Abstrak — Fase  take  off  dan  landing  merupakan  fase  yang paling  kritis  diantara  fase  –  fase  dalam  operasi  penerbangan. Pada saat take off sayap pesawat diposisikan pada angle of attack yang cukup besar, sehingga aliran udara  akan  melawan adverse pressure yang lebih besar sampai saat dimana aliran tidak mampu melawan  adverse  pressure  aliran  akan  terseparasi.  Jika  terjadi separasi permanen sesaat setelah aliran melintasi leading edge di sektor upper side maka bisa mengakibatkan terjadinya stall pada pesawat.  Untuk  mencegah  hal  tersebut  terjadi,  dibutuhkan  slat pada  bagian  depan  sayap  sebagai  penuntun  aliran  pada  leading edge  untuk  memasuki  daerah  upper  side  secara  halus  dengan akselerasi yang kuat. Penelitian ini dilakukan dengan eksperimen dan  numerik.  Benda  uji  yang  digunakan  adalah  airfoil  NACA 2412  dengan  slat  dan  tanpa  slat.  Variasi  slat  clearance  dan  slat angle yaitu S/c : 0,05; 0,07; 0,09; (β): 0 ° , 3 ° , 5 ° . Hasil penelitian ini adalah  konfigurasi  B  merupakan  konfigurasi  optimum  dalam mengeliminasi  stall  pada  angle  of  attack  (α)  8°,  sedangkan konfigurasi H merupakan konfigurasi optimum dalam mengeliminasi stall pada angle of attack (α) 16°.
Kata kunci — airfoil NACA 2412, slat, slat angle, slat clearance.
I. PENDAHULUAN ndonesia  sebagai  Negara  dengan  ekonomi  terbesar  di kawasan  Asia  Tenggara,  memiliki  peningkatan  permintaan layanan  transportasi  udara,  baik  tujuan  domestik  maupun internasional.  Meningkatnya  permintaan  ini  sejalan  dengan pemeratan pembangunan serta bentuk Negara Indonesia yang terdiri atas banyak pulau. Namun seiring dengan meningkatnya permintaan  layanan  tranportasi  udara,  kecelakaan  pada  alat transportasi udara juga ikut meningkat.
Fase take off dan landing merupakan fase yang paling kritis diantara fase – fase dalam operasi penerbangan. Pada saat take off sayap pesawat diposisikan pada angle of attack yang cukup besar, sehingga aliran udara pada sayap yang melewati upper side akan dipaksa bergerak dengan kecepatan yang lebih tinggi lagi  dibandingkan  dengan  udara  yang  bergerak  pada  bagian lower side . Kejadian ini dapat menimbulkan separasi permanen lapis batas pada leading edge airfoil . Saat pesawat dalam posisi take off akan menyebabkan pergeseran titik stagnasi ke daerah lower  side dari leading edge airfoil . Pergeseran  titik  stagnasi ini  akan  memaksa  aliran  udara  masuk  ke  daerah upper  side
dengan percepatan yang sangat kuat ( strong accelerated flow ) dengan  lintasan  berbentuk  S.  Setelah  melawati leading  edge dengan percepatan kuat segera disusul terbentuknya divergensi stream tube yang mengakibatkan perlambatan secara tiba – tiba dengan tekanan yang naik mendadak. Terbentuknya divergensi stream  tube yang  kuat  pada  leading  edge  mengakibatkan adanya adverse pressure gradient yang besar dan terbentuknya vortex  separation. Jika  separasi  permanen  tersebut  sudah terjadi  sesaat  setelah  aliran  melintasi leading  edge di  sektor upper  side maka  bisa  mengakibatkan  terjadinya stall pada pesawat . Untuk mencegah hal tersebut terjadi, dibutuhkan slat pada bagian depan sayap sebagai penuntun aliran pada leading edge untuk  memasuki daerah upper side secara halus dengan akselerasi yang kuat.
Studi terdahulu mengenai slat telah diteliti oleh Souza et al [1] yang membahas efek aliran pada slat dan airfoil . Penelitian ini  meneliti  dampak  aliran  antara slat dan airfoil dengan memvariasikan  bentuk slat dengan  seal  dan  tanpa  seal. Penelitian ini menggunakan model airfoil MD30P30N dengan variasi bentuk slat berdasarkan simulasi dua dimensi dan tiga dimensi.  Hasil  yang  didapatkan  dalam  percobaan  ini  adalah dengan  penambahan seal pada slat akan  meminimalkan separasi aliran pada leading edge airfoil . Studi lainnya tentang slat juga pernah diteliti oleh Ge et al [2]. Ge meneliti bentuk slat serta airfoil nya  mengadaptasi  dari  bentuk  sayap  burung hantu.  Penelitian  ini  dilakukan  dengan  memvariasikan besarnya angle  of  attact ,  dan  bentuk  dari airfoil dengan simulasi  dua  dimensi.  Dalam  penelitiannya,  Ge  menyatakan bahwa  penambahan slat pada airfoil dapat  menambah maksimal  koefisien lift ,  dan stall  angle. Penelitian  mengenai slat pernah dilakukan oleh Tung et al[3]. Tung meneliti tentang pengaruh stall  angle pada airfoil dengan slat dan  tanpa slat . Dalam  penelitian  ini  Tung  menggunakan airfoil VR-7  dan variasi angle of attack dengan eksperimen menggunakan water tunnel. Dari penelitian ini didapatkan bahwa penambahan slat pada airfoil dapat  menunda stall  angle .  Studi  lainnya  juga pernah dilakukan oleh Savory et al [4] mengenai Slat. Savory meneliti aliran pada daerah cove diantara slat dan sayap serta daerah cove diantara sayap dan flap pada multielemen airfoil . Percobaan ini akan menginvestigasi medan aliran pada daerah cove menggunakan  model airfoil seri  A-300,  dengan  variasi geometri slat dan flap . Dari percobaan ini didapatkan pada flap
Studi Eksperimen Dan Numerik Pengaruh Slat Clearance Serta Slat Angle Untuk
Mengeliminasi Stall Pada Airfoil
“ Studi kasus airfoil NACA 2412”
Arwanda Wahyu Eko Sadewo dan Herman Sasongko Jurusan Teknik Mesin, Fakultas Teknologi Industri, Institut Teknologi Sepuluh Nopember (ITS)
Jln. Arif Rahman Hakim, Surabaya 60111 Indonesia
e-mail : herman@me.its.ac.id
I
memiliki  pengaruh  yang  sedikit  dalam  menunda  terjadinya separasi dibandingkan dengan slat .
Akibat  penggabungan jet  flow dari  celah slat dan  aliran yang  melintasi suction  side  slat akan  mengakibatkan vortex . Vortex tersebut  dapat  menyebabkan  aliran  terdefleksi  yang akan  mengakibatkan blockage aliran.  Ketika blockage aliran terlalu  besar,  luasan  efektif  akan  berkurang  sehingga menyebabkan terjadinya stall . Oleh karena itu, pada penelitian ini dipilih variasi jarak slat dan slat angle untuk menghindari terjadinya blockage pada suction side airfoil utama. Rekayasa pertama  dipilih  vasiasi  jarak slat terhadap airfoil utama  pada angle  of  attack tertentu  untuk  mendapatkan  kekuatan momentum  yang  besar  pada suction  side  airfoil .  Rekayasa kedua  adalah  dengan  memvariasikan slat  angle untuk mensinergikan  vektor  kecepatan outlet  slat  clearance dan vektor  kecepatan outlet  suction  side  slat .  Pemilihan  variasi jarak  dan slat  angle ini  dapat  mengarahkan  semburan  aliran celah  untuk  meniadakan  terjadinya  separasi  aliran  pada  zona leading edge dan menunda separasi aliran zona buritan suction side dari airfoil utama.  Sehingga stall pada airfoil dapat tereliminasi.
II. METODOLOGI PENELITIAN Pada  penelitian  ini,  dapat  terlihat  skema  model  dan konfigurasi uji  yang akan  dilakukan pengukuran  seperti pada gambar 1 dan tabel 1 berikut
Gambar  1. (i)  NACA  2412;  (ii)  Penambahan slat dengan  jarak  5%  c;  (iii) Penambahan slat dengan jarak 7% c; (iv) Penambahan slat dengan jarak 9% c
Tabel 1.
Keterangan konfigurasi slat Konfigurasi 𝑺 𝒄 ⁄ β A 0 0 °
B 0.05 0 °
C 0.05 3 ° D 0.05 5 ° E 0.07 0 ° F 0.07 3 ° G 0.07 5 ° H 0.09 0 ° I 0.09 3 ° J 0.09 5 °

## Spesifikasi Wind Tunnel
Jenis wind tunnel :  subsonic,  open  circuit  wind  tunnel seperti yang ditujukkan gambar 2 Bentuk saluran uji: penampang segi 4
 Panjang  : 1780 mm
 Tinggi    : 660 mm
 Lebar     : 660 mm
Gambar 2. Skema Wind Tunnel Sub Sonic

## Benda Uji
Profil airfoil NACA 2412 dan NACA 2412 dengan slat dapat dilihat pada gambar 3. Dengan dimensi sebagai berikut :
 Chord (c) : 170 mm  Span (L) : 750 mm
Gambar 3. Tampak atas airfoil NACA 2412 tanpa slat (a) dan dengan slat (b)
Alat Ukur
a. Pitot static tube
b. Manometer
Inclined manometer 15 o dengan fluida red oil SG=0,80 c. Data logger dan pressure transducer
d. Termometer
Metode Pengambilan Data Eksperimen

##  Pengukuran Tekanan Statis
Pengukuran  tekanan  statis  diperlukan  untuk  mengetahui kontur  tekanan  permukaan  pada airfoil utama.  Pengukuran tekanan  statis  dilakukan  di mid  span menggunakan pressure tap pada upper side dan lower side
 Visualisasi Aliran
Visualisasi aliran diperlukan untuk mengetahui fenomena skin  friction  line dari  aliran  fluida  pada  kontur  permukaan secara kualitatif

## Metode Numerik
Penelitian secara numerik dilakukan untuk mempertegas hasil yang didapat dari eksperimen
Pre-processing A. Model Uji Model uji berupa airfoil NACA 2412 dengan slat dan tanpa slat pada angle of attack 8°, dan 16°.
B. Domain Simulasi
Simulasi menggunakan domain seperti gambar 4
Gambar 4. Domain simulasi NACA 2412

## C. Meshing
D. Menentukan Kondisi Batas

## Processing
A. Models Turbulence model yang digunakan pada penelitian ini adalah k – ε standard B. Materials Pemodelan ini menggunakan udara sebagai fluida kerja dengan densitas ( ρ ) = 1,17 kg/m 3 , viskositas ( μ ) = 1,86 x 10 -5 N.s/m 2 C. Operating Condition daerah operasi digunakan standard dan pressure yaitu 1 atm atau 101325 Pascal D. Boundary Condition
bilangan Reynolds pada inlet wind tunnel Re = 1,6 x 10 5 dan kecepatan free stream sebesar 15m/s.
E. Solution Penelitian ini akan menggunakan deskritisasi second order untuk pressure , second  order  upwind untuk  momentum, turbulence kinetic energy dan turbulence dissipation rate . F. Initialize Initialize dihitung dari inlet G. Monitor Residual
Kriteria  konvergensi  yang  digunakan  dalam  penelitain  ini sebesar 10 -5 H. Iterate

## III. ANALISIS DATA DAN PEMBAHASAN

## A. Validasi
Gambar 5. Grafik Cp fungsi X/c perbandingan hasil eksperimen dan numerik pada airfoil NACA 2412
Dari  gambar  5  terlihat  bahwa  hasil  Cp  pada  numerik  dan eksperimen  memiliki trend  line garis  yang  sama.  Pada  hasil eksperimen dan numerik  memiliki nilai  masksimum  Cp  yang sama  -  sama  mendekati  1.  Sedangkan  nilai  minimum  Cp numerik sebesar -2,48 dan nilai minimum Cp eksperimen yang didapatkan sebesar -2,80. Dari perbandingan dua grafik diatas dapat  disimpulkan  trend  garis  antara  studi  numerik  dan eksperimen  hampir  sama,  perbedaan  terjadi  akibat  faktor  – faktor  eksternal  yang  tidak  di  sertakan  pada  studi  numerik seperti turbulent intensity , perubahan suhu dan lain-lain. Nilai Cp eksperimen tidak mencapai X/c = 1 karena pemasangan alat ukur  yang  tidak  mampu  dipasang  pada  model airfoil NACA 2412 akibat celah model yang sempit.

## B. Analisis Karakteristik Aliran
 Karakteristik Aliran Pada Slat Clearence 5%
Gambar 6. Grafik Cp fungsi X/c hasil numerik pada α = 16°, Re = 1.6x10 5 slat clearance 5% dengan slat angle 0 0 ,3 0 ,5 0 ,dan tanpa slat
Gambar  6  menunjukkan  hasil  numerik  distribusi  koefisien tekanan  (Cp)  fungsi  X/c  pada airfoil NACA  2412 angle  of attack ( α ) = 16° dengan slat dan tanpa slat pada slat clearance 5%.  Pengukuran  koefisien  tekanan  secara  numerik  dilakukan pada airfoil utama. oleh karena itu panjang airfoil utama tanpa slat lebih  panjang  dibandingkan  dengan airfoil dengan slat . Slope  pada airfoil tanpa slat memiliki  trend  line  yang  lebih dalam dibandingkan pada grafik konfigurasi tanpa slat . Besar nilai Cp pada airfoil NACA 2412 tanpa slat juga memiliki nilai Cp upper  side yang  lebih  rendah  dibandingkan  dengan konfigurasi  lainnya.  Hal  ini  membuktikan  pada  celah  antara slat dan airfoil aliran udara cenderung melambat pada bagian celah slat .  Koefisien  tekanan  (Cp)  terendah  terjadi  pada
konfigurasi tanpa slat dengan nilai Cp sebesar -6,56 sedangkan pada  konfigurasi slat koefisien  tekanan  (Cp)  terendah  terjadi pada konfigurasi 5° dengan nilai Cp sebesar -3,01.
Gambar  7.    Visualisasi  aliran  pemodelan airfoil NACA  2412  pada α =  16° dengan Re = 1.6x10 5 konfigurasi A, B, C, dan D
Gambar  7  menunjukkan  visualisasi  numerik  aliran  pada airfoil NACA  2412 dengan slat dan  tanpa slat pada angle of attack 16°.  Penambahan slat pada airfoil terbukti  mampu menunda separasi dan memperkecil vortex aliran yang terjadi pada  bagian  buritan airfoil .  Tampak  dari  visualisasi  aliran  di sekitar leading edge pada gambar 7 B dan C momentum aliran yang melewati celah akan bertambah besar akibat melalui celah konvergen. Indikasi awal mengenai adanya Bubble separation yang muncul pada bagian bawah slat telah terbukti, hal tersebut dapat dilihat pada gambar 7 B, C, dan D. Bubble separation ini dapat  timbul  akibat  momentum  aliran  lemah  yang  melalui bagian lower  side slat bertemu  dengan  aliran  S curve bermomentum  sangat  besar  sehingga  menimbulkan blockage aliran.
 Karakteristik Aliran Pada Slat Clearence 7%
Gambar 8. Grafik Cp fungsi X/c hasil numerik pada α = 16°, Re = 1.6x10 5 slat clearance 7% dengan slat angle 0 0 ,3 0 ,5 0 ,dan tanpa slat
Gambar  8  menunjukkan  hasil  numerik  distribusi  koefisien tekanan  (Cp)  fungsi  X/c  pada airfoil NACA  2412 angle  of attack ( α ) = 16° dengan slat dan tanpa slat pada slat clearance 5%.  Pengukuran  koefisien  tekanan  secara  numerik  dilakukan
pada airfoil utama. oleh karena itu panjang airfoil utama tanpa slat lebih  panjang  dibandingkan  dengan airfoil dengan slat . Slope  pada airfoil tanpa slat memiliki trend  line yang  lebih dalam dibandingkan pada grafik konfigurasi tanpa slat . Besar nilai Cp pada airfoil NACA 2412 tanpa slat juga memiliki nilai Cp upper yang lebih rendah dibandingkan dengan konfigurasi lainnya. Hal ini membuktikan pada celah antara slat dan airfoil aliran  udara  cenderung  melambat  pada  bagian  celah slat . Koefisien tekanan (Cp) terendah terjadi pada konfigurasi tanpa slat dengan nilai Cp sebesar -6,56 sedangkan pada konfigurasi slat koefisien tekanan (Cp) terendah terjadi pada konfigurasi 5° dengan nilai Cp sebesar -3,01.
Gambar  9.  Visualisasi  aliran  pemodelan airfoil NACA  2412  pada α =  16° dengan Re = 1.6x10 5 konfigurasi A, E, F, dan G
Gambar  9  menunjukkan  visualisasi  numerik  aliran  pada airfoil NACA  2412 dengan slat dan  tanpa slat pada angle of attack 16°.  Penambahan slat pada airfoil terbukti  mampu menunda separasi dan memperkecil vortex aliran yang terjadi pada  bagian  buritan airfoil .  Tampak  dari  visualisasi  aliran  di sekitar leading edge pada gambar 9 E dan F momentum aliran yang melewati celah akan bertambah besar akibat melalui celah konvergen. Indikasi awal mengenai adanya bubble separation yang muncul pada bagian bawah slat telah terbukti, hal tersebut dapat dilihat pada gambar 9 E, F, dan G. Bubble separation ini dapat  timbul  akibat  momentum  aliran  lemah  yang  melalui bagian lower  side slat bertemu  dengan  aliran  S  curve bermomentum  sangat  besar  sehingga  menimbulkan blockage aliran.
 Karakteristik Aliran Pada Slat Clearence 9%
Gambar 10. Grafik Cp fungsi X/c hasil numerik pada α = 16°, Re = 1.6x10 5 slat clearance 7% dengan slat angle 0 0 ,3 0 ,5 0 ,dan tanpa slat
Gambar  10  menunjukkan  hasil numerik distribusi  koefisien tekanan  (Cp)  fungsi  X/c  pada airfoil NACA  2412 angle  of attack ( α ) = 16° dengan slat dan tanpa slat pada slat clearance 9%.  Pengukuran  koefisien  tekanan  secara  numerik  dilakukan pada airfoil utama. Oleh karena itu panjang airfoil utama tanpa slat lebih  panjang  dibandingkan  dengan airfoil dengan slat . Slope  pada airfoil tanpa slat memiliki trend  line yang  lebih dalam dibandingkan pada grafik konfigurasi tanpa slat . Besar nilai Cp pada airfoil NACA 2412 tanpa slat juga memiliki nilai Cp upper yang lebih rendah dibandingkan dengan konfigurasi lainnya. Hal ini membuktikan pada celah antara slat dan airfoil aliran  udara  cenderung  melambat  pada  bagian  celah slat . Koefisien tekanan (Cp) terendah terjadi pada konfigurasi tanpa slat dengan nilai Cp sebesar -6,56 sedangkan pada konfigurasi slat koefisien tekanan (Cp) terendah terjadi pada konfigurasi 5° dengan nilai Cp sebesar -3,01.
Gambar  11.   Visualisasi  aliran pemodelan airfoil NACA  2412  pada α = 16° dengan Re = 1.6x10 5 konfigurasi A, H, I, dan J
Gambar  11  menunjukkan  visualisasi  numerik  aliran  pada airfoil NACA  2412 dengan slat dan  tanpa slat pada angle  of attack 16°.  Penambahan slat pada airfoil terbukti  mampu menunda separasi dan memperkecil vortex aliran yang terjadi pada  bagian  buritan airfoil .  Tampak  dari  visualisasi  aliran  di sekitar leading  edge pada  gambar  11  konfigurasi  H  dan  I momentum aliran yang melewati celah akan bertambah besar
akibat  melalui  celah  konvergen.  Indikasi  awal  mengenai adanya bubble separation yang muncul pada bagian bawah slat telah  terbukti,  hal  tersebut  dapat  dilihat  pada  gambar  11 konfigurasi  H,  I,  dan  J. Bubble separation  ini  dapat  timbul akibat momentum aliran lemah yang melalui bagian lower side slat bertemu dengan aliran S curve bermomentum sangat besar sehingga menimbulkan blockage aliran.

## C. Hasil koefisien Lift dan koefisien Drag numerik
Tabel 2. Keterangan konfigurasi slat Konfigurasi Cl Cd Cl/Cd A 1.362 0.135 10.092 B 1.503 0.131 11.459 C 1.430 0.135 10.559 D 1.305 0.142 9.208 E 1.606 0.136 11.850 F 1.558 0.136 11.433 G 1.466 0.137 10.685 H 1.660 0.137 12.124 I 1.628 0.135 12.047 J 1.568 0.135 11.653
Tabel 2 menunjukkan besarnya nilai koefisien lift (C L ) airfoil NACA  2412  dengan slat dan  tanpa slat pada angle  of attack 16 0 pada Re = 1.6 x 10 5 . Dari tabel 2 dapat diketahui semakin bertambahnya slat clearance besarnya  koefisien lift semakin meningkat.  Besar  nilai  koefisien lift terbesar  terjadi  pada konfigurasi  H  yaitu airfoil dengan slat  angle (β)  0°  dan slat clearance (S/c)  9%  dengan  koefisien lift (C L )  sebesar  1.660. Hal  ini  dapat  dilihat  dari  visualisasi  aliran  disekitar airfoil , vortex dibagian  buritan airfoil semakin  kecil  sehingga menambah luasan airfoil penghasil lift di zona buritan airfoil . Nilai koefisien lift terendah terjadi pada konfigurasi D dengan koefisien lift sebesar 1.305. Pada konfigurasi D, vortex aliran pada  zona  buritan  tidak  berhasil  dikurangi  sehingga lift yang dihasilkan lebih kecil dibandingkan dengan konfigurasi lainnya Tabel  2  menunjukkan  besarnya  nilai  koefisien drag (C D ) airfoil NACA  2412 dengan slat dan  tanpa slat pada angle of attack 16 0 pada Re = 1.6 x 10 5 . Dari tabel 2 dengan penambahan slat clearance besarnya koefisien drag belum tentu berkurang dibandingkan  tanpa slat .  Penurunan  nilai  koefisien drag terkecil terjadi pada konfigurasi B yaitu dengan slat clearance 5% C dan slat angle 0 0 dengan besar nilai koefisien drag (C D ) sebesar 0.131. Sedangkan koefisien drag terbesar terjadi pada konfigurasi  D  dengan  nilai  koefisien drag sebesar  0.142. Besarnya drag yang  terjadi  disebabkan  adanya  blockcage aliran  pada  bagian lower  side slat dan  vortex  yang  terjadi  di zona buritan airfoil utama Perbandingan  antara  koefisien lift (C L )  dan  koefisien drag
(C D ) merupakan salah satu cara untuk mengetahui konfigurasi yang  paling  optimal  dari  konfigurasi  yang  ada.  Tabel  2 menujukkan  perbandingan  C L /C D airfoil NACA  2412  dengan slat dan tanpa slat pada angle of attack 16 0 pada Re = 1,6 x 10 5 . Dari  tabel  2  diketahui  konfigurasi  terbaik  dengan  meninjau perbandingan koefisien lift (C L ) dan koefisien drag (C D ) adalah
konfigurasi H dengan besar nilai perbandingan C L / C D 12.124. Sedangkan  konfigurasi  dengan  meninjau  perbandingan koefisien lift (C L )  dan  koefisien drag (C D )  terendah  adalah konfigurasi D dengan besar nilai perbandingan C L / C D 9.208.
IV. PENUTUP

## A. Kesimpulan
Setelah  menganalisis  karakteristik  aliran  Airfoil  NACA 2412 didapatkan kesimpulan sebagai berkut. 1. Konfigurasi optimum variasi slat angle pada angle of attack (α) 8° adalah konfigurasi B dengan slat angle (β) 0°. Besar C L dan C D yang dihasilkan dari konfigurasi B adalah 0.918 dan 0.056 dengan besar C L /C D adalah 16.453 2.  Konfigurasi  optimum  variasi slat  clearance pada angle  of attack (α)  8° adalah  konfigurasi  B  dengan slat  clearance (S/c) 5%. Besar C L dan C D yang dihasilkan dari konfigurasi B  adalah  0.918  dan  0.056  dengan  besar  C L /C D adalah 16.453 3. Konfigurasi optimum variasi slat angle pada angle of attack (α) 16° adalah konfigurasi H dengan slat angle (β) 0°. Besar C L dan C D yang dihasilkan dari konfigurasi H adalah 1.660 dan 0.137 dengan besar C L /C D adalah 12.124 4.  Konfigurasi  optimum  variasi slat  clearance pada angle  of attack (α) 16° adalah konfigurasi H dengan slat clearance (S/c) 9%. Besar C L dan C D yang dihasilkan dari konfigurasi H  adalah  1.660  dan  0.137  dengan  besar  C L /C D adalah 12.124

## B. Saran
Berikut  merupakan  beberapa  saran  yang  dapat  diberikan setelah penelitian dilakukan untuk penelitian berikutnya adalah : 1. Konfigurasi angle of attack dapat diuji kembali dengan sudut yang  lebih  ekstrim  untuk  mengetahui  optimasi  sudut  slat pada airfoil. 2. Konfigurasi slat clearance tidak hanya digeser searah sumbu X  namun  juga  divariasikan  kearah  sumbu  Y  untuk mengetahui pengaruh posisi slat pada optimalisasi lift dari airfoil

## DAFTAR PUSTAKA
[1]  Souza,  D.S.,  Rodriguez,  D.,  Simoes,  L.G.C.,  Medeiros,  M.A.F,  2014 . Effect of an excrescene in the slat cove : Flow-field, acoustic radiation and  coherent  structures.  Aerospace  Science  and  Technology. 2015,  vol 44. Pp.108-115 [2]  Ge, C., Ren, L., Liang, P., Zhang, C., Zhang, Z. 2013 . High-Lift Effect of Bionic Slat Based on Owl Wing. Journal of Bionic Engineering 2013, vol 10, Pp. 456-463 [3]  Tung,  C.,  McAlister,  K.W.,  Wang,  C.M.  1993. Unsteady  Aerodynamic Behavior of An Airfoil With and Without a Slat. Computers Fluids Vol. 22, No. 4/5, Pp. 529-547 [4]  Savory,  E.,  Toy,  N.,  Tahouri, B.,  Dalley,  S.  1992. Flow  Regimes  in  the Cove Region Between a Slat and Wing and Between a Wing and Flap of a  Multielement  Airfoil.  Experimental  Thermal  and  Fluid  Science 1992 Vol. 5, Pp. 307-316