1

AERODINAMIKA

Pesawat Terbang terdiri dari:1. Lifting bodies:

memberikan konstribusi pada gaya angkat pesawat, prestasi dan stabilitas

– Wing

– Horizontal Stabilizer

– Vertical Stabilizer

– Control Surfaces

2. Non-Lifting bodies:

menjadi penyebab gaya hambat pesawat– Fuselage

– Landing Gear+Cowlings

– Engine+Cowlings

– Etc

Cowlings berfungsi sebagai drag reduction

Salah satu bagian terpenting dari pesawat, agar pesawat tersebut dapat terbang adalah sayap. Untuk menghitung aerodinamika sayap terdapat dua pendekatan:

- Dua dimensi (profil teori)

mempelajari bentuk profil, distribusi pressure dan koeffisien aerodinamik untuk profil

- Tiga dimensi (wing teori)

mempelajari pengaruh 3 dimensi dari sayap. Biasanya gaya angkat yang dihasilkan lebih kecil dari gaya angkat 2D (profil)

2

AERODINAMIKA

ALIRAN POTENSIAL

Asumsi:

• Kondisi aliran non-viscous (inviscid)

• Incompressible ( konstan di setiap tempat)

• Irrotational

1. Arus Seragam (uniform stream)

Arus seragam memiliki stream function dan velocity potential, dimana kecepatan potensial dalam arah horisontal adalah V tak hingga dan kecepatan potensial dalam arah vertikal adalah 0 (nol)

3

AERODINAMIKA

2. Source

Aliran melewati lubang-lubang source diskrit ke arah luar (cylindrical radial outflow). Kecepatan potensial aliran yang keluar dengan radius r adalah sama dengan +Vr

3. Sink

Kecepatan potensial sink adalah sama dengan –Vr. Besarnya sama untuk radius r, namun arahnya ke dalam

4. Vortex

Kecepatan dalam arah tangensial dalam vortex adalah sama dengan V=c/r. Kecepatan tersebut adalah fungsi dari radius

4

AERODINAMIKA

5. Doublet

Doublet merupakan superposisi source dan sink. Aliran potensial akibat garis source dan sink seperti tergambar. Source yang simetri dengan sink dan terpisah sejauh a, ketika dilewati arus seragam, mengakibatkan perubahan arah arus seragam. Ketika melewati source, arus seragam didorong ke atas dan ketika melalui sink, arus seragam tertarik ke bawah. Jika jarak a demikian dekatnya, atau sangat kecil, maka superposisi ini dinamakan doublet

5

AERODINAMIKA

SUPERPOSISI

1. Arus Seragam + Source

akan menghasilkan profil aliran ketika melewati sebuah airfoil

2. Arus Seragam + Doublet

akan menghasilkan profil aliran yang menyerupai aliran seragam yang melewati sebuah silinder

6

AERODINAMIKA

3. Arus Seragam +Doublet+Vortex

menghasilkan profil aliran yang menyerupai aliran seragam ketika melewati silinder yang berputar

7

AERODINAMIKA

CONFORMAL MAPPING

Bentuk silinder ditransformasikan menjadi airfoil simetris

8

AERODINAMIKA

Definisi –definisi pada Airfoil

• Leading Edge dan Trailing Edgeujung terdepan dan terbelakang “mean line”

• Chord Linegaris lurus yang menghubungkan leading edge dan trailing edge.Panjang chord line disebut chord length atau chord (c)

• Section Thickness (t)jarak maksimum antara titik yang bersesuaian dari permukaan atas dan bawah profil.Biasa dinyatakan dengan perbandingan tebal terhadap chord (t/c)

• Nose Radiusketajaman leading edge

• Chamberjarak antara titik-titik yang bersesuaian dari mean line dan chord line (yc)

• Tail Angle (f)sudut antara garis tangensial permukaan atas dan bawah profil

9

AERODINAMIKA

Definisi –definisi pada Airfoil

• Angle of Attack ()sudut antaragaris chord dan arah aliran udara bebas. ( positif - nose up)

• Zero Lift Angle (0)sudut serang yang tidak menghasilkan gaya angkat

• Center of Pressure (c.p)perpotongan vektor resultan gaya angkat dengan chord line. Posisi c.p berubah terhadap

• Aerodinamic Center (a.c)suatu titik dimana momen tukik pada suatu tekanan dinamik tidak tergantung pada harga hingga gaya angkat maksimum dicapai. Biasanya a.c diasumsikan sebagai 0.25 c.

10

AERODINAMIKA

PROFIL THEORY

• Profil teori berbicara tentang problem dua dimensi dari sebuah sayap atau dengan kata lain aliran udara pada sayap yang lebarnya tak terhingga (y konstan)

• Distribusi kecepatan airfoil ditentukan oleh tiga komponen:

– Basic thickness pada sudut serang= 0– Mean line– Perubahan sudut serang yang mengakibatkan

penambahan beban

• Mean line (chamber) menentukan:– Distribusi beban dalam arah chord– Sudut serang dimana lift=0– Koefisien pitching momen (Cm)

• Profil teori sudah berkembang sejak lama. Diantaranya contoh beberapa profil yang telah dipatenkan:

11

AERODINAMIKA

Sintesis distribusi tekanan1. Airfoil simetri pada sudut

serang nol memiliki kurva distribusi tekanan dengan v/V = 1.2 pada x/c = 0.5

2. Mean line pada sudut serang nol memiliki kurva v/V yang linier pada v/V = 0.2 dan menurun pada x/c = 0.6

3. Superposisi antara Airfoil simetri dan Mean Line menghasilkan cambered airfoil pada susut serang nol.

v/V ± v/V Kurva tersebut menunjukkan perbedaan tekanan pada upper surface dan lower surface cambered airfoil

4. Penurunan keepatan akibat perubahan sudut serang pada airfoil simetri (va/V)

5. Perubahan tekanan total pada saat cambered airfoil diberi sudut serang tertentu

12

AERODINAMIKA

Perbandingan Distribusi Tekanan

Secara teoritis, distribusi tekanan pada airfoil NACA 66(215)-216 tidak jauh beda dengan distribusi tekanan hasil eksperimen

NACA 0012

NACA 0012 adalah airfoil simetri dengan thickness ratio=12% chord.

13

AERODINAMIKA

NACA 0012

Kurva cl- dan cm-• Pada kondisi standard roughness 6.0 x 106, koefisien

gaya angkat maksimum yang dapat dicapai sekitar 1.0

• Pada bilangan Re = 9.0 x 106, koefisien gaya angkat maksimum sekitar 1.4

• Apabila 0.2c split flap didefleksikan sebesar 60o maka koefisien gaya angkat akanmeningkat hingga mencapai 2.4

14

AERODINAMIKA

NACA PROFILES• NACA profiles merupakan salah satu airfoil yang

sering dipakai dalam mendesain pesawat. NACA ini dikembangkan oleh NASA sejak akhir tahun 1930

• Beberapa nomenklatur airfoil suah diketahui: chord, thickness, camber, chordline, mean camber line, leading edge, dantrailing edge

• Bentuk semua airfoil standard NACA dibentuk dari mean camber line yang mendapatkan penambahan distribusi ketebalan simetri (symetrical thickness distribution)

• Dalam setiap NACA series akan dibahas ttg: station dan ordinat dalam % airfoil chord utk permukaan atas dan bawah, Kurva Cl- dan Cm-, Kurva Cl-Cd, Cm-Cd

NACA PROFILES :1. NACA Four-digit series NACA 24122. NACA Five-digit series NACA 230123. Modified NACA Four and Five digit series

NACA 1.8 2514-1.1 30/0.50

4. NACA 1-series NACA 16-212

5. NACA 6-series NACA 653-218-(1.5) (16.5), a =

0.56. NACA 7 series NACA 747A315

15

AERODINAMIKA

NACA Four-digit series

16

AERODINAMIKA

• Kurva Cl-a menunjukkan karakteristik gaya angkat airfoil NACA 2412 dimana untuk koefisien gaya angkat yang sebenarnya dipilih pada standard roughness atau pada bilangan Reynold tertentu

17

AERODINAMIKA

31

18

AERODINAMIKA

32

19

AERODINAMIKA

33

20

AERODINAMIKA

34

21

AERODINAMIKA

35

22

AERODINAMIKA

PENGARUH VISKOSITAS (REYNOLD NUMBER)

–Airfoil dan circular cylinder menghasilkan drag yang sama besar ketika melewati aliran udara dengan kecepatan V

–Airfoil: Laminar airfoil NACA 634-021 dengan lapisan batas laminar; CD0=0.006 pada Rl=106 s/d 107

–Circular Cylinder: CD0=1.0 pada Rl=104 s/d 105

–Rasio antara chord airfoil l dengan diameter d silinder adalah l/d = 1.0/0.006 = 167

The Reynolds Dye Experiment

Aliran dalam air menjadi terlihat dengan bantuan injeksi dari dye.

a)Aliran Laminar, Re=1150b)Aliran turbulen, Re=2520

23

AERODINAMIKA

Regime aliran yang melewati sebuah silinder menunjukkan bagaimana pengaruh bilangan Reynold terhadapperubahan aliran dari laminar ke turbulen. Untuk bilangan Reynold sangat rendah (misal: 5), maka aliran tidak akan mengalami separasi seperti halnya ketika bilangan Reynold sangat tinggi (misal 3.5x106).

Bentuk profil benda akan menentukan drag yang akan dialami oleh benda tersebut. Drag juga akan meningkat dengan bertambahnya kecepatan aliran (bilangan Mach). Peningkatan drag terjadi ketika bilangan Mach melewati 0.5. Drag juga sangat dipengaruhi oleh bentuk profil.

24

AERODINAMIKA

Typical Boundary Layer Structure

Pelat datar yang dilewati aliran berkecepatan rendah akan memiliki Xcr yang lebih panjang dibanding pelat datar yang dilewati aliran dengan kecepatan tinggi. Xcr adalah panjang aliran laminar sebelum akhirnya mencapai zona transisi hingga menjadi turbulen. Dalam aliran turbulen masih memiliki laminar sublayer (lapisan laminar) setelah terjadinya partial separation.

Koefisien Gaya Hambat untuk Pelat Datar Smooth

Koefisien gaya hambat akibat aliran laminar akan semakin menurun dengan meningkatnya harga bilangan Reynold. Tetapi pada bilangan Reynold tertentu aliran laminar akan mengalami transisi dan menjadi aliran turbulen

25

AERODINAMIKA

22

26

AERODINAMIKA

• Akibat perubahan harga bilangan Mach maka dCl/d akan berubah. High Subsonic Mach number akan memiliki dCl/dyang lebih tinggi dibanding low Mach number

• Ketika force divergence Mach number tercapai maka harga Cd akan meningkat dengan cepat. Kecepatan ini disebut dengan drag divergensi atau drag rise Mach number. Drag meningkat karena hilangnya energi pada normal shock wave dan separasi lapisan batas; peningkatan drag ini disebut dengan wave drag

• Aliran yang terseparasi di belakang shock wave seringkali menyebabkan buffeting pada pesawat. Yang paling umum adalah disebabkan oleh aliran yang mengenai horizontal stabilizer. Terbang pada kecepatan transonik akan menyebabkan pesawat mengalami buffeting, sehingga pesawat supersonik akan terbang melewati region ini secepat mungkin. Gambar menunjukkan kurva antara Cl dengan Mach number, dimana terjadi penurunan gaya angkat ketika initial buffeting dilewati

27

AERODINAMIKA

FENOMENA ALIRAN SUPER KRITIS

• Mencari Drag yang kecil pada aliran mendekati kecepatan suara (aliran kompressible), karena pada aliran ini ada fenomena schock wave, yang menyebabkan jatuhnya secara tiba-tiba harga Cp

28

AERODINAMIKA

HIGH LIFT DEVICES (HLD)• adalah suatu mekanisme pada sayap pesawat yang

berfungsi memberikan tambahan gaya angkat maksimum sehingga prestasi maupun manouvreability pesawat meningkat

• Parameter yang menentukan kualitas aerodinamika suatu airfoil adalah:

– The Lift-to-Drag ratio, L/D, Airfoil yang baik menghasilkan lift dengan drag yang kecil

– The maximum lift coefficient, Clmax.

• Untuk pesawat lengkap, Koefisien maksimum gaya angkat menentukan kecepatan stall pesawat. Pada profil yang sudah tetap, agar Clmax meningkat maka digunakan HLD.

29

AERODINAMIKA

• Konfigurasi airfoil NACA 653-118 dengan 0.309c double-slotted flaps dalam posisi flaps (retracted)

• Dari Kurva CL-: Pada saat posisi flap tidak terdefleksi, gaya angkat maksimum yang dapat dicapai adalah sekitar 1.5. Namun pada saat flaps didefleksikan 65 derajat, gaya angkat maks. meningkat hingga mencapai sekitar 3.3

Hanya saja sudut serang pada saat gaya angkat maksimum terjadi penurunan

30

AERODINAMIKA

DEFINISI-DEFINISI PADA SAYAP • Leading Edge dan Trailing Edge

garis yang melalui leading edge dan trailing edge chord sayap

• Root Chord dan Tip Chord (cr, ct)chord length penampang sayap pada bisang simetri (center of fuselage) dan bagian terluar sayap

• Taper Ratio ()perbandingan ct terhadap cr

• Gross Wing Area/Design Wing Area (S)proyeksi sayap pada bidang XOY (central wing)

• Net wing area (Snet)gross wing area dikurangi bagian sayap pada fuselage (central wing)

• Span (b)panjang dari wing-tip ke wing-tip

2b

0

dyc2S

31

AERODINAMIKA

DEFINISI-DEFINISI PADA SAYAP

• Geometric mean chord atau Standard mean chord (SMC)panjang dari chord ini sama dengan gross area

dibagi span

• Aspect Ratio (AR)span dibagi geometric mean chord

• Quarter-Chord Linegaris melalui semua titik 0.25c pada penampang

sayap• (Angle of) Dihedral

sudut antara proyeksi quarter chord line pada bidang Y0Z dan sumbu Y (positif ke atas)

• Sweep Anglesudut antara proyeksi quarter chord line pada

bidang XOY dengan sumbu Y

b

Scg

S

b

c

bAR

2

g

32

AERODINAMIKA

TWIST PADA SAYAP

• (Wing) Twist ()sudut suatu penampang sayap (section) relatif

terhadap root section, diukur dalam bidang vertikal paralel terhadap bidang XOZ

– positif twist: nose berotasi ke atas, wash in– negatif twist: nose berotasi kebawah, wash out

• Geometric Twist (g)twist dari chord line suatu bagian sayap (section)

relatif terhadap chord line dari root section• Aerodynamic Twist (a)

twist dari zero-lift line suatu bagian sayap (section) terhadap zero-lift line root section

• Wing Twist Anglesudut twist tip chord

untuk sayap dengan twist linear, sudut twist aerodinamika berbanding lurus dengan koordinat lateral:

dimana

• Wing Angle of Incidence (angle of wing setting) i:sudut pasang sayap, yaitu sudut antara root chord

line dengan sumbu referensi pesawat misalnya center line dari fuselage

00 )( lrlga

tlrltgta )()()()( 00

)2(

)(

bytaa

33

AERODINAMIKA

DEFINISI AERODINAMIK PADA SAYAP• Mean Aerodynamic Chord (MAC, c)

chord dari sayap tanpa twist, tanpa sudut swept, tanpa taper yang ekivalen (equivalent wing), dimana momen tukik dan gaya angkat total sama dengan sayap yang

• untuk straight-tapered

• Wng Angle of Attack ()sudut antara root cord dengan arah aliran tak

terganggu• Zero Lift Line

digambar melalui trailing edge MAC parallel terhadap aliran udara tak terganggu pada kondisi lift nol

• Zero Lift Anglesudut root chord dengan zero lift line:

2/

0

22 b

dycS

c

1

1

3

2 2

rcc

34

AERODINAMIKA

• Gradien gaya angkat• straight-wing (1/4=0°) pada aliran

inkompressibel

dimana f adalah faktor koreksi taper sayapUntuk 0,2 < < 1,0 : f 0,995Sedangkan Jone’s edege velocity factor, E

didapat dengan:

• Swept Wing pada aliran kompressibel

dimana

dan

ARcE

cfC

l

lL W

)1(

21

A

E

2

22

2cos

12

2

ARkAR

CWL

2

tan 2/1

lc

35

AERODINAMIKA

Gaya angkat 3D (Wing) • Koefisien Gaya angkat pada sayap (3-D) biasanya

lebih kecil dari koefisien gaya angkat pada kasus profil (2D)

Distribusi Gaya Angkat• sepanjang span dipengaruhi oleh:

• bentuk planform syap• jenis airfoil yang digunakan• dimensi dan letak flaps/aileron

• ditentukan oleh “additional lift” (yang tergantung pada besar sudut serang) dan “basic lift” (yang disebabkan oleh twist pada sayap)

• koeffisien gaya angkat profil::

blall ccc )()(

36

AERODINAMIKA

ADDITIONAL LIFT• Metoda Schrenk :

gaya angkat diperoleh dengan merata-ratakan gaya angkat yang diperoleh dari distribusi gaya angkat plantform eliptik dengan gaya angkat plantform sebenarnya

• Metoda Diederich:• metoda yang lebih ‘general’• dapat digunakan untuk sayap dengan

distribusi lift dan bentuk plantform sembarang

METODE SCHRENK• Untuk sayap dengan airfoil seragam tanpa

aerodynamic twist, metode ini menyatakan bahwa gaya angkat didapat dengan merata-ratakan gaya angkat yang diperoleh dari distribusi gaya angkat planform eliptik dengan gaya angkat planform sebenarnya.

• Untuk CL = 1.0, persamaan model ini adalah:

dimana: c: panjang chordS: Luas Sayapb: Wing spany: jarak yang diukur dari wing

centerline

Cla1: additional lift coeff. pada CL =1.0

b

byScccla

2

1

)/2(1)4(5.0

37

AERODINAMIKA

• 44

38

AERODINAMIKA

• BASIC LIFT

39

AERODINAMIKA

• 46

40

AERODINAMIKA

• 47

41

AERODINAMIKA

• 48

42

AERODINAMIKA

• 49

43

AERODINAMIKA

• 50

44

AERODINAMIKA

• 51

45

AERODINAMIKA

• 52