Analisa Karakterisitik Aerodinamika Pengaruh Sirip Terhadap Airfoil Sayap Pesawat UAV USU Menggunakan Metode Computational Fluid Dynamic SOLIDWORKS Chapter III V

(1)

BAB III

METODOLOGI PENELITIAN

Metode yang digunakan dalam penelitian ini adalah metode analisis simulasi. Secara umum metodologi yang digunakan dalam penelitian ini dibagi dalam dua tahapan yaitu : Pemodelan geometri dengan menginput koordinat airfoil dengan software Solidwork 2014 dan simulasi model airfoil dengan menggunakan flow simulation yang telah terintegrasi pada software Solidwork 2014.

3.1 Tempat dan Waktu Penelitian

Penelitian ini direncanakan berlangsung selama ± 5 bulan. Penelitian ini dilaksanakan di Laboratorium Noise and Vibration Control program Magister Teknik Mesin Fakultas Teknik Universitas Sumatera Utara.

3.2 Identifikasi Masalah

Riset yang mengacu pada pengembangan teknologi airfoil sebagai salah satu bagian yang penting dalam dunia aerodinamika telah banyak dilakukan pada tahun–tahun belakangan ini. Hasil dari berbagai eksperimen telah banyak

(2)

3.3 Spesifikasi Alat Uji Penelitian

Untuk melakukan simulasi komutasional pengujian diperlukan beberapa alat pengujian dengan spesifikasi alat yang mendukung untuk melakukan proses simulasi.

3.3.1 Perangkat Keras ( Hardware)

1. Computer

Computer yang digunakan dalam penelitian ini adalah Computer LAB NVC dengan spesifikasi sebagai berikut :

(3)

3.3.2 Perangkat Lunak ( Software ) Solidworks DS 2014

Solidworks adalah software yang digunakan untuk membangun geometri model pesawat dan digunakan untuk melakukan simulasi CFD Berikut adalah tampilan dari software Solidwork.

Gambar 3.2 Tampilan software Solidworks DS 2014 (Dokumentasi)

Selain untuk membangun geometri, pada penelitian ini software solidworks juga digunakan untuk melakukan simulasi komputasi dinamika fluida, dengan fitur Flow Simulation yang sudah terintegrasi.

Gambar 3.3 Tampilan Solidworks Flow Simulation. (Dokumentasi)

3.4 Spesifikasi Data Bahan Penelitian

(4)

3.4.1 Spesifikasi Pesawat

Bahan simulasi yang dipakai dalam penelitian ini yaitu pesawat tanpa awak NVC USU generasi ke – 3 seperti yang diperlihatkan pada gambar 3.4.

Gambar 3.4 Pesawat Prototipe NVC USU 3 (Dokumentasi)

Adapun spesifikasi data pesawat diperlihatkan pada tabel 3.1. Tabel 3.1 Data badan pesawat

No Spesifikasi Karakteristik

1 Airfoil NACA 1412 modifikasi

2 Posisi Wings Parasol

3 Posisi Tail Conventional Tail

4 Wing Span 2300 mm

(5)

- Suhu saat penerbangan = 26,2 oC = 299,35 K (Suhu rata-rata kota medan. Sumber : https://weather-and-climate.com/average-monthly-min-max-temperature,medan,indonesia)

- Densitas udara = 1,17982 kg/m3 (hasil interpolasi seperti terlihat pada tabel di bawah) seperti terlihat pada tabel di bawah)

(6)

Gambar 3.5 Koordinat NACA 1412 Sumber : http://airfoiltools.com/

Gambar 3.6 Dimensi sayap pesawat NVC USU (Dokumentasi)

3.5 Variabel Penelitian

Ditentukan dua buah variable penelitian, yakni variable terikat dan variable bebas.

3.5.1 Variabel Terikat

Dalam penelitian ini di tetapkan variable terikat yakni:

(7)

3. Kecepatan pesawat

3.5.2 Variabel Bebas

Variable bebas pada penelitian ini dibatasi pada penentuan sudut serang (angel of attack) dan sudut sirip (flap) pada airfoil

3.6 Urutan Proses Analisis

Untuk melakukan analisis simulasi pada airfoil ini, maka dibuat urutan proses agar dalam pengerjaan tugas akhir ini dapat berjalan dengan baik.

3.6.1 Pengumpulan data awal

Pada tahap ini dilakukan pengumpulan data tentang informasi yang berkaitan dengan sayap pesawat NVC USU dan airfoil NACA 1412 serta spesifikasi data yang dibutuhkan untuk dilakukan penelitian.

3.6.2 Studi literatur

Penelitian ini harus berlandaskan pada azas azas teoritis yang diakui di dalam dunia keteknikan secara ilmiah sehingga dapat dijadikan rujukan penyelesaian penelitian ini. Studi literatur ini dilakukan dengan cara memperolehnya dari buku buku referensi, jurnal jurnal ilmiah, kumpulan symposium, diskusi personal, atau bahkan lewat media internet.

Landasan teoritis ini menyangkut masalah dasar dasar mekanika fluida, dasar-dasar aerodinamika penerbangan, khususnya terhadap pembahasan yang berkaitan dengan airfoil.

3.6.3 Komputasi data

(8)

3.6.4 Pembahasan hasil komputasi data

Pada tahapan ini akan dilakukan pembahasan terhadap masing-masing hasil simulasi dengan berbagai input variabel bebasnya untuk kemudian dibandingkan hasilnya sehingga didapat performansi yang maksimal yang terjadi pada sudut serang dan sudut sirip tertentu.

3.6.5 Penarikan kesimpulan

Penarikan kesimpulan ini berdasarkan korelasi terhadap tujuan penelitian yang telah ditetapkan sebelumnya. Dengan demikian diharapkan tidak terjadi penyimpangan dari tujuan penelitian.

3.7 Diagram Alir Penelitian

(9)

Gambar 3.7 Diagram Alir Penelitian MULAI

Studi Awal

Penolahan Data

Analisa Data

SELESAI Pengumpulan

Data

(10)

3.8Prosedur Komputasi Data

Prosedur pembuatan model airfoil pesawat NVC USU untuk tahap komputasi

selanjutnya mengikuti tahapan-tahapan seperti berikut ini :

1. Input koordinat geometri airfoil

Koordinat airfoil diperoleh dari situs resmi edukasi Aerospace

Engineering http://airfoiltools.com/ dalam bentuk format file data dan

kemudian di konversi dengan Ms.Excell sehingga data koordinat dapat dilihat

dalam bentuk tabualasi. Melalui Ms.Excell ini juga di konversi kembali dalam

bentuk file text deliminated. Lalu memodifikasi bentuk geometri dengan

memasukkan data yang diperoleh dari pengukuran.

Gambar 3.8 Pemodelan sayap pesawat NVC USU (Dokumentasi) 2. Input besar sudut serang

Langkah selanjutnya adalah menginput besarnya sudut serang. Dalam

(11)

Gambar 3.9 Input sudut serang (Dokumentasi) 3. Input sudut sirip airfoil

Berikutnya adalah menginput sudut sirip airfoil sayap pesawat NVC USU,

dengan variasi: 0°,10°, 20°.

(12)

4. Persiapan menjalankan sumulasi

Tahap ini merupakan langkah awal memasuki fase simulasi. Pada tahap ini

kita menentukan satuan yang akan digunakan.

Gambar 3.11 Penentuan sistem satuan

Satuan yang digunakan pada proses simulasi ini adalah satuan dengan

standard internasional (SI).

5. Menentukan jenis aliran

Penentuan jenis aliran yang dimaksud disini adalah menentukan jenis aliran

fluida yang akan disimulasikan, apakah termasuk kategori aliran eksternal

ataupun internal. Karena proses yang berlangsung pada airfoil kondisi realnya

(13)

Gambar 3.12 Input jenis aliran fluida

6. Input jenis fluida yang mengalir

Berdasarkan spesifikasi data pada sub bab 3.4.2 maka jenis fluida yang

diinput adalah fluida gas dengan pendekatan bahwa fluida yang bekerja

adalah udara.

(14)

Pada tahap ini dilakukan setup data kecepatan aliran fluida. Data yang

dimasukkan adalah fluida mengalir 30 m/s dengan suhu 26,2°C atau

299,35 K.

Gambar 3.14 Input data parameter kecepatan 8. Pembentukan computational domain

Computational domain merupakan bidang batas simulasi yang akan

dipengaruhi oleh laju aliran fluida kerja. Bentuk dari computational

domain ini dapat dilihat sebagai berikut.

(15)

9. Menentukan hasil yang diinginkan (goal)

Goal yang ingin didapatkan dai proses simulasi ini adalah besar gaya yang

pada sumbu X dan sumbu Y.

Gambar 3.16 Menentukan Goal 10. Menjalankan proses simulasi

(16)

Gambar 3.17 Menjalankan proses simulasi

Gambar 3.18 Proses simulasi

Jika terjadi error atau kesalahan dalam mendefinisikan kondisi

batas pada saat persiapan simulasi atau jika terjadi error dalam messhing,

maka akan muncul warning pada jendela info di bagian kiri bawah.

(17)

(18)

BAB IV

HASIL DAN PEMBAHASAN

Bab ini berisi tentang hasil dari penelitian yang telah dikerjakan. Jenis airfoil yang disimulasikan dalam penelitian ini adalah NACA 1412 modifikasi dengan kecepatan fluida konstan pada 30 m/s. Dimana parameter aerodinamika yang dipakai dalam penelitian ini adalah besarnya tekanan yang terjadi di sekeliling airfoil, kecepatan fluida yang mengalir di sekeliling airfoil, dan gaya-gaya yang terjadi pada airfoil yang disebabkan oleh perubahan sudut serang dan sudut sirip.

Hasil dari simulasi dalam penelitian ini berupa kontur sebaran tekanan di sekeliling airfoil dan kontur sebaran kecepatan fluida yang mengalir di sekeliling airfoil. Dan juga dapat dilihat gaya-gaya yang terjadi pada airfoil sehingga dapat dihitung nilai dan dari airfoil pesawat UAV USU yang diteliti tersebut.

4.1 Mencari nilai bilangan Reynold

... (4.1)

Dimana : _� = kecepatan pesawat = 30 m/s

� = chord (lebar sayap) = 0,36 m

= viskositas absolute fluida dinamis 18,479 x kg m²/s � = kerapatan (densitas) fluida = 1,17982 kg/m³

Sehingga:

� � �

=

(19)

4.2 Hasil simulasi pada sudut serang 0°

4.2.1 Hasil simulasi pada sudut serang 0° dan sudut sirip 0°

Kecepatan dan tekanan merupakan parameter aerodinamika yang digunakan dalam penelitian ini. Dari hasil simulasi dapat dilihat kontur sebaran kecepatan dan tekanan airfoil NACA 1412 yang digunakan pada pesawat NVC USU dengan sudut serang 0° dan sudut sirip 0° adalah sebagai berikut :

Gambar 4.1 Kontur sebaran tekanan fluida pada sudut serang 0° dan sudut sirip 0°

(20)

Gambar 4.2 Kontur kecepatan fluida pada sudut serang 0° dan sudut sirip 0°

Dari gambar hasil simulasi diatas dapat dilihat bahwa rata-rata kecepatan di permukaan atas airfoil lebih besar dibandingkan dengan rata-rata tekanan di permukaan bawah airfoil.

4.2.1.1 Gaya-gaya yang terjadi pada airfoil

Gaya-gaya yang terjadi pada airfoil juga merupakan parameter-parameter aerodinamika yang dibahas dalam penelitian ini. Dimana gaya angkat dan gaya hambat dapat mempengaruhi performansi dari sebuah pesawat model. Berikut ini adalah tabel gaya-gaya yang terjadi pada airfoil hasil simulasi untuk sudut serang 0o dan sudut sirip 0°:

Tabel 4.1 Nilai gaya hambat dan gaya angkat hasil simulasi pada sudut serang 0o dan sudut sirip 0°:

Goal

Unit Nilai Nilai rata-rata Nilai Minimum Nilai Maksimum Drag Force (X) 1 [N] 0.047670334019 0.048693829902 0.047009343975 0.0512089854877

(21)

mempengaruhi performansi dari pesawat model. Berikut adalah perhitungan untuk mencari nilai dan :

Mencari nilai

... (4.2)

... (4.3)

Dimana : = Gaya Angkat (N)

= Gaya Hambat (N)

= Koefisien Angkat

= Koefisien Hambat

V = Kecepatan Fluida (m/s)

A = Luas permukaan sayap (m²)

Berikut adalah perhitungan untuk mencari nilai :

_�

Dengan cara yang sama mencari nilai :

_�

(22)

(23)

Dari gambar hasil simulasi di atas dapat dilihat bahwa rata-rata kecepatan di permukaan atas airfoil lebih besar dibandingkan dengan rata-rata kecepatan di permukaan bawah airfoil. Terdapat perubahan kecepatan pada permukaan atas sirip yang menjadi kecil.

Goal

Lift Force (Y) 1 [N] 1.053612993183 1.091117616828 1.0506726185624 1.1686930516076

(24)

Dari gambar hasil simulasi di atas dapat dilihat bahwa rata-rata tekanan

fluida yang mengalir pada permukaan atas airfoil lebih kecil bila dibandingkan dengan rata-rata tekanan fluida yang mengalir pada permukaan bawah airfoil.

(25)

Dari gambar hasil simulasi di atas dapat dilihat bahwa rata-rata kecepatan di permukaan atas airfoil lebih besar dibandingkan dengan rata-rata kecepatan di permukaan bawah airfoil dan berkurang saat berada di permukaan atas sirip airfoil.

Goal

Lift Force (Y) 1 [N] 1.52174110566 1.61674927370 1.52174110566 1.70296691246

(26)

Dari gambar hasil simulasi di atas dapat dilihat bahwa rata-rata tekanan fluida yang mengalir pada permukaan atas airfoil lebih kecil bila dibandingkan dengan rata-rata tekanan fluida yang mengalir pada permukaan bawah airfoil. Dan selanjutnya untuk hasil simulasi berupa kontur kecepatan dapat dilihat pada gambar berikut ini.

(27)

kecepatan di permukaan bawah airfoil dan berkurang saat berada di permukaan atas sirip sayap .

Goal

Lift Force (Y) 1 [N] 1.2102502117573 1.20328758366 1.171882668545 1.2172131569541

Dari data di atas kemudian dapat dicari nilai Koefisien Angakat dan

(28)

Dari gambar hasil simulasi diatas dapat dilihat bahwa rata-rata tekanan fluida yang mengalir pada permukaan atas airfoil lebih kecil bila dibandingkan

(29)

Dari gambar hasil simulasi di atas dapat dilihat bahwa rata-rata kecepatan di permukaan atas airfoil lebih besar dibandingkan dengan rata-rata tekanan di permukaan bawah airfoil dan mengecil pada saat berada di sirip airfoil

Goal

(30)

mempengaruhi performansi dari pesawat model. Berikut adalah perhitungan untuk mencari nilai :

mencari nilai :

_�

(31)

Dari gambar hasil simulasi di atas dapat dilihat bahwa rata-rata tekanan fluida yang mengalir pada permukaan atas airfoil lebih kecil bila dibandingkan dengan rata-rata tekanan fluida yang mengalir pada permukaan bawah airfoil. Dan selanjutnya untuk hasil simulasi berupa kontur kecepatan dapat dilihat pada gambar berikut ini.

Dari gambar hasil simulasi di atas dapat dilihat bahwa rata-rata

kecepaatan di permukaan atas airfoil lebih besar dibandingkan dengan rata-rata tekanan di permukaan bawah airfoil namun kecepatan fluida berkurang saat berada pad sirip airfoil.

(32)

Goal

Lift Force (Y) 1 [N] 1.869148044504 1.90884450545 1.86110637970 1.97556594925

Dari data di atas kemudian dapat dicari nilai Koefisien Angakat dan Koefisien Hambat yang merupakan koefisien-koefisien yang sangat mempengaruhi performansi dari pesawat model. Berikut adalah perhitungan untuk mencari nilai :

(33)

Dari gambar hasil simulasi di atas dapat dilihat bahwa rata-rata tekanan

fluida yang mengalir pada permukaan atas airfoil lebih kecil bila dibandingkan dengan rata-rata kecepatan fluida yang mengalir pada permukaan bawah airfoil. Dan selanjutnya untuk hasil simulasi berupa kontur keccepatan dapat dilihat pada gambar berikut ini.

(34)

Goal

Unit Nilai Nilai rata-rata Nilai Minimum Nilai Maksimum Drag Force (X) 1 [N] 0.1702796643191 0.183013076273 0.170279664319 0.200930594450 Lift Force (Y) 1 [N] 1.702229271868 1.76310824653 1.6988055250 1.83352206203

Dari data di atas kemudian dapat dicari nilai Koefisien Angakat dan Koefisien Hambat yang merupakan koefisien-koefisien yang sangat mempengaruhi performansi dari pesawat model. Berikut adalah perhitungan

untuk mencari nilai :

(35)

kecepatan dan tekanan airfoil NACA 1412 yang digunakan pada pesawat NVC USU dengan sudut serang 10° dan sudut sirip 10° adalah sebagai berikut :

Dari gambar hasil simulasi diatas dapat dilihat bahwa rata-rata tekanan fluida yang mengalir pada permukaan bawah airfoil lebih besar bila dibandingkan dengan rata-rata tekanan fluida yang mengalir pada permukaan atas airfoil. Dan selanjutnya untuk hasil simulasi berupa kontur kecepatan dapat dilihat pada gambar berikut ini.

(36)

Goal

untuk mencari nilai :

(37)

kecepatan dan tekanan airfoil NACA 1412 yang digunakan pada pesawat NVC USU dengan sudut serang 10° dan sudut sirip 20° adalah sebagai berikut :

Dari gambar hasil simulasi di atas dapat dilihat bahwa rata-rata tekanan fluida yang mengalir pada permukaan bawah airfoil lebih besar bila dibandingkan dengan rata-rata tekanan fluida yang mengalir pada permukaan bawah airfoil dan memiliki tekanan yang besar pada pangkal sirip airfoil. Dan selanjutnya untuk hasil simulasi berupa kontur tekanan dapat dilihat pada gambar berikut ini.

(38)

Goal

(39)

(40)

Gambar 4.20 Kontur kecepatan fluida pada sudut serang 15° dan sudut sirip 0° Dari gambar hasil simulasi di atas dapat dilihat bahwa rata-rata kecepatan di permukaan atas airfoil lebih kecil dibandingkan dengan rata-rata kecepatan di permukaan bawah airfoil.

Gaya-gaya yang terjadi pada airfoil juga merupakan

parameter-parameter aerodinamika yang dibahas dalam penelitian ini. Dimana gaya angkat dan gaya hambat dapat mempengaruhi performansi dari sebuah pesawat model. Berikut ini adalah tabel gaya-gaya yang terjadi pada airfoil hasil simulasi untuk sudut serang 15o dan sudut sirip 0°:

Goal

(41)

mempengaruhi performansi dari pesawat model. Berikut adalah perhitungan untuk mencari nilai :

_�

mencari nilai :

_�

(42)

Dari gambar hasil simulasi diatas dapat dilihat bahwa rata-rata tekanan fluida yang mengalir pada permukaan atas airfoil lebih kecil bila dibandingkan dengan rata-rata tekanan fluida yang mengalir pada permukaan bawah airfoil. Dan mulai timbul tekanan yang berada di pangkal sirip airfoil. Dan selanjutnya untuk hasil simulasi berupa kontur tekanan dapat dilihat pada gambar berikut ini.

Gambar 4.22 Kontur kecepatan fluida pada sudut serang 15° dan sudut sirip 10° Dari gambar hasil simulasi diatas dapat dilihat bahwa rata-rata kecepatan

dipermukaan atas airfoil lebih kecil dibandingkan dengan rata-rata kecepatan dipermukaan bawah airfoil.

Goal

(43)

Dari data di atas kemudian dapat dicari nilai Koefisien Angakat dan Koefisien Hambat yang merupakan koefisien-koefisien yang sangat mempengaruhi performansi dari pesawat model. Berikut adalah perhitungan untuk mencari nilai :

_�

mencari nilai :

�

(44)

selanjutnya untuk hasil simulasi berupa kontur tekanan dapat dilihat pada gambar berikut ini.

Dari gambar hasil simulasi diatas dapat dilihat bahwa rata-rata kecepatan di permukaan atas airfoil lebih kecil dibandingkan dengan rata-rata tekanan di permukaan bawah airfoil.

(45)

Goal

Lift Force (Y) 1 [N] 2.518564662871 2.5759309933 2.51856466287 2.61506205197

(46)

(47)

Gambar 4.26 Kontur kecepatan fluida pada sudut serang 20° dan sudut sirip 0° Dari gambar hasil simulasi di atas dapat dilihat bahwa rata-rata kecepatan di permukaan atas airfoil lebih kecil dibandingkan dengan rata-rata kecepatan di permukaan bawah airfoil.

Goal

Lift Force (Y) 1 [N] 1.763448075 1.726360008 1.63641977 1.839322037

(48)

_�

mencari nilai :

_�

(49)

dengan rata-rata tekanan fluida yang mengalir pada permukaan bawah airfoil. Dan mulai timbul tekanan yang berada di pangkal sirip airfoil. Dan selanjutnya untuk hasil simulasi berupa kontur tekanan dapat dilihat pada gambar berikut ini.

Dari gambar hasil simulasi diatas dapat dilihat bahwa rata-rata kecepatan dipermukaan atas airfoil lebih kecil dibandingkan dengan rata-rata kecepatan dipermukaan bawah airfoil.

Goal

(50)

_�

mencari nilai :

_�

(51)

Dari gambar hasil simulasi diatas dapat dilihat bahwa rata-rata kecepatan di permukaan atas airfoil lebih kecil dibandingkan dengan rata-rata tekanan di permukaan bawah airfoil.

Tabel 4.12 Nilai gaya hambat dan gaya angkat hasil simulasi pada sudut serang

20o dan sudut sirip 20°:

Goal

(52)

mempengaruhi performansi dari pesawat model. Berikut adalah perhitungan dihasilkan tiap sudut serang airfoil pesawat.

Tabel 4.13 Nilai koefisien angkat terhadap sudut serang dan sudut sirip

Sudut Sirip

0 0,253938546 0,551252217 0,796177689 5 0,633205092 0,906287581 0,977941626

10 0,890609423 1,034751675 1,209794906

15 0,998293427 1,19010278 1,317717571

(53)

Gambar 4.31 Diagram batang koefisien angkat vs sudut serang tiap sudut sirip

Seperti terlihat pada diagram diatas, nilai koefisien angkat airfoil terkecil adalah saat keadaan airfoil berada pada sudut serang 0° dan sudut sirip 0°. Dan nilai koefisien angkat terbesar adalah pada saat keadaan airfoil berada pada sudut serang 15° dan sudut sirip 20°.

Berikut ini adalah tabulasi dan diagram batang nilai koefisien hambat yang dihasilkan tiap sudut serang airfoil pesawat.

Tabel 4.14 Nilai koefisien hambat terhadap sudut serang dan sudut sirip 0

0 0,02491205 0,051157892 0,086945723 5 0,0448325033 0,082969349 0,138927172

10 0,089090627 0,130298216 0,18574177

15 0,152958899 0,243897056 0,329545209

(54)

Gambar 4.32 Diagram batang koefisien hambat vs sudut serang tiap sudut sirip

Terlihat pada grafik di atas, koefisien hambat terkecil terjadi pada saat airfoil berada pada sudut serang 0° dan sudut sirip 0°. Dan koefisien drag terbesar adalah pada airfoil dengan keadaan sudut serang 15° dan sudut sirip 15°.

Gambar 4.33 Grafik koefisien angkat & hambat VS sudut serang tiap sudut sirip 0

(55)

(56)

BAB V terkecil terjadi pada sat yang sama dimana posisi airfoil berada pada sudut serang

0° dan sudut sirip 0° yaitu sebesar dan .

2. Semakin besar sudut sirip yang diberikan pada airfoil semakin besar pula koefisien angkat dan koefisein hambat yang terjadi pada airfoil sayap, namun terjadi penurunan koefisien angkat pada saat sudut serang airfoil berada pada 20°.

3. Pada simulasi kondisi Stall terjadi pada saat sudut serang airfoil berada diantara 15° dan 20°

5.2 Saran

Adapun saran yang diberikan pada penelitian selanjutnya adalah sebagai berikut:

1. Lebih menguasai CFD sehingga dapat melakukan pengujian secara maksimal.

2. Lebih banyak membuat viariasi sudut sedang serang dan sudut sirip sayap pada saat melakukan simulasi.