BAB II DASAR TEORI
2.1 Prinsip Bernoulli
Prinsip Bernoulli adalah sebuah istilah di dalam mekanika fluida menyatakan bahwa pada suatu aliran fluida, peningkatan pada kecepatan fluida akan menimbulkan penurunan tekanan pada aliran tersebut. Prinsip ini sebenarnya merupakan penyederhanaan dari Persamaan Bernoulli yang menyatakan bahwa jumlah energi pada suatu titik di dalam suatu aliran tertutup sama besarnya dengan jumlah energi di titik lain pada jalur aliran yang sama.
2.1.1 Aliran Tak-termampatkan
Aliran tak-termampatkan adalah aliran fluida yang dicirikan dengan tidak berubahnya besaran kerapatan massa (densitas) dari fluida di sepanjang aliran tersebut. Bentuk Persamaan Bernoulli untuk aliran tak-termampatkan adalah sebagai berikut :
………. (2.1)
dimana :
= kecepatan fluida
= percepatan gravitasi bumi
= ketinggian relatif terhadap suatu referensi = tekanan fluida
= densitas fluida
Persamaan di atas berlaku untuk aliran tak-termampatkan dengan asumsi-asumsi sebagai berikut :
Aliran bersifat tunak ( steady state )
Tidak terdapat gesekan ( inviscid )
Dalam bentuk lain, Persamaan Bernoulli dapat dituliskan sebagai berikut :
2.1.2 Aliran Termampatkan
Aliran termampatkan adalah aliran fluida yang dicirikan dengan berubahnya besaran kerapatan massa (densitas) dari fluida di sepanjang aliran tersebut. Persamaan Bernoulli untuk aliran termampatkan adalah sebagai berikut :
………...(2.3) dimana :
= energi potensial gravitasi per satuan massa, jika gravitasi konstan maka
= entalpi fluida per satuan massa Catatan :
...………(2.4)
dimana adalah energi termodinamika per satuan massa, juga disebut sebagai energi internal spesifik.
2.2 Klasifikasi Aliran
Secara umum fenomena aliran pada airfoil dapat dikategorikan menjadi dua yaitu aliran internal dan aliran eksternal.
2.2.1 Aliran Internal
Aliran internal adalah aliran yang mengalir, yang dibatasi oleh suatu batasan atau boundary berupa benda solid, seperti pipa atau dinding. Karena aliran sifatnya
viscous maka pada dinding terjadi lapisan batas di mana di dalam lapisan batas
pengaruh viskositas relatif besar sehingga profil kecepatan tidak uniform.
2.2.2 Aliran Eksternal
Aliran yang melingkupi suatu bodi disebut aliran eksternal. Pada gambar 2.1 dibawah ini memperlihatkan suatu airan viscous eksternal yang melingkupi suatu
Gambar 2.1 Aliran viscous melingkupi sebuah airfoil (Cebeci, T., 1999)
Dalam suatu aliran eksternal sering terjadi keadaan dimana aliran fluida mengalir diperlambat perlahan-lahan tanpa gesekan sampai benar-benar berhenti (kondisi viscous) keadaan ini disebut keadaan stagnasi. Selain keadaan stagnasi, keadaan yang sering juga terjadi adalah keadaan dimana fluida berseparasi (pemisahan aliran), keadaan ini disebut titik separasi (sparation point). Pada gambar 2.2 diperlihatkan terjadinya titik separasi.
2.3 Fluida Riil (Fluida Viscous)
2.3.1 Boundary Layer
Boundary layer adalah lapisan batas tipis yang terbentuk dekat solid surface
pada tempat fluida mengalir, dimana pengaruh viskositas relatif besar. Aliran yang berada diluar boundary layer tidak ada pengaruh sehingga aliran dapat diberlakukan sebagai inviscid flow.
Hal-hal yang mempengaruhi sifat aliran tersebut adalah pressure gradient, kekasaran permukaan, heat transfer, gaya-gaya bodi dan gangguan-gangguan pada aliran bebas. Aliran dikatakan laminar bila , dan aliran dikatakan turbulen bila , dimana tidak terjadi gangguan-gangguan eksternal pada aliran. Gambar 2.3 menunjukkan lapisan batas yang terbentuk ketika fluida mengalir diatas pelat datar.
2.3.2 Gaya Geser
Boundary layer adalah lapisan tipis pada solid surface dimana pengaruh gaya
geser relatif besar. Bila kita perhatikan gaya-gaya yang bekerja pada partikel fluida yang mengalir dekat permukaan padat, maka kita akan lihat bahwa ada gaya geser yang memperlambat gerakan aliran tersebut untuk gradiasi tekanan macam apapun, seperti terlihat pada gambar 2.4 dibawah ini
Gambar 2.4 Gaya geser memperlambat aliran (Prandtl, 2009)
2.3.3 Bilangan Reynolds ( Reynolds Number)
Seorang ahli fisika bernama Reynolds telah melakukan percobaan – percobaan dengan mengalirkan udara ke dalam pipa – pipa yang berlainan ukurannya. Bila kerapatan dan viskositan tetap, ternyata aliran udara laminar akan berubah menjadi aliran pusar (turbulent) pada suatu kecepatan tertentu dan besar kecepatan ini berbanding terbalik dengan diameter pipa yang dipakai. Bila aliran udara melewati suatu benda, maka dapat disimpulkan bahwa besar bilangan reynolds tersebut adalah :
Berbanding lurus dengan density udara Berbanding lurus dengan kecepatan udara
Berbanding lurus dengan ukuran / panjang benda Berbanding terbalik dengan koefisien viskositas
Dari hasil percobaan tersebut ditemukan bilangan yang tak berdimensi yang selanjutnya disebut Bilangan Reynolds dan dapat dirumuskan sebagai berikut :
………...(2.5)
Dimana :
Re = Bilangan Reynolds (Reynolds Number)
= density udara (kg/ ) V = kecepatan udara (m/det)
C = Chord airfoil
µ = viskositas dinamik (kg/m.s)
Batas dimana aliran laminar berubah menjadi aliran turbulan disebut dengan bilangan Reynolds Kritis (Critical Reynolds Number) . Karena Reynolds Number tergantung pada densitas dan viskositas, maka bila ketinggian berubah maka bilangan Reynolds pun ikut berubah, misalkan bila ketinggian bertambah maka bilangan Reynoldsnya akan turun.
2.4 Gaya dan Momen Aerodinamika
Ada empat kata yang selalu muncul dalam aerodinamika yaitu tekanan,
density, temperatur dan kecepatan aliran.
2.4.1 Tekanan
Tekanan adalah gaya normal per unit luasan permukaan akibat perubahan momentum di atas permukaan. Tekanan adalah sebuah titik dalam fluida atau sebuah titik di atas solid surface yang bervariasi dari satu titik terhadap yang lain. Perhatikan titik B dalam elemen volume fluida (gambar 2.5)
Gambar 2.5 Ilustrasi kecepatan aliran dan streamline (John D. Anderson, 2005) = elemen luasan pada B
= gaya pada dA akibat tekanan
Tekanan pada titik B dari fluida adalah (John D. Anderson,2005) :
( ) ..……….(2.6)
Tekanan (P) adalah bentuk limit dari gaya per unit luasan, dimana luasan cenderung mengecil mendekati nol pada titik B. jelas bahwa tekanan adalah sifat titik (point property) dan memiliki perbedaan nilai dari satu titik ke titik yang lain dalam fluida.
2.4.2 Density
Density didefinisikan sebagai massa per unit volume. Analog dengan tekanan, density adalah point properti bahwa dapat bervariasi dari satu titik ke titik lain.
Lihat titik B dalam fluida (gambar 2.5).
= elemen volume fluida
=elemen massa fluida dengan volume dV sehingga density titik B adalah (john D. Anderson, 2005) :
2.4.3 Temperatur
Sifat penting untuk high-speed aerodinamika temperature T dari gas berbanding langsung dengan energi kinetik rata-rata molekul fluida. Bila temperatur tinggi, molekul-molekul gas dan atom, bergerak secara random dengan kecepatan tinggi, sebaliknya gerakan random molekul relatif lambat/pelan pada temperatur rendah. Temperatur juga point property fluida.
2.4.4 Kecepatan Aliran
Arah perhatian aerodinamika adalah gerakan fluida atau kecepatan fluida. Gerakan elemen fluida sebagai aliran steady bila sepanjang aliran tidak ada fluktuasi terhadap waktu atau disebut streamline. Streamline dalam medan aliran digunakan untuk memvisualisasikan gerakan fluida.
Secara umum kasus-kasus aerodinamika, gaya dan momen-momen di atas bodi diakibatkan/berasal dari dua sumber :
1. Distribusi tekanan diatas permukaan bodi
2. Distribusi tegangan geser diatas permukaan bodi
Tekanan dan tegangan geser memiliki dimensi gaya per unit luasan.
( ⁄ ⁄ )
Gambar 2.6 Ilustrasi tekanan dan tegangan geser di atas permukaan aerodinamika (John D. Anderson, 2005)
Tekanan (P) bekerja normal terhadap permukaan dan tegangan geser bekerja tangensial terhadap permukaan. Shear stress adalah akibat “tugging action” di atas permukaan yaitu oleh gesekan antara bodi dengan fluida. Pada gambar 2.7 menunjukkan nomen clature untuk gabungan distribusi tekanan dan tegangan geser diatas permukaan.
Gambar 2.7 Nomen clature untuk gabungan distribusi tekanan dan tegangan geser di atas permukaan bodi 2-D (John D. Anderson, 2005)
2.4.5 Pusat Tekanan (Center of Pressure)
Jika gaya aerodinamika di atas bodi yang dispesifikasikan dalam bentuk gaya resultan tunggal R. atau komponen-komponennya sebagai N dan A, gaya resultan akan bekerja pada bagian bodi dimana menghasilkan efek yang sama sebagaimana distribusi tekanan.
Bila terdapat tekanan dan tegangan geser yang terdistribusi dipermukaan airfoil dan dalam kasus ini karena airfoil diasumsikan tipis, sehinggan gaya aksial diasumsikan bekerja pada chord line, maka momen aerodinamika hanya akan didominasi oleh gaya normal, dengan lengan gaya searah dengan sumbu x.
Gambar 2.8 Pusat tekanan pada airfoil (John D. Anderson, 2005)
= Center of Pressure
= titik kerja gaya resultan dimana mengacu ke suatu integrasi momen dan gaya terdistribusi adalah = 0
ditentukan dengan mudah atas dasar keseimbangan momen (John D. Anderson,
2005) :
( ) ……..………...(2.8)
Dimana,
Momen yang diakibatkan gaya-gaya aksial dianggap nol, harus dengan asumsi bahwa airfoil sangat tipis, sehingga harga y pada upper/lower surface dapat di abaikan.
Gambar 2.9 Suatu cara yang sama untuk menspesifikasikan gaya dan momen diatas airfoil (John D. Anderson, 2005)
2.5 Pathlines, Streaklines, dam streamlines
Gambaran visual dari suatu fenomena aliran fluida sangat penting artinya. Hal ini dikarenakan akan mempermudah analisis garis-garis aliran. Garis-garis aliran tersebut dapat berupa pathlines, streaklines, dan streamlines.
Pathlines adalah jalan yang merupakan jejak yang dibuat oleh suatu partikel
yang bergerak. Untuk menapatkan suatu pathlines, dapat didefinisikan sebuah partikel fluida yang bergerak pada suatu saat tertentu dari satu titik ke titik lainnya. Garis yang merupakan jejak yang ditempuh oleh partikel fluida dari titik pertama ke titik kedua adalah pathlines.
Pada streaklines, bila setiap titik yang dilalui oleh partikel fluida dalam suatu aliran dihubungkan satu dengan lainnya dengan sebuah garis maka garis tersebut disebut dengan streamlines.
Streamlines adalah garis-garis yang dibuat sedemikian rupa didalam medan
kecepatan, sehingga setiap saat garis-garis tersebut akan searah dengan arah aliran disetiap titik pada medan kecepatan tersebut. Karena arah dari streamlines selalu sama dengan arah vektor-vektor kecepatan disetiap titik pada medan kecepatan maka tidak ada aliran yang memotong streamlines tersebut.
2.6 Airfoil
Airfoil adalah salah satu bentuk bodi aerodinamika sederhana yang berguna
untuk dapat memberikan gaya angkat tertentu terhadap suatu bodi lainnya ketika melintasi atau dilintasi fluida yang mengalir. Pada pesawat, airfoil adalah bentuk sayap pesawat yang dapat menghasilkan gaya angkat (lift) atau efek aerodinamika ketika melewati suatu aliran. Airfoil merupakan bentuk dari potongan melintang sayap yang dihasilkan oleh perpotongan tegak lurus sayap terhadap pesawat, dengan kata lain airfoil merupakan bentuk sayap secara dua dimensi seperti pada gambar 2.10 berikut.
Gambar 2.10 Terminologi suatu airfoil (Charles. Dole dan James E. Lewis, 2002)
Dari gambar terminologi suatu airfoil diatas, dapat dijelaskan lebih rinci sebagai berikut :
1. Leading edge, merupakan bagian permukaan paling depan dari airfoil. 2. Trailing edge, merupakan bagian permukaan paling belakang dari airfoil. 3. Mean chamber line, merupakan garis pertengahan yang membagi antara
permukaan bagian atas dan bawah dari airfoil.
4. Chord line, merupakan garis lurus yang menghubungkan leading edge dan
trailing edge.
5. Chord, merupakan perpanjangan dari chord line mulai dari leading edge hingga trailing edge. Dengan kata lain, chord adalah karakteristik dimensi
longitudinal dari suatu airfoil.
6. Maximum chamber, merupakan jarak antara mean chamber line dengan chord line. Maximum chamber membantu mendefinisikan bentuk dari mean chamber line.
7. Maximum thickness, merupakan ketebalan maksimum dari suatu airfoil, dan menunjukkan presentase dari chord. Maximum thickness membantu mendefinisikan bentuk dari airfoil dan juga performa dari airfoil tersebut.
Pada gambar 2.11 menunjukkan nomen cloture hubungan relative wind dengan angle
of attack serta gaya-gaya yang timbul akibat efek aerodinamika seperti gaya lift
dan gaya drag.
Gambar 2.11 Nomen clature hubungan relative wind dengan angle of attack (John D. Anderson, 2005)
Sudut serang atau Angle of attack adalah istilah yang dipakai di dinamika mengalir untuk menjelaskan sudut yang dibentuk antara garis chord pada airfoil dengan vektor kecepatan fluida yang melintasi airfoil.
Drag atau hambatan dalam penerbangan terdiri dari dua jenis parasite drag dan induced drag. Disebut parasite drag karena tidak ada fungsinya sama sekali untuk
membantu pesawat untuk dapat terbang, sedangkan yang kedua disebut induced karena dihasilkan atau terbuat dari hasil kerja sayap yang membuat gaya angkat (lift).
Parasite drag sendiri terdiri dari dua komponen, yaitu :
1. Form drag, yang terjadi karena gangguan pada aliran udara melalui airfoil, 2. Skin friction, hambatan dari gesekan dengan permukaan airfoil.
Dari kedua jenis parasite drag, form drag adalah yang palin mudah untuk dikurangi pada waktu merancang sebuah airfoil. Secara umum, makin streamline bentuk airfoil maka akan menghasilkan bentuk yang mengurangi parasite drag.
Skin friction adalah jenis parasite drag yang paling sulit untuk dikurangi.
Tidak ada permukaan yang halus secara sempurna. Bahkan permukaan yang dibuat dengan mesin pada waktu diperiksa menggunakan alat/kaca pembesar, mempunyai permukaan kasar yang tidak rata. Permukaan yang kasar ini akan membelokkan aliran streamline udara pada permukaan, menghasilkan hambatan pada aliran yang lancar. Skin friction ini bisa dikurangi dengan memakai cat/finish glossy yang rata dan mengurangi permukaan yang kasar dan tidak rata.
Gravitasi adalah gaya tarik yang menarik semua benda ke pusat bumi. Center
of Gravity (CG) bisa dikatakan sebagai titik dimana semua berat airfoil
terpusat.airfoil akan seimbang di keadaan apapun jika airfoil ditahan tepat di titik
center of gravity. Center of gravity juga adalah sesuatu yang sangat penting karena
posisinya sangat berpengaruh pada kesetabilan sebuah pesawat terbang. Posisi dari center of pressure (CP) akan berpindah, maka titik center of gravity (CG) berada tidak jauh dari center of pressure atau biasanya CG ditentukan pada lokasi ketebalan maksimum pada airfoil.
Lift atau gaya angkat adalah gaya yang arahnya tegak lurus dengan arah relative wind, dan dihasilkan oleh efek dinamis dari udara yang beraksi di airfoil.
Timbulnya gaya angkat pada airfoil dapat dijelaskan dengan hukum Bernoulli dimana tekanan akan turun jika kecepatan bertambah besar dan begitu juga sebaliknya. Airfoil yang dialiri fluida pada sudut serang tertentu maka kecepatan aliran fluida di permukaan atas airfoil akan lebih cepat dari permukaan bawah airfoil. Perbedaan tekanan inilah yang menimbulkan perbedaan tekanan permukaan atas dan bawah airfoil sehingga airfoil akan terdorong keatas yang disebut gaya angkat/lift
force.
Dalam perkembangannya, terutama eksperimental aerodinamik, gaya-gaya maupun momen aerodinamik lebih banyak dinyatakan dalam koefisien tak berdimensi (dimension less coefficient). Untuk itu dikenal lebih dahulu mengenai
dynamic pressure dari free stream dapat dilihat pada rumus (John D. Anderson,
2005) :
………...………...(2.9)
Satuan dan dimensinya sama dengan tekanan.
Disamping , dikenal juga apa yang disebut panjang dan luasan karakteristik (characteristic surface/characteristic length).
Beberapa koefisien dari gaya dan momen didefinisikan sebagai berikut (John D. Anderson, 2005) :
Lift coefficient :
Drag coefficient :
Normal force coefficient :
Axial force coefficient :
Momen coefficient :
Contoh panjang dan luasan permukaan karakteristik.
Gambar 2.12 Luasan referen dan panjang referen (John D. Anderson, 2005) Area (S)
Chord ( C )
Symbol-simbol dan huruf besar seperti dan adalah koefisien gaya dan momen untuk bodi 3D, airplane atau sayap terbatas. Sedangkan untuk bodi 2D diberikan sebagai gaya dan momen per unit span menggunakan huruf kecil
Sehingga :
Dimana luasan referen S = c x b
Dua tambahan kuantitas tanpa dimensi (John D. Anderson, 2005):
Pressure coefficient :
Skin friction coefficient : Dimana adalah tekanan free stream.
Lift dan drag tersedia pada bermacam-macam kecepatan pada saat pesawat
terbang datar dan tidak berakselerasi, proporsi CL (Coefficient of Lift) dan CD (Coefficient of Drag) dapat dihitung pada setiap angle of attack tertentu. Hasil plotting untuk rasio lift/drag (L/D) pada angle of attack tertentu menunjukkan bahwa L/D bertambah ke maksimum kemudian berkurang pada koefisien lift dan angle of
attack yang lebih besar seperti terlihat pada gambar 2.13. perhatikan bahwa
maksimum rasio lift/drag (L/D max) terjadi pada angle of attack dan koefisien yang tertentu. Jika pesawat beroperasi pada penerbangan yang stabil pada L/D max, maka total drag adalah minimum. Angle of attack apapun yang lebih kecil atau lebih besar dari yang ada di L/D max akan mengurangi rasio lift/drag dan konsekwensinya menambah total drag dari gaya angkat yang diberikan pesawat.
Gambar 2.13 Grafik karakteristik suatu airfoil (Eryzz )
2.6.1 Leading Edge Slot
Leading edge slot adalah salah satu alat mempertinggi gaya angkat dengan
cara mengendalikan lapis batas. Leading edge slot terdiri dari airfoil kecil yang disebut slat, terpasang di depan leading edge sehingga membentuk celah (slot) dengan leading edge pada sayap. Dengan slot ini akan mengalir udara yang bertekanan tinggi pada permukaan bawah ke permukaan atas sayap. Aliran udara ini merupakan energi tambahan guna mencegah terjadinya separasi aliran. Pada sudut serang rendah, pemakaian leading edge slot tidak terlalu berpengaruh karena belum ada kecenderungan terjadi separasi. Tetapi dengan sudut serang yang semakin tinggi, kecenderungan terjadinya separasi aliran terhambat sehingga koefisian gaya angkat bertambah terus, dan stall terjadi pada sudut serang yang lebih tinggi dari pada tanpa
slot. Kurva koefisien gaya angkat versus sudut serang antara sayap tanpa flap (bare wing) dengan sayap dengan leading edge slot, terlihat pada gambar 2.15.
Gambar 2. 14 Leading Edge Slot (http://www.fubarhill.com/stol.html)
Gambar 2.15 Kurva vs untuk leading edge slot (http://www.armchairgeneral.com)
Dengan pemakaian slot, sudut serang stall bisa meningkat dari 15 sampai 25 derajat, dan koefisien gaya angkat maksimum (CLmax) bisa bertambah 60%. Pada
flap leading slot, terjadinya momen akibat bergesernya Cp ke belakang sangat kecil.
kecepatan rendah, juga berharga sangat kecil. Meskipun pemakaian leading edge
slot, menghasilkan CLmax yang lebih besar dari pada trailing edge flap namun ada
beberapa kerugian :
Pada kecepatan rendah dan sudut serang tinggi gaya seret sangat kecil, sehingga tidak menguntungkan untuk proses pendaratan.
Pada sudut serang rendah dan kecepatan tinggi, slat di depan leading edge cenderung merusak aliran udara di atas sayap sehingga meningkatkan gaya seret.
CLmax tercapai hanya saat sudut serang tinggi, sehingga posisi pesawat saat lepas landas ataupun mendarat sangat tegak. Posisi ini akan memperburuk pandangan ( visibilitas ) pilot.
Gambar 2.16 Geometri fixed leading edge slot (Andy Lennon)
2.6.2 Airfoil NACA
NACA (National Advisory Commite for Aeronautics) merupakan standar dalam perencanaan suatu airfoil. Perencanaan airfoil pada dasarnya bersifat khusus dan dibuat menurut selera serta sesuai dengan kebutuhan dari pesawat yang akan
dibuat. Akan tetapi NACA menggunakan bentuk airfoil yang disusun secara sistematis dan rasional NACA mengidentifikasikan bentuk airfoil dengan menggunakan sistem angka kunci seperti seri “satu”, seri “enam”, seri “empat
angka”, dan seri “lima angka”.
Berikut adalah identifikasi angka-angka dari seri NACA tersebut :
1. Seri “Satu”
Angka pertama adalah menunjukkan serinya.
Angka kedua menunjukkan letak tekanan minimum dalam persepuluh chord dari trailing edge.
Angka ketiga menunjukkankoefisien gaya angkat (cl) rancangan dalam persepuluh chord.
Dua angka terakhir menunjukkan maksimum thickness atau ketebalan maksimum dalam perseratus chord.
Contoh airfoil dengan NACA 16-123, angka 1 adalah serinya (seri satu angka), memiliki letak tekanan minimum 60 % chord dari trailing edge, memiliki koefisien gaya angkat rancangan 0.1 dan menunjukkan ketebalan maksimum 23 % chord.
Gambar 2.17 Airfoil NACA seri “satu” (Garry A. Flandro, 2012) 2. Seri “Enam”
Angka pertama menunjukkan serinya.
Angka kedua menunjukkan letak tekanan minimum dalam sepersepuluh
Angka ketiga menunjukkan koefisien gaya angkat (cl) rancangan dalam sepersepuluh chord.
Dua angka terakhir adalah maksimum thickness dalam sepersepuluh chord. Misalnya untuk airfoil dengan NACA 65-218, angka 6 adalah serinya (seri enam angka), tekanan minimm terjadi pada 0.5c untuk distribusi tebal simetrik/dasar pada gaya angkat nol, memiliki koefisien gaya angkat rancangan cl 0.2c dan tebal maksimum 18% chord. Airfoil jenis ini dirancang sebagai airfoil laminar untuk kecepatan tinggi, dirancang untuk menghasilkan clmax yang tinggi dan cd yang lebih rendah pada cl yang tinggi.
Gambar 2.18 Airfoil NACA seri “enam” (Garry A. Flandro, 2012)
3. Seri “Tujuh”
Angka pertama adalah serinya.
Angka kedua adalah letak tekanan maksimum pada bagian upper surface perseratus chord.
Angka ketiga adalah letak tekanan maksimum pada bagian lower surface perseratus chord.
Satu huruf menunjukkan profil standar dari airfoil.
Angka kelima adalah koefisien gaya angkat rancangan dalam persepuluh
chord.
Contoh airfoil NACA 71-2A315, angka 7 adalah serinya, mempunyai letak tekanan minimum 10 % chord dari trailing edge pada upper surface, letak tekanan minimum pada lower surface pada 20 % chord dari trailing edge, menggunakan standar “A”
airfoil, memiliki koefisien gaya angkat rancangan 0.3, dan mempunyai ketebalan
maksimum 15 % chord.
4. Seri “Delapan”
Identifikasi pada airfoil ini sama dengan airfoil pada seri 7, namun angka 8 merupakan serinya. Airfoil seri delapan merupakan airfoil superkritis, di desain supaya aliran udara yang melewati bagian upper dan lower surface pada airfoil dibuat lebih maksimum dan drag yang dihasilkan seminim mungkin. Ciri-ciri airfoil ini mempunyai chamber yang besar, dan radius yang besar pada leading edge, biasanya digunakan pada pesawat yang mempunyai kecepatan transonic (1>M>1).
5. Seri “Empat Angka”
Angka pertama adalah maksimum chamber dalam perseratus chord.
Angka kedua adalah posisi maksimum chamber pada chord line dalam sepersepuluh chord dari leading edge.
Dua angka terakhir dalam maksimum thickness dalam seperseratus chord. Misalnya untuk airfoil dengan NACA 2412 (seri empat angka) memiliki chamber maksimum 0.02c terletak di 0.4c dari leading edge, dan maximum thickness atau tebal maksimum 0.12c. dalam praktek, umumnya angka-angka ini dinyatakan dalam persen tali busur, yaitu chamber 2% di 40%c dengan tebal 12%.
Untuk airfoil simetris, yang mempunyai bentuk tali busur yang sama antara bagian atas dengan bawahnya merupakan airfoil dengan chamber nol. Contohnya adalah
airfoil dengan NACA 0015, memiliki chamber dengan nilai yang nol dan
mempunyai ketebalan maksimum 15%.
Gambar 2.20 Airfoil NACA simetris (Garry A. Flandro, 2012)
6. Seri “lima angka”
Bila angka pertama dikalikan 3/2 memberikan koefisien gaya angkat (cl) rancangan dalam sepersepuluh.
Dua angka berikutnya, bila dibagi dua menunjukkan letak maksimum
chamber di chord dalam seperseratus chord diukur dari leading edge.
Dua angka terakhir menunjukkan maksimum thickness dalam seperseratus
chord.
Misalnya untuk airfoil dengan NACA 23012, memiliki koefisien gaya angkat rancangan 0.3, chamber maksimum terletak di 0.15c, dan tebal maksimum 0.12c. koefisien gaya angkat rancangan adalah koefisien gaya angkat teoritis airfoil dengan arah aliran bebas sejajar dengan garis singgung mean chamber line di leading edge.
