aerodinamika - gunadarma

of 81 /81
AERODINAMIKA

Author: others

Post on 07-Nov-2021

3 views

Category:

Documents


0 download

Embed Size (px)

TRANSCRIPT

DARI HAMBATAN UDARA KETIKA BENDA TERSEBUT
MELAJU DENGAN KENCANG.
terkait hubungannya dengan perkembangan
berkaitan dengan aerodinamika adalah kecepatan
kendaraan dan hambatan udara ketika kendaraan itu
melaju.
AERODINAMIKA
AERODINAMIKA
Aerodinamika berasal dari dua buah kata yaitu aero yang berarti bagian dari udara
atau ilmu keudaraan dan dinamika yang berarti cabang ilmu alam yang menyelidiki
benda - benda bergerak serta gaya yang menyebabkan gerakan gerakan tersebut.
AERODINAMIKA
DINAMIKA YANG DIARTIKAN KEKUATAN ATAU TENAGA.
JADI AERODINAMIKA DAPAT DIARTIKAN SEBAGAI ILMU
PENGETAHUAN MENGENAI AKIBAT-AKIBAT YANG DITIMBULKAN
UDARA ATAU GAS-GAS LAIN YANG BERGERAK.
AERODINAMIKA HANYA BERLAKU PADA KENDARAAN-KENDARAAN YANG
MENCAPAI KECEPATAN DIATAS 80 KM/ JAM SAJA, SEPERTI YANG
DITERAPKAN PADA MOBIL SEDAN, FORMULA 1, MOTO GP. UNTUK
KENDARAAN-KENDARAAN YANG KECEPATANNYA DIBAWAH 80 KM/ JAM
AERODINAMIS TIDAK BEGITU DIPERHATIKAN, SEPERTI PADA MOBIL-MOBIL
KELUARGA, MOBIL LAND ROVER DAN SEJENISNYA. PADA KENDARAAN
YANG MEMPUNYAI KECEPATAN DIATAS 80 KM/JAM FAKTOR AERODINAMIS
DIGUNAKAN UNTUK MENGOPTIMALKAN KECEPATANNYA DISAMPING
UNJUK PERFORMA MESIN JUGA BERPENGARUH .
AERODINAMIKA
dan berlawanan dengan jalur penerbangan
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
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, dan menunjukkan persentase dari chord. Maximum thickness membantu mendefinisikan bentuk dari airfoil dan juga performa dari airfoil tersebut.
ANGLE OF ATTACK Sudut serang adalah sudut yang dibentuk oleh tali busur sebuah airfoil dan arah aliran udara yang
melewatinya (relative wind). Biasanya diberi tanda α (alpha). Untuk airfoil simetris, besar lift yang
dihasilkan akan nol bila sudut serang nol, sedang pada airfoil tidak simetris sekalipun sudut serang nol
tetapi gaya angkat telah timbul. Gaya angkat menjadi nol bila air foil tidak simetis membentuk sudut
negatif terhadap aliran udara. Sudut serang dimana gaya angkat sebesar nol ini disebut zero angle lift.
STALL
STALL
Dari beberapa hal, bagusnya kinerja penerbang dalam sebuah penerbangan bergantung pada
kemampuan untuk merencanakan dan berkordinasi dengan penggunaan tenaga (power) dan kendali
pesawat untuk mengubah gaya dari gaya dorong (thrust), gaya tahan (drag), gaya angkat (lift) dan berat
pesawat (weight). Keseimbangan dari gaya-gaya tersebutlah yang harus dikendalikan oleh penerbang.
Makin baik pemahaman dari gaya-gaya dan cara mengendalikannya, makin baik pula ketrampilan
seorang penerbang.
oleh mesin (powerplant)/baling-
objek lain. Drag kebalikan dari 'thrust', dan beraksi ke belakang
paralel dengan arah angin relatif (relative wind).
WEIGHT
pesawat itu sendiri, awak pesawat, bahan bakar, dan
kargo atau bagasi. Weight menarik pesawat ke bawah
karena gaya gravitasi. Weight melawan 'lift' (gaya
angkat) dan beraksi secara vertikal ke bawah melalui
pusat gravitasi pesawat.
pada arah penerbangan melalui center
of lift' dari sayap.
mana tegak lurus dengan aliran.
pUsaran udara dibentuk dibelakang silinder dimana
terdapat faktor jumlah frekuensi. Yaitu, ukuran silinder,
kecepatan aliran
Then
and, assuming that this function (. . .) may be put in the form
where C is a constant and a, b, e and f are some unknown indices
in dimensional form leads to
where each factor has been replaced by its dimensions. Now the dimensions
of both sides must be the same and therefore the indices of M, L and T on the
two sides of the equation may be equated as follows:
Mass(M) 0 =e
Time (T) -1 = -b-f
Here are three equations in four unknowns. One unknown must therefore be left
undetermined: f, the index of u, is selected for this role and the equations are solved
for a, b and e in terms off.
The solution is, therefore,
where g represents some function which, as it includes the undetermined constant C and
index f, is unknown from the present analysis. Although it may not appear so at first
ight, Eqn (1.38) is extremely valuable, as it shows that the values of nd/V should epend
only on the corresponding value of Vd/v, regardless of the actual values of the original
variables. This means that if, for each observation, the values of nd/V and Vd/v are
alculated and plotted as a graph, all the results should lie on a single curve, this curve
representing the unknown function g. A person wishing to estimate the eddy frequency
for some given cylinder, fluid and speed need only calculate the value of Vd/v, read
from the curve the corresponding value of nd/V and convert this to eddy frequency n.
Thus the results of the series of observations are now in a usable form.
Consider for a moment the two compound
variables derived above:
(b) Vd/v. The dimensions of this are given by
Assume, then, that the aerodynamic force, or one of its components, is denoted by F
and when fully immersed depends on the following quantities: fluid density p, fluid
kinematic viscosity v, stream speed V, and fluid bulk elasticity K. The force and moment
will also depend on the shape and size of the body, and its orientation to the stream.
If, however, attention is confined to geometrically similar bodies, e.g. spheres, or
models of a given aeroplane to different scales, the effects of shape as such will be
eliminated, and the size of the body can be represented by a single typical dimension;
e.g. the sphere diameter, or the wing span of the model aeroplane, denoted by D.
Then, following the method above
The Eqns (1.40) may then be solved for a, b and c in terms of d and e giving
and V/a is the Mach number, M, of the free stream. Therefore equation may be
written as :
where g(VD/v) and h(M) are undetermined functions of the stated compound variables.
Thus it can be concluded that the aerodynamic forces acting on a family of
geometrically similar bodies (the similarity including the orientation to the stream),
obey the law
An aircraft and some scale models of it are tested under various
conditions, given below. Which cases are dynamically similar to
the aircraft in flight, given as case (A)?
Case (A) represents the full-size aircraft at 6000 m. The other cases represent
models under test in various types of wind-tunnel. Cases (C), (E) and (F), where the
relative density is greater than unity, represent a special type of tunnel, the
compressed-air tunnel, which may be operated at static pressures in excess of
atmospheric.
From the figures given above, the Reynolds number VDp/p may be calculated for
each case. These are found to be
From the figures given above, the Reynolds number VDp/p may be calculated for
each case. These are found to be
It is seen that the values of Re for cases (C) and (E) are very close to that for the full-size
aircraft. Cases (A), (C) and (E) are therefore dynamically similar, and the flow patterns in
these three cases will be geometrically similar. In addition, the ratios of the local velocity to
the free stream velocity at any point on the three bodies will be the same for these three
cases. Hence, from Bernoulli's equation, the pressure coeficients will similarly be the same in
these three cases, and thus the forces on the bodies will be simply and directly related.
Cases (B) and D) have Reynolds numbers considerably less than (A), and are, therefore, said
to represent a 'smaller aerodynamic scale'. The flows around these models, and the forces
acting on them, will not be simply or directly related to the force or flow pattern on the full-
size aircraft. In case (F) the value of Re is larger than that of any other case, and it has the
largest aerodynamic scale of the six.
An aeroplane approaches to land at a speed of 40 m s-l at sea level. A 1/5th scale
model is tested under dynamically similar conditions in a Compressed Air Tunnel (CAT)
working at 10 atmospheres pressure and 15°C. It is found that the load on the tailplane is
subject to impulsive fluctuations at a frequency of 20 cycles per second, owing to eddies
being shed from the wing-fuselage junction. If the natural frequency of flexural vibration
of the tailplane is 8.5 cycles per second, could this represent a dangerous condition?
For dynamic similarity, the Reynolds numbers must be equal. Since the temperature of the
atmosphere equals that in the tunnel, 15°C, the value of p is the same in both model and
full-scale cases. Thus, for similarity
This is very close to the given natural frequency of the tailplane, and there is thus a
considerable danger that the eddies might excite sympathetic vibration of the tailplane,
possibly leading to structural failure of that component. Thus the shedding of eddies at
this frequency is very dangerous to the aircraft.
An aircraft flies at a Mach number of 0.85 at 18300m where the pressure is
7160Nm-2 and the temperature is -56.5 "C. A model of l/lOth scale is to be tested
in a highspeed wind-tunnel. Calculate the total pressure of the tunnel stream
necessary to give dynamic similarity, if the total temperature is 50 "C. It may be
assumed that the dynamic viscosity is related to the temperature as follows:
If the total pressure available in the tunnel is less than this value, it is not possible to
achieve equality of both the Mach and Reynolds numbers. Either the Mach number
may be achieved at a lower value of Re or, alternatively, Re may be made equal at
a lower Mach number. In such a case it is normally preferable to make the Mach
number correct since, provided the Reynolds number in the tunnel is not too low, the
effects of compressibility are more important than the effects of aerodynamic scale
at Mach numbers of this order. Moreover, techniques are available which can
alleviate the errors due to unequal aerodynamic scales.
ABDUL MUCHLIS
studi aeronautika. Hal ini sering disebut aerodinamika kompresibel, karena efek kompresibilitas udara tidak dapat diabaikan. Pembagian kecepatan penerbangan ditandai oleh Mach Number yang merupakan rasio kecepatan pesawat dengan kecepatan suara lokal. Penerbangan kurang dari kecepatan suara disebut subsonik, mendekati kecepatan suara yang transonik, lebih besar dari kecepatan suaranya supersonik, dan sangat jauh lebih besar dari kecepatan suaranya yang hipersonik. Fenomena aliran yang berbeda hadir di masing-masing berbagai pembagian penerbangan.
Mach Number
Saat sebuah pesawat bergerak melalui udara, molekul udara di dekat pesawat terganggu dan bergerak di sekitar pesawat. Jika pesawat melewati kecepatan rendah, biasanya kurang dari 250 mph, kerapatan udara tetap konstan. Tapi untuk kecepatan yang lebih tinggi, beberapa energi pesawat terbang menekan udara dan mengubah kerapatan udara secara lokal. Efek kompresibilitas ini mengubah jumlah gaya yang dihasilkan pada pesawat terbang. Efeknya menjadi lebih penting seiring kecepatan meningkat. Dekat dan di luar kecepatan suara, sekitar 330 m/s atau 760 mph, gangguan kecil pada aliran ditransmisikan ke lokasi lain secara isentropis atau dengan entropi konstan. Tapi gangguan tajam menghasilkan gelombang kejut yang mempengaruhi baik lift maupun drag pesawat terbang.
Mach Number
Rasio kecepatan pesawat terhadap kecepatan suara di gas menentukan besarnya banyak efek kompresibilitas. Karena pentingnya rasio kecepatan ini, para ahli aerodinamika telah menetapkannya dengan parameter khusus yang disebut Mach Number untuk menghormati Ernst Mach, seorang fisikawan abad ke-19 yang mempelajari dinamika gas. Mach Number M memungkinkan kita untuk menentukan pembagian penerbangan dimana efek kompresibilitasnya bervariasi.
Mach Number
Subsonik Kondisi subsonik terjadi pada bilangan Mach kurang
dari satu, M <1. Untuk kondisi subsonik terendah, kompresibilitas bisa diabaikan.
TRANSONIK Karena kecepatan objek mendekati kecepatan suara,
Mach Number penerbangan hampir sama dengan satu, M = 1, dan alirannya dikatakan transonik. Di beberapa tempat pada objek, kecepatan lokal melebihi kecepatan suara.
SUPERSONIK Kondisi supersonik terjadi pada angka Mach lebih
besar dari satu, 1 <M <3. Efek kompresi penting untuk pesawat supersonik, dan gelombang kejut dihasilkan oleh permukaan objek. Untuk kecepatan supersonik tinggi, 3 <M <5, aerodinamis HEATING juga menjadi sangat penting untuk desain pesawat terbang.
Untuk kecepatan yang lebih besar dari lima kali kecepatan suara, M> 5, alirannya dikatakan hipersonik. Pada kecepatan ini, sebagian energi benda sekarang beralih ke ikatan kimia yang menarik yang menahan molekul nitrogen dan oksigen di udara. Pada kecepatan hipersonik, kimia udara harus dipertimbangkan saat menentukan kekuatan pada objek. Space Shuttle kembali memasuki atmosfer dengan kecepatan hipersonik tinggi, M ~ 25. Dengan kondisi seperti ini, udara yang dipanaskan menjadi plasma gas terionisasi dan pesawat ruang angkasa harus diisolasi dari suhu tinggi.
Hipersonik
Untuk aliran supersonik dan hipersonik, gangguan kecil ditransmisikan ke hilir dalam kerucut. Pinus trigonometri dari sudut kerucut b sama dengan kebalikan dari bilangan Mach M dan sudutnya karenanya disebut sudut Mach.
MACH ANGLE
Object Motion