ANALISA DISCHARGE BLOWING AIRFOIL DENGAN METODE PANEL ALI AKBAR ST 1, RACHMAT FIRDAUS,ST.MT 2

Analisa Discharge Blowing Airfoil Dengan Metode Panel (Ali Akbar ST, Rachmat Firdaus ,ST.MT)

TEKNOLOJIA Vol. 5 _{Page 75}

ANALISA DISCHARGE BLOWING AIRFOIL DENGAN METODE PANEL

ALI AKBAR ST

1

_{, RACHMAT FIRDAUS ,ST.MT}

2

1,2 Jurusan Teknik Mesin Universitas Muhammadiyah Sidoarjo

ABSTRAK

Lift adalah suatu gaya angkat yang bisa dihasilkan oleh sebuah airfoil yang dialiri aliran bebas dengan memberikan sudut serang tertentu tetapi untuk airfoil tidak simetri lift dapat dihasilkan tanpa memberikan sudut serang. Ada bermacam-macam cara untuk meningkatkan gaya angkat (Lift), salah satunya adalah dengan memberikan kecepatan tambahan di atas permukaan profil airfoil dengan posisi dan kecepatan tertentu. Fenomena ini dikenal dengan Proses Discharge Blowing.

Aliran fluida yang melalui permukaan airfoil akan memberikan distribusi kecepatan dan distribusi tekanan di sepanjang permukaan airfoil tersebut. Ada berbagai metode yang digunakan untuk menganalisa fenomena ini sebagai contoh dengan pengujian (eksperimental), teoritis, dan metode simulasi komputasi.

Salah satu metode yang digunakan untuk menganalisa fenomena Discharge Blowing ini adalah dengan menggunakan metode panel yang diterapkan pada aliran potensial, 2 dimensi, incompressible dan inviscid flow.

Fenomena medan aliran disekitar airfoil infinite wing (2 dimensi) profil NACA 0012 akan dianalisa dengan variasi sudut serang, jumlah panel serta kecepatan blowing yang nantinya mengeluarkan hasil yang berupa Distribusi Kecepatan dan Distribusi Koefisien Tekanan disepanjang kontur.Hasil perhitungan ini dibandingkan dengan hasil pengujian (eksperimental) serta hasil dari literatur, dan memberikan hasil yang tidak jauh menyimpang.yaitu penambahan efek blowing akan menambah kinerja sayap pesawat

Kata Kunci : Distribusi Koefisien Tekanan, Discharge Blowing, Metode Panel

ABSTRACT

Lift is a lift that can be generated by an airfoil which flow freely flow by giving a certain angle of attack but not to the airfoil symmetry can be generated without giving a lift angle of attack. There are various ways to increase the lift (elevator), one of which is to provide extra speed on the surface of the airfoil profile with a particular position and velocity. This phenomenon is known as Blowing Discharge Process.

Fluid flow through the airfoil surface will give the velocity distribution and pressure distribution along the surface of the airfoil. There are various methods used to analyze this phenomenon as an example by testing (experimental), theoretical, and computational simulation methods.

One of the methods used to analyze this phenomenon Blowing Discharge is by using the panel method applied to potential flow, two dimensional, incompressible and in viscid flow.

The phenomenon of an infinite flow field around the airfoil wing (2 dimensional) NACA 0012 profile will be analyzed with the variation of angle of attack, the number of panels as well as blowing speeds which will issue the results of Distribution Speed and Pressure Coefficient Distribution along the contour. The results of these calculations are compared with test results (experimental) as well as results from the literature, and gives results that are not far away is the addition of blowing effect will increase the performance of the wing

1. PENDAHULUAN

1.1. Latar Belakang.

Gaya angkat yang terjadi pada pesawat terbang disebabkan oleh perbedaan tekanan pada permukaan atas dan permukaan bawah dari sayap. Apabila suatu sayap pesawat menembus suatu medan aliran bebas dengan pemberian sudut serang tertentu maka akan timbul perbedaan kecepatan serta tekanan antara profil yang atas dengan profil bagian bawah sayap pesawat .

Pada sisi atas sayap terjadi peningkatan kecepatan namun akan mengalami penurunan tekanan atau menurunnya tekanan statis akan diimbangi dengan kenaikan tekanan dinamisnya. Sebaliknya pada sisi bawah sayap pesawat akan mengalami penurunan tekanan dinamis tapi diimbangi dengan kenaikan tekanan statis. Dengan adanya perbedaan tekanan tersebut maka sayap pesawat akan terdorong naik ke atas dan gaya untuk menaikkan sayap pesawat ini disebut Lift Force.

Salah satu cara untuk menaikkan kinerja sayap pesawat ini adalah dengan penambahan kecepatan pada bagian atas sayap (discharge blowing) sehingga didapatkan peningkatan momentum aliran pada sisi atas sayap pesawat. Hal ini dapat memundurkan titik separasi serta dapat memperkecil daerah wake dan pada akhirnya akan mengurangi drag (gaya seret). Discharge blowing ini dilakukan dengan cara menyemprotkan udara yang berkecepatan yang lebih besar dari kecepatan udara bebas (free stream). Pada suatu titik tertentu diatas sayap pesawat dimana titik ini harus terletak sebelum titik separasi.

Untuk mengamati peningkatan kinerja ini akan dibuktikan secara analitis dengan perhitungan secara matematis.

1.2. Permasalahan

Peningkatan kinerja sayap pesawat terbang dapat dilakukan dengan mengefektifkan Boundary Layer Control dengan cara menambah momentum aliran udara pada dinding sayap melalui Discharge Blowing Process. Untuk maksud tersebut maka dalam penelitian ini dilakukan tahapan-tahapan hipotesa sebagai berikut :

Separasi aliran udara pada dinding aerofoil sayap menyebabkan penurunan gaya angkat dan kenaikan pressure drag yang berarti penurunan efisiensi airfoil sayap. Bila separasi yang terjadi semakin dini sepanjang dinding sayap, maka akan menyebabkan daerah wake di belakang sayap semakin lebar yang akan menyebabkan pressure drag semakin naik serta gaya angkat semakin kecil.

Dengan penambahan momentum aliran udara pada dinding airfoil sayap dengan proses Discharge Blowing, akan menyebabkan tertundanya terjadinya separasi aliran, sehingga akan mempersempit daerah

wake di belakang sayap. Hal ini akan menyebabkan kenaikan lift dan penurunan pressure drag.

1.3. Tujuan

Analisa sayap pesawat NACA 0012 dengan modifikasi discharge blowing ini bertujuan untuk mengetahui pengaruh Discharge Blowing terhadap perubahan karakteristik airfoil sayap tersebut.

2. METODOLOGI

Penelitian dilakukan dengan secara numerik dengan langkah-langkah sebagai berikut ;

2.1. Metode Vortex Panel untuk Menganalisis

Lifting Flow

Lifting flow adalah aliran yang bisa menimbulkan gaya angkat (lift force). Fenomena ini terjadi pada aliran yang melewati suatu profil yang simetris dengan sudut serang. Aliran yang berada di sekeliling body akan membentuk streamline, sehingga kecepatan udara akan melewati sepanjang kontur dan bila dilakukan ring integral terhadap rotasi yang terjadi di sekeliling kontur maka akan menghasilkan nilai sirkulasi (Γ) yang tidak sama dengan nol. Sedangkan menurut teorema Kutta Joukowsky, keberadaan sirkulasi menunjukkan keberadaan Lift

(

L=

ρ

_∞.V_∞.Γ

)

, karena nilai sirkulasinya tidak sama dengan nol maka pada profil simetris yang dialiri oleh aliran udara dengan sudut serang akan terjadi lift (lifting flow). Bagian yang sangat kecil dari vortex sheet dengan strength γds akan menginduksikan potensial kecepatan yang juga sangat kecil dφ, terhadap titik P.

θ

2π

γds

d

φ

=

−

……….. (3.1) Akumulasi potensial kecepatan pada titik P yang diindukasikan oleh seluruh vortex sheet sepanjang a dan b diberikan oleh persamaan integral berikut ini :

∫

−

=

φ

b a

θγds

2π

1

y)

(x,

… (3.2)

Secara umum γ(s) bervariasi nilainya dari positif ke negatif di sepanjang sheet. Besarnya sirkulasi (Γ) disekitar titik vortex sebanding dengan strength vortex sehingga bisa didefinisikan :

∫

=

b a

γds

Γ

……… (3.3)

Potensial kecepatan yang diinduksikan pada P oleh panel-j, ∆φj diberikan oleh persamaan :

∆φj =

∫

−

_{pj j j} j

θ

γ

ds

2π

1

……. (3.4)

Analisa Discharge Blowing Airfoil Dengan Metode Panel TEKNOLOJIA Vol. 5 dimana : j i 1 pj

x

x

y

y

tan

θ

−

−

=

− …… Pada persamaan (3.4) di atas

sepanjang panel-j dan integral dilakukan hanya terhadap panel-j. Selanjutnya potensial kecepatan yang diinduksi pada P oleh seluruh panel diberikan oleh :

∑

=

φ

=

−

∑

=

∫

=

φ

n

1

j

n

1

j

j

pj

θ

2π

j

γ

j

(P)

Karena titik P hanya titik sembarang dalam medan aliran, maka P dapat digeser pada titik kontrol panel-i, sehingga koordinat menjadi (x Karenanya persaman (3.4) dan (3.5) menjadi :

j i j i 1 ij

x

x

y

y

tan

θ

−

−

=

− …… ∑ ∫ =

−

=

N 1 j j ij j i i

θ

ds

2π

γ

)

y

,

φ(x

Persamaan (3.8) memperlihatkan kontribusi dari seluruh panel terhadap potensial kecepatan panel

Dengan demikian akan diperoleh distribusi strength dari vortex panel yang mengakibatkan permukaan body menjadi streamline dari aliran.

Analisa Discharge Blowing Airfoil Dengan Metode Panel (Ali Akbar ST, Rachmat Firdaus ,S

……. (3.5) Pada persamaan (3.4) di atas γj konstan di

j dan integral dilakukan hanya j. Selanjutnya potensial kecepatan yang diinduksi pada P oleh seluruh panel diberikan

j

ds

pj

…. (3.6) Karena titik P hanya titik sembarang dalam

digeser pada titik i, sehingga koordinat menjadi (xi,yi). Karenanya persaman (3.4) dan (3.5) menjadi :

…… (3.7)

j

ds

… (3.8) Persamaan (3.8) memperlihatkan kontribusi dari

rhadap potensial kecepatan panel-i. Dengan demikian akan diperoleh distribusi strength dari vortex panel yang mengakibatkan permukaan body menjadi streamline dari aliran.

2.2. Metode Pembagian Panel

2.2.1. Perhitungan VK dan Cp menggunakan

Metode Vortex Panel

Jika γi (i = 1,2, … ,N) sudah diperoleh , maka

kecepatan tangensial pada permukaan untuk setiap titik kontrol dapat dihitung. Jika s meruapakan jarak sepanjang permukaan body , dihitung positif dari depan ke belakang , maka komponen kecepatan free stream yang tangensial terhadap permukaan dirumuskan sebagai :

i s

,

V

sinβ

V

_∞

=

_∞ ………..

Selanjutnya akan dicari kecepatan lokal pada setiap titik di sepanjang kontur airfoil (V

∞

=

V

.V

V

_{K i ………}

Di mana

V

_i = index local velocity

∞

V

= kecepatan aliran bebas

Adapun koefisien pressure (Cp) dapat dihitung sebagai berikut : 2

1

_i i

V

Cp

=

−

……… Di mana

Cp

_i= Koefisien pressure pada kontur 2.2.2. Penyelesaian Metode Vortex Panel

Untuk menyelesaikan persamaan

yang diperoleh pada metode vortex panel , maka tinjau gambar berikut:

Gambar 1. Profil airfoil dengan m panel , Rachmat Firdaus ,ST.MT)

Page 77

Metode Pembagian Panel

dan Cp menggunakan

(i = 1,2, … ,N) sudah diperoleh , maka kecepatan tangensial pada permukaan untuk setiap titik kontrol dapat dihitung. Jika s meruapakan jarak sepanjang permukaan body , dihitung positif dari depan ke belakang , maka komponen kecepatan free

yang tangensial terhadap permukaan ……….. (3.15) Selanjutnya akan dicari kecepatan lokal pada setiap titik di sepanjang kontur airfoil (VK) , yaitu :

……… (3.16)

= index local velocity = kecepatan aliran bebas

Adapun koefisien pressure (Cp) dapat dihitung

………(3.17) = Koefisien pressure pada kontur

Penyelesaian Metode Vortex Panel

Untuk menyelesaikan persamaan – persamaan yang diperoleh pada metode vortex panel , maka

Pada gambar di atas terlihat bahwa suatu airfoil dibagi atas m panel , dimulai dari low side pada Trailing Edge. Bila terdapat aliran uniform ( dengan sudut serang (α) dan terdapat m vortex panel , maka kecepatan potensial pada titik i :

Di mana j 1 j j i

)

γ

(γ

γ

)

γ(s

=

+

₊

−

Pada boundary kondisi kecepatan ke arah normal harus dihilangkan / dinolkan sehingga:

0

)

y

,

(x

n

_i

φ

i i

=

∂

∂

i = 1,2,..,N Dengan menyelesaikan persamaan integral pada persamaan vortex strength , maka persamaan (3.18) menjadi :

i

b

1

i

A

j

N

1

j

ij

A

_{N 1} N

γ

γ

+

₊

=

∑

=

+ 2.3. Proses Blowing

Proses blowing adalah penambahan momentum dengan cara menambah aliran udara di atas upper side airfoil dimana posisi penambahan momentum ini diletakkan setelah posisi maksimum velocity /minimum pressure. Adapun arah dari proses blowing ini diusahakan searah dengan stream line aliran diatasnya. Proses blowing ini bertujuan agar momemtum yang diberikan oleh free stream meningkat sehingga lebih mendorong titik separasi yang terjadi, sebagai mana diketahui bahwa apabilah udara yang melewati suatu profil apabila momentum yang dimiliki tidak mampu melawan gaya geser dari gesekan yang ditimbulkan maka aliran tersebut akan pecah dan pecahnya aliran ini disebut separasi.

Gambar 2. Proses blowing pada NACA 0012

Dalam analisa ini geometri dari

NACA 0012 dengan berbagai variasi sudut serang (α) =0o, 3o, 6o, 9o, dan 12o, kecepatan blowing (Vb) = 3 m/s dan 6 m/s

3. HASIL PERHITUNGAN

Dalam penelitihan ini aliran fluida yang ditinjau adalah aliran fluida incompresibel berupa udara yang melalui airfoil dengan seri NACA 0012. Pada gambar di atas terlihat bahwa suatu airfoil , dimulai dari low side pada Trailing Edge. Bila terdapat aliran uniform (

V

_∞) ) dan terdapat m vortex panel , maka kecepatan potensial pada titik i :

j i

S

s

Pada boundary kondisi kecepatan ke arah dinolkan sehingga:

i = 1,2,..,N Dengan menyelesaikan persamaan integral pada persamaan vortex strength , maka persamaan (3.18)

(3.19)

Proses blowing adalah penambahan momentum dengan cara menambah aliran udara di atas upper side airfoil dimana posisi penambahan momentum ini diletakkan setelah posisi maksimum velocity /minimum pressure. Adapun arah dari proses ng ini diusahakan searah dengan stream line aliran diatasnya. Proses blowing ini bertujuan agar momemtum yang diberikan oleh free stream meningkat sehingga lebih mendorong titik separasi yang terjadi, sebagai mana diketahui bahwa apabilah ti suatu profil apabila momentum yang dimiliki tidak mampu melawan gaya geser dari gesekan yang ditimbulkan maka aliran tersebut akan pecah dan pecahnya aliran ini disebut separasi.

Proses blowing pada NACA 0012

Dalam analisa ini geometri dari airfoil adalah NACA 0012 dengan berbagai variasi sudut serang , kecepatan blowing

Dalam penelitihan ini aliran fluida yang ditinjau adalah aliran fluida incompresibel berupa udara yang melalui airfoil dengan seri NACA 0012.

jumlah panel dan penambahan Discharge Blowing terhadap karakteristik distribusi tekanan dan kecepatan, sehingga dari keluaran ini dapat dihitung serta dibandingkan koefisien tekanan

koefisien gaya angkat (Cl).

Pada analisis aliran yang melalui airfoil seri NACA 0012, hasil simulasi dibandingkan dengan hasil simulasi komputasi yang dilakukan oleh Afrizal serta hasil uji di Laboratorium Mekanika Fluida Teknik Mesin ITS oleh Beni Yunarto.

3.1. Analisis Aliran Pada Airfoil Seri NACA 0012 Dengan memvariasikan sudut serang dan jumlah panel, maka akan dapat dikelua

distribusi koefisien tekanan pada sepanjang sisi airfoil. Variasi sudut serang dan ini diambil pada sudut 30, 60, 9o dan 120. Serta jumlah panel 20, 50, 120, dan 250. Adapun besar kecepatan blowing adalah 3 m/s dan 6 m/s. Besar kecepatan alira bebas dibuat sama pada setiap variasi yaitu V 100 m/s. Disamping itu dari setiap data yang dikeluarkan (grafik distribusi koefisien tekanan) dapat dihitung besarnya gaya angkat (Lift Force) dan nilai koefisien lift (Cl), sehingga dari semua variasi sudut serang akan terbentuk grafik nilai koefisien lift.

3.1.1. Hasil Analisa NACA 0012 Pada Sudut Serang (ααα) = 3o Dengan Variasi Jumlah α Panel (N)

Gambar 3. Distribusi Koef. Tekanan Pada

Grafik diatas menunjukkan distribusi koefisien tekanan pada sudut serang

koefisien tekenan upper side dan lower side mempunyai harga yang tidak sama sehingga distribusi tekanan antara kower side dan upper side juga tidak sama harganya. Perbedaan tekanan upper side dan lower side tersebut akan timbul lift. Ha lift dan koefisien lift dari hasil perhitungan dengan metode panel masing-masing Lf=11628 N, Cl3=0.379

(3.18)

jumlah panel dan penambahan Discharge Blowing ristik distribusi tekanan dan kecepatan, sehingga dari keluaran ini dapat dihitung serta dibandingkan koefisien tekanan (Cp) dan Pada analisis aliran yang melalui airfoil seri NACA 0012, hasil simulasi dibandingkan dengan il simulasi komputasi yang dilakukan oleh Afrizal serta hasil uji di Laboratorium Mekanika Fluida Teknik Mesin ITS oleh Beni Yunarto.

Analisis Aliran Pada Airfoil Seri NACA 0012

Dengan memvariasikan sudut serang dan jumlah panel, maka akan dapat dikeluarkan hasil distribusi koefisien tekanan pada sepanjang sisi airfoil. Variasi sudut serang dan ini diambil pada . Serta jumlah panel 20, 50, 120, dan 250. Adapun besar kecepatan blowing adalah 3 m/s dan 6 m/s. Besar kecepatan aliran bebas dibuat sama pada setiap variasi yaitu V∞ = 100 m/s. Disamping itu dari setiap data yang dikeluarkan (grafik distribusi koefisien tekanan) dapat dihitung besarnya gaya angkat (Lift Force) dan nilai koefisien lift (Cl), sehingga dari semua variasi dut serang akan terbentuk grafik nilai koefisien

Hasil Analisa NACA 0012 Pada Sudut ) = 3o Dengan Variasi Jumlah

Gambar 3. Distribusi Koef. Tekanan Pada ααα=3α O

Grafik diatas menunjukkan distribusi koefisien ng α=3o. Distribusi koefisien tekenan upper side dan lower side mempunyai harga yang tidak sama sehingga distribusi tekanan antara kower side dan upper side juga tidak sama harganya. Perbedaan tekanan upper side dan lower side tersebut akan timbul lift. Harga lift dan koefisien lift dari hasil perhitungan dengan masing Lf=11628 N,

Analisa Discharge Blowing Airfoil Dengan Metode Panel

TEKNOLOJIA Vol. 5

3.1.2. Hasil Analisa NACA 0012 Pada Sudut

Serang (αααα) = 6o Dengan Variasi Jumlah Panel (N)

Gambar 4. Distribusi Koef. Tekanan Pada

Pada α=6o distribusi koefisien tekanan upper side dan lower side mempunyai nilai yang berbeda, dimana perbedaan nilai distribusi koefisien tekanan tersebut semakin besar bila dibandingkan dengan sudut α=3o. Hal ini berarti perbedaan distribusi tekanan antara lower side dan upper side semakin besar sehingga harga Lift Force (Lf) semakin besar pula yaitu Lf=22590 N, Cl=0.75.

3.2. Analisa Airfoil NACA 0012 dengan

modifikasi/ Penambahan Proses Blowing

Pada analisa berikut ini dilakukan dengan menggunakan “Blowing Process’, diamana di bagian atas profil dilakukan penambahan kecepatan udara . Posisi blowing diletakkan di sekitar x/c = 0,4 dan kecepatan blowing dibuat bervariasi yaitu 3 m/s dan 6 m/s. Sama halnya dengan analisa tanpa blowing, analisa ini dibuat dengan berbag

serang dan jumlah panel. Dimana sudut serang dibuat 3o, 6o, 9o, 12o dan jumlah panel (N) dibuat 20, 50, 120, dan 250 panel.

Analisa Discharge Blowing Airfoil Dengan Metode Panel (Ali Akbar ST, Rachmat Firdaus ,S

Hasil Analisa NACA 0012 Pada Sudut Dengan Variasi Jumlah

Gambar 4. Distribusi Koef. Tekanan Pada αααα=6O

distribusi koefisien tekanan upper side dan lower side mempunyai nilai yang berbeda, dimana perbedaan nilai distribusi koefisien tekanan tersebut semakin besar bila dibandingkan dengan . Hal ini berarti perbedaan distribusi side dan upper side semakin besar sehingga harga Lift Force (Lf) semakin besar

Analisa Airfoil NACA 0012 dengan Penambahan Proses Blowing

Pada analisa berikut ini dilakukan dengan , diamana di bagian atas profil dilakukan penambahan kecepatan udara . Posisi blowing diletakkan di sekitar x/c = 0,4 dan kecepatan blowing dibuat bervariasi yaitu 3 m/s dan 6 m/s. Sama halnya dengan analisa tanpa blowing, analisa ini dibuat dengan berbagai variasi sudut serang dan jumlah panel. Dimana sudut serang dan jumlah panel (N) dibuat

3.2.1. Hasil Analisa Airfoil NACA 0012 dengan

Proses Blowing pada Sudut Serang ( 3O

Gambar 5. Distribusi Koef. Tekanan Proses Blowing Dengan Variasi Jumlah Panel

Dengan penambahan kecepatan diatas profil (discharge blowing) maka akan terjadi peningkatan kecepatan di sepanjang kontur akibat proses blowing. Letak/posisi blowing diperkirakan 0.3 C dari leading edge, sehingga distribusi kecepatan kontur dari titik blowing sampai dengan trailling edge mengalami peningkatan. Distribusi koefisien tekanan pada daerah tersebut juga mengalami peningkatan dan berakibat lift serta koefisien lift meningkat pula.

3.2.2. Hasil Analisa Airfoil NACA 0012 dengan

Proses Blowing Vb =

Gambar 6. Distribusi Koef. Tekanan Proses Blowing Dengan Variasi Jumlah Panel

, Rachmat Firdaus ,ST.MT)

Page 79

Hasil Analisa Airfoil NACA 0012 dengan Proses Blowing pada Sudut Serang (ααα) = α

Distribusi Koef. Tekanan Proses Blowing Dengan Variasi Jumlah Panel

Dengan penambahan kecepatan diatas profil (discharge blowing) maka akan terjadi peningkatan kecepatan di sepanjang kontur akibat proses blowing. Letak/posisi blowing diperkirakan 0.3-0.4 dari leading edge, sehingga distribusi kecepatan kontur dari titik blowing sampai dengan trailling edge mengalami peningkatan. Distribusi koefisien tekanan pada daerah tersebut juga mengalami peningkatan dan berakibat lift serta koefisien lift

Hasil Analisa Airfoil NACA 0012 dengan = 3 m/s, ααα = 9α O

Distribusi Koef. Tekanan Proses Blowing Dengan Variasi Jumlah Panel

3.2.3. Hasil Analisa Airfoil NACA 0012 dengan

Proses Blowing (Vb)=3m/s pada Sudut Serang ( ααα) =3α O, 6O, 9O, 12 O

Gambar 7. Distribusi Koef. Tekanan Proses Blowing (Vb=3 m/s) Dengan Variasi Sudut

Serang

Pada grafik diatas terlihat dengan jelas perubahan akibat penambahan discharge blowing diatas profil NACA 0012 pada posisi x/c = ± 0,4 . Dan setiap perubahan sudut serang akan meningkatkan ∆Cp sehingga dapat meningkatkan kinerja airfoil tersebut. Analisa ini hanya bisa mengukur besar gaya angkat yang ditimbulkan akibat penambahan sudut serang serta koefisien lift yang terjadi setiap perubahan sudut serang. Disamping itu metode ini juga dapat menghitung distribusi kecepatan di sepanjang kontur serta distribusi tekanan pada lower side dan upper side.

Hasil Analisa Airfoil NACA 0012 dengan Modifikasi Blowing dengan Vblowing = 6 m/s Pada analisa ini dibuat kecepatan blowing sebesar dua kali dari kecepatan blowing semula yaitu Vb=6 m/s, untuk mengetahui perubahan distribusi koefisien tekanan terhadap variasi kecepatan blowing. Hasil analisa ini dibuat dengan berbagai variasi jumlah panel yaitu N = 20, 50, 120, 250.

Gambar 8. Distribusi Koef. Tekanan Proses Blowing Dengan Variasi Jumlah Panel

3.2.4. Hasil Analisa Airfoil NACA 0012 dengan

Proses Blowing (Vb) = 6 m/s pada Sudut Serang (αααα) = 6O

Gambar 9. Distribusi Koef. Tekanan Proses Blowing Dengan Variasi Jumlah Panel

3.2.5. Hasil Analisa Airfoil NACA 0012 dengan

Proses Blowing (Vb)= 6 m/s pada Sudut Serang (αααα) = 9O

Analisa Discharge Blowing Airfoil Dengan Metode Panel (Ali Akbar ST, Rachmat Firdaus ,ST.MT)

TEKNOLOJIA Vol. 5 _{Page 81}

Proses Blowing dengan Variasi α= 3o, 6o, 9o, 12o. Gambar diatas menunjukkan distribusi koefisien tekanan pada Vb=6 m/s, dengan variasi sudut serang yaitu α = 3O, 6O, 9O, 12O dan jumlah panel diambil N=50 panel. Dari grafik ini dapat dilihat peningkatan distribusi kosfisien tekanan pada setiap kondisi dengan penambahan sudut serang. Hal ini dapat diartikan semakin besar sudut serang yang diberikan pada airfoil maka akan terjadi peningkatan karakteristik/kinerja airfoil.

3.3. Pengaruh Kecepatan Blowing terhadap

Kinerja Airfoil

Pada analisa ini akan ditunjukan pengaruh kecepatan blowing terhadap perubahan distribusi koefisien tekanan dari profil NACA 0012 dengan menggunakan metode panel. Hasil analisa ini diambil pada sudut serang (α)=10o dengan jumlah panel (N)=50 serta variasi kecepatan blowing Vb=3 m/s dan 6m/s Dari grafik di bawah ini terlihat dengan jelas bahwa perubahan kecepatan blowing akan mempengaruhi distribusi kaofisien tekanan, dimana semakin besar kecepatan blowing akan meningkatkan nilai distribusi koefisien tekanan sehingga distribusi tekanan disepanjang profil juga meningkat dan akhirnya dapat meningkatkan gaya angkat (Lf).

Gambar 11. Distribusi Koefisien Tekanan dengan Variasi Kecepatan Blowing

Perbandingan Hasil Eksperimental Memakai Modifikasi Blowing Dengan Hasil Perhitungan Menggunakan Metode Panel.

Hasil analisa ini mengacu pada hasil eksperimental yang dilakukan oleh Beny Yunarto di Laboratorium Mekanika Fluida Jurusan Teknik Mesin ITS pada tahun 1997 dan hasil analisa dengan menggunakan metode panel yang telah dimodifikasi dengan Discharge Blowing. Grafik di bawah ini dapat menggambarkan perubahan atau pengaruh

Proses Discharge Blowing pada profil NACA 0012 yang dialiri oleh aliran bebas (Vstream). Perbandingan ini digambarkan dalam bentuk grafik koefisien lift dari setiap modifikasi versi sudut serang (α) sebagai berikut :

Gambar 12. Perbandingan Koefisien Lift Terhadap Sudut Serang

Grafik diatas jelas terlihat perbedaan antara penggunaan Discharge Blowing dengan tidak menggunakan Discharge Blowing dimana Discharge Blowing Proces dapat meningkatkan kinerja airfoil khususnya pada NACA 0012.

Dari hasil perhitungan dengan metode panel koefisien lift yang dikeluarkan lebih besar dari pada hasil eksperimental, hal itu dikarenakan pada hasil eksperimental kondisinya sangat aktual/nyata, sedangkan hasil perhitungan dengan metode panel banyak menggunakan asumsi-asumsi untuk mempermudah perhitungan.

4. KESIMPULAN

Maksud dan tujuan penyampaian kesimpulan ini adalah agar dapat memberikan gambaran pada pemakai metode ini untuk dipakai menganalisa aliran fluida yang melalui sebuah profil serta dapat dikembangkan lebih lanjut.

Adapun dari hasil analisa pada bab sebelumnya dapat ditarik beberapa kesimpulan sebagai berikut :

Penyelesaian aliran potensial dengan menggunakan metode panel dapat digunakan sebagai pendekatan aliran udara pada sebuah airfoil. Hal itu dapat dilihat pada hasil analisa 4.2.6 dimana perbedaan hasil analisa dengan metode Panel dan hasil analisa secara eksperimen cukup kecil.

Semakin besar jumlah panel yang dibentuk akan memberikan hasil yang lebih signifikan , hal itu dapat dilihat pada setiap grafik yang dibentuk dari beberapa variasi jumlah panel.

Penggunaan discharge blowing dapat meningkatkan kinerja airfoil khususnya NACA 0012 , hal itu dapat terlihat pada analisa 4.3.1.4, 4.3.2.5 dan 4.5.

Penambahan kecepatan blowing akan meningkatkan karakterisitik airfoil di antaranya ∆P , ∆Cp , Lf dan CL.

DAFTAR PUSTAKA

1. Abbot, Ira H, Von Doenhoff, Albert E, Theory

of Wing Section, Dover Publication, Inc., New

York, 1959.

2. John D. Anderson, Jr., Fundamental of

Aerodynamic, 3rd Edition, Mc Graw-Hill, Inc,

1988.

3. Fox, Robert W, Mc. Donald, Alan T,

Introduction to Fluid Mechanics, John Wiley

& Sons, Inc, USA, 1979.

4. Arnold M. Kuethe, Chuen-Yen Chow,

Foundations of Aerodynamics, 4rd Edition,

John Wiley & Sons, Inc, USA, 1986.

5. Clancy L.J., Aerodynamics, Pitman Publishing Limited, 1978.

6. Beni Yunarto, Penggunaan Discharge

Blowing Untuk Menaikkan Kinerja Sayap, ,

ITS, 1997.

7. Moch. Asril, Kinerja Sayap Vertikal, , ITS, 1995.

8. Afrizal, Simulasi Aliran Fluida Pada Airfoil

Untuk Analisa Gaya-gaya Aerodinamika Dengan Bantuan Perangkat Lunak NISA,,

ITS, 1996.

9. Jack Moran, An Introduction To Theoritical

And Computational Aerodynamics, John