Prposal Skripsi [PDF]

Citation preview

UNIVERSITAS DIRGANTARA MARSEKAL SURYADARMA Jakarta, Indonesia



Proposal Skripsi



ANALISIS AERODINAMIKA AIRFOIL TERBALIK PADA HELIKOPTER BELL 412EP MENGGUNAKAN COMPUTATIONAL FLUID DYNAMIC



DISUSUN OLEH: HERU PRADHIKA ISKANDAR NPM. 15010048 Fakultas



: Teknologi Kedirgantaraan



Program Studi



: Teknik Penerbangan



Peminatan



: Struktur



Dosen Pembimbing I



: Bismil Rabeta, ST, MT.



Dosen Pembimbing II



: Aprilia Sakti K, S.Si, M.Si



Bulan/Tahun



: Februari 2019



Saya yang bertanda tangan di bawah ini, Nama



: Heru pradhika Iskandar



NPM



: 15010048



Program Studi



: Teknik Penerbangan (S1)



Kekhususan



: Struktur



Fakultas



: Teknologi Kedirgantaraan



Dengan ini mengajukan permohonan untuk dapat melaksanakan dan menyusun Skripsi pada Semester Gasal Tahun Akademik 2018/2019, dengan judul Tugas Akhir/Skripsi :



ANALISIS AERODINAMIKA AIRFOIL TERBALIK PADA HELIKOPTER BELL 412EP MENGGUNAKAN COMPUTATIONAL FLUID DYNAMIC Demikian permohonan ini saya buat, dan saya bersedia mengikuti semua peraturan yang berlaku. Semoga dapat dijadikan sebagai bahan pertimbangan. Jakarta, Januari 2019



Menyetujui Ketua Program Studi Teknik Penerbangan,



(Endah Yuniarti, S.Si, M.Sc)



Pemohon,



( Heru Pradhika Iskandar )



i



Surat Kesediaan Dosen Pembimbing Skripsi Saya yang bertanda tangan di bawah ini, 1. Nama Jabatan Akademik 2. Nama Jabatan Akademik



: Bismil Rabeta, ST, MT : Pembimbing I : Aprilia Sakti k, S.Si, M.Si : Pembimbing 2



Dengan ini menyatakan bersedia menjalankan tugas sebagai Pembimbing Skripsi Mahasiswa tersebut di bawah ini : Nama



: Heru Pradhika iskandar



NPM



: 15010048



Program Studi



: Teknik Penerbangan (S1)



Kekhususan



: Struktur



Fakultas



: Teknologi Kedirgantaraan



Judul TA/Skripsi



: ANALISIS AERODINAMIKA AIRFOIL TERBALIK PADA ELEVATOR BELL 412EP MENGGUNAKAN COMPUTATIONAL FLUID DYNAMIC



Jakarta, Januari 2019



Dosen Pembimbing I



Dosen Pembimbing II



(Bismil Rabeta, ST, MT)



(Aprilia Sakti K, S.Si, M.Si)



ii



Daftar Isi Surat Kesediaan Dosen Pembimbing Skripsi....................................................................... ii Daftar Isi ............................................................................................................................. iii Daftar Gambar ....................................................................................................................iv Daftar Tabel ........................................................................................................................ v Daftar Simbol ......................................................................................................................vi ABSTRAK.............................................................................................................................vii BAB I .................................................................................................................................... 1 PENDAHULUAN ................................................................................................................... 1 1.1



Latar Belakang..................................................................................................... 1



1.2



Perumusan Masalah............................................................................................ 2



1.3



Batasan Masalah ................................................................................................. 2



1.4



Tujuan Penelitian ................................................................................................ 2



1.5



Sisitematika Penulisan ........................................................................................ 3



BAB II ................................................................................................................................... 4 LANDASAN TEORI ................................................................................................................ 4 2.1



Aerodinamika ...................................................................................................... 4



2.2



Computational fluid dynamic .............................................................................. 5



2.3



Elevator ............................................................................................................... 6



2.4



Airfoil ................................................................................................................... 7



2.5



Sudut Serang ....................................................................................................... 8



2.6



Pengaruh Bilangan Mach .................................................................................... 8



2.7



koefisien lift......................................................................................................... 9



2.8



koefisien drag ...................................................................................................... 9



2.9



Persamaan Gerak Aliran.................................................................................... 10



BAB III ................................................................................................................................ 11 METODE PENELITIAN ........................................................................................................ 11 3.1



Pengenalan Computational Fluid Dynamic ....................................................... 11



3.2



Proses Computational Fluid Dynamic ............................................................... 11



3.3



Diskritisasi ......................................................................................................... 12



3.4



Bell 412EP.......................................................................................................... 12



3.5



Flowchart Cara Kerja Penelitian ........................................................................ 15



Daftar Pustaka................................................................................................................... 55



iii



Daftar Gambar Halaman



Gambar 2. 1 bagian-bagian airfoil ....................................................................... 7 Gambar 2. 2 Sudut Serang ................................................................................. 8 Gambar 3. 1 Airfoil Clark y ................................................................................ 13 Gambar 3. 2 flow chart ...................................................................................... 23



iv



Daftar Tabel Halaman



Tabel 3. 1 koordinat NACA Clark y .................................................................... 13 Tabel 3. 2 spesifikasi Bell 412EP ....................................................................... 14 Tabel 3. 3 rencana penelitian ................................ Error! Bookmark not defined.



v



Daftar Simbol SIMBOL



KETERANGAN



SATUAN



𝑚 𝜌 𝑉 𝑔 ℎ 𝑃 ∅



Massa helikopter Kerapatan udara Kecepatan alir fluida Percepatan gravitasi Ketinggian Tekanan Kemiringan helikopter (sideslip) Center of gravity Platform Area of Wing Gaya Luas penampang Gaya berat (Weight) Gaya angkat (Lift) Gaya dorong (Thrust) Gaya hambat (Drag) Koefisien Gaya angkat (Coefficient Lift) Koefisien Gaya hambat (Coefficient Drag) Pi



kg kg/m3 m/s m/s2 m kPa Derajat



𝐶𝐺 𝑆𝑤𝑖𝑛𝑔 𝐹 Α 𝑊 L T D 𝐶𝐿 𝐶𝐷



𝜋



vi



m2 N m2 N N N N



ABSTRAK ANALISIS AERODINAMIKA AIRFOIL TERBALIK PADA HELIKOPTER BELL 412EP MENGGUNAKAN COMPUTATIONAL FLUID DYNAMIC Oleh: Heru Pradhika Iskandar (15010048) Airfoil adalah salah satu alasan kenapa pesawat dapat terbang karena adanya perbedaan tekanan pada bawah sayap dan di atas sayap dimana tekanan dibawah lebih besar dari pada dibawah sayap. Namun helikopter Bell 412EP membuat airfoil yang seharusnya memberikan gaya angkat malah menjadi gaya kebawah dengan cara membalik airfoil tersebut pada bagian elevator yang berfungsi sebagai penyeimbang pada saat helikopter pitch down saat bergerak maju agar tetap dapat terbang setimbang. Penulisan tugas akhir ini bertujuan untuk menganalisa koefesienan gaya angkat (CL), koefesienan gaya hambat (CD), dengan variasi sudut serang -6°, 0°, 6°, 12°. Pemodelan elevator dan analisa perhitungan dilakukan menggunakan bantuan perangkat lunak solidworks 2016. Dengan menggunakan menu flow simulation dan simulation pada solidworks, dapat diketahui distribusi kecepatan dan tekanan yang menghasilkan koefisien gaya angkat (CL) dan koefisien gaya hambat (CD) pada masing-masing variasi sudut serang.



Kata Kunci : Airfoil, Elevator, Koefisien gaya angkat (CL),Koefisien gaya hambat (CD), Solidwork



vii



BAB I PENDAHULUAN 1.1 Latar Belakang Helikopter Bell 412EP adalah sebuah helikopter serbaguna yang diproduksi oleh Bell Helicopter Textron di Amerika Serikat. Helikopter ini adalah pengembangan dari model Bell 212, perbedaan utamanya terletak pada 4 bilah rotor utama komposit. Bell 412EP (Enhanced Performance) ini di lengkapi sistem kontrol penerbangan 2 monitor digital sehingga memudahkan pilot dalam mengendalikan Helikopter dalam penerbangan dan helikopter ini mempunyai kabin yang luas sehingga dapat membawa cargo yang lumayan besar atau jika ingin digunakan untuk membawa penumpang dapat membawa 14 penumpang. Dalam melakukan manuver, helikopter merubah sudut Blade ( Main Rotor ) untuk melakukan rolling atau pun untuk maju mundur. Untuk melakukan gerakan maju helikopter akan mengalami picth down, untuk mengatasi



itu



Bell



412



menggunakan



Aerodynamically



Actuated



Elevator agar tidak terjadi picth down yang ekstrem. Elevator ini juga berfungsi sebagai controllability dan untuk memperpanjang rentang CG. Pada elevator biasa airfoil menghadap ke atas atau sisi cembung mengarah ke atas, namun pada Bell 412 airfoil elevator nya terbalik atau sisi cembung menghadap ke bawah, disini penulis ingin mengetahui aliran udara yang terjadi pada elevator Bell 412 ini menggunakan salah satu metode elemen hingga. Computational fluid dynamic (CFD) adalah prosedur numerik untuk memperoleh solusi permasalahan yang ditemukan dalam analisa teknik. Computational fluid dynamic



mengkombinasikan beberapa konsep



matematika untuk menghasilkan persamaan sistem linier atau nonlinier. Banyak jenis perangkat lunak khusus untuk menghitung masalah fluida dengan Computational fluid dynamic diantaranya Solidworks, ANSYS Exceed, Abaqus, CATIA, NASTRAN, ProEngineering, dan lain-lain. Penggunaan perangkat lunak dalam menganalisa desain elevator



1



bertujuan untuk memperoleh desain dengan hasil optimal dalam kinerjanya. Suatu perangkat lunak mempunyai tingkat keakuratan yang tinggi dalam menganalisa suatu sistem namun validasi data eksperimen masih diperlukan. Pada penulisan tugas akhir ini pemodelan elevator adalah helikopter Bell 412EP yang dibuat dalam bentuk variasi sudut serang -6°, 0°, 6°, 12°. Setelah itu menghitung kecepatan, tekanan aliran udara dan mengetahui pengaruh elevator pada controllability helikopter Bell 412EP menggunakan bantuan perangkat lunak solidworks. Solidworks juga digunakan untuk mendukung perhitungan analisis, karena merupakan perangkat lunak yang berbasis Computational fluid dynamic (CFD). 1.2



Perumusan Masalah Berdasarkan latar belakang yang telah diuraikan, maka



rumusan masalah penelitian ini adalah: A. Berapa kecepatan dan tekanan aliran udara pada variasi sudut serang pada elevator helikopter Bell 412EP ? B. Pengaruh setiap variasi sudut serang pada elevator helikopter Bell 412EP? 1.3



Batasan Masalah A. Perhitungan aliran udara pada elevator, dengan variasi empat sudut serang -6°, 0°, 6°, 12°. B. Pemodelan elevator mengacu pada geometri helikopter Bell 412EP dengan pemodelan solid.



1.4



Tujuan Penelitian Tujuan dalam penulisan tugas akhir ini adalah: A. Mengetahui besarnya kecepatan dan tekanan aliran yang diterima elevator helikopter Bell 412EP terhadap variasi sudut serang -6°, 0°, 6°, 12° menggunakan perangkat solidworks 2015.



2



B. Mengetahui pengaruh variasi sudut serang pada elevator helikopter Bell 412EP terhadap contollability pesawat terbang.



1.5 Sisitematika Penulisan Penulisan ini dibuat secara sistematika dan dibagi dalam beberapa bab yang berhubungan satu dengan lainnya untuk memahami materi yang disajikan. Adapun sistematikanya adalah sebagai berikut:



BAB I



PENDAHULUAN



Pada bab ini penulis menjelaskan tentang latar belakang penulisan, tujuan, batasan masalah, metode penelitian, dan sistematika penulisan.



BAB II



LANDASAN TEORI



Bab ini berisikan tentang teori-teori dasar yang digunakan sebagai acuan dalam perhitungan dan analisis numerik elevator yang akan dilakukan.



BAB III



PEMODELAN



Pemodelan dilakukan menggunakan perangkat lunak solidworks 2016. BAB IV



ANALISA DAN PEMBAHASAN



Berisikan pembahasan dari hasil penelitian flow simulation dan perhitungan aliran udara pada elevator yang dilakukan menggunakan solidworks.



BAB V



PENUTUP



Bab ini berisi kesimpulan dari pembahasan yang telah dilakukan dan saran yang nantinya dapat dikutip sebagai bahan perbaikan untuk penelitian lainnya. DAFTAR PUSTAKA



LAMPIRAN



3



BAB II LANDASAN TEORI 2.1 Aerodinamika Aerodinamika mempelajari mengenai akibat - akibat yang ditimbulkan fluida udara atau gas - gas lain yang bergerak. Hal ini berkaitan dengan sifat aliran udaranya, jika sifat aliran udara dikaitkan kekentalannya (viskositas), maka aliran udara tersebut dapat dibedakan atas dua jenis aliran, yaitu aliran viskos (viscid flow) dan aliran tak viskos (invicid flow), sedangkan jika sifat aliran udara dikaitkan dengan kerapatan (densitas), maka aliran udara tersebut dapat dibedakan juga atas dua jenis aliran, yaitu aliran termampatkan



(compressible



flow)



dan



aliran



tak



termampatkan



(incompressible flow). [1] Pada aliran udara viskos memiliki atau dipengaruhi nilai kekentalan, sehingga aliran udara ini akan mengalami gesekan atau gaya geser. Gesekan yang terjadi adalah antara partikel - partikel udara dengan permukaan benda yang dilaluinya. Lapisan udara (boundary layer) yang mengalir melalui suatu benda dengan adanya gesekan tersebut diatas, maka kecepatan udara tiap - tiap lapisan menjadi berkurang karena dipengaruhi oleh gaya hambat. Semakin jauh jarak lapisan aliran udara dari permukaan benda, akan memiliki nilai kecepatan yang maksimum (sama dengan aliran udara bebas). Aliran udara tak viskos adalah suatu aliran udara yang tidak mengalami gesekan karena aliran ini bersifat tidak dipengaruhi atau tidak memiliki nilai kekentalan. Dengan memperhatikan keadaan aliran ini, maka dapat dikatakan bahwa aliran tak viskos (invicid flow) memiliki nilai viskositas sangat kecil atau viskositas fluidanya nol, sehingga gaya hambat viskos yang terjadi dapat diabaikan.



[1]



Aliran termampatkan adalah suatu aliran udara yang mengalami perubahan nilai kerapatannya (densitas dan tidak konstan). Sedangkan aliran tak termampatkan adalah suatu aliran udara yang tidak mengalami perubahan nilai kerapatannya (densitas konstan). Pada kenyataannya



4



keadaan seperti ini sangat sulit dijumpai, namun ada kesamaan dalam pembahasan aliran invicid, yaitu penyederhanaan dalam perhitungan aerodinamika



sehingga



aliran



udara



yang



terjadi



dianggap



tak



termampatkan (incompressible). Dalam pembahasan analisa aliran udara pada wingtip sayap pesawat, aliran invicid incompressible yang cocok digunakan dalam analisa aliran ini. [1] 2.2 Computational fluid dynamic Dinamika fluida komputasional atau CFD adalah analisis sistem yang melibatkan aliran fluida, perpindahan panas dan fenomena terkait seperti reaksi kimia melalui simulasi berbasis komputer. Tekniknya sangat ampuh dan mencakup berbagai area aplikasi industri dan non-industri. Beberapa contohnya adalah: • aerodinamika pesawat terbang dan kendaraan: Lift and Drag • hidrodinamika kapal • pembangkit listrik: pembakaran di mesin pembakaran internal dan gas turbin • turbomachinery: mengalir di dalam jalur berputar, diffuser dll. • teknik listrik dan elektronik: pendinginan peralatan termasuk sirkuit mikro • rekayasa proses kimia: pencampuran dan pemisahan, cetakan polimer • lingkungan eksternal dan internal bangunan: pemuatan angin dan pemanasan / ventilasi • rekayasa kelautan: muatan pada struktur lepas pantai • teknik lingkungan: distribusi polutan dan limbah • hidrologi dan oseanografi: mengalir di sungai, estuari, lautan • meteorologi: prediksi cuaca • rekayasa biomedis: aliran darah melalui arteri dan vena Sejak 1960-an dan seterusnya industri kedirgantaraan telah mengintegrasikan teknik CFD ke dalam desain, R&D, dan pembuatan mesin pesawat terbang dan jet. Baru-baru ini metode telah diterapkan pada desain internal mesin pembakaran, ruang pembakaran turbin gas dan



5



tungku. Selanjutnya, produsen kendaraan bermotor sekarang secara rutin memprediksi gaya drag, aliran udara di bawah kap mesin dan lingkungan dalam mobil dengan CFD. CFD makin menjadi komponen vital dalam desain produk industri. Tujuan akhir dari pengembangan di bidang CFD adalah untuk menyediakan kemampuan yang sebanding dengan alat CAE (teknik berbantuan komputer) lainnya seperti kode analisis stres. Alasan utama mengapa CFD tertinggal adalah kompleksitas luar biasa dari perilaku yang mendasarinya, yang menghalangi deskripsi aliran fluida yang sekaligus ekonomis dan memadai secara lengkap. Ketersediaan perangkat keras komputasi berkinerja tinggi yang terjangkau dan pengenalan antarmuka yang ramah pengguna telah mengarah pada yang terbaru dengan meningkatnya minat, dan CFD telah memasuki komunitas industri yang lebih luas sejak 1990-an.[2] 2.3 Elevator Elevator adalah permukaan aerodinamis yang terpisah untuk meningkatkan controbility dan memperpanjang jarak central of gravity (CG).[3] Pada helikopter saat bergerak maju akan terjadi picth down karena adanya perubahan pada sudut blade sama seperti pada saat rolling sehingga akan menimbulkan ketidak nyaman bagi orang yang berada di dalam helikopter, sehingga beberapa helikopter menerapkan airfoil terbalik pada elevator agar pada saat bergerak maju udara melewati elevator karena bentuk dari elevator adalah airfoil terbalik sehingga elevator akan memberikan gaya kebawah pada tailboom sehingga helikopter akan kembali ke keadaan setimbangnya. Elevator dengan model airfoil terbalik memanfaatkan fungsi dari airfoil yang memberikan gaya angkat tetapi karena terbalik airfoil tadi akan memberikan gaya sebaliknya menjadi kebawah karena perbedaan tekanan yang terjadi pada airfoil.



6



2.4 Airfoil Airfoil adalah bentuk dari suatu sayap pesawat yang dapat menghasilkan gaya angkat (lift) atau efek aerodinamika ketika melewati suatu aliran udara. 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 2.2.



Gambar 2. 1 bagian-bagian airfoil



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 permukan paling belakang dari airfoil. 3. Mean chamber line, merupakan garis pertengahan yang membagi antara permukaan bagian atas dan permukaan bagian 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,



7



dan menunjukkan persentase dari chord. Maximum thickness membantu mendefinisikan bentuk dari airfoil dan juga performa dari airfoil tersebut. [4]



2.5 Sudut Serang Sudut serang adalah sudut yang terbentuk antara chord dengan angin relatif. AoA dapat ditingkatkan untuk menyeimbangkan pengurangan kecepatan untuk mempertahankan lift ke titik yang disebut sebagai sudut kritis, di luar sudut ini sayap kehilangan gaya angkat dan akan terjadi stall.[5] Sudut serang ditentukan oleh arah angin relatif terhadap garis chord, sementara sudut pitch ditentukan antara garis chord dengan bidang putar rotor.Karena ada satu parameter acuan yang sama (garis chord) maka perubahan sudut pitch menyebabkan perubahan sudut serang.Jika sudut pitch bilah naik maka sudut serang juga naik, sebaliknya jika sudut pitch bilah turun maka sudut serang juga turun.Karena itu, sudut serang juga dapat diatur melalui perubahan pitch dengan kendali terbang.



Gambar 2. 2 Sudut Serang



2.6 Pengaruh Bilangan Mach Pengaruh bilangan mach berkaitan dengan pengaruh ke termampatan (compressibility). Pada kasus – kasus kondisi aliran subsonik rendah (low subsonic, M < 0,1) pengaruh ketermampatan aliran seringkali dapat diabaikan, karena massa jenis udara relatif konstan. Namun lain halnya apabila kondisi aliran berada pada kecepatan transonik atau bahkan 8



supersonik. Secara teoritis dikatakan bahwa dengan bertambahnya bilangan mach, maka akan menyebabkan naiknya distribusi tekanan sehingga pada akhirnya akan meningkatkan nilai CL, fenomena ini akan terjadi terutama pada jenis airfoil yang memiliki radius tepi haluan besar. Dan sebaliknya pada jenis airfoil yang memiliki radius tepi haluan kecil, peningkatan bilangan mach akan menyebabkan penurunan bilangan CL.



[4]



2.7 koefisien lift Koefisien Lift (gaya angkat) adalah gaya resultan yang tegaklurus terhadap arah kecepatan hulu. Radius belok lebih layak di gunakan untuk perubahan derajat pesawat kearah satu detik yaitu: 𝐹𝐿𝑖𝑓𝑡



𝐶𝐿 = 1 2



𝜌𝑉 2 𝐴



[4]



…………………..……………………………….(2.1)



2.8 koefisien drag Koefisien Drag (gaya hambat) adalah bilangan yang menunjukkan besar kecilnya tahanan fluida yang diterima oleh suatu benda. Harga koefisien hambat yang kecil menunjukkan hambatan fluida yang diterima benda saat berjalan adalah kecil, dan begitu juga sebaliknya. [4] 𝐹𝐷𝑟𝑎𝑔



𝐶𝐷 = 1 2



𝜌𝑉 2 𝐴



………………………………………………..…(2.2)



Dimana: CL =koefisien Lift



(gaya angkat)



CD =koefien Drag



(gaya hambat)



FLift =Gaya Angkat



(N)



FDrag=Gaya Hambat



(N)



V



=kecepatan fluida



(m/s)



D



=Drag



(N)



A



=Luas Permukaan



(m2)



9



P



=Massa jenis fluida



(kg/m3)



2.9 Persamaan Gerak Aliran Aliran fluida tak viskos disebut juga persamaan Euler, dimana fenomena viskositas, difusi massa, dan konduktifitas thermal, diabaikan. Persamaan



Euler menyederhanakan



persamaan



Navier



-



Stokes



(Persamaan 2.3), yaitu persamaan yang menyatakan bahwa perubahan dalam momentum (percepatan) partikel - partikel fluida hanya bergantung kepada gaya viskos internal (mirip dengan gaya friksi) dan gaya viskos tekanan eksternal yang bekerja pada fluida, persamaan Euler mengabaikan viskositas yang terdapat di persamaan Navier - Stokes, sehingga persamaannya menjadi lebih sederhana (persamaan 2.4). Contoh penerapan persamaan Euler adalah gaya angkat pada sayap dan perkembangan lapisan batas. [4]



𝜌



𝐷𝑢 𝐷𝑡



=



𝜕𝑝 𝜕𝑥



+



𝜕𝜏𝑥 𝜕𝑥



+



𝜕𝜏𝑦 𝜕𝑦



+



𝜕𝜏𝑧 𝜕𝑧



+ 𝜌𝑓 ………………………..



(2.3)



Persamaan 2.3. adalah persamaan Navier – Stokes dalam persamaan momentum, dimana persamaan momentum adalah persamaan yang mendefinisikan pergerakan aliran fluida. Apabila mempertimbangkan komponen 𝑥 dari persamaan momentum, maka persamaan aliran tak viskos adalah:



𝜌



𝐷𝑢 𝐷𝑡



= −



𝜕𝑝 𝜕𝑥



+ 𝜌𝑓𝑥 ……………………………………..…….. (2.4)



10



BAB III METODE PENELITIAN 3.1 Pengenalan Computational Fluid Dynamic Computational Fluid Dynamic (CFD) adalah prosedur numerik untuk memperoleh solusi permasalahan yang ditemukan dalam analisa teknik. Metode elemen hingga mengkombinasikan beberapa konsep matematika untuk menghasilkan persamaan sistem linier atau nonlinier. Penyelesaian MEH memerlukan perhitungan yang sangat banyak dan berulang-ulang dari persaamaan yang sama, sehingga diperlukan sarana komputer dan bahasa pemrogramannya. Apabila suatu konstruksi dikenai gaya seperti beban, tekanan, temperatur, dan kecepatan fluida dan panas maka akan timbul akibat– akibat seperti perubahan bentuk tegangan, temperatur, tekanan, dan kecepatan fluida. Sifat distribusi dari akibat-akibat yang ditimbulkan dalam suatu benda tergantung pada karakteristik sistem gaya dan beban itu sendiri. 3.2 Proses Computational Fluid Dynamic Pada umumnya terdapat tiga tahapan yang harus dilakukan ketika melakukan simulasi Computational Fluid Dynamic, yaitu: Preprocessing, solving, dan postprocessing. a. Preprocessing Merupakan langkah pertama dalam membangun dan menganalisis sebuah model elemen hingga. Teknisnya adalah membuat model dalam paket CAD (Computer Aided Design), membuat mesh yang cocok atau sesuai, kemudian menerapkan kondisi batas dan sifat-sifat fluidanya.



11



b. Solving Solvers (program inti mencari solusi) menghitung kondisi-kondisi yang diterapkan pada saat preprocessing. c. Postprocessing Postprocessing adalah angkah terakhir dalam analisis Computational Fluid Dynamic. Hal yang dilakukan pada langkah ini adalah mengorganisasi



dan



menginterprestasi



data



hasil



simulasi



Computational Fluid Dynamic yang bisa berupa gambar, kurva, dan animasi. 3.3 Diskritisasi Dikritisasi adalah proses pemodelan dari struktur atau objek dengan membaginya dalam elemen kecil (finite element) yang terhubung oleh titik (nodes) yang digunakan oleh elemen tersebut dan sebagai batas dari struktur atau objek. Dalam metode elemen hingga persamaan dari seluruh sistem dibentuk dari penggabungan persamaan elemen-elemennya. 3.4 Bell 412EP Helikopter Bell 412EP adalah sebuah helikopter serbaguna yang diproduksi oleh Bell Helicopter Textron di Amerika Serikat. Helikopter ini adalah pengembangan dari model Bell 212, perbedaan utamanya terletak pada 4 bilah rotor utama komposit. Bell 412EP (Enhanced Performance) ini di lengkapi sistem kontrol penerbangan 2 monitor digital sehingga memudahkan pilot dalam mengendalikan Helikopter dalam penerbangan dan helikopter ini mempunyai kabin yang luas sehingga dapat membawa cargo yang lumayan besar atau jika ingin digunakan untuk membawa penumpang dapat membawa 14 penumpang. Bell 412 terbang perdana pada tahun Agustus 1979 dan diperkenalkan ke pada tahun 1981. Bell 412EP mempunyai 2 engine jenis engine yang digunakan adalah Pratt & Whitney Canada PT6T-3BE Twin-Pac dengan kecepatan maksimal 140 knots dan maksimal ketinggan terbangnya 20.000 ft. Bell 412EP ini dapat membawa load dengan berat maksimal 4.500 lb.



12



Gambar 3. 1 Airfoil Clark y



Airfoil NACA Clark y merupakan airfoil di pakai oleh Bell 412EP dengan max thickness 11.7%, camber 3.4%.[6] Tabel 3. 1 koordinat NACA Clark y x 1 0,0688 0,0681 0,0674 0,0667 0,0653 0,0639 00.09 0,0611 0,0597 0,0583 0,0569 00.08 0,0542 0,0528 0,0514 0,05 00.07 0,0472 0,0458 0,0444 0,0431 00.06 00.58 00.56 00.54 00.52 00.05 00.48



y 0.000599 0.002969 0.005333 0.007687 0.010023 0.014624 0.019116 0.023502 0.027789 0.031974 0.036054 0.040024 0.043884 0.047628 0.051257 0.054767 0.05816 0.061433 0.064584 0.067605 0.070482 0.073206 0.075763 0.078145 0.080348 0.082371 0.084214 0.085877 0.087357



x 00.46 00.44 00.42 00.04 00.38 00.36 00.34 00.32 00.03 00.28 00.26 00.24 00.22 00.02 00.18 00.16 00.14 00.12 00.01 00.08 00.06 00.05 00.04 00.03 00.02 0.012 0.008 0.004 0.002



y 0.088643 0.089718 0.090566 0.091171 0.091521 0.091627 0.091508 0.091186 0.09068 0.090002 0.089084 0.087831 0.086143 0.08392 0.081069 0.077571 0.073436 0.06862 0.062998 0.056431 0.048757 0.044275 0.039128 0.033022 0.025374 0.017858 0.013735 0.008924 0.005803



13



x 0.001 0.0005 0 0.0005 0.001 0.002 0.004 0.008 0.012 00.02 00.03 00.04 00.05 00.06 00.08 00.01 00.12 00.14 00.16 00.18 00.02 00.22 00.24 00.26 00.28 00.03 00.32 00.34 00.36



y 0.003727 0.002339 0 -0.00467 -0.00594 -0.00781 -0.01051 -0.01428 -0.01697 -0.02027 -0.02260 -0.02452 -0.02604 -0.02712 -0.02845 -0.02937 -0.02996 -0.03024 -0.03025 -0.03004 -0.02966 -0.02914 -0.02851 -0.02781 -0.02707 -0.02630 -0.02555 -0.02481 -0.02408



x 00.38 00.04 00.42 00.44 00.46 00.48 00.05 00.52 00.54 00.56 00.58 00.06 0,0431 0,0444 0,0458 0,0472 00.07 0,05 0,0514 0,0528 0,0542 00.08 0,0569 0,0583 0,0597 0,0611 00.09 0,0639 0,0653



y -0.02336 -0.02263 -0.02190 -0.02117 -0.02043 -0.01969 -0.01896 -0.01822 -0.01749 -0.01675 -0.01602 -0.01528 -0.01455 -0.01382 -0.01308 -0.01235 -0.01161 -0.01088 -0.01014 -0.00941 -0.00867 -0.00794 -0.00721 -0.00647 -0.00574 -0.00500 -0.00427 -0.00353 -0.00280



x



y



0,066667



-0.00206



0,067361



-0.00170



0,068056



-0.00133



0,06875



-0.00096



1



-0.00059



Tabel 3. 2 spesifikasi Bell 412EP [7] Crew



1/2



Passengers



13 - 14



Propulsion



1 Turboshaft Engine



Engine Model



Pratt & Whitney Canada PT6T-3D Twin-Pac



Engine Power



1342 kW



1800 shp



Speed



246 km/h



133 kts



Service Ceiling



6.096 m



20.000 ft



Range



709 km



383 NM



Empty Weight



3.112 kg



6.861 lbs



max. Takeoff Weight



5.398 kg



11.901 lbs



Rotor Blades (main/tail)



4/2



Main Rotor Diameter



14,02 m



45 ft 12 in



Tail Rotor Diameter



2,60 m



8 ft



Rotor Disc Area



154,4 m²



1662 ft²



Length (Fuselage)



12,91 m



42 ft 4 in



Length



17,10 m



56 ft 1 in



Height



3,48 m



11 ft



First Flight



August 1979



Production Status



in production



Developed from



Bell 212



14



153 mph



441 mi.



6 in



5 in



ICAO Code



B412



FAA TCDS



H4SW



Data for (Version)



Bell 412EP



Variants



Bell 412, 412EP, 412HP, 412SP, CH-146, Griffin HT1, Griffin HAR2, Agusta-Bell AB412, AB412EP, AB412 Grifone, AB412 Cresco, IPTN NBell 412



3.5 Pemodelan Elevator 



Pemodelan Elevator menggunakan perangkat lunak yaitu Solidworks. Pemodelan Elevator dibuat dengan mengasumsikan model dalam bentuk solid. Pada Gambar 3.2 menunjukkan geometri pemodelan Elevator helikopter yang menggunakan 1 airfoil yaitu Airfoil NACA Clark Y.



Gambar 3. 2 Geometri Elevator



Panjang Chord



: 0.71 m



Panjang Elevator



: 1.17 m



Max Speed



: 72.02 m/s



Altitude



: 20.000 ft



Temperatur



: 297.75 ºk



Preassure



: 46.600 pa



15



3.6 Pre-procesing A. Menu Geometry Pada proses pemodelan digunakan beberapa menu utama solidworks yang terdapat pada Tabel 3.2 antara lain: Tabel 3. 3 Menu geometry solidworks Menu Geometry



Keterangan



Menu ini digunakan untuk meng-import data koordinat airfoil. Menu ini digunakan untuk menentukan pada bagian mana sebuah benda akan dibuat atau digambar.



Menu ini digunakan untuk menggambar dan mengedit gambar 2D. Menu ini digunakan untuk membuat gambar 2D menjadi 3D.



Menu ini digunakan untuk memindahkan, memperbanyak, memutar, men-skala, dan mengedit ukuran objek.



B. Geometry Proses pemodelan geometri mulai dari mengimpor airfoil Bell 412 hingga pembuatan sketsa airfoil. Dalam pembuatan sketsa ini diperlukan ukuran airfoil, dan panjang Elevator . Proses pemodelan dilakukan dalam beberapa tahap sebagai berikut:



16



1. Menginput data Airfoil NACA Clark y pada Solidworks.



Gambar 3. 3 Sketsa Airfoil Clark y



Setelah melakukan penginputan sketsa airfoil dilakukan mirror agar airfoil tersebut terbalik seperti yang digunkan Elevator Bell 412 dan selanjutnya merubah panjang sketsa seperti ukuran asli menggunakan menu scale. 2. Menggunkan menu Exruded Boss/Base untuk membuat bentuk solid.



Gambar 3. 4 Menu Exruded Boss/Base



Proses selanjutnya pembuatan Elevator menggunakan menu Exruded Boss/Base. Dengan menggunakan menu Exruded Boss/Base maka bentuk sketsa Elevator yang tadinya 2D dapat berubah menjadi 3D, yang memiliki volume. Proses ini dapat dilihat pada gambar 3.4. 3. Proses selanjutnya adalah melakukan perubahan sudut serang pada Elevator. Pada proses ini menggunakan menu Rotation untuk merubah sudut serang pada Elevator dengan 4 variasi yaitu -6º, 0º, 6º, dan 12º seperti pada Gambar 3.5.



17



(i)



(ii)



(iii)



(iv) Gambar 3. 5 Macam - macam sudut serang Elevator (i) -6º (ii)0º (iii)6º dan (iv)12º



18



C. Proses Meshing Setelah membuat geometri dan menentukan material langkah berikutnya adalah melakukan pembagian objek menjadi bagian – bagian kecil atau meshing. Semakin kecil ukuran mesh pada suatu objek, maka hasil yang didapatkan akan semakin teliti, tetapi membutuhkan daya komputasi dan waktu yang lebih lama dibandingkan dengan objek yang memiliki ukuran mesh lebih besar. Oleh karena itu penulis mengatur ukuran mesh sedemikian rupa agar diperoleh hasil yang teliti dan diusahakan daya komputasi yang dibutuhkan tidak terlalu besar.



Gambar 3. 6 Meshing



D. Boundary Condition Boundary condition atau kondisi batas adalah kondisi dimana kontrol-kontrol perhitungan didefinisikan sebagi definisi awal yang akan dilibatkan ke kontrol-kontrol penghitungan yang berdekatan dengannya. Diantaranya kontrol dimensi, luas dan volume yang mengelilingi model. Untuk mendefinisikan suatu kasus, harus memasukkan informasi pada variable aliran pada domain kasus tersebut, antara lain fluks massa, momentum, energy, dan lainnya. Informasi tersebut salah satunya harus dimasukkan dalam kondisi batas (boundary condition). Penentuan kondisi batas melibatkan beberapa hal, yaitu:



19



a. Mengidentifikasikan lokasi kondisi batas, misalnya: sisi masuk, sisi keluar, dinding, dan lain – lain. b. Memasukkan informasi / data pada batas yang telah ditentukan. Data yang diperlukan pada batas tergantung dari tipe kondisi batas dan model fisik yang dipakai (turbulensi, persamaan energy, dan lainnya). Data yang diperlukan (input) pada kondisi batas merupakan data yang sudah diketahui atau data yang dapat diasumsikan. Tetapi asumsi data tersebut harus diperkirakan mendekati yang sebenarnya. Input data yang salah pada kondisi batas akan sangat berpengaruh terhadap simulasi. Pada penelitian ini kondisi batas yang kita masukkan dalam solidworks adalah real wall pada menu boundary condition. Simulasi aliran udara pada Elevator akan di kondisikan terbangnya pada kecepatan 72.02 m/s dengan ketinggian 20.000 ft . Aliran udara pada Elevator adalah invicid. Tabel 3.4 menjelaskan tentang kondisi batas pada objek. Tabel 3. 4 Kondisi batas lGeneral Setting Analysis type



External



Gravity Y component



-9.81 m/s2



Material Project fluids



Air(Gasses)



Viscous



Invicid



Initial and Ambient Condition Pressure



46600Pa



Temperature



297.75 0K



Velocity in X direction



250m/s



Velocity in Y direction



0 m/s



Velocity in Z direction



0 m/s



Reverence value Area



0.832 m2



Density



0.5328 kg/m3



Automatical initial meshing



on



20



Result resolution level



4



Type boundary condition



Real wall



Roughness



297micrometer



Goals



Global goals



3.7 Solving A. Melakukan perhitungan Sebelum melakukan perhitungan harus menentukan kriteria Goals yang harus diinput. Karena Goals adalah menu untuk menentukan hasil optimasi desain yang akan digunakan untuk data penelitian. Gambar 3.7 menunjukkan kriteria Goals apa saja yang dibutuhkan pada data penelitian setelah proses running. Drag merupakan pergantian nama dari Force (X), sedangkan untuk Lift dari Force (Y).



Gambar 3. 7 Goals input



Gambar 3. 8 Rumus persamaan Koefisien Lift



21



Gambar 3. 9 Rumus persamaan Koefisien Drag



Gambar 3.8 dan Gambar 3.9 menjelaskan tentang cara mencari persamaan Koefisien Lift dan Drag. Persamaan tersebut didapat dari persamaan (2.1) dan (2.2). Selanjutnya adalah proses iterasi dengan cara mengklik kanan pada projects dan memilih run. Untuk menentukan jumlah iterasi bisa memasukan sembarang nilai, karena Solidwork akan berhenti melakukan iterasi jika telah selesai mengkalkulasi. Gambar 3.10 merupakan proses iterasi yang selesai pada level 120.



Gambar 3. 10 Proses iterasi



22



3.8



Post Processing Setelah melakukan iterasi selanjutnya memvisualisasikan analisa



dengan melihat distribusi kecepatan, distribusi tekanan, lintasan aliran fluida, hasil nilai CL dan CD. Kemudian melakukan analisa dan kesimpulan.



3.9 Flowchart Cara Kerja Penelitian Mulai Studi literatur Pembuatan geometri sayap dengan solidworks



Menentukan variasi sudut serang



Running Solidworks Simulation



YA



End simulation dan diketahui disitribusi kecepatan, tekanan, aliran udara dan CL CD



Iterasi error? TIDAK



Hasil analisa dan kesimpulan



Selesai



Gambar 3. 11 flow chart



23



Pada gambar 3.11 menjelaskan tentang flowchart atau diagram alir dari proses penelitian. Pada penelitian ini diawali dengan studi literatur tujuannya untuk menyelesaikan persoalan dengan menelusuri sumber– sumber tulisan yang pernah dibuat sebelumnya. Selanjutnya membuat desain sayap berdasarkan geometri Bell 412EP dan menentukan 4 macam variasi sudut serang pada elevator menggunakan Solidworks. Tujuannya agar mudah melihat aliran aerodinamik yang berada disekitar elevator. Hal ini bertujuan agar mendapatkan hasil kecepatan, tekanan, koefisien Lift dan Drag. Setelah itu lakukan Running solidworks Simulation, maka data pada solidworks akan dikalkulasikan dan membutuhkan waktu beberapa menit. Proses ini disebut juga dengan iterasi data pada solidworks. Setelah proses Running selesai maka pada End Simulation diperoleh hasil kecepatan, tekanan, aliran udara, koefisien Lift dan Drag. Selanjutnya jika sudah memperoleh hasil yang diinginkan analisa kembali lalu disimpulkan sesuai dengan data–data yang sudah ditentukan. Namun apabila proses iritasi error maka kembali lagi ke tahap menentukan variasi sudut serang. Karena kemungkinan ada kesalahan pada proses input atau gangguan pada perangkat lunak.



24



BAB IV ANALISA DAN PEMBAHASAN Pada bab ini akan dilakukan simulasi aliran udara pada elevator Bell 412. Proses yang pertama itu adalah solidworks flow simulation. Proses ini berguna untuk mendapatkan force yang diterima elevator ketika dialiri udara dalam boundary condition yang telah disesuaikan. 4.1 Flow Simulation Flow simulation digunakan untuk menghitung gaya dan dampak dari fluida. Langkah pertama yang yang dilakukan adalah memasukkan data awal yaitu : -



-



-



-



-



Wizard Unit System o Si  m-kg-s Analysis Type o External  Exclude cavities without flow conditions  Exclude internal space  Gravity Defult Fluid o Gas  Air Wall Conditions o Roughness = 297 micrometer Initial And Ambent Conditions o Preassure = 46600 Pa o Temperature = 297.75 °K o Velocity in x direction = 72.02 m/s Boundary Conditions o Type = Real wall Goals o Global Goals



25



4.1.1 Flow Trajectories Velocity Untuk



menggambarkan



kecepatan



aliran



pada



sekitar



permukaan elevator berdasarkan sumbu (X) itu menggunkan menu flow simulation, Berikut gambar-gambar dari hasil flow simulation dengan empat variasi Angle Of Attack (-6°, 0°, 6°, 12°).



Gambar 4. 1 Flow Trajectories Velocity (X) pada -6° tampak atas



Gambar 4. 2 Flow Trajectories Velocity (X) pada -6° tampak bawah 26



Gambar 4. 3 Flow Trajectories Velocity (X) pada -6° isometrik



Gambar 4.1, Gambar 4.2, dan Gambar 4.3 menunjukan aliran udara pada 3 tampak. Udara dengan kecepatan paling tinggi ditunjukkan dengan warna merah, udara dengan kecepatan paling rendah ditunjukan dengan warna biru dan warna biru muda – oranye menunjukkan kecepatan udara sedang. Pada tampak atas terlihat udara pertama kali mengenai ujung elevator berwarna hijau yang berarti kecepatan udara sedang dan setelah itu berubah menjadi wana merah kemudian didominasi warna kuning sampai pangkal elevator udara berubah menjadi warna hijau yang berarti udara pada bagian atas elevator berkecepatan sedang. Namun, pada tampak bawah terlihat udara pertama kali mengenai ujung elevator berwarna hijau yang berarti kecepatan udara sedang dan kemudian didominasi warna merah setalah itu pada pangkal elevator berubah menjadi warna kuning yang berarti udara pada bagian bawah elevator udara berkecepatan tinggi.



27



Gambar 4.4 Flow Trajectories Velocity (X) pada 45° tampak atas



Gambar 4.5 Flow Trajectories Velocity (X) pada 45° tampak bawah



28



Gambar 4.6 Flow Trajectories Velocity (X) pada 45° isometrik



Gambar 4.4, Gambar 4.5, dan Gambar 4.6 menujukkan aliran kecepatan udara yang mengalir disekitar winglet yang memiliki cant angle 45° . Pemodelan objek ditampilkan tampak atas, bawah dan isometrik agar kecepatan aliran udara dapat diamati. Terlihat aliran udara dalam bentuk Flow Trajectories Velocity (X) memiliki degradasi warna yang berbeda – beda disetiap aliran yang melewati objek. Perubahan kecepatan



terbesar ditunjukkan pada degradasi warna



paling merah, terkecil adalah paling ungu. Sedangkan area dengan kecepatan sedang adalah area dengan warna kuning-hijau-biru. Degradasi warna menunjukkan perubahan kecepatan aliran yang mulanya berwarna hijau, kemudian bertabrakan dengan sayap pesawat berubah menjadi kuning. Pada permukaan ujung sayap bagian atas terlihat perubahan warna menjadi merah karena kecepatan aliran udara bertambah akibat mengenai permukaan atas airfoil sayap. Untuk bagian bawah sayap pesawat memiliki degradasi warna biru hal ini menunjukkan kecepatan aliran udara berkurang. Pada bagian ujung sayap yang memiliki cant angle 45° terlihat perubahan warna yang semula kuning menjadi hijau hal ini disebabkan karena udara mengenai permukaan winglet.



29



Gambar 4.7Flow Trajectories Velocity (X) pada 60° tampak atas



Gambar 4.8 Flow Trajectories Velocity (X) 60° tampak bawah



30



Gambar 4.9 Flow Trajectories Velocity (X) 60° isometrik



Gambar 4.7, Gambar 4.8, dan Gambar 4.9 menujukkan aliran kecepatan udara yang mengalir disekitar winglet yang memiliki cant angle 60° . Pemodelan objek ditampilkan tampak atas, bawah dan isometrik agar kecepatan aliran udara dapat diamati. Terlihat aliran udara dalam bentuk Flow Trajectories Velocity (X) memiliki degradasi warna yang berbeda - beda disetiap aliran yang melewati objek. Perubahan kecepatan



terbesar ditunjukkan pada degradasi warna



paling merah, terkecil adalah paling ungu. Sedangkan area dengan kecepatan sedang adalah area dengan warna kuning-hijau-biru. Degradasi warna menunjukkan perubahan kecepatan aliran yang mulanya berwarna hijau, kemudian bertabrakan dengan sayap pesawat berubah menjadi kuning. Pada permukaan ujung sayap bagian atas terlihat perubahan warna menjadi merah karena kecepatan aliran udara bertambah akibat mengenai permukaan atas airfoii sayap. Untuk bagian bawah sayap pesawat memiliki degradasi warna biru hal ini menunjukkan kecepatan aliran udara berkurang. Pada bagian ujung sayap yang memiliki cant angle 60° terlihat perubahan warna yang semula kuning menjadi hijau hal ini disebabkan karena udara mengenai permukaan winglet.



31



Gambar 4.10 Flow Trajectories Velocity (X) 90° tampak atas



Gambar 4.11 Flow Trajectories Velocity (X) 90° tampak bawah



32



Gambar 4.12 Flow Trajectories Velocity (X) 90° isometrik



Gambar 4.10, Gambar 4.11, dan Gambar 4.12 menujukkan aliran kecepatan udara yang mengalir disekitar winglet yang memiliki cant angle 90° . Pemodelan objek ditampilkan tampak atas, bawah dan isometrik agar kecepatan aliran udara dapat diamati. Terlihat aliran udara dalam bentuk Flow Trajectories Velocity (X) memiliki degradasi warna yang berbeda - beda disetiap aliran yang melewati objek. Perubahan kecepatan



terbesar ditunjukkan pada degradasi warna



paling merah, terkecil adalah paling ungu. Sedangkan area dengan kecepatan sedang adalah area dengan warna kuning-hijau-biru. Degradasi warna menunjukkan perubahan kecepatan aliran yang mulanya berwarna hijau, kemudian bertabrakan dengan sayap pesawat berubah menjadi kuning. Pada permukaan ujung sayap bagian atas terlihat perubahan warna menjadi merah karena kecepatan aliran udara bertambah akibat mengenai permukaan atas airfoii sayap. Untuk bagian bawah sayap pesawat memiliki degradasi warna biru hal ini menunjukkan kecepatan aliran udara berkurang. Pada bagian ujung sayap yang memiliki cant angle 90° terlihat perubahan warna yang semula kuning menjadi hijau hal ini disebabkan karena udara mengenai permukaan winglet.



33



4.1.2 Flow Trajectories Pressure Gambar-gambar berikut merupakan hasil flow simulation dengan variasi empat cant angle (00, 450, 600, 900). Menggunakan menu flow trajectories yang menggambarkan tekanan aliran udara berdasarkan sumbu (X) di sekitar permukaan winglet. Pada pemodelan ini akan ditampilkan dalan bentuk tampak atas, tampak bawah dan isometrik.



Gambar 4.13 Flow Trajectories Pressure (X) 0° tampak atas



34



Gambar 4.14 Flow Trajectories Pressure (X) 0° tampak bawah



Gambar 4.15 Flow Trajectories Pressure (X) 0° isometrik



Gambar 4.13, Gambar 4.14, dan Gambar 4.15 menujukkan aliran tekanan udara yang mengalir disekitar winglet yang memiliki cant



35



angle 0°. Pemodelan objek ditampilkan tampak atas, bawah dan isometrik agar tekanan aliran udara dapat diamati. Terlihat aliran udara dalam bentuk Flow Trajectories Pressure (X) memiliki degradasi warna yang berbeda - beda disetiap aliran yang melewati objek. Perubahan tekanan terbesar ditunjukkan pada degradasi warna paling merah, terkecil adalah paling ungu. Sedangkan area dengan tekanan



sedang adalah



area



dengan warna



kuning-hijau-biru.



Degradasi warna menunjukkan perubahan tekanan aliran yang mulanya berwarna biru terang, kemudian bertabrakan dengan sayap pesawat berubah menjadi kuning. Pada permukaan ujung sayap bagian atas terlihat perubahan warna menjadi biru tua karena tekanan aliran udara berkurang akibat mengenai permukaan atas airfoii sayap. Untuk bagian bawah sayap pesawat memiliki degradasi warna biru terang hal ini menunjukkan tekanan aliran udara bertambah. Pada bagian ujung sayap yang memiliki cant angle 0° tidak terjadi perubahan warna yang signifikan.



Gambar 4.16 Flow Trajectories Pressure (X) 45° tampak atas



36



Gambar 4.17 Flow Trajectories Pressure (X) 45° tampak bawah



Gambar 4.18 Flow Trajectories Pressure (X) 45° isometrik



Gambar 4.16, Gambar 4.17, dan Gambar 4.18 menujukkan aliran tekanan udara yang mengalir disekitar winglet yang memiliki cant angle 45°. Pemodelan objek ditampilkan tampak atas, bawah dan isometrik agar tekanan aliran udara dapat diamati. Terlihat aliran udara dalam bentuk Flow Trajectories Pressure (X) memiliki degradasi warna yang berbeda - beda disetiap aliran yang melewati objek. Perubahan



37



tekanan terbesar ditunjukkan pada degradasi warna paling merah, terkecil adalah paling ungu. Sedangkan area dengan tekanan sedang adalah area dengan warna kuning-hijau-biru. Degradasi warna menunjukkan perubahan tekanan aliran yang mulanya berwarna biru terang, kemudian bertabrakan dengan sayap pesawat berubah menjadi kuning. Pada permukaan ujung sayap bagian atas terlihat perubahan warna menjadi biru tua karena tekanan aliran udara berkurang akibat mengenai permukaan atas airfoii sayap. Untuk bagian bawah sayap pesawat memiliki degradasi warna biru terang hal ini menunjukkan tekanan aliran udara bertambah. Pada bagian ujung sayap yang memiliki cant angle 45° terjadi perubahan warna yang tadi semulanya bewarna biru muda berubah menjadi biru tua hal ini disebatkan karena udara mengalami perubahan tekanan akibat winglet.



Gambar 4.19 Flow Trajectories Pressure (X) 60° tampak atas



38



Gambar 4.20 Flow Trajectories Pressure (X) 60° tampak bawah



Gambar 4.21 Flow Trajectories Pressure (X) 60° isometrik



Gambar 4.19, Gambar 4.20, dan Gambar 4.21 menujukkan aliran tekanan udara yang mengalir disekitar winglet yang memiliki cant angle 60°. Pemodelan objek ditampilkan tampak atas, bawah dan isometrik agar tekanan aliran udara dapat diamati. Terlihat aliran udara dalam bentuk Flow Trajectories Pressure (X) memiliki degradasi warna berbeda - beda disetiap aliran yang melewati objek. Perubahan tekanan 39



terbesar ditunjukkan pada degradasi warna paling merah, terkecil adalah paling ungu. Sedangkan area dengan tekanan sedang adalah area dengan warna kuning-hijau-biru. Degradasi warna menunjukkan perubahan tekanan aliran yang mulanya berwarna biru terang, kemudian bertabrakan dengan sayap pesawat berubah menjadi kuning. Pada permukaan ujung sayap bagian atas terlihat perubahan warna menjadi biru tua karena tekanan aliran udara berkurang akibat mengenai permukaan atas airfoii sayap. Untuk bagian bawah sayap pesawat memiliki degradasi warna biru terang hal ini menunjukkan tekanan aliran udara bertambah. Pada bagian ujung sayap yang memiliki cant angle 60° terjadi perubahan warna yang tadi semulanya bewarna biru muda berubah menjadi biru tua hal ini disebatkan karena udara mengalami perubahan tekanan akibat winglet.



Gambar 4.22 Flow Trajectories Pressure (X) 90° tampak atas



40



Gambar 4.23 Flow Trajectories Pressure (X) 90° tampak bawah



Gambar 4.24 Flow Trajectories Pressure (X) 90° isometrik



Gambar 4.22, Gambar 4.23, dan Gambar 4.24 menujukkan aliran tekanan udara yang mengalir disekitar winglet yang memiliki cant angle 90°. Pemodelan objek ditampilkan tampak atas, bawah dan isometrik agar tekanan aliran udara dapat diamati. Terlihat aliran udara dalam bentuk Flow Trajectories Pressure (X) memiliki degradasi warna



41



berbeda - beda disetiap aliran yang melewati objek. Perubahan tekanan terbesar ditunjukkan pada degradasi warna paling merah, terkecil adalah paling ungu. Sedangkan area dengan tekanan sedang adalah area dengan warna kuning-hijau-biru. Degradasi warna menunjukkan perubahan tekanan aliran yang mulanya berwarna biru terang, kemudian bertabrakan dengan sayap pesawat berubah menjadi kuning. Pada permukaan ujung sayap bagian atas terlihat perubahan warna menjadi biru tua karena tekanan aliran udara berkurang akibat mengenai permukaan atas airfoii sayap. Untuk bagian bawah sayap pesawat memiliki degradasi warna biru terang hal ini menunjukkan tekanan aliran udara bertambah. Pada bagian ujung sayap yang memiliki cant angle 90° terjadi perubahan warna yang tadi semulanya bewarna biru muda berubah menjadi biru tua hal ini disebatkan karena udara mengalami perubahan tekanan akibat winglet. 4.1.3 Surface Plots Gambar-gambar berikut merupakan hasil flow simulation dengan variasi 4 cant angle (00 ,450 ,600 ,900). Menggunakan menu surface plots, yang menggambarkan beban pada permukaan model.



42



Gambar 4.25 Surface Plots Pressure 0° tampak atas



43



Gambar 4.26 Surface Plots Pressure 0° tampak bawah



Gambar 4.27 Surface Plots Pressure 0° isometrik



Pada Gambar 4.25, Gambar 4.26 dan Gambar 4.27 menujukkan aliran tekanan udara yang mengalir disekitar permukaan sayap cant angle 0°. Pemodelan objek ditampilkan tampak atas, bawah dan isometrik agar tekanan yang terjadi pada seluruh permukaan objek dapat diamati. Terlihat degradasi warna pada permukaan model yang berperan sebagai pressure akibat dialiri udara berkecepatan 272 m/s. Pada leading edge menampakkan permukaan berwarna hijau hal ini menunjukkan terjadi pressure yang besar pada permukaan tersebut. Sedangkan pada bagian atas lengkungan airfoil tekanan menurun yang ditandai dengan degradasi warna biru tua dan diikuti dengan warna biru muda pada bagian belakang permukaan sayap. Pada bagian ujung sayap yang tidak memiliki winglet atau can angle 0° tidak terjadi perubahan tekanan yang signifikan.



44



Gambar 4.28 Surface Plots Pressure 45° tampak atas



Gambar 4.29 Surface Plots Pressure 45° tampak kiri



45



Gambar 4.30 Surface Plots Pressure 45° isometrik



Pada Gambar 4.28, Gambar 4.29 dan Gambar 4.30 menujukkan aliran tekanan udara yang mengalir disekitar permukaan sayap cant angle 45°. Pemodelan objek ditampilkan tampak atas, bawah dan isometrik agar tekanan yang terjadi pada seluruh permukaan objek dapat diamati. Terlihat degradasi warna pada permukaan model yang berperan sebagai pressure akibat dialiri udara berkecepatan 272 m/s. Pada leading edge menampakkan permukaan berwarna hijau hal ini menunjukkan terjadi pressure yang besar pada permukaan tersebut. Sedangkan pada bagian atas lengkungan airfoil tekanan menurun yang ditandai dengan degradasi warna biru tua dan diikuti dengan warna biru muda pada bagian belakang permukaan sayap. Ujung sayap yang memiliki cant angle 45° mengalami perubahan tekanan akibat tekanan yang diteruskan dari leading edge. winglet dari sisi depan mengalami penurunan pressure dari warna hijau menjadi warna ungu dan kembali biru. Hal ini menunjukkan bahwa winglet mempengaruhi perubahan tekanan pada sayap, tekanan yang terjadi pada sayap diteruskan menuju winglet dan diperkecil.



46



Gambar 4.31 Surface Plots Pressure 60° tampak atas



Gambar 4.32 Surface Plots Pressure 60° tampak bawah



47



Gambar 4.33 Surface Plots Pressure 60° tampak isometrik



Pada Gambar 4.31, Gambar 4.32 dan Gambar 4.33 menujukkan aliran tekanan udara yang mengalir disekitar permukaan sayap cant angle 60°. Pemodelan objek ditampilkan tampak atas, bawah dan isometrik agar tekanan yang terjadi pada seluruh permukaan objek dapat diamati. Terlihat degradasi warna pada permukaan model yang berperan sebagai pressure akibat dialiri udara berkecepatan 272 m/s. Pada leading edge menampakkan permukaan berwarna hijau hal ini menunjukkan terjadi pressure yang besar pada permukaan tersebut. Sedangkan pada bagian atas lengkungan airfoil tekanan menurun yang ditandai dengan degradasi warna biru tua dan diikuti dengan warna biru muda pada bagian belakang permukaan sayap. Ujung sayap yang memiliki cant angle 60° mengalami perubahan tekanan akibat tekanan yang diteruskan dari leading edge. winglet dari sisi depan mengalami penurunan pressure dari warna hijau menjadi warna ungu dan kembali biru. Hal ini menunjukkan bahwa winglet mempengaruhi perubahan tekanan pada sayap, tekanan yang terjadi pada sayap diteruskan menuju winglet dan diperkecil.



48



Gambar 4.34 Surface Plots Pressure 90° tampak atas



Gambar 4.35 Surface Plots Pressure 90° tampak bawah



49



Gambar 4.36 Surface Plots Pressure 90° isometrik



Pada Gambar 4.34, Gambar 4.35 dan Gambar 4.36 menujukkan aliran tekanan udara yang mengalir disekitar permukaan sayap cant angle 90°. Pemodelan objek ditampilkan tampak atas, bawah dan isometrik agar tekanan yang terjadi pada seluruh permukaan objek dapat diamati. Terlihat degradasi warna pada permukaan model yang berperan sebagai pressure akibat



dialiri



udara



berkecepatan



272



m/s.



Pada



leading



edge



menampakkan permukaan berwarna hijau hal ini menunjukkan terjadi pressure yang besar pada permukaan tersebut. Sedangkan pada bagian atas lengkungan airfoil tekanan menurun yang ditandai dengan degradasi warna biru tua dan diikuti dengan warna biru muda pada bagian belakang permukaan sayap. Ujung sayap yang memiliki cant angle 90° mengalami perubahan tekanan akibat tekanan yang diteruskan dari leading edge. winglet dari sisi depan mengalami penurunan pressure dari warna hijau menjadi warna ungu dan kembali biru. Hal ini menunjukkan bahwa winglet mempengaruhi perubahan tekanan pada sayap, tekanan yang terjadi pada sayap diteruskan menuju winglet dan diperkecil.



4.1.4 Goal Plot Hasil perhitungan flow simulation didapat dengan menggunakan global goal pada menu goal plot.



50



Tabel 4.1 Goal Plots 0° cant angle winglet Goal Name



Unit



GG Av Static Pressure



[Pa]



GG Av Total Pressure



[Pa]



GG Av Dynamic Pressure



[Pa]



GG Av Velocity (X)



[m/s]



GG Av Velocity (Y)



[m/s]



GG Av Velocity (Z)



[m/s]



Gaya Drag



[N]



Gaya Lift



[N]



GG Force (Z)



[N]



Averaged Value 30115.99025



Minimum Value 30115.73645



Maximum Value 30116.35123



50456.11294



50455.1923



50457.03017



16720.48783



16719.76055



16721.14111



270.0147748



270.0067583



270.0226685



-1.199284802



-1.208634527



-1.185546296



1.121807466



1.119925558



1.124187817



39360.96767



39249.43471



39519.37282



41367.24998



40611.73367



41878.91838



-10820.43347



-10899.30054



-10755.45113



0.021836202



0.021437394



0.022106292



0.020777162



0.020718288



0.020860778



Koefisien Lift Koefisien Drag



Tabel 4.2 Goal Plots 45° cant angle winglet Goal Name



Unit



Averaged Value 30109.79202



GG Av Static Pressure



[Pa]



GG Av Total Pressure



[Pa]



GG Av Dynamic Pressure



[Pa]



GG Av Velocity (X)



[m/s]



GG Av Velocity (Y)



[m/s]



GG Av Velocity (Z)



[m/s]



gaya Drag



[N]



gaya Lift



[N]



GG Force (Z)



[N]



Minimum Value 30108.83183



Maximum Value 30110.58915



50432.10997



50431.28261



50432.49819



16708.4087



16707.90759



16708.83464



269.8829792



269.8766067



269.8893748



-0.672977573



-0.695424795



-0.648488009



1.280904062



1.278620656



1.28347198



59100.76617



58996.94168



59199.87141



34457.01626



32973.31416



35724.71273



-20355.60361



-20514.34451



-20189.79921



0.018188552



0.017405362



0.018857721



0.031197052



0.031142247



0.031249366



Koefisien Lift Koefisien Drag



Tabel 4.3 Goal Plots 60° angle winglet Goal Name



Unit



GG Av Static Pressure



[Pa]



GG Av Total Pressure



[Pa]



GG Av Dynamic Pressure



[Pa]



GG Av Velocity (X)



[m/s]



GG Av Velocity (Y)



[m/s]



Averaged Value 30104.03624



Minimum Value 30102.62916



Maximum Value 30104.85388



50310.0048



50308.19737



50311.3038



16627.71808



16625.8614



16629.52905



269.2622223



269.2441728



269.2817526



-0.647520127



-0.659501057



-0.630671873



51



GG Av Velocity (Z)



[m/s]



gaya Drag



[N]



gaya Lift



[N]



GG Force (Z)



[N]



1.401627697



1.39676248



1.406343981



53965.35757



53776.46925



54140.12007



35389.84908



34659.36433



36118.89665



-16350.81782



-16436.87793



-16272.42859



0.018680959



0.018295364



0.019065795



0.028486265



0.028386558



0.028578515



Koefisien Lift Koefisien Drag



Tabel 4.4 Goal Plots 90° cant angle winglet Goal Name



Unit



GG Av Static Pressure



[Pa]



GG Av Total Pressure



[Pa]



GG Av Dynamic Pressure



[Pa]



GG Av Velocity (X)



[m/s]



GG Av Velocity (Y)



[m/s]



GG Av Velocity (Z)



[m/s]



gaya Drag



[N]



gaya Lift



[N]



GG Force (Z)



[N]



Averaged Value 30105.02596



Minimum Value 30104.17831



Maximum Value 30105.96897



50369.92525



50368.20677



50371.81613



16669.15253



16667.19782



16670.96434



269.6202063



269.5971807



269.6390994



-1.253516196



-1.289752278



-1.200879394



1.530722623



1.527359455



1.533709065



43583.83437



43466.95457



43699.09203



47911.00182



46092.58165



49265.19613



-15495.98699



-15606.40058



-15361.57005



0.025290412



0.024330525



0.026005228



0.023006253



0.022944556



0.023067093



Koefisien Lift Koefisien Drag



Tabel 4.1, Tabel 4.2, Tabel 4.3 dan Tabel 4.4 menjelaskan tentang hasil Goal Plots pada 4 variasi cant angle (0°, 45°, 60°, 90°). Nilai Koefisien Lift (angkat) tertinggi terdapat pada cant angle 90° yaitu 0.025290412 dan nilai terendah pada cant angle 60° yaitu 0.018680959. Untuk nilai Koefisien Drag (hambat) tertinggi terdapat pada cant angle 45° yaitu 0.031197052 dan untuk nilai terendah terdapat pada cant angle 0° yaitu 0.020777162.



4.2 Hasil Simulasi CL/CD



52



Hasil simulasi yang ditunjukkan pada Tabel 4.5 adalah hasil dari perbandingan koefisien Lift dan Drag (CL/CD) pada masing-masing variasi cant angle 0°,45°,60° dan 90°. Tabel 4.5 Koefisien lift dan drag variasi cant angle winglet Goal Name



0°



45°



60°



90°



Koefisien Lift



0.02183620



0.01818855



0.01868095



0.02529041



Koefisien Drag



0.02077716



0.03119705



0.02848626



0.02300625



1.050971355



0.583021472



0.655788089



1.099284325



CL/CD



Pada Tabel 4.5 menunjukkan bahwa winglet dengan variasi cant angle 90° memiliki nilai CL/CD tertinggi yaitu 1.099284325. Sedangkan cant angle 45° adalah yang terendah dengan nilai 0.583021472.



Koefisien Lift dan Drag 0.035 0.03 0.025 0.02



0.015 0.01 0.005 0 0°



45° Koefisien Lift



53



60° Koefisien Drag



90°



Gambar 4.27 Grafik CL dan CD terhadap cant angle



CL/CD 1.2 1 0.8 0.6 0.4 0.2 0 1



2



3



4



Gambar 4.28 Grafik CL/CD



Gambar 4.27 dan Gambar 28 menunjukkan bahwa nilai Koefisien Lift dan CL/CD tertinggi terdapat pada variasi cant angle 90°. Hal ini menunjukkan bahwa pemberian winglet pada sayap pesawat terbang dengan variasi cant angle 90° akan meningkatkan kinerja atau performa pesawat tersebut.



54



Daftar Pustaka 1. Covert, Eugene E., 1985, Thrust and Drag : Its Prediction and Verification, American Institute of Aeronautics and Astronautics, New York. 2. Versteeg, H.K and Malalasekera, W., 2007, An Introduction to Computational Fluid Dynamics, Pearson Education Limited, Harlow, hal 1.



55



3. ______, 2001, The Bell Training Academy, Bell Helicopter Textron Inc, Fort Worth, hal 5. 4. Dommasch., Sherby, Sydney S., and Connolly, Thomas F.,1961, Airplane Aerodynamics (3rd ed), New York. 5. Bromfield, Mike and Dillman, Brian, 2015, The Effects of Using an Angle of Attack System on Pilot Performance and Workload during Selected Phases of Flight, Journal Articles by Procedia Manufacturing, Vol 3, hal 3223. 6. ______,2019, http://airfoiltools.com/airfoil/details?airfoil=clarky-il, diakses pada tanggal 4 Februari 2018. 7. ______,2001,



“Spesifikasi



Bell



412EP”



http://www.flugzeuginfo.net/acdata_php/acdata_412_en.php, diakses pada tanggal 18 desember 2018



56