BAB 4 HASIL DAN PEMBAHASAN

(1)

BAB 4 HASIL DAN PEMBAHASAN

4.1 Karakteristik Aliran Fluida NACA 2412 dan NACA 4415

Simulasi Computational Fluid Dynamic didapatkan visualisasi gambar aliran fluida berdasarkan tekanan dan kecepatan terhadap sudut serang. Desain airfoil digunakan untuk mendapatkan gaya angkat yang maksimal pada suatu pesawat.

Gaya angkat sendiri disebabkan dari perbedaan kecepatan udara pada permukaan airfoil atas dan bawah dimana nilai besar kecilnya tergantung pada kecepatan fluida yang melintasi permukaan airfoil. Nilai sudut serang dari posisi airfoil menyebabkan suatu pesawat stall karena perbedaan tekanan yang terjadi seiring kenaikan dari sudut serang yang dominan ke arah vertikal sehingga gaya angkat berkurang dan gaya hambat bertambah. Leading Edge adalah bagian depan airfoil pada sayap pesawat yang biasanya berbentuk cembung, trailing edge adalah bagiang belakang airfoil pada sayap pesawat yang berbentuk runcing pada umumnya dan stall adalah peristiwa berkurang atau hilangnya coefficient lift yang disebabkan oleh airfoil karena posisi sudut serang yang terlalu besar. Warna merah pada gambar mengindikasikan bahwa tekanan yang melewati airfoil besar dan warna biru menunjukan tekanan yang melewati airfoil kecil. Perbandingan sudut serang yang dilakukan mengakibatkan perbedaan yang mendasar terhadap visualisasi kontur tekanan dan kecepatan pada kedua airfoil dikarenakan semakin besar sudut serang yang diberikan maka aliran fluida yang mengalir pada airfoil semakin besar pula menghantam permukaan bagian bawah maupun atas dari airfoil.

Penjelasan diatas berkaitan dengan hasil visualisasi kontur terhadap tekanan pada airfoil yang dialiri fluida sebagai berikut:

(2)

Gambar 4.1 Perbedaan Kontur Tekanan Sudut Serang 0^o NACA 2412 dan NACA 4415

Gambar 4.1 Perbedaan Kontur Tekanan Sudut Serang 0ô NACA 2412 dan NACA 4415 posisi airfoil dapat dilihat berbentuk horizontal dengan aliran fluida mengalir dari depan dan melewati airfoil hingga bagian belakang. Dikarenakan posisi airfoil horizontal maka pada bagian leading edge pada ujung airfoil terlihat gradasi warna merah kecil dimana dapat dijelaskan bahwa aliran fluida menghantam dan menyebabkan tekanan di bagian ujung dari airfoil, namun pada NACA 2412 tekanan yang terjadi lebih kecil dari NACA 4415 dari keseluruhan area yang terjadi kenaikan tekanan dan saat sudut 0ô airfoil tidak mengalami tekanan yang terlalu berarti di bagian bawah dan atas permukaan pada kedua airfoil dengan terlihat warna biru dan hijau cerah yang menandakan bahwa fluida hanya melewati pada kedua sisi airfoil serta kecil adanya pengaruh gaya angkat dan gaya hambat pada sudut serang 0ô dan pada bagian trailing edge terjadi pertemuan antara kedua sisi yaitu bawah dan atas permukaan airfoil terjadi benturan aliran fluida yang menyebabkan tekanan. Pada gambar 4.1 disimpulkan NACA 4415 lebih di menguntungkan dibandingkan NACA 2412 dikarenakan area yang mengalami tekanan lebih besar sehingga menyebabkan gaya angkat pada sayap pesawat lebih tinggi.

(3)

Gambar 4.2 Perbedaan Kontur Tekanan Sudut Serang 5^o NACA 2412 dan NACA 4415 posisi airfoil dapat dilihat aliran fluida mengalir dari depan dan melewati airfoil hingga bagian belakang. Kontur tekanan pada NACA 2412 di bagian atas permukaan airfoil lebih kecil dikarenakan bentuk dari airfoil lebih simetris maka aliran fluida lebih mudah melewati tanpa adanya halangan yang berarti dibandingkan dengan NACA 4415 yang berbentuk lebih cembung ke atas sehingga aliran fluida pada permukaan bawah memiliki tekanan yang merata dikarenakan aera yang ditabrak fluida lebih banyak. Pada sudut serang ini NACA 2412 lebih menguntungkan dikarenakan terlihat memiliki nilai gaya angkat yang lebih besar dibandingkan NACA 4415 karena memiliki bentuk airfoil tipis dan mudah dipengaruhi tekanan apabila terkena aliran fluida.

(4)

Gambar 4.3 Perbedaan Kontur Tekanan Sudut Serang 10^o NACA 2412 dan NACA 4415 posisi airfoil dapat dilihat aliran fluida mengalir dari depan dan melewati airfoil hingga bagian belakang, sama halnya dengan sudut serang sebelumnya, pada sudut serang 10^o tidak terjadi perubahan yang berarti namun dikarenakan penambahan sudut serang yang diberikan menyebabkan area dari permukaan bawah kedua airfoil mengalami penambahan tekanan. NACA 2412 mengalami titik tekanan yang lebih besar dikarenakan moncong dari bentuk airfoil yang lebih runcing, sedangkan NACA 4415 terlihat area yang dibebani tekanan lebih merata dibandingkan NACA 2412. Pada sudut serang ini NACA 2412 lebih menguntungkan dikarenakan memiliki nilai gaya angkat yang lebih besar.

Gambar 4.4 Perbedaan Kontur Tekanan Sudut Serang 15^o NACA 2412 dan NACA 4415 terlihat aliran fluida mengalir pada permukaan leading edge tidak terjadi tekanan yang begitu besar dikarenakan bentuk dari airfoil yang melengkung ke atas dari kedua airfoil. Bagian bawah permukaan airfoil terjadi benturan antara fluida mengakibatkan permukaan bawah pada airfoil jauh lebih besar dari permukaan atas yang berarti didapatkan nilai coefficient lift tinggi pada sudut serang 15^o yang berpengaruh terhadap pesawat dapat terbang ataupun naik sempurna dengan kecepatan yang telah ditentukan. NACA 2412 memiliki gradasi warna yang lebih terang yang menunjukan nilai dari gaya angkat yang dimiliki lebih besar dibandingkan NACA 4415, namun ada kerugian pada sudut serang ini dimana

(5)

semakin kecil sudut serang yang diberikan maka lebih mudah terjadi stall pada nilai yang memiliki coefficient lift lebih besar. Tipe pesawat dari penelitian ini memiliki desain untuk bisa menjaga keseimbangan pada ketinggian tertentu agar tidak terjadi stall, maka dari itu NACA 4415 lebih menguntungkan walaupun memiliki gradasi warna pada area yang terjadi tekanan.

Gambar 4.5 Perbedaan Kontur Tekanan Sudut Serang 20^o NACA 2412 dan NACA 4415 terlihat aliran fluida yang melewati airfoil menyebabkan tekanan pada atas leading edge sangat minim karena pada sudut serang ini tipe airfoil NACA rata-rata telah terjadi stall. NACA 2412 pada gambar 4.5 terlihat telah terjadi stall dikarenakan pada bagian atas dan bawah dari airfoil telah mengalami tekanan yang sangat besar, dimana pada sudut ini NACA 2412 telah kehilangan aerodinamisnya.

NACA 4415 pada permukaan atas terlihat tekanan yang terjadi masih kecil dimana dapat disimpulkan pada NACA 4415 belum terjadi stall. Kesimpulan yang didapatkan pada sudut serang ini adalah NACA 4415 memiliki sudut serang lebih tinggi sebelum terjadinya stall saat mengudara.

(6)

Gambar 4.6 Perbedaan Kontur Tekanan Sudut Serang 25^o NACA 2412 dan NACA 4415 posisi airfoil dapat dilihat aliran fluida mengalir dari depan dan melewati airfoil hingga bagian belakang. Kedua NACA pada sudut ini terlihat telah terjadi stall, pada NACA 2412 permukaan atas dari airfoil tidak mengalami tekanan yang mengartikan bahwa aliran fluida yang mengalir pada bagian ini tidak mengalir hingga trailing edge. Walaupun NACA 4415 masih memiliki tekanan yang pada permukaan atas tidak berarti pada sudut ini tidak terjadi stall, gaya angkat yang berlebih akan menyebabkan sayap pesawat menjadi terbalik dan memungkinkan terjadinya retakan yang mampu membuat pesawat hilang kendali saat mengudara. Gambar 4.6 sangat merugikan apabila seorang pilot melakukan manuver dengan sudut serang 25^o.

Gaya angkat terjadi apabila lintasan diatas permukaan airfoil lebih panjang dari pada bagian bawah permukaan airfoil, dimana semakin panjang lintasan yang dilalui oleh suatu fluida maka kecepatan yang dibutuhkan suatu fluida untuk mencapai panjang lintasan tersebut harus lebih cepat pada rentang waktu yang sama, seperti konsep dari persamaan Bernoulli dimana kecepatan dan tekanan itu berbanding terbalik. Stagnasi merupakan keadaan berhentinya suatu fluida dikarenakan suatu faktor tertentu dan separasi adalah terpisahnya suatu aliran fluida yang membentuk suatu individu baru. Warna biru pada gambar menunjukan tidak adanya aktivitas fluida yang bergerak dan warna merah menunjukan indikasi bahwa

(7)

kecepatan fluida mengalir pada airfoil sangat cepat. Penjelasan diatas berkaitan dengan hasil visualisasi kontur terhadap kecepatan pada airfoil berikut:

Gambar 4.7 Perbedaan Kontur Kecepatan Sudut Serang 0^o NACA 2412 dan NACA 4415

Gambar 4.7 Perbedaan Kontur Kecepatan Sudut Serang 0ô NACA 2412 dan NACA 4415 aliran fluida yang mengalir pada airfoil dapat dilihat pada ujung leading edge terjadi stagnasi pada keduanya namun terlihat sangat kecil, sedangkan pada bagian atas airfoil kecepatan aliran fluida yang mengalir terlihat lebih besar sehingga pada sudut serang 0ô NACA 2412 mempunyai gaya angkat namun tidak terlalu besar, sedangkan pada permukaan atas NACA 4415 terlihat kecepatan fluida yang mengalir sangat cepat, sesuai hukum Bernoulli apabila suatu aliran fluida melewati suatu penampang dengan nilai kecepatan yang tinggi maka nilai dari tekanan berbanding terbalik. Bagian trailing edge terbentuk separasi memanjang namun terlihat kecil dan saat posisi 0ô pesawat lebih diuntungkan saat melaju horizontal karena hambatan maupun gaya angkat yang terjadi pada sudut ini sangat kecil pada NACA 4415.

(8)

Gambar 4.8 Perbedaan Kontur Kecepatan Sudut Serang 5^o NACA 2412 dan NACA 4415 aliran fluida yang mengalir melewati airfoil menghantam pada bagian leading edge sehingga menyebabkan pembelahan aliran fluida ke bagian permukaan bawah dan atas pada airfoil, namun pada bagian permukaan atas airfoil kecepatan aliran fluida dari keduanya terlihat lebih cepat yang menandakan tekanan yang terjadi pada permukaan bawah airfoil lebih besar. NACA 4415 memiliki kecepatan fluida yang mengalir lebih besar pada permukaan atasnya, dikarenakan bentuk dari airfoil NACA 4415 lebih cembung dibandingkan NACA 2412 yang menjadi sedikit perbandingan kecepatan aliran dari kedua airfoil ini.

NACA 2412 NACA 4415

(9)

Gambar 4.9 Perbedaan Kontur Kecepatan Sudut Serang 10^o NACA 2412 dan NACA 4415 aliran fluida yang mengalir melewati airfoil menghantam pada bagian leading edge dari kedua airfoil. NACA 2412 pada bagian leading edge laju aliran fluida yang mengalir terlihat memiliki area yang kecil namun nilai yang dimiliki dari NACA 2412 lebih besar dibandingkan NACA 4415. Bentuk airfoil NACA 4415 mempengaruhi dari bentuk aliran yang terjadi pada gambar dikarenakan bentuknya mengurangi hambatan yang terjadi pada kenaikan sudut serang 10^o.

Gambar 4.10 Perbedaan Kontur Kecepatan Sudut Serang 15^o NACA 2412 dan NACA 4415 aliran fluida yang mengalir melewati bagian depan dari leading edge kedua airfoil dan berakhir pada ujung belakang traling edge. NACA 2412 memiliki titik merah kecil pada bagian leading edge dikarenakan aliran fluida mengalami stagnasi pada ujung tersebut sehingga ujung dari leading edge menjadi area dimana aliran fluida mulai terhambat dan hanya sedikit yang mengalir menuju belakang trailing edge. NACA 4415 memiliki bentuk airfoil tidak simetris sehingga aliran fluida pada bagian permukaan atas lebih mudah mengalir hingga bagian tengah permukaan atas pada airfoil namun dikarenakan bentuk ekor dari dari airfoil ini lebih cekung sehingga pada kenaikan sudut serang lebih dari 5^o mengalami separasi yang sangat besar yang mengakibatkan susahnya pesawat untuk dikendalikan.

(10)

Gambar 4.11 Perbedaan Kontur Kecepatan Sudut Serang 20^o NACA 2412 dan NACA 4415 aliran fluida yang mengalir melewati airfoil dengan sudut serang 20^o terjadi stagnasi dan separasi yang lebih besar pada bagian depan leading edge dan trailing edge yang menyebabkan pesawat mampu naik ke atas dikarenakan aliran fluida yang mengalir lebih besar pada bagian tersebut dan aliran fluida yang mengalir melalui permukaan atas airfoil sangat kecil pada NACA 2412. NACA 4415 memiliki area stagnasi dan separasi yang lebih besar dibandingkan NACA 2412 dikarenakan bentuk airfoil dari NACA 4415 lebih cembung sehingga aliran fluida yang mengalir melewati jalur lebih menanjak atau tinggi.

(11)

Gambar 4.12 Perbedaan Kontur Kecepatan Sudut Serang 25^o NACA 2412 dan NACA 4415 aliran fluida yang mengalir pada airfoil terlihat stagnasi pada bagian leading edge sangat besar pada NACA 4415 dimana aliran fluida yang mengalir dibawah airfoil lebih lambat dan untuk kecepatan aliran fluida pada atas permukaan airfoil terjadi pada ujung bagian atas airfoil dan separasi yang terjadi pada gambar terlihat sama dengan sudut serang 20^onamun lebih besar. Semakin besar separasi yang terjadi pada belakang airfoil menyebabkan susahnya dalam pengontrolan pesawat. NACA 2412 telah terjadi stall dikarenakan pada area belakang airfoil kecepatan aliran fluida telah terjadi separasi yang sangat besar dimana mengakibatkan pesawat kehilangan kendali itu sendiri.

4.2 Parameter Aerodinamik Pada Coefficient Lift dan Drag

Penelitian berbasis simulasi Computational Fluid Dynamic menggunakan software didapatkan data berupa nilai dari coefficient lift dan coefficient drag dengan variasi sudut serang. Adapun tujuan dari eksperimen untuk mencari perbandingan nilai coefficient lift dan coefficient drag dari NACA 2412 dan NACA 4415 serta menentukan nilai sudut serang pada airfoil sebelum pesawat kehilangan gaya angkat (stall). Penjelasan diatas berkaitan dengan hasil nilai dari coefficient lift dan coefficient drag terhadap sudut serang pada airfoil sebagai berikut:

Tabel 4.1 Nilai Coefficient Lift terhadap Sudut Serang Sudut Serang NACA 2412 NACA 4415

0^o 0,04 0,1

5^o 0,33 0,26

10^o 0,58 0,42

15^o 0,77 0,58

20^o 0,54 0,71

25^o 0,50 0,52

(12)

Tabel 4.2 Nilai Coefficient Drag terhadap Sudut Serang

Tabel 4.1 adalah hasil simulasi Computational Fluid Dynamic didapatkan nilai Cl terendah pada sudut serang 0^o untuk NACA 2412 yaitu 0,04 dan NACA 4415 yaitu 0,1 dari data tersebut dapat disimpulkan bentuk dari airfoil NACA 4415 lebih baik dan aerodinamis. Gaya Angkat Saat Sudut Serang 0 Derajat (CL0) Dalam merancang pesawat terbang, gaya angkat pilihan perlu ditentukan terlebih dahulu dari perhitungan dengan asumsi pesawat terbang steady level flight. Pada kondisi terbang level, gaya angkat pesawat harus mampu mengimbangi gaya berat pesawat terbang (Kurnia Dkk, 2019) dan dapat disimpulkan dalam perbedaan Gambar 4.13 Grafik Coefficient Lift (Cl) terhadap Sudut Serang dan Gambar 4.14 Grafik Coefficient Drag (Cd) terhadap sudut serang berikut :

Gambar 4.13 Grafik Coefficient Lift (Cl) Terhadap Sudut Sudut Serang NACA 2412 NACA 4415

0^o 0,011 0,005

5^o 0,014 0,013

10^o 0,033 0,027

15^o 0,057 0,049

20^o 0,12 0,077

25^o 0,18 0,097

0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9

0 5 10 15 20 25

NACA 2412 NACA 4415

(13)

Gambar 4.14 Grafik Coefficient Drag (Cd) Terhadap Sudut Serang

Perbandingan sudut serang yang dilakukan dari hasil Gambar 4.14 Grafik Coefficient Drag (Cd) Terhadap Sudut Serang mengakibatkan perbedaan yang mendasar terhadap hasil nilai dari coefficient lift dan coefficient drag pada kedua airfoil dikarenakan semakin besar sudut serang yang diberikan maka aliran fluida yang mengalir pada airfoil semakin besar pula menghantam permukaan bagian bawah dari airfoil sebelum terjadinya stall. Maksimal dari chamber dapat dilihat dari kelengkungan airfoil yang menghadap ke atas, biasanya pengaruh dari nilai maksimal chamber yang semakin tinggi akan berpengaruh terhadap kenaikan coefficient lift di airfoil horizontal atau sudut serang 0° . NACA 4415 dengan Sudut serang 0ômempunyai nilai coefficient lift lebih tinggi dimana akan lebih menghemat bahan bakar saat pesawat mengudara dengan waktu lama dan jarak yang jauh karena tanpa menaikan sudut airfoil pesawat sudah memiliki gaya angkat yang lebih tinggi dari NACA 2412. Nilai coefficient lift tertinggi NACA 2412 terdapat pada sudut serang 15ôyaitu 0,77 sedangkan NACA 4415 memiliki coefficient lift tertinggi pada sudut serang 20ôyaitu 0,71. Sudut stall adalah sudut serang saat pesawat terbang kehilangan gaya angkat. Sudut stall pesawat diharapkan bernilai lebih besar dari 12 derajat (Kurnia dkk, 2019) Perbedaan dari nilai coefficient lift tertinggi pada airfoil menyebabkan pilot susah mengontrol pesawat saat menerbangkan dari posisi take off dimana pada NACA 2412 memiliki keuntungan

0 0,02 0,04 0,06 0,08 0,1 0,12 0,14 0,16 0,18 0,2

0 5 10 15 20 25

NACA 2412 NACA 4415

(14)

pesawat lebih cepat mengudara atau menempuh ketinggian yang diinginkan dengan manuver sudut serang 15ô dibandingkan NACA 4415 membutuhkan sudut serang 20ôuntuk mencapai coefficient lift tertinggi. Perbedaan mendasar dari kedua airfoil disebabkan oleh ketebalan dari maximum chamber dari airfoil dimana pada NACA 2412 mempunyai ketebalan maximum chamber lebih rendah dari NACA 4415 yang dapat menyebabkan stall pada sudut serang yang kecil dan pesawat dapat bermanuver terlalu cepat yang menyebabkan pilot kesusahan saat mengendalikan pesawat saat mengudara. Tabel 4.2 Nilai coefficient drag dari NACA 2412 dan NACA 4415 mengalami kenaikan secara berkala hingga sudut 25ô yang menyebabkan pesawat mengalami kerugian seiring kenaikan sudut serang. NACA 2412 memiliki nilai coefficient drag lebih besar dibandingkan NACA 4415 yang menyebabkan pesawat akan kekurangan kecepatan di udara dikarenakan hambatan yang disebabkan oleh aliran fluida yang menghantam permukaan airfoil.

Kesimpulan diatas maka Airfoil NACA 4415 lebih cocok dalam penggunaan sayap pada pesawat unmanned aerial vehicle (UAV) tail twin boom dikarenakan pesawat ini bekerja untuk menempuh jarak yang jauh dan penggunaan energi yang kecil.