STUDI NUMERIK PENGARUH KELENGKUNGAN SEGMEN KONTUR BAGIAN DEPAN TERHADAP KARAKTERISTIK ALIRAN TIGA DIMENSI (DEKAT DINDING) MELINTASI ASSYMETRI AIRFOIL

TUGAS AKHIR (Konversi Energi ) TM 091486. STUDI NUMERIK PENGARUH KELENGKUNGAN SEGMEN KONTUR BAGIAN DEPAN TERHADAP KARAKTERISTIK ALIRAN TIGA DIMENSI (DEKAT DINDING) MELINTASI. ASSYMETRI AIRFOIL Variasi Camber (δ=50) pada 30%C serta α = 0°, 4°, 8°, 12° dan 16° ) OLEH : Bayu Pujo Prastyo (2109 105 029) DOSEN PEMBIMBING : Dr. Ir. Heru Mirmanto, MT.

•. Aliran tiga-dimensi bentuk aliran yang mengandung unsur aliran dengan arah orthogonal terhadap arah aliran utama. •. Fenomena munculnya aliran tiga-dimensi dapat dilihat pada contoh-contoh berikut :  Wing dengan fuselage pada pesawat terbang  Sail-hull dengan control-plane connection pada kapal selam  Blade dengan hub pada kompresor axial.

Juniardi (2005) – 2D Melakukan penelitian mengenai pengaruh perubahan posisi maksimum thickness pada airfoil simetri NACA 0015. dengan variasi posisi letak maksimum thickness 10% C, 20% C, 30% C, 40% C, dan 50% C dengan nilai Re = 1.18 x 105 dan Angle of attack α = 0°..

Hasil Penelitian Cp fungsi x/c. Re = 1.18 x 105. 1.5. X/c = 10 %c X/c = 20 %c X/c = 30 %c X/c = 40 %c X/c = 50 %c. 1 0.5 0. Cp. 0. 0.1. 0.2. 0.3. 0.4. 0.5. -0.5 -1 -1.5 -2. x/c. 0.6. 0.7. 0.8. 0.9. 1.

Anugrah Putranto dan Ganda Sulistiyo (2010) – 2D Airfoil 1 dengan α = 0˚. Airfoil 2 dengan α = 0˚.

Grafik Cp = f(X/c) dengan α = 0 o.

Airfoil 1 dengan α = 2˚. Airfoil 2 dengan α = 2˚.

Grafik Cp = f(X/c) dengan α = 2o.

Tobak dan Peake (1982) Penelitian mengenai aliran viscous yang melintas diantara permukaan dua benda yang saling berdekatan misalnya pada interaksi antara squat cylindrical body dengan pelat datar..

Ballio dan Franzetti (1998) Aliran Melalui Interaksi Silinder Dengan Pelat Datar.

Merati (1991) Aliran Melalui Interaksi Simetri Airfoil (NACA 0020) Dengan Pelat Datar.

Abdulla (1991) Aliran Melalui Interaksi Simetri Airfoil (NACA 65-015) Dengan Pelat Datar.

Khoiri Rozi (2004) – 3D Penelitian terhadap struktur aliran fluida melalui asssymmetrical wing, profile british 9C7/32.5C50 dengan flat plate. y. θ = 32.5o. 120 mm.

•. EKSPERIMEN. Topologi skin friction line pada flat plate surface a = 0o. Topologi Skin friction line pada flat plate surface a = 0o.

•. EKSPERIMEN. Topologi skin friction line pada flat plate surface a = 4o. Topologi Skin friction line pada flat plate surface a = 4o.

Kjetil Birkeland Moe ( 2008 ) Dengan variasi Angle of Attack terhadap Joukoswky Airfoil melalui simulasi numerik Fluent dengan membandingkan Viscous models k-ε dan S-A.

Dari penelitian tersebut dapat disimpulkan bahwa semakin besar Angle of Attack maka :  Gaya angkat (CL ) yang dihasilkan semakin besar.  Gaya hambat (CD ) juga semakin besar.

Pada aliran jauh dari dinding diketahui bahwa dengan menaikkan camber dan pemberian angle of attack positif pada batas tertentu meningkatkan performansi aifoil. Namun bagaimana karakteristik aliran apabila didekatkan dengan dinding ? Permasalahan pada penelitian ini adalah mempelajari karakteristik aliran dekat dinding yang melintas airfoil dengan sudut camber dari airfoil dan angle of attack yang divariasi.

• Penelitian ini menggunakan metode numerik dengan software Fluent 6.3.26 • Dari hasil post processing didapatkan : Pathline. Velocity Vector Distribusi Tekanan (Cp) Koefisien Drag (Cd). Koefisien Lift (Cl).

Batasan masalah yang digunakan antara lain :  Disimulasikan dengan bantuan perangkat lunak Fluent 6.3.26 dengan boundary condition untuk inletnya adalah velocity inlet sedangkan pada posisi outlet adalah outflow.  Fluida yang di pakai adalah udara, dengan sifat aliran pada upstream yaitu dengan kondisi steady flow, incompresible flow, uniform flow dan tanpa adanya heat transfer  Re = 9,8 x 104  Energy Equation (perpindahan panas) perangkat lunak Fluent 6.3.26 diabaikan..

• Rancangan Penelitian AIRFOIL. AIRFOIL 1 ( δ = 0o ). AIRFOIL 2 ( δ = 5o ). VARIASI ANGLE OF ATTACK NUMERICAL Path Line Distribusi Tekanan Velocity Vector Koefisien Drag Koefisien Lift.

• Gambar Airfoil. Keterangan : Airfoil 1 Airfoil 2.

•Set up airfoil. Sebelum dimodifikasi (airfoil 1). Sudah dimodifikasi (airfoil 2).

1. Menggambar pada Gambit 2. Membuat Mesh Elemen hingga.. 3. Memeriksa kualitas mesh. 4. Menentukan daerah analisa..

1. Penyelesaian awal dipilih model tiga dimensi (3d,dp). 2. Grid Mengimpor grid dari software Gambit.. 3. Models Memilih viscous model.

4. Materials Material yang digunakan adalah udara dengan density 1,17 kg/m3 dan viscosity 1,86 × 10-5 kg/m.s. 5. Operating Conditions Perkiraan tekanan pada daerah operasi yaitu sebesar 1 atm..

6.. Boundary Conditions Kondisi batas inlet berupa kecepatan sebesar 12,9 m/s, dan pada outlet berupa outflow..

7. Solution Harga convergence criterion yang diinginkan adalah 10-5..

8. Grid Independensi Analisis Grid Independensi pada airfoil 2 (Cp dan Cd diambil pada daerah midspan) terhadap koefisien drag.. Model Mesh. Cells. Faces. Cd. Mesh A. 1716400. 5205570. 0,002459. Mesh B. 1226000. 3725270. 0,002915. Mesh C. 980800. 2985120. 0,002489. Mesh D. 494040. 1504820. 0,002504. 9. Post processing Menghasilkan Path Line, Velocity Vector, Distribusi Tekanan, Koefisien Drag dan Koefisien Lift.

• Flowchart.



Pemilihan Model Viscous. OFV Airfoil 1 hasil eksperimen pada α = 00. OFV k~ε RNG airfoil 1 pada α = 00.

KARAKTERISTIK ALIRAN PADA α = 0°. Attachment Line. Wake. Attachment Line. Separation Line Forward Saddle Point. Airfoil 1. Wake. Separation Line Forward Saddle Point. Airfoil 2.

VELOCITY VECTOR DAERAH ENDWALL JUNCTION PADA α = 0°. Airfoil 1. Airfoil 2.

Distribusi Tekanan Pada 𝜶 = 𝟎𝟎. Upperside Lowerside.

KARAKTERISTIK ALIRAN PADA α = 4°. Wake. Attachment Line. Wake. Attachment Line. Separation Line Separation Line. Forward Saddle Point Forward Saddle Point. Airfoil 1. Airfoil 2.

VELOCITY VECTOR DAERAH ENDWALL JUNCTION PADA α = 4°. Airfoil 1. Airfoil 2.

Distribusi Tekanan Pada 𝜶 = 𝟒𝟎. Upperside Lowerside.

KARAKTERISTIK ALIRAN PADA α = 8°. Wake Attachment Line. Wake Attachment Line. Separation Line Forward Saddle Point. Airfoil 1. Separation Line Forward Saddle Point. Airfoil 2.

VELOCITY VECTOR DAERAH ENDWALL JUNCTION PADA α = 8°. Airfoil 1. Airfoil 2.

Distribusi Tekanan Pada 𝜶 = 𝟖𝟎. Upperside Lowerside.

KARAKTERISTIK ALIRAN PADA α = 12°. Attachment Line. Attachment Line. Separation Line. Separation Line Forward Saddle Point. Airfoil 1. Wake. Forward Saddle Point. Airfoil 2. Wake.

VELOCITY VECTOR DAERAH ENDWALL JUNCTION PADA α = 12°. Airfoil 1. Airfoil 2.

Distribusi Tekanan Pada 𝜶 = 𝟏𝟐𝟎. Upperside Lowerside.

KARAKTERISTIK ALIRAN PADA α = 16°. Attachment Line. Attachment Line. Separation Line Separation Line Forward Saddle Point. Forward Saddle Point Wake. Airfoil 1. Wake. Airfoil 2.

VELOCITY VECTOR DAERAH ENDWALL JUNCTION PADA α = 16°. Airfoil 1. Airfoil 2.

Distribusi Tekanan Pada 𝜶 = 𝟏𝟔𝟎. Upperside Lowerside.

Perbandingan Cd dan Cl Pada Airfoil 1 dan Airfoil 2 1. Perbandingan Cl Airfoil1 & Airfoil 2. Perbandingan Cd Airfoil 1 & Airfoil 2 0,0008 0,0007. 0,8. 0,0006 0,6. 0,0005. Airfoil 2. 0,4. Cl. Cd. Airfoil 1. Airfoil 1. 0,0004. Airfoil 2. 0,0003 0,2. 0,0002 0,0001. 0 0. 4. 8. 12. 16. Angle Of Attack. Grafik perbandingan Cd pada airfoil 1 dan 2. 20. 0 0. 4. 8. 12. 16. 20. Angle Of Attack. Grafik perbandingan Cl pada airfoil 1 dan 2.

Kesimpulan 1. Semakin besar angle of attack yang diberikan baik pada airfoil 1 maupun airfoil 2 menyebabkan defleksi aliran ke arah upper side makin kuat sehingga posisi dari saddle point semakin bergeser ke arah lowerside. 2. Dengan penambahan kelengkungan kontur bagian depan posisi forward saddle point pada semua sudut serang lebih mendekati leading edge, dengan demikian intensitas horseshoe vortex lebih lemah sehingga aliran yang menggulung dan bergerak mengelilingi body airfoil mempunyai stream tube lebih sempit dan wake terbentuk semakin konvergen. 3. Kelengkungan segmen kontur bagian depan yang semakin kebawah pada airfoil 2 mengakibatkan defleksi aliran pada upperside semakin kuat. Hal tersebut terlihat dari hasil pemodelan yang menyebutkan bahwa slope penurunan tekanan pada airfoil 2 secara umum lebih tajam dibandingkan airfoil 1 untuk aliran ke arah upperside. 4. Pada daerah downstream dengan pemberian sudut serang intensitas curling flow pada upperside semakin besar sehingga backflow semakin kuat dan menyebabkan separasi terjadi lebih awal. 5. Penambahan kelengkungan segmen kontur bagian depan serta angel of attack positif mempengaruhi nilai Cd dan Cl. Semakin besar angle of attack menyebabkan separasi semakin maju kedepan pada sisi upperside sehingga meningkatkan nilai Cd dan Cl..

SEKIAN Dan TERIMA KASIH.