Analisis Pengaruh Perubahan Ketebalan dan Lokasi Maximum Camber pada NACA 4 Digit Terhadap Performa Aerodinamika Sayap Pesawat Terbang Radio Controlled Menggunakan ANSYS Student 2022 R1

Analisis Pengaruh Perubahan Ketebalan dan Lokasi Maximum Camber pada NACA 4 Digit Terhadap Performa Aerodinamika Sayap Pesawat Terbang Radio Controlled Menggunakan ANSYS Student 2022 R1

Bondhan Firmanto¹

¹ Program Studi Teknik Aeronautika Pertahanan, Akademi Angkatan Udara

E-mail: bonduitbiz@aau.ac.id

 

Abstrak

Pesawat terbang model dibuat melalui beberapa tahap seperti halnya dalam pembuatan pesawat terbang yang sebenarnya. Salah satu tahap penting dalam pembuatan pesawat terbang adalah perancangan sayap dan pengujian performa aerodinamikanya. Sayap menjadi bagian utama pesawat terbang karena merupakan bagian pesawat yang menghasilkan gaya lift terbesar. Demikian pula dalam pembuatan pesawat terbang model, sayap perlu dirancang sedemikian rupa dan dianalisis performa aerodinamikanya agar pesawat dapat terbang dengan stabil dan memiliki performa aerodinamika yang optimal. Pada penelitian ini akan dianalisis 3 variasi ketebalan dan lokasi maximum camber pada airfoil NACA 4 digit guna mengetahui performa aerodinamika yang optimal.

Analisi aerodinamika secara numerik menggunakan paket perangkat lunak ANSYS Student 2022R1. Domain komputasi dibuat dengan perangkat lunak ANSYS DesignModeler. Model 3D sayap menggunakan airfoil NACA0012, airfoil NACA2412, dan airfoil NACA2812. Mesh dibuat dengan perangkat lunak ANSYS Meshing. Simulasi menggunakan perangkat lunak ANSYS Fluent. Model turbulen yang digunakan adalah κ-omega SST pada kondisi transient, incompressible, subsonic dan sea level. Simulasi dilakukan pada kecepatan 8,33 m/s dan sudut serang 0°. Analisis dititikberatkan pada performa aerodinamika C_L, C_D, C_L/C_D dan visualisasi tekanan fluida di sekitar sayap.

Analisis aerodinamika menunjukkan nilai lift to drag ratio tertinggi diperoleh NACA2812 sebesar 8,910637571 sehingga dipilih sebagai desain ssayap yang akan digunakan pada pesawat terbang radio controlled.

 Kata kunci: NACA 4 digit, camber, koefisien lift, koefisien drag, komputasi dinamika fluida.

 

Abstract

Model airplanes are made through several stages as in the manufacture of actual airplanes. One of the important stages in the manufacture of an aircraft is the design of the wings and testing of their aerodynamic performance. The wing is the main part of the airplane because it is the part of the aircraft that produces the greatest lift force. Likewise, in the manufacture of model airplanes, the wings need to be designed in such a way and analyzed for their aerodynamic performance so that the aircraft can fly stably and have optimal aerodynamic performance. In this study, 3 variations of thickness and the location of the maximum camber on the 4-digit NACA airfoil will be analyzed to determine optimal aerodynamic performance..

Numerical aerodynamic analysis using the ANSYS Student 2022R1 software package. The compute domain was created with the ANSYS DesignModeler software. The 3D model of the wing uses the NACA0012 airfoil, NACA2412 airfoil, and NACA2812 airfoil. The mesh is created with the ANSYS Meshing software. Simulation using ANSYS Fluent software. The turbulent model used is -omega SST at transient, incompressible, subsonic and sea level conditions. The simulation was carried out at a speed of 8.33 m/s and an angle of attack of 0°. The analysis focuses on the aerodynamic performance of the CL, CD, CL/CD and visualization of fluid pressure around the wing.

Aerodynamic analysis shows the highest lift to drag ratio value obtained by NACA2812 of 8.910637571 so it was chosen as the wing design to be used on radio controlled aircraft.

Keywords: 4-digit NACA, camber, lift coefficient, drag coefficient, computational fluid dynamics.

 

 1.             PENDAHULUAN

Kegiatan aeromodeling menjadi hobi sekaligus olahraga dirgantara yang semakin maju dan diminati banyak kalangan masyarakat. Salah satu sarana yang digunakan pada kegiatan aeromodeling adalah pesawat terbang model. Pesawat terbang model dibuat melalui beberapa tahap seperti halnya dalam pembuatan pesawat terbang yang sebenarnya. Salah satu tahap penting dalam pembuatan pesawat terbang adalah perancangan sayap dan pengujian performa aerodinamikanya. Sayap menjadi bagian utama pesawat terbang karena merupakan bagian pesawat yang menghasilkan gaya lift terbesar. Demikian pula dalam pembuatan pesawat terbang model, sayap perlu dirancang sedemikian rupa dan dianalisis performa aerodinamikanya agar pesawat dapat terbang dengan stabil dan memiliki performa aerodinamika yang optimal.

Beberapa eksperimen dan studi numerik tentang perancangan dan performa aerodinamika sayap telah dilakukan oleh para peneliti sebelumnya. Program komputer untuk menentukan titik ordinat airfoil NACA telah dibuat menggunakan bahasa program ANSI FORTRAN 77 dengan kode NACA 4 digit pmxx (p, camber maksimum; m, lokasi camber maksimum; xx, prosentase ketebalan airfoil) [1]. Penelitian numerik pada airfoil simetris NACA0018 juga telah dilakukan dan disimpulkan bahwa aliran fluida akan cenderung bergerak dan menghasilkan distribusi tekanan yang seimbang pada kedua sisi kurvatur airfoil simetris hingga terbentuk vortex di sekitar trailing edge [2]. Pengaruh bentuk airfoil NACA4412 dan MH-60 dengan nilai taper ratio sayap 0,5, 0,75, dan 1 telah diteliti secara numerik menggunakan perangkat lunak ANSYS [3]. Hasil penelitian menunjukkan bahwa desain terbaik untuk misi surveillance adalah desain yang memiliki lift to drag ratio besar sehingga dipilih airfoil NACA 4415 dengan taper ratio 0,5 untuk desain sayap pesawat tanpa awak. Pendekatan rancang bangun, analisis, dan uji terbang sebuah pesawat terbang model telah dilakukan secara sistematis menggunakan perangkat lunak CATIA V5R18 dan XFLR-5 selanjutnya divalidasi menggunakan ANSYS Fluent 15 [4]. Performa aerodinamika airfoil NACA 6412 digunakan pada UAV Elang Caraka karena diketahui memiliki nilai koefisien lift to drag ratio yang tertinggi sebesar 13,02 [5]. Sayap swept back untuk pesawat tempur dengan variasi sudut swept back 30⁰, 40⁰, dan 50⁰ telah dirancang dan dianalisis kecepatan udara dan sudut serang yang sama diperoleh nilai coefficient lift dan coefficient drag yang berbeda [6]. Performa aerodinamika sayap airfoil NACA 0012 pada pesawat terbang radio controlled telah diteliti dan diperoleh hasil lay out konfigurasi, data payload, sayap, wing loading, power loading, metode landing dan recovery.   Analisis aerodinamika menunjukkan koefisien lift tertinggi diperoleh pada sudut serang 10° sebesar 0,000235, koefisien drag terendah dicapai pada sudut serang 0° sebesar 6,803. Lift to darg ratio tertinggi dicapai pada pada sudut serang 10°  sebesar 2,216 [7].

Mengacu latar belakang tersebut, penulis akan menganalisis 3 variasi airfoil NACA 4 digit guna mengetahui performa aerodinamika yang optimal melalui penelitian yang berjudul Analisis Pengaruh Perubahan Ketebalan dan Lokasi Maximum Camber pada NACA 4 Digit Terhadap Performa Aerodinamika Sayap Pesawat Terbang Radio Controlled Menggunakan ANSYS Student 2022 R1. Performa aerodinamika sayap yang dianalisis antara lain koefisien lift, koefisien drag dan lift to drag ratio pada kondisi operasional transient, incompressible, subsonic, dan sea level.

Tujuan penelitian ini adalah mengetahui performa aerodinamika sayap yang paling optimal untuk digunakan pada pesawat terbang radio controlled.

 

2.             METODE PENELITIAN

Penelitian ini akan menganalisis performa aerodinamika sayap airfoil NACA 4 digit yang memiliki 3 variasi ketebalan dan lokasi maximum camber. Sayap ini didesain untuk digunakan pada pesawat terbang radio controlled. Lay out pesawat terbang radio controlled ditunjukkan pada Gambar 1.

 

Gambar 1 Rancangan bentuk pesawat. Image used courtesy of ANSYS, Inc.[7]

 

Tahap penelitian secara ringkas ditunjukkan dalam diagram alir penelitian pada Gambar 2.

 

Gambar 2 Diagram Alir Penelitian

 

Analisis numerik menggunakan perangkat lunak ANSYS Student 2022R1 yang mengintegrasikan beberapa perangkat lunak antara lain: ANSYS Workbench, Design Modeller, Meshing, Fluent dan CFD-Post. Tahap komputasi dinamika fluida yang dilakukan antara lain preprocessing, solving dan postprocessing.

Penelitian ini menerapkan domain komputasi berupa domain translasi yang terdiri dari domain solid dan domain fluida. Geometri CAD 3D berupa sayap dengan variasi ketebalan dan lokasi maximum camber pada airfoil NACA 4 digit. Data koordinat airfoil dengan variasi ketebalan dan lokasi maximum camber diperoleh dari website www.airfoiltools.com. Pada airfoil NACA 4 digit, variasi ketebalan maximum camber ditunjukkan oleh angka pertama. Namun, lokasi maximum camber pada ditunjukkan oleh angka kedua. Variasi airfoil NACA 4 digit yang akan digunakan pada penelitian ini antara lain NACA 0012, NACA 2412, dan NACA 2812. Data airfoil diubah pada tiap dimensi sayap menggunakan perangkat lunak Design Modeller selanjutnya membentuk domain komputasi untuk pengaturan mesh. Domain komputasi ditunjukkan pada Gambar 3.

 

Gambar 3. Domain komputasi. Image used courtesy of ANSYS, Inc

 

Mesh yang digunakan adalah hexahedral dibentuk menggunakan perangkat lunak Meshing. Boundary condition diatur dengan mendefinisikan inlet, outlet, symmetry dan wall pada domain komputasi atau enclosure. Inlet didefinisikan sebagai bidang datangnya aliran udara menuju domain komputasi. Outlet didefinisikan sebagai bidang keluarnya aliran udara dari domain komputasi. Symmetry didefinisikan sebagai sisi luar dari wing root dan wing tip. Wall didefinisikan sebagai permukaan solid pada sayap yang diteliti. Hasil meshing dapat diamati pada Gambar 4.

a)

b)

     

c)

Gambar 4. Hasil meshing pada sayap a) airfoil NACA0012, b) airfoil NACA2412, dan c) airfoil NACA2812. Image used courtesy of ANSYS, Inc.

 

Pada penelitian ini, nilai kualitas mesh berbeda untuk tiap desain. Skewness dan orthogonal quality menjadi acuan yang menunjukkan kualitas mesh. Hasil meshing dinyatakan memiliki kualitas baik apabila memiliki nilai skewness mendekati 0, sedangkan nilai orthogonal quality mendekati 1 [8]. Rekomendasi nilai skewness dan orthogonal quality ditunjukkan pada Gambar 5.

 

Gambar 5 Rekomendasi kualitas mesh. Image used courtesy of ANSYS, Inc.

 

Hasil pengaturan mesh pada penelitian diperoleh nilai skewness dan orthogonal quality sebagai berikut:

         a.       Pada desain airfoil NACA0012 diperoleh nilai skewness 0,69321 (good) dan orthogonal

         quality 0,39155 (good).

b.       Pada desain airfoil NACA2412 diperoleh nilai skewness 0,76394 (good) dan orthogonal quality 0,42534 (good).

 c.       Pada desain airfoil NACA2812 diperoleh nilai skewness 0,6405 (good) dan orthogonal quality 0,52893 (good).

 

Tabel 1  Rangkuman Pengaturan Solver.

Launcher	3D, Double Precision dan Display Mesh After Reading
General	Solver Type	Pressure-Based
	Time	Transient
	Gravity	Y component = -9,81 m/s2
Model	Viscous Model	k-omega SST (2 equations)
Material	Fluid	Air
Boundary Condition	Inlet	velocity -inlet (Magnitude And Direction)
		Sesuai variasi kecepatan dan sudut serang (m/s dan °)
	Outlet	pressure-outlet
		gauge-pressure 0 Pa
	Symmetry	Symmetry
	Wall	No-slip condition
		Model sayap dan dinding domain fluida
Report Definition	Lift coefficient dan drag coefficient
Residual	Absolute criteria	0,00001
Solution Initialization	Standard	Compute From inlet
	Reference Frame	Relative to Cell Zone
Time Advancement	Parameter	Number of Time Step 100
		Time Step Size 0,1 s
		Max Iteration/Time Step 20

 

Setelah meshing dilanjutkan proses komputasi menggunakan Fluent. Pengamatan dilakukan terhadap grafik residual dan plot iterasi koefisien lift untuk melihat konvergensi hasil komputasi yang telah dilakukan. Semakin stabil grafik residual yang terbentuk maka semakin mendekati kondisi konvergen. Selanjutnya, dilakukan pemeriksaan konservasi massa pada hasil komputasi Fluent untuk memastikan sistem bekerja secara konservatif. Grafik residual pada komputasi airfoil NACA012 ditunjukkan pada Gambar 6.

 

Gambar 6 Grafik residual pada proses komputasi NACA0012. Image used courtesy of ANSYS, Inc

Pengaruh variabel bebas terhadap variabel terikat dianalisis secara kualitatif dan kuantitatif. Adapun analisis kualitatif dan kuantitatif dilakukan secara simultan dengan menganalisis karakteristik aerodinamika sayap pesawat model melalui pengamatan terhadap grafik dan gambar yang diperoleh pada tahap postprocessing. Analisis dititikberatkan pada performa aerodinamika antara lain koefisien lift, koefisien drag dan lift to drag ratio. Nilai gaya lift dan gaya drag menjadi acuan menghitung koefisien lift, koefisien drag dan lift to drag ratio. Pengolahan data menggunakan perangkat lunak Microsoft Office. Adapun analisis kualitatif dilakukan terhadap karakter aliran fluida di sekitar permukaan sayap melalui pengamatan pada kontur tekanan.

  

3.             HASIL DAN PEMBAHASAN

3.1     Karakteristik Koefisien Lift (C_L) dan Koefisien Drag (C_D)

Data koefisien lift dan koefisien drag pada tiap variasi airfoil ditunjukkan pada Gambar 7. Data diambil pada kecepatan 8,33 m/s dan sudut serang 0°.

 

Gambar 7 Performa koefisien lift dan koefisien drag pada kecepatan 8,33 m/s dan sudut serang 0°.

 

Gambar 7 menunjukkan perubahan nilai koefisien lift (grafik berwarna biru) dan  perubahan nilai koefisien drag (grafik berwarna oranye) pada sudut serang 0° dan kecepatan 8,33 m/s. Grafik koefisien lift menunjukkan bahwa sayap dengan airfoil NACA2812 memiliki nilai koefisien lift tertinggi sebesar 0,000640794, sedangkan sayap dengan airfoil NACA0012 memiliki nilai koefisien lift terendah sebesar -0,0000145979. Pada grafik koefisien drag diketahui nilai koefisien drag tertinggi sebesar 0,0000724044 terjadi pada arfoil NACA2412, sedangkan nilai koefisien drag terendah sebesar 0,0000680286 terjadi pada arfoil NACA0012.

Airfoil NACA0012 memiliki mean camber line yang menempel pada cord line sehingga menyebabkan jarak antara cord dengan permukaan atas sayap menjadi sama panjang dengan  jarak antara cord dengan permukaan bawah sayap. Kondisi ini menyebabkan terbentuknya airofil simetris dengan ketebalan 12% dari panjang cord. Pada sudut serang 0°, komponen gaya normal pada bagian lower surface dan upper surface akan cenderung sama. Kondisi ini disebabkan oleh aliran fluida freestream menabrak stagnation point pada area leading edge. Selanjutnya aliran fluida akan mengaliri permukaan sayap bagian atas dan bawah yang memiliki kurvatur sama sehingga akan menimbulkan distribusi gaya normal yang sama pada kedua permukaan sayap. Munculnya nilai negative lift pada grafik koefisien lift dapat terjadi akibat adanya tingkat ketelitian mesh dan gambar CAD yang rendah. Oleh sebab itu, pada sudut serang 0° diasumsikan belum terjadi gaya lift. Koefisien drag yang muncul bernilai rendah karena pada sudut serang 0° didominasi oleh skin friction drag sedangkan induced drag sangat kecil karena belum terbentuk lift.

Airfoil NACA2812 memiliki jarak terjauh antara cord line dengan mean camber line sepanjang 2% dari panjang cord. Jarak terjauh tersebut berada pada lokasi 80% dari panjang cord. Kondisi ini menyebabkan kurvatur permukaan atas dan bawah sayap menjadi tidak simetris. Perbedaan kurvatur ini menyebabkan terjadinya perbedaan distribusi gaya normal pada kedua permukaan sayap dimana gaya normal di bagian bawah sayap lebih besar daripada di bagian atasnya. Perbedaan distribusi gaya normal menimbulkan gaya lift yang menyebabkan kecenderungan sayap akan bergerak ke arah suction surface (permukaan atas sayap). Terjadinya gaya lift menyebabkan timbulnya induced drag yang menambah nilai gaya drag total pada sayap.

 

3.2     Karakteristik Lift to Drag Ratio (C_L/C_D)

Data lift to drag ratio pada tiap variasi airfoil ditunjukkan pada Gambar 8. Data diambil pada kecepatan 8,33 m/s dan sudut serang 0°.

 

Gambar 8 Performa lift to drag ratio pada kecepatan 8,33 m/s dan sudut serang 0°

 

Gambar 8 menunjukkan perbedaan nilai lift to drag ratio pada tiap jenis NACA 4 digit yang diteliti. Nilai lift to drag ratio dipengaruhi oleh nilai koefisien lift dan nilai koefisien drag. Lift to drag ratio bernilai negatif pada pada airfoil NACA0012 karena terjadi negative lift. Namun, lift to drag ratio bernilai positif pada airfoil NACA2412 dan airfoil NACA2812. Pada penelitian ini, nilai lift to drag ratio terendah diperoleh NACA0012, sedangkan nilai yang tertinggi dicapai oleh NACA2812. Kondisi disebabkan oleh nilai koefisien lift pada NACA2812 paling tinggi, sedangkan nilai koefisien drag paling rendah. Nilai lift to drag ratio merupakan efisiensi aerodinamika sayap yang dipengaruhi oleh nilai koefisien lift dan drag pada sayap tersebut.

 

3.3.    Distribusi Tekanan

Distribusi tekanan aliran fluida di sekitar sayap ditunjukkan oleh kontur tekanan pada Gambar 9.

a)

b)

 

c)

Gambar 9 Kontur tekanan aliran fluida pada kecepatan 8,33 m/s dan sudut serang 0°, a) airfoil NACA0012, b) airfoil NACA2412, dan c) airfoil NACA2812. Image used courtesy of ANSYS, Inc.

Gambar 9 menunjukkan distribusi tekanan aliran fluida di sekitar sayap. Pada stagnation point didominasi warna jingga karena nilai tekanan yang tinggi (pressure surface) akibat aliran fluida menabrak permukaan sayap. Namun, suction surface didominasi warna biru karena memiliki nilai tekanan yang rendah. Pada kasus sudut serang 0°, gradasi warna kontur yang signifikan dari jingga, kuning, hijau, biru kemudian berubah kembali menjadi hijau, kuning dan jingga sampai ke daerah trailing edge terjadi pada stagnation point menuju upper surface.

Pada airfoil simetris yaitu NACA0012 belum terbentuk gaya lift karena terjadi distribusi tekanan yang simetris pada kedua kurvatur permukaan. Namun, pada airfoil tidak simetris yaitu NACA2412 dan NACA2812 kurvatur permukaan atas dan bawah sayap tidak sama yang menyebabkan perbedaan distribusi tekanan sehingga tekanan lower surface lebih tinggi (pressure surface) daripada upper surface (suction surface). Kondisi ini menimbulkan gaya lift dan timbul kecenderungan suction surface akan menghisap sayap atau airfoil ke arahnya.

  

4.             KESIMPULAN

Berdasarkan hasil penelitian yang telah dilakukan, dapat diambil kesimpulan sebagai berikut:

4.1     Koefisien lift tertinggi dicapai NACA2812 sebesar sudut serang 10° sebesar 0,000640794. Namun, koefisien drag terendah sebesar 0,0000680286 terjadi pada arfoil NACA0012. Nilai lift to drag ratio tertinggi diperoleh NACA2812 sebesar 8,910637571, sedangkan nilai yang terendah dicapai oleh NACA0012 sebesar -0,021458459.

         4.2     Pada penelitian ini ditentukan airfoil NACA2812 sebagai desain sayap yang akan digunakan untuk pesawat terbang radio controlled karena diketahui memiliki nilai lift to drag ratio tertinggi.

         4.3     Rekomendasi untuk penelitian lebih lanjut antara lain : melakukan analisis pengaruh sudut incidence, sudut dihedral, dan sudut swept sayap terhadap performa aerodinamika sayap.

 

5.             DAFTAR PUSTAKA

[1] C. L. Ladson, C. W. Brooks, A. S. Hill, and D. W. Sproles, “Computer Program To Obtain Ordinates for NACA Airfoils,” Nasa, no. December, p. 4741, 1996.

[2] M. Pawar, Z. Sonara, A. Professor, and C. S. Patel, “Experimental Analysis of Flow Over Symmetrical Aerofoil,” Issn (Print, no. 34, pp. 8–12, 2017, [Online]. Available: http://troindia.in/journal/ijapme/vol3iss4/8-12.pdf

[3] G. Nugroho, A. Bramantya, and B. Setiawan, “Simulasi Pengaruh Airfoil NACA 4412 dan MH60 Dengan Variasi Taper Ratio Terhadap CL dan CD Pesawat Tanpa Awak Untuk Misi Surveillance”.

[4] S. S. Hegde, S. Nayak, and N. Chavan, “A Systematic Approach for Designing, Analyzing and Building a Model RC Plane.” [Online]. Available: www.ijert.org

[5] A. Bramantya and R. Ginting, “Study of Effect of 4-Digit NACA Variation on Airfoil Performance using Computation Fluid Dynamic”.

[6] M. Ghofur and I. Triwicaksono, “Perancangan Dan Analisis Computional Fluid Dynamics Sayap Pesawat Tempur KFX/IFX Menggunakan Software Solidworks,” JDST Vol 7 No 1 (2018): April, vol. 1, Apr. 2018.

[7] B. Firmanto and S. T. Hernawan, “Desain dan Analisis Numerik Performa Aerodinamika Pesawat Terbang Radio Controlled untuk Aeromodeling Taruna AAU,” Patriot Biru TNI AU, vol. 1, 2022.

[8] B. Firmanto and M. A. , Bramantya, “STUDI NUMERIK PENGARUH VORTEX GENERATOR TERHADAP PERFORMA AERODINAMIKA SAYAP AIRFOIL JENIS NACA 2412 ,” Yogyakarta, 2021. Accessed: Mar. 15, 2022. [Online]. Available: http://etd.repository.ugm.ac.id/penelitian/detail/203004

 

sumber:

Analisis Pengaruh Perubahan Ketebalan dan Lokasi Maximum Camber pada NACA 4 Digit Terhadap Performa Aerodinamika Sayap Pesawat Terbang Radio Controlled Menggunakan ANSYS Student 2022 R1

B Firmanto

AAU-JDST 11 (1), 1-88

April 2022