Desain dan Analisis Numerik Performa Aerodinamika Pesawat Terbang Radio Controlled untuk Aeromodeling Taruna AAU
Bondhan Firmanto1, Sya’ban
Tri Hernawan2
1,2, Program Studi Teknik Aeronautika
Pertahanan, Akademi Angkatan Udara
E-mail: bonduitbiz@aau.ac.id
Abstrak
Insan-insan
dirgantara termasuk di dalamnya Taruna AAU dipandang perlu untuk mengenal
kegiatan aeromodeling mulai dari tahap perencanaan, perancangan, pembuatan,
sampai dengan penerbangan pesawat model. Selain menumbuhkan bibit-bibit
air-minded atau wawasan dirgantara dalam diri Taruna AAU, kegiatan aeromodeling
dapat menjadi wadah untuk berkreasi sekaligus menerapkan teori perancangan
pesawat terbang yang telah dipelajari di kelas. Di sisi lain, Taruna AAU juga
dapat menerapkan prinsip-prinsip aerodinamika dalam menentukan performa pesawat
model yang akan dibuat. Pada penelitian ini akan tahap perancangan Design
Requirement and Objective, Conceptual Design, dan Preliminary
Design untuk mendapatkan lay out awal dilanjutkan analisis
aerodinamika untuk mengetahui performa aerodinamika sayap.
Analisi
aerodinamika secara numerik menggunakan paket perangkat lunak ANSYS Student
2021R1. Domain komputasi dibuat dengan perangkat lunak ANSYS
DesignModeler. Model 3D sayap menggunakan airfoil NACA0012. 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 dengan variasi sudut serang, kecepatan
aliran fluida. Analisis dititikberatkan pada performa aerodinamika CL,
CD, CL/CD dan visualisasi aliran.
Hasil penelitian
telah didapatkan lay out konfigurasi, data payload, sayap, wing
loading, power loading, metode landing dan recovery.
Analisis aerodinamika menunjukkan koefisien lift tertinggi tercapai pada
sudut serang 10° sebesar 0,000235, koefisien drag terendah tercapai pada
sudut serang 0° sebesar 6,803. Lift to darg ratio tertinggi dicapai pada
pada sudut serang 10° sebesar 2,216.
Kata kunci: perancangan,
NACA0012, koefisien
lift, koefisien
drag, komputasi
dinamika fluida.
Abstract
Aerospace personnel, including the AAU cadets, are
deemed necessary to be familiar with aeromodeling activities from the planning,
design, manufacture, to model airplane flights. In addition to cultivating
air-minded seeds or aerospace insights in AAU cadets, aeromodeling activities
can be a place to be creative and at the same time apply the theory of airplane
design that has been learned in class. On the other hand, AAU cadets can also
apply the principles of aerodynamics in determining the performance of the
model aircraft to be made. In this study, the Design Requirements and
Objective, Conceptual Design, and Preliminary Design stages will be carried out
to obtain an initial layout followed by aerodynamic analysis to determine the
aerodynamic performance of the wing.
Numerical aerodynamic analysis using the ANSYS
Student 2021R1 software package. The compute domain was created with the ANSYS
DesignModeler software. 3D model of the wing using the NACA0012 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. Simulations are carried out with variations
in the angle of attack, fluid flow velocity. The analysis focuses on the
aerodynamic performance of the CL, CD,
CL/CD and flow
visualization.
The results of the study have obtained the
configuration layout, payload data, wings, wing loading, power loading, landing
and recovery methods. Aerodynamic analysis shows the highest lift coefficient
is achieved at an angle of attack of 10° of 0.000235, the lowest coefficient of
drag is reached at an angle of attack of 0° of 6.803. The highest lift to darg
ratio is achieved at an angle of attack of 10° at 2,216.
Keywords: design, NACA0012, lift coefficient, drag coefficient, computational fluid
dynamics.
1.
PENDAHULUAN
Kegiatan
aeromodeling yang semula dilakukan sebagai hobi, kini berkembang menjadi
olahraga dirgantara yang semakin maju dan banyak diminati masyarakat baik sipil
maupun militer. Pesawat terbang model yang menjadi sarana kegiatan aeromodeling
diketahui mengadopsi prinsip desain dan prinsip aerodinamika pesawat terbang.
Pesawat terbang model tersebut dibuat melalui beberapa tahapan rancang bangun
antara lain perencanaan, perancangan, pembuatan, sampai dengan penerbangan
pesawat model. Tahap rancang bangun pesawat model ini sejalan dengan ilmu
pengetahuan dasar perancangan pesawat terbang yang diterapkan pada proses
perancangan dan produksi pesawat terbang. Namun, dalam tahap-tahap rancang
bangun pada umumnya belum menerapkan analisis aerodinamika untuk menentukan
performa aerodinamika sayap pesawat model.
Insan-insan
dirgantara termasuk di dalamnya Taruna AAU dipandang perlu untuk mengenal
kegiatan aeromodeling mulai dari tahap perencanaan, perancangan, pembuatan,
sampai dengan penerbangan pesawat model. Selain menumbuhkan bibit-bibit
air-minded atau wawasan dirgantara dalam diri Taruna AAU, kegiatan aeromodeling
dapat menjadi wadah untuk berkreasi sekaligus menerapkan teori perancangan
pesawat terbang yang telah dipelajari di kelas. Di sisi lain, Taruna AAU juga dapat
menerapkan prinsip-prinsip aerodinamika dalam menentukan performa pesawat model
yang akan dibuat.
Beberapa eksperimen dan
studi numerik tentang perancangan
pesawat tanpa awak 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)
Mengacu
latar belakang tersebut, penulis akan menerapkan dua dari empat bidang
aeronautika yang mendasari perancangan pesawat terbang antara lain aerodinamika
dan propulsi pada penelitian yang berjudul Desain dan Analisis Numerik Performa
Aerodinamika Pesawat Terbang Radio Controlled Untuk Aeromodeling Taruna
AAU. Tahap perancangan yang dilakukan antara lain Design Requirement and
Objective, Conceptual Design, dan Preliminary Design.
Penampang sayap pesawat model berbentuk airfoil simetris NACA0012.
Performa aerodinamika sayap berupa koefisien lift, koefisien drag
dan lift to drag ratio akan dianalisis menggunakan perangkat lunak ANSYS
Student 2021R1 pada kondisi operasional transient, incompressible,
subsonic, dan sea level.
Tujuan
penelitian ini antara lain mendapatkan desain pesawat terbang radio controlled yang cocok
digunakan untuk aeromodeling Taruna AAU sebagai pemula dan mengetahui performa aerodinamika
pesawat terbang radio controlled yang didesain untuk aeromodeling Taruna AAU.
2.
METODE PENELITIAN
Tahap penelitian secara ringkas ditunjukkan dalam
diagram alir penelitian pada Gambar 1.
Gambar 1 Diagram Alir
Penelitian
Tahap perancangan pesawat dilakukan sebagai
berikut:
a. Design Requirements and Objectives
(DRO).
Langkah 1
adalah menganalisis spesifikasi misi dan mendata payload.
Langkah 2
adalah melakukan studi banding dengan pesawat terbang sejenis.
b. Conceptual Design.
Langkah 3
adalah memilih tipe konfigurasi pesawat terbang yang akan dirancang.
Langkah 4
adalah membuat lay out awal pesawat terbang antara lain geometri wing,
fuselage, dan empennage.
c. Preliminary Design.
Langkah 5
adalah menentukan berat pesawat terbang.
Langkah 6
adalah menentukan wing loading dan power loading.
Langkah 7
adalah menentukan pemilihan komponen elektronika.
Langkah 8
adalah menentukan metode launch dan recovery
Analisis numerik menggunakan perangkat lunak ANSYS Student 2021R1 yang
mengintegrasikan beberapa perangkat lunak antara lain : ANSYS Workbench, Design Modeller, Space Claim,
Meshing, Fluent dan CFD-Post. Tahap komputasi dinamika
fluida yang dilakukan antara lain preprocessing, solving dan postprocessing.
Domain komputasi merupakan domain translasi berupa
domain solid dan domain fluida. Geometri CAD 3D berupa sayap dengan
jenis airfoil NACA0012. Data koordinat airfoil diperoleh dari website www.airfoiltools.com.
Domain komputasi merupakan domain translasi yang ditunjukkan pada Gambar 2.
Technical drawing digambar dengan menggunakan perangkat lunak Space
Claim. Mesh yang digunakan adalah hexahedral dibentuk
menggunakan perangkat lunak Meshing.
Gambar 2. Domain komputasi. Image
used courtesy of ANSYS, Inc
Mesh dapat diamati pada Gambar 3. Boundary condition diatur
dengan mendefinisikan inlet, outlet, symmetry dan wall
pada domain komputasi atau enclosure. Pengaturan solver dapat
dilihat pada Tabel 1.
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 |
|
Simulasi dilakukan dengan memeriksa grafik
residual dan plot iterasi koefisien lift.
Setelah iterasi selesai, dilakukan pemeriksaan konservasi massa pada hasil
simulasi Fluent untuk memastikan sistem bekerja secara konservatif.
Analisis data dititikberatkan pada pengaruh
variabel bebas terhadap variabel terikat secara kualitatif dan kuantitatif.
Adapun analisis kualitatif dan kuantitatif dilakukan secara simultan dengan
menganalisis tahap perancangan dan karakteristik aerodinamika sayap pesawat
model melalui pengamatan terhadap grafik dan gambar yang diperoleh pada tahap postprocessing.
Performa aerodinamika yang dianalisis 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 dan kecepatan.
3.
HASIL DAN PEMBAHASAN
3.1 Design Requirement and Objective (DRO)
Pada tahap DRO diperoleh
data tentang fungsi dan misi pesawat, serta studi banding dengan pesawat
sejenis, sebagai berikut:
3.1.1 Fungsi dan Misi Pesawat
Pesawat
terbang radio controlled yang dirancang merupakan small UAV untuk kegiatan hobi
dan edukasi bagi pemula sehingga harus memiliki berat total kurang dari 7 kg
(CASR part 107.2). Diperlukan konfigurasi yang aman, mudah dibuat, mudah
dikendalikan, mampu terbang dengan kecepatan rendah, memiliki pengaturan tenaga
dorong dan bidang kemudi utama antara lain kemudi guling, kemudi arah, dan
kemudi tinggi. Motor listrik sebagai pemutar propeler dipasang pada bagian
belakang sayap sebagai pusher agar tidak mudah rusak ketika pesawat terbang
terjatuh. Metode take off menggunakan hand launch, sedangkan metode landing
adalah belly. Pesawat terbang radio controlled yang dibuat memiliki misi dan
profil terbang sebagai berikut:
a. Spesifikasi misi. Pesawat terbang model
yang dirancang pada penelitian ini memiliki spesifikasi misi sebagai berikut:
1. Ketinggian maksimum : 20
m
2. Range : 100 m
3. Maksimum speed : 30 km/jam
b. Profil terbang. Pesawat terbang model
yang dirancang pada penelitian ini memiliki profil terbang sebagai berikut:
Keterangan gambar:
1. take off
2. climbing
3. cruise
4. loitering
5. cruise back
6. descending
7. landing
c. Komponen elektronik. Pesawat terbang
model akan membawa komponen elektronik antara lain motor, ESC, servo, baterei,
dan receiver.
3.1.2 Pesawat Pembanding
Konfigurasi
awal pesawat yang dirancang dapat diperkirakan dengan melakukan studi
pembanding. Dasar pemilihan pesawat pembanding adalah kesamaan misi dan
konfigurasi. Beberapa pesawat yang dijadikan pembanding antara lain:
1. Pesawat Mermaid
2. Pesawat Sky Surfer.
3. Pesawat Sky Walker.
3.2 Conceptual Design
Pada
tahap conceptual design dibuat konsep tentang konfigurasi dan lay out
awal pesawat terbang sebagai berikut:
3.2.1 Perencanaan Sayap
Sayap
ditempatkan pada posisi high wing karena posisi ini dapat menghasilkan
kestabilan longitudinal dan menghasilkan lift yang lebih tinggi daripada
posisi sayap lainnya. Sayap pada posisi ini relatif aman pada saat take off
dengan metode hand launch dan landing dengan metode belly karena
terdapat jarak yang cukup jauh antara sayap dengan permukaan bawah fuselage.
Bentuk
sayap adalah segiempat lurus (rectangular straight wing) dengan nilai taper
ratio = 1 untuk mengoptimalkan gaya angkat yang dihasilkan dan mengurangi
terbentuknya vortex pada wing tips.
Penampang
sayap menggunakan airfoil NACA0012 yang memiliki permukaan simetris pada
bagian atas dan bawah sayap sehingga mudah dibentuk. Airfoil simetris
cocok untuk terbang pelan, aerobatik, maupun terbalik.
3.2.2 Perencanaan Fuselage
Fuselage
dirancang berbentuk kotak sehingga mudah dibuat. Komponen elektronika dapat
ditempatkan sedemikian rupa pada ruangan di dalam fuselage. Bentuk kotak akan
memudahkan pada saat landing dengan metode belly. Fuselage berbentuk kotak akan
lebih stabil dan kuat.
3.2.3 Perencanaan Lokasi Motor
Motor
direncanakan akan ditempatkan pada bagian belakang sayap di bagian atas
fuselage sehingga poros output propeler menghadap ke belakang yang biasa
disebut pusher. Motor akan lebih terlindungi sehingga lebih aman bagi operator
dan tidak mudah rusak pada saat pesawat terjatuh atau landing dengan kasar.
3.2.4 Perencanaan Empennage
Konfigurasi
empennage dirancang menggunakan model konvensional yang terdiri dari
elevator dan 1 bilah rudder untuk mempermudah pembuatan dan edukasi tentang
bidang kemudi utama pesawat. Elevator dirancang memiliki penampang airfoil
NACA0012 untuk mendukung aerodinamika pesawat. Elevator ditempatkan pada bagian
empennage di bawah chord line airfoil sayap.
3.2.5 Lay Out Awal Pesawat
Berdasarkan
DRO dan Conceptual Design, diperoleh gambaran kasar bentuk
pesawat yang dirancang seperti ditunjukkan pada Gambar 5.
Gambar 5 Rancangan bentuk pesawat. Image
used courtesy of ANSYS, Inc.
3.3 Preliminary Design
Preliminary
design meliputi perencanaan payload, wing loading, power loading, pemilihan komponen
elektronika, dan metode launch dan recovery.
3.3.1 Perencanaan Payload
Payload
pesawat terbang model diasumsikan bernilai tetap karena pesawat dirancang
menggunakan motor listrik. Pemakaian motor listrik tidak membutuhkan bahan
bakar minyak sehingga berat komponen elektronika dan berat bahan lainnya
diasumsikan bernilai tetap. Adapun payload yang dibawa pesawat terbang antara
lain:
a. Motor listrik sebanyak
1 set 50 gram
b. Propeler 6 x 4 sebanyak 1 buah 5 gram
c. ESC 40A sebanyak 1
buah 40 gram
d. Baterei Li Ion 1 buah 200 gram
e. Servo sebanyak 4 buah 40 gram
f. Receiver sebanyak 1
buah 10 gram
g. Kabel dan konektor
sebanyak 20 gram
h. Lem perekat 100 gram
i. Connecting rod 10 gram
j. Polyfoam 300 gram
Total payload 775
gram
3.3.2 Perencanaan Power Loading
Power loading merupakan perbandingan
antara daya (power) mesin pendorong pesawat terhadap berat pesawat. Semakin
besar power loading maka pesawat akan lebih mudah dikendalikan, tidak mudah
terbawa angin, dan memiliki kecepatan yang tinggi. Perancangan pesawat model
pada penelitian ini akan menggunakan nilai power loading 170 Watt/kg yang
sesuai dengan kategori pesawat model untuk trainer.
3.3.3 Perencanaan Wing Loading
Wing loading merupakan perbandingan
antara berat pesawat dengan luas sayap pesawat. Semakin luas sayap pesawat dan
semakin ringan pesawat maka wing loading akan semakin kecil. Wing loading
yang kecil memberikan performa terbang yang lebih baik dan umumnya berkecepatan
rendah. Pada perancangan ini digunakan nilai wing loading 4,5 kg/m2 .
3.3.4 Pemilihan Motor
Setelah
diketahui berat pesawat yang dirancang dan diketahui power loading, maka
dapat dihitung daya (power) dari motor yang dibutuhkan untuk mengerakkan
pesawat dengan cara mengalikan total payload dan power loading sebagai berikut:
Daya=total payload ×power loading
Daya=775 gram ×170 Watt/kg
Daya=131,75 Watt
3.3.5 Pemilihan Baterei
Baterei
memiliki 3 spesifikasi umum antara lain jumlah sel (S), discharge (C), dan
kapasitas (mAh). Ketiga spesifikasi digunakan untuk menghitung daya baterei.
Daya baterei yang dipilih harus lebih besar daripada daya yang dibutuhkan oleh
motor. Nilai ampere baterei harus lebih besar daripada nilai ampere yang
dibutuhkan oleh motor karena apabila nilainya lebih kecil maka baterei akan
cepat panas dan rusak. Daya baterei dihitung dengan mengalikan voltase baterei
dan arus listrikya. Pada perancangan ini digunakan baterei dengan spesifikasi
3S, 20C, dan 2200mAh karena mampu menghasilkan daya baterei sebesar 488,8 Watt
yang lebih besar daripada daya yang dibutuhkan oleh motor.
3.3.6 Pemilihan ESC
Hal
paling penting dalam pemilihan ESC adalah nilai maksimum ampere pada ESC.
Nilai maksimum ampere pada ESC harus lebih besar daripada nilai ampere
pada motor yang dipakai. Apabila nilai tersebut lebih rendah, maka ESC
akan mudah panas dan terbakar. Nilai ESC dapat diperkirakan dengan
memperkirakan arus yang bekerja pada motor pada kondisi normal dengan cara
membagi daya motor dengan voltase baterei. Pada perancangan ini diperoleh nilai
arua sebesar 11, 56 A sehingga dapat digunakan ESC 30 A atau yang lebih besar.
3.3.7 Pemilihan Metode Launch dan Recovery
Metode
launch yang digunakan adalah hand launch, sedangkan metode recovery atau
landing yang dipilih adalah belly. Kedua metode ini dipilih karena pesawat yang
dirancang tergolong ringan dan lebih efektif tanpa membutuhkan landasan pacu
3.4 Karakteristik Koefisien Lift
(CL) terhadap Sudut Serang (AoA)
Data koefisien lift terhadap variasi sudut serang
ditunjukkan pada Gambar 6.
Gambar 6 Performa koefisien
lift pada kecepatan 8,33 m/s
Gambar
6 menunjukkan perubahan nilai koefisien lift terjadi secara proporsional
terhadap variasi sudut serang. Koefisien lift tertinggi dicapai pada
saat sudut serang +10° dan nilai terendah pada sudut serang -10°. Negative lift
telah terjadi pada sudut serang -0°, menunjukkan tidak ada gaya lift bekerja
pada sayap karena gaya lift telah bernilai negatif dan berubah menjadi down
force. Pada sudut serang yang sama, semakin tinggi kecepatan akan
menghasilkan koefisien lift yang semakin tinggi.
Pada
sudut serang positif, komponen gaya normal pada bagian lower surface
akan bertambah sehingga menjadi lebih besar daripada komponen gaya normal pada
upper surface. Kondisi ini disebabkan oleh aliran fluida freestream menabrak
stagnation point pada area lower surface. Selain itu, area yang ditabrak aliran
fluida freestream pada lower surface lebih luas daripada area pada upper
surface. Pada kondisi ini, sayap akan cenderung bergerak ke arah upper surface
atau terangkat dan koefisien lift meningkat.
3.5. Karakteristik Koefisien Drag (CD) terhadap Sudut Serang (AoA)
Data koefisien lift
terhadap variasi sudut serang ditunjukkan pada Gambar 7.
Gambar
7 Performa koefisien drag pada kecepatan 8,33 m/s
Gambar 7 menunjukkan
grafik perubahan nilai koefisien drag terhadap sudut serang yang menyerupai
huruf U. Sudut serang semakin mendekati 0°, maka nilai koefisien drag semakin
rendah. Sudut serang semakin menjauhi 0°, maka nilai koefisien drag semakin
tinggi. Koefisien drag terendah dicapai pada sudut serang 0°. Pada penelitian
ini koefisien drag tertinggi dicapai pada sudut serang 10°. Komponen gaya
normal terhadap aliran fluida berpotensi menambah induced drag karena adanya
gaya lift yang terbentuk. Selain itu, komponen gaya normal dapat
mempengaruhi nilai static pressure pada permukaan sayap.
Pada sudut serang 0°,
terjadi gaya drag minimum disebabkan oleh pressure drag minimum dan skin
friction drag maksimum sebab hampir seluruh permukaan sayap terpapar oleh
komponen gaya searah fluida. Pada sudut serang positif maupun negatif menjauhi
sudut serang 0°, gaya drag mengalami peningkatan akibat terjadi peningkatan
pressure drag. Namun, skin friction drag akan mengalami penurunan karena
berkurangnya gesekan antara fluida dan permukaan sayap.
3.6 Karakteristik Lift to Drag Ratio (CL/CD) Terhadap Sudut
Serang (AoA)
Data lift to drag ratio terhadap variasi
sudut serang ditunjukkan pada Gambar 8.
Gambar 8 Performa lift
to drag ratio pada kecepatan 8,33 m/s
Gambar
8 menunjukkan perubahan nilai lift to drag ratio terhadap sudut serang.
Nilai lift to drag ratio dipengaruhi oleh nilai koefisien lift dan nilai
koefisien drag. Lift to drag ratio bernilai negatif pada sudut serang
-10°, -5°, dan 0° karena terjadi negative lift. Namun, lift to drag ratio
bernilai positif pada sudut serang 5° dan 10°. Nilai lift to drag ratio
merupakan efisiensi aerodinamika sayap yang dipengaruhi oleh nilai koefisien lift
dan drag pada sayap tersebut.
3.7. Distribusi Tekanan
Distribusi tekanan aliran
fluida di sekitar sayap ditunjukkan oleh kontur tekanan pada Gambar 9.
Gambar
9 Kontur tekanan aliran fluida pada kecepatan 8,33 m/s
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. Suction
surface berada pada sisi yang berlawanan dengan pressure surface.
Pada kasus sudut serang 0° dan sudut serang positif, 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 belum terbentuk gaya lift karena terjadi distribusi tekanan yang
simetris pada kedua kurvatur permukaan. Apabila tekanan lower surface lebih
tinggi (pressure surface) daripada upper surface (suction
surface) maka akan terbentuk gaya lift dan timbul kecenderungan suction
surface akan menghisap sayap atau airfoil ke arahnya. Pada sudut
serang positif dan 0°, semakin tinggi sudut serang dan kecepatan maka gaya lift
akan semakin besar sampai dengan nilai maksimumnya.
4.
KESIMPULAN
Berdasarkan hasil penelitian yang telah dilakukan,
dapat diambil kesimpulan sebagai berikut:
4.1 Didapatkan
perancangan pesawat terbang radio controlled yang memiliki profil terbang take
off, climbing, cruise, loitering, cruise back, descending, dan landing sebagai
berikut:
1. Ketinggian maksimum : 20 m
2. Range : 100 m
3. Maksimum speed : 30
km/jam
4. Total payload : 775 gram
5. Power loading : 170 Watt/kg
6. Wing loading : 4,5 kg/m2
7. Daya motor : 131,75 Watt
8. Daya baterei : 488,8 Watt (3S, 20C, dan 2200mAh)
9. ESC : 30 A
10. Launch dan Recovery : Hand launch dan belly
4.2 Performa
aerodinamika sayap NACA0012 adalah koefisien lift tertinggi tercapai pada sudut
serang 10° sebesar 0,000235, koefisien drag terendah tercapai pada sudut serang
0° sebesar 6,803. Lift to darg ratio tertinggi dicapai pada pada sudut serang
10° sebesar 2,216.
5.
DAFTAR PUSTAKA
Ahsan Iqbal, M., Abdullah, A. Q.,
& Sham Dol, S. (n.d.). Design of self-powered surveillance RC aircraft.
Anderson, J. (1995). Computational Fluid Dynamics The Basic with Applications. In McGraw Hill (Vol. 332, Issue 7555, p. 1456.2). McGraw Hill.
Anderson, J. D. (2017). Fundamentals of Aerodynamics, Sixth Edition. In Fundamentals of Aerodynamics.
Bangash, Z. A., Sanchez, R. P., Ahmed, A., & Khan, M. J. (2006). Aerodynamics of formation flight. Journal of Aircraft, 43(4), 907–912. https://doi.org/10.2514/1.13872
Bramantya, A., & Ginting, R. (n.d.). Study of Effect of 4-Digit NACA Variation on Airfoil Performance using Computation Fluid Dynamic.
Çengel, Y. A., & Cimbala, J. M. (2018). Fluid Mechanics A Fundamental Approach. In Fluid Dyanmics.
Eid, S. E., & Dol, S. S. (n.d.). Design and Development of Lightweight-High Endurance Unmanned Aerial Vehicle for Offshore Search and Rescue Operation.
Ferziger, J. H., & Peric, M. (2002). Computational Methods for Fluid Dynamics, Third Edition. Springer.
Hegde, S. S., Nayak, S., & Chavan, N. (n.d.). A Systematic Approach for Designing, Analyzing and Building a Model RC Plane. www.ijert.org
Hoffmann, K. A., & Chiang, S. T. (2000). Computational Fluid Dynamics, Volume I, Fourth Edition: Vol. I (Fourth). Engineering Education System. https://doi.org/10.4324/9781315608259-2
Institute of Electrical and Electronics Engineers. (n.d.). 2019 8th International Conference on Modeling Simulation and Applied Optimization (ICMSAO).
Kundu, A. K. (2010). Aircraft Design. In Cambridge.
Lee, S. H., & Han, Y. O. (2020). Experimental Investigation of High-Angle-of-Attack Aerodynamics of Low-Aspect-Ratio Rectangular Wings Configured with NACA0012 Airfoil Section. International Journal of Aeronautical and Space Sciences, 21(2), 303–314. https://doi.org/10.1007/s42405-019-00215-z
Nugroho, G., Bramantya, A., &
Setiawan, B. (n.d.). Simulasi Pengaruh Airfoil NACA 4412 dan MH60 Dengan
Variasi Taper Ratio Terhadap CL dan CD Pesawat Tanpa Awak Untuk Misi
Surveillance.
Nugroho, G., Bramantya, A., Setiawan, B., & Wiratama, C. (n.d.). CFD Simulation of the End-plate Effect on the Elang Caraka Unmanned Aerial Vehicle (UAV).
Pawar, M., Sonara, Z., & Patel, C. S. (2017). EXPERIMENTAL ANALYSIS OF FLOW OVER SYMMETRICAL AEROFOIL (Issue 3).
Raymer, D. (2018). Aircraft Design: A Conceptual Approach, Sixth Edition. Aircraft Design: A Conceptual Approach, Sixth Edition. https://doi.org/10.2514/4.104909
Ur Rahman, R., Hasnain, M., Nayeem, K., Hossain, M., Hossain, R., & Rabby, F. (2017). Design and performance analysis of unmanned aerial vehicle (UAV) to deliver aid to the remote area. In International Conference on Mechanical, Industrial and Materials Engineering (Vol. 2017).
sumber:
Desain dan Analisis Numerik Performa Aerodinamika Pesawat Terbang Radio Controlled untuk Aeromodeling Taruna AAU
B Firmanto, ST Hernawan
Jurnal Patriot Biru TNI AU 1 (1), 68-81
Januari 2022
