,250,500
12) -600,-300,00,300,600
4
hasil eksperimental ini diharapkan dapat menjadi dasar pertimbangan dalam
pembuatan pesawat terbang.
1.6. SISTEMATIKA PENULISAN
Sistematika dari penulisan laporan penelitian ini adalah :
BAB I : latar belakang masalah, perumusan masalah, batasan masalah, tujuan
penelitian, manfaat penelitian dan sistematika penulisan.
BAB II : dasar teori.
Bab ini berisi tentang prinsip-prinsip dasar aerodinamika dan rumus
perhitungan unjuk kerja sayap.
BAB III : metodologi penelitian.
Bab ini berisi tentang alat-alat yang digunakan dan mekanisme
pengambilan data percobaan.
BAB IV : data dan analisis.
Bab ini berisi tentang contoh perhitungan dan pembahasan grafik CL-alfa,
CD-alfa, CL/CD-alfa.
BAB V : kesimpulan dan saran.
5
BAB II
DASAR TEORI
2.1 Tinjauan Pustaka
Smith, M. J. dan Komerath, 2001, melakukan analisis kinerja sayap dengan
penambahan multiple winglets untuk mengurangi induced drag tanpa menambah
panjang span pesawat. Model dipasang pada NACA 0012, semi-span wing dengan
chord 0.3 meter dan span 1,219 meter. Pengujian dilakukan di Institut Teknologi
Georgia, pada terowongan angin yang mempunyai seksi uji 2,13 meter x 2,74 meter.
Pengujian dilakukan pada chord reynold number dari 161.000 sampai 300.000. Wind
tunnel telah dilengkapi dengan alat pengukur lift dan drag, dan visualisai aliran
dengan menggunakan laser untuk memberikan informasi aliran wingtip vortek.
Lima bilah winglet dibuat dari plat aluminium dimana pada bagian leading
edge dibuat membulat. Masing-masing bilah mempunyai span 12 inci, dan chord 1,5
inci (Gambar 2.1.). Lima bilah winglet dipasang secara dihedral pada sudut
kemiringan tertentu diukur nol relatif dengan sayap, adapun variasi multiple winglets
yang diteliti sesuai dengan tabel 2.1.
Tabel 2.1. Merupakan kombinasi multiple winglets yang telah diuji dan
dibahas.
Variasi Configuration
0 0a 1 2
Baseline 4 ft. span wing Baseline 5 ft. span wing
00, 00, 00, 00, 00
200, 100, 00, -100, -200
6
Gambar 2.1. Sayap dengan penambahan multiple winglets
Winglet dihedral menunjukkan hasil terbaik ketika winglet dipasang dengan
jarak antar bilah 10 derajat, menurun dari 200 dihedral untuk leading edge sampai
200 anhedral untuk trailing edge winglet. Gambar 2.2. memperlihatkan visualisasi
aliran multiple winglets yang dipasang +20,+10,0,-10,-20 derajat. Konfigurasi ini
menghasilkan peningkatan kemiringan kurva lift , antara 15% sampai 22% bila
dibandingkan dengan sayap asli, pada chord reynold number 161.000 dan sudut
serang 6 derajat.
3 4 5 6 7 8 9
200, 200, 00, -200, -200
200, 200, 00, 200, 200
60, 30, 00, -30, -60
+100, +50, 00, -50, -100
+140, +70, 00, -70, -140
+260, +130, 00, -130, -260
+300, +150, 00, -150, -300
5
7
a) Grafik koefisien lift (CL) - sudut serang sayap
b) Grafik koefisien Drag (CD) - sudut serang sayap
c) Grafik CL/ CD - sudut serang sayap
Gambar 2.2. Grafik untuk sayap NACA0012 pada chord Reynold Number
290.000
8
Pada saat sayap diteliti pada chord Reynold Number 290.000, efek winglet
pada lift dan drag dapat dilihat pada gambar 2.2. Tes dilakukan pada tiga variasi:
tanpa winglet (variasi 0), winglet dipasang pada sudut nol derajat (variasi 1), winglet
susunan 200, 100, 00, -100, -200 (variasi 3). Ketika kurva lift meningkat dengan
penambahan winglet (gambar 2.2a), drag juga meningkat (gambar 2.2b), sehingga
L/D efektif karena penambahan winglet lebih rendah bila dibandingkan dengan L/D
untuk sayap asli. Pada konfigurasi 200, 100, 00, -100, -200 lima vortek dapat dilihat
dengan jelas pada seluruh bidang downstream.
Gambar 2.3. Visualisi aliran vortek wingtip sayap dengan penambahan
multiple winglets yang dipasang pada +20,+10,0,-10,-20 derajat,
menunjukkan L/D terbaik pada Re 161.000.
Vortek sepanjang span dari winglet hilang dan bergabung menjadi menjadi
vortek yang lebih dari satu. Kekuatan vortek-vortek ini jauh lebih kecil bila
dibandingkan dengan wingtip vortek sayap asli. Multiple vortek memperkenalkan
bahwa penurunan dari keseluruhan downwash pada sayap ketika vortek berada lebih
jauh dari permukaan sayap utama, dan kekuatan tiap-tiap vortek berkurang. Kabar
baik dari multiple winglets adalah multiple vortek kelihatan tetap berdiri sendiri dan
tidak terlihat bergabung menjadi satu vortek yang besar, tidak seperti yang terlihat
pada sayap asli.
9
La Roche, 1996 melakukan pengembangan bentuk wingtip baru untuk
mengurangi induced drag. Bentuk ini perupakan pegembangan dari sayap dengan
penambahan multiple winglets. Percobaan dilakukan pada low speed wind tunnel
pada seksi uji 0,8 meter x 0.5 meter pada chord reynold number (Re) < 200.000
dengan vortex-generators berada di depan leading edge (gambar 2). Sayap dengan
penambahan winggrid dibandingkan dengan sayap elliptical dengan panjang span
yang sama. Sayap yang digunakan adalah semi span wing panjang 425 mm, dengan
panjang bilah winggrid 125 mm, dan rasio L2/L = 0,29.
Pengembangan bentuk wingtip untuk mengurangi induced drag berdasar pada
teori Spreiter dan Sacks berdasar dua parameter yaitu: vortex spacing (b’) dan vortec
core radius (rk) dari gulungan vortek sebagai fungsi dari induced drag (persamaan
2.1).
Pengurangan induced drag selalu mengembangkan 2 parameter penting yaitu:
1. Memperbesar spacing b’ dari vortek yang meningalkan sayap.
2. Memperbesar core radius rk dari vortek.
Gambar 2.4. Setup pengukuran pada wind tunnel
10
Gambar 2.5. Induced drag pada sayap tiga dimensi
Persaman Spreiter dan Sacks (persamaan 2.1.) digunakan sebagai jalan
penunjuk dua parameter untuk mendefinisikan relatif induced drag.
(2.1)
Berdasar kontribusi wingtip untuk meningkatkan vortex spacing (b’) dan atau
vortex core radius (rk), La Roche membagi klasifikasi baru wingtip menjadi empat
kelas:
a. Contour:
b. Endplate:
c. Open fanlike
d. Closed multiple
Gambar 2.6. Hasil test perhitungan induced drag
11
Hasil dari pengukuran menunjukkan penurunan induced drag (Xell) berkisar
sampai 50% bila dibandingkan dengan sayap elliptic dengan panjang span yang
sama.
2.2 Prinsip Bernoulli
Pada abad 18, ahli matematika dari Swiss Daniel Bernoulli menemukan bahwa
tekanan pada fluida menurun pada titik dimana kecepatan fluida meningkat. Ini
berarti bahwa aliran berkecepatan tinggi menyebabkan tekanan rendah dan kecepatan
rendah menyebabkan tekanan tinggi. Pada saat molekul udara mengalir seperti
molekul fluida prinsip ini di gunakan pada udara. Pada sebuah kasus airfoil molekul
yang menabrak leading edge, mulai bergerak keatas kecepatannya akan menjadi
bertambah pada saat udara melewati lengkungan panjang diatas permukaan airfoil ,
hal ini akan menyebabkan tekanan rendah karena jarak antar molekulnya lebih jauh.
Molekul yang menabrak leading edge mulai bergerak turun dan bergerak lebih
lambat pada saat melewati jarak yang lebih pendek ini berarti jarak antar molekulnya
lebih padat. Kedua molekul dipermukaan atas dan permukaan bawah akan bertemu
pada waktu yang sama pada trailing edge.
Gambar 2.7. Prinsip Bernoulli
12
µνρ c..
µνρ c..
2.3 Boundary Layer
Boundary layer adalah daerah tipis dari aliran yang berdekatan dengan
permukaan, dimana aliran menjadi lambat karena gesekan antara permukaan benda
padat dengan fluida (Anderson, J.D., 1985)
Gambar 2.8. Boundary layer
2.4 Reynold Number
Penelitian Reynold sebenarnya dilakukan dengan visualisasi aliran cairan yang
dilewatkan pada terowongan pipa, dimana terdapat lapisan tipis yang disebut sebagai
dye. Dia menemukan bahwa, dye kadang-kadang mengalir melalui pipa sebagai
aliran kontinu (laminar), tapi kadang-kadang menjadi rusak atau terjadi ulakan
(turbulen). Reynold mengamati bahwa berat jenis, kekentalan, kecepatan fluida, dan
diameter pipa berperan penting dalam menentukan aliran tersebut laminar atau
turbulent. Reynold menggabungkan pengaruh dari semuan faktor tersebut menjadi
satu parameter non dimensional atau disebut sebagai Reynold number (Re).
Re = (2.2)
Untuk masalah aliran yang lebih luas, R didefinisikan sebagai ..νρ l / µ ,
dimana l adalah panjang di benda. Pada kasus aliran yang melelui airfoil , terdapat 2
konsep perhitungan, yaitu:
1. Overal Reynold number
Re = (2.3)
13
µνρ x..
Dimana, c adalah panjang keseluruhan dari airfoil , diukur dari leading
edge sampai trailing edge (chord).
2. Local Reynold number pada titik sejauh x dibelakang leading edge,
dirumuskan :
Re(x) = (2.4)
Hubungan antara reynold number dan boundary layer dapat menjelaskan
mengapa aliran yang melewati airfoil dimulai dengan boundary layer laminar tetapi
selanjutnya menjadi turbulent downstream. Rx relatif kecil dekat dengan ujung yang
mengindikasikan aliran laminar. Pada aliran downstream, x meningkat dan
menjadikan Rx menjadi besar dan aliran menjadi turbulent. Nilai Rx pada saat terjadi
pergantian aliran laminar menjadi turbulent disebut sebagai transition Reynold
number (RT).
2.5 Airfoil
Airfoil merupakan suatu bentuk yang dibuat untuk menghasilkan gaya lift yang
lebih besar dari gaya drag pada saat ditempatkan pada sudut tertentu pada suatu
aliran udara. Airfoil mempunyai bentuk ujung yang lancip untuk menjamin aliran
udara sedapat mungkin streamline (Clancy L.J, 1975). Airfoil mempunyai bagian
seperti leading edge, trailing edge, chord dan chamber.
Leading edge berbentuk tumpul untuk memastikan aliran lancar, trailing edge
lancip agar wake terjaga tipis dan dijaga agar terjadi separasi sekecil mungkin. Chord
line adalah garis yang menghubungkan antara pusat leading edge dengan trailing
edge. Camber line adalah garis yang membelah airfoil menjadi dua buah permukaan.
Maximum Camber adalah jarak maksimum dari chamber line dengan chord line,
dijelaskan dengan perbandingan dari besarnya chord. Camber dianggap positif
apabila maksimum camber line terletak diatas chord line. Untuk tipe airfoil low-
speed mempunyai positif camber antara 2-3 %, untuk supersonic biasanya simetris.
Maximum thickness adalah jarak maksimum antara permukaan atas dan permukaan
bawah airfoil yang juga diukur tegak lurus terhadap chord line. Sudut serang adalah
14
letak airfoil yang ditentukan berdasarkan besarnya sudut antara chord line dengan
vektor kecepatan aliran free stream (Clancy L.J, 1975).
NACA (National Advisory Committee for Aeronautics) mengidentifikasi
bentuk airfoil dengan sistem angka. Penamaan airfoil NACA telah dikembangkan
sejak tahun 1930-an, dimulai dengan penamaan dengan menggunakan 4 digit angka
- Digit pertama: maksimum camber dalam 1/100 dari panjang chord (C)
- Digit kedua: lokasi dari maksimum camber sepanjang chord dalam 1/10 dari
panjang chord.
- 2 digit terakhir: tebal maksimum dalam 1/100 dari panjang chord.
Contoh : Airfoil NACA 2412
- Maksimum camber = 0,002 C
- Lokasi = 0,4 C
- Tebal Maksimum = 0,12 C
atau - 2% Camber
- 40% Chord
- 12% Tebal Maksimum
Airfoil simetri adalah bentuk dari airfoil sama antara diatas dan dibawah chord line,
tidak mempunyai camber. Contoh : NACA 0012 (airfoil simetri dengan tebal
maksimum 12%).
Karakteristik airfoil tiga dimensi jika dibandingkan dengan airfoil dua dimensi
ialah pada airfoil tiga dimensi terdapat komponen kecepatan yang searah dengan
penampang disebut dengan aliran melintang (cross flow) sedangkan pada airfoil dua
dimensi tidak terdapat aliran melintang (cross flow).
Gambar 2.9. Bagian-bagian airfoil
15
Gambar 2.10. Airfoil 2D pada sudut serang α
2.6 Downwash dan induced drag
Sayap dengan panjang tertentu merupakan benda tiga dimensi, dan
konsekuensinya aliran yang mengalir melalui sayap dengan panjang terbatas adalah
aliran tiga dimensi dan merupakan komponen arah aliran pada keseluruhan span.
Syarat agar terjadi lift pada sayap adalah tekanan tinggi pada permukaan bawah dan
tekanan rendah pada permukaan atas. Pada saat terjadi gradien tekanan aliran dekat
dengan wingtip cenderung mengalir memutar disekitar wingtip, disebabkan gaya dari
daerah bertekanan tinggi dibawah wingtip bergerak menuju daerah bertekanan
rendah diatas. Komponen arah aliran udara pada permukaan atas dari sayap
umumnya mengalir dari ujung (tip) menuju wingroot, menyebabkan streamline
seluruh permukaan atas belok menuju wingroot. Komponen arah aliran udara pada
permukaan bawah dari sayap umumnya mengalir dari wingroot menuju ujung (tip)
sayap, menyebabkan streamline yang mengalir pada permukaan bawah belok menuju
ujung (tip).
Aliran yang keluar disekeliling wingtip menyebabkan efek aerodinamika pada
sayap. Aliran ini membentuk pergerakan memutar menyebabkab downstream di
trailing sayap, sehingga trailing vortek terjadi disetiap wingtip. Wingtip vortex
downstream sayap menyebabkan komponen kecepatan udara yang menurun
dilingkungan sayap itu sendiri. Dua vortek cenderung menjadi gaya hambat dikedua
ujung dan menyebabkan terjadinya komponen kecepatan kecil yang mengarah
kebawah pada sayap. Komponen kebawah tersebut disebut sebagai downwash (w).
downwash bergabung dengan kecepatan freestream (V ∞ ) menghasilkan local relatif
wind disetiap bagian airfoil ( gambar 2.11). α merupakan sudut serang geometric
sayap. Local relatif wind bergerak miring dengan sudut iα atau disebut sebagai sudut
serang induced. Timbulnya downwash dan kecenderungan terjadinya local relatif
wind yang mengarah kebawah mempunyai efek penting pada airfoil , yaitu:
16
1. Sudut serang aktual pada bagian airfoil tertentu adalah sudut antara chord
line dengan local relatif wind. Sudut ini disebut sebagai sudut serang
efektif ( effα ) dan besarnya lebih kecil dari sudut serang α .
effα = α - iα
2. Arah lift lokal ditarik tegak lurus dengan local relatif wind dan miring
dengan sudut iα dengan garis vertikal (gambar 2.11). Sehingga terdapat
komponen drag yang disebabkan karena downwash dari arah lift local
yang searah dengan V∞ (gambar 2.11)
Dengan adanya downwash pada sayap dengan panjang tertentu mengurangi sudut
serang pada tiap bagian efektif. Downwash menghasilkan komponen dari drag yang
disebut sebagai induced drag (Di).
Gambar 2.11. Efek downwash pada aliran lokal yang mengalir melalui bagian airfoil dari
sayap dengan panjang tertentu.
2.7 Wingtip vortek
Dekat dengan ujung sayap udara bergerak dari daerah tekanan tinggi menuju
daerah bertekanan rendah, menghasilkan putaran vortek pada wingtip (gambar 2.12).
Wingtip vortek menghasilkan aliran downwash yang sangat kuat pada wingtip dan
semakin berkurang menuju wing root. Induced drag merupakan gaya yang
disebabkan karena down stream dan pengaruh dari wingtip vortek pada sayap tiga
dimensi. Induced drag disebut juga “drag karena gaya lift ” karena hanya hanya
terjadi pada saat sayap menghasilkan gaya lift (Glenn Research Center).
17
Gambar 2.12. Wingtip vortek pada Sayap tiga dimensi
Gambar 2.13. Efek Wingtip Vortek
Gambar 2.14. Wingtip vortek sayap dengan winggrid
2.8 Stall
Kurva lift bergerak lurus hingga pada jarak tertentu. Pada saat mulai timbul
efek separasi kemiringan kurva mulai berkurang. Akhirnya, kurva lift mencapai titik
maksimum dan mulai menurun. Sudut pada saat terjadi penurunan lift disebut
sebagai sudut stall (Clancy,L.J.,1975).
18
Gambar 2.15. Aliran udara pada sudut serang besar yang melalui airfoil
Gambar 2.16. Macam-macam tipe sayap dan typical stall yang terjadi
2.9 Gaya angkat (lift)
Gaya angkat (lift ) adalah resultan gaya aerodinamik yang tegak lurus arah
gerakan udara, yang mengakibatkan suatu benda terangkat karena terjadinya
perbedaan tekanan bagian atas dan bawah dari benda (Clancy,L.J.,1975).
Besarnya gaya angkat untuk mengangkat benda dengan bidang angkat Ap umumnya
didefinisikan sebagai:
FC A
LL p=ρ V2
2 (2.5)
dimana:
LF = gaya angkat
LC = koefisien gaya angkat
ρ = massa jenis udara
V = kecepatan udara bebas
Ap = proyeksi luasan maksimum dari benda atau bidang angkat
Dari persamaan (2.2) maka persamaan koefisien gaya angkat adalah :
19
CF
AL
L
p
=1
2ρ V2
(2.6)
dimana:
Ap : Proyeksi luasan maksimum dari benda atau bidang angkat.
2.10 Gaya hambat (drag)
Gaya hambat adalah komponen gaya fluida pada benda yang searah dengan
arah aliran fluida atau berlawanan gerakan benda (Clancy,L.J.,1975). Besarnya gaya
hambat dapat dihitung dengan persamaan :
2
2PD
D
AVCF
ρ= (2.7)
dimana:
DF = gaya hambat
DC = koefisien gaya hambat
ρ = massa jenis udara
V = kecepatan udara bebas
Ap = proyeksi luasan maksimum dari benda atau bidang hambat
Dari persamaan (2.4) maka persamaan koefisien gaya hambat adalah:
p
DD
A
FC
2V 2
1 ρ= (2.8)
Untuk menghasilkan lift , tekanan udara diatas sayap harus lebih kecil daripada
tekanan di bawah sayap. Aliran udara dari tekanan tinggi bergerak menuju daerah
yang bertekanan rendah, tekanan tinggi di bawah sayap menghasilkan gelombang
tekanan yang menyebabkan udara dibawah sayap mulai bergerak ke depan menuju
daerah yang bertekanan rendah. Pada saat yang bersamaan tekanan rendah diatas
sayap menyebabkan udara di leading edge dan diatas sayap mulai bergerak
meninggalkan sayap. Aliran udara yang meninggalkan sayap menuju besaran sudut
tertentu yang bergerak miring kebawah terhadap aliran free stream yang
meninggalkan sayap atau disebut dengan downwash (Professional Pilot).
20
Gaya hambat karena perbedaan tekanan antara bagian depan dengan bagian
belakang pesawat pada saat terbang disebut sebagai pressure drag. Tidak semua
drag disebabkan karena perbedaan tekanan pada saat terbang, beberapa disebabkan
karena kekasaran permukaan yang menyebabkan melekatnya udara sepanjang
permukaan atau disebut sebagai viscous drag. Total parasite drag merupakan
penjumlahan pressure drag dengan viscous drag. Parasite drag merupakan
penambahan jumlah drag yang disebabkan oleh komponen-komponen pesawat
seperti badan pesawat, mesin pesawat, tail unit, dll.
2.11 Klasifikasi Wingtip
Penambahan wingtip pada sayap untuk menaikkan vortex-spacing (jarak
separasi putaran vortex) b’ dan atau vortex-core-radius (jari-jari inti vortex) rk.
Klasifikasi dari Wingtip dapat digolongkan ke dalam empat jenis antara lain:
a. Contour:
Metode yang digunakan untuk menurunkan induced drag dengan merubah
bentuk ujung sayap flat, dengan Wingtip yang melengkung kebelakang
menaikkan vortex-spacing b’. Contoh: Sayap Dornier 228.
Gambar 2.17. Contour wingtip konfigurasi planar swept-back
b. Endplate:
Penambahan endplate dari bermacam desain pada ujung sayap,
mendistribusikan pusaran lebih pada ujung sayap, sehingga menaikkan vortex-
spacing (b’). Contoh : beberapa jenis pesawat angkut. Penambahan propeller
21
memiliki pengaruh yang sama seperti endplate, propeller bentuk sementara
yang merupakan salah satu dari kelas endplate (Airbus-study).
Gambar 2.18. Endplate wingtip konfigurasi propeller.
Gambar 2.19. Endplates.
c. Open fanlike
Bentuk seperti ini telah diusulkan pada tahun 1993 untuk di teliti berdasar
pada prinsip kerja dari sayap burung darat yang terbang melayang dengan
sayap yang mencuat keluar dari beberapa bilah sayap yang membuka pada
ujungnya dan pada tujuan yang berbeda. Beberapa berhasil dan wingtip
sederhana (contoh: tipe Whitcomb) dapat meningkatkan vortex-spacing (jarak
separasi putaran vortex) b’ dan atau vortex-core-radius (jari-jari inti vortex) rk.
Gambar 2.20. Open fanlike konfigurasi fanlike expanded multiple.
d. Closed multiple
Jenis konfigurasi baru yang merupakan suatu cara untuk menurunkan
induced drag melebihi kemampuan jenis wingtip a-c dengan garis batas yang
lebih lebar, dimana memiliki tujuan sama untuk menurunkan induced drag
yaitu:
- Menaikkan vortex-spacing, dengan cara menggeser pusaran menuju
ujung sayap (Wingtip).
- Menaikkan vortex-core-radius (jari-jari inti vortex) rk, dengan cara
mendistribusikan gaya angkat pada masing-masing bilah (winglet).
22
Gambar 2.21. Konfigurasi winggrid.
Gambar 2.22. Konfigurasi spiroid.
LaRoche,U (1996) menyatakan bahwa Winggrid ialah teknologi penurun
gaya hambat berdasarkan pada ujung sayap (Wingtip) dengan penambahan
bilah sayap kecil yang berjumlah lebih dari satu (Multiple winglets) yang
disusun secara paralel (winggrid) dengan bermacam-macam bentuk. Aliran
vortek pada ujung sayap dapat mengurangi efektifitas gaya angkat sayap,
seperti yang terlihat digambar 2.12. Vortek yang terjadi mengurangi luasan
efektif sayap untuk menghasilkan gaya angkat. Penambahan winggrid
membuat aliran vortek bergerak ke ujung sehingga mengurangi besarnya gaya
vortek yang terjadi.
Gambar 2.23. Skema aliran vortek pada sayap normal dibanding dengan sayap
yang menggunakan winggrid pada ujung sayap.
23
BAB III
METODOLOGI PENELITIAN
3.1. Alat Penelitian
Peralatan yang digunakan dalam pengambilan data penelitian adalah sebagai
berikut:
1. Low speed wind tunnel
Gambar 3.1. Low speed wind tunnel
2. Balancer
24
Gambar 3.2. Balancer
3. Hygrometer
Gambar 3.3. Hygrometer
4. Barometer
Gambar 3.4. Barometer
5. Termometer digital
23
25
Gambar 3.5. Termometer digital
6. Timbangan Digital
Gambar 3.6. Timbangan Digital beban maksimum 200 gram
Gambar 3.7. Timbangan Digital
3.2. Spesimen
Spesimen yang digunakan untuk pengambilan data adalah sebagai berikut:
1. Airfoil NACA 0012
Dimensi dari airfoil NACA 0012 sebagai berikut:
� Panjang total = 26,3 cm.
� Lebar total = 8,3 cm.
2. Lima bilah winglet berbentuk persegi panjang terbuat dari acrilic dengan
panjang = 6,8 cm dan Lebar = 1,7 cm, dipasang secara dihedral dari
leading edge sampai trailing edge (.twisted multiple winglets).
26
Gambar 3.8. Airfoil NACA 0012 dengan penambahan twisted multiple winglets
Gambar 3.9. Twisted multiple winglets
3.3. Pengujian
1. Lima bilah yang dibuat dari akrilik dipasang secara dihedral dari leading
edge sampai trailing edge pada sebuah plat akrilik yang mempunyai
27
penampang seperti airfoil , plat akrilik tersebut dipasangkan pada ujung
airfoil NACA 0012 dengan dua buah baut 2 mm sebagai penguat.
2. Kalibrasi pengukuran kecepatan udara menggunakan Anemometer dengan
mengambil rata-rata kecepatan yang diukur dari tiga titik/garis pada seksi
uji dimana aliran di dalam seksi uji diasumsikan seragam.
3. Pemasangan mekanisme timbangan (balancer) dan sayap untuk
pengukuran gaya angkat dan gaya hambat menggunakan timbangan
digital.
4. Pengukuran temperatur ruangan, tekanan udara, kelembaban udara
dilakukan pada saat awal dan akhir percobaan.
5. Pengukuran gaya angkat dan gaya hambat dengan berbagai variasi
penambahan bilah yang disusun secara dihedral.
6. Pengambilan data dilakukan untuk mengetahui gaya lift dan gaya hambat
yang bisa dilihat di timbangan digital dengan variasi sudut serang sayap
00000000000 20,18,16,14,12,10,8,6,,4,20 serta variasi kecepatan udara 5
m/s, 10 m/s, 15 m/s, untuk setiap variasi twisted multiple winglets.
7. Data diambil sebanyak tiga kali untuk setiap pengambilan data (langkah 6)
untuk diambil sebagai rata-rata, dimana setiap kali pengambilan data
(langkah 7), diambil 2 data pada timbangan digital kemudian dirata-rata.
8. Pengambilan data pertama untuk sayap model NACA 0012 asli sesuai
dengan langkah 6 dan langkah 7.
9. Selanjutnya twisted multiple winglets di pasang pada ujung sayap model
NACA 0012 sesuai dengan langkah 6 dan langkah 7.
Pengambilan data sayap model NACA 0012 dengan penambahan bilah
dihedral dilakukan untuk setiap variasi twisted multiple winglets sebagai
berikut :
28
1) 100,50,00,-50,-100
2) 200,100,00,-100,-200
3) 300,150,00,-150,-300
4) 400,200,00,-200,-400
5) 500,250,00,-250,-500
6) 600,300,00,-300,-600
7) -100,-50,00,50,100
8) -200,-100,00,100,200
9) -300,-150,00,150,300
10) -400,-200,00,200,400
11) -500,-250,00,250,500
12) -600,-300,00,300,600
mulai
Pembuatan Spesimen uji
Kalibrasi Kecepatan udara wind tunnel
Setting dengan balancer dengan sayap tanpa multiple winglet
29
Kesimpulan
Selesai
1
Analisa
30
Gambar 3.10. Diagram alir penelitian.
BAB IV ANALISIS DATA
Macam-macam kombinasi twisted multiple winglets diteliti pada low speed
wind tunnel untuk menentukan kombinasi yang terbaik terhadap lift/drag rasio. Lima
bilah winglet dipasang secara dihedral pada sudut kemiringan tertentu diukur dari
nol relatif dengan sayap, bilah dipasang dari leading edge sampai trailling edge pada
airfoil NACA 0012. Setiap kombinasi winglet dihedral diuji pada kecepatan udara 5
m/s, 10 m/s, dan 15 m/s dan setiap variasi kecepatan menggunakan variasi sudut
serang sayap .16,14,12,10,8,6,,4,20 000000000
4.1 ANALISIS
4.1.1. Contoh perhitungan
31
µρ cv ..
Berikut merupakan contoh perhitungan dari data hasil pengamatan pada sayap
model NACA 0012 penambahan twisted multiple winglets konfigurasi +20,+10,0,-
10,-20 derajat, pada kecepatan udara 15 m/s dan sudut serang sayap 100. Pengamatan
suhu, tekanan dan kelembaban dilakukan sebelum dan sesudah pengujian. Tabel 4.1.
merupakan data hasil pengamatan pada sayap dengan model NACA 0012
penambahan twisted multiple winglets konfigurasi +20,+10,0,-10,-20 derajat..
Tabel 4.1. Data hasil pengamatan suhu, tekanan dan kelembaban udara.
Kondisi Ruang Sebelum Sesudah Rerata Konversi Suhu [C] 29.5 C 29.7 C 29.6 C 302,600 K P [mBar] 1015 mBar 1015 mBar 1015.000 mBar 101.5 kPa
Humidity [%] 73 % 73 % 73 % 0,73
a. Chord Reynold Number
Re =
dimana: ρ udara @ 302,6 K = 1,1528 Kg/m3 (tabel A4 Incopera)
V = 15 m/detik
C = 8,3 x 10-2 meter
µ udara @ 302,6 K = 185,8272 x 10-7 N s/m (tabel A4 Incopera)
1) Re untuk kecepatan udara 5 m/detik
Re = s/m N 10 x 185,8272
meter 10 x 8,3 x m/s 5 x Kg/m3 1,15287-
-2
Re = 25.745
2) Re untuk kecepatan udara 10 m/detik
Re = s/m N 10 x 185,8272
meter 10 x 8,3 x m/s 10 x Kg/m3 1,15287-
-2
Re = 51.490
3) Re untuk kecepatan udara 15 m/detik
Re = s/m N 10 x 185,8272
meter 10 x 8,3 x m/s 15 x Kg/m3 1,15287-
-2
32
mics)ThermodynaCengel, A.1. (Tabel
kg.K / kPa.m 0,4620 air Konstanta R
mics)Thermodyna Cengel, A.1. (Tabel
kg.K / kPa.m 0,2870 udara Konstanta R
(kPa)jenuh uapTekanan P
(kPa)pengujian saat udaraTekanan P
(Kelvin)pengujian saat ruangSuhu T
)m / (Kg jenis Massa
:Dimana
3r
3
r
3
==
==
====ρ
(2.10) m / kg R
R - 1P - P
T R
1
(2.9) mics)Thermodyna(Cengel, T R
P
T R
P - P
3
rr
r
rr
=
+=
ρ
ρ
=
rr R
R - 1P - P
T R
1 ρ
mics)ThermodynaCengel, A.1. (Tabel
kg.K / kPa.m 0,4620 air Konstanta R
mics)Thermodyna Cengel, A.1. (Tabel
kg.K / kPa.m 0,2870 udara Konstanta R
(kPa)jenuh uapTekanan P
(kPa)pengujian saat udaraTekanan P
(Kelvin)pengujian saat ruangSuhu T
)m / (Kg jenis Massa
:Dimana
3r
3
r
3
==
==
====ρ
Χ×
=
kg.K / kPa.m 0,4620
kg.K / kPa.m 0,2870 - 1kPa 3.036683 - kPa 101,5
K 302,6 kg.K / kPa.m 0,2870
1
3
3
3ρ
( ( )( )( )
3
3
3
3
m / kg 1,155488
kg / kPa.m 86,8462
kPa 2100.349741
kPa 81,15025878 - kPa 101.5 kg / kPa.m 86,8462
1
0,6212 -1kPa 3.036683 - kPa 101,5
kg / kPa.m 86,8462
1
=
=
×=
×=
ρ
ρ
ρ
ρ
Re = 77.235
b. Menghitung Tekanan Parsial pada Temperatur Tertentu (Pr)
( )C0r 29,6T araTekanan Ud (%) UdaraKelembaban P =×= (4.3)
Tekanan Udara pada suhu C6,29 0 dicari dengan interpolasi Tabel A.4.
Cengel, Thermodynamics sebagai berikut:
( )( ) ( ) ( )( )
( )25 - 30
3,1690 25 - 30 3,1690 - 4,2460 25 - 29,6 P 29,1t
×+×=
( )( ) ( )
( ) kPa 4,15984 P5
20,7992
5
15,8450 4,9542
5
3,1690 5 1,0770 4,6 P
29,1t
29,1t
=
=+=×+×=
Sehingga Pr = 73% × 4,15984 kPa = 0.73 × 4,15984 kPa
Pr = 3,036683 kPa
c. Menghitung Densitas Udara
Dalam penerapan untuk aliran Sub Sonic Rendah, udara dianggap sebagai gas
sempurna sehingga:
(4.4)
33
Jadi nilai densitas udara (massa jenis udara) sebesar 1,155488 kg/ 3m .
Tabel 4.2. Data hasil perhitungan
Pg t[25](kPa) 3,1690 Pr (kPa)= 3,036683 Pg t[30](kPa) 4,2460 Pt(29.1)(kPa) = 4,15984 R(kPa.m3/kgK) 0,2870 ρ(kg/m3) = 1,155488 Rr(kPa.m3/kgK) 0,4620
d. Perhitungan gaya lift dan drag
Gaya Angkat dan Gaya Hambat diperoleh dari pengukuran menggunakan
mekanisme Timbangan (Balancer) dengan Timbangan Digital sebanyak dua
buah. Mekanisme Timbangan (Balancer) ditunjukkan dalam gambar berikut
ini:
Gambar 4.1. Mekanisme Timbangan (Balancer) untuk pengukuran Lift dan
Drag.
Dari gambar di atas dapat diketahui persamaan pengukuran gaya angkat dan
gaya hambat, yaitu :
34
)Newtonatau s / m (Kgangkat Gaya F 2D =
a
b L FL
×= (4.5)
Dimana:
)Newtonatau s / m (Kgangkat Gaya F 2L =
L = Besar gaya angkat (Gram)
a = Setengah bentang sayap ditambah jarak ujung sayap dengan
lengan momen lift untuk sayap tanpa Winggrid (meter).
B = Panjang lengan momen lift (meter)
c
d D FD
×= (4.6)
Dimana:
D = Besar gaya hambat (Gram)
c = Setengah bentang sayap ditambah jarak ujung sayap dengan
lengan momen drag untuk sayap tanpa Winggrid (meter).
Sedangkan dengan bilah Winggrid ditambah setengah dari
panjang span Winggrid dan tebal endplate.
d = Panjang lengan momen drag (meter)
Sesuai dengan data hasil pengamatan dari timbangan digital 256,6833 gram
sedangkan Drag sebesar 64,9 gram maka nilai gaya angkat (FL) dan gaya
hambat (FD) sebagai berikut:
( ) ) ( )( ) )
N 3.29 m/s Kg 3.287289 F
m .19150
m 0,25 m/s Kg 2.518064 F
m100/cm 6 cm 26,30,5
mcm/100 25 m/s 9,81 Kggram/1000 256.6833 F
a
b L F
2L
2
L
2
L
L
≈=
×=
+×××=
×=
35
( ) ) ( )( ) )
N 0.73 m/s Kg 0.731421 F
m .19150
m 0,22 m/s Kg 0.636669 F
m100/cm 6 cm 26,30,5
mcm/100 22 m/s 9,81 Kggram/1000 64.9 F
c
d D F
2D
2
D
2
D
D
≈=
×=
+×××=
×=
e. Menghitung Koefisien Lift dan Drag
Persamaan koefisien Lift adalah: CF
AL
L
p
=1
2ρ V2
(4.7)
dimana: LF = gaya angkat (N)
LC = koefisien gaya angkat
ρ = massa jenis udara (Kg/m3 )
V = kecepatan udara bebas (m/s)
Ap = proyeksi luasan maksimum dari benda atau bidang angkat
(m2 )
Persamaan koefisien gaya hambat adalah:
p
DD
A
FC
2V 2
1 ρ= (4.8)
dimana: DF = gaya hambat (N)
DC = koefisien gaya hambat
ρ = massa jenis udara (Kg/m3 )
V = kecepatan udara bebas (m/s)
Ap = proyeksi luasan maksimum dari benda atau bidang hambat
(m 2 )
• Menghitung Koefisien Lift
36
CL - Alfa Sayap
0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
0,7
0,8
0,9
1
1,1
1,2
1,3
0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
Alfa Sayap
CL
5 m/s
10 m/s
15 m/s
1,176354 C
9848,0m 021829,0 s/m 225 m / kg 1,155488
2
1m/s Kg 3,287289
L
2223
2
=
××××=LC
( ) ( ) ) 10 COS m10000/3,826,3 ( m/s 15 m / kg 1,155488 21
m/s Kg 3,287289
V
21
0223
2
2
×××××=
=
L
p
LL
C
A
FC
ρ
• Menghitung Koefisien Drag
( ) ( ) ) 10 COS m10000/3,826,3 m/s 15 m / kg 1,155488 21
m/s Kg 0,731421
V
21
0223
2
2
×××××=
=
D
p
DD
C
A
FC
ρ
0,261739 C
0,9848 m 021829,0 s/m 225 m / kg 1,155488
2
1m/s Kg 0,731421
D
2223
2
=
××××=DC
f. Menghitung Unjuk Kerja Aerodinamika
Unjuk Kerja Aerodinamika merupakan perbandingan Koefisien Lift dengan
Koefisien Drag.
4,4944 0,26179
1,176354
C
C kaAerodinami KerjaUnjuk
D
L ===
4.1.2. Pembahasan
a. Sayap Tanpa Penambahan Winggrid
Pengukuran gaya lift pada sayap tipe NACA 0012 diteliti pada low speed
wind tunnel dengan tiga variasi kecepatan udara yaitu 5 m/detik, 10 m/detik, 15
m/detik. Setiap variasi kecepatan udara dilakukan perubahan sudut serang
00000000000 20,18,16,14,12,10,8,6,,4,20 dengan arah aliran udara. Dari grafik
di bawah terlihat bahwa koefisien gaya angkat meningkat dengan penambahan
kecepatan udara.
37
CL/Cd - Alfa Sayap
0
0,5
1
1,5
2
2,5
3
3,5
4
4,5
5
5,5
6
6,5
7
7,5
8
8,5
9
9,5
10
0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
Alfa Sayap
CL/
Cd 5 m/s
10 m/s
15 m/s
Cd - Alfa Sayap
0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
0,7
0,8
0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
Alfa sayap
Cd
5 m/s
10 m/s
15 m/s
Gambar 4.2. Grafik Alfa-CL sayap tanpa multiple winglets.
Pada Gambar 4.2. dapat dilihat bahwa koefisien gaya angkat maksimal
terjadi pada sudut serang 120 pada kecepatan udara 15 m/s sebesar 0,724444.
Pada sudut serang yang lebih besar terjadi penurunan gaya angkat atau disebut
dengan stall.
Gambar 4.3. Grafik Alfa-CD sayap tanpa multiple winglets
Dari Gambar 4.3. terlihat bahwa koefisien gaya hambat meningkat
dengan penambahan kecepatan udara. Koefisien gaya hambat pada sudut
serang sayap 200sebesar 0,370876 dengan kecepatan 15 m/s. Koefisien gaya
hambat mengalami peningkatan sejalan dengan peningkatan kecepatan aliran
udara dan sudut serang. Pada saat kecepatan meningkat, titik transisi cenderung
bergerak menuju leading edge. Begitu juga pada saat sudut serang naik, titik
transisi cenderung bergerak maju (William Rice). Rusaknya aliran streamline
di permukaan airfoil menyebabkan peningkatan pressure drag yang besar.
38
Alfa - CL Dihedral di LE Pada Kecepatan Udara 15 m/s
0,4
0,5
0,6
0,7
0,8
0,9
1
1,1
1,2
1,3
CL
Sayap Asli
Sudut antar bilah 5DerajatSudut Antar Bilah 10DerajatSudut Antar Bilah 15Derajat Sudut Antar Bilah 20DerajatSudut Antar Bilah 25DerajatSudut Antar Bilah 30Derajat
Gambar 4.4. Grafik unjuk kerja airfoil (koefisien gaya angkat/koefisien gaya hambat)
sayap tanpa penambahan Winggrid.
Grafik unjuk kerja airfoil ditunjukkan pada Gambar 4.4. Dari grafik di
atas terlihat bahwa unjuk kerja airfoil meningkat dengan penambahan
kecepatan udara. Unjuk kerja airfoil maksimal pada sudut serang sayap
60sebesar 9,294161 dengan kecepatan 10 m/s. Sedangkan unjuk kerja airfoil
minimal pada sudut serang sayap 80 sebesar 5,795455 dengan kecepatan 5
m/s.
Rasio CL/CD meningkat dengan cepat pada awalnya, karena CL
meningkat dengan cepat dan CD bergerak meningkat sedikit atau bisa dibilang
konstan. CD mulai meningkat lebih dan lebih cepat, ketika pada saat mendekati
titik stall CL meningkat lebih lambat. Sehingga pada saat terjadi stall, CL/CD
berada pada nilai maksimum (Clancy,L.J.,1975).
Kurva lift tidak dimulai dari titik nol disebabkan sulitnya pengesetan
sudut serang sayap nol derajat pada balancer, sehingga pada sudut serang
sayap nol derajat sudah terjadi gaya angkat. Hal ini berdampak pada besarnya
nilai CL/CD pada sudut serang sayap nol. Sehingga kurva CL/CD tidak dimulai
dari titik nol.
b. Sayap Dengan Penambahan twisted multiple winglets
1) Dihedral di leading edge -Anhedral di trailling edge
Gambar 4.5 merupakan grafik hasil perhitungan CL dari enam variasi
twisted multiple winglets dengan posisi bilah dihedral di leading edge,
39
Alfa - CD Dihedral di LE Pada Kecepatan 15 m/s
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
0,7
0,8
CD
Sayap Asli
Sudut Antar bilah 5DerajatSudut Antar Bilah 10DerajatSudut Antar Bilah 15DerajatSudut Antar Bilah 20DerajatSudut Antar Bilah 25DerajatSudut Antar Bilah 30Derajat
dibandingkan dengan CL sayap tanpa multiple winglets pada kecepatan udara
yang sama yaitu 15 m/s.
Gambar 4.5. Grafik Alfa-CL , perbandingan antara sayap dengan penambahan twisted
multiple winglets dengan posisi bilah dihedral di leading edge, dengan
sayap tanpa multiple winglets.
Dari grafik diatas dapat dilihat bahwa terjadi kenaikan koefisien lift yang
signifikan bila dibandingkan dengan sayap tanpa multiple winglets. Kenaikan
koefisien lift meningkat dari 34,72% sampai 38,42%. Koefisien lift maksimum
terjadi pada saat twisted multiple winglets dipasang dengan jarak antar bilah 10
derajat, menurun dari 200 dihedral untuk leading edge sampai 200 anhedral
untuk trailing edge. Twisted multiple winglets 200,100,00,-100,-200
menunjukkan kenaikan koefisien lift maksimum sebesar 1,176354 pada
kecepatan udara 15 m/s dan sudut serang 100. Kurva lift tidak berawal dari titik
nol dikarenakan sulitnya pengesetan sayap pada sudut serang nol, sehingga
pada sudut serang sayap nol derajat sudah terjadi gaya angkat.
Gambar 4.6 merupakan grafik hasil perhitungan CD dari enam variasi
twisted multiple winglets dengan posisi bilah dihedral di leading edge,
40
Alfa - CL/CD dihedral di LE Pada Kecepatan 15 m/s
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
CL
/CD
Sayap Asli
Sudut Antar Bilah 5DerajatSudut Antar Bilah 10DerajatSudut Antar Bilah 15Derajat Sudut Antar Bilah 20DerajatSudut Antar Bilah 25DerajatSudut Atar Bilah 30Derajat
dibandingkan dengan CD sayap tanpa multiple winglets pada kecepatan udara
yang sama yaitu 15 m/s.
Gambar 4.6. Grafik Alfa-CD , perbandingan antara sayap dengan penambahan twisted
multiple winglets dengan posisi bilah dihedral di leading edge, dengan
sayap tanpa multiple winglets.
Dari grafik diatas dapat dilihat bahwa penambahan twisted multiple
winglets dengan posisi bilah dihedral di leading edge juga mengindikasikan
adanya peningkatan koefisien drag yang sangat cepat. Kenaikan koefisien drag
minimal terjadi pada penambahan twisted multiple winglets bentuk 600,300,00,-
300,-600. Kenaikan koefisien drag mencapai 25,69% dihitung pada sudut
serang 200 bila dibandingkan dengan sayap tanpa multiple winglets.
Gambar 4.7. merupakan grafik hasil perhitungan CL/CD dari enam
variasi twisted multiple winglets dengan posisi bilah dihedral di leading edge,
dibandingkan dengan CL/CD sayap tanpa multiple winglets pada kecepatan
udara yang sama yaitu 15 m/s.
41
Gambar 4.7. Grafik Alfa-CL/CD , perbandingan antara sayap dengan penambahan
twisted multiple winglets dengan posisi bilah dihedral di leading edge,
dengan sayap tanpa multiple winglets.
Unjuk kerja sayap maksimal terjadi pada penambahan twisted multiple
winglets bentuk 200,100,00,-100,-200 dari enam variasi twisted multiple winglets
dengan posisi bilah dihedral di leading edge. Hasil ini sesuai dengan
percobaan sebelumnya yang telah dilakukan oleh M. J. Smith dan N.
Komerath, 2001. Mereka memperlihatkan bahwa winglet dihedral
menunjukkan hasil terbaik ketika winglet dipasang dengan jarak antar bilah 10
derajat, menurun dari 200 dihedral untuk leading edge sampai 200 anhedral
untuk trailing edge winglet. Konfigurasi ini menghasilkan peningkatan kurva
lift sebesar 22% bila dibandingkan dengan sayap tanpa multiple winglets, pada
angka reynold 161.000 dan sudut serang 6 derajat. Ketika kurva lift meningkat
dengan penambahan winglet, drag juga meningkat, sehingga L/D efektif
karena penambahan winglet kadang-kadang sedikit lebih rendah bila
dibandingkan dengan L/D untuk sayap tanpa multiple winglets.
42
Alfa - CL Unhedral di LE pada Kecepatan Udara 15 m/s
0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
0,7
0,8
0,9
1
1,1
1,2
1,3
0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
Alfa
CL
Sayap Asli
Jarak Antar Bilah 5DerajatJarak Antar Bilah 10DerajatJarak Antar Bilah 15DerajatJarak Antar Bilah 20DerajatJarak Antar Bilah 25DerajatJarak Antar Bilah 30Derajat
2) Anhedral di leading edge–Dihedral di trailling edge
Gambar 4.8 merupakan grafik hasil perhitungan CL dari enam variasi
twisted multiple winglets dengan posisi bilah anhedral di leading edge,
dibandingkan dengan CL sayap tanpa multiple winglets pada kecepatan udara
yang sama yaitu 15 m/s.
Gambar 4.8. Grafik Alfa-CL , perbandingan antara sayap dengan penambahan twisted
multiple winglets dengan posisi bilah anhedral di leading edge, dengan
sayap tanpa multiple winglets.
Dari grafik diatas dapat dilihat bahwa koefisien lift meningkat dari
22,85% sampai 33,48% bila dibandingkan dengan sayap tanpa multiple
winglets. Susunan twisted multiple winglets terbaik terjadi ketika winglet
dipasang 50 antar bilah, naik dari anhedral 100 di leading edge sampai dihedral
100 di trailing edge. Penambahan winglet -100,-50,00,50,100 derajat
menunjukkan kenaikan koefisien lift maksimun sebesar 1,089127 pada sudut
serang 120. Dari grafik diatas terjadi kenaikan koefisien lift yang sangat
signifikan bila dibandingkan dengan sayap tanpa multiple winglets sebesar
33,48 %.
43
Alfa - CD Unhedral di LE pada Kecepatan Udara 15 m/s
0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
0,7
0,8
0,9
1
1,1
1,2
1,3
0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
Alfa
CD
Sayap Asli
Jarak Antar Bilah 5DerajatJarak Antar Bilah 10DerajatJarak Antar Bilah 15Derajatjarak Antar Bilah 20DerajatJarak Antar Bilah 25DerajatJarak Antar Bilah 30Derajat
Gambar 4.9 merupakan grafik hasil perhitungan CD dari enam variasi
twisted multiple winglets dengan posisi bilah anhedral di leading edge,
dibandingkan dengan CD sayap tanpa multiple winglets pada kecepatan udara
yang sama yaitu 15 m/s.
Gambar 4.9. Grafik Alfa-CD , perbandingan antara sayap dengan penambahan twisted
multiple winglets dengan posisi bilah anhedral di leading edge, dengan
sayap tanpa multiple winglets.
Penambahan twisted multiple winglets dengan posisi bilah anhedral di
leading edge juga mengindikasikan adanya peningkatan koefisien drag.
Kenaikan minimal terjadi pada susunan winglet -600,-300,00,300,600. Kenaikan
koefisien drag mencapai 18,71% dihitung pada sudut serang 200 sebesar bila
dibandingkan dengan sayap tanpa multiple winglets. Enam variasi anhedral di
leading edge menunjukkan kenaikan drag yang lebih rendah bila dibandingkan
dengan enam variasi dihedral di leading edge karena belitan winglet membuat
aliran atas dengan cepat keluar dari wingtip (Spilman,1973, 1979, 1983).
44
Alfa - CL/CD Unhedral di LE pada Kecepatan Udara 15 m/s
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
Alfa
CL/
CD
Sayap Asli
Jarak Antar Bilah 5DerajatJarak Antar Bilah 10DerajatJarak Antar Bilah 15DerajatJarak Antar Bilah 20m/sJarak Antar Bilah 25m/sJarak Antar Bilah 30m/s
Gambar 4.10. merupakan grafik hasil perhitungan CL/CD dari enam
variasi twisted multiple winglets dengan posisi bilah anhedral di leading edge,
dibandingkan dengan CL/CD sayap tanpa multiple winglets pada kecepatan
udara yang sama yaitu 15 m/s.
Gambar 4.10. Grafik Alfa-CL/CD , perbandingan antara sayap dengan penambahan
twisted multiple winglets dengan posisi bilah anhedral di leading edge,
dengan sayap tanpa multiple winglets.
Unjuk kerja sayap maksimal terjadi pada penambahan twisted multiple
winglets -500,-250,00,250,500 dari enam variasi twisted multiple winglets
dengan posisi bilah anhedral di leading edge. Hasil ini sesuai dengan
penelitian di Ohio State University dimana twisted multiple winglets yang
disusun pada sudut dihedral yang besar menghasilkan induced drag yang lebih
kecil. Penambahan twisted multiple winglets dengan posisi bilah anhedral di
leading edge pada sayap mempunyai pengaruh besar terhadap drag dan
mempunyai pengaruh kecil terhadap perubahan koefisien lift .
45
Alfa-CL pada kecepatan udara 15 m/s
0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
0,7
0,8
0,9
1
1,1
1,2
1,3
0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
Alfa
CL/
CD
Sayap Asli
variasi -50,-25,0,25,50Derajat
variasi 20,10,0,-10,-20Derajat
c. Perbandingan sayap tanpa multiple winglets dengan anhedral di leading
edge dan dihedral di leading edge.
Gambar 4.11. Grafik Alfa-CL , perbandingan antara kurva CL maksimal anhedral di
leading edge dan dihedral di leading edge , dengan sayap tanpa
multiple winglets.
Dari gambar 4.11. dapat diketahui bahwa penambahan twisted multiple
winglets dapat menaikan koefisien lift sebesar dari 25,57% sampai 38,42%.
Variasi twisted multiple winglets 200,100,00,-100,-200 menunjukkan kenaikan
kurva lift paling tinggi. Kurva lift bergerak lurus hingga pada jarak tertentu.
Pada saat mulai timbul efek separasi kemiringan kurva mulai berkurang.
Akhirnya, kurva lift mencapai titik maksimum dan mulai menurun. Sudut pada
saat terjadi penurunan lift disebut sebagai sudut stall (Clancy,L.J.,1975).
Gambar 4.11. menunjukkan bahwa stall pada sayap tanpa multiple winglets
terjadi pada sudut serang sayap 120 dan stall penambahan twisted multiple
winglets pada sayap tanpa multiple winglets terjadi pada sudut serang sayap
100. Untuk airfoil simetris, pada sudut serang nol tidak terjadi gaya angkat
46
Alfa-CD pada kecepatan udara 15 m/s
0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
0,7
0,8
0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
Alfa
CL/
CD
Sayap Asli
variasi -50,-25,0,25,50Derajat
variasi 20,10,0,-10,-20Derajat
(Clancy,L.J.,1975). Dari gambar diatas belum menunjukkan bahwa pada sudut
serang nol tidak terjadi gaya lift . Hal ini disebabkan sulitnya pengesetan sudut
serang sayap nol derajat pada balancer, sehingga pada sudut serang nol derajat
sudah terjadi gaya angkat.
Gambar 4.12. Grafik Alfa-CD , perbandingan antara kurva CD maksimal anhedral di
leading edge dan dihedral di leading edge , dengan sayap tanpa
multiple winglets.
Dari gambar 4.12. dapat diketahui bahwa dengan penambahan twisted
multiple winglets juga terjadi kenaikan koefisien drag sebesar dari 25,79%
sampai 40,3%. Koefisien gaya hambat mengalami peningkatan sejalan dengan
peningkatan kecepatan aliran udara dan sudut serang. Pada saat kecepatan
meningkat, titik transisi cenderung bergerak menuju leading edge. Begitu juga
pada saat sudut serang naik, titik transisi cenderung bergerak maju (William
Rice). Pada saat mendekati stall titik separasi bergerak kedepan menyebabkan
wake tebal. Form drag naik dengan cepat dan pada saat stall, form drag lebih
besar dari pada gesekan permukaan (Clancy,L.J.,1975). Rusaknya aliran
47
Alfa-CL/CD pada kecepatan udara 15 m/s
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
Alfa
CL/
CD
Sayap Asli
variasi -50,-25,0,25,50Derajat
variasi 20,10,0,-10,-20Derajat
streamline di permukaan airfoil menyebabkan peningkatan pressure drag yang
besar.
Twisted multiple winglets -500,-250,00,250,500 menunjukkan peningkatan
drag yang lebih kecil bila dibandingkan dengan twisted multiple winglets
200,100,00,-100,-200. Hal ini dikarenakan penambahan twisted multiple winglets
dengan posisi bilah anhedral di leading edge menghasilkan aliran atas pada
bilah dengan cepat keluar dari wingtip secara natural (Spilman,1973, 1979,
1983).
.
Gambar 4.13. Grafik Alfa- CL/CD , perbandingan antara kurva CL/CD maksimal
anhedral di leading edge dan dihedral di leading edge , dengan sayap
tanpa multiple winglets.
Unjuk kerja sayap maksimal terjadi pada penambahan twisted multiple
winglets bentuk 200,100,00,-100,-200 dari 12 variasi twisted multiple winglets.
Hasil ini sesuai dengan percobaan sebelumnya yang telah dilakukan oleh M. J.
Smith dan N. Komerath, 2001. Mereka memperlihatkan bahwa winglet
dihedral menunjukkan hasil terbaik ketika winglet dipasang dengan jarak antar
bilah 10 derajat, menurun dari 200 dihedral untuk leading edge sampai 200
anhedral untuk trailing edge. Ketika kurva lift meningkat dengan penambahan
48
winglet, drag juga meningkat, sehingga L/D efektif karena penambahan
winglet kadang-kadang sedikit lebih rendah bila dibandingkan dengan L/D
untuk sayap tanpa multiple winglets.
BAB V PENUTUP
5.1 Kesimpulan
Dari hasil penelitian dapat diambil kesimpulan sebagai berikut:
1. Penambahan twisted multiple winglets 200,100,00,-100,-200 menunjukkan
kenaikan koefien lift maksimun sebesar 1,176354 pada saat diuji pada
kecepatan udara 15 m/s dan sudut serang 100 terhadap vektor kecepatan
aliran stream, kenaikan koefisien lift yang sangat signifikan bila
dibandingkan dengan sayap asli sebesar 38,42 %.
49
2. Twisted multiple winglets -500,-250,00,250,500 menunjukkan peningkatan
drag yang lebih kecil bila dibandingkan dengan 12 variasi twisted multiple
winglets.
3. Penambahan multiple winglet 200,100,00,-100,-200 pada kecepatan 15 m/s
menunjukkan CL/CD maksimal tertinggi dari 12 konfigurasi multiple
winglet.
4. Penambahan twisted multiple winglets memajukan sudut stall + 2 derajat
lebih awal dibanding sayap tanpa multiple winglets.
5.2 Saran
1. Kurang stabilnya aliran stream pada seksi uji dari low speed wind tunnel
karena homemade tunnel sehingga aliran tidak perfecly laminar, untuk lebih
jelasnya diperlukan percobaan dengan visualisasi aliran untuk mengetahui pola
aliran pada seksi uji.
2. Bilah-bilah twisted multiple winglets tidak berbentuk airfoil sehingga
berpengaruh pada aliran udara yang melewati bilah. Untuk lebih jelasnya
diperlukan percobaan dengan visualisasi aliran untuk mengetahui pola aliran
wingtip vortek
3. Terjadi celah (gap) diantara sayap asli dengan pemasangan twisted multiple
winglets, yang menyebabkan aliran turbulen pada sambungan ujung sayap,
sehingga meningkatkan drag pada wingtip.
4. Kurang stabilnya lengan momen pada balancer sehingga error dapat terjadi.
Perubahan variasi sudut serang harus dilakukan secara hati-hati agar lengan
momen tidak bergeser.
5. Perlu dilakukan penelitian lanjutan mengenai visualisasi aliran untuk
mengetahui pola aliran pada wingtip vortek.
50
DAFTAR NOTASI
a : Setengah bentang sayap ditambah jarak ujung sayap denagn lengan momen lift, m
α : Sudut serang sayap, derajat ( 0 )
effα : Sudut serang efektif, derajat ( 0 )
iα : Sudut serang induced, derajat ( 0 )
Ap : Proyeksi luasan maksimum dari benda atau bidang angkat, m2
b : Panjang lengan momen lift , m b’ : Vortec spacing, m c : Setengah bentang sayap ditambah jarak ujung sayap denagn lengan
momen lift, m C : Panjang chord, m
51
CD : Koefisien drag CL : Koefisien lift
CL/CD : Unjuk kerja sayap
D : Besarnya gaya hambat, gram Di : Induced drag FL : Gaya angkat (lift ), N FD : Gaya hambat (drag), N l : Panjang semi span wing dengan penambahan multiple winglet, m L : Besarnya gaya angkat, gram L2 : Panjang span multiple winglets, m P : Tekanan udara saat pengujian, kPa Pr : Tekanan parsial pada saat temperatur tertentu, kPa ρ : Massa jenis udara, kg/m3 rk : Vortec core radius, m R : Konstanta udara, kPa.m3 / kg.K Re : Reynold Number Rt : Konstanta Air, kPa. m3 / kg.K RT : Transition Reynold number T : Suhu ruang pada saat penelitian, Kelvin µ : Viskositas dinamic udara, N s/m v : Kecepatan udara, m/detik
V ∞ : Kecepatan udara, m/s W : Downwash
Xell : Induced drag relatif
Lampiran 1. Kalibrasi kecepatan seksi uji low speed wind tunnel
Data kalibrasi kecepatan
Titik Frekuensi = 10 Hz Frekuensi = 20 Hz Frekuensi = 30 Hz
I 4,83 m/s 9,89 m/s 14,40 m/s
II 4,91 m/s 10,31 m/s 15,42 m/s
III 5,05 m/s 10,52 m/s 15,56 m/s
Rata-rata 4,93 m/s ≈ 5 m/s 10,24 m/s ≈ 10 m/s 15,13 m/s ≈ 15 m/s
x
52
DAFTAR PUSTAKA
Anderson, J.D., 1985, Fundamentals of Aerodynamics, International Edition, McGraw-Hill Inc, USA.
Bennett David, 2001, The Winggrid: A new Approach to Reducing Induced Drag,
Massachusetts Institute of Technology Cambridge, Massachussetts. Clancy,L.J., 1975, Aerodynamics, Pitman Publishing Limited, London. Cengel, Y.A. and Boles, M.A., 1994, Thermodynamics An Engineering Approach,
2nd edition, McGraw-Hill Inc, Singapore.
53
La Roche, U. and Palffy, S., 1996, “Wing-Grid, a Novel Device for Reduction of Induced Drag on Wings”,Fluid Mechanics Laboratory HTL Brugg-Windisch Ch-5200 Switzerland.
Rice William, An Investigation into How the Lift and Drag of an Aerofoil Are
Affected by Angle Of Attack and Aerofoil Camber, Hill Road Cambridge, Massachussetts.
Smith M.J., Komerath N., Ames R., Wong O., 2001, “Performance Analysis of a
Wing with Multiple Winglets” , AIAA-2001-2407.